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CFD概况及在飞机设计中的应用实例CFD概况 CFD(计算流体力学)方法是计算机辅助空气动力设计（CAAD）的核心，计算机性能的不断提高为CFD进行复杂流场的数值模拟提供了广阔的前景，CFD在飞机气动设计中的应用日益扩大。 据国外报道，20世纪80年代初，在飞机设计中已有30%50%的气动力数据由计算机模拟提供，特别是在初步设计阶段，在某些飞机数值计算上已成为主要方法，风洞试验仅作为校核手段。 20多年来，基于CFD方法的实用程序已经发展了不少，它们大多是公司的保密财富。它们能分别求解无粘流线性方程、跨音速小扰动速势方程、全速势方程、Euler方程、雷诺平均N-S方程和粘性附面层方程等。根据绕流物体形状的复杂程度不同和分析设计的目的不同，国外已有许多种程序软件，如NASA的PLOT2D、GAS(Graphical Animation System)、Surf(Surface modeler)等。近年来又出现了多种类型的可视化软件，如AVS(Application Visualization System)、Wave Front、STAR-CD、 PHOENICS、 CFX、FLUENT等，都具有很强的功能，它们是飞机设计中不可缺少的工具。CFD方法的实际应用，大大减少了风洞的负担，缩短了设计周期，节省了成本，确保了飞机性能。据国外资料报道，美国F-16飞机在20世纪70年代设计时，采用的是风洞试验验证，在19711982年期间，风洞试验时间用了12000h，而在前掠翼飞机X-29的设计时，采用了CFD方法，仅需160h的跨音速和超音速风洞试验验证；湾流（Gulfstream）支线飞机的跨音速机翼设计采用CFD方法，节省了400万美元的设计费用。到20世纪80年代末，波音公司声称CFD技术可以使试验模型吹风时数减少80%左右，据美国航空航天局兰利中心估计，一个主要飞机型号设计的常规风洞试验验证费用需要1500万3000万美元。可见，CFD方法的采用将节省一大笔经费。 由于计算方法的发展和采用了美国、日本的超级计算机，欧洲在飞行器研制与发展中能广泛采用CFD方法。实际上，所有欧洲的新飞机设计都已采用了CFD工具，以便改进设计和引入新的概念，例如，跨音速外形、高升力装置和可控涡流动。 日本以设计空间运输飞行器（OREX、HOPE和航天飞机）为目标，发展CFD软件。他们的N-S方程计算程序已可精确计算迎角在50以下时的纵、横向气动力系数以及传热分布。日本国家实验室正在建一座数值风洞，具有高速大存储量的设备和后置处理软、硬件，以便分析大量计算所得数据。 我国对CFD的研究起步稍晚，又由于计算机能力的限制，发展和使用复杂程序的困难较多。但是，国内已经开发出各种实用程序，如中国空气动力研究与发展中心开发的亚跨超CFD软件平台等，可以集成到各种气动分析和设计系统中。 本文给出几个飞机型号应用的例子，以体现CFD在飞机设计中的重要作用。 1.CFD在HIMIT高机动验证机设计中的应用 HIMIT是美国NASA验证战斗机高机动技术的一个研究项目，1975年由罗克韦尔公司负责研制，1979年验证机开始试飞。为满足该机跨音速机动要求，在M0.9、Cy1.0时，诱导阻力要达到理论最低值，因此要求机翼设计尽量减少激波损失，展向载荷有最佳分布，自配平以消除设计状态的配平阻力。在设计中，用CFD方法进行了多种方案的比较，重点是对机动状态分析，选出合理方案，收到了良好的效果。通过计算发现，HIMIT高机动验证机的W7方案其机翼*近后缘处有一强激波（后来风洞试验也证实了这一点），这对减少激波损失非常不利，后通过调整方案解决了这一问题。 2.CFD在狮（LAVI）战斗机设计中的应用 狮战斗机是以色列研制的一种轻型战斗机，以对地攻击为主要任务，兼顾对空作战。它于1979年末开始研制，1986年底首飞，其设计特点是采用近距鸭面布局。在狮战斗机设计中，用CFD的FLO22IAI程序对前缘襟翼进行了优化设计，通过计算对前缘襟翼进行了修形，主要是增大前缘半径和前缘弯度以及改变厚度分布，这样可以推迟前缘分离，改善大迎角的机翼气动性能。在鸭面的优化设计中，用CFD的跨音速小扰动MODCOM1程序进行了计算，将鸭面的对称翼型改为弯扭设计，进一步提高其机动性。 3.CFD在F-22战斗机设计中的应用 F-22战斗机是美国空军目前最新的先进战术战斗机（ATF）,具有超音速巡航能力、高机动性、长航程和隐身性能。 在F-22飞机的气动载荷计算中，采用了CFD的TEAM程序，在生产型F-22飞机的风洞试验之前，用TEAM对全机气动载荷进行初步设计，加快了进度。在双座F-22飞机的设计中，利用TEAM计算出的单座和双座飞机载荷的差值修正单座的试验数据，得出双座的气动载荷。 用CFD的QUADPAN程序对F-22的外挂影响进行计算分析，在风洞试验前用它对F-22副油箱方案进行过详细的分析和优化，对副油箱的安装角和挂架的安装斜角(八字角)进行了大量计算，QUADPAN预测出最佳角度，以此为参考确定风洞试验的角度变化范围。实际应用表明，QUADPAN的预测有相当大的准确性。此外，还利用QUADPAN对风洞模型支架对力、力矩和局部流场的影响进行了分析。 由于在风洞中很难测出IRST（红外搜索传感器）附近流场，因此采用了CFD的PAR3D和SIMP软件计算分析不同位置的流场对IRST工作的影响，以找出合理的安装位置。此外，还用N-S方程计算F-22前机身流场，以确定大气数据探头的可能位置，这种分析包括侧滑的影响。 风洞试验表明，前机身外形从原型机到F-22飞机的变化使得F-22飞机进气道的性能下降。为此，用N-S方程计算前机身流场，发现F-22飞机机头边棱产生更大的旋涡进入隔道而溢流于进气口内，按照计算分析的结果修正隔道的外形，使F-22飞机的进气道性能比其原型机更好。 发动机进气道管道必须能承受发动机喘振引起的锤激波压力，锤激波在管道内的生成和发展很难在风洞中测出，而CFD的TEAM程序可以准确计算激波的位置和运动，因此，设计者们利用TEAM计算出锤激波峰值和压力随时间的变化曲线分别用于管道强度设计和管道结构的动态分析。 另外，在机身表面上有进气道旁路排气百叶窗，由于百叶窗在风洞模型上不能准确地模拟，因此，很难通过风洞试验测出百叶窗排气时的载荷，而这是确定作动筒载荷和支持结构强度所必须的。为此，在设计中利用风洞试验得出的边界条件，用TEAM程序很快算出载荷数据，解决了这个在风洞实验中很难解决的问题。 为减少外挂投弹投放试验的工作量，用CFD方法计算飞机周围的流场和单独外挂的气动特性，将CFD计算的数据与风洞试验的数据结合起来进行外挂弹射和分离的数值模拟，这样仅需要对发现的关键情况进行风洞试验的验证，大大节省了试验的工作量和经费。 4.CFD在波音737-300飞机设计中的应用 在20世纪70年代中期，波音公司成功开发出了可以处理紧贴机翼安装的发动机短舱绕流计算的CFD软件，用它并结合风洞试验得出了允许发动机短舱非常*近机翼安装的若干气动力准则，在波音737-300飞机设计中获得成功应用。 5.CFD在A320飞机设计中的应用 A320飞机的机翼是RAE公司负责设计的，1977年，RAE有了著名的CFD的Garabedian&Korn(VGK)程序，将改进的无粘全速势方法与迭代的附面层解结合起来可给出非常精确的预计，从而大大减少了对二维翼剖面试验的需求，可以用计算机计算和迅速评价具有多种形式的压力分布。在此基础上发展了具有低阻和良好抖振性能的W6机翼翼型，后来W6机翼成为A320飞机的机翼。 6.CFD在F-14D飞机设计中的应用 F-14D换装发动机后，需要改变喷管出口处的外形以及发动机罩的整流部分和后机身复合区域的外形。改装后，在试验中曾进行后体上毛条流谱观察，在后面跟踪的飞机上拍摄的照片表明，在M=0.95时，后机身双垂尾间的区域内流动有问题，并且初次试飞时发现，在低空跨音速加速时出现抖振，这在事先的风洞试验中没有发现这一问题。通过一系列试飞的诊断和修改后，还是不能解决问题，由于经费和时间的限制，没有条件再用飞行试验来了解抖振机理的详情，只得求助于CFD，希望它能诊断出在外形修改后是否出现了强激波，还希望它能评价和筛选出修改方案，以便进行少量的试飞，确认修改方案。 设计者们先采用跨音速小扰动方程求解，得到了有益的信息，显示出在该发动机上方和双垂尾之间的区域有强激波，当喷管后移或后机身上表面的减速板偏转10时，激波便会消失。这些外形改变，在后来的试飞中确实显示能减轻抖振。但由于小扰动方程对外形模拟不够精确，又没有考虑粘性，得到的信息还不够。为了得到垂尾间更精确的流动图画，进一步采用了N-S方程求解，但不是求解全机的流场，而是略去了机翼，求解整个后机身和尾翼的局部流场，结果找到了问题的关键。计算表明，改装前的F-14A在该区域的流动有膨胀，改装后的F-14D在超音速区的范围和强度都增加了，但在两个方向舵对称向内偏转后，流动膨胀区域可以减小。这样，CFD计算指出了用舵偏转改善性能的可行性。随后的试飞，确认了这一估计。于是，在该飞行状态下，采用两个方向舵对称向内偏转的方案解决了这一抖振问题。 7.CFD在X-29飞机设计中的应用 X-29飞机大迎角飞行试验证实：在迎角超过45时，方向舵失效，因此，设计者们决定采取在机头侧向喷气，使之产生大的偏航力矩，以便提高大迎角下横向操纵能力