一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法技术

本发明专利技术涉及一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。与现有技术相比，本发明专利技术能有效获取飞机降落过程中的外流场动态数值，便于对飞机起降性能评估以及增升装置的设计提供参考。

A dynamic numerical simulation method for multi segment airfoil flow field

The invention relates to a method of numerical simulation of plane flow dynamic multi airfoil, the method comprises the following steps: (1) establish a slat trailing edge flap multi airfoil plane model was imported into FLUENT software; (2) vertical drop motion function to construct the aircraft model, and imported into the FLUENT software; (3) selecting turbulence model; (4) setting simulation parameters, including fluid parameters, airfoil material parameters, work environment parameters, boundary conditions, dynamic mesh update model, solving method and accuracy; (5) the operation of FLUENT software, obtaining variation during the process of falling around the airfoil plane perpendicular to fluid flow parameters including velocity, pressure and temperature change figure. Compared with the prior art, the invention can effectively obtain the dynamic value of the outflow field during the landing process of the aircraft, and is convenient to provide reference for the design of the aircraft landing performance evaluation and the lifting device.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞机外流场数值模拟方法，尤其是涉及一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法。
技术介绍
飞机起飞着陆过程中，因为距离地面较近，有很大可能受到地面效应的影响。所谓地面效应，就是一种使飞行器诱导阻力减小，同时能获得比空中飞行更高升阻比的流体力学效应：当运动的飞行器掉到距地面(或水面)很近时，整个飞行器体的上下压力差增大，升力会陡然增加。飞机通常利用增升装置来增加低速时飞机的升力、增加载重、增加航程、减轻飞机重量等，增升装置多由前缘缝翼、主翼及后缘襟翼组成，飞机的安全性与经济性受到增升装置的很大影响。由于模型尺寸的限制，风洞试验很难真实观察到机翼中如缝道、空腔和拐角等处的流动细节，使人们很难对整个多段翼型周围的流动状态有完整的理解。对多段翼型进行仿真数值模拟，可高效率、低成本、快速获取最佳的翼型周围流动状态，为后期的参数优化提供完整的技术支持。传统的机翼近地面仿真数值模拟领域，大多数采用定常状态下进行模拟计算，通过改变迎角等方式进行模拟，这种方式对于高度固定的状态下研究飞行迎角、展弦比和后掠角对地面效应的流动机理以及气动性能有较大帮助。然而，对于飞机下落过程中翼型位移运动问题，不能使用定常的方法进行模拟。模拟运动过程中的状态更靠近降落中的真实状态，才能直接体现出飞机降落过程中地面效应对于多段机翼周围流动的影响，因此研究一种飞机降落过程中飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法十分必要。
技术实现思路
本专利技术的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法。本专利技术的目的可以通过以下技术方案来实现：一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。步骤(1)中采用ANSYSICEM软件进行带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型的建立。所述的湍流模型采用SSTk-ω模型。所述的流体参数包括密度和粘度。所述的工作环境参数包括大气压大小以及域环境，其中大气压设置为零，域环境设置为流体域。所述的边界条件参数包括入口边界的边界类型和壁面边界的边界类型。设置的动网格更新模型具体为：前缘襟翼、主翼及后缘襟翼部位的动网格模型采用局部重划模型，其余区域采用弹簧近似光滑模型。求解方法仿真参数设定包括压力速度耦合方程模式设定、压力方程的松弛因子设定、压力修正方程模式设定。求解精度包括迭代参数步长设置为0.0005s，步数设置为10000。与现有技术相比，本专利技术具有如下优点：(1)采用fluent软件进行仿真，建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型能够有效模拟飞机实际构造，同时通过垂直下落运动函数来构建飞机下落过程，进而通过fluent软件来仿真飞机下落过程，对翼型周围流体流动情况，包括速度、压力、温度分布数据进行测量，很好地反应飞机降落过程中飞机多段翼型外流场动态数值，便于对飞机起降性能评估以及增升装置的设计提供参考；(2)本专利技术提供了一种优于现有飞机机翼气动性能数值模拟，传统机翼气动性能模拟方法一般采用定常的固定飞行高度的方法进行流体力学仿真，对比不同高度下周围流体的流动情况，这种方法对于翼型动态下落过程会产生较大误差；(3)围绕着前缘襟翼、主翼及后缘襟翼部位需要做下降的刚体运动，由于运动边界的位移远远大于网格尺寸，采用弹簧近似光滑模型会导致网格质量下降，造成网格畸变，导致计算不收敛，因此采用局部重划模型，使重新划分的网格满足畸变率和尺寸的要求，其余部位采用弹簧近似光滑模型，从而使得最后仿真结果更加精可靠。附图说明图1为本专利技术的流程框图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术进行详细说明。实施例如图1所示，一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)边界初始化，设置监视窗口，设置迭代参数，设置自动截图，运行fluent软件，进行自动计算，从而获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。步骤(1)中采用ANSYSICEM软件进行带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型的建立。具体地：采用ANSYSICEM软件进行带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型，本实施例中翼型为麦道航空30p-30n，根据最终多段翼型模型的结构特点，选取网格类型划分网格，网格单位数为16万，设置边界条件，输出网格文件；将输出的网格文件导入fluent软件中；检测网络check，用于检测步骤一中模型建立后网格划分是否正确；根据多段翼型的真实尺寸设定单位。所述的湍流模型采用SSTk-ω模型。所述的流体参数包括密度和粘度。所述的工作环境参数包括大气压大小以及域环境，其中大气压设置为零，域环境设置为流体域。所述的边界条件参数包括入口边界的边界类型和壁面边界的边界类型，本实施例中设置入口边界的边界类型为“PressureFar-Field”，设置壁面边界的边界类型为“Wall”。边界条件为设置表压为11111Pa，设置马赫数为0.2，设置速度向量为直角坐标方式。设置方向向量为(0.96126，0.27563)。该向量为通过攻角16°计算获得，Cos16°＝0.96126，sin16°＝0.27563。设置的动网格更新模型具体为：前缘襟翼、主翼及后缘襟翼部位的动网格模型采用局部重划模型，其余区域采用弹簧近似光滑模型。弹簧近似光滑模型中的参数设定：弹簧倔强系数设定为0.05，边界节点松弛设定为0.5；收敛判据保持默认的0.001；迭代次数保持默认的20。局部重划模型中的参数设定：将最小长度比例及最大长度比例均设置为0，最大单元畸变设定为0.4，依照尺寸标准重新划分的间隔设定为1，尺寸函数变量设置为0.3，尺寸函数变化率保持默认的0.3。求解方法仿真参数设定包括压力速度耦合方程模式设定、压力方程的松弛因子设定、压力修正方程模式设定。压力速度耦合方程模式选择“SIMPLE模式”，压力方程的松弛因子设为1，压力修正方程模式选择“Presto模式”，其他方程的差分格式选择二阶迎风模式(SecondOrderUpwind)。求解精度包括迭代参数步长设置为0.0005s，步数设置为10000。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。

【技术特征摘要】
1.一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。2.根据权利要求1所述的一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，其特征在于，步骤(1)中采用ANSYSICEM软件进行带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型的建立。3.根据权利要求1所述的一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，其特征在于，所述的湍流模型采用SSTk-ω模型。4.根据权利要求1所述的一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，其特征在于，所述的流体参数包括密...

【专利技术属性】
技术研发人员：张鑫鹏，匡江红，吕鸿雁，
申请(专利权)人：上海工程技术大学，
类型：发明
国别省市：上海;31