CFD软件在飞机设计中应用越来越多，在有限的硬件资源下，如何获可用的计算结果需要对模型的选择以及网格的布置进行全面的考虑。本文针对飞机气动力的模拟，选择合理的模型并采用ICEM-CFD生成的六面体网格，最后对CFX-5.6的计算结果进行了分析比较，并与试验进行了比较，验证了计算结果。
1. 引言
随着计算机技术的发展和CFD计算软件能力的提高，CFD软件在飞机设计中的应用越来越广。目前CFD软件在计算在飞机设计中使用CFD软件不仅可以预言飞行参数的特征的变化趋势，而且对飞机设计中出现的问题进行诊断分析,从而减少飞机的设计周期, 同时还可以降低设计费用。
但是在我们现有的硬件条件设计的限制，对于一套全机全模六面体网格的要准确的流场模拟已经很难实现，更不用说采用非结构网格进行模拟。所以在有限的计算机资源状态下，如何采用有效的方法进行准确可靠的流场模拟是我们经常遇到的问题。
解决这个问题要从两方面着手，一方面是要找到我们最关心的问题的合理的物理模型，另一方面是要找到准确的计算模型,也就是描述物理模型合理的计算网格。
2. 物理模型的选用
计算模型的选用直接关系到计算网格的数量，根据不同的需要，可以对不同的部件组合进行分析计算。如果需要对机翼的气动特性进行研究，可以只对翼身组合体模型进行研究；对于只关心飞机尾部的流场分布，可以只对带尾翼的模型进行研究；对于只要关心在侧滑状态时的垂尾上受到的侧向力，可以只采用有尾翼的全机模型进行流场模拟；对于计算的数学模型完全对称的，可以近似的采用半模模型进行计算。针对如图1所示的飞机的数学模型，可以根据不同的研究需要，将其分别组合成如图2、3、4等不同的部件组合，用网格生成软件生成相应的计算模型，进行计算研究。
图1 全机全模模型
图2 机翼+机身+吊挂+发房半模模型
图3 机身+吊挂+发房+垂尾+安定面+升降舵半模模型
图4 机身+吊挂+发房+尾翼全模模型
但是，如果研究各个部件流场之间气流的相互干扰，而又没有可靠的经验来对分部件的计算结果进行修正，这就需要的对所关心的部件和对其有影响的部件都列入计算的数学模型进行研究。
3. 计算模型
计算模型的控制主要在于计算网格的控制，对于飞机流场的模拟, 需要对网格的布局上要有细致地考虑。作为一个CFD工程师不仅要准确描述模拟对象的几何特征，使网格满足软件基本计算要求，还要对网格的整体布局有所把握。对于飞机来讲，如果我们关心的机翼上的压力分布，在对机翼上的流场分布具有一定了解程度上，我们可以对机翼外的流场分布布以一定分规律的网格，比如低速飞行状态下机翼的附面层厚度的描述,在贴近飞机机翼表面比较密的网格,而在离开机翼表面距离比较远的位置布置比较疏的网格；在高速飞行状态下，机翼表面网格的布局就要考虑到如何布局能够比较准确地捕捉到激波, 在激波可能产生的区域内尽可能采用相对比较密的网格，这些位置的网格布局都对机翼上的产生的升力和阻力的计算结果有很大的影响，除此之外，在整个流场中,对于流场变化剧烈的区域要用比较密的网格来描述，而对于流场变化不剧烈的部位可以采用比较疏的网格，比如流场计算域的边界。
总而言之, 减少网格数量是解决硬件资源与计算需求矛盾和提高计算效率的根本方法，这样不仅有效的利用了计算机资源，而且对飞机某一部件或者全机气动特性研究可以提供比较高效的一种研究方法。
4. 计算实例
采用ICEM-CFD软件生成网格，CFX-5.6进行对不同的构型计算，并对进行结果分析。
a) 机翼+机身+吊挂+发房半模模型
在对如图1所示的布局的飞机的机翼的特性研究时，考虑到发动机对机翼尾流的影响，进而影响到机翼表面压力，因此采用翼身组合体带吊挂发房模型对其进行模拟。
对于这套模型,采用合理布局的六面体结构网格来模拟,总共用了不到180万网格单元,在我们现有的工作站上可以直接进行计算．生成的计算网格如图5所示。
图5 ICEM-CFD生成的机身、吊挂、发房、平尾、垂尾组合半模模型表面网格
图6 机翼上的剖面位置
图7、图8、图9分别是沿机翼展向由翼根到翼尖三个不同站位上（如图６所示）的压力分布．从这几幅图中我们不难得到此机翼上的气动特性：机翼不同站位上的的最大吸力峰位置处的百分弦长比相差不大，靠近翼尖的位置比较容易产生激波，随着马赫数的增加，机翼上同一剖面上的升力系数也在增加，就所计算的状态来看，当马赫数为0.8时，机翼剖面上的升力达到最大，当马赫数为0.89时，翼尖出已经产生了明显的分离．此时机翼上的升力系数开始下降．
图7 站位1处不同状态下的压力分布
图8 站位2处不同状态下的压力分布
图9 站位3处不同状态下的压力分布
图10是CFX-5.6计算的阻力系数和风洞试验结果比较，从图来看，我们的这样的模拟计算已经有相当的可信度．但是如果对模型和网格不加合理的选择和布局的话，恐怕模拟这样的结果用180万网格单元是远远不够的，计算的结果也不可能这样理想。 
图10 不同状态下不同马赫数机翼剖面上的升力系
b) 机身+吊挂+发房+垂尾+安定面+升降舵半模模型
在对如图1所示的布局的飞机的机翼的特性研究时，如果要对平尾的气动特性进行分析，采用机身+吊挂+发房+垂尾+安定面+升降舵半模模型进行计算．模型的表面网格如图11所示。
图11 CFX-5.6计算的阻力系数和风洞试验结果比较
从图12和图13中，我们也很容易得到平尾上的压力分布规律，与机翼类似，在马赫数为0.89时，平尾上也出现了很明显的激波。
图12 ICEM-CFD生成的机身、吊挂、发房、垂尾、安定面+升降舵组合半模模型网格
图13 平尾上沿展向不同剖面的压力分布(Ma=0. 8, AOA=3度)
图14 平尾上不同马赫数的压力分布
5. 结束语
综上所述，如果我们选择合适的模型并布置合理的计算网格，我们就有可能最大限度的利用我们现有的资源，得到最为可靠的计算结果．如何能够达到最佳效果，还有没有更好的方法，有待于我们在实践中进一步探索。(end)
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