基于cfd技術(shù)的swim尾渦氣動(dòng)特性分析

基于cfd技術(shù)的swim尾渦氣動(dòng)特性分析

0氣動(dòng)響應(yīng)特性仿真模型飛機(jī)通常受到強(qiáng)烈的干擾，在導(dǎo)航和機(jī)動(dòng)性飛機(jī)上行駛時(shí)，它們通常受到嚴(yán)重的風(fēng)吹影響。陣風(fēng)產(chǎn)生確定的或隨機(jī)的附加氣動(dòng)載荷,引起飛行器的剛體運(yùn)動(dòng),過大幅值的陣風(fēng)可能誘發(fā)飛行器出現(xiàn)嚴(yán)重偏離航線、大迎角失速、劇烈翻滾等問題,從而影響飛行器的飛行性能與安全。為了研究陣風(fēng)附加的氣動(dòng)載荷與飛行器之間的相互作用,通過CFD技術(shù)求解飛行器遭遇陣風(fēng)時(shí)的氣動(dòng)響應(yīng),同時(shí)求解飛行器飛行的六自由度方程,實(shí)現(xiàn)CFD-6DOF(DegreeofFreedom)的耦合來研究飛行器陣風(fēng)中的響應(yīng)特性。早期對(duì)飛行器陣風(fēng)響應(yīng)的研究主要采用準(zhǔn)定常假設(shè)法,即飛行器在某一時(shí)刻的陣風(fēng)響應(yīng)載荷等于由陣風(fēng)引起的攻角變化乘以當(dāng)?shù)囟ǔＩο禂?shù),該方法使用方便快捷但計(jì)算精度相對(duì)較低尾渦可近似認(rèn)為是垂直陣風(fēng)與側(cè)向陣風(fēng)的疊加,建立尾渦的陣風(fēng)場模型即可研究尾渦對(duì)飛機(jī)飛行所帶來的影響。當(dāng)小型飛機(jī)進(jìn)入大型飛機(jī)的尾渦時(shí),尤其是在飛機(jī)的起降階段,小型飛機(jī)可能出現(xiàn)劇烈地翻滾而導(dǎo)致失事,而飛機(jī)在某些特定狀況下不可避免地進(jìn)入其他飛機(jī)的尾渦場,因此有必要對(duì)飛機(jī)在尾渦中的響應(yīng)特性進(jìn)行研究。本文首先采用改進(jìn)的Lamb-Oseen渦模型建立尾渦形式的陣風(fēng)場;然后將尾渦引起的擾動(dòng)速度添加到N-S方程的求解中,對(duì)SWIM(SubsonicWallInterferenceModel)尾渦場中的定常氣動(dòng)特性進(jìn)行驗(yàn)證;最后通過CFD-6DOF的耦合數(shù)值模擬SWIM在尾渦場中的飛行軌跡,對(duì)飛行過程中出現(xiàn)的抖動(dòng)、下沉、滾轉(zhuǎn)等動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行研究。1cfd-6dof矩陣響應(yīng)1.1雙時(shí)間步長法q本文使用的流場求解器是基于非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格雷諾時(shí)均N-S方程求解程序。流動(dòng)控制方程式中:守恒變量Q=[ρ,ρu,ρv,ρw,ρE]對(duì)于方程(1),采用有限體積法對(duì)其進(jìn)行數(shù)值求解,非定常時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)的離散采用雙時(shí)間步長法,在虛擬時(shí)間步中的推進(jìn)計(jì)算采用隱式LUSGS近似法,空間對(duì)流項(xiàng)采用Roe的通量差分來離散,黏性項(xiàng)則采用中心格式離散1.2翼型迎角突變作用假設(shè)翼型以一定速度水平飛行,突然受到一上升氣流作用(如圖1所示由于直接賦予翼型迎角突變的邊界條件的缺陷,目前陣風(fēng)響應(yīng)的數(shù)值模擬一般采用“網(wǎng)格速度”思想:根據(jù)相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系,若網(wǎng)格的速度為-W1.3慣性系下質(zhì)心平動(dòng)方程空間位置飛行器作為剛體在空中運(yùn)動(dòng),一般有六個(gè)自由度。相應(yīng)的有六個(gè)動(dòng)力學(xué)方程,其中三個(gè)描述平動(dòng),三個(gè)描述繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)。另外,還有六個(gè)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,確定飛行器空間位置和姿態(tài)。飛行器坐標(biāo)示意圖如圖2所示。x軸指向地平面某選定方向,z軸鉛垂向下,y軸垂直xz平面,按右手定則確定方向。慣性系下質(zhì)心平動(dòng)方程體軸系下繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)方程空間位置空間姿態(tài)式中:m為質(zhì)量;v為速度;F為力;ω為角速度;M為外力矩;I為慣性矩;通常ω在求解剛體運(yùn)動(dòng)方程(2)~方程(5)時(shí),采用的線性四步Adams預(yù)估校正法的步驟為:首先求解n時(shí)刻的流場,得到氣動(dòng)力并傳給預(yù)估步剛體運(yùn)動(dòng)方程,求解n+1時(shí)刻飛行器空間位置和姿態(tài),再進(jìn)行流場計(jì)算,得到氣動(dòng)力并傳給校正步剛體運(yùn)動(dòng)方程得到修正后的n+1時(shí)刻飛行狀態(tài)量。如此反復(fù),直到仿真結(jié)束。因陣風(fēng)對(duì)飛行器飛行速度和角速度帶來較大影響,進(jìn)而引起飛行迎角和側(cè)滑角變化,本文通過n+1時(shí)刻質(zhì)心位移增量和角度增量的變化來考慮速度和角速度變化對(duì)氣動(dòng)特性的影響。2cfd計(jì)算結(jié)果為了研究飛行器尾渦中的氣動(dòng)特性,R.Struijs等采用改進(jìn)Lamb-Oseen渦表達(dá)式,使之更符合尾渦特性,改進(jìn)后的Lamb-Oseen渦表達(dá)式為式中:-eSWIM在渦旋場中被放置于多個(gè)位置,選取其中五個(gè)位置(如圖3所示)來捕捉模型在渦旋場中升力和滾轉(zhuǎn)的極限狀況,分別對(duì)五個(gè)不同位置的氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行CFD計(jì)算。F29模型產(chǎn)生的翼尖渦參數(shù)及位置如表1所示。CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果、文獻(xiàn)[10]CFD計(jì)算結(jié)果的對(duì)比,如圖4所示。從圖4可以看出:SWIM機(jī)翼采用NACA4412翼型,在0°迎角下的升力系數(shù)C對(duì)實(shí)際飛行而言,飛機(jī)進(jìn)入尾渦時(shí),滾轉(zhuǎn)響應(yīng)特性尤為重要。當(dāng)SWIM處于y=-0.42m時(shí),由于位于左舷渦旋中心,因此會(huì)承受最劇烈的滾轉(zhuǎn)效應(yīng)。本文和文獻(xiàn)中的CFD計(jì)算所得滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值整體趨勢一致,大部分?jǐn)?shù)值點(diǎn)符合較好(如圖5所示),表明本文所使用的尾渦模型能夠較準(zhǔn)確地預(yù)測飛機(jī)在尾渦中的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)特性。3swim的速度特性為了研究尾渦對(duì)飛機(jī)飛行的危害性,數(shù)值模擬SWIM從右舷渦旋正上方10m處、以-5°的俯仰角俯沖進(jìn)入尾渦場,迎角、側(cè)滑角均為0,如圖6所示。取非定常計(jì)算步長為0.005s,總模擬時(shí)間為4s,其中0~1.5s的內(nèi)迭代步數(shù)為150,1.5~2.5s的內(nèi)迭代步數(shù)為300,2.5~4s的內(nèi)迭代步數(shù)為150。飛行環(huán)境為2800m高空處大氣狀況,飛行速度為56m/s,使SWIM的飛行馬赫數(shù)、雷諾數(shù)與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)狀況相同。同時(shí),假設(shè)尾渦不隨時(shí)間耗散。SWIM的質(zhì)量參數(shù)如表2所示。SWIM速度響應(yīng)曲線如圖7所示。SWIM在渦旋場中的受力狀況與在渦旋場中的位置密切相關(guān),相對(duì)來說,距離渦旋中心越近,受力越明顯。尾渦可近似認(rèn)為是垂直陣風(fēng)和側(cè)向陣風(fēng)的疊加,因此SWIM在尾渦中水平方向幾乎不受力,水平速度增量ΔU基本保持不變,與圖7趨勢一致。在0~2s的時(shí)間內(nèi),SWIM主要受右舷渦旋影響,越接近右舷渦旋中心,相應(yīng)所受正向側(cè)力越大,因此側(cè)向速度增量ΔV逐漸增大;在2~4s的時(shí)間內(nèi),側(cè)向位移增量超過0.39m,SWIM主要受左舷渦旋影響,所受側(cè)力由正向逐漸變?yōu)樨?fù)向,因此側(cè)向速度增量ΔV逐漸減小,分析與圖7趨勢一致。SWIM在渦旋場中飛行時(shí),越接近漩渦中心,升力下降越明顯,相應(yīng)的垂直速度增量ΔW在0~2s內(nèi)基本不變,在2s左右接近渦旋中心時(shí)會(huì)快速增加,但是受俯仰角震蕩的影響,ΔW也呈現(xiàn)出震蕩增加的趨勢。SWIM的位移響應(yīng)曲線如圖8所示。由于SWIM的所受阻力基本不變,水平位移增量基本為0。在0~2s的時(shí)間里,SWIM所受的側(cè)力和升力變化較小,相應(yīng)地y和z方向位移變化較小;在2s左右,在逐漸接近尾渦中心的狀況下,SWIM受到較大側(cè)力作用,且升力顯著下降,在隨后的2s出現(xiàn)明顯的側(cè)向位移和下沉現(xiàn)象?？傮w來說,SWIM從右舷渦旋上方開始俯沖,隨后側(cè)向速度逐漸增大,使SWIM橫側(cè)穿過渦旋場。SWIM的滾轉(zhuǎn)角速度(p)曲線如圖9所示。SWIM處于渦旋場中不同位置,作用在左右翼面的動(dòng)壓會(huì)逐漸變化,從而產(chǎn)生不同的滾轉(zhuǎn)效應(yīng)。當(dāng)ΔZ_CG<0.39m時(shí),即在0~2s的時(shí)間內(nèi),SWIM主要受左舷渦旋產(chǎn)生的正向滾轉(zhuǎn)效應(yīng),p逐漸增大,在2s左右達(dá)到最大正向角速度;當(dāng)0.39m≤ΔZ_CG≤0.81m時(shí),SWIM主要受到右舷渦旋的負(fù)向滾轉(zhuǎn)效應(yīng),p逐漸減小,并在2.1s左右達(dá)到最大負(fù)向角速度;隨后ΔZ_CG>0.81m時(shí),SWIM受到右舷渦旋的正向滾轉(zhuǎn)效應(yīng),同時(shí)隨著逐漸遠(yuǎn)離渦旋中心,以及受本身橫向靜穩(wěn)定力矩的作用,p會(huì)快速衰減,直到模擬時(shí)間結(jié)束。相應(yīng)的,SWIM的滾轉(zhuǎn)角在0~2s一直增大,并在2s左右達(dá)到最大角度;隨后由于滾轉(zhuǎn)角速度一直為負(fù),滾轉(zhuǎn)角一直減小,直到模擬時(shí)間結(jié)束,如圖10所示。SWIM的俯仰角速度(q)和偏航角速度(r)曲線如圖11所示。在0~2s的時(shí)間里,SWIM距離渦旋中心較遠(yuǎn),q和r幾乎為0;在2s左右,SWIM接近渦旋中心,q和r出現(xiàn)較大幅度的震蕩;隨后SWIM遠(yuǎn)離渦旋中心,q和r呈現(xiàn)震蕩衰減的趨勢,且q的衰減速度要快于r。相應(yīng)的,SWIM的俯仰角和偏航角在0~2s內(nèi)變化不大,俯仰角和偏航角出現(xiàn)較為明顯的震蕩,其響應(yīng)曲線如圖12所示。SWIM進(jìn)入尾渦后出現(xiàn)了抖動(dòng)現(xiàn)象,與實(shí)際飛行狀況相似。4入網(wǎng)格速度方法(1)通過“網(wǎng)格速度”的方法,建立尾渦模型,計(jì)算所得的SWIM尾渦中的氣動(dòng)特性與實(shí)驗(yàn)值符合較好。在求解非定常N-S方程中,引入網(wǎng)格速度方法來計(jì)算陣風(fēng)響應(yīng)是可行的