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1、某战斗机数值模拟计算报告目录一、项目要求及条件简述31、项目要求及意义32、已知条件（包括几何条件和物理参数等）3二、计算方法41.NUMECA公司FINETM/Hexa软件包42.计算域及网格53.计算方法74.边界条件105.计算状态10三、计算结果及分析101.收敛曲线102.计算结果123.流场细节153.1 飞机表面静压云图分布153.2流场某截面流动分析16四、结论19一、项目要求及条件简述1、 项目要求及意义本计算报告阐述了尤迈克（北京）流体工程技术有限公司利用NUMECA全六面体非结构网格软件包FINETM/Hexa对某战斗机模型不同迎角条件下流场的数值模拟，并对数值模拟所得到
2、的流场进行流动机理分析，总结飞机模型在不同迎角下所表现出的相关气动特性报告中首先使用NUMECA公司网格前处理HEXPRESS/Hybrid全自动划分该飞机模型流场的混合非结构网格，然后使用FINETM/Hexa的求解器HEXSTREAM对该飞机模型0.75马赫条件下的流场进行数值模拟，求解过程中采用NUMECA公司最新的CPUBooster强化隐式加速收敛技术，整个计算过程始终以1000的超大CFL数进行求解，平均每个工况的计算时间为原来的1/6，极大了节省计算时间。并用后处理CFview对流场细节进行显示和批处理。2、 已知条件（包括几何条件和物理参数等） 该飞机模型的几何模型如图1所示：
3、模型参考面积：S=78m2拟在标准大气压下，对马赫数Ma=0.75飞行条件下的流场进行数值模拟。图2 某战斗机气动布局二、计算方法1. NUMECA公司FINETM/Hexa软件包采用NUMECA公司非结构网格数值模拟软件包FINETM/Hexa对飞机的外流场进行数值模拟，FINETM/Hexa是基于全六面体非结构网格的流体数值模拟软件包，包含网格生成器HEXPRESS/Hybrid、流场求解器HEXSTREAM和流场显示器CFView。HEXPRESS/Hybrid是一套全自动化的非结构混合网格生成软件，其采用国际上先进的八叉树网格生成技术，针对任意形状的复杂计算域快速、自动的生成包含六面体
4、单元为核心的混合网格。不同于传统网格生成器以模型表面网格为基础，再拓展至空间网格的划分方式，HEXPRESS/Hybrid采用了由空间网格到物面网格的生成技术。而对于数据不完整的CAD模型，HEXPRESS/Hybrid通过人机交互的方式自动完成模型的清理、补洞等修复。同时，由于采用了先进并行网格生成技术，使得满足工业要求的大规模网格的生成在几十分钟之内就可以实现，从而极大地缩短了工程师在模型前处理阶段（包括CAD清理、修复，网格的生成）所花费的时间。HEXSTREAM是基于全六面体非结构网格的流场求解器，可广泛用于各种低速、亚音速、跨音速和高超音速流动的模拟。它通过求解基于密度的全可压缩形式
5、三维雷诺平均NS方程来模拟流场。求解器中提供七种湍流模型，即：一方程Spalart-Allmaras模型，SARC模型，三种k-模型（包括壁面函数、低雷诺数和高雷诺数模型、M-SST）和两种k-模型等。空间离散可选用一阶、二阶精度的中心格式和迎风Roe格式，在加速收敛方面其集成了国际上最先进的控制体聚合（Control Volume Agglomeration）多重网格加速技术和强化的隐式加速收敛技术（CPUBooster），极大的提高了收敛速度。计算中还可以按照密度、速度或压力梯度准则，进行网格的自适应计算，在流场参数梯度大的区域自动加密网格，流场参数梯度小的区域自动粗化网格，从而实现对流场
6、变化的精确捕捉。CPUBooster强化隐式加速收敛技术实现了CFD领域中加速收敛技术新的突破，其科学、强健的算法使整个求解过程中均以高达1000的CFL数进行计算，原来上千步的迭代求解现在只需要几十步迭代求解就可以收敛，将计算时间缩短至原来的1/6，从而极大的缩短了数值模拟所需要的时间，将CFD技术带入到了快速求解时代。2. 计算域及网格本计算不考虑偏航。由于模型是面对称布局，可认为流动是对称的，所以只对该模型的一半流场进行计算。计算域向模型前方伸展约80倍机身长度，机尾后伸展约80倍机身长度，即计算域在气流方向的长度大约为160倍机身长度；机身上方和下方计算域各取85倍机身长度；机身侧方计
7、算域大约为60倍机身长度，计算域如图2所示。 计算网格采用HEXPRESS/Hybrid全自动生成六面体单元为核心的混合网格，流场对称面上的网格如图3所示，模型表面网格如图4所示，流场体网格总数量约为466万；图2 流场计算域图3流场对称面网格图4模型表面网格图5 Hybrid网格质量报告3. 计算方法采用FINETM/Hexa的HEXSTREAM求解器对流场进行求解，计算采用二阶中心格式，采用CPUBooster强化隐式加速收敛技术和Agglomeration控制体聚合多重网格加速收敛技术进行流场的求解，CFL数设置1000。1) 控制体聚合Agglomeration多重网格技术 FINET
8、M/Hexa除采用传统的等级（Hierarchy）多重网格加速方法外，还在商业CFD软件中首次采用了当前国际上最为先进的控制体聚合（Agglomeration）多重网格处理方法，使得FINETM/Hexa的求解速度比采用传统等级多重网格方法的求解器提高约4-8倍。在计算速度上，表现出了采用常规等级多重网格加速技术或者采用加速技术的软件或求解器所无法比拟的优势。本次计算采用了Agglomeration控制体聚合四重网格加速技术，图10为各层聚合网格的显示图，计算整个过程会按照网格由粗到细进行逐层进行，因为粗网格的数量较少，只需要很短的时间就可以完成对初始流场的预估，然后下一层网格会以上一层网格的
9、结果为初场再进行迭代求解，这样不仅保证了计算的稳定性，又提高了收敛的速度。当计算进行至最细的网格上求解时，流场解会插值给粗网格，低频误差在粗网格上被放大成高频误差而得以消除，然后将粗网格上的流场修正解传递给细网格再进行迭代求解如图6，通过这样的方式不断的对误差进行过滤消除，提高了计算速度，保证了流场的精度。图6 Agglomeration各层网格示意图图7 残差光顺的流程示意图2）、CPUBooster强化隐式加速收敛技术强化隐式加速收敛技术经过大量的基准算例证明：在保证计算精度和准度的前提下，计算仅迭代几十步就已经收敛，新算法收敛时间平均为原来的1/6。4. 边界条件对称面采用FINETM/
10、Hexa中提供的Mirror边界，其他四周采用EXT远场边界。固体边界为绝热无滑移。5. 计算状态自由来流条件：Ma=0.75 ，标准大气压101325Pa、T=293K。共计算了6个攻角条件：alpha=0、4、8、12、16、20三、计算结果及分析1. 收敛曲线对不同攻角流场的计算均得到了良好的收敛结果，图12给出了迎角为0计算状态下的残差收敛曲线和升、阻力的收敛曲线（此升力、阻力的参考坐标系为体轴系）。计算过程中CFL数始终保持1000，当迭代至75步时总体残差已经收敛至10E-6以下，升力、阻力收敛曲线基本比较平稳，整个计算已经收敛。 图8 总体残差图图9 升力收敛曲线图10 阻力收敛
11、曲线2. 计算结果1) 计算得到的模型的升力系数、阻力系数（参考坐标系为风轴系）如下表：迎角048121620Cl-0.0600.1550.3930.6340.8631.042Cd0.0280.0350.0760.1520.2620.3942) 升力系数随迎角变化的曲线图图11 升力系数随迎角变化曲线图图12 阻力系数随迎角变化曲线图图13 极曲线图由图13可知，升力系数随着迎角的增大而呈现出线性增大的趋势，在计算迎角范围内，升力系数斜率变化不大；阻力系数随着迎角的增大而呈现出增大的趋势，但阻力系数斜率也呈现出增大的趋势。下面将根据流场数值模拟的结果，对流场的细节进行分析展示。3. 流场细节
12、3.1 飞机表面静压云图分布a 背风面静压b 迎风面静压图14 20迎角下飞机表面静压分布云图通过迎角为20时飞机表面的静压云图分布可知，在飞机的头部及进气口（进气口被认为封闭）处出现了压力较大的区域。在飞机的背风面出现大面积的低压区，而在迎风面出现了较大面积的高压区，从而产生了升力。3.2 流场某截面流动分析该计算模型的升力主要由它的机翼部分提供。所以，机翼附近流场随迎角的变化情况也是最值得我们关注的。下面将从几个角度方便而直接的观察机翼及机身附近流场的流动情况：首先，在靠近机翼中间的地方沿着气流流动的方向取一具有代表意义的截面，位置如图14所示。通过对该截面上的马赫云图的分析揭示流动特征；
13、其次，通过飞机不同迎角下的空间流线图的分析，揭示了飞机背风面附件的流动机理。1） 某截面不同迎角下该流场截面马赫云图图15 流场截面示意图 a=4 a=8 a=12 a=16 a=20 图16 不同迎角下流场截面马赫云图2） 不同迎角下，飞机空间流场流线图 图17 迎角8时空间流线图图18 迎角20时空间流线图3） 小结根据不同迎角下流场截面处的马赫云图可知，在迎角较小的情况下，气流流到机翼前缘后会分成上、下两股气流分别沿机翼上、下表面流过，并在机翼后缘重新汇合向后流去。因为没有发生很明显的分离，气流的速度和静压基本上回到了机翼前缘的水平。而上翼面处的气流流动的速度明显要高于下翼面的气流流动速
14、度，根据伯努利定理可知上翼面处的压力势必要小于下翼面的压力。由图17可知，气流在8迎角下时，并未发生较明显的分离。当迎角增大到20时，通过流场截面处的马赫云图分析可知，流过机翼上表面的边界层从后缘开始出现了分离现象，而由图18可知，流经机翼上表面的气流出现了较明显的分离，分离区内产生的杂乱无序的涡流带走了翼面附近气流中的大部分动能。 四、结论通过采用NUMECA的FINETM/Hexa软件包对该模型在全攻角范围内的计算表明：FINETM/Hexa软件包可以很好的适用于此类空气动力学问题的数值模拟分析，这主要体现在：1）、集模型的清理、修复及网格划分于一体的全自动化的网格前处理Hybrid，可以根据工程师的需要，对“肮脏”的模型进行自动清理及修复，对于战斗机这种外形复杂的模型来说非常合适；而先进的并行生成网格技术，能够在非常短的时间内划分出高质量的网格，保守估计200万的网格在双核机器上仅需要半个小时就可以完成网格的生成。人工干预缩短至最小化，为对数值模拟结果的分析节省了大量的时间。3）、CPUBooster强化隐式加速收敛技术，在保证精度的前提下，可以在整个数值模拟计算过程保持1000的超大CFL进行求解，将计算所需要的时间缩短至原来的1/6，从而极大的削减了计算周期，将数值模拟效率至少提高一个量级。
