第27卷
8006正
第1期
1月
航空学报
ACTAAERoNAUTICAET
VoI_27No.1Jan.
2006
ASTR()NAUTICASINICA
文章编号:10006893(2006)01—0033—05
一种CFD/CSD耦合计算方法
徐敏,安效民,陈士橹
(西北工业大学航天学院,陕西西安710072)
CFD/CSDCoupingNumericalComputationalMethodology
XU
Min,AN
Xiao-min,CHENShilu
710072,China)
(CollegeofAstronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an
摘要:针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N—S方程的双时间有限体积求解技术,结构响应刚采用有限元数值求解技术。CFD和CSD耦台计算的边界信息(气动力和网格)由所设计的界面程序传输。网格信息传输采用守恒体积转换(CVT)方法将CSD计算结构响应位移插值到CFD网格点上。变形已有的CFD网格技术用以确定CFD的变形网格。以位移或载荷的迭代误差为判断耦合计算的收敛标准。最后得到了机翼在Ma=0.8395,a一5.06。时CFD,/CSD耦合计算的收敛值。针对计算结果分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时问变化的效应。初步研究结果表明:这种弱耦台方法求解非线性气动弹性问题是可行的。关键词:CFD/CSD;气动弹性;数据交换;动网格;跨声速中囤分类号:V211.47
Abstract:To
文献标识码:A
modelthenonlinearaeroelasticityofflexiblehighaspectratiowingsanddesignactiveaeroelastic
wing(AAW),ACFD/CSDcouplingnumericalcomputationalmethodologyisdeveloped.Inthisstudy,an
aeroelasticcouplingprocedurewill
performwithloosingcouplingCFD/CSD
at
thesamephysicstimestep.Sol—
frameworkwithLU
ringaerodynamicforceemployNavier-Stokesdiscretizedbasedcell—centeredfinitevolumeSSORimplicit
time-marchingsecondorder
accurate
schemeand
dual—timetechnology.Computationalstructural
dynamics(CSD)aremodeledusingfiniteelementequations.MatchingtheCFDgriddisplacementswiththe
CSD
or
finiteelementmodel
response
maintainsthe
accuracy
inthis
looselycoupledapproach.Intheloosely
ex—
coupledmodularapproachof
twodisciplines,boundaryinformationbetweentheCFDandCSDcodesis
response
changedthroughthedevelopedcodes’interlacemappings.TileCSDcodecalculatestheture.Theresultingoutputs,thedisplacements,areinterpolatedofconservation
to
ofthe
struc—
theCFDgridusing
a
displacementmapping
volumetransform(CVT).TheCFDcodecalculatestheflowfieldaboutthisnewCFDgrid.
error
CFD/CSDcouplingprocedureisconvergedafterjudgedby
theiteration.Finally,the
ofthe
deformeddisplacements
on
theCSDinsweptwing
ofthe
CFD/CSDcouplingcomputational
convergence
solutionisobtainedfor
a
atMa=0.8395,口一5.066using
structure
thedevelopednonlinearaeroelasticmethodology.Historyof
response
and
aerodynamiccharacteristicwithtimeisanalyzed.Thestudyshowitisimportantthatstructural
on
inertiaforcemustconsidefler
to
statica@roelasticanalysisandthedevelopedCFD/CSDcouplingprocedureisab
computenonlinearaeroelasticanalysis.
Key
words:CFD/CSD;aeroelasticity;interfacemapping;movinggrids;transonic
随着材料技术、信息技术、控制技术以及航空航天技术自身的飞速发展,未来的飞行器将具有大型、轻质、柔性、变参数的结构特点和高可靠性、高精度、高稳定性、高机动与强适应性的自主运行要求,并需要在亚、跨、超、高超声速飞行条件下均具有良好的气动特性和操纵特性。最近,对主动柔性机翼(AFW)n]、主动气动弹性机翼(AAW)口3和微型飞行器(MAV)【31方案中可以看到,人们对于利
收藕日期:2004i0—02;俸订日斯:20050li0
基金项目:国家自然科学基金(10272090)资助项日
用气动弹性力机翼的柔性变形在减少机翼重量、实现滚转控制、分减载荷和减少阻力显得越来越有兴趣。
在实际中气动弹性应是非线性问题,特别是跨声速区域,叠加原理失效,在大变形情况下,模态叠加法原则上不可再用,必须探讨全场求解耦合方程的途径“J。高精度的计算流体力学工具必须和高精度的计算结构力学工具结合使用,应用适当的耦合方法对于精确解决这些问题是必要的。Miller【5】利用流体一结构耦合预测通过补偿
万方数据
航空学报第27卷
减少15%的起飞毛重,从而达到优化气动外形。因此,非定常气动力计算和固体力学中非线性有限元计算两系统的耦合技术是实现非线性气动弹性的发展方向。
求解气动弹性问题的耦台方法通常可以分为两种:强耦合和弱耦合,强耦合(单域)方法需要对CFD和CSD方程同时进行求解,即使得每一组方程的再形成成为必要。与结构相连的数字矩阵比与流场相连的数字矩阵相差很多数景级。因此,用单一的数值方法求锯两个系统有一定的困难”。]。弱耦合方法是模块化的形式。其耦合通过CFD网格点上的载荷转换到CSD节点上和CSD节点上的位移插值到CFD网格点上数据交换实现。在这种弱耦合方法中,CSD和CFD网格位移可保持高精度。
Guruswamy口1通过在动网格上建立带有欧拉/纳维一斯托克斯方程模型的方法证明了弱耦合技术。Guruswamy和Byun口1提出了求解二维翼型的气动弹性的一种弱耦舍方法。并证明了这种松耦合方法是有效和精确的。
本文主要介绍所发展的三维机翼的非线性气动弹性的一种弱耦合CFD/CSD计算技术,通过对一机翼的非线性静力气动弹性计算证明了该方法的可行性。研究的主要目的是基于应用CFD和CSD耦合的研究为气动弹性动力学计算能力的进一步发展和为机翼结构和气动特性的气动弹性优化设计打下基础。1结构和气动模型
(1)非线性结构模型
结构动力学运动方程,无论是用平衡法或能量法导出,都是在时问域写出的,是时闻变量和空间变量的偏微分方程
Mix(f)4-Cx(≠)+硒c(f)一F(f)
(1)
式中:M是质量矩阵;C是阻尼矩阵;K是刚度矩
阵;F(£)是物体承受的所有外力;x‘,z分别是物体运动的加速度、速度和位移。
式(1)通过空间变量进行有限元离散和对时间变量实施有限差分离散化就可得到物体时间域动态响应分析。
(2)非线性气动力
在跨音速区,因为混有亚音速和超音速气流产生的激波和激振附面层的重叠,产生了更高的非线性。为了精确捕捉这些非线性效应,求解空气动力学应用了N—s方程。
万
方数据在惯性坐标系下,非定常积分形式的N—S方程可写为:
未f踟n+pdS一击』¨dS㈤
式中:耵为单位体积质量、动量和动能组成的矢量;F,F。分别为无黏和有黏流通矢量}国(£)是运动控制体积;s(r)是运动控制体积的表面积。
(3)双时间推进
引人伪时间项是为了消除第n层到第n+1层的时问推进误差。假设网格刚性地固联于物体一起运动,所以引入的伪时间项的离散方程可写为
V。、。警“。。婴£篆吐盟+
0焉{・一R±eQ:一t
(3)
式中:y为单元体积;西和西,为有限体积中心离散后的无黏和有黏通量。
式(3)的双时间推进格式为
一一型塞垡_二二_垡拿型监一△z良:M(4)
(L+D)D_1(D+u)△D”
式中:L一一“(A}Ⅵ,^+雕广M+c},,卜,)
D—I詈+口(“+rB+rc)【I
L
o
J
u—a(Ailm★+BT,J+1.±+(i,.H1)
式中:A+,B+和c+分别是无黏通量Jacobi系数分裂后的矩阵。
2
CFD-CSD数据交换方法
CFD和CSD程序之间的边界信息包括力的
转换和网格转换。
从非线性流体动力学计算的外部作用分布力,被转换到有限元的结点上。力和力矩需要分解到x,y,z方向来地描述结构上的空气动力即
阻力Fa哪、侧向力F制。和升力F-m
从CSD节点到CFD网格点的位移转换需要研究插值方法。插值方法应考虑精确性、光滑性、小变异、鲁棒性和外推,以及CPU存储量和CPU时间。目前,常采用的插值方法有:无限平板样条法;有限平板样条法;多重二次曲面一双调和法;薄板样条法;反函数同变量转换法;非均匀的肛样条法。这6种方法各有其优缺点,但共同的缺点是不能很好的保形n…。
采用了一种体积守恒插值方法Ill,t2]:对每一个气动网格点n(f),首先要在结构网格上找出离它最近的三角形单元,顶点用s,(I),s,(£),乳(f)表
第1期徐敏等,一种CFD/CSD耦合计算方法
示,随时间的推移,它们有如下关系式
d(£)=Ct¥。(f)+肛,(f)+捧々(f)+v(£)[(sj(£)一s,(£))×(乳(£)一g。(f))](5)式中:n,p,y是常数,且满足a+p+7—1。
在保持体积守恒时,采用有向体积V。即当气动点位于结构三角单元的上方时v为正值。反之,V为负值。其中V的表达式为
V一(Ⅳ(Z,m,”)-(Ⅱ.(z)一g。.(f)))/6(6)
3
CFD/CSD数值计算的收敛性
在弱耦合方法中,假设由于受气动载荷机翼会
弯曲和负向扭转,使迎角变小,压力也变小了。这些载荷再次用于CSD模块,由于这个载荷比刚性载荷小,机翼的扭转也变小了。这些变形再用于CFD网格中,计算中迎角增加了,载荷也随之增大了,这个重复出现振荡。气动弹性求解收敛的振荡特性是耦合中某一特定值变化足够小。如果自由
流速度比发射速度如小,迭代计算将会收敛。
取机翼翼尖的法向位移为耦合计算特征量进行考核。
4动网格设计
在松耦合方法中,外部网格必须用在机翼表面上的偏差实现变形。有2种方法可以做到这一点:重新生成1个新的完整的CFD外部网格和变形已有的CFD网格。
本研究采用第2种方法。当内边界的网格点在不同时间步长内发生位移时,将引起它周围的网格点的位移,为了插值出其它各点的位移。本文以内边界即^一1上的点为参考点,按如下方法计算。
每一个网格点用标号P。,。来表示,其中^一1
表示物面,k一^一表示外边界;则三维动网格所
对应的公式如下
当k>1时,
★
S。,。一∑
、亿i了ii了干瓦i亏i=严瓦ijii了
(9)
当^一1时,S。,。一0
km一。(蓑)Lz(丧)3㈣,
z’Ⅵ,女一bj,j,kxⅥ,^+(16Ⅵ.女)z葛,^Y’。,^一6。,^y。.t+(1
b。.^)y焉,^(11)
∥Ⅵ,^一6。m&z:,,,^+(1—6w,^)z。ref,^
z薯一y暑.。,z搿.。为旋转变形量。
万
方数据5算例和分析
机翼的气动弹性松耦合步骤为:①得到机翼稳态CFD解的一个中问的或者刚性稳态收敛值;②计算在空气动力表面CFD网格点上的压力;③将CFD网格点上的压力转换为CSD节点上;④计算CSD,获得机翼的结构响应;⑤将CSD节点上的结构响应位移转换到空气动力表面的CFD网格点上;⑥变形整个CFD网格。重复①~⑥步直到满足预选的收敛标准。
以M6机翼为例进行了CFD/CSD耦合计算研究。CFD计算用网格为100×50x50的C—H型网格(图1)。计算状态为:Ma一0.8395,d一5.06。,采用有限体积离散求解。CSD计算用网格为20×1l(图2),采用三角壳元离散的有限元技术求解。由于该方法属初步探讨性研究,CSD建模仅考虑了蒙皮。
图1刚性机翼气动网格
Fig
l
R培idwingCFDgrid
图2刚性机翼结构网格
Fig.2
RigidwingCSDgrid
图3和图4分别表示机翼柔性变形后和刚性机翼上表面的压力云图和马赫数云图。
围3机翼压力百图
Fig.3
Pr{!ssure
contouron
thewing
图4机翼马赫数云图
Fig.4
Mac},number
contouron
the
wing
航空学报
第27卷
图5显示了刚性和柔性机翼(收敛值)以及实
验值沿展向的翼剖面升力系数。注意当考虑了柔性后升力稍有减小。在跨音速域内预测在载荷分布上的柔性作用的能力将会是非常重要的。设计者可用它在预设计阶段来帮助改进机翼的设计。
圈5机翼剖面展向升力系数
Fig
5
Section
Liftcoefficientalong
span
图6显示了柔性和刚性机翼沿展向65%处
翼剖面的G分布。图5和图6可看出,由于机翼
的柔性效应,激波位置向后移了。
图6压力分布(Z/C--0.69)
Fig.6
Pressure
distribution(Z/C=O.69)
机翼翼梢未变形剖面与最终收敛状态剖面位置比较如图7所示。它说明了柔性机翼变形后不仅在y方向有位移而且在x方向也存在较大的位移。
量
漳
d邑捉
x方向位移,m
图7机翼翼梢剖面位移
Fig.7
Wingtipsectiondisplacements
万
方数据图8--图13分别表示翼梢剖面后缘点处y,x,z方向的位移和绕y,x,z轴扭转角度随时间变化的历程。图中可明显看出,机翼在静弹性变形的过程中,结构变形是振荡收敛的,并且结构的
最大变形位置并不是收敛值。从另一角度看,机
翼静弹性变形的过程是一个振动过程,这说明结构受气动力影响而发生变形的过程存在结构的惯性力作用。因此,机翼的静气动弹性变形过程应考虑运动结构的稳定性和飞行器的运动稳定性问题。
{
潍划
_叵
牝
图8机翼翼梢后缘点法向位移
Fig
8
Trailingedgetip
Ydisplacements
量漤魁童椒
k
图9机翼翼梢后缘点x向位移
Fig.9
Trailingedgetip
Xdisplacements
垂簿趔匠极
图10机翼翼梢后绿点Z向位移
Fig.10
TrailingedgetlpZdisplacements
今后的工作方向:(1)寻求完整的机翼结构模
型的气动弹性求解加快收敛的方法,主要从初始条件考虑;(2)CFD/CSD通用数据交换界面设计;(3)动气弹耦合计算技术;(4)智能仿生机翼研究。
第1期徐敏等:一种CFD/CSD耦合计算方法
37
哥11机翼翼梢后缘点绕Y轴旋转角
Fig.11
Trailingedgetip呻aronnd
Yaxis幔04[
击一}/o
。。。e”3}I抄—一
一”蛙”5’0矿
f
”■..........
}/
0
5
10152025
选代步数
圈12机翼翼梢后绦点绕x轴旋转角
Fig.12
TrailingedgetipOxaroundXaxis
圈13机翼翼梢后缘点绕z轴旋转角
Fig.13
Trailing
edgetip
8zaround
zaxis
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作者简介:
榇敏(1956)女,江苏,教授,博士,从事弹性飞行器动力学与控制和流固耦合方面的研究。联系电话i
02988494614,E—
mail;CFD_CSD@163.corn
{责任编辑:刘振国1
一种CFD/CSD耦合计算方法
作者:作者单位:刊名:英文刊名:年,卷(期):被引用次数:
徐敏, 安效民, 陈士橹, XU Min, AN Xiao-min, CHEN Shi-lu西北工业大学,航天学院,陕西,西安,710072航空学报
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA2006,27(1)22次
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