TCFD是CFD Support團(tuán)隊(duì)為我們帶來的新一代葉輪機(jī)械專用CFD模擬工具。TCFD不受用戶人數(shù)和核數(shù)的限制，具有完全自動(dòng)化的流程，極大地提升了CFD模擬的效率；同時(shí)，它保持求解器的開源，可以由用戶自行決定CFD研究的深度，能夠更充分的利用硬件功能使之用于CFD模擬過程。

TCFD的性能

TCFD是專門針對(duì)泵、風(fēng)扇、壓縮機(jī)和渦輪等旋轉(zhuǎn)機(jī)械內(nèi)流場(chǎng)開發(fā)的模擬軟件。目前，CFD Support團(tuán)隊(duì)將其應(yīng)用擴(kuò)展到了更多的領(lǐng)域，比如飛行器的外流場(chǎng)計(jì)算。

案例——噴火式戰(zhàn)斗機(jī)Mk VIII

這篇研究案例展示了如何利用TCFD對(duì)飛行器進(jìn)行模擬。噴火式戰(zhàn)斗機(jī)是二戰(zhàn)時(shí)期服役于英國皇家空軍的著名戰(zhàn)斗機(jī)。24種主要機(jī)型共生產(chǎn)了超過20000架次，這使得Spitfire成為有史以來生產(chǎn)最多的飛機(jī)之一。由于其CAD模型可以從“GradCAD”上方便地獲取，我們選用了Mk VIII噴火式戰(zhàn)斗機(jī)作為案例用的模型。這個(gè)機(jī)型的明細(xì)可以參見下面的表格。

噴火式戰(zhàn)斗機(jī)Mk VIII詳細(xì)參數(shù)

前處理

我們以STEP格式的三維模型文件來開始噴火式戰(zhàn)斗機(jī)的仿真工作。對(duì)于專業(yè)的CFD仿真，原始的STEP文件通常過于復(fù)雜，因此必須進(jìn)行某些預(yù)處理工作。我們首先使用了一款開源的軟件“Salome”對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，移除了一些微小的問題部件，確保最終的表面模型是水密的。人為創(chuàng)建一個(gè)圓柱體將螺旋槳包圍，作為旋轉(zhuǎn)域。并創(chuàng)建另一個(gè)區(qū)域作為計(jì)算域的“邊界框”，形成一個(gè)虛擬的風(fēng)洞，方便我們來設(shè)置邊界條件。最后，輸出飛行器表面、計(jì)算域邊界框和圓柱旋轉(zhuǎn)域等不同邊界的獨(dú)立STL格式文件。

TCFD設(shè)置

TCFD是專門設(shè)計(jì)出來對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)械進(jìn)行仿真分析的，這些旋轉(zhuǎn)機(jī)械通常又包含著多種部件，其中的一個(gè)或者幾個(gè)是旋轉(zhuǎn)部件，其余為靜止部件，它們之間需要彼此相連。模擬一個(gè)帶螺旋槳推進(jìn)器的飛機(jī)就是類似的情形，在TCFD中則可以較為方便的設(shè)置這些不同的區(qū)域及之間的連接。

整個(gè)計(jì)算域被劃分成兩個(gè)部件——由機(jī)身和邊界框組成的靜止域、以及包含了螺旋槳的圓柱旋轉(zhuǎn)域。本案采用穩(wěn)態(tài)模擬，旋轉(zhuǎn)域采用MRF方法，其中離心力的源項(xiàng)會(huì)被添加到MRF區(qū)域（圓柱體）內(nèi)的動(dòng)量方程中。

基本設(shè)置

● 旋轉(zhuǎn)機(jī)械類型：螺旋槳推進(jìn)器

● 穩(wěn)態(tài)模擬計(jì)算

● 包含可壓縮及不可壓流動(dòng)

● k-ω SST湍流模型

飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)中最重要的參數(shù)之一是攻角（AoA）。在此次仿真中，它通過設(shè)定不同來流邊界條件來給定。

進(jìn)口和出口邊界條件在邊界框的“前后”壁面上定義，并且分屬于以下類型：

● 進(jìn)口：固定速度

☆ 給定速度矢量，以及湍動(dòng)能強(qiáng)度和湍流耗散率

☆ 速度矢量以笛卡爾分量的方式設(shè)置，從而決定相應(yīng)的攻角數(shù)值

● 出口：固定壓力

☆ 給定出口反壓

其他邊界條件的定義：

● 計(jì)算域的左、右、上、下壁面：translationAMI

☆ 這些壁面通過Arbitrary Mesh Interface (AMI) 類型的周期性邊界相連

● 機(jī)身部分：壁面

● 推進(jìn)器旋轉(zhuǎn)域：進(jìn)/出/自由交界面

通過OpenFOAM的snappyHexMesh功能自動(dòng)生成網(wǎng)格。用戶可以自行定義網(wǎng)格加密程度以獲取質(zhì)量更好的網(wǎng)格。

即使網(wǎng)格質(zhì)量較好，計(jì)算也有發(fā)散的可能。這可能是由初始條件的設(shè)定引起的，此時(shí)可以進(jìn)行一些預(yù)先的計(jì)算（比如只求解其中某個(gè)方程）；TCFD能夠?qū)⑵渌姆抡娼Y(jié)果設(shè)為初場(chǎng)，所以，我們可以先通過OpenFOAM的potentialFoam（速度勢(shì)求解器，可用于粗略預(yù)測(cè)速度場(chǎng)）進(jìn)行初步計(jì)算，然后以它的結(jié)果作為初場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算。

后處理

TCFD有自帶的后處理模塊，能自動(dòng)計(jì)算所需的參數(shù)，如效率、扭矩、流量、軸向力和力矩系數(shù)，所有的數(shù)據(jù)以及殘差收斂的情況都集成在html形式的報(bào)告里。同時(shí)，TCFD中可以進(jìn)行進(jìn)一步的可視化后處理。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

在本節(jié)中，我們將結(jié)果與幾次飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較。必須注意的是，仿真模擬和實(shí)際試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較往往是有問題的，因?yàn)楹茈y去完全模擬實(shí)際的試驗(yàn)條件。比如在仿真中，戰(zhàn)斗機(jī)模型都進(jìn)行了簡(jiǎn)化，同樣的，風(fēng)洞模型也進(jìn)行了簡(jiǎn)化；散熱器入口，出口和化油器入口等也都被設(shè)置為了普通的壁面。

飛機(jī)在空間的位置及迎角等，只有在初始CAD建模時(shí)才能夠進(jìn)行調(diào)整，而在風(fēng)洞試驗(yàn)中它可能會(huì)隨著控制舵的力矩發(fā)生變化。另外螺旋槳的傾角，在某個(gè)工況的模擬過程中它是一個(gè)常數(shù)保持不變，但是在實(shí)際飛行過程中，它會(huì)隨著飛行速度和發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速發(fā)生變化。另一個(gè)困難是計(jì)算域的大小和邊界條件，這都會(huì)影響最終的結(jié)果并可能增加一些不確定性。

因此，為了獲得更有可比性的結(jié)果，仿真中定義的攻角必須與試驗(yàn)報(bào)告中定義的攻角一致；我們必須在試驗(yàn)報(bào)告中找到盡量詳細(xì)的模型信息，從而保證模擬和實(shí)際攻角的一致。

當(dāng)考慮了以上這些因素之后，我們才能夠更加準(zhǔn)確的認(rèn)識(shí)仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的關(guān)系。

測(cè)試案例1——噴火式戰(zhàn)斗機(jī)Mk VIII試驗(yàn)記錄

當(dāng)初的飛行試驗(yàn)報(bào)告中包含了噴火式戰(zhàn)斗機(jī)Mk VIII的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，其中包含升力系數(shù)隨攻角變化的曲線。在這里，計(jì)算數(shù)據(jù)不能直接同試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，是因?yàn)闇y(cè)量的升力系數(shù)并不真實(shí)，必須根據(jù)位置進(jìn)行修正。報(bào)告提供了修正后的數(shù)值。

TCFD設(shè)置明細(xì)：

● 飛行速度：90m/s（324km/h）

● 不可壓流動(dòng)

● 攻角范圍：0~8°

● 螺旋槳轉(zhuǎn)速：1145RPM

● 網(wǎng)格數(shù)：630萬

● 空氣的物性參數(shù)：默認(rèn)

● 相對(duì)壓力：1atm

● 相對(duì)密度：1.2kg/m3

● 動(dòng)力粘性系數(shù)：1.8*10-5Pa·S

測(cè)試案例2——四種單引擎戰(zhàn)斗機(jī)模型的高速風(fēng)洞試驗(yàn)

在當(dāng)年的一篇文章中，介紹了Spitfire Mk I的風(fēng)洞試驗(yàn)，這個(gè)機(jī)型它與Spitfire MkVIII略微不同，但是氣動(dòng)性能是很接近的。這份報(bào)告包含了大量圖表，展示了大量的氣動(dòng)參數(shù)和他們之間的關(guān)聯(lián)性。我們將其中的兩個(gè)參數(shù)，低速下升力系數(shù)隨攻角的變化和高速下升力系數(shù)隨攻角及馬赫數(shù)的變化和模擬結(jié)果做了對(duì)比。

為了與風(fēng)洞模型相對(duì)應(yīng)，模型必須進(jìn)一步簡(jiǎn)化，省略了螺旋槳，計(jì)算域只包含一個(gè)部件，因?yàn)闆]有旋轉(zhuǎn)部件，計(jì)算類型選擇Stator。

另外風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)真實(shí)模型進(jìn)行了6:1的縮放，所以對(duì)STEP的模型也需要縮放，并且重新設(shè)定邊界條件，使馬赫數(shù)和雷諾數(shù)同真實(shí)模型匹配。

TCFD設(shè)置明細(xì)：

網(wǎng)格數(shù)：550萬

子案例1——低速下的升力系數(shù)

● 不可壓流動(dòng)

● 雷諾數(shù)：2*10^6

● 攻角范圍：-1~5°

● 飛行速度：82m/s（295km/h）

子案例2——高速下的升力系數(shù)

● 可壓流動(dòng)

● 馬赫數(shù)：0.4~0.838

● 雷諾數(shù)：1*10^6

● 攻角范圍：-1~10°

● 飛行速度：137~262m/s（493~943km/h） 

總結(jié)

本文展示了通過TCFD對(duì)Supermarine公司噴火式戰(zhàn)斗機(jī)的CFD模擬分析過程，并且展示了TCFD在處理外流場(chǎng)上的性能。將仿真數(shù)據(jù)與該機(jī)型在二次世界大戰(zhàn)前后的幾個(gè)風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。CFD結(jié)果與測(cè)量結(jié)果之間的比較顯示出了很好的一致性。后續(xù)還可以繼續(xù)進(jìn)行進(jìn)一步的研究，例如：網(wǎng)格無關(guān)性，瞬態(tài)模擬，其他湍流模型或邊界層的影響等。

文章來源天洑CAE技術(shù)源