基于ANSYS_CFX耦合的机翼颤振分析_卢学成

第27卷　第9期计　算　机　仿　真2010年9月 文章编号:1006-9348(2010)09-0088-04基于A N S Y S/C F X耦合的机翼颤振分析卢学成,叶正寅,张陈安(西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安710072)摘要:在飞行器飞行气动特性的研究中,为避免传统方法进行颤振点预测时的“准模态”假设,能够更加准确地仿真机翼在流场中的真实运动情况,根据C F D/C S D一体化设计思想,采用了A N S Y S/C F X紧耦合算法,对国际标准气动弹性模型A G A R D445.6机翼作了颤振分析,验证性地研究了亚音速和跨音速颤振机理,将仿真计算结果和实验数据进行了比较。

表明耦合计算所得的颤振速度和颤振频率和实验值吻合,在亚音速阶段,机翼颤振主要是机翼的弯曲扭转耦合运动引起,而跨音速阶段则主要是机翼的弯曲运动的不稳定性引起,与理论定性分析得到的结果一致,证明A N S Y S/C F X全耦合的应用为求解非线性流固耦合问题提供了有效的方法。

关键词:弹性变形;颤振;强耦合;流固耦合中图分类号:V211.47 文献标识码:AAC o u p l e dA N S Y S/C F XMe t h o dF o r T h e A G A R D445.6Wi n g F l u t t e r C a l c u l a t i o nL UX u e-c h e n g,Y EZ h e n g-y i n,Z H A N GC h e n-a n(N a t i o n a l K e y L a b o r a t o r y o f A e r o d y n a m i c D e s i g na n dR e s e a r c h,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a lU n i v e r s i t y,X i'a nS h a n x i710072,C h i n a.)A B S T R A C T:I no r d e r t o a v o i d t h e“q u s i-m o d e”a s s u m p t i o n f o r t h e w i n g f l u t t e r p r e d i c t i o n,a C o u p l e d A N S Y S/C F Xm e t h o d i s e m p l o y e df o r t h e A G A R D445.6w i n g f l u t t e r c a l c u l a t i o n a n d i n v e s t i g a t i o n o f t h e d i f f e r e n t f l u t t e r m e c h a n i s m si nt h es u b s o n i c a n dt r a n s o n i c r e g i o n s.T h e s i m u l a t i o n r e s u l t s,b o t hi nf l u t t e r f r e q u e n c y a n df l u t t e r s p e e d a r ei ng o o da g r e e m e n t w i t h e x p e r i m e n t s.F i n a l a n a l y s i s s h o w st h a t t h ef l u t t e r m o t i o ni nt h e s ub s o n ic r e g i o ni s c h a r a c t e r i z e da sc l a s s i c a l f l u t t e r w i t h a c o m b i n a t i o no f t h e w i n g-b e nd i n g a n d w i n g-t o r s i o n m o t i o n,w h i le t h e t r a n s o n i cf l u t t e r i s c h a r-a c t e r i z e da s ab e n d i n g m o t i o ni n s t a b i l i t y.I t a l s o s h o w s t h a t t h ec o u p l i n g m e t h od i s re l i a b l e t o s o l v e n o n l i n e a rf l u i d-s t r u c t u r ei n t e r a c t i o n(F S I)p r o b l e m s.K E Y WO R D S:A e r o e l a s t i c i t y;F l u t t e r;S t r o n g-c o u p l e d;F S I1　引言颤振是飞行器飞行时常见的一种气动弹性现象,它对飞行器的破坏是灾难性的。

在过去,广泛运用于飞行器的颤振计算方法是偶极子格网法(D L M),它是基于线化势流理论的一种颤振计算方法。

对于流场计算D L M是一种基于线化理论的方法,无法解决非线性强的流场,而且它大多采用的是平面模型,无法计入机翼的厚度、迎角等。

近年来,C F D计算技术发展十分迅速,计算机的性能也有很大提高,因此C F D/ C S D耦合计算方法也迅速发展起来[1][2][3],21世纪初,国外学者提出了H I S S S/N A S T R A N方法、C F L3D/G F E C方法、Z A E R O/N A S T R A N方法等C F D/C S D一体化的设计手段,国内学者针对此类问题也开展了相应的研究[3][4][5],马铁林运用F L U E N T/N A S T R A N耦合方法,详细分析了结构弹性对机翼气动特性的影响[4]。

曾宪昂,徐敏等基于C F D/C S D耦合算法对某机翼进行了颤振分析[3]。

在C F D/C S D耦合计算颤振方法中,对于流场求解,由于C F D求解的是非线性方程组,因此这种方法可以计算飞行器在非线性强的流场中的运动,同时这种方法可更加直观、实时地显示飞行器结构的变形及流场的变化,并且它还可以计算较为复杂的外形。

但是对于结构的求解,无论国内国外大多都基于结构在静变形平衡位置附近做微幅振动的假设,沿用线性系统振动理论中的固有频率和模态的概念,这种方法称为“准模态”方法,基于该方法,结构振动方程仍然是线性的,利用振动分析得到的“准模态”,将常规的气动力计算方法进行初始气动力面的修正后,计算以“准模态”为基底的非定常气动力[2][3][6]。

为了考虑结构和流场的非线性效应,本文则创新性地采用A N-收稿日期:2009-04-30　修回日期:2009-08-11S Y S /C F X 紧耦合的方法,直接进行流场/结构的全耦合计算,避免传统方法的“准模态”相关假设,对标准气动弹性模型A G A R D 445.6机翼作了颤振分析,同时验证性地研究了亚音速和跨音速的颤振机理。

2　验证机翼标准模型A G A R DW i n g 445.6颤振风洞实验是由美国国家航天局兰利研究中心(N A S AL a n g l e y R e s e a r c hC e n t e r )在跨音速动态风洞(T D T )中完成的。

为了检验跨音速机翼的颤振特性,设计了一系列标准弹性机翼的风洞实验模型,共有五组不同的模型,包括四种硬模型和一种软模型。

目前,A G A R D W i n g 445.6软模型已经成为国际上跨音速气动弹性程序考核的标准算例。

A G A R DW i n g 445.6软模型机翼平面特征参数为:展弦比=1.6440,梢根比=0.6592,四分之一弦线机翼后掠角为45°,沿流向翼型为N A C A 65A 004。

图1给出了该机翼模型的相关参数,表1则给出了实验颤振结果,其它详细参数可见风洞实验报告[7]。

图1　A G A R D 445.6机翼模型参数3　流固耦合场的计算方法目前求解此类问题的基本思想有紧耦合法和松耦合法。

对于紧耦合分析模型,流体场结构场的控制方程被重新构造,从而形成一个新的结构方程组,作为流体场和结构场之间的信息数据交换与传递的媒介动网格系统也按照自身的运动来构造方程,并加入耦合方程组。

因此在求解耦合方程组的同时,要同时对流体场结构场和动网格场进行求解。

紧耦合分析模型的求解是通过对(1)式求解来实现的。

W t + ·(F (W )-F v -d u md t W )=0M s ·d 2u sd t2+D s ·d u s d t +K s ·u s =f M m ·d 2u md t2+K m ·u m=0(1)其中第一式为结构场的求解公式;第二式为流体场的求解公式;第三式则为动网格的生成公式。

其中W ,F (W ),F v 和u m 分别代表流场中的守恒量,流通量,粘性通量及动网格的位移向量;M s ,u s ,D s ,K s ,f 分别代表结构质量矩阵,结构位移向量,结构阻尼矩阵,结构刚度矩阵及外载荷向量;M m 和K m 分别代表虚构出的动网格质量矩阵和动网格刚度矩阵。

流体场和结构场的交界面边界条件如(2)式,其中第一式表示的是力平衡条件,σs ,P ,σF ,n 分别表示了结构的应力向量,交界面流体压强,交界面流体粘性应力向量及交界面的法向矢量。

ΓF /S 表示流体场和结构场的交界面。

第二式表示了流体场和结构场交界面速度的一致性。

σs ·n=-p n+σF ·n u s t = u Ft o n ΓF /S (2)松耦合分析模型是对(1)式进行简化,简化为(3)式,(1)式中的第一式不再和第三式耦合,同时第三式也变成了和时间变量无关的线性方程。

另外对边界条件也进行了简化,将(2)式简化为(4)式:Wt+ ·(F (W )-F v )=0M s ·d 2u s d t2+D s ·d u s d t +K s ·u s =f K m ·u m =0(1)σs ·n=-p n+σF ·n u m =us o n ΓF/S(4)本文尝试采用紧耦合的方法,利用A N S Y S /C F X 同步进行全耦合计算,在气动/结构载荷传递上使用A N S Y S 提供的现成插值接口,只需在结构有限元模型中确定气动/结构交界面即可在耦合的过程中自动实时完成载荷传递,省去了个人编程的大工作量,并且减少了通过第三方软件数据传递带来的误差.计算流程如图2所示。