大型飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的CFD技術(shù)

1、大型飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的 CFD 技術(shù)newmaker 來源：航空制造技術(shù)近30多年來計(jì)算機(jī)和CFD計(jì)算方法的迅速發(fā)展，CFD取得了很大的成就。今天，以數(shù)值 求解Euler方程和RANS方程為代表的CFD技術(shù)已經(jīng)廣泛應(yīng)用到航空、航天、船舶、武 器裝備等領(lǐng)域，取得了令人矚目的成就，日益展現(xiàn)出它蓬勃的活力和發(fā)展的潛力。在航空 航天等領(lǐng)域， CFD 革命性地改變了傳統(tǒng)的空氣動(dòng)力學(xué)研究和設(shè)計(jì)方法，推動(dòng)了這些領(lǐng)域的 技術(shù)進(jìn)步。由于CFD在節(jié)省研制費(fèi)用、縮短研制周期、實(shí)現(xiàn)研制數(shù)字化自動(dòng)化、提高研制質(zhì)量等方面 的優(yōu)勢(shì)，越來越多的人認(rèn)為未來飛行器性能的確定，將依賴于在“虛擬風(fēng)洞”（CFD）數(shù)據(jù) 基礎(chǔ)上產(chǎn)生的“虛擬

2、飛行”，這將是飛行器研制的主要發(fā)展方向。美國(guó)NASA在20世紀(jì)90 年代的20項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)中CFD技術(shù)被列為第8項(xiàng)，屬最優(yōu)先發(fā)展的技術(shù)領(lǐng)域。今天的CFD 已經(jīng)成為飛機(jī)、導(dǎo)彈、飛船等航空航天飛行器研制中一種主要的氣動(dòng)分析和設(shè)計(jì)工具。CFD 以其快速、經(jīng)濟(jì)、高效、適用面廣、約束少、數(shù)據(jù)詳盡、容易實(shí)現(xiàn)數(shù)字化和自動(dòng)化設(shè)計(jì)等 特有的優(yōu)勢(shì)改變了傳統(tǒng)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，成為航空航天飛行器研制中無可替代的有力工具。在我國(guó)，CFD研究及其應(yīng)用也得到了迅速的發(fā)展。目前，CFD在我國(guó)航空航天領(lǐng)域的現(xiàn)狀 是：（1）CFD 已經(jīng)得到普遍的認(rèn)可，成為型號(hào)設(shè)計(jì)部門的常規(guī)手段，在大多數(shù)型號(hào)單位成為 主要的氣動(dòng)設(shè)計(jì)手段，風(fēng)洞試驗(yàn)成為

3、后期的確認(rèn)性工作；（2）一般情況下，CFD精度可以滿足工程要求，型號(hào)部門大都購買了商業(yè)CFD軟件，但 使用者的水平需要進(jìn)一步提高;（3）商業(yè)CFD軟件具有功能全面、使用方便、技術(shù)服務(wù)好等優(yōu)點(diǎn)，但這些商業(yè)軟件的性 能低，如計(jì)算精度、計(jì)算效率、可靠性均較差。西方大國(guó)的先進(jìn)CFD軟件是禁止向我國(guó)出 口的，如CFL3D、USM3D等NASA發(fā)展的著名CFD軟件；（4）計(jì)算周期大大縮短，常規(guī)CFD任務(wù)可以在一周至數(shù)周內(nèi)完成，復(fù)雜任務(wù)可以在數(shù)周 至數(shù)月內(nèi)完成。基于 CFD 在我國(guó)航空航天領(lǐng)域應(yīng)用的現(xiàn)狀，本文主要論述大型飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的 CFD 技 術(shù)。大型飛機(jī)是指起飛總重超過 100t 的各類用途的大型軍

4、民用運(yùn)載類飛機(jī)。大型飛機(jī)的研制對(duì) 國(guó)民經(jīng)濟(jì)的發(fā)展和科技進(jìn)步有重大的帶動(dòng)作用。科技進(jìn)步不斷提升著大型飛機(jī)的性能。歐洲計(jì)劃在 2020 年實(shí)現(xiàn)飛機(jī)阻力減小 50%、噪聲 減小 50% 、開發(fā)時(shí)間縮短50%，其中主要依靠的手段之一就是 CFD 技術(shù)。例如，科學(xué)家 們希望通過 CFD 技術(shù)縮減常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)：于 2008 年減少20% , 至 2015 年減少50%, 至 2025 年減少 75% 。1998年，美國(guó)Lockheed Martin公司的P. Raj在一篇題為21世紀(jì)的飛機(jī)設(shè)計(jì)的論文 中指出：CFD將在飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)中起到關(guān)鍵性作用，并在飛機(jī)設(shè)計(jì)的每一階段起到核心 作用。波音公司研制波音7

5、87時(shí)CFD發(fā)揮了巨大作用，由于CFD的發(fā)展，波音787的風(fēng) 洞試驗(yàn)時(shí)間比 1990 年的波音 777 減少了 30%、比1 980 年的波音 767 減少了 55%。在波音商業(yè)飛機(jī)部，為了支持各種產(chǎn)品，每年要運(yùn)行超過 2 萬次 CFD 作業(yè)。其中 85的 作業(yè)是由 CFD 研究小組以外的生產(chǎn)工程師完成的。 CFD 計(jì)算以數(shù)小時(shí)或數(shù)天、而不是以 前的數(shù)周或數(shù)月的時(shí)間及時(shí)提供結(jié)果。CFD變革了機(jī)翼的設(shè)計(jì)方法，傳統(tǒng)的、依賴經(jīng)驗(yàn)和大量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的試錯(cuò)法”(cut-and-try) 已經(jīng)被依賴 CFD 模擬的“反設(shè)計(jì)方法”和“多點(diǎn)優(yōu)化方法”所取代。這些新方法更快、更經(jīng)濟(jì)， 更重要的是這些新方法設(shè)計(jì)出的機(jī)

6、翼性能比傳統(tǒng)方法設(shè)計(jì)的機(jī)翼有了顯著的改進(jìn)。傳統(tǒng)的 “試錯(cuò)法”需要設(shè)計(jì)幾十個(gè)機(jī)翼并進(jìn)行大量風(fēng)洞試驗(yàn)，而新的 CFD 設(shè)計(jì)方法，只需要設(shè)計(jì)出 2、 3 個(gè)性能最好的機(jī)翼，再放到風(fēng)洞里進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證和最終選型。顯然， CFD 技術(shù)在飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域的應(yīng)用越來越引人矚目。下面將簡(jiǎn)述大型飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中 的CFD技術(shù)，包括超臨界翼型設(shè)計(jì)、機(jī)翼設(shè)計(jì)、增升系統(tǒng)設(shè)計(jì)和全機(jī)CFD技術(shù)等幾個(gè)方 面。超臨界翼型設(shè)計(jì) 機(jī)翼是飛機(jī)設(shè)計(jì)的靈魂，翼型是機(jī)翼設(shè)計(jì)的根本。亞聲速大型飛機(jī)得以研制成功的一個(gè)重 要因素是將普通翼型改為超臨界翼型。氣流繞過普通翼型前緣時(shí)速度增加較多( 前緣越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速繼續(xù)增加。

7、翼型厚度越大，上表面越向上隆起， 速度增加也越多。飛行速度足夠高時(shí)（Ma =0.850.9），翼型上表面的局部流速可達(dá)到音 速。這時(shí)的飛行Ma數(shù)稱為臨界Ma數(shù)。飛行速度再增加，上表面便會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)烈的激波， 引起氣流分離，使機(jī)翼阻力急劇增加。力皺覽遞ft期n晏連分析隕；+ r陀融力皺覽遞ft期n晏連分析隕；+ r陀融H曼什V /瓦連砒期收敦那卄乙觸科生鑫.右麻i%甜茂也対嘟冋朋波音 787超臨界翼型設(shè)計(jì)的科學(xué)依據(jù)和典型特點(diǎn)是：減小翼型的上表面彎度，降低由上表面引起的 對(duì)氣流的擾動(dòng)，然而這將減小機(jī)翼提供的升力，為補(bǔ)償升力的損失，可將翼型后段的下表 面向內(nèi)收縮，形成翼型的后部加載。超臨界翼型的研制經(jīng)歷

8、了 2 個(gè)階段：第一代超界翼型上的表面局部超聲區(qū)的氣流較普通翼 型的速度慢，激波強(qiáng)度??；第二代超臨界翼型為進(jìn)一步提臨界Ma使其上表面局部超聲速 區(qū)氣流作部分等熵壓縮，激波明顯減弱，其上表面的增厚和下表面后緣的向內(nèi)收縮都更多， 翼型中線呈典型的 S 型。在翼型設(shè)計(jì)方面， CFD 技術(shù)主要有兩個(gè)應(yīng)用：一是針對(duì)不同計(jì)算狀態(tài)分析已有翼型的氣動(dòng) 特性；二是應(yīng)用CFD技術(shù)與優(yōu)化方法結(jié)合，進(jìn)行翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)?，F(xiàn)在的CFD技術(shù)已經(jīng) 能夠較準(zhǔn)確地計(jì)算超臨界翼型的氣動(dòng)特性。我們?cè)?jīng)利用 CFD 計(jì)算超臨界翼型 RAE2822 的壓力曲線，計(jì)算采用有限體積法求解雷諾平均N-S方程。計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好， 激波

9、位置捕捉很準(zhǔn)確。為飛機(jī)的計(jì)算、設(shè)計(jì)、驗(yàn)證提供了技術(shù)基礎(chǔ)。目前，第一個(gè)應(yīng)用已 經(jīng)很普及，例如上述RAE2822算例就是應(yīng)用CFD技術(shù)進(jìn)行翼型氣動(dòng)分析；第二個(gè)應(yīng)用也 正如火如荼地展開。表1是優(yōu)化設(shè)計(jì)的超臨界翼型與原始翼型（RAE2822）氣動(dòng)特性的對(duì) 比，優(yōu)化采用的是求解雷諾平均N-S方程的CFD技術(shù)與遺傳算法相結(jié)合的方法，優(yōu)化設(shè) 計(jì)效果良好，翼型的氣動(dòng)性能得到很大提高。Ma氣胡再眞型UAL：?jiǎn)文繕?biāo)g 優(yōu)比興型優(yōu)化興覽憂化典墮0.6略0.701_210.70(L75o.orzfj0.0157&J0124t).0126g55.5677.075S.45：59.5S170.831.250.30(L860

10、.01600.(160&.02030.0J41*51.SS；20.3039.4115 68三維機(jī)翼設(shè)計(jì)三維機(jī)翼設(shè)計(jì)應(yīng)在滿足給定的巡航速度和水平飛行升力系數(shù)、絕對(duì)保證飛行安全和機(jī)場(chǎng)要 求等條件下，獲得盡可能高的升阻比（K）。由于對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)力、工藝、強(qiáng)度、氣彈等 方面的要求常相互矛盾，機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)只能取其氣動(dòng)要求和其他要求之間的折中，為保 證飛機(jī)達(dá)到要求的實(shí)際航程和較好的運(yùn)輸成本指標(biāo)，機(jī)翼的設(shè)計(jì)應(yīng)實(shí)現(xiàn)盡可能高的Ma K max。機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)是把選定的翼型以適當(dāng)?shù)姆绞浇M合形成三維機(jī)翼，即將選定的翼型 以適當(dāng)?shù)囊硇妥畲蠛穸群蛶缀闻まD(zhuǎn)角沿展向分布而形成三維機(jī)翼。1 機(jī)翼整體的氣動(dòng)設(shè)計(jì)機(jī)翼設(shè)計(jì)的基本

11、要求是：（1）保證最小的誘導(dǎo)阻力值，氣動(dòng)載荷沿翼展分布盡量接近橢圓 分布；（2）保證巡航狀態(tài)下的最低波阻值；（3）保證在巡航升力條件下機(jī)翼各剖面無分 離流，在大于巡航升力時(shí)（依據(jù)適航標(biāo)準(zhǔn)）盡可能保持低強(qiáng)度的分離流；（4）對(duì)于失速和 深失速的大迎角條件，保證具有可接受的縱向安全性。近年來，人們大量使用 CFD 技術(shù)分 析機(jī)翼整體的氣動(dòng)性能，極大地提高了機(jī)翼設(shè)計(jì)的效率與水平。圖2（a）是ONERA M6機(jī) 翼表面壓力分布等值線圖，圖 2（b） 是 0.95 展向位置壓力分布曲線，各湍流模型計(jì)算結(jié)果 雖有一定差別但總體上與試驗(yàn)值吻合較好。2 翼梢小翼 機(jī)翼上下表面的壓力差使下表面的高壓氣流向外側(cè)的翼

12、尖流動(dòng) ,而上表面的低壓氣流向內(nèi) 側(cè)流動(dòng) ,這種氣流的橫向流動(dòng)與自由流結(jié)合形成翼尖渦。大展弦比機(jī)翼有很強(qiáng)的翼尖渦 , 它將機(jī)翼的尾渦卷入形成集中渦 , 引起強(qiáng)下洗 , 導(dǎo)致機(jī)翼的升力方向明顯向后傾斜, 產(chǎn) 生很大的飛機(jī)誘導(dǎo)阻力, 一般使客機(jī)在巡航狀態(tài)的誘導(dǎo)阻力約達(dá)到飛機(jī)總阻力的 40%。20 世紀(jì)70年代惠特科姆將翼尖設(shè)計(jì)成產(chǎn)生顯著側(cè)力的翼梢小翼, 才真正開發(fā)了它的潛力。翼 梢小翼的作用在于: 在翼尖下游耗散翼尖渦; 使機(jī)翼上下表面氣流橫向流動(dòng)產(chǎn)生的誘導(dǎo)速 度與自由流合成的速度, 在小翼上產(chǎn)生垂直當(dāng)?shù)貧饬鞣较虻南騼?nèi)側(cè)力（小翼升力）,其在自由 流方向產(chǎn)生顯著的推力分量；起到端板作用, 增大機(jī)翼的

13、有效展弦比；減少誘導(dǎo)阻力, 增加 飛機(jī)的顫振裕度, 改變其起飛階段的噪聲分布。設(shè)計(jì)實(shí)例，在巡航設(shè)計(jì)狀態(tài)下，應(yīng)用CFD技術(shù)與Lagrange乘數(shù)優(yōu)化方法相結(jié)合的方法， 對(duì)機(jī)翼+翼梢小翼進(jìn)行升阻比的優(yōu)化設(shè)計(jì)。從沿展向的阻力分布的比較, 可以看出 , 從沿展 向的阻力分布的比較可知，加裝翼梢小翼后 , 因其在翼尖下游耗散翼尖渦 , 減少了氣流的 橫向流動(dòng), 機(jī)翼大部分區(qū)域的沿展向的當(dāng)?shù)刈枇Ρ葐为?dú)機(jī)翼的阻力要小, 在翼尖附近相對(duì) 偏大。3 翼根對(duì)于現(xiàn)代民用客機(jī)而言, 其機(jī)翼根部翼型相對(duì)厚度較大, 又具有較大的安裝角, 且起落架 又常常需要收在機(jī)身下部, 這樣即使來流在較小的迎角下也會(huì)產(chǎn)生氣流分離現(xiàn)象。

14、迎角增 大, 分離旋渦增強(qiáng), 分離范圍擴(kuò)大。分離旋渦不但產(chǎn)生阻力, 而且嚴(yán)重時(shí)對(duì)升力有明顯的影 響。機(jī)身對(duì)機(jī)翼的干擾使機(jī)翼的壓力分布發(fā)生明顯的變化, 特別在翼根區(qū)域影響更為顯著, 尤其是對(duì)采用下單翼布局的飛機(jī)。主要表現(xiàn)為: 機(jī)翼翼根區(qū)剖面的壓力分布形態(tài)發(fā)生巨大 的變化，這種影響一般可達(dá)30 %半翼展，嚴(yán)重的情況可達(dá)70%80%半翼展，機(jī)翼表面 的等壓線在翼根區(qū)出現(xiàn)彎曲, 降低了機(jī)翼的氣動(dòng)效率。翼身整流罩的設(shè)計(jì)目的就是要保證 在達(dá)到翼根處的目標(biāo)壓力分布的同時(shí)使翼根處氣流不產(chǎn)生分離。4發(fā)動(dòng)機(jī)短艙發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置和噴流方位是動(dòng)力增升構(gòu)型設(shè)計(jì)中最關(guān)鍵的參數(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)高速巡航 性能和增升都有明顯影響。

15、短艙的上下位置在避免巡航狀態(tài)噴流直接沖刷襟翼的前提下應(yīng) 盡量靠近機(jī)翼。為了實(shí)現(xiàn)在很小的襟翼偏角時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流都可以穿過襟翼, 其吊掛位置不 但要靠近機(jī)翼, 而且要稍稍向機(jī)翼前緣伸出。發(fā)動(dòng)機(jī)出口向前移, 有利于減小巡航時(shí)短艙干 擾阻力, 同時(shí)減少短距起降時(shí)短艙的干擾影響。短艙的展向位置對(duì)動(dòng)力升力影響不大, 發(fā)動(dòng) 機(jī)后移則對(duì)升力增大不利。通過短艙聲學(xué)設(shè)計(jì), 可大大降低發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪聲。采用鋸齒 型噴口和在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙中敷設(shè)聲襯是降低發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的有效手段。增升系統(tǒng)設(shè)計(jì)大型飛機(jī)一般要求有較好的增升裝置以提供良好的起飛和著陸性能，起飛狀態(tài)的升阻比提 高 1% 相對(duì)于載重量可增加 1270kg 或航程增加約

16、280km ，增升系統(tǒng)對(duì)提高大型飛機(jī)的起 飛著陸性能是非常重要的。增升系統(tǒng)的設(shè)計(jì)幾乎完全由粘性繞流所決定。增升系統(tǒng)多段翼 繞流中出現(xiàn)的粘流現(xiàn)象主要有：層流分離、湍流接觸線和再層流化、激波與邊界層干擾、 湍流邊界層的發(fā)展、尾流發(fā)展、滲混邊界層與粘性尾流相互作用等。增升裝置的氣動(dòng)設(shè)計(jì) 是飛機(jī)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)，也是CFD分析的挑戰(zhàn)性課題。近年來采用N-S方程方法求解多段翼 型和三維增升裝置的繞流在國(guó)內(nèi)外時(shí)取得了很大的進(jìn)展：在湍流模型中，早期的代數(shù)模型被證明計(jì)算有分離的多段翼型繞流不好， SA、SST 和EASM (非線性顯式代數(shù)應(yīng)力)等模型在分離流計(jì)算方面有所改進(jìn)，在湍流剪切應(yīng)力型 上 EASM 取得的結(jié)

17、果最準(zhǔn)確；研究構(gòu)建了能自動(dòng)確定轉(zhuǎn)捩的湍流模型，轉(zhuǎn)捩模型在很大程度上改進(jìn)了多段翼型繞流 的計(jì)算；網(wǎng)格技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用，先進(jìn)的重疊網(wǎng)格和混合網(wǎng)格技術(shù)被全面應(yīng)用于多段翼型繞流 的計(jì)算。用湍流模型計(jì)算多段翼型繞流的湍流渦粘性8，真實(shí)地反映了層流分離、湍流接 觸線等流動(dòng)現(xiàn)象。全機(jī) CFD 技術(shù)隨著計(jì)算機(jī)硬件和 CFD 技術(shù)的發(fā)展，應(yīng)用 CFD 進(jìn)行全機(jī)氣動(dòng)分析越來越常見。我們對(duì)DLR-F6飛機(jī)氣動(dòng)進(jìn)行模擬，計(jì)算采用有限體積法求解可壓縮流動(dòng)的N-S方程組。 時(shí)間離散采用AF方法，無粘項(xiàng)空間離散使用三階上風(fēng)Roe格式，粘性項(xiàng)采用中心差分。 計(jì)算采用的 SST 湍流模型。湍計(jì)算選用 SST 湍流模型。流模型求解采用非耦合平均流動(dòng) 方程的隱式AF方法，模型對(duì)流項(xiàng)采用二階離散。計(jì)算狀態(tài)為Ma =0.75, Re =4.3x106, 設(shè)計(jì)點(diǎn)升力系數(shù)為C 1=0.5。由計(jì)算結(jié)果可知，壁面等壓線圖很好的反映表面壓力分布的實(shí) 際情況，各截面氣動(dòng)力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)吻合良好。顯然，目前的 CFD 技術(shù)在全機(jī)計(jì)算中是成功 的。結(jié)束語本文回顧了 CFD 技術(shù)在大型飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用，簡(jiǎn)要分析了超臨界翼型設(shè)計(jì)、機(jī)翼設(shè) 計(jì)、增升減阻設(shè)計(jì)和全機(jī) CFD 技術(shù)等幾個(gè)方面。隨