Investigación sobre el método de cálculo del ala de un UAV basado en la fórmula de cálculo del ala de Fluent naca

Zhao Honghao, Ma Chuanyan, Zhang Caiwen

(1. Escuela de Aeronáutica, Universidad de Aeronáutica y Astronáutica de Nanjing, Nanjing, Jiangsu 210016; 2. Artillería, Instituto de Investigación de Tecnología de Equipos de Defensa Aérea del Departamento de Armamento General, Beijing, Instituto de Investigación de Tecnología de Equipos de Defensa Aérea Antiaérea, Departamento de Armamento General de China, Beijing 100012)

Resumen Este artículo presenta el método de Simulación de un perfil aerodinámico utilizando el software Fluent. Universidad de Aeronáutica y Astronáutica de Nanjing, Nanjing, Jiangsu 210016)

Resumen El artículo presenta los contenidos principales de la simulación numérica de la forma del ala utilizando el software Fluent desde cuatro aspectos: modelado numérico, división de malla, solución computacional y análisis de resultados. También puso un ejemplo del importante papel de este software en el cálculo de la forma del ala de un determinado tipo de vehículo aéreo no tripulado, así como de la relación entre esta tecnología y la tecnología de prueba en túnel de viento.

Palabras clave Fluidez; simulación numérica; división de mallas; cálculo y solución; análisis de resultados Número CLC V221 Código de identificación del documento A Número de artículo 1008-1151(2008)11-0069-02

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(1) Introducción

El diseño general de una aeronave se divide en diseño conceptual, diseño preliminar y diseño detallado. diseño. El diseño general de la aeronave se divide en tres procesos: diseño conceptual, diseño preliminar y diseño detallado. El proceso de diseño preliminar consiste en refinar y optimizar la forma geométrica de la aeronave, utilizando algún software de dinámica de fluidos computacional (CFD) para realizar una simulación numérica. Los cálculos y los túneles de viento para obtener modelos y prototipos de tamaño completo desempeñan un papel importante en el diseño de aviones. Sin embargo, debido a las limitaciones de las condiciones del hardware existente y al uso extensivo de software informático, el diseño de aviones no es fácil. Sin embargo, debido a las limitaciones de nuestras condiciones de hardware y software informático existentes, todavía tenemos que diseñar modelos a través de experimentos continuos en túneles de viento para obtener datos más concluyentes, lo que aumenta enormemente los recursos humanos, materiales y financieros. ¿Cómo resolver este problema? ¿problema? Para resolver este problema, debemos partir de dos aspectos: por un lado, debemos encontrar un modelo físico razonable para el problema que más nos preocupa. Por otro lado, debemos encontrar un modelo computacional preciso, es decir, un modelo computacional preciso. cuadrícula computacional razonable utilizada para describir el modelo físico. Desde este punto de vista, la clave es cómo elegir un software razonable para la simulación numérica. Fluent es un paquete de software CFD internacionalmente popular y actualmente se usa ampliamente en el diseño de aeronaves. No solo puede predecir las características de los parámetros de vuelo en el diseño de aeronaves. Cambiando las tendencias, también puede diagnosticar y analizar problemas en el diseño de aeronaves, acortando así el ciclo de diseño de aeronaves y reduciendo efectivamente los costos de diseño. Reducir los costos de diseño. Este artículo utilizará el software Fluent para realizar un análisis de simulación numérica del perfil aerodinámico de un determinado tipo de UAV.

(3) Proceso de solución

1. Establecimiento de ecuaciones de control

El establecimiento de ecuaciones de control es la primera tarea que se debe completar antes de resolver cualquier problema. La cantidad desconocida en dinámica de fluidos computacional, en el sistema de coordenadas (x, y, z), el componente de velocidad es (u, v, w), la presión atmosférica es p, la densidad es ρ y la temperatura es T. Para fluidos no presurizables, la densidad es una cantidad conocida y solo se puede resolver usando la ecuación de momento, la ecuación de continuidad y la ecuación de estado en tres direcciones. La ecuación de impulso y la ecuación de continuidad se pueden expresar uniformemente como la forma generalizada de la ecuación de gobernanza:

?ρφ div (ρ?t

→

v φ ) = div (Γgrad φ) S (1)

se expande a:

?(ρΦ)?(ρu φ)?(ρυφ)?(ρw φ)φφ

? =?Γ ? S ?Γ? ?Γ?x ?x ?y ?z ?y ?x ?t ?y ?z ?z ?

una variable generalizada, que puede Representa u, v, w, T y otras variables de solución. Γ es el coeficiente de difusión generalizado: S es el término fuente generalizado.

Los términos de la fórmula (1) son términos transitorios, términos de convección, términos de difusión y términos fuente en orden. Para ecuaciones específicas, φ, Γ y S tienen formas específicas:

(2) Principios básicos de la dinámica de fluidos computacional y el proceso de cálculo general de Fluent

1. Principios básicos

El método discreto de la mecánica de fluidos consiste en transformar el problema en un sistema de ecuaciones algebraicas que pueden resolverse mediante computadoras, buscando así soluciones numéricas aproximadas a las cantidades físicas (parámetros de flujo) en puntos discretos del campo de flujo. . Solución numérica.

2. Proceso de cálculo general

El proceso general de Fluent se muestra en la siguiente figura:

Combinando las variables causales

en la ecuación, al escribir los términos variables en el tiempo, de convección y de difusión en forma estándar, y luego definir las ecuaciones restantes en el lado derecho de las ecuaciones como términos fuente y convertirlas en ecuaciones diferenciales generalizadas, todas las ecuaciones gobernantes pueden ser tratados matemáticamente apropiadamente. Ecuaciones diferenciales generalizadas, solo necesitamos considerar la solución numérica de la ecuación diferencial generalizada (1) y escribir un programa fuente para resolver la ecuación (1), que es suficiente para resolver diferentes tipos de problemas de flujo de fluidos y transferencia de calor. Para diferentes φ, se puede resolver llamando repetidamente al programa siempre que se proporcionen las expresiones apropiadas para Γ y S junto con las condiciones iniciales y de contorno apropiadas.

2. Método de solución

Fecha de recepción 2008-07-29

Sobre el autor Zhao Honghao (1980-), hombre (manchú), de Zunhua, Hebei, estudiante de maestría en la Escuela de Aeronáutica y Astronáutica de la Universidad de Aeronáutica y Astronáutica de Nanjing, cuya dirección de investigación es el diseño de aeronaves; Ma Chuanyan (1972-), hombre, de Anqing, provincia de Anhui, cuya dirección de investigación es el diseño de aeronaves; -), hombre, de Anqing, provincia de Anhui, ingeniero en el Instituto de Investigación de Tecnología de Equipos de Artillería Antiaérea y Defensa Aérea del Departamento de Armamento General, la dirección de investigación es diseño de aviones Zhang Caiwen (1966-), hombre, de Nanjing, Jiangsu; Provincia, subdirector del Instituto de Investigación de Vehículos Aéreos No Tripulados de la Universidad de Aeronáutica y Astronáutica de Nanjing Long, la dirección de la investigación es el diseño general de los aviones.

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Las ecuaciones anteriores se resuelven utilizando el método discreto. Este artículo adopta la fórmula de segundo orden contra el viento para el término de convección.

El proceso de cálculo es el siguiente:

p>

Ángulo de elevación (grados)

9° 7° 5° 3° 1° 0° -2°

-4° -6° -7°

Coeficiente de sustentación (Cl) 1.1579e 00 9.7433e-01

7.6158e-01 5.3755e-01 3.1093e-01 1.9659 e-01 -3.0399e-02

-2.5391e-01 -4.7058e-01 -5.7540e-01

Coeficiente de arrastre (Cd) 5.2242e-03

3.2343e-03 1.6402e-03 7.6930e- 04 3.3006e-04 2.3602e-04 3.2140e-04 9.2857e-04 2.1629e-03 3.0927e-03

Figura 1 Diagrama esquemático de estacionamiento a barlovento

En la figura, φw = 1.5φW ?0.5φWW , φe =1.5φP ?0.5φW , la diferencia central todavía se usa para el término de difusión, y finalmente obtenemos:

a P φP =a W φW a WW φWW a E φE a EE φEE

p>

Durante el proceso de solución, debido a la representación implícita de la presión, el algoritmo SIMPLE también necesita para ser utilizado para la corrección de presión. Los pasos específicos son:

(1) Suponer el campo de velocidad y el campo de presión iniciales; (2) Calcular los coeficientes de la ecuación de momento con base en los supuestos (3) Resolver la ecuación de momento; >

(4) Resuelva la ecuación de corrección de presión de acuerdo con la velocidad en el paso 3;

(5) Corrija la velocidad y la presión de acuerdo con los resultados del paso 4 y continúe regresando al paso 2 hasta se cumple el criterio de iteración.

3. División de malla y configuración de condiciones de contorno (1) División de malla

Este artículo utiliza Gridgen en el paquete de software Fluent para generar la malla del ala y configurar el ala del UAV. siguiente mallado:

(1) Leer los datos de la geometría del ala y establecer los parámetros relevantes de Gridgen (2) Establecer el conector de límite del campo de flujo 3) Generar el dominio;

4 ) Generar bloques; 5) Establecer condiciones de contorno y salida.

A través de los pasos anteriores, se obtiene el siguiente diagrama de cuadrícula en gridgen:

De acuerdo con los datos de la tabla anterior, el coeficiente de sustentación y el diagrama de ángulo de ataque y la curva de coordenadas polares de Se obtienen el ala.

De acuerdo con los datos de la tabla anterior, se puede obtener el gráfico de la curva y la curva de coordenadas polares del coeficiente de sustentación del perfil aerodinámico que cambia con el ángulo de ataque. Además, la distribución del coeficiente de presión a lo largo del perfil aerodinámico se puede obtener directamente del software fluido; aquí solo se proporciona la distribución de presión a 5 grados. La distribución de presión en el perfil aerodinámico comienza a dispersarse a 10 grados, lo que demuestra que la pérdida comienza en este ángulo. .

Figura 3 Distribución de presión en la superficie del ala cuando el ángulo de ataque es de 5 grados Figura 4 Distribución de presión en la superficie del ala cuando el ángulo de ataque es de 10 grados

Datos de prueba del ala en el ensayo en túnel de viento:

Figura 5 Curva de coordenadas polares del ala en ensayo en túnel de viento Figura 6 Curva Cl-α del ala en ensayo en túnel de viento

2. Resultados del análisis

Resultados del análisis: datos obtenidos mediante fluent Los datos obtenidos mediante fluent muestran que cuando el ángulo de ataque del ala alcanza los 10 grados, los parámetros de la ecuación de continuidad y el coeficiente de resistencia aerodinámica no pueden seguir convergiendo. por lo tanto, los puntos de valor calculados están sujetos a ciertas restricciones y se produce el fenómeno de pérdida, y los valores calculados son bastante diferentes de los parámetros de prueba, pero son básicamente consistentes con los resultados de la prueba sin pérdida y la tendencia cambiante de elevación con resistencia. también está cerca de la curva extrema obtenida de la prueba.

(5) Conclusión

Figura 2 Malla aerodinámica generada por Gridgen

(2) Establecer condiciones de contorno

Límite de salida de presión Las condiciones requieren que se establezca la presión hidrostática en el límite de salida. Los valores de presión estática se establecen para flujo subsónico. En este artículo, la velocidad de entrada se establece en 50 m/s antes del cálculo. La condición de límite de entrada de velocidad se utiliza para definir la velocidad del flujo y otras variables de flujo escalares relacionadas en la entrada del flujo. El ajuste de entrada de velocidad es adecuado para fluidos incompresibles. Dado que los números de Mach de entrada involucrados en este artículo son bajos, podemos suponer que el fluido es incompresible. La condición de la superficie objetivo es la superficie exterior del ala.

En resumen, Fluent puede calcular todos los datos del ala sin entrar en pérdida, pero para condiciones de pérdida, los cálculos de Fluent no son lo suficientemente precisos. Debido a que Gridgen se utiliza para combinar objetos computacionales, el proceso de computación con Fluent es simple y fácil de implementar. Si elegimos un modelo más apropiado y organizamos una red informática razonable, podemos aprovechar al máximo los recursos existentes y obtener los resultados más confiables. Cómo lograr los mejores resultados, todavía no existe una solución mejor y la esperaremos. el futuro.

Referencias

[1] Chen Zaixin, et al. Aerodinámica [M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1993: Aviation Industry Press, 1993. [2] Yan Hengyuan .Aircraft características aerodinámicas y cálculos de ingeniería [M]. Xi'an: Northwestern Polytechnical University Press, 1990. [3]

Efectos de formato y cuadrícula en cálculos CFD de flujo de calor[J].

[4] FLUNET INCORPORATED: GAMBIT 1 TUTO-RIAL

GUÍA[M].FLUNET INCORPORATED, mayo de 1998.

(4) Resultados del cálculo y análisis

1. Resultados del cálculo

Los coeficientes de sustentación y resistencia en cada ángulo de ataque son calculados por Fluent, como se muestra en la tabla a continuación:

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