氣動(dòng)估算
關(guān)注創(chuàng)建者：Oler 創(chuàng)建時(shí)間：2023-07-18
氣動(dòng)估算的實(shí)例教程
1問(wèn)題\需求描述及重要性論述
高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中面臨十分嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，特別是頭部駐點(diǎn)處，為了保證飛行器的性能，通常在其引導(dǎo)頭處使用逆向噴流鈍體熱防護(hù)罩的方法，如圖1所示。流場(chǎng)中逆向噴流射出后先形成一個(gè)馬赫盤(pán)，從而平衡了噴流的壓力與弓形激波后的來(lái)流壓力。之后噴流與來(lái)流相遇形成接觸面。逆向噴流受到來(lái)流的阻擋而產(chǎn)生回流，重新附于物面，從而形成回流區(qū)；而來(lái)流由于噴流的阻擋則向周邊流去，于是在噴流層的回流再附點(diǎn)處形成再壓縮激波。 由于自由來(lái)流不直接撞擊物面，從而再附點(diǎn)遠(yuǎn)離頂點(diǎn)，減少了氣動(dòng)加熱；同時(shí)駐點(diǎn)區(qū)處于逆向噴流形成的回流區(qū)之中，于是駐點(diǎn)區(qū)附近的物面接觸的氣體溫偏低，因此逆向噴流熱防護(hù)方法能對(duì)嚴(yán)重加熱的駐點(diǎn)區(qū)起到很好的防熱效果。
圖1 鈍體熱防護(hù)罩反向噴射示意圖
2技術(shù)難點(diǎn)
國(guó)內(nèi)在20世紀(jì)90年代末開(kāi)始氣動(dòng)熱光學(xué)效應(yīng)預(yù)估仿真和校正技術(shù)的研究，起步較晚，與發(fā)達(dá)國(guó)家有一定的差距，雖然經(jīng)過(guò)近些年的努力，針對(duì)高速飛行器的發(fā)展需求進(jìn)行了高速流場(chǎng)計(jì)算方法、光學(xué)傳輸效應(yīng)、氣動(dòng)熱防護(hù)、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)等一些列研究。但如何快速高效的針對(duì)高速飛行器的噴流鈍體熱防護(hù)罩進(jìn)行準(zhǔn)確的氣動(dòng)熱估算和合適的熱防護(hù)設(shè)計(jì)仍然存在諸多難點(diǎn)。本文將基于FloEFD采用高馬赫數(shù)流動(dòng)求解器，對(duì)其流場(chǎng)進(jìn)行仿真模擬，估算鈍體熱防護(hù)罩的防護(hù)效果。
3案例介紹
以具有反向噴流的半球體為研究對(duì)象，如圖2所示，取半球直徑為50mm，前緣開(kāi)孔直徑為4mm。計(jì)算采用軸對(duì)稱(chēng)方式，網(wǎng)格采用沿壁面前緣設(shè)置細(xì)網(wǎng)格，且著重在頭部敏感區(qū)域進(jìn)行細(xì)密的網(wǎng)格劃分，并在計(jì)算過(guò)程中進(jìn)行一次自適應(yīng)網(wǎng)格加密。
展開(kāi) 圖1 Youngblood 總體設(shè)計(jì)流程[14]
Fig.1 Youngblood overall design process[14]
圖2 Brandt 總體設(shè)計(jì)流程[15]
Fig.2 Brandt overall design process[15]
Noth[16]在Youngblood設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)上，對(duì)質(zhì)量和能量估算公式進(jìn)行細(xì)化，提出了一套更為完善的總體設(shè)計(jì)方法,如圖3所示，后人在設(shè)計(jì)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)時(shí)對(duì)這種方法借鑒較多。Noth的方法經(jīng)過(guò)了“Sky Sailor”太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的飛行驗(yàn)證，適用于從起飛質(zhì)量1 kg以內(nèi)的小型太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)平臺(tái)到翼展數(shù)十米的大型太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)平臺(tái)的設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)指出，太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)主要基于能量平衡方程和質(zhì)量平衡方程對(duì)其平飛速度和機(jī)翼面積進(jìn)行解算。此外，文獻(xiàn)還統(tǒng)計(jì)出了62 架太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的起飛質(zhì)量和翼載荷的關(guān)系，可利用這一關(guān)系驗(yàn)證設(shè)計(jì)的太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)是否合理。
Romeo等[17-18]詳細(xì)說(shuō)明了HELIPLAT太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)流程，研究了根梢比、翼梢形狀、拐點(diǎn)位置對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響，得到了阻力估算方法，進(jìn)而得到了功率面積比的計(jì)算方法，并采用CFD方法對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析。文獻(xiàn)雖然沒(méi)有提到具體的參數(shù)估算方法，但提出了參數(shù)估算時(shí)必要的氣動(dòng)特性估算方法、結(jié)構(gòu)重量估算方法，并對(duì)大展弦比機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行了說(shuō)明，具有一定借鑒意義。此外，文獻(xiàn)[19-21]介紹了不同太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的完整設(shè)計(jì)流程，其總體設(shè)計(jì)方法大同小異，本質(zhì)上都是基于能量平衡和質(zhì)量平衡的迭代設(shè)計(jì)。
近10年來(lái)，太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)方法得到了進(jìn)一步完善和細(xì)化。Maleki[22]在Brandt設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步引入了“技術(shù)水平”參數(shù)的概念，該參數(shù)表征的是載荷重量與全機(jī)重量的比值，可用于太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)起飛重量和機(jī)翼參數(shù)的估算過(guò)程。
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? 應(yīng)用2、車(chē)輛氣動(dòng)與風(fēng)噪分析
在汽車(chē)行業(yè)，整車(chē)空氣動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)噪聲是兩個(gè)重要研究方向。
我們可以對(duì)整車(chē)進(jìn)行外部氣流仿真，并在此基礎(chǔ)上預(yù)測(cè)：
風(fēng)阻系數(shù)；
升力、下壓力分布；
以及風(fēng)噪聲源和傳播路徑。
這些分析可以幫助整車(chē)設(shè)計(jì)優(yōu)化氣動(dòng)性能、控制噪聲。
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在汽車(chē)行業(yè)，整車(chē)空氣動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)噪聲是兩個(gè)重要研究方向。
我們可以對(duì)整車(chē)進(jìn)行外部氣流仿真，并在此基礎(chǔ)上預(yù)測(cè)：
風(fēng)阻系數(shù)；
升力、下壓力分布；
以及風(fēng)噪聲源和傳播路徑。
這些分析可以幫助整車(chē)設(shè)計(jì)優(yōu)化氣動(dòng)性能、控制噪聲。
無(wú)論是新飛機(jī)的氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)，還是醫(yī)療設(shè)備的功能模擬，又或是股票市場(chǎng)的走勢(shì)分析，一旦模型出現(xiàn)偏差，可能就意味著：
項(xiàng)目方向錯(cuò)誤，資源浪費(fèi)；
產(chǎn)品性能不達(dá)標(biāo)，安全隱患；
決策失誤，經(jīng)濟(jì)損失或信任危機(jī)。
因此，“準(zhǔn)確性評(píng)估”絕不只是最后一個(gè)步驟，而是整個(gè)仿真建模流程中的靈魂所在。
二、仿真模型準(zhǔn)確性：我們到底在判斷什么？
Campolo等于2014年設(shè)計(jì)了雙電機(jī)直驅(qū)撲翼機(jī)構(gòu)，利用電機(jī)的電阻和機(jī)械損耗、轉(zhuǎn)子的慣性負(fù)載以及氣動(dòng)載荷建立了二階阻尼模型［82］。Khan等［81］推導(dǎo)了由曲柄驅(qū)動(dòng)的四桿連桿機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，利用葉素法理論對(duì)機(jī)翼慣性和氣動(dòng)載荷建模，研究了機(jī)翼剛度和慣量對(duì)平均撲動(dòng)頻率、升力和氣動(dòng)功率的影響。Park等［83］對(duì)摩擦力建模，可以預(yù)測(cè)不同運(yùn)行條件下的系統(tǒng)損耗和功率需求。
通過(guò)將定義的有效應(yīng)變幅引入Manson-CoffinBasquin、Morrow、SWT和Walker模型，估算了從腐蝕坑形成到最終斷裂的疲勞壽命，并將實(shí)驗(yàn)壽命與基于修改模型的預(yù)測(cè)結(jié)果進(jìn)行了比較。
背景介紹
最初的流固耦合FSI(Fluid-Solid Interaction)專(zhuān)指研究流體載荷對(duì)彈性結(jié)構(gòu)的影響，例如飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)彈性問(wèn)題，船舶螺旋槳的水彈性問(wèn)題，核反應(yīng)堆燃料棒的渦激振動(dòng)問(wèn)題等等。在數(shù)值仿真領(lǐng)域FSI概念擴(kuò)展到一般性的CFD模型和FEA模型的數(shù)據(jù)交換問(wèn)題。
從槳葉操作線系剛度表可以看出，由于槳葉的扭轉(zhuǎn)剛度較大，扭轉(zhuǎn)一階固有頻率很高，即使在很低的操縱線系剛度 500000N/m，扭轉(zhuǎn)一階固有頻率對(duì)應(yīng)值也是6.5 以上；在操縱線系剛度的估算值2600000N/m，扭轉(zhuǎn)一階固有頻率對(duì)應(yīng)值約為 7.64，也較好避開(kāi)了氣動(dòng)力 8Ω 諧波,不會(huì)引起操縱系統(tǒng)大的振動(dòng)。
此外，格子-玻爾茲曼（Lattice Boltzmann）方法已被證明可在多個(gè)航空航天應(yīng)用程序中提供行業(yè)級(jí)別的解決方案，包括氣動(dòng)聲學(xué)和一般非穩(wěn)態(tài)/分離流應(yīng)用程序。
基于格子-玻爾茲曼的求解器PowerFLOW的應(yīng)用
各種研究表明，高階方法在包括尺度分辨模擬在內(nèi)的一系列問(wèn)題中提供了精度與成本方面的優(yōu)勢(shì)。
Liu 等[8] 對(duì)離心壓縮機(jī)葉輪葉片進(jìn)行了氣動(dòng)載荷和離心載荷耦合的有限元分析,得到了葉片疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果。卜嘉利等[9] 基于ABAQUS 有限元分析軟件研究了某型發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片在室溫下的疲勞性能。牟園偉等[10] 通過(guò)ANSYS 分析了外物損傷葉片的初始裂紋形態(tài)對(duì)疲勞壽命的影響。
經(jīng)CFD數(shù)值模擬，得出如下結(jié)論：
1)基于CATIA軟件對(duì)飛機(jī)進(jìn)行3維曲面建模，然后使用Workbench 軟件的Fluent模塊對(duì)3D模型進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，該計(jì)算流程在飛機(jī)概念設(shè)計(jì)階段估算飛機(jī)性能的可行性強(qiáng)；
2)戰(zhàn)略大飛機(jī)為正常式氣動(dòng)布局、H形尾翼、4臺(tái)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的寬體客機(jī)。戰(zhàn)略大飛機(jī)的基本參數(shù)：飛機(jī)長(zhǎng)為84.8 m，機(jī)高18.3 m，翼展為88.4 m。
