付敏,陳賽旋
(201620 上海市 上海工程技術(shù)大學(xué) 機(jī)械與汽車工程學(xué)院)
微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、推重比大的特點(diǎn),利用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛行平臺(tái)的動(dòng)力輸出單元優(yōu)勢(shì)顯著。垂直起降飛行平臺(tái)具有機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、無(wú)需跑道助跑、不受起降場(chǎng)地的限制的特點(diǎn)[1],加上農(nóng)田道路具有復(fù)雜以及不確定性的特點(diǎn),應(yīng)用在農(nóng)業(yè)上有得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì),可以在植保、巡航、對(duì)農(nóng)作物噴灑農(nóng)藥等農(nóng)業(yè)工程中作為載體平臺(tái)等。
目前,基于計(jì)算流體力學(xué)分析的商用軟件較多,計(jì)算流體力學(xué)對(duì)飛行平臺(tái)外流場(chǎng)的數(shù)值模擬分析應(yīng)用已經(jīng)十分廣泛,為了縮短開發(fā)周期,應(yīng)用Fluent 軟件對(duì)所設(shè)計(jì)的飛行平臺(tái)進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真分析,從而省去風(fēng)洞試驗(yàn)高昂的成本和嚴(yán)格的環(huán)境要求[2]。利用Fluent 模擬飛行平臺(tái)不同的飛行狀態(tài),根據(jù)模擬結(jié)果可以對(duì)飛行平臺(tái)的結(jié)構(gòu)提供優(yōu)化依據(jù),研究結(jié)果可以為類似飛行平臺(tái)的整機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供一定的參考。對(duì)于飛行平臺(tái)的外流場(chǎng)氣動(dòng)特性仿真,三維模型建立的質(zhì)量和模型簡(jiǎn)化過(guò)的合理性直接關(guān)系到仿真計(jì)算的結(jié)果是否正確,網(wǎng)格劃分直接決定了后面Fluent 求解的收斂快慢和收斂質(zhì)量,以及最后結(jié)果的精確性。Fluent 求解完成收斂后可以得到飛行平臺(tái)的氣動(dòng)阻力系數(shù)、壓力分布情況等數(shù)據(jù),能夠充分直觀地分析飛行平臺(tái)外流場(chǎng)氣動(dòng)特性模擬結(jié)果。
飛行平臺(tái)的設(shè)計(jì)要求結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,體積和重量小。為了飛行的穩(wěn)定性和可靠性,飛行平臺(tái)采用對(duì)稱式結(jié)構(gòu)布局,且飛行平臺(tái)應(yīng)設(shè)計(jì)過(guò)程中采用了自身的載重能力和載物空間,從而滿足不同的應(yīng)用場(chǎng)景[3],飛行平臺(tái)的整體結(jié)構(gòu)如圖1 所示。
圖1 簡(jiǎn)化前的飛行平臺(tái)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure of flight platform before simplification
飛行平臺(tái)主要是由4 個(gè)模塊組成:(a)底部車輪模塊,便于在地上行駛;(b)90°旋轉(zhuǎn)模塊,見圖3—圖5。通過(guò)步進(jìn)電機(jī)和齒輪傳動(dòng),使5個(gè)主渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)隨著骨架旋轉(zhuǎn)90°至垂直地面狀態(tài);(c)渦噴收縮模塊,見圖2—圖3。骨架一側(cè)的2 個(gè)主渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)收縮,是為了旋轉(zhuǎn)90°至圖3 狀態(tài)時(shí)降低整個(gè)飛行平臺(tái)的高度。圖5 收縮后和圖4 收縮前對(duì)比,高度降低了15.3%,從而重心下降讓平臺(tái)更穩(wěn)定;(d)電機(jī)驅(qū)動(dòng)渦噴模塊:兩側(cè)裝有2 個(gè)步進(jìn)電機(jī)來(lái)驅(qū)動(dòng)2 個(gè)用于轉(zhuǎn)向的微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī),轉(zhuǎn)向微型發(fā)動(dòng)機(jī)是為飛行平臺(tái)轉(zhuǎn)向時(shí)提供輔助動(dòng)力源。飛行平臺(tái)整機(jī)具體結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)如表1 所示。
圖2 收縮前的俯視圖Fig.2 Top view before contraction
圖3 收縮后的俯視圖Fig.3 Top view after contraction
圖4 收縮前旋轉(zhuǎn)90°狀態(tài)Fig.4 State of rotation 90° before contraction
圖5 收縮后旋轉(zhuǎn)90°狀態(tài)Fig.5 State of rotation 90° after contraction
表1 飛行平臺(tái)整體重要參數(shù)Tab.1 Overall important parameters of flight platform
利用SolidWorks 對(duì)飛行器進(jìn)行三維模型的建立,再聯(lián)合ANSYS Workbench 軟件對(duì)飛行平臺(tái)外流場(chǎng)進(jìn)行仿真分析。圖6 是整個(gè)仿真步驟流程圖。
圖6 外流場(chǎng)數(shù)值模擬流程圖Fig.6 Flow chart of numerical simulation of external flow field
飛行器整機(jī)外表面不是規(guī)則整齊的,如果不進(jìn)行前處理而直接進(jìn)行網(wǎng)格劃分會(huì)導(dǎo)致生成的網(wǎng)格質(zhì)量極差,從而影響后面的Fluent 仿真求解過(guò)程,甚至導(dǎo)致仿真計(jì)算結(jié)果難以收斂的情況[4]。仿真前處理的目的是使得在保證計(jì)算機(jī)硬件能夠滿足計(jì)算要求的情況下,網(wǎng)格數(shù)量盡可能多、網(wǎng)格質(zhì)量盡可能高,從而得到更加精確的仿真結(jié)果。通過(guò)把飛行平臺(tái)的螺紋孔、加強(qiáng)筋、鎖死裝置等對(duì)仿真過(guò)程影響幾乎為零的微小部件刪去,提高網(wǎng)格質(zhì)量同時(shí)減少數(shù)量,從而最大化地利用好計(jì)算機(jī)資源。最終簡(jiǎn)化后的模型如圖7 所示。
圖7 飛行器簡(jiǎn)化模型Fig.7 Simplified model of flight platform
計(jì)算域是飛行平臺(tái)周圍流場(chǎng)仿真求解的范圍,以飛行平臺(tái)實(shí)際的飛行情況去分析,理想狀態(tài)下的計(jì)算域應(yīng)該是飛行平臺(tái)外表面盡可能遠(yuǎn)的區(qū)域[5],但是,實(shí)際情況達(dá)不到這種理想狀態(tài),設(shè)備的硬件性能也完成不了無(wú)限大的計(jì)算域的計(jì)算求解,因此,從實(shí)際情況出發(fā),參考實(shí)際中飛行平臺(tái)開發(fā)進(jìn)行的風(fēng)洞試驗(yàn)條件和國(guó)內(nèi)外學(xué)者前期的研究成果,來(lái)確定計(jì)算域的大小,選取計(jì)算域高為3.71 m,長(zhǎng)為6.72 m,寬為2.34 m。同時(shí),為了優(yōu)化計(jì)算和節(jié)約計(jì)算資源,將計(jì)算域分為遠(yuǎn)場(chǎng)和近場(chǎng)兩部分[6],如圖8 所示。
圖8 飛行平臺(tái)計(jì)算域示意圖Fig.8 Calculation domain diagram of flight platform
飛行平臺(tái)在飛行狀態(tài)中,氣流首先從比較遠(yuǎn)的區(qū)域流入,這時(shí)流速比較平穩(wěn)且流場(chǎng)流速較為穩(wěn)定,因此,飛行平臺(tái)上方需要有較長(zhǎng)的進(jìn)氣口。另外,在飛行平臺(tái)后面容易產(chǎn)生氣動(dòng)分離從而導(dǎo)致渦流的產(chǎn)生,渦流的產(chǎn)生也是飛行平臺(tái)氣動(dòng)特性的一部分,所以,計(jì)算域應(yīng)該包含這部分尾部渦流區(qū)域,否則將會(huì)產(chǎn)生較大的計(jì)算誤差。如果飛行平臺(tái)下方區(qū)域不夠長(zhǎng)容易產(chǎn)生回流甚至是竄流的狀況,所以,也需要較長(zhǎng)的距離來(lái)保證發(fā)動(dòng)機(jī)尾流能夠自然消失。選取z 方向的計(jì)算域高度為飛行平臺(tái)高度的7 倍,計(jì)算域的x 和y 方向也是按照類似的原則,分別為機(jī)身尺寸的6 倍。
計(jì)算域網(wǎng)格是利用CFD 前處理軟件ICEM 來(lái)進(jìn)行劃分的,由于飛行平臺(tái)的外表面曲面比較多且不規(guī)則,適合采取非結(jié)構(gòu)四面體進(jìn)行網(wǎng)格劃分。在實(shí)際飛行的過(guò)程中,飛行平臺(tái)的外表面氣流情況強(qiáng)度較大且比較復(fù)雜,直接生成的四面體網(wǎng)格通常會(huì)產(chǎn)生比較多的低質(zhì)量網(wǎng)格,低質(zhì)量的網(wǎng)格會(huì)嚴(yán)重影響最后仿真結(jié)果的精確性,甚至無(wú)法收斂,完成不了仿真過(guò)程[7]。另外,飛行平臺(tái)的計(jì)算域過(guò)大會(huì)耗費(fèi)過(guò)多的計(jì)算機(jī)資源,所以,有必要設(shè)置一個(gè)能包裹飛行平臺(tái)的加密區(qū)域,這里選取網(wǎng)格加密區(qū)的高度z 為飛行平臺(tái)高度的1.4 倍,長(zhǎng)和寬分別為飛行平臺(tái)長(zhǎng)和寬的1.2 倍。但是,如果出現(xiàn)了網(wǎng)格質(zhì)量為零的現(xiàn)象,加密網(wǎng)格的方法就無(wú)法去解決了,飛行平臺(tái)底部的車輪在劃分網(wǎng)格時(shí)就比較容易產(chǎn)生質(zhì)量為零的網(wǎng)格,由于這里車輪不影響飛行平臺(tái)整機(jī)的外流場(chǎng)氣動(dòng)特性分析,可以直接將車輪去掉。網(wǎng)格最后劃分結(jié)果如圖9 所示,最終生成網(wǎng)格數(shù)量為1 452 342,網(wǎng)格平均質(zhì)量0.9 以上,說(shuō)明網(wǎng)格質(zhì)量總體良好。
圖9 飛行平臺(tái)整體網(wǎng)格圖Fig.9 Overall grid of flight platform
外流場(chǎng)仿真的邊界條件設(shè)定取決于研究對(duì)象。對(duì)飛行平臺(tái)2 種飛行狀態(tài)進(jìn)行仿真,在邊界設(shè)置時(shí)選擇壓力遠(yuǎn)場(chǎng)(Pressure Far-Field)。將壓力遠(yuǎn)場(chǎng)的表面-壓力出口outlet 設(shè)置為零[8],可以讓整個(gè)飛行平臺(tái)計(jì)算域內(nèi)部的操作壓力處于理想的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓條件下。模擬向上飛行狀態(tài)時(shí)設(shè)置計(jì)算域中z 方向上的外表面為流速入口inlet,模擬向前飛行狀態(tài)時(shí)設(shè)置計(jì)算域中y 方向上的外表面為流速入口inlet,流速大小均為6 m/s。Fluent 中求解平臺(tái)選擇壓力基(Pressure-Based)求解。
Fluent 中提供的湍流模型很多,下面是幾種常見的湍流模型以及它們的特點(diǎn),如表2 所示。
表2 幾種常用的湍流模型Tab.2 Several common turbulence models
對(duì)比表2 中的幾種湍流模型,這里k-ε模型更有優(yōu)勢(shì),分為Standard k-ε,RNG k-ε,Realizable k-ε三種[9]。Standard k-ε 湍流模型收斂所需要迭代的步數(shù)最少,耗費(fèi)時(shí)間最少,但由于粘度系數(shù)被設(shè)置成各向同性的標(biāo)量,使用Standard k-ε得到的計(jì)算精度不高,在完全湍流的流動(dòng)模擬中應(yīng)用得更多。RNG k-ε湍流模型相比Standard k-ε模型在計(jì)算湍流漩渦精度方面有很大的提升,但是收斂所需迭代步數(shù)增加,耗時(shí)且浪費(fèi)計(jì)算機(jī)資源。Realizable k-ε湍流模型相比之下吸取了前面兩種模型的優(yōu)點(diǎn),此模型在旋轉(zhuǎn)流動(dòng)、二次流以及強(qiáng)逆壓梯度的邊界層流動(dòng)等情況下計(jì)算精度和收斂速度都表現(xiàn)很好,但是本飛行仿真平臺(tái)在采用該模型進(jìn)行計(jì)算時(shí)收斂緩慢。而Standard k-ε模型與外流場(chǎng)狀態(tài)的仿真很貼合,因此,采用Standard k-ε模型計(jì)算飛行平臺(tái)整機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。在Standard k-ε模型中,湍動(dòng)能和耗散率的方程如下:
在上述方程中,Gk和 Gb是表示湍動(dòng)能產(chǎn)生,其中,Gk是由平均速度梯度引起的,Gb是由浮力影響引起的,YM是可壓縮湍流中波動(dòng)膨脹對(duì)總耗散率的影響。湍流粘性系數(shù)C1ε,C2ε,Cμ,σk,σε默認(rèn)值為常數(shù)[10];且C1ε=1.44,C2ε=1.92,Cμ=0.09,σk=1.0,σε=1.3。
采用該平臺(tái)進(jìn)行向上及向前飛行時(shí)的仿真模擬,2 種飛行狀態(tài)的氣動(dòng)分析結(jié)果如圖10—圖13所示。飛行平臺(tái)以6 m/s 速度垂直起飛時(shí),根據(jù)求解結(jié)果可以得到飛行平臺(tái)整機(jī)的氣動(dòng)阻力系數(shù)為0.47。從圖10 和圖11 看出,氣流從遠(yuǎn)處到達(dá)飛行平臺(tái)上部機(jī)蓋,由于機(jī)蓋四周外側(cè)是向下的曲面,氣流順著曲面流向下,流速加快,壓強(qiáng)較小,而機(jī)蓋內(nèi)側(cè)邊緣不是曲面容易形成滯區(qū),壓強(qiáng)較大,氣流經(jīng)過(guò)機(jī)蓋內(nèi)側(cè)邊緣和外側(cè)邊緣后到達(dá)飛行平臺(tái)下部會(huì)合后形成渦流。
圖10 6 m/s 速度向上時(shí)速度矢量圖Fig.10 Velocity vector diagram of 6 m/s upward
圖11 6 m/s 速度向上時(shí)壓力云圖Fig.11 Pressure nephogram of 6 m/s upward
圖12 和圖13 是飛行平臺(tái)以6 m/s 向上飛行時(shí)的速度矢量圖和壓力云圖,此狀態(tài)氣動(dòng)阻力系數(shù)為0.91。氣流從遠(yuǎn)處流到飛行平臺(tái)機(jī)蓋前方流速驟降,形成滯區(qū),壓強(qiáng)最大。氣流分為2 部分,分別沿著機(jī)蓋向上和向下流動(dòng),在經(jīng)過(guò)機(jī)蓋中間時(shí),一部分氣流進(jìn)入機(jī)蓋內(nèi)部形成紊流,增大了氣動(dòng)阻力,氣流流到尾部進(jìn)行會(huì)合產(chǎn)生渦流。
圖12 6 m/s 速度向前時(shí)速度矢量圖Fig.12 Velocity vector of 6 m/s forward
圖13 6 m/s 速度向上時(shí)壓力云圖Fig.13 Pressure nephogram with 6 m/s upward
根據(jù)飛行平臺(tái)起飛和巡航兩個(gè)狀態(tài)的Fluent仿真分析結(jié)果可以看出,飛行平臺(tái)向前飛行時(shí),氣動(dòng)阻力系數(shù)偏大,于是對(duì)飛行平臺(tái)整體結(jié)構(gòu)進(jìn)行外表面優(yōu)化以減小氣動(dòng)阻力系數(shù),優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)如圖14 所示。對(duì)優(yōu)化后的飛行平臺(tái)結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真分析。
圖14 優(yōu)化后的飛行平臺(tái)Fig.14 Optimized flight platform
仿真結(jié)果如圖15—圖18 所示:飛行平臺(tái)同樣以6 m/s 向前飛行時(shí),氣動(dòng)阻力系數(shù)為0.518,相比優(yōu)化前的結(jié)構(gòu)減小了43%,以6 m/s 速度向上飛行時(shí)氣動(dòng)阻力系數(shù)為0.48,保持了優(yōu)化前的較小氣動(dòng)阻力系數(shù)。最大壓力值都有所下降。綜上可知,優(yōu)化后的飛行平臺(tái)整體氣動(dòng)特性良好。
圖15 6 m/s 速度向上時(shí)壓力云圖Fig.15 Pressure nephogram of 6 m/s upward
圖16 6 m/s 速度向上時(shí)速度矢量圖Fig.16 Velocity vector diagram of 6 m/s upward
圖17 6 m/s 速度向前時(shí)壓力云圖Fig.17 Pressure nephogram at 6 m/s speed forward
圖18 6 m/s 速度向前時(shí)速度矢量圖Fig.18 Velocity vector diagram of 6 m/s forward
垂直起降飛行平臺(tái)一直是飛行平臺(tái)開發(fā)設(shè)計(jì)領(lǐng)域的熱點(diǎn)。本文結(jié)合微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)并通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)合理布局設(shè)計(jì)了一款新型垂直起降飛飛行平臺(tái),利用Fluent 對(duì)飛行平臺(tái)的2 個(gè)飛行狀態(tài)分別進(jìn)行外流場(chǎng)分析,對(duì)整機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化,最后驗(yàn)證了優(yōu)化的可行性。同時(shí),可以為飛行器的設(shè)計(jì)提供理論參考。