CFD专栏丨FlightStream-基于面元法的快速CFD分析工具
面元法的原理
面元法（Panel Method）是一种基于势流理论的数值计算方法，主要用于求解物体在无粘、不可压缩、无旋流动中的气动特性。其核心思想是将物体表面离散为若干小单元（即“面元”），并在每个面元上分布奇点（如源、偶极子等），通过满足边界条件（如物面不可穿透条件）求解奇点强度，最终得到流场速度势、压力分布和气动力。
面元法凭借其高效性，在工业界广泛应用于早期设计阶段的气动评估，尤其在需要快速迭代的场景。尽管无法替代高精度CFD（如RANS/LES），但其作为“快速评估工具”的地位不可替代，常与风洞试验、高精度仿真结合，形成多层级设计流程。
机翼上的面元
Why FlightStream
Altair® FlightStream® 是一种新型的面元法空气动力学求解器。与传统的面元法相比，优势在于：
粘性耦合方程：传统的面元代码主要关注无粘流动，而 FlightStream 则结合了粘性耦合方程，以更好地模拟边界层的增厚和弯度减效效应（Decambering Effect) ，提高了分析精度，尤其是大攻角的流动。
可压缩性模型：FlightStream 超越了不可压缩的流动分析，可模拟亚音速、跨音速和超音速流。
高级边界条件：与早期的面元代码不同，FlightStream 引入了高级边界条件，包括用于模拟螺旋桨和喷气排气的 Actuator Discs模型 。
时间精确功能：FlightStream 拥有时间精确仿真功能，能够分析复杂动态场景，例如轨迹仿真和旋翼运动，垂直起降转平飞，气动弹性分析等等。这是许多传统面元代码所缺乏的功能。
松弛的Vortex-Wake流线方法：与简单的尾流模型不同，FlightStream 可真实模拟尾流动力学，包括涡流拉伸和解体。这样可以更准确地表示尾流与 下游组件的交互，例如螺旋桨尾流和机翼的干涉。
高效的算法和友好的用户界面：FlightStream 利用快速多极子法 （FMM） 等高效的算法来减少计算时间。友好的界面提高了易用性和建模效率。
气动噪声预测：计算效率远高于RANS/LES湍流模型和动网格模型。
低硬件要求：无体网格，仅需面网格，简单飞行器外气动分析甚至可以在笔记本电脑上完成，这使其成为早期快速设计迭代和空气动力学研究的强大工具。
FlightStream定位中等精度的流体力学分析
行业应用
航空航天：FlightStream 最初是为航空航天业设计的，已在该领域经过广泛验证。从商用喷气式飞机到无人机再到旋翼机，它无所不能。气动系数计算、气动载荷和非定常模拟都可以轻松处理。并提供了 Solver Sweeper ,Stability & Control ,Acoustics和ROM降阶模型专用工具箱。
船舶与海洋工程：船体阻力预测，快速分析船体表面流动，降低航行阻力。
叶轮机械：模拟和分析涡轮机和压缩机中的复杂流动。非稳态求解器可以模拟旋转和静止部件之间的动态相互作用。
风力发电：模拟风力涡轮机周围的复杂流场，优化叶片设计以实现最高效率和性能。此外，FlightStream 还包括阵风建模功能，使用户能够模拟和了解瞬态风事件对涡轮机性能和结构完整性的影响。此功能对于设计能够承受多变和恶劣天气条件的涡轮机、确保可靠性和使用寿命至关重要。
兼容HyperMesh格式
FlightStream自带前后处理工具，对于复杂的分析项目也可采用HyperMesh生成高质量面网格。
边界层模拟
FlightStream具有完全粘性耦合的非线性流动求解器，可以基于物理现象准确捕获边界层流动及其对空气动力学性能的影响。
3种边界层模型：Laminar/Transition/Fully Turbulent。
使用积分边界层方法，沿自动计算的表面流线的表面压力计算边界层。
粘性修正通过虚拟偏转表面边界来影响物体上的力和力矩。
边界层模型设置
案例：NASA和麻省理工合作开发D8概念机，采用后置发动机吸入机身上表面边界层减阻。
NASA D8概念机
D8概念机缩比模型风洞实验
FlightStream D8概念机仿真工况：
发动机吸入口采用速度边界：
相关文献：Turnbull, A., Jouan H., Giannakakis P., Isikveren A.T., “Modeling Boundary Layer Ingestion at the Conceptual Level”, ISABE-2017-22700, 2017.
模拟边界层吸入发动机入口
右舷推进器吸入口的总压系数
风洞实验（左），仿真（右）
流动分离模拟
完全粘性耦合非线性流动求解器，基于真实物理现象的流动分离仿真。
预测分离线轮廓，层流分离泡，失速后的空气动力学负载和力矩。
预测最大升力系数和失速角度。
相关文献：Ahuja V., Hartfield R., “Three-dimensional Viscous Coupling & Flow Separation Enhancements to an Inviscid Surface Vorticity Flow Solver”, AIAA SciTech 2023, Maryland, January 2023.
升力系数仿真vs风洞实验
升力系数仿真vs风洞实验
模拟操纵面运动
操纵面运动：飞行器气动控制面（如副翼、升降舵、方向舵、襟翼等）的偏转动作，分析飞行姿态与气动力分布。
配平分析：通过微调操纵面位置抵消不平衡力矩，使飞行器保持稳定飞行状态。
稳定与控制：分析动态稳定性（抵抗扰动）和操纵响应能力（精确执行指令）。
高升力设计：通过增升装置（如前缘缝翼、后缘襟翼）优化机翼气动性能，提升低速飞行阶段升力。
飞翼的舵面控制
案例：NASA和佐治亚理工合作RAVEN项目，倾转旋翼eVTOL 概念机，于2022年完成静态风洞实验。
悬停工况
过渡工况
巡航工况
FlightStream压力系数云图和空间流线
eVTOL概念机的气动系数仿真vs风洞实验
eVTOL概念机的舵面角度扫掠，仿真vs风洞实验
机翼增升装置
富勒襟翼，缝翼，多段翼。
升力系数对标
飞行器地面效应
当飞行器接近地面飞行时，地面影响到空气绕飞行器的流动特性。支持稳态和瞬态模式。
不同离地高度和迎角下的升力系数
不同离地高度和迎角下的阻力系数
不同离地高度和迎角下的翼根截面压力系数
无人机的地面效应建模
喷气推进
发动机进气口和排气口空气推进分析。
基于Actuator的喷气模型，Actuator模型可以多个叠加。喷气支持速度和质量流边界条件。
与 NASA Glenn研究中心的NPSS（推进系统数值仿真）集成。
螺旋桨稳态滑流建模
快速计算螺旋桨产生的功率推力和效率。在飞机模拟中生成螺旋桨滑流效果。
支持任意数量/尺寸的螺旋桨。将它们放置在任何方向，或局部坐标系中。
用户仅须输入螺旋桨的推力曲线、功率和 RPM 来模拟稳态效应。
螺旋桨时间平均流场
Conway actuator disc模型
瞬态求解器
模拟各种任意运动定义：旋转、平移、加速度、扑动和变形（如变后掠翼）。
非稳态、时间演变的松弛尾流模型。
高效率的求解器运行时间（分钟级）。
悬停和过渡
时间精确的悬停诱导速度模型。
增强的松弛尾流模型。
旋翼和整机交互分析。
旋翼拉力系数对标-随叶片攻角变化
旋翼拉力系数对标-随扭矩系数变化
倾转旋翼机仿真
铰接式旋翼与周期配平仿真。
旋翼拉力系数对标-随倾转角变化
气动力矩系数对标-随拉力系数变化
旋翼面流场
旋翼面流场
共轴旋翼分析，同向或反向旋转
旋翼拉力随转速变化（仿真）
旋翼拉力随转速变化（实验）
涵道风扇
高保真度涵道式推进模拟。
能够对叶片、定子/转子系统进行建模。
生成推力、扭矩、功率、效率和速度场。
6DOF刚体运动
6DOF模型允许在部件级或整机级别应用刚体运动，在设计初期快速模拟弹舱分离、阵风和湍流响应。与传统 CFD 相比，计算时间从几天缩短到几小时。
旋翼噪声
气动噪声工具来自NASA STTR项目资助。能够对螺旋桨、旋翼和柔性结构的特征频率和宽带噪声进行分析。只需单击一个按钮即可导出所有 FAA （美国联邦航空管理局）认证声学数据。
不同方位和距离的声压云图
旋翼噪声的空间分布图
声压云图
流固耦合
耦合NASTRAN & OptiStruct或其他FEA求解器。
可分析结构在非定常阵风下的振动。
Von-Karman 谱密度函数湍流模型。
可结合 6DOF刚体 运动模型。
流固耦合分析流程
考虑气弹的瞬态升力系数
FlightStream 近年的学术文献
向下滑动查看
本期的FlightStream-基于面元法的快速CFD分析工具分享就到这里啦，下一期我们将分享更多实用功能，敬请期待。
