[ASR,Think·Discovery] 关于YT-4火箭箭体和头锥的CFD气动模拟 I
时间:2013年2月24日
研究人员:还哲
职务:ASR 项目组长,总设计师,核心设计组成员
研究内容:关于火箭箭体和头锥的CFD气动模拟
组别:核心设计组
结果评估:头锥模拟成功,箭体迭代时发生发散,失败
主要工具:Fluent 6.3 ,GAMBIT 2.4 , AutoCAD 2013

概要
本研究旨在借助计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,简称 CFD)软件完成对探空火箭的二维流场进行局部和整体的数值模拟,对其气动特性进行基础研究。由于ASR的全尺寸箭体尚在研制过程中,我选用了广局的YT-4探空火箭进行模拟。由于写帖子时间有限,我便不对CFD进行过多介绍和操作指导,以后有时间专门发帖详细介绍。

几何模型的建立
由于电脑配置问题,我先选用了2D流场计算。
几何模型根据广局 110-75 火箭总装设计图的侧视图进行简化得到
主要数据如下:
箭体外径:124mm
全箭长:2766mm
头锥部长:367mm
圆柱部长:2194mm
喷管最大直径:97
如图:
正视图:
QQ截图20130224101735.jpg

三维图:
QQ截图20130224101803.jpg


计算模型的建立
计算区域是一个掏空了箭体部分的长方形(6500MM X 3100MM),其中在这个长方形中又嵌套一个小长方形(3800MM X 1116MM)以便进行较密的网格划分,而小长方形之外,大长方形以内的区域则网格划得较稀疏,这样既保证了计算准确性,又有效提高了计算效率。密部网格数量为436054个,疏部网格数量为490627个。

计算模型示意图:
QQ截图20130224183527.jpg

网格图:
  QQ截图20130224232718.jpg  

三维网格模型(虽然因为电脑性能限制,我没有进行3D流场计算,但我依照2D的数据还是建了3D的网格模型
QQ截图20130224234555.jpg


数学模型的建立
对于基本方程而言,没什么说的,在连续性介质假设下肯定选用Navier-Stokes方程进行描述,而湍流模型有2个常用型,一个是Spalart-Allmaras单方程模型,另一个是 K-ε双方程模型。相比而言,S-A模型更为简单,对于有逆压梯度的边界层而言,计算精度高; 而K-ε双方程模型是一个经验模型,更为完全,通过解2个输运方程得到速度尺度、长度尺度等解,且标准形式仅仅对完全湍流比较有效。
某篇导弹Fluent实验采用了K-ε双方程模型,并给出了数据:(摘自该实验的论文)
QQ截图20130224235126.jpg

而经过权衡,我们在首次试验中,先采用较为简单,计算量小的N-S方程做头锥的模拟。V导的输运方程为:
   QQ截图20130224223159.jpg

GV是黏性,Yv为黏性影响区湍流粘性耗散项,v表示黏性
事实上,从来就没有普适的湍流模型,在选择时也是要综合多种因素考虑的。


为了检验整个步骤,我们首先进行头锥部分的CFD模拟,
将在GAMBIT中创建的网格文件导入Fluent,并在Fluent中执行检查,看看有无负体积网格:
QQ截图20130224200035.jpg

然后可以通过display菜单中的show grid显示网格,这步没什么意义,就是看看而已:
QQ截图20130224200209.jpg

接下来就是切换成局部的头锥模型,然后是一大堆各种参数的设置,包括选择求解器,启动能量方程,设置流体材料属性,设置工作压强、求解器参数 等,这些略过,以后详细介绍。速度取1.2M,值得注意的是求解器参数的设置,我这里取的是0.9的松弛因子,比较适中,这样及控制了发散,又提升了计算速度,在下面的Discretization中2个选项均选成 Second Order Upwind,因为对于边界层问题二阶差分法会带来明显的精度提升。
QQ截图20130224200846.jpg

然后要打开残差监视器并对求解器进行初始化,残差监视器可以通过图像告诉你各项参数是否发生收敛,只有发生收敛,数据才是有效的,也说明模拟是成功的。这里的失败率相当高,ASR平均做5次气动模拟有4次都是在50次迭代之内就发散了,使数据收敛成功率提高需要长期的建模经验和参数设置经验。

接下来就是最后的迭代,首次先迭代500次,查看数据收敛情况(这个截图可能是以前的,似乎数字不太对):
QQ截图20130224201102.jpg

开始迭代,残差监视器开始工作。迭代结束,各项数据如图所示:
阻力变化曲线:
QQ截图20130224163907.jpg

升力变化曲线:
QQ截图20130224163920.jpg

力矩变化曲线:
QQ截图20130224163927.jpg

可以看到,3项数据随着迭代次数增加,波动逐渐减小,可初步认为收敛(收敛的精确判定十分复杂,需多种方法联合判别,这里不做详细探讨)
接下来是在原有计算结果上追加1000次迭代并输出结果
阻力:
QQ截图20130224165559.jpg

升力:
QQ截图20130224165610.jpg

力矩:
QQ截图20130224165619.jpg     

由于电脑配置问题,我没有继续迭代下去,此时数据已基本稳定,可以进行估读。
利用CFD强大的功能,还可以将头锥部分进行数据绘图,这样可使结果更加直观、明晰。

注:由于这是头锥的模拟图,所以画面右侧头锥尾部形成负压区和膨胀波在本实验中不具有任何参考价值,但对于炮弹、子弹等物体的气动模拟至关重要。
攻角平面压强分布:
QQ截图20130224165931.jpg

绝对温度分布,这是能量方程计算的结果:
QQ截图20130224170011.jpg

弹体头部的细节温度分布,可以看到在常温15度,速度1.2M的情况下,头锥前端表面温度达到了96摄氏度:
QQ截图20130224170051.jpg   

马赫数分布:
QQ截图20130224170432.jpg

箭体头部速度矢量分布:
QQ截图20130224232913.jpg

Fluent当然还可以计算出多达七十几个不同方面的数据,这里只取几个我们需要的数据,为今后的设计和优化头锥外形提供新的研究手段和理论依据。

结论
通过Fluent的数值仿真,得到了YT-4火箭头锥部分在马赫数Ma=1.2,攻角为0度时的气动特性,迭代收敛正常,建模完整,诸多数据符合基本流体力学定律,实验成功,数据有效。


(全箭以及3D模拟将在以后的续集中发出)

最后放一张ASR项目预研期(2012年9月-2013年1月)项目全体成员与指导老师的合影
现在项目已进入正式第一期,人员有增加。
QQ截图20130224235736.jpg
+1  学术分    焓熵`   2013-02-25   具有相当的数据参考价值和操作参考
+200  科创币    拔刀斋   2013-02-25   CFD!
+8  科创币    kight11   2013-02-25   加分已经没任何意义了。
+25  科创币    飞面教徒   2013-02-25   
+50  科创币    乖雪狼   2013-02-25   江山代有才人出,各领风骚数百年。 数据分析很专业,很不错!自愧不如啊!
+50  科创币    清纯小萝莉   2013-02-25   
+50  科创币    猎鹰   2013-02-25   高质量发帖
+50  科创币    10班陈大葱22号   2013-02-25   机械结构有限元分析课73分泪奔= =
+200  科创币    warmonkey   2013-02-25   高质量发帖
+1  科创币    gongluzhu   2013-02-26   
+20  科创币    卡拉什尼科夫   2013-02-26   LZ方便透露下ASR项目的情况吗?还有你们是在什么条件下组织起来的?
+50  科创币    nhlijiaming   2013-03-22   高质量发帖
来自:航天航空 / 喷气推进
 
2013-2-25 1:18:58
1楼
顶一个【←目前为止这个人Fluent还没装好】
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2013-2-25 2:29:11
2楼
回 楼主(反正已经死) 的帖子
祝贺ASR实现KCSA的第一次CFD模拟!

箭体模拟发散的原因可能与较长的箭体侧面有激波或尾部衔接转角造成逆压梯度的边界层流动、边界层分离有关。M=1.2属于跨音速范围,激波边界层相互作用相当复杂,用低阶的S-A模型可能稳定一些。粗略的说,实用的CFD离散化格式越简单,阶数越低,则精度越低耗散越大,但耗散能起到粘性稳定作用,计算的稳定性越好。反之,复杂的高精度格式耗散很低,稳定性弱一些。湍流模型虽然与格式的概念不全相同但情况也类似。以前实验室saitohajime同学在跨音速的模拟当中把S-A LES(大涡模拟)作为较为可靠的主要方法。除了更换格式,在激波区和边界层分离区还可能要局部进一步加细网格。

另外期待上传模拟文件,可以多几个人一起改。

附:超音速圆锥流动的资料,可以验证一下模拟精度,不过需要把马赫数加高一些出现锥形激波之后才能适用。
attachment icon CORRELATION GRAPHS FOR SUPERSONIC FLOW AROUND RIGHT CIRCULAR CONES AT ZERO YAW I 1.43MB PDF 22次下载 预览

attachment icon SSCone_Windows_installer.zip 1.95MB ZIP 19次下载

attachment icon Supersonic Right Circular Cone at Zero Angle of Attack.pdf 177.00KB PDF 26次下载 预览

attachment icon SupersonicConeSrc.zip 580.00KB ZIP 10次下载

attachment icon Tables of Supersonic Symmetrical Flow around Right Circular Cones, with and with 4.96MB PDF 17次下载 预览
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3楼
最左边那个是老师吗?
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4楼
最左边那个女生挺有气质,不过个子矮了点,另外腿形不太好看。[s:274]
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5楼
回 4楼(彩虹之巅) 的帖子
只知道看妹子。。。汉子也是很帅的
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6楼
江山代有才人出,各领风骚数百年。 数据分析很专业,很不错!自愧不如啊!
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7楼
恰同学少年,风华正茂啊,这是我们新一代的力量
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8楼
LZ过于强大了,赶紧膜拜。
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9楼
回 楼主(反正已经死) 的帖子
昨天半夜在手机上看不到图,只看文字说明在箭体构形和湍流模型方面提了一些可能造成计算发散的原因。现在从网格图片看,计算发散的主要原因更可能在网格上:只做了多块网格处理,没看到边界层内的网格加细,而这部分处理对于计算的精度和稳定性至关重要。

对于定常、准定常的层流模型或RANS湍流模型,边界层厚度内需要10~100层网格刻画边界层流动的速度剖面,在激波区和边界层分离区还可能要进一步局部加细网格。如果对非定常问题(如跨音速湍流颤振)使用URANS(非定常RANS)或LES(大涡模拟)等模型,还要进一步细分网格达到相应的湍流旋涡尺度。

模拟圆柱形的箭体一般用壁面最密,从壁面向外随着直径增大逐渐变稀疏的网格形式,以兼顾边界层的网格密度和全流场的计算量。多块均匀网格一般只用在难以实现网格密度渐变的特殊情况下(如雷诺数不高的LBM)。


另外,升阻力系数Cd、Cl的单位是什么?典型的Cd数值应该在零点几,Cl更小。
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bh,王者归来(作者)
10楼
回 9楼(拔刀斋) 的帖子
ASR已经完全完成了箭体的模拟,我们基于对失败案例的分析,重新划分了网格,这次我们对边和面进行了极为细节的划分,并对模型进行了细化,加入了尾翼、链接机构等细节。另外为了解决3维资源消耗的问题,我们一方面找了个搭载4核至强、16G内存的工作站进行计算,另一方面,我们用「3d-t4」命令开启多核并行计算。S-A模型也可以减少计算量。马赫数最大0.97,攻角范围0-10,具体结果下周会逐渐公布。
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11楼
回 10楼(反正已经死) 的帖子
加入了尾翼、链接机构等细节的3D模拟……超多的工作量啊,简直帅爆了。
另外,Cd、Cl的单位是如何无量纲化处理的?还是没看明白。
+10  科创币    delete   2013-02-25   感谢质疑!
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bh,王者归来(作者)
12楼
回 11楼(拔刀斋) 的帖子
不,这是系数,并不是物理量。
+1  科创币    拔刀斋   2013-02-25   Cd一般小于1,检查一下有没有带进了单位
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13楼
YT-4的头锥Cd理论值是0.1-0.2之间
期待不同速度不同攻角下的升阻力曲线

另外边界层影响不大,大量文献表明,火箭的流线型外形导致边界层很薄,不到几个mm,所以对整体飞行影响不大。
如果要做增稳和制导,升阻力曲线至关重要
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14楼
具体什么时候发射呢?期待哦
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15楼
感觉LZ取的网格太密了,这样耗费很多资源而且效果不佳。
重点对付的应该是靠近箭体的表层,gambit有边界层网格定义功能,可以做出从表面开始逐渐变稀疏的网格。
之前万户2用CFD算过压心和Cd,后来发现用openrocket算的精度也够用(万户2飞行速度很低),就暂时没再用

另外lz可以考虑设置一条线为axis,然后设置轴对称,运算量减半
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2013-02-26 01:07:11
16楼
回 13楼(warmonkey) 的帖子
有粘的模型当中边界层刻画不出来可能导致局部速度梯度过大,计算失去稳定发散爆掉。如果用无粘的模型和滑移边界倒是可以算,不过表面摩阻没了。而且对于小火箭的雷诺数,边界层从头到尾也能累积不少厚度。
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bh,王者归来(作者)
17楼
回 15楼(warmonkey) 的帖子
嗯,我们在后来的实验中全部改进了,也设置了轴对称
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18楼
回 16楼(拔刀斋) 的帖子
假设火箭长1.5m,则:
摩擦阻力只占总阻力的10%左右
总阻力对飞行的影响也是10%数量级的

更小的火箭,加工误差和重心测量误差占主导,这种东西用OpenRocket或者是手工计算足够。
大家伙主要担心超音速时的压心变化
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19楼
回 17楼(反正已经死) 的帖子
Cd差太远,可能仿真出问题了
是否收敛是自动判断的,这是万户2的结果
3.png
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20楼
回 18楼(warmonkey) 的帖子
如果能够确认误差范围,用无粘模型提高计算速度很多,适合获取较大空速和攻角范围的气动特性曲线。保留少数典型工况包括最大攻角等用有粘做基准点,中间的数据点用无粘当辅助内插。

对于仿真结果可信度的验证,找相近构型的理论解或前人的论文,用跟前人一样的构型算一次。
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21楼
LZ方便透露下ASR项目的情况吗?还有你们是在什么条件下组织起来的?
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bh,王者归来(作者)
22楼
回 21楼(卡拉什尼科夫) 的帖子
下周末ASR将正式向科创申请资金,并且会有比较详细的介绍。同时我们会在汇总给位的意见后重新完成CFD模拟实验,并及时上传实验数据和结果,为6月的全尺寸风洞试验做好准备。敬请期待!
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2013-02-28 00:25:50
2013-2-28 0:25:50
23楼
回 20楼(拔刀斋) 的帖子
可能openrocket因为要考虑粗糙度从而计算粘性阻力,为了方便和快速就没用CFD
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24楼
回 23楼(warmonkey) 的帖子
经验公式容易处理粗糙度,CFD反倒不那么方便。
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25楼
回 24楼(拔刀斋) 的帖子
假设表面是常规的材料(塑料,贴纸,油漆,PVC管等等),考虑粗糙度与否,会导致阻力数据误差30%甚至更多(0.1量级,来自openrocket)
所以CFD可能更适合确定压心和不同攻角下的升阻力曲线,而不是无攻角时的阻力。
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bh,王者归来(作者)
26楼
回 25楼(warmonkey) 的帖子
你的30%的阻力误差是怎么得出来的?很多文献上在进行导弹跨音速气动模拟时一般都将表面粗糙程度设为默认值,方便的话能出示一下数据吗?
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27楼
回 26楼(反正已经死) 的帖子
你试一下调整openrocket软件中的设置就行了。我这个不是严谨的数据,只是一个大概估计的值。
大意是想说明,如果关心粘滞阻力,不仅仅应当考虑附面层,还应当考虑表面粗糙度。

另外一个值得探究的问题:头锥表面的动压分布。数据对于设计头锥厚度有意义。
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bh,王者归来(作者)
28楼
回 27楼(warmonkey) 的帖子
动压分布可以通过3D流畅模拟通过图像直观给出。
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2013-03-06 13:47:30
2013-3-6 13:47:30
29楼
从楼主给出的图片,网格边界尺寸相对于模型尺寸并没有大很多。一般远场边界应该为物体的20尺寸的20倍以上,楼主的远场边界似有些小,从图中看到,激波已经打到边界上了。
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2013-03-07 13:05:26
30楼
回 29楼(ltyj2003) 的帖子
确实有激波打到边界上的问题,但是边界条件本身设置合适没看到激波反射,相对来说问题不大。
跨声速激波比较平,如果要激波不打到远场边界需要的尺寸巨大。
跨声速风洞不做这么大的比例尺寸而用多孔网罩透气壁消除激波反射。
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2013-04-15 17:48:46
2013-4-15 17:48:46
bh,王者归来(作者)
31楼
挺不科学的...
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