基于PERA SIM Fluid的客机标模空气动力学仿真

让仿真变成生产力   

本文以CRM-WB客机标模为研究对象，使用安世亚太自主研发的通用流体仿真软件PERA SIM Fluid V2026进行建模和仿真，研究其气动特性，并通过和风洞试验数据的对比，验证了国产自主软件PERA SIM Fluid的预测精度。

关 键 词：CRM-WB；气动特性；PERA SIM Fluid

           

2026年11月5日19:30，安世亚太大咖慧推出PERA SIM V2026新功能及应用免费线上培训，通过本次课程，各位流体仿真工程师将系统了解 PERA SIM Fluid新版本功能全景。精彩内容，不可错过！

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CRM（Common Research Model）通用研究模型由NASA的亚声速固定翼（SFW）空气动力技术研究小组和DPW组织委员会合作设计开发，主要目的是为CFD的验证和确认工作提供运输机高速基准外形^[1]。CRM模型是AIAA第4届DPW会议（DPW IV）到第6届DPW会议（DPW VI）上选用的基准计算模型，也是航空CFD验证领域一个非常标准的基准模型，用于评估不同CFD软件的预测精度。

CRM包括了多种构型，主要有翼身组合体（CRM-WB，基本型）、翼／身／挂架／短舱构型（CRM-WBPN）、翼身组合体加０°平尾（CRM-WBT0）、加2度平尾（CRM-WBT+2）、减2度平尾（CRM-WBT-2）这5种构型。本算例使用的为其基本构型CRM-WB。

CRM模型在多个低温跨音速风洞进行试验，包括美国NASA LANLEY的NTF风洞、NASA Ames的TWT风洞和欧洲的ETW风洞^[2]。试验结果包括了气动特性、表面压力分布及模型变形测量等。上述风洞试验结果为CFD的确认工作提供了高质量的对比数据。其中，NASA NTF和Ames TWT风洞试验包含CRM-WB在内的五种几何构型，数据尤为全面。

       

图1 NTF风洞试验照片

本文基于安世亚太自主研发的通用流体仿真软件PERA SIM Fluid V2026，计算了CRM-WB模型在设计巡航马赫数0.85、雷诺数5.0e+6条件下，不同攻角所对应的阻力系数（Cd）、升力系数（Cl）、俯仰力矩系数（Cm）以及压力系数（Cp）等结果，并和NASA NTF风洞试验数据进行对比。

2.1 几何和网格模型的处理

本文所使用的算例模型来自于国家数值风洞工程CFD验证与确认数据库，几何数模为IGS格式的CRM-WB半模风洞试验模型。

       

图2 CRM-WB几何示意图

将几何模型导入到PERA SIM Fluid中，创建半球体外流体域，球心坐标(0,0,0)，半径3000米，半球沿着+Y方向。

       

图3 创建外流场计算域的几何

使用缝合交叉功能，分割出外流体域对称面和机身对称面重合的部分并删除；使用分组功能对各边界名称重命名；使用识别体功能得到拓扑封闭的半模外流场计算域几何模型。

       

图4 准备好的半模外流场计算域几何模型

全局网格尺寸的最大值为100 m，最小值为0.001 m，增长率为1.2。对于远场边界，最大尺寸和最小尺寸都设置为100 m。对于对称边界，最大尺寸为100 m，最小尺寸为0.1 m，增长率为1.05。对于机身、机翼等边界，最大尺寸为0.1 m，最小尺寸为0.001 m。

使用边尺寸功能，设置边上的节点数，起点、终点的节点间距、增长率，在机翼的关键面生成规则的四边形网格。

机翼弦向的边尺寸，选中机翼内侧、外侧上下面的共计6条边进行定义，节点数为101，间距1和间距2为0.00254 m，增长率1和增长率2为1.15。

       

图5 机翼弦向的边尺寸设置

机翼尾缘厚度方向的边尺寸，选中机翼内侧、外侧尾缘共计3条边进行定义，节点数为9，间距1和间距2为0.00164 m，增长率1和增长率2为1。

       

图6 机翼尾缘厚度方向的边尺寸设置

机翼内侧展向的边尺寸，选中机翼内侧展向共计3条边进行定义，节点数为51，间距1为0.00254 m，增长率1为1.15，间距2和增长率2保留默认值。

       

图7 机翼内侧展向的边尺寸设置

机翼外侧展向的边尺寸，选中机翼外侧展向共计3条边进行定义，节点数为101，间距1和增长率1保留默认值，间距2为0.00254 m，增长率2为1.15。

       

图8 机翼外侧展向的边尺寸设置

生成面网格，总计155788个三角形，42464个四边形。

       

       

       

       

       

       

图9 面网格展示

在边界层设置中，选中除了远场和对称面之外的所有其余边界，第一层层高为1e-5 m，层数为60层，增长率为1.15。

       

图10 边界层网格的设置

生成体网格，最终生成1889788个四面体，58068个锥体，3816678个棱柱，2334277个六面体。体网格总数约810万。网格质量满足计算要求。

       

       

图11 体网格展示

       

图12 网格质量展示

该模型的仿真结果需要和NASA NTF风洞试验数据进行对比，原始几何模型是个实际尺寸的整机模型，该模型中的半翼展是1156.75 inch，而NASA NTF风洞试验中所使用的缩比模型全翼展是62.47 inch，因此风洞模型的缩比系数是62.47/2/1156.75=0.027。

在缩放功能中，输入缩放系数0.027，点击缩放。注意观察"包围盒信息"中显示的整个计算域的尺寸信息，在缩比之前半球形计算域的半径为3000米，缩比之后半球形计算域的半径为80多米。

       

图13 网格缩放

2.2 物性及边界条件的设置

在通用的设置中，求解器选择"密度基"，时间选择"稳态"。参考压力设置为125446 Pa，参考压力位置点设置在来流方向的压力远场边界附近，例如(-80,0,0)m。

       

图14 通用设置

在模型的设置中，打开能量方程的求解，湍流模型选择SST k-ω模型。

       

图15 模型设置

在空气材料物性的设置中，密度选择理想气体，动力粘度设置为1.7151e-5（对应压力125446.22 Pa，温度271.73 K）。

       

图16 材料物性设置

计算域内各边界条件如下：

farfield定义为压力远场边界条件，静压设置为0，马赫数设置为0.85。方向定义使用笛卡尔分量，以2.5度攻角为例，X分量设置为0.999048222即COS(2.5°)，Y分量设置为0，Z分量设置为0.043619387即SIN(2.5°)。湍流定义方式选择强度和长度尺度，湍流强度设置为1%，长度尺度设置为平均气动弦长0.18923 m。温度设置为271.73 K。

symmetry定义为对称边界。其余边界条件保留默认的绝热无滑移壁面。

       

图17 边界条件的设置

在参考值的设置中，面积设置为0.13985 m²，密度设置为1.6095 kg/m³（对应压力125446.22 Pa、温度271.73 K时的密度），长度设置为0.18923 m，速度设置为281 m/s（对应压力125446.22 Pa、温度271.73 K时的声速330.59 m/s），压力设置为0 Pa，温度设置为271.73 K。

       

图18 参考值的设置

2.3 求解器设置及计算

在求解方法的设置中，求解格式选择隐式，通量类型选择Roe-FDS，空间离散格式都选择二阶迎风格式。

在求解控制的设置中，库朗数保留默认值5，后续计算过程中收敛顺利的话可以再适当增大并续算，亚松驰因子保留默认值。

       

图19 求解方法的设置

创建计算过程中的监测，选项选择"力&力系数"，边界列表选择机身、机翼所有的壁面边界。阻力方向矢量设置为(0.999048222,0, 0.043619387)，升力方向矢量设置为(-0.043619387,0, 0.999048222)，力矩中心为(0.909302,0,0.122038)m，可以勾选升力系数、阻力系数、力矩系数同时把三个系数输出到一个监测文件中，也可以在目录树中对已经定义好的监测使用鼠标右键选择复 制并稍加修改，为阻力系数、升力系数、力矩系数单独各自定义一个监测，分别输出不同的监测文件。

       

图20 计算监测的设置

在初始值的设置中，静压设置为0，初场速度设置为(281,0,0)，湍流动能设置为1，比耗散率设置为10，温度设置为271.73。

       

图21 初始化的设置

在计算的设置中，选择本地或远程的HPC计算资源，输入并行核数。迭代步数设置为10000，数据自动保存间隔设置为1000，勾选"额外输出变量"并选择绝对压力、压力系数、总压、总温、马赫数，以方便在后处理中直接调用这些变量。

       

图22 计算设置

点击"运行"按钮，开始求解计算。

输出：.mon监测文件，Results-xxxx.frs结果文件。

       

图23 计算输出的文件

实时监控变量：可以切换显示监测的残差曲线或力系数的曲线。

       

图24 残差曲线的监测

       

图25 力系数曲线的监测

计算完成之后，会自动加载计算结果，并跳转到后处理界面。以2.5度攻角的结果后处理为例。

在机身和机翼部件的所有边界上显示压力系数云图。可以在边界的视图设置中，开启镜像，沿Y-平面镜像，显示完整模型。

       

图26 压力系数云图（视角1）

       

图27 压力系数云图（视角2）

选择流线的起始位置，创建流线。

       

图28 流线

在机身、机翼等边界上生成表面流线。

       

图29 表面流线

4.1 攻角为2.62度时不同站位的压力系数结果对比

计算马赫数0.85、攻角为2.62度的工况，和NTF风洞中编号为TEST 197 run 44的试验结果对比不同站位的压力系数曲线图。

       

       

       

       

       

       

       

       

       

图30 不同站位的压力系数曲线图对比

在50%站位以内，数值模拟结果和风洞试验结果之间吻合较好。随着机翼站位向翼梢方向移动，数值模拟结果和风洞试验结果之间吻合度逐渐变差，数值模拟得到的机翼上翼面激波位置相对于风洞试验结果普遍靠后，且激波位置前的压力系数也显著高于风洞试验结果。导致结果差异的主要原因有两个，一是CRM-WB构型没有包含风洞试验中模型静气动弹性变形的影响，二是没有考虑风洞试验中模型支撑装置的影响。

4.2 不同攻角的气动力系数结果对比

计算马赫数0.85、不同攻角的工况，将气动力系数的结果和风洞试验的结果进行对比。

       

图31 不同攻角下的升力系数和风洞试验数据对比

       

图32 不同攻角下的阻力系数和风洞试验数据对比

       

图33 不同攻角下的俯仰力矩系数和风洞试验数据对比

通过对比仿真结果和风洞试验结果可以发现，在攻角大于3度时，计算得到的升力系数发生突变，经过对结果的分析，发现是非结构化网格和默认的SST k-ω湍流模型会导致翼身整流罩附近提前 预测出流动分离，从而导致和试验结果产生较大偏差。因此在大攻角工况计算时，需要在PERA SIM Fluid中开启曲率修正和折流修正（即QCR, Quadratic Constitutive Relation修正）功能，能够更好地预测二次流和大边界层分离区。

       

图34 开启曲率修正和折流修正

以5度攻角的计算结果为例，在开启曲率修正和折流修正后，翼身整流罩附近的流动分离向后推迟，分离泡变小。

       

       

图35 未开启曲率修正和折流修正前5度攻角的表面流线

       

       

图36 开启曲率修正和折流修正后5度攻角的表面流线

开启曲率修正和折流修正前后，马赫数0.85、不同攻角的工况，将气动力系数的结果和风洞试验的结果进行对比。

       

图37 开启曲率修正和折流修正前后不同攻角下的升力系数和风洞试验数据对比

       

图38 开启曲率修正和折流修正前后不同攻角下的阻力系数和风洞试验数据对比

       

图39 开启曲率修正和折流修正前后不同攻角下的俯仰力矩系数和风洞试验数据对比

本文基于安世亚太自主研发的通用流体仿真软件PERA SIM Fluid V2026，对CRM-WB客机标模进行气动特性的研究，实现了从几何处理、网格划分、物性参数设置、边界条件设置、求解设置以及计算和后处理的完整仿真流程，验证了PERA SIM Fluid V2026强大的前后处理功能以及求解器稳健快速的收敛特性。同时，通过和风洞试验数据做对比，验证了国产自主软件PERA SIM Fluid V2026的预测精度。

参考文献（References）

[1] Vass berg J C, Rivers S M, Wahls R A, et al. Development of a common research model for applied CFD validation studies. AIAA-2008-6919[R]. Reston, VA: AIAA, 2008

[2] Rivers S M, Dittberner A. Experimental Investigations of the NASA Common Research Model in the NASA Langley National Transonic Facility and NASA Ames 11-Ft Transonic Wind Tunnel. AIAA-2011-1126[R]. Reston, VA: AIAA, 2011