CN117763978A - 一种基于cfd的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，包括以下步骤：利用建模软件构建通航飞机的螺旋桨三维模型；构建螺旋桨三维模型的控制方程和旋转处理方法；构建螺旋桨三维模型的网格生成方法、边界条件、湍流模型以及求解方程；基于构建的参数和方法，在ANSYS FLUENT仿真软件中对通航飞机的螺旋桨在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的螺旋桨气动特性参数。本发明达到能快速且精准获取到通航飞机的螺旋桨气动特性参数的目的；另外，本发明相较于现有技术具有设置简单、计算快速、工程资源耗费较少、计算机硬件要求较低、易于收敛和气动参数精度高等的优势。
Description
技术领域
本发明涉及螺旋桨仿真技术领域，具体涉及一种基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法。
背景技术
目前，对于通航飞机的螺旋桨直接数值模拟方法，主流方法是刚体运动法(RBM)、运动参考系法(MRF)和重叠网格法(OM)。刚体运动法通过网格的旋转来模拟螺旋桨的真实运动，在旋转域和外部静止域之间通过交界面进行流场信息传递；重叠网格法与刚体运动法类似，只是处理交界面的方式有所不同。运动参考系法与刚体运动法处理交界面的方式一致，处理旋转域和外部静止域的方式不同。
刚体运动法和重叠网格法这两种瞬态方法对于工程人员，学习难度较大且操作较为复杂，不能快速得到通航飞机的螺旋桨气动参数应用于工程。
运动参考系法是一种稳态方法，具有设置简单、计算快速、易于收敛等优点，但是计算精度较弱。同时，螺旋桨的数值仿真的湍流模型目前选取的是Realizablek-ε模型，不能进行旋涡的修正和没有明确相关仿真数值的设置，从而导致通航飞机的螺旋桨的仿真模拟精度较弱。因此，现有技术对于工程人员快速和精准获得通航飞机的螺旋桨气动参数，仍有较大的提升空间。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，用于解决现有技术难以快速和精准获得通航飞机的螺旋桨气动参数的技术问题，从而达到能快速且精准获取到通航飞机的螺旋桨气动特性参数的目的。
为解决上述问题，本发明所采用的技术方案如下：
一种基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，包括以下步骤：
利用建模软件构建通航飞机的螺旋桨三维模型；
构建所述螺旋桨三维模型的控制方程和旋转处理方法；
构建所述螺旋桨三维模型的网格生成方法、边界条件、湍流模型以及求解方程；
基于构建的参数和方法，在ANSYSFLUENT仿真软件中对通航飞机的螺旋桨在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的螺旋桨气动特性参数。
作为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的控制方程时，包括：
构建所述螺旋桨三维模型的质量守恒方程，如公式1所示：
式中，是速度矢量，u、v、w分别为x、y、z轴上的速度分量，ρ为密度，t为时间。
作为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的控制方程时，包括：
构建所述螺旋桨三维模型的动量守恒方程；
x方向上所述动量守恒方程的微分形式，如公式2所示：
y方向上所述动量守恒方程的微分形式，如公式3所示：
z方向上所述动量守恒方程的微分形式，如公式4所示：
式中，p是压强，τij是粘性应力项，fx、fy和fz是微元体表面的粘性应力，是速度矢量，u、v、w分别为x、y、z轴上的速度分量，ρ为密度，t为时间。
为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的旋转处理方法时，包括：
运用多重参考系法对所述螺旋桨三维模型进行旋转处理，所述多重参考系法，包括：
在建立所述螺旋桨三维模型的网格时，分别划分好旋转区域和静止区域；
其中，所述旋转区域按设置的旋转中心和角速度旋转，所述旋转区域和所述静止区域通过其之间的交界面进行流场信息的交换。
作为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的网格生成方法时，包括：
通过选取中心差分格式获取网格的计算域，生成初始网格；
基于设置的湍流模型和求解参数进行所述初始网格的气动力系数误差的校核和验证；
若校核和验证不通过，则对所述初始网格的数量进行加密，生成新的初始网格，并进行所述新的初始网格的气动力系数误差的校核和验证；
重复上述过程直至生成的网格的气动力系数误差的校核和验证通过。
作为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的边界条件时，包括：
构建所述螺旋桨三维模型的入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件；
其中，采用速度入口条件作为所述入口边界条件，所述速度入口条件定义了来流速度的大小和方向以及湍流强度；
采用压力出口条件作为所述出口边界条件，并且在出口处定义静压；
采用无滑移固体壁面边界条件作为所述固体壁面边界条件。
作为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的湍流模型时，包括：
采用RNG k-ε模型作为所述螺旋桨三维模型数值模拟的湍流模型，并对湍流粘度和螺旋桨涡流的强度进行修正；
其中，所述RNG k-ε模型，如公式5和公式6所示：
式中，Gk、Gb、YM分别为平均速度梯度引起的湍动能项、浮力引起的湍动能项、可压湍流脉动膨胀对总耗散率的影响；αk和αε分别是k和ε有效普朗特数的倒数；Sk和Sε是用户定义的源项；C1ε、C2ε和C3ε是常量。
作为本发明优选的实施方式，在对湍流粘度进行修正时，包括：
利用湍流粘性系数对雷诺数大于4000时的所述RNG k-ε模型的湍流粘度进行修正；所述湍流粘性系数，如公式7所示：
式中，μt为不加涡流修正的湍流粘度值，Cμ为湍流粘性系数。
作为本发明优选的实施方式，在对螺旋桨涡流的强度进行修正时，包括：
根据螺旋桨转速，通过调整旋流常数的数值对所述RNG k-ε模型的螺旋桨涡流的强度进行修正；所述旋流常数，如公式8所示：
式中，μt为不加涡流修正的湍流粘度值，Ω为特征旋流数，αs为旋流常数，为加涡流修正的湍流粘度值，f()为RNG模型中的涡流修正函数。
作为本发明优选的实施方式，在构建所述螺旋桨三维模型的求解方程时，包括：
采用高阶迎风差分格式离散控制方程作为所述螺旋桨三维模型的求解方程；所述高阶迎风差分格式离散控制方程，如公式9所示：
aPφP＝aWφW+aSφS+aEφE+aNφN+b (9)；
式中，N、S、W、E是四个节点，aP为控制体中心节点P的系数(包含质量通量、粘性度和扩散系数等)，φP为控制体中心节点P处的一般变量值，aW、aS、aS和aN为四个相邻节点的系数，φw、φE、φN和φS为四个相邻节点上的通用变量值，b为对流效应和源项(包括体力)的影响。
相比现有技术，本发明的有益效果在于：
(1)本发明在相对运动参考系(MRF)选取RNG k-ε湍流模型，并进行螺旋桨旋涡模拟的修正和明确相关仿真数值的设置，构建通航飞机的螺旋桨的数值仿真方法，获得精准的通航飞机的螺旋桨气动特性参数；
(2)在工程人员实践操作方面，本发明所提供的获取方法相较于现有技术，具有设置简单、计算快速、工程资源耗费较少、计算机硬件要求较低、易于收敛和气动参数精度高等的优势；
(3)本发明选取的湍流模型进行漩涡模拟修正后，通航飞机的螺旋桨的仿真精度得到了提升，另外本发明进一步明确了相关仿真数值，便于工程操作应用。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
附图说明
图1-是本发明实施例的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法的逻辑框图；
图2-是本发明实施例的螺旋桨三维模型区域划分及交界面示意图；
图3-是本发明实施例的螺旋桨三维模型网格生成流程图；
图4-是本发明实施例的APC9060螺旋桨三维模型示意图；
图5-是本发明实施例的螺旋桨三维模型的旋转区域、静止区域以及边界类型的示意图；
图6-是本发明实施例的螺旋桨三维模型和旋转区域的第一网格细节图；
图7-是本发明实施例的螺旋桨三维模型和旋转区域的第二网格细节图；
图8-是本发明实施例的涡旋修正和粘性系数设置界面图；
图9-是本发明实施例的求解离散方程参数设置界面图；
图10-是本发明实施例的不同运行工况下的旋翼的计算值与试验值的变化趋势图；
图11-是本发明实施例的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法步骤图。
具体实施方式
本发明所提供的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，如图11所示，包括以下步骤：
步骤S1：利用建模软件构建通航飞机的螺旋桨三维模型；
步骤S2：构建螺旋桨三维模型的控制方程和旋转处理方法；
步骤S3：构建螺旋桨三维模型的网格生成方法、边界条件、湍流模型以及求解方程；
步骤S4：基于构建的参数和方法，在ANSYSFLUENT仿真软件中对通航飞机的螺旋桨在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的螺旋桨气动特性参数。
进一步地，建模软件包括CATIA。
进一步地，CFD仿真软件包括ANSYSFluent。
在上述步骤S2中，在构建螺旋桨三维模型的控制方程时，包括：
构建螺旋桨三维模型的质量守恒方程，如公式1所示：
式中，是速度矢量，u、v、w分别为x、y、z轴上的速度分量，ρ为密度，t为时间。
具体地，本发明的质量守恒方程适用于包括低速通航飞机在内的通航飞机的螺旋桨，其质量守恒方程的一般形式为：
由于流体是三维不可压的，因此对上述一般形式进行简化后，得到上述公式1。
在上述步骤S2中，在构建螺旋桨三维模型的控制方程时，包括：
构建螺旋桨三维模型的动量守恒方程(Navier-Stokes方程)，根据动量守恒定理得到其微分形式。
x方向上动量守恒方程的微分形式，如公式2所示：
y方向上动量守恒方程的微分形式，如公式3所示：
z方向上动量守恒方程的微分形式，如公式4所示：
式中，p是压强，τij是粘性应力项，fx、fy和fz是微元体表面的粘性应力，是速度矢量，u、v、w分别为x、y、z轴上的速度分量，ρ为密度，t为时间。
进一步地，螺旋桨三维模型的控制方程通过选取中心差分格式进行离散化。
在上述步骤S2中，在构建螺旋桨三维模型的旋转处理方法时，包括：
运用多重参考系法对螺旋桨三维模型进行旋转处理，多重参考系法，包括：
在建立螺旋桨三维模型的网格时，分别划分好旋转区域和静止区域；
其中，旋转区域按设置的旋转中心和角速度旋转，旋转区域和静止区域通过其之间的交界面进行流场信息的交换。
具体地，本发明对通航飞机的螺旋桨数值模拟，运用多重参考系法(MRF)来处理旋转的螺旋桨。在建立网格的时候，分别划分好旋转区域和静止区域。螺旋桨和其周边的阴影区域为旋转区域，外侧为静止区域，其中旋转区域按设置的旋转中心和角速度旋转。旋转区域和静止区域通过其之间的交界面(虚线部分)，进行流场信息的交换，如图2所示。
在上述步骤S3中，在构建螺旋桨三维模型的网格生成方法时，包括：
通过选取中心差分格式获取网格的计算域，生成初始网格；
基于设置的湍流模型和求解参数进行初始网格的气动力系数误差的校核和验证；
若校核和验证不通过，则对初始网格的数量进行加密，生成新的初始网格，并进行新的初始网格的气动力系数误差的校核和验证；
重复上述过程直至生成的网格的气动力系数误差的校核和验证通过。
具体地，在ANSYS ICEM中，螺旋桨三维模型的网格的计算域通过选取中心差分格式进行计算。选择实验算例，利用上述网格计算方法生成初始的算例网格，进行气动力系数误差的校核和验证，若误差较大，则进行网格数量加密，得到满足设计要求的网格，其流程如图3所示。
优选地，在误差较大时，进行倍网格数量加密。
在上述步骤S3中，在构建螺旋桨三维模型的边界条件时，包括：
构建螺旋桨三维模型的入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件；
其中，采用速度入口条件作为入口边界条件，速度入口条件定义了来流速度的大小和方向以及湍流强度；
采用压力出口条件作为出口边界条件，并且在出口处定义静压；
采用无滑移固体壁面边界条件作为固体壁面边界条件。
具体地，在ANSYSFluent中构建的边界条件包括入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件。
入口边界条件：由于本发明的控制方程采用不可压缩的Navier-Stokes方程，因此入口边界条件采用速度入口条件。在本发明中，速度入口条件需要定义来流速度的大小和方向，以及湍流强度等参数。
出口边界条件：在本发明中出口边界条件采用压力出口条件，并且由于流场内流速相对较低，因此仅需在出口处定义静压。对于通航飞机的螺旋桨，在本发明中选择参考压力为一个大气压，因此静压设置为0。
固体壁面边界条件：设置为无滑移固体壁面边界条件。
在上述步骤S3中，在构建螺旋桨三维模型的湍流模型时，包括：
采用RNGk-ε模型作为螺旋桨三维模型数值模拟的湍流模型，并对湍流粘度和螺旋桨涡流的强度进行修正；
其中，RNGk-ε模型，如公式5和公式6所示：
式中，Gk、Gb、YM分别为平均速度梯度引起的湍动能项、浮力引起的湍动能项、可压湍流脉动膨胀对总耗散率的影响；αk和αε分别是k和ε有效普朗特数的倒数；Sk和Sε是用户定义的源项；C1ε、C2ε和C3ε是常量。
进一步地，在对湍流粘度进行修正时，包括：
利用湍流粘性系数对雷诺数大于4000时的RNG k-ε模型的湍流粘度进行修正；湍流粘性系数，如公式7所示：
式中，μt为不加涡流修正的湍流粘度值，Cμ为湍流粘性系数。
进一步地，在对螺旋桨涡流的强度进行修正时，包括：
根据螺旋桨转速，通过调整旋流常数的数值对RNG k-ε模型的螺旋桨涡流的强度进行修正；旋流常数，如公式8所示：
式中，μt为不加涡流修正的湍流粘度值，Ω为特征旋流数，αs为旋流常数，为加涡流修正的湍流粘度值，f()为RNG模型中的涡流修正函数。
具体地，本发明考虑到螺旋桨的旋转和旋流的影响，在ANSYS Fluent中数值模拟的湍流模型采用RNG k-ε模型，然后对湍流粘度和螺旋桨涡流的强度进行修正，从而更精准地计算由旋转模型产生的流场。本发明中的RNG k-ε湍流模型是两方程涡粘性模式，基本模型方程如公式5和公式6所示。
进一步地，在本发明中，给出C1ε＝1.42、C2ε＝1.68。有效普朗特数的倒数αk和αε的计算公式由RNG理论解析推导，如下：
式中，α0＝1，在高雷诺数极限下αk＝αε＝1.3。
湍流耗散率方程右边的Rε为：
式中，η0＝4.38，β＝0.012。
RNGk-ε模型的粘性修正：
对于通航飞机来说，雷诺数大于4000，为高雷诺数，因此其湍流粘性系数的计算公式：
由RNG理论导出，Cμ＝0.0845。
RNGk-ε漩涡模拟的修正：
式中，μt为不加涡流修正的湍流粘度值，Ω为特征旋流数，αs是一个旋流常数，根据流量是旋流为主还是只是轻度旋流，取不同的值。涡流的修正，对轴对称流动、旋涡流动和三维流动都有影响，对于轻度旋流，αs＝0.07。在本发明中，针对通航飞机的螺旋桨数值仿真中会产生强旋流的情况，根据螺旋桨转速，使αs>0.07，提高数值50％以上，从而更好地对通航飞机的螺旋桨进行仿真。
进一步地，Ω为在Fluent中评估的特征旋流数。
在上述步骤S3中，在构建螺旋桨三维模型的求解方程时，包括：
采用高阶迎风差分格式离散控制方程作为螺旋桨三维模型的求解方程；高阶迎风差分格式离散控制方程，如公式9所示：
aPφP＝aWφW+aSφS+aEφE+aNφN+b (9)；
式中N、S、W、E是四个节点，aP为控制体中心节点P的系数(包含质量通量、粘性度和扩散系数等)，φP为控制体中心节点P处的一般变量值，aW、aS、aS和aN为四个相邻节点的系数，φw、φE、φN和φS为四个相邻节点上的通用变量值，b为对流效应和源项(包括体力)的影响。
具体地，本发明通过SIMPLE算法用于求解不可压流场的数值，核心是采用“猜想-修正”的过程，从而解决了现有的压力-速度耦合方法难以获得解的问题，并且提高了收敛的速度。进一步对于通航飞机的螺旋桨，应用高阶迎风差分格式离散控制方程，如公式9所示。
在上述步骤S4中，通航飞机的螺旋桨气动特性参数包括：静态拉力、动态拉力、阻力和扭矩等。
以下的实施例是对本发明的进一步说明，但本发明的范围并不限制于此。
螺旋桨实例分析
1、螺旋桨模型
APC9060螺旋桨主模型要参数：半径R＝9.0in，桨距P＝6.0in，如图4所示，具体数据参考2015UIUC propeller database(http://m-selig.ae.illinois.ed u/props/propDB.html)。
2、网格划分和边界条件
首先进行计算域生成，包含螺旋桨的旋转区域，外部静止区域及边界条件类型如图5所示，螺旋桨和旋转区域的网格细节如图6和图7所示。
3、数值模拟步骤
(1)考虑涡旋修正项的RNG k-ε湍流模型，涡旋修正和粘性系数设置如图8所示。
(2)求解离散方程设置，具体参数设置如图9所示。
4、气动参数获得
设置螺旋桨转速2000-6000RPM的9个运行工况，不设置空气来流速度。待计算结果收敛之后，得到相关的气动特性参数的数值，下面以静态拉力为例，计算数据和实验数据对比，如图10所示。
由图10可看出，旋翼的计算值与试验值的变化趋势一致，平均误差为3.86％，气动特性参数的结果有较高的精度，可以应用于工程实践。
上述实施方式仅为本发明的优选实施方式，不能以此来限定本发明保护的范围，本领域的技术人员在本发明的基础上所做的任何非实质性的变化及替换均属于本发明所要求保护的范围。
Claims (10)
1.一种基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，包括以下步骤：
利用建模软件构建通航飞机的螺旋桨三维模型；
构建所述螺旋桨三维模型的控制方程和旋转处理方法；
构建所述螺旋桨三维模型的网格生成方法、边界条件、湍流模型以及求解方程；
基于构建的参数和方法，在ANSYS FLUENT仿真软件中对通航飞机的螺旋桨在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的螺旋桨气动特性参数。
2.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的控制方程时，包括：
构建所述螺旋桨三维模型的质量守恒方程，如公式1所示：
式中，是速度矢量，u、v、w分别为x、y、z轴上的速度分量，ρ为密度，t为时间。
3.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的控制方程时，包括：
构建所述螺旋桨三维模型的动量守恒方程；
x方向上所述动量守恒方程的微分形式，如公式2所示：
y方向上所述动量守恒方程的微分形式，如公式3所示：
z方向上所述动量守恒方程的微分形式，如公式4所示：
式中，p是压强，τij是粘性应力项，fx、fy和fz是微元体表面的粘性应力，是速度矢量，u、v、w分别为x、y、z轴上的速度分量，ρ为密度，t为时间。
4.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的旋转处理方法时，包括：
运用多重参考系法对所述螺旋桨三维模型进行旋转处理，所述多重参考系法，包括：
在建立所述螺旋桨三维模型的网格时，分别划分好旋转区域和静止区域；
其中，所述旋转区域按设置的旋转中心和角速度旋转，所述旋转区域和所述静止区域通过其之间的交界面进行流场信息的交换。
5.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的网格生成方法时，包括：
通过选取中心差分格式获取网格的计算域，生成初始网格；
基于设置的湍流模型和求解参数进行所述初始网格的气动力系数误差的校核和验证；
若校核和验证不通过，则对所述初始网格的数量进行加密，生成新的初始网格，并进行所述新的初始网格的气动力系数误差的校核和验证；
重复上述过程直至生成的网格的气动力系数误差的校核和验证通过。
6.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的边界条件时，包括：
构建所述螺旋桨三维模型的入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件；
其中，采用速度入口条件作为所述入口边界条件，所述速度入口条件定义了来流速度的大小和方向以及湍流强度；
采用压力出口条件作为所述出口边界条件，并且在出口处定义静压；
采用无滑移固体壁面边界条件作为所述固体壁面边界条件。
7.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的湍流模型时，包括：
采用RNG k-ε模型作为所述螺旋桨三维模型数值模拟的湍流模型，并对湍流粘度和螺旋桨涡流的强度进行修正；
其中，所述RNG k-ε模型，如公式5和公式6所示：
式中，Gk、Gb、YM分别为平均速度梯度引起的湍动能项、浮力引起的湍动能项、可压湍流脉动膨胀对总耗散率的影响；αk和αε分别是k和ε有效普朗特数的倒数；Sk和Sε用户定义的源项；C1ε、C2ε和C3ε是常量。
8.根据权利要求7所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在对湍流粘度进行修正时，包括：
利用湍流粘性系数对雷诺数大于4000时的所述RNG k-ε模型的湍流粘度进行修正；所述湍流粘性系数，如公式7所示：
式中，μt为不加涡流修正的湍流粘度值，Cμ为湍流粘性系数。
9.根据权利要求7所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在对螺旋桨涡流的强度进行修正时，包括：
根据螺旋桨转速，通过调整旋流常数的数值对所述RNG k-ε模型的螺旋桨涡流的强度进行修正；所述旋流常数，如公式8所示：
式中，μt为加涡流修正的湍流粘度值，Ω为特征旋流数，αs为旋流常数，μt0为加涡流修正的湍流粘度值，f()为RNG模型中的涡流修正函数。
10.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机的螺旋桨气动参数获取方法，其特征在于，在构建所述螺旋桨三维模型的求解方程时，包括：
采用SIMPLE高阶迎风差分格式离散控制方程作为所述螺旋桨三维模型的求解方程；所述高阶迎风差分格式离散控制方程的差分形式，如公式9所示：
aPφP＝aWφW+aSφS+aEφE+aNφN+b (9)；
式中，N、S、W、E是四个节点，aP为控制体中心节点P的系数，φP为控制体中心节点P处的一般变量值，aW、aS、aS和aN为四个相邻节点的系数，φw、φE、φN和φS为四个相邻节点上的通用变量值，b为对流效应和源项的影响。
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