CFD模拟技术在飞机设计中的应用
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很多人直观地认为，飞机外流场模拟很简单，不涉及动网格等技术，划分完外部流场网格，设置完边界条件就可以计算了。看起来确实简单，但真正能理解飞机外流场仿真内涵的，可能并不多，涉及的模型选取，计算精度的探讨等诸多问题，还是非常值得关注的。我们首先来回顾一些基本的常识，只有认识到这些基本概念，对飞机外流场的仿真分析才能真正做到有的放矢。
飞机空气动力设计涉及的一些重点内容：
飞机空气动力设计研制工作主要涉及机翼翼型设计、气动噪音与模拟风洞实验。在机翼设计中，超临界翼型是改善飞机空气动力性能的基本途径之一。与常规翼型比较，超临界翼型通过控制翼型外形，在设计点使翼型上表面出现较长范围的超音速区，并利用等熵压缩使超音速区以弱激波的形式结束。相对于常规翼型，超临界翼型显著提高了翼型的跨音速气动特性，给机翼设计中在速度、厚度、升力系数等之间更大的选择空间，为机翼设计提供一种新的设计思想。 提高远程干线飞机的巡航马赫数，能大大缩短飞行时间。超临界机翼的临界马赫数高，能提供高的航程因子及大的抖振边界，使飞机能有效降低巡航油耗。机翼气动力布局参数对机翼阻力发散特性、抖振边界、失速特性、力矩特性有直接的影响。超临界机翼设计需要实现气动与结构、部件与全机的综合考虑，如何在气动上兼顾设计点与非设计点、高速与低速、气动力与气动力矩从而满足工程需要，这些都是超临界机翼气动力设计的难点。此外，对于三维增升装置设计，还存在不小的困难，主要困难在于两个方面。首先，外形复杂，机翼各段之间存在缝道，为了能在巡航状态收起，翼型上往往还设计有方舱或凹槽，外形非常复杂且为多连通域。另外操纵面的偏转会使外形上出现剪刀差的间断，这样的外形用CFD方法模拟具有相当的难度。其次，流动现象复杂。流动中各种粘性现象非常复杂，尺度差异很大。流动在剪刀差的端面会由于压力不连续而导致强烈旋涡的产生，这一切对数值算法、湍流模式提出了极大的挑战。即使是二维的增升装置扰流中也存在激波附面层干扰、尾迹附面层干扰，尾迹相互融合，流动分离等复杂的粘性流动现象。
CFD在飞机外流模拟中的功能主要体现在：
(1) 可以在一定范围内较准确地预测气动力参数，代替部分风洞实验；
(2) 可以与很多优化算法相结合，对气动外形进行优化设计。
CFD在面向工程应用方面目前仍然存在一些急需解决的问题。
(1) 首先是复杂外形飞机的网格生成问题。现在得到CFD学界公认的一个事实是：一个复杂外形飞机 流场的数值模拟工作，网格生成需要的时间占整个工作的70%；
(2)高精度高分辨率的数值格式，现代飞机的外形极其复杂，流场中一般会存在激波、旋涡与分离、激波与附面层干扰等复杂流动现象。要想准确预测飞机的气动力参数，数值格式必须有准确捕捉这些复杂流动现象的能力；
(3) 湍流数值模拟；
(4) 计算效率问题。
既然认识到，飞机外流场模拟中的主要工作量集中在复杂模型的网格生成上，作为一个简单的例子，下面，将采用star-ccm+这一工具来实现一个飞机模型的网格划分及计算，当然，在这里，并不打算对计算细节进行讨论，仅仅起到一个抛砖引玉的作用，以引起大家对CFD数值模拟在飞机方面应用的兴趣。之所以选用star-ccm+软件，是因为它在模型处理，尤其是包面技术和网格方面具有太明显的优势，对一个复杂外形的机型，可以在很短的时间内完成建模，下面就给大家分享一下，本飞机三维数模是网友提供：
1.模型准备
2.将模型以stl格式导入star-ccm+中
3：网格划分
Star-ccm+中的网格划分经历了如下过程：
1）对于模型是封闭区域：
面网格划分->体网格生成
2）对于非封闭区域：
包面处理->面网格划分->体网格生成
对于内外流场计算，特别是像汽车，飞机外流场计算，由于结构件的复杂性，一般都不是封闭的区域，要形成封闭的流场计算区域，首先必须对复杂的结构表面形成能涵盖整个结构表面特征的包面，所以包面技术在这一过程中显得尤为重要，能否实现复杂模型的流场计算，首先很大程度上处决于软件包面技术的健壮性。
3.1 计算域的建立
对于飞机外流场，一般建立球形计算域，球形域的大小应该足够大。在star-ccm+中通过representations->import 可以建立球形域，如图
考虑到整个计算模型的对称性，我们考虑一般的模型建立计算域，需要对整个模型进行布尔操作，得到一半模型。
3.1.1首先，与建立球形域一样，建立一个更大的矩形域
建立完矩形域后，删除其中的5个面，只保留一个位于对称面上的表面，如下图
3.1.2 利用对称面，剖分得到一般的计算域
首先将球面与对称面进行intersect，然后，通过右键->split interactively 将球面一半提取出来，然后删除，得到如下一半的球形域
继续按同样方法进行操作，得到最终的一半模型
3.2 包面处理
在star-ccm+中，只要设定适当的网格尺寸，即可对模型进行包面处理，在包面处理之前，需要删除模型默认的特征线，包面结束后会自动生成特征曲线。
从网格模型中选择wrapped surface,设定适当的网格尺寸，同时指定wrapped factor 则包面尺寸=网格基本尺寸*面网格尺寸*wrapped factor，也就是说，包面尺寸实际上使用了比网格尺寸更小的尺寸，这样处理是为了更好的捕捉到结构的表面特征，设置完包面参数后，就可以点击生成新的表面，该表面包含计算域的所有表面，同时，那些非表面的部分将被自动过滤掉，在包面处理中，我们希望得到的是球形域与机身之间的计算空间，所以包面选项选择的是最大内表面选项。整个包面过程步需要人工干预，在设定好的参数下会自动完成，非常便捷。
3.3表面网格生成
在包面结束之后，就可以进行表面网格划分了。在网格划分器中去掉包面选项，选择表面网格生成，然后点击生成表面网格。
3.4体网格和边界层网格生成
生成面网格后，只需要重新选择网格划分器中的体网格，边界层网格生成，其中，体网格我们选择两种方式，即多面体网格和切分体网格，这两种网格较传统的四面体网格有较少的网格数量以及较规则的网格形状，特别是切分体网格，采用六面体的网格模式。边界层网格采用面网格尺寸的25%，6层，1.5的增长因子来划分。
3.4.1 多面体网格
3.4.2 切分体网格
4：求解选项
4.1 求解模型建立
我们希望得到稳定的外流场情况，所以选择：stationary,gas,3D;由于涉及高速流，所以采用耦合求解器coupled flow,该求解器在高速强耦合流动时比分离求解器收敛性更好，求解更高效，但计算机硬件需求也更高。同时选择理想气体，湍流模型选择k-omega模型，需要说明的是star-ccm+中对该湍流模型的壁面修正默认采用的是壁面函数法。
4.2 边界条件的设定
对于球形域的边界，采用自由流模式（free stream）,选择该模式的优点是可以在不修改模型的网格等前期模型工作的基础上，通过修改流动方向，来达到研究不同攻角下的飞机的气动性能之目的，使分析过程更加高效。我们暂定攻角为零，来流方向设定为【1，0，0】，流动马赫数设为0.8.对称面直接设定为对称边界条件：symmetry plane.机身部分的壁面设置成无滑移边界条件。
4.3 初始条件
为了便于迭代求解，可以先给模型初始的速度【200，0，0】
4.4 分析参数的设定
飞机的气动性能有两个非常重要的指标：阻力系数和升力系数，在star-ccm+中的设定如下：
Reports->Front Areal->part (选择机身的部件名称)
Run report:得到机身的面积
阻力系数设定
Force coefficient cd: 给定气体密度，流速，机身面积 阻力方向【1，0，0】，部件名称
升力系数设定
Force coefficient cd: 给定气体密度，流速，机身面积 升力方向【0，0，1】，部件名称
设定完之后，软件会自动在求解中计算这些参数，可以通过打开监控来观察它们随迭代计算的数值变化。
求解控制参数设置
对于耦合求解器，为了提高收敛性，将coupled implicit: courant number设置为1，默认为5.
最大迭代步：设置为400，这个要根据迭代收敛情况来设定，一般先凭经验给定。Star-ccm+有个非常方便的方面就是，在求解过程的任一时刻，都可以停止保存文件，下次求解启动时，会在之前的求解基础上继续求解，除非在求解前先清空之前的求解数据，才能进行新的求解。
4.5 提交求解后处理
飞机空气动力设计涉及的一些重点内容：
飞机空气动力设计研制工作主要涉及机翼翼型设计、气动噪音与模拟风洞实验。在机翼设计中，超临界翼型是改善飞机空气动力性能的基本途径之一。与常规翼型比较，超临界翼型通过控制翼型外形，在设计点使翼型上表面出现较长范围的超音速区，并利用等熵压缩使超音速区以弱激波的形式结束。相对于常规翼型，超临界翼型显著提高了翼型的跨音速气动特性，给机翼设计中在速度、厚度、升力系数等之间更大的选择空间，为机翼设计提供一种新的设计思想。 提高远程干线飞机的巡航马赫数，能大大缩短飞行时间。超临界机翼的临界马赫数高，能提供高的航程因子及大的抖振边界，使飞机能有效降低巡航油耗。机翼气动力布局参数对机翼阻力发散特性、抖振边界、失速特性、力矩特性有直接的影响。超临界机翼设计需要实现气动与结构、部件与全机的综合考虑，如何在气动上兼顾设计点与非设计点、高速与低速、气动力与气动力矩从而满足工程需要，这些都是超临界机翼气动力设计的难点。此外，对于三维增升装置设计，还存在不小的困难，主要困难在于两个方面。首先，外形复杂，机翼各段之间存在缝道，为了能在巡航状态收起，翼型上往往还设计有方舱或凹槽，外形非常复杂且为多连通域。另外操纵面的偏转会使外形上出现剪刀差的间断，这样的外形用CFD方法模拟具有相当的难度。其次，流动现象复杂。流动中各种粘性现象非常复杂，尺度差异很大。流动在剪刀差的端面会由于压力不连续而导致强烈旋涡的产生，这一切对数值算法、湍流模式提出了极大的挑战。即使是二维的增升装置扰流中也存在激波附面层干扰、尾迹附面层干扰，尾迹相互融合，流动分离等复杂的粘性流动现象。
CFD在飞机外流模拟中的功能主要体现在：
(1) 可以在一定范围内较准确地预测气动力参数，代替部分风洞实验；
(2) 可以与很多优化算法相结合，对气动外形进行优化设计。
CFD在面向工程应用方面目前仍然存在一些急需解决的问题。
(1) 首先是复杂外形飞机的网格生成问题。现在得到CFD学界公认的一个事实是：一个复杂外形飞机 流场的数值模拟工作，网格生成需要的时间占整个工作的70%；
(2)高精度高分辨率的数值格式，现代飞机的外形极其复杂，流场中一般会存在激波、旋涡与分离、激波与附面层干扰等复杂流动现象。要想准确预测飞机的气动力参数，数值格式必须有准确捕捉这些复杂流动现象的能力；
(3) 湍流数值模拟；
(4) 计算效率问题。
既然认识到，飞机外流场模拟中的主要工作量集中在复杂模型的网格生成上，作为一个简单的例子，下面，将采用star-ccm+这一工具来实现一个飞机模型的网格划分及计算，当然，在这里，并不打算对计算细节进行讨论，仅仅起到一个抛砖引玉的作用，以引起大家对CFD数值模拟在飞机方面应用的兴趣。之所以选用star-ccm+软件，是因为它在模型处理，尤其是包面技术和网格方面具有太明显的优势，对一个复杂外形的机型，可以在很短的时间内完成建模，下面就给大家分享一下，本飞机三维数模是网友提供：
1.模型准备
2.将模型以stl格式导入star-ccm+中
3：网格划分
Star-ccm+中的网格划分经历了如下过程：
1）对于模型是封闭区域：
面网格划分->体网格生成
2）对于非封闭区域：
包面处理->面网格划分->体网格生成
对于内外流场计算，特别是像汽车，飞机外流场计算，由于结构件的复杂性，一般都不是封闭的区域，要形成封闭的流场计算区域，首先必须对复杂的结构表面形成能涵盖整个结构表面特征的包面，所以包面技术在这一过程中显得尤为重要，能否实现复杂模型的流场计算，首先很大程度上处决于软件包面技术的健壮性。
3.1 计算域的建立
对于飞机外流场，一般建立球形计算域，球形域的大小应该足够大。在star-ccm+中通过representations->import 可以建立球形域，如图
考虑到整个计算模型的对称性，我们考虑一般的模型建立计算域，需要对整个模型进行布尔操作，得到一半模型。
3.1.1首先，与建立球形域一样，建立一个更大的矩形域
建立完矩形域后，删除其中的5个面，只保留一个位于对称面上的表面，如下图
3.1.2 利用对称面，剖分得到一般的计算域
首先将球面与对称面进行intersect，然后，通过右键->split interactively 将球面一半提取出来，然后删除，得到如下一半的球形域
继续按同样方法进行操作，得到最终的一半模型
3.2 包面处理
在star-ccm+中，只要设定适当的网格尺寸，即可对模型进行包面处理，在包面处理之前，需要删除模型默认的特征线，包面结束后会自动生成特征曲线。
从网格模型中选择wrapped surface,设定适当的网格尺寸，同时指定wrapped factor 则包面尺寸=网格基本尺寸*面网格尺寸*wrapped factor，也就是说，包面尺寸实际上使用了比网格尺寸更小的尺寸，这样处理是为了更好的捕捉到结构的表面特征，设置完包面参数后，就可以点击生成新的表面，该表面包含计算域的所有表面，同时，那些非表面的部分将被自动过滤掉，在包面处理中，我们希望得到的是球形域与机身之间的计算空间，所以包面选项选择的是最大内表面选项。整个包面过程步需要人工干预，在设定好的参数下会自动完成，非常便捷。
3.3表面网格生成
在包面结束之后，就可以进行表面网格划分了。在网格划分器中去掉包面选项，选择表面网格生成，然后点击生成表面网格。
3.4体网格和边界层网格生成
生成面网格后，只需要重新选择网格划分器中的体网格，边界层网格生成，其中，体网格我们选择两种方式，即多面体网格和切分体网格，这两种网格较传统的四面体网格有较少的网格数量以及较规则的网格形状，特别是切分体网格，采用六面体的网格模式。边界层网格采用面网格尺寸的25%，6层，1.5的增长因子来划分。
3.4.1 多面体网格
3.4.2 切分体网格
4：求解选项
4.1 求解模型建立
我们希望得到稳定的外流场情况，所以选择：stationary,gas,3D;由于涉及高速流，所以采用耦合求解器coupled flow,该求解器在高速强耦合流动时比分离求解器收敛性更好，求解更高效，但计算机硬件需求也更高。同时选择理想气体，湍流模型选择k-omega模型，需要说明的是star-ccm+中对该湍流模型的壁面修正默认采用的是壁面函数法。
4.2 边界条件的设定
对于球形域的边界，采用自由流模式（free stream）,选择该模式的优点是可以在不修改模型的网格等前期模型工作的基础上，通过修改流动方向，来达到研究不同攻角下的飞机的气动性能之目的，使分析过程更加高效。我们暂定攻角为零，来流方向设定为【1，0，0】，流动马赫数设为0.8.对称面直接设定为对称边界条件：symmetry plane.机身部分的壁面设置成无滑移边界条件。
4.3 初始条件
为了便于迭代求解，可以先给模型初始的速度【200，0，0】
4.4 分析参数的设定
飞机的气动性能有两个非常重要的指标：阻力系数和升力系数，在star-ccm+中的设定如下：
Reports->Front Areal->part (选择机身的部件名称)
Run report:得到机身的面积
阻力系数设定
Force coefficient cd: 给定气体密度，流速，机身面积 阻力方向【1，0，0】，部件名称
升力系数设定
Force coefficient cd: 给定气体密度，流速，机身面积 升力方向【0，0，1】，部件名称
设定完之后，软件会自动在求解中计算这些参数，可以通过打开监控来观察它们随迭代计算的数值变化。
求解控制参数设置
对于耦合求解器，为了提高收敛性，将coupled implicit: courant number设置为1，默认为5.
最大迭代步：设置为400，这个要根据迭代收敛情况来设定，一般先凭经验给定。Star-ccm+有个非常方便的方面就是，在求解过程的任一时刻，都可以停止保存文件，下次求解启动时，会在之前的求解基础上继续求解，除非在求解前先清空之前的求解数据，才能进行新的求解。
4.5 提交求解后处理
总版能否帮我把此贴删除，我重新发讲座帖。