基于动网格的空气炮数值计算研究.pdf

教练机教练机 2023.NO.30 引 言在飞机的起飞尧着陆以及执行低空飞行任务时袁都有撞鸟的危险袁飞机飞行速度大袁因此会产生强烈的冲击力袁飞机设计人员通过鸟撞试验研究鸟撞危害遥鸟撞试验一般采用空气炮按照预定的方向和速度发射鸟弹袁进而撞击安装在试验夹具上的试验件遥空气炮是以压缩空气为动力袁由开炮机构控制袁将空气压力能转变为鸟弹的动能的装置遥鸟撞试验对鸟弹速度有严格的要求袁鸟弹的速度受温度尧储气罐压力和开炮机构的影响袁合理的预测鸟弹速度能有效提高鸟撞试验的成功率遥目前已有鸟弹速度的工程算法袁但是同试验结果存在较大误差袁普遍的做法是袁进行大量的试验获取空气炮的速度数据库袁根据速度要求袁确定充气压力袁在正式试验前进行多次预试验袁对充气压力进行微调和校对袁然后再开始正式试验遥本文基于 FLUENT 软件提供的计算方法和动网格模型袁对空气炮进行了数值计算袁获得了鸟弹在炮膛的运动特性及炮膛内的流场特性袁从而得到了合理的鸟弹速度袁可以减少预试验次数袁从而节约经费遥获得的结果使我们认识了鸟弹的运行规律袁也为空气炮的优化设计提供数据支持遥1 模型简化空气炮由储气罐尧开炮机构尧炮膛组成袁本文中储气罐溶剂 2m3袁炮管内径 0.17m袁长度 6m曰鸟弹包括聚氨酯外壳和鸡肉填充物袁为圆柱体袁本文中鸟弹直径0.17m尧长度 0.25m尧重量 1.8kg遥 本文不研究开炮机构袁计算域示意图如图 1 所示袁图中尺寸单位为作者简介院刘征袁男袁1983 年 1 月出生袁高级工程师遥基于动网格的空气炮数值计算研究刘 征袁刘庆彬袁孙福强袁李瑞康渊航空工业洪都袁江西 南昌袁330024冤摘要院空气炮是鸟撞试验的重要设施，为了使鸟弹能以指定的速度撞击试验件，提高试验的成功率，需要研究鸟弹在空气炮中的运行规律。现有的 CFD 软件能对流场进行数值计算，结合动网格技术，即可对动态问题进行求解。本文基于动网格对空气炮进行了数值计算，研究了鸟弹的运动规律，为空气炮设计和改进提供数据支持。关键词院空气炮；动网格；数值计算；CFDResearch on Numerical Computation of Air Cannon Based on Dynamic GriddingLiu Zheng,Liu Qingbin,Sun Fuqiang,Li Ruikang（AVIC Hongdu,Nanchang,Jiangxi,330024）Abstract:Air cannon is an important facility for bird strike test.In order to enable the bird-simulation bulletto hit the test piece at a specified speed,thus improving the rate of success for the test,it is necessary tostudy the motion law of the bird-simulation bullet in the air cannon.The CFD software currently availablecan conduct numerical computation of the flow field,which solves the dynamic problem with the use of thedynamic gridding technology.In this paper,numerical computation is conducted on the air cannon based onthe dynamic gridding,and the motion law of the bird-simulation bullet is studied,providing data support fordesign and improvement of the air cannon.Key words:Air cannon;Dynamic gridding;Numerical computation;CFD12教练机 2023.NO.3毫米遥对称轴高压区鸟弹炮膛外流域2398250600020005000图 1 计算域示意图2 动网格模型2.1 动网格模型介绍动网格模型允许移动某个区域的边界袁动网格会自动调整网格袁边界的运动可以是刚性的袁例如活塞在引擎内运动袁飞机的机翼放下襟翼曰也可以是弹性的袁例如气球膨胀中的壁面袁心脏压力脉动下的动脉壁遥无论在哪种情况下袁计算域内单元节点位置必须根据时间进行更新袁因此袁动网格问题是非定常问题遥本文在鸟弹的左壁面和右壁面设置了铺层动网格面袁随着鸟弹的运动袁紧邻这两个壁面的网格会进行自动更新遥动网格的特殊情况是滑移网格渊sliding interfaces冤袁滑移网格指的是袁移动区域和边界以刚体形式运动袁移动节点相对于静止区域和总体坐标系移动袁但是节点关联的网格不发生变形袁移动区域和静止区域通过非一致交界面关联袁交界面是重叠边界袁当网格发生变化时会自动更新袁并允许交接面的相邻区域进行质量交换袁这样的过程被 Fluent 称为滑移网格遥本文在炮弹的运行轨迹上设置了滑移网格的非一致交接面遥Fluent 的动网格模型用来模拟计算域的边界随时间变化的区域流动袁其边界的运动可以是预设的运动袁也可以基于当前时间求解结果的运动袁例如袁用SDOF 计算出的线速度和角速度袁Fluent 会根据边界变化重新生成当前时间的体网格袁为了启用动网格模型袁需要提供一个初始的体网格和运动区域的描述遥2.2 动网格原理1在动网格计算中袁控制体的表面可能是运动的袁标量 椎 积分形式的守恒方程为院ddtV乙籽椎 dV+矣籽椎渊u 軋-u 軋g冤 窑 dA軑=渊矣祝椎窑 dA軑冤+V乙S椎dV渊1冤式中院籽要气体密度u 軋 要气流速度u 軋g要动网格的网格运动速度祝要扩散系数S椎要指定的源相dV要对体进行积分dA軑要对控制体的边界进行积分通过使用一阶向后差分袁时间导数项可写为ddtV乙籽椎 dV=渊籽椎V冤n+1-渊籽椎V冤n驻t渊2冤n 和 n+1 代表当前时刻和下一时刻Vn+1=Vn+dVdt驻t渊3冤dVdt是体积对时间的导数袁为了保证网格守恒袁控制体的体积导数可写为dVdt=矣u 軋g窑 dA軑=nfj移u 軋g,j窑 A軑j渊4冤nf是控制体的面数袁A軑j是第 j 个面的面积向量袁点积u 軋g,j窑 A軑j在每个控制体面上等于u 軋g,j窑 A軑j=啄Vj驻t渊5冤啄Vj是控制体第 j 个面在 驻t 扫过的体积遥通过使用二阶向后差分公式袁时间导数可写为ddtV乙籽椎 dV=3渊籽椎V冤n+1-4渊籽椎V冤n+渊籽椎V冤n-12驻t渊6冤n+1尧n尧n-1 代表时间步袁且 n+1 代表当前时间步遥二阶差分格式下控制体体积的时间导数计算方式同一阶差分格式下类似袁二阶差分格式下积分计算为院渊u 軋g,j窑 A軑j冤n+1=32渊u 軋g,j窑 A軑j冤n-12渊u 軋g,j窑 A軑j冤n-1=32啄Vj驻t蓸蔀n-12啄Vj驻t蓸蔀n-1渊7冤渊啄Vj冤n尧渊啄Vj冤n-1是控制的面在当前时间步长和前一时间步长内扫过的面积遥2.3 SDOF 理论2Fluent 的 SDOF 求解器通过物体所受的力和力矩来计算物体相对重心的平动和转动运动规律袁惯性系中由于重力引起物体重心处的平动运动控制方程为院du 軋gdt=1m移f軆g渊8冤荫专题研究13教练机教练机 2023.NO.3du 軋g/dt 是重心处平动加速度袁m 是质量袁f軆g是重力向量遥角加速度在体系中写作院d棕 軑Bdt=L-1渊移M軖B-棕 軑B伊L棕 軑B冤棕 軑B伊L棕 軑B=棕2I3i棕i-棕3I2i棕i棕3I1i棕i-棕1I3i棕i棕1I2i棕i-棕2I1i棕i扇墒设设设设设设缮设设设设设设伤赏设设设设设设商设设设设设设渊9冤L 是惯性张量袁M軖B是力矩向量袁棕 軑B是刚体的角速度向量遥力矩通过式渊10冤转换到体坐标系遥M軖B=RM軖G渊10冤式中院R=C兹C鬃C兹S鬃-S兹S准S兹C鬃-C准S鬃S准S兹S鬃+C准S鬃S准C兹C准S兹C鬃+S准S鬃C准S兹C鬃-S准S鬃C准C兹杉删山山山山山山山山煽闪衫衫衫衫衫衫衫衫Cx=cos渊x冤Sx=sin渊x冤角度 准尧兹 和 鬃 是代表如下旋转的欧拉角院关于 Z轴的旋转角渊飞机的侧滑角冤曰关于 Y 轴旋转角渊飞机的俯仰角冤曰关于 X 轴的旋转角渊飞机的滚转角冤遥通过数值积分计算出平动和转动加速后袁角速度和平动速度就用来更新刚体位置遥对飞机来讲袁坐标应该这样定义袁X 顺气流向后为正袁Y 轴向右为正袁Z轴根据右手法则确定袁向上为正遥2.4 滑移网格理论2滑移网格是动网格的特列袁滑移网格中的节点在运动区域刚性运动袁多个单元区域通过非匹配的交界面连接袁非匹配的交界面在每个区域一侧均有一个面袁两个侧面的节点不匹配袁所以叫非匹配的交界面遥当网格运动随时间更新后袁interface 会根据每侧的区域更新其两个侧面遥网格变动后非匹配的交界面两侧应相互接触袁那么流体通过交界面在不同区域间流动曰交界面两侧没有接触的部分袁将会被当做壁面条件遥动网格的守恒方程适用于滑移网格袁由于滑移网格的网格运动是刚性的袁每个网格保持原来的形状和体积袁网格体积变化为 0袁因此方程(3)简化为院Vn+1=Vn渊11冤方程(2)简化为院ddtV乙籽椎 dV=渊籽椎冤n+1-渊籽椎冤nV驻t渊12冤方程(4)简化为院dVdt=矣u 軋g窑 dA軑=nfj移u 軋g袁j窑 A軑j=0渊13冤3 空气炮数值计算3.1 数值计算3.1.1 模型简化本文主要用于原理研究袁使用 FlUENT 的 2 维轴对称模型袁从而使网格数量大量减少袁节约了计算开销遥另外袁在计算过程中进行了如下假设院1冤 压缩空气为理想气体,满足理想气体状态方程;2冤 鸟弹被简化成了刚体袁忽略其径向运动袁并在压差下沿炮膛轴线运动曰3冤 鸟弹同炮膛壁的摩擦力相对较小,可以忽略不计;4冤 气体同鸟弹尧罐壁和炮膛壁无热量交换,是一个绝热过程;5冤 空气炮尧控制阀和炮膛的气体泄漏可以忽略遥3.1.2 计算域与网格划分计算域尺寸如图 1 所示袁图中给出计算域的关键尺寸,计算域共有三部分组成袁包括储气罐尧炮膛和外流场袁由于采用 FLUENT 的二维轴对称模型袁仅需要建立对称轴以上平面网格即可遥 本文采用四边形单元袁单元总共数量为 402185 个曰为了在计算炮膛壁面的附面层内流动袁炮膛壁面首层网格高度为 0.01mm袁增长率为 1.2曰为了实现动网格袁在炮膛和储气罐的交界处袁以及炮膛内壁延长线上袁设置了 interface袁见图2遥3.1.3 计算模型尧边界条件和初始条件湍流模型采用 k-棕 SST 模型袁介质为理想气体袁储气罐尧炮膛和鸟弹的壁面均采用无滑移壁面边界条件袁外流场出口为压力出口袁出口压力为 101325Pa遥初始条件如下院鸟弹左侧同炮膛 0 点齐平袁鸟弹重心位于形心处袁初始位置为 0.125m袁初始速度为 0m/s曰鸟弹右侧炮膛和外流场的初始压力均为标准大气压袁数值为 101325Pa曰储气罐和鸟弹左侧炮膛为高压区袁进行了变高压区压力的空气炮数值计算曰14教练机 2023.NO.3计算时袁所有计算域内气体的初始温度为 300K袁初始速度均为 0m/s遥图 2 计算域示意图3.2 计算结果3.2.1 初始压差 300kPa 计算结果以 0.02 毫秒渊简称院ms冤为时间步长对初始压差300kPa 的空气炮进行了数值计算袁计算结果见图 3遥2101801501209060300141210864208070605040302010070006000500040003000200010000合力速度质量流速时间765432108位移/m图 3 初始压力 300kPa 空气炮计算结果初始受力为 6809N袁这同静压计算结果一致袁鸟弹在炮膛的运行中袁前三分之一位移袁力接近线性下降袁中间三分之一位移袁力缓慢增加袁之后的六分之一位移袁又线性下降袁最后六分之一位移袁鸟弹所受的力出现震荡遥 鸟弹离开炮膛后袁受力迅速下降袁而由于炮口射流的原因袁仍然在加速运行遥图 4尧 图 5 和图 6 给出了 20ms尧40ms 和 70ms 的计算域内气流的速率云图遥 在 20ms 时袁鸟弹的位移为 0.71m袁正处于初始阶段中部袁鸟弹左侧的流场具有大的速度梯度袁 说明鸟弹对气流形成了阻碍遥 在40ms 时袁 鸟弹左侧炮膛内的气流速度梯度在储气罐和炮膛的接口渊简称院接口冤处最大袁说明鸟弹的阻碍作用在减少袁而对气流形成阻塞的主要因素变为接口尺寸遥在 70ms 时袁鸟弹已经离开炮膛袁离开炮膛的高压气体因扩展而形成超声速射流袁继续推动鸟弹加速曰而炮膛内的气流速率均匀袁说明炮膛内的流动已经达到稳定状态袁此时袁炮膛内的流动完全由接口尺寸决定遥图 3 中接口的质量流速随鸟弹位移变化曲线明显分为两个阶段袁前期快速增长袁而后期逐渐变得平缓袁基本上服从对数规律袁可以用增长率等 1 的位置袁炮膛内的气流分为两个阶段袁第一阶段为质量流速急剧增长阶段袁此时主要由鸟弹限制了质量流速袁第二阶段为流速缓慢增加阶段袁此时袁质量流速主要由接口决定遥图 4 t=20ms 计算域气流速率云图图 5 t=40ms 计算域气流速率云图图 6 t=70ms 计算域气流速率云图3.2.2 变初始压差计算结果进行变初始压差的空气炮数值计算袁计算结果见图 7 至图 9遥 从图 7 可以看到袁随着空气炮初始压力差的降低袁鸟弹所受的合力降低袁但都存在线性下降段和缓慢增长段袁 然后再进入下一个线性下降段和增长段袁形成合力波动遥 随着初始压差的增加袁每个阶段都保持更长的距离袁下降段的斜率也越大袁每个波动中波幅较大曰而低的初始压差下袁虽然波幅不大袁但次数却多袁上述原因都给工程估算带来挑战遥70006000500040003000200010000765432108位移/m压差 60kPa压差 80kPa压差 100kPa压差 200kPa压差 300kPa图 7 鸟弹受力随位置变化对比荫专题研究15教练机教练机 2023.NO.3图 5 为某型机设计的检飞剖面 A5 结 语功能检查试飞是批生产飞机交付后全寿命周期都可能需要的工作遥因此袁功能检查试飞的时机尧方法尧内容和技术标准应以程序的方式固化下来袁并以检查单的形式交给飞行员执行遥功能检查试飞的程序也应该是不断更新的遥一方面袁飞机交付后仍不断升级曰另一方面袁随着科技水平提高袁飞机和地面检测设备的能力不断增强袁使能在地面完成的检查越来越多袁功能检查试飞的需求也会相应减少遥因此袁主机厂和部队应加强沟通袁紧密协作袁加深对功能检查试飞的理解袁共同保障装备的功能和性能遥参考文献1 美国海军 F/A-18E/F 渊序列号 165533 及以上冤飞机飞行手册M.渊A1-F18EA-NFM-000冤.2008:429-463.2 美国空军验收和功能检查试飞程序和检查单M渊MIL-PRF-5096F冤.1996院8-9袁1-12,33,37-42.3 美国海军 F-14D 飞机飞行手册M渊NAVAIR01-F14AAD-1冤.2004:491-522.渊收稿日期院2023-07-11冤1801501209060300250200150100500300初始压差/kPa图 8 鸟弹出膛速度随初始压差变化情况250200150100500300初始压差/kPa2101801501209060300图 9 鸟弹在炮膛内运行时间随初始压差变化从图 8 可以看到袁鸟弹的出膛速度随着初始压差的变化规律接近抛物线曰从图 9 可以看到袁鸟弹的出膛时间随初始压差的变化规律接近反比关系遥综上袁随着初始压差的变化袁鸟弹所受的合力尧出膛速度和运行时间的规律性较好袁说明该计算方法稳定遥4 结 论本文基于动网格对空气炮进行了数值计算袁对空气炮的炮膛流场压力分布和空气炮特性随初始压差变化进行了研究袁可得到如下结论院1冤 在鸟弹的运行中袁空气炮炮膛内流场压力分布合理曰2冤 在鸟弹的运行中袁鸟弹所受合力随初始压差的变化规律合理曰3冤 鸟弹的出膛速度和在炮膛内运行时间随初始压差变化规律合理遥因此袁基于动网格的空气炮数值计算方法可靠稳定袁可以为空气炮的设计和改进提供数据支持遥参考文献1 赵珀袁李炎袁杜强袁韩福成.基于动网格与滑移网格技术的隧道列车活塞风计算对比J.制冷与空调.2021袁35渊6冤院798.2 ANSYS Inc.ANSYS Fluent Theory Guide M.USA:ANSYS Inc.2018院36-37.渊收稿日期院2023-07-09冤渊上接第 11 页冤16