虚拟飞行器风洞的研究与实现.doc

系统仿真学报journal of system simulation第 21 卷第 14 期2009 年 7 月vol. 21 no. 14jul., 2009虚拟飞行器风洞的研究与实现刘铁中 1,2，李强 2，李周复 2(1.北京航空航天大学，北京 100083; 2.中国航空工业空气动力研究院，哈尔滨 150001)摘 要：虚拟飞行器风洞是虚拟现实技术和 cfd 技术在飞行器设计和改型中的应用。阐明了虚拟风洞的组成和实现的基本流程，在求解雷诺平均三维不可压 navier-stokes 方程的基础上，采用 有限体积法对其进行离散，并运用比较成熟的 simple 算法进行求解，在 wtk 平台上针对某模 型进行仿真计算，而后进行了试验验证。对比分析模拟结果与试验结果，表明采用这种方法与传统 的风洞试验相比，能够交互式地从各个不同的方位更形象更直观地观察飞行器外流场的流态，同时 也证明虚拟风洞的计算是真实可信的。关键词：虚拟风洞；有限体积法；simple 算法；三维交互中图分类号：v211.74文献标识码：a文章编号：1004-731x (2009) 14-4397-03research and implementation on virtual aircraft wind tunnelliu tie-zhong1,2, li qiang2, li zhou-fu2(1. beijing university of post and telecommunication, beijing 100083, china;2. chinese aerodynamics research institute of aeronautics, harbin 150001, china)abstract: virtual wind tunnel is the application of virtual reality and cfd technology in air plane design. virtual windtunnel composition and realization work process were represented. based on the solution by cfd technique for the reynolds averaged incompressible navier-strokes equation of 3d turbulence flow, using finite-volume method for discrete equation, it was solved by simple algorithm. one model was emulated on the wtk platform, and the results were proved by wind tunnel tests. compared with simulation result and test result, it proved that external flow field pattern of one aircraft could be observed directly from each different direction by using the calculation of virtual wind tunnel. the result also proves that the calculation results of virtual aircraft wind tunnel are credible.key words: virtual wind tunnel; finite-volume method; simple algorithm; 3d interaction引言在飞行器的设计和改型中，风洞试验是必不可少的。传 统的风洞试验需要采用实物模型，即费时又昂贵；由于模型 通常比实物小，这就使得实验存在一定的误差。如何减少风 洞试验次数，提高飞行器设计效率，直是飞行器设计及空 气动力学领域研究的重点。随着计算机软硬件的迅猛发展以及计算流体动力学(cfd) 的日趋成熟，使得在计算机上建立风洞模型成为可能。近年 来，由于计算机图形学理论的发展以及高档图形设备的出 现，使人们对计算结果的可视化又提出了新的要求。20 世 纪 90 年代初，vr 技术的兴起使计算流体动力学技术上了一 个新的台阶。所谓虚拟风洞，就是利用虚拟现实技术，在计 算机上建立一个基于虚拟环境、集 cfd 计算、可视化以及 三维交互等功能于一体的风洞模型1-4。这样，就可以在计 算流体动力学(cfd)理论计算分析的基础上，模拟飞行器模 型在风洞中的实际情况。采用这种方法，能够显著地节省试 验费用，大大缩短设计周期，并提高设计的可靠性。1虚拟飞行器风洞的基本组成虚拟风洞是在数值风洞研究的基础上，将飞行器虚拟原 型和数值风洞的计算结果有机地结合在一起，在桌面 vr 环 境下建立虚拟飞行器风洞。虚拟飞行器风洞的硬件除了常规 的计算机和外设外，主要添加的设备是 3d 图形加速卡、红 外发生器和立体眼镜等。虚拟飞行器风洞的支撑平台是 worldtoolkit，简称 wtk。wtk 的一个重要特征是硬件无 关性，它可以在一系列图形平台上运行，这意味着开发工作 可以在低成本的平台上进行，然后将软件移动到特定的较高 性能的目标机上，使用何种主平台由应用需求决定。这也使 虚拟飞行器风洞在 pc 机上实现成为可能。虚拟飞行器风洞 系统包括模型建立、外流场的数值计算结果可视化、虚拟场 景生成以及三维交互等三部分，其系统结构如图 1 所示。收稿日期：2008-04-21修回日期：2008-10-11作者简介：刘铁中(1962-), 男, 哈尔滨人, 硕士, 研究员, 研究方向为飞行器设计及风洞试验；李强(1979-), 男, 哈尔滨人, 硕士, 研究方向为风 洞试验设备设计与制造。 4397 图 1 虚拟飞行器风洞的系统结构风洞 模型数值 风 洞可视 化处 理虚拟 场景生 成视点控制器鼠标红外发射器双眼视差图形飞 行器模 型真 实 感处 理立体眼镜2虚拟飞行器风洞的实现在基于计算机桌面虚拟现实环境下，建立的虚拟风洞系 统采用鼠标控制模型及流场的位置、采用键盘控制人的双眼 视距以保证结果图像的匹配，利用立体视觉模型创造一个深 度幻景。虚拟飞行器风洞的实现可分为以下几步。2.1 系统建模系统建模是对研究的对象建立起一个数学模型，其中包 括风洞的吹风模型以及风洞中飞行器的模型(几何外形)。本 文在 proe 软件中建立简化的飞行器三维几何模型。并在 wtk 软件中对几何模型进行真实感处理(定义模型表面纹 理、材质、光源等)。风洞的吹风模型为：假设飞行器以不 同攻角在空气中作匀速直线运动，此时，飞行器与空气的相 对速度为飞行器的飞行速度。这里采用两类边界条件：一类是已知边界值的边界条 件；第二类是已知边界一阶导数值的边界条件。如：进口边 界取在飞行器前端足够远的地方，在此边界上，各速度分量 取来流值，出口边界取在离飞行器后端足够远的地方，在此 边界上，所有相关变量沿着流向的导数为零；飞行器表面边 界满足无滑移条件；另外，取压力对飞行器表面法向的导数 为零作为辅助边界条件，对称面上的边界条件取垂直于对称 面的速度分量和与对称面相邻面上的导数值为零，侧面和顶 面边界条件取为所有相关变量对飞行器表面法向的导数为 零。2.2 网格生成对于由 cad 数据完全确定的任意表面而言，在保持其 形状不变的前提下，改变表面点的分布来产生符合 cfd 要 求的表面数据模型。在虚拟环境的建模器中将 cad 的实体 模型离散成光滑连接的三角形面片来表示物体的表面形状 时，已很好地控制了实体模型与离散模型的误差，表面平坦 处三角面的尺寸较大，面片数量较少；表面曲率变化大处三 角面的尺寸小，三角面片的数量多。但离散网格与 cfd 计 算网格的要求还存在一定的差距，网格尺寸过大，不利于数 值求解的稳定性。为此，将该离散网格作为初始的背景网格， 对其进行细化处理。2.3 飞行器绕流场的数值模拟1) 控制方程控制方程为雷诺平均的三维不可压 navier-stokes 方程， 其一般形式5为： w wu 0 0 0 ， r = xx ， s = xy ， t = xz 。= h wvxyyyyz w2 + p xz yz zz 2) 有限体积法采用有限体积法对控制方程进行离散，式(1)中有三部 分：时间项、对流项、扩散项。在三棱柱网格中节点数大约 是单元数的一半。故在本文中使用基于顶点的离散方法。(1) 时间项离散。对定常流的时间项采用简单的前差分。在某一控制定点 n 的控制体积为 n 上对时间项积分：0u d =(u n u n )d = n (unn u 0 )(2)nnttt(2) 对流项离散。根据高斯散度定律，可将式(1)中包含的空间求导的体积分转换为表面积分，单独考虑对流项，有：f + g + h d = ( xyz ) (fn + gn + hnz )dsxynn其离散形式为(fsx + gs y + hsz ) f(3)f式中， f 求和为包含节点 n 的对偶控制体的边界对偶表面，节点 n 的对偶控制体如图 2 所示。sx ，s y ，sz 是面 f 在 x，y，z 方向的面积投影。方程(3)的求和也可用基于边的方法来计算，得：f + g + h d =)(fs + gs + hs(4)(z )exyxyzne式中，e 是围绕这个节点所有的边； s ， s ， s是每个边x y z相关的对偶面的面积在 x，y，z 方向的面积投影。边的对偶面的定义如图 3 所示。4j651f54e7f3c21e233j图 2节点 n 的对偶控制图 3边的对偶面定义(3) 扩散项离散。与对流项离散的原理相同，可得扩散项的离散公式：r + s + t d =) (rs + ss + ts(5)(z )exyx y zneuuu在 r，s，t 中典型的导数是 ()e 、 ()e 、 ()e 。导xyz数的计算可采用两种方法：一是直接计算一条边的两个节点上的导数，然后在这条边的中点平均；二是直接在边上求导。u d + ( f + g + h )d = ( r + s + t )d 前者不能消除数值计算中的频率奇偶振荡。因此，使用高斯通量定理得：(1) tx y zx y z uvvu u 1 u 1 1 2d =unx ds =(usx ) f(6)=其中：u = u ， f = u + p ， g = ， x e e xeeeef v v2 + p uvuw这里求和是指围绕着这条边的对偶控制体的所有表面。围绕着横向边和垂直边的对偶控制体如图 4 和图 5 所示。 4398 wvwf1e1 2第 21 卷第 14 期2009 年 7 月vol. 21 no. 14jul., 2009刘铁中，等：虚拟飞行器风洞的研究与实现sjigessj+1isj-1mj+1jj+1eej-1vjivj+1jvj-1mj-1校验图 4 横向边 ij 的控制体图 5 垂直边 ij 的控制体综上所述，式(1)可离散为n (u u 0 ) +(fs + gs + hs ) =(rs + ss + ts ) (7)ennxyz exyz ete好2.4 simple 算法针对离散式(7)，采用比较成熟的 simple 算法6 (semi- implicit method forpressure-linked equations-解压力耦合方 程的半隐式方法)进行求解，其程序框图如下：图 7软件设计框图(a) =2(b) =14图 8 某模型在虚拟风洞中不同攻角的局部流线左右眼图像收敛否3虚拟风洞的流场分布与试验3.1 风洞试验为了检验虚拟风洞的正确性，对某模型进行了风洞试 验，并采用激光片光技术对图 8 所显示的部位进行了流动显 示试验，气流变化如图 9 所示。比较图 8 和图 9 可知，试验 结果与虚拟风洞的模拟结果基本吻合。图 6 simple 算法2.5 三维流场的可视化虚拟风洞采用各种可视化技术来观察流体的矢量场，这 里即速度场。这里用四面体来表示每个网格节点的三维速度 矢量的大小和方向，然后将四面体的数据按照虚拟环境的支撑 平台 wtk 的数据结构写入文件，同时对其进行真实感处理。1) 虚拟风洞的建立 将飞行器模型数据文件与数据场的可视化数据文件有机地连接在一起生成虚拟风洞的数据场。通过 visual c+编程调用 wtk 的函数完成双眼视差图形的生成；通过红外发 射器与立体眼镜的合成得到三维立体视觉的风洞模型；通过 鼠标和键盘来控制风洞模型的观点和位量。2) 软件的开发与应用 虚拟飞行器风洞系统的软件开发采用了面向对象的程序设计方法，使用 visual c+集成开发环境与虚拟现实的支 撑平台 wtk 函数库相连接，建立了虚拟飞行器风洞，其软 件设计框图如图 7 所示。在所开发的软件基础上针对某风洞及某模型在不同攻 角时的状态进行了绕流的数值计算。图 8 给出了某模型在某 虚拟风洞中的不同攻角 的局部流线左右眼图像，图 8a 是 =2时的图像，图 8b 是 =14时的图像。图 9 激光片光流动显示试验3.2 升力系数、阻力系数的计算值与试验值对比分析图 10 给出了上述飞行器模型升力系数、阻力系数随攻 角变化的计算值与试验值对比曲线。由图可知，阻力系数的 计算结果与试验结果的误差很小，曲线基本吻合，最大误差 发生在攻角为 6，误差值 0.00436，可完全满足工程实际的 需要；升力系数误差较大，其原因是计算模型中没有腹撑支 座，而模型风洞试验中存在腹撑支座，由于腹撑支座存在引 起绕流变化造成了升力系数的升高。（下转第 4442 页） 4399 是输出p,u,v,w估计压力场p求解动量方程得u ,v ,w解压力修正方程pp =p +p利用速度修正公式求u,v,w计算动量方程和连续方程的残差否确定飞行器外形cad几何模型vr的几何模型空气动力学计算三棱柱半结构网格混合松弛迭代法 求解n-s方程真实感处理数值飞行器模型试验数值风洞虚拟风洞修改飞行器布局 不好空气动力学性能intelligent monitoring and diagnosing of manufacturing system c/ proceedings of the 6th international conference on frontiers of design and manufacturing. monmouth, usa: science press usa inc,2004: 650-652.姜不居. 熔模精密铸造m. 北京: 机械工业出版社, 2004: 1-4. 倪峰, 左丽娟, 倪天倪. 一种基于 multi-agent 的实时监控系统的 设计和实现j. 计算机应用研究, 2002, (5): 70-75.宋晓军. 基于 mas 结构的远程分布式故障诊断系统中 agent 间通 信机理研究与仿真d. 长沙: 国防科学技术大学, 2003.赵怀慈, 黄莎白, 张霞. 基于 multi-agent 的消息通信机制及其实现 框架j. 系统仿真学报, 2003, 15(17): 1554-1560.魏晓斌, rainer unland, boris bacmendo. 一个基于 xml 的 agent通信框架j. 计算机应用研究, 2001, (10): 108-112.mark birbect. xml 高级编程m. 裴剑锋, 高伟, 徐继伟译. 北京:北京机械工业出版社, 2002.韩静. 用 winsock 控件实现点对点通信j. 安徽工业大学学报,2004, 21(1): 57-59.chen jason jen-yen, su shih-wei. agent gateway: a communication tool for multi-agent systems j. information science (s0020-0255),2003, 150(3): 153-164.何炎祥, 陈莘萌. agent 和多 agent 系统的设计与应用m. 武汉:武汉大学出版社, 2001: 3-10.品质量管理集成系统的框架，从一个全新的角度探讨叶片铸造过程运行管理的关键技术问题。研究了 agent 之间的通讯及其实现技术。从 agent 之间 的基本通讯行为出发，研究了 agent 之间的通讯机制、通讯 协议及其形式化，结合工程建立了叶片智能监控系统的通讯 模型，并进一步建立了基于 xml 的 mas 通讯其软件实现 方法。基于以上研究成果，以铸造过程智能监控系统为例，形 成一个较为完整的理论和实践相结合的体系，为改善叶片质 量提供了有效的指导方法。参考文献:678910111刘其斌, 李绍杰. 航空发动机叶片铸造缺陷激光熔覆修复的研究j. 金属热处理, 2006, 31(3): 52-55.王春侠, 赵保军, 汪苏. 基于 ugnx 的航空发动机叶片造型方法研 究j. 机床与液压, 2005, (12): 27-29.梁海奇, 莫蓉, 王增强, 等. 航空发动机涡轮叶片敏捷化设计与制 造技术j. 航空计算技术, 2000, 30(3): 48-50.刘金琨, 尔联洁. 多智能体技术应用综述j. 控制与决策, 2001,16(2): 133-139.1221331445lu baochun, xu yongxin, sun yu. research onself-adaptive(上接第 4399 页)0.80.60.40.20.0风洞能更直观、更形象地动态观察飞行器不同方位的速度矢量分布情况，通过视点的控制，用户可以从任意位置、任意 方向及视图观察虚拟风洞中出现的各种现象, 允许用户在 虚拟风洞的场景中“漫游”，仿真模拟结果也为风洞试验和相 关设备的研发提供了可靠的参考。虚拟飞行器风洞的研发为 飞行器设计及飞行器空气动力学的研究提供了一种切实可 行的方法，这种将地面风洞试验测量和虚拟风洞数值模拟相 结合的方法在空气动力学领域将是一条很有潜力的途径。 参考文献:-0.2-4 -2 0 2 4 6 8 10 12 14 16angle of attack(a) 阻力系数计算值与试验值对比曲线1bryson s, levit c. the virtual wind tunnel: an environment for the exploration of three dimensional unsteady flows c/ proc, ieee visualization91