DLR_F6翼身组合体阻力计算

[文章编号] 1001-246X(2008)02-0145-06[收稿日期]2006-11-14;[修回日期]2007-03-17[作者简介]王运涛(1967-),男,黑龙江密山,研究员,博士,从事计算空气动力学方面的研究.DLR -F 6翼身组合体阻力计算王运涛, 王光学, 张玉伦(中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所,四川绵阳 621000)[摘 要] 采用/亚跨超CFD 软件平台0(TRIP210)数值模拟DLR -F6翼身组合体构型,采用的多块对接网格、测压和测力的试验结果均来自美国AIAA 阻力计算小组,对比计算结果采用CFL3D 的结果.详细研究网格密度、湍流模型对DLR -F6翼身组合体构型的总体气动特性和压力分布的影响,计算结果与相应的试验结果较一致.采用SST 两方程模型得到网格收敛结果;不同的湍流模型对压差阻力影响较小,对摩擦阻力影响较大;不同的网格密度和湍流模型对压力分布影响较小.[关键词] TRIP210;DLR -F6;DPWII;阻力;湍流模型[中图分类号] V21117[文献标识码] A0 引 言随着计算机软硬件技术和计算流体力学(CFD)的飞速发展,CFD 在航空航天飞行器方案选型和初样设计阶段发挥的作用愈来愈重要,在雷诺数修正、优化设计、细致流场刻画等方面,CFD 较风洞试验更具有优势,已经与风洞试验一样,成为飞行器气动设计最重要的研究手段[1].随着大型网格前置处理软件、C FD 软件系统和后置处理软件的发展,CFD 几乎可以模拟所有高度复杂飞行器外形的绕流流场[2].飞行器设计者使用CFD 工具面临的首要问题是软件的精度和效率问题.CFD 软件的计算效率问题依靠多重网格技术和并行计算技术已得到较好解决,但计算精度问题(Verification &Valida tion)依然是当前研究的热点[3].为此,国际上先后组织了许多专题研讨会,如欧洲的计算空气动力学研究项目ECARP[4](European C omputational Aerodynamics Research Project)和AI AA 的DPW(Dra g Prediction Workshop).EC ARP 项目的目标是对欧洲的软件系统进行统一的确认研究,并对各种湍流模型进行评估.为研究C FD 的阻力计算精度问题,AI AA 阻力计算工作小组在2001年6月召开了第一次阻力计算的工作会议(DPW I),该次会议选择DLR -F4翼身组合体作为标准算例.会上18家单位提供了采用14种软件的计算结果[5].2003年6月召开了第二次阻力计算的工作会议(DPW II),该次会议选择DLR -F6翼P 身P 挂P 舱组合体作为算例,会议的重点是阻力计算精度,共有22家研究机构提供了20种CFD 软件的计算结果[6].试验结果是90年代在法国ONERA S2MA 1177m @1175m 跨声速风洞中完成的.近年来,国内也先后组织了全国范围内的CFD 软件可信度确认工作,如2004年8月中国空气动力研究与发展中心与中国航空工业六三一所联合举办的/CFD 统一算例研讨0活动和2005年6月中国空气动力研究与发展中心举办的CT-1大攻角气动特性研讨会.本文研究目的是考核中国空气动力研究与发展中心(C ARDC)自行研发的CFD 软件TRIP210(TRIsonic Platform Version210)的数值模拟精度.软件的确认算例选择了DLR -F6翼身组合体外形,利用DPWII 提供的3套粗细不等的结构网格,首先详细研究了网格密度、湍流模型对翼身组合体构型典型气动特性的影响,在此基础上,数值模拟了固定马赫数下的极曲线,对比的试验结果包括DPWII 提供的测力和测压的试验结果以及Rumsey 等人采用CFL3D 得到的计算结果[7].1 TRIP210软件简介TRIP210是中国空气动力研究与发展中心自行研发的C FD 软件,该软件采用结构网格技术和有限体积第25卷第2期2008年3月计 算 物 理C HI NESE JOURNAL OF C OMP UTATI ONAL PHYSICSVol.25,No.2M ar.,2008方法,通过数值求解三维任意坐标系下的Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,主要面向以下几类问题的数值计算:全机中等攻角以下纵、横向气动特性计算;飞机全机进排气系统一体化匹配计算;喷管、进气道内部流动的模拟及特性计算;导弹全弹纵、横向气动特性计算;航天器亚跨超气动特性数值模拟.TRIP210软件已经具备的功能如下:1)多块对接P拼接网格结构流场计算能力,初步具备对接P重叠结构的计算能力;2)多窗口技术和多重网格加速收敛技术;3)LU-SGS分解、SSOR求解和四步Runge-Kutta法,多种五点差分格式和七点差分格式接口;4)多种湍流模型,Spalar-t Allmaras一方程和Menter.s k-Omega SST等多种湍流模型;5)网格文件标准的Gridgen接口和ICE M接口,后置处理标准的Tecplot接口;6)开发了TRIP210软件的工具库和算例库,以及简洁实用的用户界面.2DLR-F6翼身组合体计算网格和计算状态本文采用的计算网格均来自DPWII,该结构网格由ICE M软件生成,网格结构为多块对接网格(1-to-1),分为粗网格、中等网格和细网格3种,网格详细信息如表1所示,DLR-F6翼身组合体的计算构型和表面网格分布(中等)见图1.由表1可以看出,在该网格序列中,各套网格之间并没有2倍数关系,这也许会给网格收敛性研究带来一定的影响.表1标准网格统计列表Table1Grid statistics for standard grids网格类型网格节点网格单元计算分区Coarse3579589337484821 Medium6038635571596827Fine10421976996659232图1DLR-F6翼身组合体的表面网格(中等)Fig11Surface grids for DLR-F6wing P body(medi um)本文计算状态如下[6]:算例1:网格收敛性研究.M=0175,Re=310@106(基于M.A.C=011412m),C L=01500?01001,全湍流计算(fully turbulent).算例2:极曲线.M=0175,Re=310@106(基于M.A.C=011412m),A=-3b,-2b,-115b,-1b,0b,1b, 115b,全湍流计算(fully turbulent).其中M.A.C为平均气动弦长.3计算结果与分析采用TRIP210软件,选择二阶精度的通量差分(FDS)类型的MUSCL差分格式,Spalart-Allmaras(SA)一方程和Menter.s k-X SST(SST)两方程湍流模型,模拟上述两种工况的流场,采用3~4重网格加速收敛.测力与测压试验是1990年8月在法国ONERA S2MA风洞中完成的,对比计算结果采用Chris Rumsey等人采用CFL3D软件得到的结果[7].选择这一计算结果,首先是由于该计算采用的网格与本文相同,可以避免网格因素的影响,其次是因为CFL3D软件的基本功能与本文采用的软件类似.需要说明的是,CFL3D在算例2计算中采用了DPW II建议的转捩位置,而本文采用的是全湍流计算.311算例1计算结果及分析采用DPWII提供的3套(Coarse,Medium,Fine)多块对接网格和SA与SST两种湍流模型,数值模拟了算例1的工况,主要目的是研究网格收敛性问题和湍流模型的影响两个方面.图2给出采用粗网格、中等网格和密网格3套网格以及两种湍流模型得到的网格收敛性研究结果,同时146计算物理第25卷还给出CFL3D 采用SA 模型的全湍流计算结果,气动横坐标为网格节点的(-2P 3)幂,纵坐标为阻力系数.由图2可以看出,本文采用SST 两方程模型得到了网格收敛性结果,而采用SA 模型时,中等网格计算得到的阻力系数偏大.SST 模型从粗网格到密网格阻力变化只有3Counts(1Counts=10-4),而SA 模型的变化则大很多,说明SST 模型的计算结果对网格的依赖性较弱.网格收敛性研究常用的策略是通过在物面法向加密使得网格序列之间有2倍数的关系,但本文采用的网格序列之间不具有这种关系(表1),如何设计网格序列,研究网格收敛性是一个值得研究的问题.图2 DLR-F6翼身组合体的网格收敛性研究Fi g 12 Grid convergence for DLR -F6wing Pbody表2给出在固定升力系数下,采用三套网格、两种湍流模型的详细计算结果,包括相应的攻角、总阻力、压差阻力、摩擦阻力和力矩系数等,同时给出的还有C FL3D 采用SA 模型的计算结果和相应的试验结果.由表中可以看出,在固定升力系数条件下,计算攻角普遍小于试验攻角;相同湍流模型条件下,网格密度对摩擦阻力和压差阻力均有一定影响,相比较而言,对压差阻力的影响大一些;在相同网格密度条件下,湍流模型对阻力的影响主要体现在摩擦阻力上;在固定升力系数条件下,不同的网格密度对力矩系数影响较小,不同的湍流模型对力矩系数影响较大,计算得到的低头力矩普遍大于试验结果,在以下的研究中将看到,这主要是由于网格密度对压力分布影响较小,不同湍流模型对压力分布有一定影响(主要是上表面激波位置)所致.表2 算例1计算结果与试验结果对比Table 2 Numecrical and experimental results in Case 1软件P 湍流模型攻角升力阻力压差阻力摩擦阻力俯仰力矩COAR SE (3374848)TRIP210(SA)0116701500010291010163010129-01146TRIP210(SST)0129401500010274010163010111-01138CFL3D(SA)0113901500010294010160010133-01138MEDIUM (5715968)TRIP210(SA)0116901501010298010161010137-01145TRIP210(SST)0129401500010273010159010114-01140CFL3D(SA)0111601500010288010156010132-01141FINE (9966592)TRIP210(SA)0115201500010280010155010124-01149TRIP210(SST)0129001500010271010156010114-01139CFL3D(SA)0110801500010285010154010132-01141TEST-0152001500010295---01121312 算例2计算结果及分析图3给出采用SA 模型得到的升力曲线与极曲线,同时给出相应的试验结果及采用C FL3D 软件SA 模型得到的计算结果.可以看到,不同的网格密度对升力特性基本没有影响,对阻力特性影响比较显著,最大影响量在17Counts 左右,采用SA 模型时,粗网格的极曲线与试验吻合最好,我们认为这是一个巧合.研究表明[5],模拟转捩位置与采用全湍流计算阻力相差13C ounts,考虑到C FL3D 模拟转捩位置而本文采用全湍流计算,因此,虽然CFL3D 中等网格的结果与本文密网格的结果接近,但实际上本文中等网格的计算结果与CFL3D 中等网格的计算结果是吻合的.图4给出采用SST 模型得到的升力曲线和极曲线,图中同时给出相应的试验结果和采用CFL3D 软件SST 模型的计算结果.可以看到,采用SST 模型时,不同的网格密度对升力特性和阻力特性基本没有影响,在计算的攻角范围内一直保持网格收敛性,网格密度对阻力的影响量在4Counts 以下.相同升力系数条件下,计算得到的阻力普遍小于试验的阻力系数,考虑到模型转捩位置的影响,与CFL3D 的计算结果相比较,本文采用中等网格的阻力系数偏大了13Counts 左右.图5给出采用中等网格,SA 和SST 两种湍流模型得到的压差阻力和摩擦阻力随攻角的变化曲线.由图中可以看出,在本文的计算范围内,摩擦阻力系数基本不随攻角变化;不同的湍流模型对压差阻力影响很小,147第2期王运涛等:DLR -F6翼身组合体阻力计算对摩擦阻力的影响较大,采用SA 模型的摩擦阻力比采用SST 模型得到的摩擦阻力大24Counts 左右.图3 升力和阻力极曲线(SA)Fig 13 Lift curve and drag polar(SA)图4 升力和阻力极曲线(SS T )Fig 14 L i ft curve and drag polar(SS T )图5 压差阻力和摩擦阻力随攻角的变化Fi g 15 Fraction of drag vs.angle ofattack313 压力系数与测压试验的比较法国ONERA 完成的测压试验是在升力系数C L =014984的条件下完成的,相应的攻角为0149b ,为了与相应的测压数据相比较,本节研究究竟是在相同升力下比较测压结果,还是在相同攻角下比较测压结果,及网格密度和湍流模型对压力分布的影响.图6给出在4个典型站位(2319%,3717%,5114%,8417%)计算得到的压力分布与相应试验结果的比较.计算采用中等网格和SST 两方程湍流模型,分别给出C L =015003,A =01294b 和C L =015224,A =0149b 条件下的压力分布.可以看到,在KINK 以内的站位(2319%),两种来流条件下的压力分布都与试验结果吻合较好;在KINK 以外的站位上,与试验相同攻角下的压力分布显然更接近试验结果.从计算结果看,在相同攻角下比较计算与试验的压力分布更合理一些.图6 压力分布与试验的比较Fi g 16 C p distri bu tion图7给出在4个典型站位(2319%,3717%,5114%,8417%)计算得到的压力分布与相应试验结果的比较.采用粗网格、密网格和SA 一方程湍流模型,计算来流攻角均为0149b ,相应的升力系数分别为015364和015385.由此可以看出,网格分布对压力分布的影响非常小,对阻力系数的影响比较大.上述来流状态下,粗网格下的阻力系数为010308,密网格为010297,两者相差11Counts.图8给出在4个典型站位(2319%,3717%,5114%,8417%)计算得到的压力分布与相应试验结果的比较.采用中等网格和SA 一方程、SST 两方程湍流模型,计算来流攻角均为0149b ,相应的升力系数分别为015362和015224.可以看出,湍流模型对压力分布的影响不明显,只是在翼梢的站位上,SST 模型得到激波位置略微靠前,必须指出,此时对阻力系数的影响比较大.上述来流状态下,SA 模型的阻力系数为010314,SST 模型为010283,两者相差31Counts!148计 算 物 理第25卷图7 网格对压力分布的影响Fig 17 C p distribution with differentgrids图8 湍流模型对压力分布的影响Fig 18 C p distribution in various turbulent models图9 DLR -F6翼身组合体表面流线Fig 19 DLR -F6wing -body surfacestreamline314 局部流动细节分析图9给出采用中等网格、SA 一方程模型和SST 两方程模型得到的翼身接合部的流动细节,来流条件M =0175,A =0149b .可以看到,在上述来流条件下,翼身结合处上表面产生了小的分离区,比较两种湍流模型的计算结果,从定性方面来讲,分离区的位置、大小等方面没有明显的区别,详细研究湍流模型阻力方面的差异,应该从边界层内的速度型等方面入手.4 结论本文采用TRIP210软件,利用DPWII 提供的多块对接网格,数值模拟DLR -F6翼身组合体的外形,主要研究了网格密度、湍流模型对数值模拟结果的影响,通过与相应的试验结果和CFL3D 的计算结果相对比,得到一些基本结论:1)采用SST 湍流模型得到了网格收敛性的结果;2)相对于SA 一方程模型,SST 两方程湍流模型对网格依赖性较弱;在相同网格密度条件下,不同湍流模型对阻力的影响主要体现在摩擦阻力上;3)比较压力分布时,计算与试验建议在相同攻角下比较;网格密度对压力分布影响较小,湍流模型对压力分布有一定的影响.软件的确认工作具有相当大的难度,首先是难以得到精确的试验结果,其次是如何保证计算模型与试验模型的一致性,再次是影响计算结果的因素众多.本工作只是TRIP210软件确认工作的一个开端,在今后的工作中我们还将给出DLR -F6翼P 身P 架P 舱组合体的数值模拟结果.149第2期王运涛等:DLR -F6翼身组合体阻力计算150计算物理第25卷[参考文献][1]Johnson Forres ter T,Tinoco Ed ward T,Yu N Jong.Thirty years of developmen t and application of CFD at Boeing commercial airplaneSeattle[R].AIAA2003-3439,2003.[2]Tinoco E N,Bogue D R.Progress toward CFD for full flight envelope[J].Aeronautical Journal,2005,109(1100):451-460.[3]Oberkampf William L,Trucano Timothy G.Verification and validation i n computational fluid d ynamics[J].Progress in AerospaceSciences,2002,38:209-272.[4]Haase W,Chaput E,Leschziner M A.ECARP:European computational aerodynamics rearch project:Validation of C FD codes andassessment of turbulence models[R].Vieweg&Sohn Verlagsgesellschaft mb H,Germany,1997.[5]Levy David W,Zickuhr Tom,et al.Summary of data from the firs t AIAA CFD drag p rediction workshop[R].AIAA2002-0841,2002.[6]Laflin K R,Klausmeyer S M,Zickuhr T.Summary of data from the second AIAA C FD drag prediction workshop[R].AIAA2004-0555,2004..[7]Ru msey C,Rivers S,Morrison J.Study of CFD variation on transport configurations for the second drag-prediction workshop[R].AIAA2004-0393,2004.Drag of DLR-F6Wing-Body Con figurationWANG Yuntao,WANG Guangxue,ZHANG Yulun(Computational Aerodynamics Institute,China Aerodynamics Research and Development Center,Mian y an g621000,China)Abstract:Navier-Stokes calculation on mult-i block is performed to calculate drag of the DLR-F6wing-body configuration with CFD software TRIP210.Structured grids(1-to-1)and test results used are from Drag prediction workshopÒ(DPWII).Referenced numerical resul ts are obtained with CFL3D.Effects of mesh densi ty and turbulent models on aerodynamic characteristics and pressure distribution are carefully studied.Results are verified by experimen tal data and CFL3D results.Grid refinement leads to convergent results in SS T turbulent models.It is demonstrated that turbulent models have li ttle influence on pressure drag,bu t obvious influence on friction d rag.The turbulent model and grid densi ty have li ttle influence on pressure distribution.Key words:TRIP210;DLR-F6;d rag prediction workshopÒ;drag;turbulent modelsReceived date:2006-11-14;Revised date:2007-03-17。