基于Ansys-CFX的飛機機翼瞬態流場分析

孫巍 張博 郭鵬星

(渤海大學工學院,遼寧錦州 121000)

基于Ansys-CFX的飛機機翼瞬態流場分析

孫巍 張博 郭鵬星

(渤海大學工學院,遼寧錦州 121000)

機翼是飛機飛行必不可少的組成部分,了解其在飛行過程中周圍流場的狀態對設計者在設計機翼結構時起到非常關鍵的作用。利用ANSYS-CFX軟件建立飛機機翼有限元模型,通過建模和設置邊界條件分別對機翼低音速,超音速和臨界音速三個約束條件下機翼的狀態進行分析,得到相應的數據及云圖。分析結果得出在飛機飛行過程中,機翼周圍的流速與壓力大小成反比,并且機翼最前端所受的壓力最大,同時由壓力云圖可以得出,飛機在接近音速條件下其周圍所受的壓力最大,在飛機突破音障之后,機翼周圍的壓力反而減小。同時由仿真結果得到一些重要數據,為高空飛行時機翼的設計和改進提供了數據依據。

機翼設計 繞流 音障

這些年來，世界各國越來越重視高空長時間飛行的飛機設計與優化。根據長時間飛行飛機的時間性能的要求，對飛機各部件的要求也越來越嚴格。機翼是飛機的重要組成部件之一。它的最主要的作用是飛行過程中提供起飛所需要的升力，同時使飛機具有操作性和橫側的穩定性[1]。因此，機翼結構力學穩定性對保證整個飛機在飛行過程中的安全起著非常重要的作用[2][3]。目前很多文獻研究非對稱翼，對非對稱翼簡單來說上表面比較凸，因此流過機翼上表面的流速較快；而機翼下表面比較平因此流過機翼下表面的氣流較慢，與上表面正好相反。根據流體力學的基本原理，流動慢的大氣壓強較大，而流動快的大氣壓強較小，這樣機翼下表面的壓強就比上表面的壓強高，大氣施加與機翼下表面的壓力(方向向上)比施加于機翼上表面的壓力(方向向下)大，二者的壓力差便形成了飛機的升力[4][5]。本文利用流體力學仿真軟件ANSYS-CFX對一種經典的對稱型固定翼模型NACA0012的機翼外部氣體流動狀態進行模擬仿真，通過CFX模擬計算并觀察在三種不同范圍的速度下，機翼周圍的壓力大小，氣流分布及氣體軌跡狀態。

圖1 CFX 軟件結構圖

圖2 亞音速時的速度云圖

圖3 亞音速時的壓力云圖

圖4 跨音速時的速度云圖

圖5 跨音速時的壓力云圖

1 ANSYS CFX介紹

ANSYS-CFX流體力學軟件是全球第一個通過ISO9001質量認證的于流體計算的大型商業CFD軟件，可以用于亞音速、跨音速和超音速流體的數值模擬。其功能的實現主要由5部分組成[6]:

(1)幾何建模:創建或導入幾何域；控制方程在其中將被求解，同時獲得在這個區域中的結果。

(2)網格劃分:創建有限體積或是單元的過程；網格可以在另一個模塊中創建或是從其他的網格劃分器中導入。

(3)前處理:求解問題描述，定義物理模型，材料屬性和邊界條件。

(4)求解求解控制方程:設置求解器選項；將迭代求解控制方程過程作為一個批處理的過程，求解收斂。(5)后處理分析和顯示求解結果。其結構及過程如圖1所示。

該軟件采用有限體積法進行離散，采用K-標準，所用控制方程如下。

其中: μeff為有效粘度；˙為修正壓力； Cε1， Cε2， σε，kσ都是常數[7][8]。

2 模型的設定及條件的設立

前人的研究表明對稱翼型在所有翼型中的阻力是最小的。為了研究對稱翼飛機在飛行過程中，其翼型阻力分布情況及其影響阻力大小的關系，因此采用典型的對稱翼型NACA0012來進行研究。由于影響飛行中機翼的因素有很多，比如，氣體，溫度，氣流攻角，氣流速度等等。為了方便研究，在此設定飛機水平飛行即氣體攻角為0度，氣體溫度采用靜態溫度T=300K，為了進行對比，文中選擇三個不同的氣流速度，分別是亞音速，跨音速，超音速三個范圍中的某一速度值。由于在模擬超音速時，必須保證域內物質設置為理想氣體，熱量傳遞模型為全熱模型，為了保證各個狀態下所處環境能相同，因此

圖6 超音速時的速度云圖

圖7 超音速時的壓力云圖

在三個不同速度的模擬中，所處環境都選擇理想氣體。

在流體域設定中，選擇理想氣體，參考壓力選擇1atm，由于全熱模型適合高速流體及可壓縮流體的熱量傳輸計算，因此熱量傳輸選擇全熱傳輸，同時為了使模型適合高精度邊界層的模擬，本文中湍流模型選擇剪切壓力傳輸(SST) k-ω模型。

在邊界設定中，選擇對稱邊界及無滑移壁面邊界。在入口邊界設置中，設置湍流密度為0．01，湍流長度為0．02m，靜態壓強為0Pa，靜態溫度為300K，速度分別為100m/s，340m/s，600m/s。

本模擬利用殘差值為0．00001的RMS，進行100次迭代實驗得到在不同速度下的三組仿真圖。

3 仿真結果及分析

3.1 仿真云圖(圖2-圖7)

3.2 結論及分析

(1)從3組速度云圖與壓力云圖可以看出，對于對稱翼來說，機翼上下受力情況完全相同，在機翼周圍，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大，符合伯努利原理。仿真結果正確，可靠。

(2)從文中的3組圖中都可以直觀的看出，在機翼前緣處，其流速最小，并且低于飛機本來的飛行速度，同時其所受的壓力最大，因此基于這一結論，在飛機的制造中，要特別重視機翼前緣材料的抗壓能力，才能保證機翼的安全性能，并且可以得出，在飛機速度為100m/s時，其前緣的壓強大小為4733Pa，在飛機速度為340m/s時，其前緣的壓強大小為 1.023×106P a 。在飛機速度為600m/s時，其前緣的壓強大小為 1.987×105P a ，這些數據為機翼設計，制作提供重要的參考依據。

(3)由3組壓力云圖可以看出，當飛機速度處于340m/s時，機翼周圍的壓力處于最大狀態，當飛行速度超過音速時(340m/s)隨著速度的增加其機翼周圍的壓力反而減小，說明此時已經產生音障現象，即物體的速度快要接近音速時，周邊的空氣受到聲波疊合而呈現非常高壓的狀態，因此一旦物體穿越音障后，周圍壓力將會陡降。音障現象也是曾經阻礙飛機從亞音速到超音速突破時的最主要障礙，在飛行器設計中，不應忽視其作用。

(4)由壓力云圖可以看出，機翼上下表面受力情況完全相同，因此如果只是以0攻角飛行的話，無法形成向上的升力，飛機是無法起飛的，因此要想起飛則需要一定的氣流攻角，讓機翼下表面的氣流速度小于機翼上表面的氣流速度，才能產生一定的壓力差，使之能夠起飛。

[1] 葛訊.鴨式旋翼/機翼飛行器研究[D].南京航空航天大學,2012.

[2] 秦可偉,馬貴春,席園,姚光生.基于ANSYS的機翼動力學分析[J].航空計算技術,2014.2:106-109.

[3] 劉德民,劉小兵,李娟.鈦合金機翼的振動與模態分析[J].機械設計與制造,2008.3:76-77.

[4] 杜加友.水下滑翔機本體及調節機構研究[D].浙江大學,2006.

[5] 劉鵬.翼型失速的電磁控制[D].南京理工大學,2007.

[6] 高飛,李昕編著.ANSYS CFX 14.0超級學習手冊[M].人民郵電出版社,2013.

[7] 陳景秋,胡韓飛,張永祥.Star-CD對汽車外流場的三維數值模擬[J].重慶大學學報:自然科學版,2005,28(4):99-101.

[8] 張英朝,邵書鑫.基于Star-CCM+的跑車減租設計[C]//CDAJ-China中國用戶論文集,2011.

孫巍(1992—),女,漢族,遼寧遼陽人,碩士研究生,單位:渤海大學工學院,研究方向:模式識別與智能系統；郭鵬星(1992—),男,漢族,河南安陽人,本科,單位:渤海大學工學院。

張博(1977—),男,漢族,副教授,單位:渤海大學工學院,研究方向:計算機網絡,兵器科學與技術。jzhzhb@sian.com。