2018/08/13

使用TCFD进行螺旋桨式飞行器外流场分析

TCFD是CFD Support团队为我们带来的新一代叶轮机械专用CFD模拟工具。TCFD不受用户人数和核数的限制,具有完全自动化的流程,极大地提升了CFD模拟的效率;同时,它保持求解器的开源,可以由用户自行决定CFD研究的深度,能够更充分的利用硬件功能使之用于CFD模拟过程。

 


 TCFD的性能 


TCFD是专门针对泵、风扇、压缩机和涡轮等旋转机械内流场开发的模拟软件。目前,CFD Support团队将其应用扩展到了更多的领域,比如飞行器的外流场计算。


案例——喷火式战斗机Mk VIII


这篇研究案例展示了如何利用TCFD对飞行器进行模拟。喷火式战斗机是二战时期服役于英国皇家空军的著名战斗机。24种主要机型共生产了超过20000架次,这使得Spitfire成为有史以来生产最多的飞机之一。由于其CAD模型可以从“GradCAD”上方便地获取,我们选用了Mk VIII喷火式战斗机作为案例用的模型。这个机型的明细可以参见下面的表格。


喷火式战斗机Mk VIII详细参数


长度

9.54m

翼展

11.23m 

高度

3.85m

机翼面积

22.5m2

空载

2633kg

最大起飞重量

3638kg

最大速度

656km/h

升限

13000m

发动机

罗尔斯罗伊斯梅林V12活塞发动机,最大推力1710hp

装配武器

2门20毫米西斯帕诺机炮和4挺7.7毫米点50勃朗宁机枪,1组227

公斤或2组113公斤炸弹


前处理


我们以STEP格式的三维模型文件来开始喷火式战斗机的仿真工作。对于专业的CFD仿真,原始的STEP文件通常过于复杂,因此必须进行某些预处理工作。我们首先使用了一款开源的软件“Salome”对模型进行简化处理,移除了一些微小的问题部件,确保最终的表面模型是水密的。人为创建一个圆柱体将螺旋桨包围,作为旋转域。并创建另一个区域作为计算域的“边界框”,形成一个虚拟的风洞,方便我们来设置边界条件。最后,输出飞行器表面、计算域边界框和圆柱旋转域等不同边界的独立STL格式文件。

 


 TCFD设置 


TCFD是专门设计出来对旋转机械进行仿真分析的,这些旋转机械通常又包含着多种部件,其中的一个或者几个是旋转部件,其余为静止部件,它们之间需要彼此相连。模拟一个带螺旋桨推进器的飞机就是类似的情形,在TCFD中则可以较为方便的设置这些不同的区域及之间的连接。


整个计算域被划分成两个部件——由机身和边界框组成的静止域、以及包含了螺旋桨的圆柱旋转域。本案采用稳态模拟,旋转域采用MRF方法,其中离心力的源项会被添加到MRF区域(圆柱体)内的动量方程中。


基本设置:


● 旋转机械类型:螺旋桨推进器

● 稳态模拟计算

● 包含可压缩及不可压流动

● k-ω SST湍流模型



 

飞机空气动力学中最重要的参数之一是攻角(AoA)。在此次仿真中,它通过设定不同来流边界条件来给定。


进口和出口边界条件在边界框的“前后”壁面上定义,并且分属于以下类型:

● 进口:固定速度

       ☆ 给定速度矢量,以及湍动能强度和湍流耗散率

       ☆ 速度矢量以笛卡尔分量的方式设置,从而决定相应的攻角数值

● 出口:固定压力

       ☆ 给定出口反压


其他边界条件的定义:

● 计算域的左、右、上、下壁面:translationAMI

       ☆ 这些壁面通过Arbitrary Mesh Interface (AMI) 类型的周期性边界相连

● 机身部分:壁面

● 推进器旋转域:进/出/自由交界面

 

通过OpenFOAM的snappyHexMesh功能自动生成网格。用户可以自行定义网格加密程度以获取质量更好的网格。


即使网格质量较好,计算也有发散的可能。这可能是由初始条件的设定引起的,此时可以进行一些预先的计算(比如只求解其中某个方程);TCFD能够将其他的仿真结果设为初场,所以,我们可以先通过OpenFOAM的potentialFoam(速度势求解器,可用于粗略预测速度场)进行初步计算,然后以它的结果作为初场进行计算。


后处理


TCFD有自带的后处理模块,能自动计算所需的参数,如效率、扭矩、流量、轴向力和力矩系数,所有的数据以及残差收敛的情况都集成在html形式的报告里。同时,TCFD中可以进行进一步的可视化后处理。



 试验数据对比 


在本节中,我们将结果与几次飞行和风洞试验数据进行比较。必须注意的是,仿真模拟和实际试验数据的比较往往是有问题的,因为很难去完全模拟实际的试验条件。比如在仿真中,战斗机模型都进行了简化,同样的,风洞模型也进行了简化;散热器入口,出口和化油器入口等也都被设置为了普通的壁面。


飞机在空间的位置及迎角等,只有在初始CAD建模时才能够进行调整,而在风洞试验中它可能会随着控制舵的力矩发生变化。另外螺旋桨的倾角,在某个工况的模拟过程中它是一个常数保持不变,但是在实际飞行过程中,它会随着飞行速度和发动机的转速发生变化。另一个困难是计算域的大小和边界条件,这都会影响最终的结果并可能增加一些不确定性。


因此,为了获得更有可比性的结果,仿真中定义的攻角必须与试验报告中定义的攻角一致;我们必须在试验报告中找到尽量详细的模型信息,从而保证模拟和实际攻角的一致。

 


当考虑了以上这些因素之后,我们才能够更加准确的认识仿真数据与试验数据之间的关系。


测试案例1——喷火式战斗机Mk VIII试验记录


当初的飞行试验报告中包含了喷火式战斗机Mk VIII的飞行试验数据,其中包含升力系数随攻角变化的曲线。在这里,计算数据不能直接同试验数据进行比较,是因为测量的升力系数并不真实,必须根据位置进行修正。报告提供了修正后的数值。


TCFD设置明细:


● 飞行速度:90m/s(324km/h)

● 不可压流动

● 攻角范围:0~8°

● 螺旋桨转速:1145RPM

● 网格数:630万

● 空气的物性参数:默认

● 相对压力:1atm

● 相对密度:1.2kg/m3

● 动力粘性系数:1.8*10-5Pa·S



测试案例2——四种单引擎战斗机模型的高速风洞试验


在当年的一篇文章中,介绍了Spitfire Mk I的风洞试验,这个机型它与Spitfire Mk VIII略微不同,但是气动性能是很接近的。这份报告包含了大量图表,展示了大量的气动参数和他们之间的关联性。我们将其中的两个参数,低速下升力系数随攻角的变化和高速下升力系数随攻角及马赫数的变化和模拟结果做了对比。


为了与风洞模型相对应,模型必须进一步简化,省略了螺旋桨,计算域只包含一个部件,因为没有旋转部件,计算类型选择Stator.


另外风洞试验中对真实模型进行了6:1的缩放,所以对STEP的模型也需要缩放,并且重新设定边界条件,使马赫数和雷诺数同真实模型匹配。


TCFD设置明细:

网格数:550万

子案例1——低速下的升力系数

● 不可压流动

● 雷诺数:2*10^6

● 攻角范围:-1~5°

● 飞行速度:82m/s(295km/h)



子案例2——高速下的升力系数

● 可压流动

● 马赫数:0.4~0.838

● 雷诺数:1*10^6

● 攻角范围:-1~10°

● 飞行速度:137~262m/s(493~943km/h)

 


 总结 


本文展示了通过TCFD对Supermarine公司喷火式战斗机的CFD模拟分析过程,并且展示了TCFD在处理外流场上的性能。将仿真数据与该机型在二次世界大战前后的几个风洞试验和飞行测量数据进行了比较。CFD结果与测量结果之间的比较显示出了很好的一致性。后续还可以继续进行进一步的研究,例如:网格无关性,瞬态模拟,其他湍流模型或边界层的影响等。