CFD应用：低亚音速飞机起落架流场计算

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项目背景：在飞机着陆实际测试时，由于硬着陆或不适当的着陆技术，导致轮胎（由于空气或陆地撞击）以及减震支柱产生较高应力，导致它们更快磨损甚至断裂，很有可能损坏飞机，要使飞行轨迹与着陆路径一致并且稳定地减速需要飞行员具有一定的天赋及经验。该项目的研究结果有助于我们模拟和研究不同的飞机起落架周围气流对飞机运动的影响。

                                                                图一：飞机起落架简化模型

1.网格生成

    本次计算所采用OpenFoam中Snappy-Hex-Mesh对域进行网格划分，起落架处边界层第一层厚度0.0001mm，膨胀率1.2，层数10，生成的网格包含大约560万个单元（如图2所示）。

                                                         图二：飞机起落架网格划分

2.OpenFoam边界条件设置

    自由流的流速（Air）设定为35m / s，速度设置逐渐从低值增加到自由流值以更快地收敛。分析对象为低马赫数，空气选用不可压缩介质，密度为1.2kg/m³，湍流模型选用kOmegaSST模型，边界条件设置如下所示：

                                                                  表一：边界条件

                                                                    图三：边界示意图

3.OpenFoam求解器设置

    本项目为求解低马赫数飞机起落架模型外流场，湍流模型选用kOmegaSST，需分别设置对应fvSchemes离散方法，fvSolution方程求解方法及求解控制参数。

3.1离散方法fvSchemes设置

ddtSchemes  //时间离散格式，该项目为稳态求解，瞬态可采用欧拉离散Euler

{default steadyState;}

gradSchemes //梯度离散，采用高斯方法，线性插值，为二阶离散

{default Gauss linear; grad(U)  cellLimited Gauss linear 1;}

divSchemes//散度离散，对流项采用高斯方法，线性迎风插值，为二阶离散

{ default Gauss linear; div(phi,U)Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,K) Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,e)Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,h) Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,omega)Gauss linearUpwind grad(U); div(phi,Ekp) Gauss linearUpwind grad(U);div((nuEff*dev2(T(grad(U))))) Gauss linear;}

laplacianSchemes //拉普拉斯项离散，扩散项及压力方程离散均采用高斯理论线性插值，并带有正交修正

{defaultGauss linear corrected;}

interpolationSchemes //插值格式，默认线性插值

{defaultlinear;}

snGradSchemes //梯度法向分量，默认带有非正交修正

{defaultcorrected;}

fluxRequired  //是否计算流率，压力需计算，利用压力流率修正速度

{default no; p ;}

wallDist  //计算壁面距离，以便kOmegaSST湍流模型中应用壁面边界条件Omega

{ methodmeshWave;}

3.2方程求解方法fvSolution设置

solvers {

    p {

        relTol 0.002;

        cacheAgglomeration on;

        nPreSweeps 0;

        agglomerator faceAreaPair;

        nCellsInCoarsestLevel 10;

        solver GAMG;

        nPostSweeps 1;

        mergeLevels 1;

        smoother GaussSeidel;

        tolerance 1e-06;}

    U {

        relTol 0.01;

        preconditioner DILU;

        tolerance 1e-05;

        solver PBiCG;}

    e {

        relTol 0.001;

        smoother symGaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver;}

    k {

        relTol 0.001;

        smoother GaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver; }

    omega {

        relTol 0.001;

        smoother symGaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver;}

    h {

        relTol 0.001;

        smoother GaussSeidel;

        tolerance 1e-06;

        solver smoothSolver;}

}

4.结果分析

    根据计算结果绘制求解收敛曲线、压力云图及速度流线图（如图4-7）。

                                                             图四：收敛曲线图

                                                        图五：起落架受力收敛曲线图

根据图5所示计算2500步以后飞机起落架受力在342N附近小幅震荡。

                                                                      图六：压力云图

根据图6所示，飞机起落架最大压力分布在轮子及支撑杆迎风面，最大压力为743Pa，最小压力分布在支撑杆两侧，最小压力为-2133Pa。

                                                                                    （a）

                                                                            （b）

                                                                          图七：速度流线云图

图7展示了飞机起落架周围空气流线分布，从图中可以看到最大速度位于支撑杆两侧，且在起落架轮子及支撑杆后形成明显湍流涡。受起落架后湍流涡影响稳态求解收敛性较差，但结果具有一定的设计指导性。后续可对该模型做瞬态大涡模拟以进一步提高起落架外流场计算精准度。