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項目背景：在飛機著陸實際測試時，由于硬著陸或不適當的著陸技術，導致輪胎（由于空氣或陸地撞擊）以及減震支柱產生較高應力，導致它們更快磨損甚至斷裂，很有可能損壞飛機，要使飛行軌跡與著陸路徑一致并且穩定地減速需要飛行員具有一定的天賦及經驗。該項目的研究結果有助于我們模擬和研究不同的飛機起落架周圍氣流對飛機運動的影響。

                                                                圖一：飛機起落架簡化模型

1.網格生成

    本次計算所采用OpenFoam中Snappy-Hex-Mesh對域進行網格劃分，起落架處邊界層第一層厚度0.0001mm，膨脹率1.2，層數10，生成的網格包含大約560萬個單元（如圖2所示）。

                                                         圖二：飛機起落架網格劃分

2.OpenFoam邊界條件設置

    自由流的流速（Air）設定為35m / s，速度設置逐漸從低值增加到自由流值以更快地收斂。分析對象為低馬赫數，空氣選用不可壓縮介質，密度為1.2kg/m³，湍流模型選用kOmegaSST模型，邊界條件設置如下所示：

                                                                  表一：邊界條件

                                                                    圖三：邊界示意圖

3.OpenFoam求解器設置

    本項目為求解低馬赫數飛機起落架模型外流場，湍流模型選用kOmegaSST，需分別設置對應fvSchemes離散方法，fvSolution方程求解方法及求解控制參數。

3.1離散方法fvSchemes設置

ddtSchemes  //時間離散格式，該項目為穩態求解，瞬態可采用歐拉離散Euler

{default steadyState;}

gradSchemes //梯度離散，采用高斯方法，線性插值，為二階離散

{default Gauss linear; grad(U)  cellLimited Gauss linear 1;}

divSchemes//散度離散，對流項采用高斯方法，線性迎風插值，為二階離散

{ default Gauss linear; div(phi,U)Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,K) Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,e)Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,h) Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,omega)Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,Ekp) Gauss linearUpwind grad(U);div((nuEff*dev2(T(grad(U))))) Gauss linear;}

laplacianSchemes //拉普拉斯項離散，擴散項及壓力方程離散均采用高斯理論線性插值，并帶有正交修正

{defaultGauss linear corrected;}

interpolationSchemes //插值格式，默認線性插值

{defaultlinear;}

snGradSchemes //梯度法向分量，默認帶有非正交修正

{defaultcorrected;}

fluxRequired  //是否計算流率，壓力需計算，利用壓力流率修正速度

{default no; p ;}

wallDist  //計算壁面距離，以便kOmegaSST湍流模型中應用壁面邊界條件Omega

{ methodmeshWave;}

3.2方程求解方法fvSolution設置

solvers {

    p {

        relTol 0.002;

        cacheAgglomeration on;

        nPreSweeps 0;

        agglomerator faceAreaPair;

        nCellsInCoarsestLevel 10;

        solver GAMG;

        nPostSweeps 1;

        mergeLevels 1;

        smoother GaussSeidel;

        tolerance 1e-06;}

    U {

        relTol 0.01;

        preconditioner DILU;

        tolerance 1e-05;

        solver PBiCG;}

    e {

        relTol 0.001;

        smoother symGaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver;}

    k {

        relTol 0.001;

        smoother GaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver; }

    omega {

        relTol 0.001;

        smoother symGaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver;}

    h {

        relTol 0.001;

        smoother GaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver;}

}

4.結果分析

    根據計算結果繪制求解收斂曲線、壓力云圖及速度流線圖（如圖4-7）。

                                                             圖四：收斂曲線圖

                                                        圖五：起落架受力收斂曲線圖

根據圖5所示計算2500步以后飛機起落架受力在342N附近小幅震蕩。

                                                                      圖六：壓力云圖

根據圖6所示，飛機起落架最大壓力分布在輪子及支撐桿迎風面，最大壓力為743Pa，最小壓力分布在支撐桿兩側，最小壓力為-2133Pa。

                                                                                    （a）

                                                                            （b）

                                                                          圖七：速度流線云圖

圖7展示了飛機起落架周圍空氣流線分布，從圖中可以看到最大速度位于支撐桿兩側，且在起落架輪子及支撐桿后形成明顯湍流渦。受起落架后湍流渦影響穩態求解收斂性較差，但結果具有一定的設計指導性。后續可對該模型做瞬態大渦模擬以進一步提高起落架外流場計算精準度。