ANSYS軟件在飛行原理教學(xué)中的應(yīng)用研究

楊太鵬

中國民航大學(xué) 天津 300300

0 引 言

ANSYS軟件是一個多用途的有限元法計算機(jī)設(shè)計程序，集結(jié)構(gòu)、熱、流體、電磁、聲學(xué)于一體，可廣泛用于航空航天、機(jī)械制造、能源、汽車交通、土木工程、造船、生物醫(yī)學(xué)、輕工、地礦、水利、日用家電等一般工業(yè)及科學(xué)研究領(lǐng)域［1］。ANSYS軟件包括3 個部分，即項目建模、網(wǎng)格劃分模塊，分析計算模塊和可視化模塊［2］。項目建模、網(wǎng)格劃分模塊提供了一個宏大的實體建模及實用的網(wǎng)格劃分工具，工程師可以方便地結(jié)合項目內(nèi)容需求，利用計算機(jī)輔助來構(gòu)造有限元模型。分析計算模塊包括結(jié)構(gòu)分析（線性、非線性和高度非線性）、流體動力學(xué)分析、電磁場分析、聲場分析、壓電分析及多物理場的耦合分析，可模擬多種物理介質(zhì)的相互作用，具有靈敏度分析及優(yōu)化分析能力。可視化模塊可將計算結(jié)果以彩色等值線顯示、梯度顯示、矢量顯示、粒子流跡顯示、立體切片顯示、透明及半透明顯示（可觀察結(jié)構(gòu)內(nèi)部）等圖形方式顯示出來，也可將計算結(jié)果以圖表、曲線形式顯示或輸出。

ANSYS軟件中流體單元插件Fluent在流體力學(xué)的研究模擬中實用性最強(qiáng)，與其他傳統(tǒng)計算流體力學(xué)（CFD）軟件相比，F(xiàn)luent的突出特點是穩(wěn)定性高、試用范圍廣、計算精度高［3］。Fluent能進(jìn)行流體動力學(xué)分析，所分析類型可以為瞬態(tài)或穩(wěn)態(tài)，分析結(jié)果可以是每個節(jié)點的壓力和通過每個單元的溫度等，且可以利用可視化功能獲得壓力、速度和溫度分布的圖形，其中可視化模塊的功能在飛行原理教學(xué)中得到廣泛應(yīng)用。

飛行原理課程是交通運輸類飛行技術(shù)專業(yè)本科生的專業(yè)基礎(chǔ)課，其教學(xué)內(nèi)容涵蓋低速空氣動力學(xué)、高速空氣動力學(xué)及螺旋槳空氣動力學(xué)等。理論教學(xué)中涉及一些二維機(jī)翼空氣動力學(xué)原理的理解與應(yīng)用，如二元多段翼流場、機(jī)翼繞流流場、機(jī)翼增升現(xiàn)象等。這些概念及原理如果只通過理論教學(xué)，理解起來較為抽象，而在教學(xué)中以可視化的方式引入ANSYS流體單元插件Fluent對這些問題進(jìn)行動力學(xué)分析模擬，可起到事半功倍的教學(xué)效果。下面通過一些簡單的實例來加以說明。

1 二維多段翼流場分布模擬

1.1 實體建模

多段翼型（multi-element airfoil）指的是機(jī)翼為增升效果，添加副翼、襟翼和縫翼等翼面而組成的多段機(jī)翼。要實現(xiàn)對二維多段翼流場分布模擬，首先要利用ANSYS軟件進(jìn)行實體建模。

ANSYS軟件提供了2種實體建模方法，即自頂向下與自底向上。自頂向下進(jìn)行實體建模時，工程師定義一個模型的最高級圖元，如球、棱柱，稱為基礎(chǔ)單元，ANSYS會自動定義相關(guān)的點、線、面。工程師利用這些高級單元直接構(gòu)造幾何模型，如二維的圓和矩形及三維的塊、圓球、圓錐和圓柱。無論是使用自頂向下還是自底向上方法建模，工程師均能使用布爾運算來合并、剪切、拉伸模型，進(jìn)而“打造出”理想的實體模型。ANSYS軟件提供了完整的布爾運算，如相加、相減、相交、分割、黏結(jié)和重疊。在創(chuàng)建復(fù)雜實體模型時，對點、線、面、體、單元的布爾操作能提高建模效率和減少工程師建模投入的精力。ANSYS軟件還涵蓋拖拉、延伸、旋轉(zhuǎn)、移動和拷貝實體模型圖元的功能，可以完成圓弧構(gòu)造、切線構(gòu)造，通過拖拉與旋轉(zhuǎn)生成面和體、線與面的自動相交運算、自動倒角生成，實現(xiàn)網(wǎng)格劃分的硬點建立、移動、拷貝和刪除。自底向上進(jìn)行實體建模時，工程師從最低級的圖元向上構(gòu)造模型，即首先定義關(guān)鍵點，然后依次是相關(guān)的線、面、體。

本文模型主要由兩部分組成，分別是二維多段機(jī)翼模型和其外流場模型。二維多段機(jī)翼模型采用自底向上進(jìn)行實體建模，包含前緣縫翼、主翼和后緣襟翼。機(jī)翼選取NACA0012 為基礎(chǔ)翼型，導(dǎo)入翼型數(shù)據(jù)，并以關(guān)鍵點顯示，運用布爾運算合并、剪切，添加關(guān)鍵點，以關(guān)鍵點為中心，三點連接畫弧線，將其在ANSYS中改裝成為多段機(jī)翼，設(shè)定迎角α=6°，如圖1 所示。

圖1 多段翼型建模Fig.1 Multi-segment airfoil modeling

氣流繞翼型的流動指的是氣流繞過二維機(jī)翼的流動，模擬繞流需要搭建風(fēng)場，也就是外流場。首先，ANSYS軟件可以提供強(qiáng)大的外流場模擬環(huán)境，根據(jù)測量的模型不同匹配建模。外流場空氣的來流方向為機(jī)翼的正前方，后端為出口。設(shè)定空氣來流馬赫數(shù)Ma= 0.6，分析其流場分布及氣動力特性，利用ANSYS 軟件進(jìn)行二維多段翼外流場建模，如圖2 所示。

圖2 外流場建模Fig.2 Outflow field modeling

1.2 網(wǎng)格劃分

對已建實體模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分。根據(jù)氣流流過多段翼的氣動力分布特點，對模擬風(fēng)場進(jìn)行網(wǎng)絡(luò)劃分，在機(jī)翼表面和機(jī)翼開縫處，網(wǎng)格劃分越緊密、均勻，越能反映該翼型的氣動力特性［3］。

ANSYS軟件涵蓋高效、優(yōu)質(zhì)的實體模型網(wǎng)格劃分功能，有4種不同的網(wǎng)格劃分方法，即延伸劃分、映像劃分、自由劃分和自適應(yīng)劃分。延伸網(wǎng)格劃分可將一個二維網(wǎng)格延伸成一個三維網(wǎng)格。映像網(wǎng)格劃分允許工程師將幾何模型分解成簡單的幾部分，進(jìn)而選擇合適的單元屬性和網(wǎng)格控制，并生成映像網(wǎng)格。ANSYS軟件的自由網(wǎng)格劃分功能十分強(qiáng)大，可對復(fù)雜模型直接劃分，能夠避免因?qū)Ω鱾€部分拆分、組裝導(dǎo)致的不匹配。自適應(yīng)網(wǎng)格劃分是在生成具有邊界條件的實體模型后，工程師設(shè)定程序自動生成有限元網(wǎng)格，分析、估計網(wǎng)格的離散誤差，然后重新定義網(wǎng)格大小，并再次分析計算、估計網(wǎng)格的離散誤差，直至誤差低于工程師定義的值或達(dá)到定義的求解次數(shù)。利用ANSYS軟件的自由網(wǎng)格劃分功能對二維多段翼外流場進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖3 所示。

圖3 流體網(wǎng)格劃分Fig.3 Fluid analysis grid

1.3 施加載荷

施加載荷是有限元分析的核心環(huán)節(jié)，可以對網(wǎng)格劃分之后的有限元模型進(jìn)行施加載荷，也可以直接對實體模型施加載荷。在對實體模型進(jìn)行劃分網(wǎng)格和施加載荷后，選擇適當(dāng)?shù)那蠼馄鲗栴}進(jìn)行求解。ANSYS中載荷包括邊界條件和模型內(nèi)部或外部的作用力。在不同學(xué)科中，載荷的定義不同。本文運用流場分析，主要分析壓力和速度。

通過ANSYS模擬分析的引入，加深學(xué)生對二維多段翼流場氣動力的理解。利用ANSYS軟件，模擬二維多段翼流場壓力分布結(jié)果，如圖4 所示；溫度分布結(jié)果，如圖5 所示；速度分布結(jié)果，如圖6 所示；速度矢量分布結(jié)果，如圖7 所示。

圖4 壓力分布圖Fig.4 Distribution of pressure

圖5 溫度分布圖Fig.5 Distribution of temperature

圖6 速度分布圖Fig.6 Distribution of velocity

在飛行原理理論教學(xué)中，教師利用ANSYS模擬分析結(jié)果，讓學(xué)生直觀找出氣動力壓力分布的特征點，要求學(xué)生清晰地在圖4 中標(biāo)出其正壓最大點A。學(xué)生能夠在圖4 機(jī)翼前緣附近找到此點，也可以在圖6 中找到此點的位置，并在對應(yīng)的縱坐標(biāo)中查到該處氣流流速為零，與飛行原理理論教學(xué)講授的內(nèi)容相一致；也可引申找到最低壓力點B，即負(fù)壓最大的點［4］，并作出標(biāo)記，如圖8 所示。

圖8 正壓、負(fù)壓示意圖Fig.8 Schematic of positive pressure and negative pressure

通過上述具體的圖形及數(shù)值分析，學(xué)生可明顯地看到氣流繞上下翼面流動，機(jī)翼翼型上下表面均出現(xiàn)正壓及負(fù)壓，且程度不同，整體壓力分布方向向上。引入這樣的模擬分析有助于提高學(xué)生動手、動眼及動腦的綜合思考能力，可有效提升學(xué)生對低速空氣動力學(xué)問題的理解和掌握，從而為學(xué)生日后飛行訓(xùn)練實踐奠定扎實的理論基礎(chǔ)。

2 “音爆云”機(jī)翼繞流場模擬

在飛行原理教學(xué)中，講到高速空氣動力學(xué)就會聯(lián)系到“音爆云”，是學(xué)生比較感興趣的地方。“音爆云”是一種飛行器飛行時的自然現(xiàn)象，用理論和文字來描述很抽象，不利于學(xué)生搭建空間想象，也很難理解知識點。運用ANSYS分析軟件可以讓學(xué)生更直觀地認(rèn)識這一現(xiàn)象的成因及掌握高速空氣動力學(xué)的知識內(nèi)容。

“音爆云”主要是指當(dāng)飛行器某些位置，如上表面彎度最大點的氣流速度達(dá)到音速時，周圍空氣受到壓縮，進(jìn)一步加速將導(dǎo)致空氣壓縮的影響逐漸增大，從而使空氣中的水汽凝結(jié)成云。

本文模型選取NACA0012 標(biāo)準(zhǔn)翼型，模擬其在馬赫Ma=0.8、迎角α=0°下的“音爆云”及水汽分布。

取大氣條件為：當(dāng)?shù)販囟萾=27℃（T≈300 K），當(dāng)?shù)乜諝鈮毫=101 325 Pa，相對濕度φ=80%。計算含濕量（含濕量即在濕空氣中1 kg干空氣含有水蒸氣的重量，常用d來表示，單位為g/kg干空氣）。

將t、P、φ代入下列飽和水蒸氣分壓力Psb計算公式（1）和含濕量d計算公式（2）進(jìn)行求解。

其中：P為空氣壓力（Pa）；Psb為飽和水蒸氣分壓力（Pa）；φ為相對濕度（%）。由式（1）（2）可得出當(dāng)?shù)乜諝獾暮瑵窳縟=18.1 g/kg。

運用ANSYS 軟件進(jìn)行建模，如圖9 所示；運用ANSYS軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，如圖10 所示。

圖9 ANSYS軟件建模圖Fig.9 Modeling by ANSYS

圖10 ANSYS軟件數(shù)據(jù)分析圖Fig.10 Data analysis by ANSYS

運用ANSYS軟件模擬“音爆云”現(xiàn)象中機(jī)翼繞流場分析結(jié)果，壓力分布如圖11 所示，馬赫數(shù)分布如圖12 所示，速度分析如圖13 所示，水汽區(qū)域分析如圖14 所示，“音爆云”模擬如圖15 所示。

圖11 壓力分布分析圖Fig.11 Distribution of pressure

圖12 馬赫數(shù)分布圖Fig.12 Distribution of mach number

圖13 速度分析圖Fig.13 Analysis of velocity

圖14 水汽區(qū)域分析圖Fig.14 Analysis of water vapor area

圖15 “音爆云”模擬圖Fig.15 Simulation of “Sonic boom cloud”

運用ANSYS軟件模型計算方法，驗證了“音爆云”現(xiàn)象的科學(xué)性，加深了學(xué)生對該現(xiàn)象的理解。

3 機(jī)翼增升現(xiàn)象模擬

飛機(jī)的升力主要來源于機(jī)翼，機(jī)翼產(chǎn)生升力L主要是由大氣流體繞機(jī)翼流動產(chǎn)生機(jī)翼上下表面的壓力差來決定的。學(xué)生很難理解升力L、機(jī)翼上下表面壓力差和機(jī)翼迎角α的變化關(guān)系。利用ANSYS軟件，模擬機(jī)翼增升現(xiàn)象［5］，使學(xué)生明確機(jī)翼增升的原理和變化規(guī)律，選取NACA 2412 標(biāo)準(zhǔn)翼型。美國NACA翼型屬于最早的低速翼型系列，與早期的翼型相比，NACA系列翼型具有最大升力系數(shù)較高、阻力系數(shù)較低的特點。NACA XYZZ中后4 位字母的含義分別為相對彎度（X）、最大彎度位置（Y）、相對厚度（ZZ），即NACA 2412 表示該翼型的相對彎度為2%，最大彎度位置在弦長的40%處，相對厚度為12%。利用ANSYS自適應(yīng)網(wǎng)格劃分功能，自動生成實體模型網(wǎng)格，經(jīng)網(wǎng)格檢查后，將生成的網(wǎng)格導(dǎo)入ANSYS軟件流體單元插件Fluent 中，模擬該翼型在湍流模型下的氣動力分布，然后啟動氣動能量方程，選擇S-A（Spalart-Allmaras）模型，流體材料（Materials）為理想空氣（ideal air），并確認(rèn)Cell Zone Condition 中fluid 流體計算材料已更改為理想空氣。設(shè)定大氣壓強(qiáng)P=101 325 Pa，溫度T=300 K，馬赫數(shù)Ma=0.8，迎角α=0°、5°、15°下的壓力表現(xiàn)，分別如圖16 ~ 18 所示。

圖16 α=0° 壓力分布示意圖Fig.16 Distribution of pressure at α=0°

圖17 α=5° 壓力分布示意圖Fig.17 Distribution of pressure at α=5°

圖18 α=15° 壓力分布示意圖Fig.18 Distribution of pressure at α=15°

通過ANSYS軟件的模擬，學(xué)生能夠直觀地看到理想流體繞翼型流動，在0°～15°范圍內(nèi)，不同迎角下的壓強(qiáng)分布會隨著迎角的變化而變化，隨著迎角α增大，負(fù)壓峰值逐漸增大。上表面整體壓力分布負(fù)壓向前移動，下表面由存在負(fù)壓到逐漸由正壓代替；上表面逆壓梯度逐漸增大，下表面順壓流動；上下表面壓強(qiáng)差逐漸增大，升力L隨機(jī)翼上下壓強(qiáng)差的變大而逐漸增大，即升力L在0°～15°范圍內(nèi)隨迎角的增大而增大。隨著迎角α的增大，正壓力最大點駐點A（該處氣流流速為零）從翼面前緣處向機(jī)翼下翼面后緣處移動。數(shù)字化模擬分析與飛行原理理論教學(xué)內(nèi)容得到了相互驗證，也切實提高了學(xué)生對知識內(nèi)容的掌握程度和辨識度。

4 結(jié) 語

通過闡述ANSYS軟件應(yīng)用到飛行原理教學(xué)中的優(yōu)勢，引用ANSYS軟件對相關(guān)空氣動力學(xué)問題進(jìn)行建模、分析計算，并可視化呈現(xiàn)模擬結(jié)果，使課堂教學(xué)內(nèi)容更加豐富、生動，激發(fā)學(xué)生對多媒體數(shù)字仿真前沿技術(shù)學(xué)習(xí)的積極性，拓展學(xué)生的知識面，加深學(xué)生對飛行原理中相關(guān)空氣動力學(xué)概念及物理現(xiàn)象的理解和掌握，提高學(xué)生的空間想象和分析計算能力。