孫巍+張博+郭鵬星

【摘 要】 機(jī)翼是飛機(jī)飛行必不可少的組成部分，了解其在飛行過(guò)程中周圍流場(chǎng)的狀態(tài)對(duì)設(shè)計(jì)者在設(shè)計(jì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)時(shí)起到非常關(guān)鍵的作用。利用ANSYS-CFX軟件建立飛機(jī)機(jī)翼有限元模型，通過(guò)建模和設(shè)置邊界條件分別對(duì)機(jī)翼低音速，超音速和臨界音速三個(gè)約束條件下機(jī)翼的狀態(tài)進(jìn)行分析，得到相應(yīng)的數(shù)據(jù)及云圖。分析結(jié)果得出在飛機(jī)飛行過(guò)程中，機(jī)翼周圍的流速與壓力大小成反比，并且機(jī)翼最前端所受的壓力最大，同時(shí)由壓力云圖可以得出，飛機(jī)在接近音速條件下其周圍所受的壓力最大，在飛機(jī)突破音障之后，機(jī)翼周圍的壓力反而減小。同時(shí)由仿真結(jié)果得到一些重要數(shù)據(jù)，為高空飛行時(shí)機(jī)翼的設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供了數(shù)據(jù)依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】 機(jī)翼設(shè)計(jì) 繞流 音障

這些年來(lái)，世界各國(guó)越來(lái)越重視高空長(zhǎng)時(shí)間飛行的飛機(jī)設(shè)計(jì)與優(yōu)化。根據(jù)長(zhǎng)時(shí)間飛行飛機(jī)的時(shí)間性能的要求，對(duì)飛機(jī)各部件的要求也越來(lái)越嚴(yán)格。機(jī)翼是飛機(jī)的重要組成部件之一。它的最主要的作用是飛行過(guò)程中提供起飛所需要的升力，同時(shí)使飛機(jī)具有操作性和橫側(cè)的穩(wěn)定性[1]。因此，機(jī)翼結(jié)構(gòu)力學(xué)穩(wěn)定性對(duì)保證整個(gè)飛機(jī)在飛行過(guò)程中的安全起著非常重要的作用[2][3]。目前很多文獻(xiàn)研究非對(duì)稱翼，對(duì)非對(duì)稱翼簡(jiǎn)單來(lái)說(shuō)上表面比較凸，因此流過(guò)機(jī)翼上表面的流速較快；而機(jī)翼下表面比較平因此流過(guò)機(jī)翼下表面的氣流較慢，與上表面正好相反。根據(jù)流體力學(xué)的基本原理，流動(dòng)慢的大氣壓強(qiáng)較大，而流動(dòng)快的大氣壓強(qiáng)較小，這樣機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)就比上表面的壓強(qiáng)高，大氣施加與機(jī)翼下表面的壓力（方向向上）比施加于機(jī)翼上表面的壓力（方向向下）大，二者的壓力差便形成了飛機(jī)的升力[4][5]。本文利用流體力學(xué)仿真軟件ANSYS-CFX對(duì)一種經(jīng)典的對(duì)稱型固定翼模型NACA0012的機(jī)翼外部氣體流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行模擬仿真，通過(guò)CFX模擬計(jì)算并觀察在三種不同范圍的速度下，機(jī)翼周圍的壓力大小，氣流分布及氣體軌跡狀態(tài)。

1 ANSYS CFX介紹

ANSYS-CFX流體力學(xué)軟件是全球第一個(gè)通過(guò)ISO9001質(zhì)量認(rèn)證的于流體計(jì)算的大型商業(yè)CFD軟件，可以用于亞音速、跨音速和超音速流體的數(shù)值模擬。其功能的實(shí)現(xiàn)主要由5部分組成[6]：

（1）幾何建模：創(chuàng)建或?qū)霂缀斡?；控制方程在其中將被求解，同時(shí)獲得在這個(gè)區(qū)域中的結(jié)果。

（2）網(wǎng)格劃分：創(chuàng)建有限體積或是單元的過(guò)程；網(wǎng)格可以在另一個(gè)模塊中創(chuàng)建或是從其他的網(wǎng)格劃分器中導(dǎo)入。

（3）前處理：求解問(wèn)題描述，定義物理模型，材料屬性和邊界條件。

（4）求解求解控制方程：設(shè)置求解器選項(xiàng)；將迭代求解控制方程過(guò)程作為一個(gè)批處理的過(guò)程，求解收斂。

（5）后處理分析和顯示求解結(jié)果。

其結(jié)構(gòu)及過(guò)程如圖1所示。

該軟件采用有限體積法進(jìn)行離散，采用K-標(biāo)準(zhǔn)，所用控制方程如下。

連續(xù)方程： （1）

動(dòng)量方程： （2）

湍動(dòng)能方程： （3）

湍動(dòng)能耗散方程：

（4）

其中：為有效粘度；為修正壓力；，，，都是常數(shù)[7][8]。

2 模型的設(shè)定及條件的設(shè)立

前人的研究表明對(duì)稱翼型在所有翼型中的阻力是最小的。為了研究對(duì)稱翼飛機(jī)在飛行過(guò)程中，其翼型阻力分布情況及其影響阻力大小的關(guān)系，因此采用典型的對(duì)稱翼型NACA0012來(lái)進(jìn)行研究。由于影響飛行中機(jī)翼的因素有很多，比如，氣體，溫度，氣流攻角，氣流速度等等。為了方便研究，在此設(shè)定飛機(jī)水平飛行即氣體攻角為0度，氣體溫度采用靜態(tài)溫度T=300K，為了進(jìn)行對(duì)比，文中選擇三個(gè)不同的氣流速度，分別是亞音速，跨音速，超音速三個(gè)范圍中的某一速度值。由于在模擬超音速時(shí)，必須保證域內(nèi)物質(zhì)設(shè)置為理想氣體，熱量傳遞模型為全熱模型，為了保證各個(gè)狀態(tài)下所處環(huán)境能相同，因此在三個(gè)不同速度的模擬中，所處環(huán)境都選擇理想氣體。

在流體域設(shè)定中，選擇理想氣體，參考?jí)毫x擇1atm，由于全熱模型適合高速流體及可壓縮流體的熱量傳輸計(jì)算，因此熱量傳輸選擇全熱傳輸，同時(shí)為了使模型適合高精度邊界層的模擬，本文中湍流模型選擇剪切壓力傳輸（SST）模型。

在邊界設(shè)定中，選擇對(duì)稱邊界及無(wú)滑移壁面邊界。在入口邊界設(shè)置中，設(shè)置湍流密度為0.01，湍流長(zhǎng)度為0.02m，靜態(tài)壓強(qiáng)為0Pa，靜態(tài)溫度為300K，速度分別為100m/s，340m/s，600m/s。

本模擬利用殘差值為0.00001的RMS，進(jìn)行100次迭代實(shí)驗(yàn)得到在不同速度下的三組仿真圖。

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 仿真云圖（圖2-圖7）

3.2 結(jié)論及分析

（1）從3組速度云圖與壓力云圖可以看出，對(duì)于對(duì)稱翼來(lái)說(shuō)，機(jī)翼上下受力情況完全相同，在機(jī)翼周圍，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大，符合伯努利原理。仿真結(jié)果正確，可靠。

（2）從文中的3組圖中都可以直觀的看出，在機(jī)翼前緣處，其流速最小，并且低于飛機(jī)本來(lái)的飛行速度，同時(shí)其所受的壓力最大，因此基于這一結(jié)論，在飛機(jī)的制造中，要特別重視機(jī)翼前緣材料的抗壓能力，才能保證機(jī)翼的安全性能，并且可以得出，在飛機(jī)速度為100m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為4733Pa，在飛機(jī)速度為340m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為。在飛機(jī)速度為600m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為，這些數(shù)據(jù)為機(jī)翼設(shè)計(jì)，制作提供重要的參考依據(jù)。

（3）由3組壓力云圖可以看出，當(dāng)飛機(jī)速度處于340m/s時(shí)，機(jī)翼周圍的壓力處于最大狀態(tài)，當(dāng)飛行速度超過(guò)音速時(shí)（340m/s）隨著速度的增加其機(jī)翼周圍的壓力反而減小，說(shuō)明此時(shí)已經(jīng)產(chǎn)生音障現(xiàn)象，即物體的速度快要接近音速時(shí)，周邊的空氣受到聲波疊合而呈現(xiàn)非常高壓的狀態(tài)，因此一旦物體穿越音障后，周圍壓力將會(huì)陡降。音障現(xiàn)象也是曾經(jīng)阻礙飛機(jī)從亞音速到超音速突破時(shí)的最主要障礙，在飛行器設(shè)計(jì)中，不應(yīng)忽視其作用。

（4）由壓力云圖可以看出，機(jī)翼上下表面受力情況完全相同，因此如果只是以0攻角飛行的話，無(wú)法形成向上的升力，飛機(jī)是無(wú)法起飛的，因此要想起飛則需要一定的氣流攻角，讓機(jī)翼下表面的氣流速度小于機(jī)翼上表面的氣流速度，才能產(chǎn)生一定的壓力差，使之能夠起飛。

參考文獻(xiàn)：

[1]葛訊.鴨式旋翼/機(jī)翼飛行器研究[D].南京航空航天大學(xué)，2012.

[2]秦可偉，馬貴春，席園，姚光生.基于ANSYS的機(jī)翼動(dòng)力學(xué)分析[J].航空計(jì)算技術(shù)，2014.2：106-109.

[3]劉德民，劉小兵，李娟.鈦合金機(jī)翼的振動(dòng)與模態(tài)分析[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2008.3：76-77.

[4]杜加友.水下滑翔機(jī)本體及調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)研究[D].浙江大學(xué)，2006.

[5]劉鵬.翼型失速的電磁控制[D].南京理工大學(xué)，2007.

[6]高飛，李昕編著.ANSYS CFX 14.0超級(jí)學(xué)習(xí)手冊(cè)[M].人民郵電出版社，2013.

[7]陳景秋，胡韓飛，張永祥.Star-CD對(duì)汽車外流場(chǎng)的三維數(shù)值模擬[J].重慶大學(xué)學(xué)報(bào)：自然科學(xué)版，2005，28（4）：99-101.

[8]張英朝，邵書(shū)鑫.基于Star-CCM+的跑車減租設(shè)計(jì)[C]//CDAJ-China中國(guó)用戶論文集，2011.endprint

【摘 要】 機(jī)翼是飛機(jī)飛行必不可少的組成部分，了解其在飛行過(guò)程中周圍流場(chǎng)的狀態(tài)對(duì)設(shè)計(jì)者在設(shè)計(jì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)時(shí)起到非常關(guān)鍵的作用。利用ANSYS-CFX軟件建立飛機(jī)機(jī)翼有限元模型，通過(guò)建模和設(shè)置邊界條件分別對(duì)機(jī)翼低音速，超音速和臨界音速三個(gè)約束條件下機(jī)翼的狀態(tài)進(jìn)行分析，得到相應(yīng)的數(shù)據(jù)及云圖。分析結(jié)果得出在飛機(jī)飛行過(guò)程中，機(jī)翼周圍的流速與壓力大小成反比，并且機(jī)翼最前端所受的壓力最大，同時(shí)由壓力云圖可以得出，飛機(jī)在接近音速條件下其周圍所受的壓力最大，在飛機(jī)突破音障之后，機(jī)翼周圍的壓力反而減小。同時(shí)由仿真結(jié)果得到一些重要數(shù)據(jù)，為高空飛行時(shí)機(jī)翼的設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供了數(shù)據(jù)依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】 機(jī)翼設(shè)計(jì) 繞流 音障

這些年來(lái)，世界各國(guó)越來(lái)越重視高空長(zhǎng)時(shí)間飛行的飛機(jī)設(shè)計(jì)與優(yōu)化。根據(jù)長(zhǎng)時(shí)間飛行飛機(jī)的時(shí)間性能的要求，對(duì)飛機(jī)各部件的要求也越來(lái)越嚴(yán)格。機(jī)翼是飛機(jī)的重要組成部件之一。它的最主要的作用是飛行過(guò)程中提供起飛所需要的升力，同時(shí)使飛機(jī)具有操作性和橫側(cè)的穩(wěn)定性[1]。因此，機(jī)翼結(jié)構(gòu)力學(xué)穩(wěn)定性對(duì)保證整個(gè)飛機(jī)在飛行過(guò)程中的安全起著非常重要的作用[2][3]。目前很多文獻(xiàn)研究非對(duì)稱翼，對(duì)非對(duì)稱翼簡(jiǎn)單來(lái)說(shuō)上表面比較凸，因此流過(guò)機(jī)翼上表面的流速較快；而機(jī)翼下表面比較平因此流過(guò)機(jī)翼下表面的氣流較慢，與上表面正好相反。根據(jù)流體力學(xué)的基本原理，流動(dòng)慢的大氣壓強(qiáng)較大，而流動(dòng)快的大氣壓強(qiáng)較小，這樣機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)就比上表面的壓強(qiáng)高，大氣施加與機(jī)翼下表面的壓力（方向向上）比施加于機(jī)翼上表面的壓力（方向向下）大，二者的壓力差便形成了飛機(jī)的升力[4][5]。本文利用流體力學(xué)仿真軟件ANSYS-CFX對(duì)一種經(jīng)典的對(duì)稱型固定翼模型NACA0012的機(jī)翼外部氣體流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行模擬仿真，通過(guò)CFX模擬計(jì)算并觀察在三種不同范圍的速度下，機(jī)翼周圍的壓力大小，氣流分布及氣體軌跡狀態(tài)。

1 ANSYS CFX介紹

ANSYS-CFX流體力學(xué)軟件是全球第一個(gè)通過(guò)ISO9001質(zhì)量認(rèn)證的于流體計(jì)算的大型商業(yè)CFD軟件，可以用于亞音速、跨音速和超音速流體的數(shù)值模擬。其功能的實(shí)現(xiàn)主要由5部分組成[6]：

（1）幾何建模：創(chuàng)建或?qū)霂缀斡?；控制方程在其中將被求解，同時(shí)獲得在這個(gè)區(qū)域中的結(jié)果。

（2）網(wǎng)格劃分：創(chuàng)建有限體積或是單元的過(guò)程；網(wǎng)格可以在另一個(gè)模塊中創(chuàng)建或是從其他的網(wǎng)格劃分器中導(dǎo)入。

（3）前處理：求解問(wèn)題描述，定義物理模型，材料屬性和邊界條件。

（4）求解求解控制方程：設(shè)置求解器選項(xiàng)；將迭代求解控制方程過(guò)程作為一個(gè)批處理的過(guò)程，求解收斂。

（5）后處理分析和顯示求解結(jié)果。

其結(jié)構(gòu)及過(guò)程如圖1所示。

該軟件采用有限體積法進(jìn)行離散，采用K-標(biāo)準(zhǔn)，所用控制方程如下。

連續(xù)方程： （1）

動(dòng)量方程： （2）

湍動(dòng)能方程： （3）

湍動(dòng)能耗散方程：

（4）

其中：為有效粘度；為修正壓力；，，，都是常數(shù)[7][8]。

2 模型的設(shè)定及條件的設(shè)立

前人的研究表明對(duì)稱翼型在所有翼型中的阻力是最小的。為了研究對(duì)稱翼飛機(jī)在飛行過(guò)程中，其翼型阻力分布情況及其影響阻力大小的關(guān)系，因此采用典型的對(duì)稱翼型NACA0012來(lái)進(jìn)行研究。由于影響飛行中機(jī)翼的因素有很多，比如，氣體，溫度，氣流攻角，氣流速度等等。為了方便研究，在此設(shè)定飛機(jī)水平飛行即氣體攻角為0度，氣體溫度采用靜態(tài)溫度T=300K，為了進(jìn)行對(duì)比，文中選擇三個(gè)不同的氣流速度，分別是亞音速，跨音速，超音速三個(gè)范圍中的某一速度值。由于在模擬超音速時(shí)，必須保證域內(nèi)物質(zhì)設(shè)置為理想氣體，熱量傳遞模型為全熱模型，為了保證各個(gè)狀態(tài)下所處環(huán)境能相同，因此在三個(gè)不同速度的模擬中，所處環(huán)境都選擇理想氣體。

在流體域設(shè)定中，選擇理想氣體，參考?jí)毫x擇1atm，由于全熱模型適合高速流體及可壓縮流體的熱量傳輸計(jì)算，因此熱量傳輸選擇全熱傳輸，同時(shí)為了使模型適合高精度邊界層的模擬，本文中湍流模型選擇剪切壓力傳輸（SST）模型。

在邊界設(shè)定中，選擇對(duì)稱邊界及無(wú)滑移壁面邊界。在入口邊界設(shè)置中，設(shè)置湍流密度為0.01，湍流長(zhǎng)度為0.02m，靜態(tài)壓強(qiáng)為0Pa，靜態(tài)溫度為300K，速度分別為100m/s，340m/s，600m/s。

本模擬利用殘差值為0.00001的RMS，進(jìn)行100次迭代實(shí)驗(yàn)得到在不同速度下的三組仿真圖。

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 仿真云圖（圖2-圖7）

3.2 結(jié)論及分析

（1）從3組速度云圖與壓力云圖可以看出，對(duì)于對(duì)稱翼來(lái)說(shuō)，機(jī)翼上下受力情況完全相同，在機(jī)翼周圍，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大，符合伯努利原理。仿真結(jié)果正確，可靠。

（2）從文中的3組圖中都可以直觀的看出，在機(jī)翼前緣處，其流速最小，并且低于飛機(jī)本來(lái)的飛行速度，同時(shí)其所受的壓力最大，因此基于這一結(jié)論，在飛機(jī)的制造中，要特別重視機(jī)翼前緣材料的抗壓能力，才能保證機(jī)翼的安全性能，并且可以得出，在飛機(jī)速度為100m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為4733Pa，在飛機(jī)速度為340m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為。在飛機(jī)速度為600m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為，這些數(shù)據(jù)為機(jī)翼設(shè)計(jì)，制作提供重要的參考依據(jù)。

（3）由3組壓力云圖可以看出，當(dāng)飛機(jī)速度處于340m/s時(shí)，機(jī)翼周圍的壓力處于最大狀態(tài)，當(dāng)飛行速度超過(guò)音速時(shí)（340m/s）隨著速度的增加其機(jī)翼周圍的壓力反而減小，說(shuō)明此時(shí)已經(jīng)產(chǎn)生音障現(xiàn)象，即物體的速度快要接近音速時(shí)，周邊的空氣受到聲波疊合而呈現(xiàn)非常高壓的狀態(tài)，因此一旦物體穿越音障后，周圍壓力將會(huì)陡降。音障現(xiàn)象也是曾經(jīng)阻礙飛機(jī)從亞音速到超音速突破時(shí)的最主要障礙，在飛行器設(shè)計(jì)中，不應(yīng)忽視其作用。

（4）由壓力云圖可以看出，機(jī)翼上下表面受力情況完全相同，因此如果只是以0攻角飛行的話，無(wú)法形成向上的升力，飛機(jī)是無(wú)法起飛的，因此要想起飛則需要一定的氣流攻角，讓機(jī)翼下表面的氣流速度小于機(jī)翼上表面的氣流速度，才能產(chǎn)生一定的壓力差，使之能夠起飛。

參考文獻(xiàn)：

[1]葛訊.鴨式旋翼/機(jī)翼飛行器研究[D].南京航空航天大學(xué)，2012.

[2]秦可偉，馬貴春，席園，姚光生.基于ANSYS的機(jī)翼動(dòng)力學(xué)分析[J].航空計(jì)算技術(shù)，2014.2：106-109.

[3]劉德民，劉小兵，李娟.鈦合金機(jī)翼的振動(dòng)與模態(tài)分析[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2008.3：76-77.

[4]杜加友.水下滑翔機(jī)本體及調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)研究[D].浙江大學(xué)，2006.

[5]劉鵬.翼型失速的電磁控制[D].南京理工大學(xué)，2007.

[6]高飛，李昕編著.ANSYS CFX 14.0超級(jí)學(xué)習(xí)手冊(cè)[M].人民郵電出版社，2013.

[7]陳景秋，胡韓飛，張永祥.Star-CD對(duì)汽車外流場(chǎng)的三維數(shù)值模擬[J].重慶大學(xué)學(xué)報(bào)：自然科學(xué)版，2005，28（4）：99-101.

[8]張英朝，邵書(shū)鑫.基于Star-CCM+的跑車減租設(shè)計(jì)[C]//CDAJ-China中國(guó)用戶論文集，2011.endprint

【摘 要】 機(jī)翼是飛機(jī)飛行必不可少的組成部分，了解其在飛行過(guò)程中周圍流場(chǎng)的狀態(tài)對(duì)設(shè)計(jì)者在設(shè)計(jì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)時(shí)起到非常關(guān)鍵的作用。利用ANSYS-CFX軟件建立飛機(jī)機(jī)翼有限元模型，通過(guò)建模和設(shè)置邊界條件分別對(duì)機(jī)翼低音速，超音速和臨界音速三個(gè)約束條件下機(jī)翼的狀態(tài)進(jìn)行分析，得到相應(yīng)的數(shù)據(jù)及云圖。分析結(jié)果得出在飛機(jī)飛行過(guò)程中，機(jī)翼周圍的流速與壓力大小成反比，并且機(jī)翼最前端所受的壓力最大，同時(shí)由壓力云圖可以得出，飛機(jī)在接近音速條件下其周圍所受的壓力最大，在飛機(jī)突破音障之后，機(jī)翼周圍的壓力反而減小。同時(shí)由仿真結(jié)果得到一些重要數(shù)據(jù)，為高空飛行時(shí)機(jī)翼的設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供了數(shù)據(jù)依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】 機(jī)翼設(shè)計(jì) 繞流 音障

這些年來(lái)，世界各國(guó)越來(lái)越重視高空長(zhǎng)時(shí)間飛行的飛機(jī)設(shè)計(jì)與優(yōu)化。根據(jù)長(zhǎng)時(shí)間飛行飛機(jī)的時(shí)間性能的要求，對(duì)飛機(jī)各部件的要求也越來(lái)越嚴(yán)格。機(jī)翼是飛機(jī)的重要組成部件之一。它的最主要的作用是飛行過(guò)程中提供起飛所需要的升力，同時(shí)使飛機(jī)具有操作性和橫側(cè)的穩(wěn)定性[1]。因此，機(jī)翼結(jié)構(gòu)力學(xué)穩(wěn)定性對(duì)保證整個(gè)飛機(jī)在飛行過(guò)程中的安全起著非常重要的作用[2][3]。目前很多文獻(xiàn)研究非對(duì)稱翼，對(duì)非對(duì)稱翼簡(jiǎn)單來(lái)說(shuō)上表面比較凸，因此流過(guò)機(jī)翼上表面的流速較快；而機(jī)翼下表面比較平因此流過(guò)機(jī)翼下表面的氣流較慢，與上表面正好相反。根據(jù)流體力學(xué)的基本原理，流動(dòng)慢的大氣壓強(qiáng)較大，而流動(dòng)快的大氣壓強(qiáng)較小，這樣機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)就比上表面的壓強(qiáng)高，大氣施加與機(jī)翼下表面的壓力（方向向上）比施加于機(jī)翼上表面的壓力（方向向下）大，二者的壓力差便形成了飛機(jī)的升力[4][5]。本文利用流體力學(xué)仿真軟件ANSYS-CFX對(duì)一種經(jīng)典的對(duì)稱型固定翼模型NACA0012的機(jī)翼外部氣體流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行模擬仿真，通過(guò)CFX模擬計(jì)算并觀察在三種不同范圍的速度下，機(jī)翼周圍的壓力大小，氣流分布及氣體軌跡狀態(tài)。

1 ANSYS CFX介紹

ANSYS-CFX流體力學(xué)軟件是全球第一個(gè)通過(guò)ISO9001質(zhì)量認(rèn)證的于流體計(jì)算的大型商業(yè)CFD軟件，可以用于亞音速、跨音速和超音速流體的數(shù)值模擬。其功能的實(shí)現(xiàn)主要由5部分組成[6]：

（1）幾何建模：創(chuàng)建或?qū)霂缀斡?；控制方程在其中將被求解，同時(shí)獲得在這個(gè)區(qū)域中的結(jié)果。

（2）網(wǎng)格劃分：創(chuàng)建有限體積或是單元的過(guò)程；網(wǎng)格可以在另一個(gè)模塊中創(chuàng)建或是從其他的網(wǎng)格劃分器中導(dǎo)入。

（3）前處理：求解問(wèn)題描述，定義物理模型，材料屬性和邊界條件。

（4）求解求解控制方程：設(shè)置求解器選項(xiàng)；將迭代求解控制方程過(guò)程作為一個(gè)批處理的過(guò)程，求解收斂。

（5）后處理分析和顯示求解結(jié)果。

其結(jié)構(gòu)及過(guò)程如圖1所示。

該軟件采用有限體積法進(jìn)行離散，采用K-標(biāo)準(zhǔn)，所用控制方程如下。

連續(xù)方程： （1）

動(dòng)量方程： （2）

湍動(dòng)能方程： （3）

湍動(dòng)能耗散方程：

（4）

其中：為有效粘度；為修正壓力；，，，都是常數(shù)[7][8]。

2 模型的設(shè)定及條件的設(shè)立

前人的研究表明對(duì)稱翼型在所有翼型中的阻力是最小的。為了研究對(duì)稱翼飛機(jī)在飛行過(guò)程中，其翼型阻力分布情況及其影響阻力大小的關(guān)系，因此采用典型的對(duì)稱翼型NACA0012來(lái)進(jìn)行研究。由于影響飛行中機(jī)翼的因素有很多，比如，氣體，溫度，氣流攻角，氣流速度等等。為了方便研究，在此設(shè)定飛機(jī)水平飛行即氣體攻角為0度，氣體溫度采用靜態(tài)溫度T=300K，為了進(jìn)行對(duì)比，文中選擇三個(gè)不同的氣流速度，分別是亞音速，跨音速，超音速三個(gè)范圍中的某一速度值。由于在模擬超音速時(shí)，必須保證域內(nèi)物質(zhì)設(shè)置為理想氣體，熱量傳遞模型為全熱模型，為了保證各個(gè)狀態(tài)下所處環(huán)境能相同，因此在三個(gè)不同速度的模擬中，所處環(huán)境都選擇理想氣體。

在流體域設(shè)定中，選擇理想氣體，參考?jí)毫x擇1atm，由于全熱模型適合高速流體及可壓縮流體的熱量傳輸計(jì)算，因此熱量傳輸選擇全熱傳輸，同時(shí)為了使模型適合高精度邊界層的模擬，本文中湍流模型選擇剪切壓力傳輸（SST）模型。

在邊界設(shè)定中，選擇對(duì)稱邊界及無(wú)滑移壁面邊界。在入口邊界設(shè)置中，設(shè)置湍流密度為0.01，湍流長(zhǎng)度為0.02m，靜態(tài)壓強(qiáng)為0Pa，靜態(tài)溫度為300K，速度分別為100m/s，340m/s，600m/s。

本模擬利用殘差值為0.00001的RMS，進(jìn)行100次迭代實(shí)驗(yàn)得到在不同速度下的三組仿真圖。

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 仿真云圖（圖2-圖7）

3.2 結(jié)論及分析

（1）從3組速度云圖與壓力云圖可以看出，對(duì)于對(duì)稱翼來(lái)說(shuō)，機(jī)翼上下受力情況完全相同，在機(jī)翼周圍，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大，符合伯努利原理。仿真結(jié)果正確，可靠。

（2）從文中的3組圖中都可以直觀的看出，在機(jī)翼前緣處，其流速最小，并且低于飛機(jī)本來(lái)的飛行速度，同時(shí)其所受的壓力最大，因此基于這一結(jié)論，在飛機(jī)的制造中，要特別重視機(jī)翼前緣材料的抗壓能力，才能保證機(jī)翼的安全性能，并且可以得出，在飛機(jī)速度為100m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為4733Pa，在飛機(jī)速度為340m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為。在飛機(jī)速度為600m/s時(shí)，其前緣的壓強(qiáng)大小為，這些數(shù)據(jù)為機(jī)翼設(shè)計(jì)，制作提供重要的參考依據(jù)。

（3）由3組壓力云圖可以看出，當(dāng)飛機(jī)速度處于340m/s時(shí)，機(jī)翼周圍的壓力處于最大狀態(tài)，當(dāng)飛行速度超過(guò)音速時(shí)（340m/s）隨著速度的增加其機(jī)翼周圍的壓力反而減小，說(shuō)明此時(shí)已經(jīng)產(chǎn)生音障現(xiàn)象，即物體的速度快要接近音速時(shí)，周邊的空氣受到聲波疊合而呈現(xiàn)非常高壓的狀態(tài)，因此一旦物體穿越音障后，周圍壓力將會(huì)陡降。音障現(xiàn)象也是曾經(jīng)阻礙飛機(jī)從亞音速到超音速突破時(shí)的最主要障礙，在飛行器設(shè)計(jì)中，不應(yīng)忽視其作用。

（4）由壓力云圖可以看出，機(jī)翼上下表面受力情況完全相同，因此如果只是以0攻角飛行的話，無(wú)法形成向上的升力，飛機(jī)是無(wú)法起飛的，因此要想起飛則需要一定的氣流攻角，讓機(jī)翼下表面的氣流速度小于機(jī)翼上表面的氣流速度，才能產(chǎn)生一定的壓力差，使之能夠起飛。

參考文獻(xiàn)：

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[8]張英朝，邵書(shū)鑫.基于Star-CCM+的跑車減租設(shè)計(jì)[C]//CDAJ-China中國(guó)用戶論文集，2011.endprint