某電子設備機載吊艙的氣動特性分析

梁 斌,沈海軍,孟 華

(1.中國西南電子技術研究所,成都610036;2.同濟大學 航空與力學學院, 上海200092)

1 引 言

為了滿足不同要求,軍用、民用飛機上經常會掛裝多種外掛物,如導彈、炸彈、吊艙、副油箱、火箭發射器,乃至電子設備等。外掛物掛機后,很有可能對飛機的諸多方面比如氣動特性、操穩特性、強度以及顫振特性等產生重大影響[1]。因此,外掛物掛機后的氣動特性問題一直深受航空設計師關注[2]。

為了配合某電子系統的研制與調試,我們精心設計了一個長約2 m的流線型外掛吊艙,用于裝載和保護電子系統。該吊艙外掛在機身的右下方,電子系統調試時要求飛機在3 000 m的高度飛行,飛行速度約400 km/h(0.35 Ma)。然而掛機后吊艙表面壓力分布有多大?吊艙后方是否會出現亂流,從而引起吊艙的振動?對飛機航向操穩性的影響如何?這些問題直接關系到吊艙的結構強度設計和飛機的飛行安全,必須予以重視。

為此,我們在設計該電子吊艙的過程中,采用計算流體力學軟件(CFD)Fluent[3]全面分析了飛機機身外掛電子吊艙的三維氣動特性、表面壓力分布、阻力、吊艙帶來的偏航力矩對飛機的影響,以及吊艙的尾流等情況,對該吊艙的成功研制起到了至關重要的作用。

2 吊艙及其三維氣動模型

如圖1 所示,吊艙的外形呈蠶繭狀。吊艙的中段近似為圓柱狀, 直徑約為0.5 m, 壁板厚約1.5 mm,中段上方有一塊安裝平板,平板上方前后各有一個梯形的連接塊;吊艙中段的側方設有一個進風口,俗稱“貓耳朵”,用于吊艙內部電子設備的通風散熱。吊艙頭部為一半橢球透波罩,半橢球的長短半徑比為1.67。吊艙尾部為一流線型整流罩,整流罩尾部設有直徑為10 cm的出風孔,出風孔和進風口的空氣形成對流。吊艙通過該機原有的掛架懸掛于機身的右側下方,如圖2 所示。吊艙中段的材料為5040 鋁合金,吊艙前透波罩和后整流罩均為2 mm厚的玻璃鋼。吊艙總長2 m左右,吊艙前透波罩和后整流罩長分別為0.4 m和1 m。為了便于氣動分析,氣動建模時,吊艙“貓耳朵”、整流罩尾部出風口、吊艙連接塊等細節均進行了簡化。

圖1 電子吊艙Fig.1 Equipment pod

圖2 電子吊艙與機身的連接Fig.2 Connection of equipment pod and fuselage

本文采用大型的CFD 軟件Fluent 來模擬吊艙的氣動特性。由于機身兩側是否對稱掛載吊艙對吊艙本身的氣動特性影響比很小,為了提高計算效率,取一半機身,并將其壁面作為對稱面。最終的氣動計算區域見圖3,為長300 m、寬80 m、半徑為40 m的半圓柱。氣動模型采用非結構四面體網格劃分計算區域。

圖3 計算區域Fig.3 Computaional region

為保證計算的準確性,我們對網格由內到外的疏密進行節點控制:吊艙位于計算區域的正中,以進行較密的網格劃分,向圓柱外部發展的區域則可將網格遞進式地畫得略疏些,這樣既保證了計算的準確性,又減少了計算量[4]。如圖4 所示,整個區域的最終計算網格數為708 578個,節點數為128 052個。

圖4 氣動網格劃分Fig.4 Meshes of CFD model

本研究中,流體計算的前處理和邊界條件設置在Fluent 的前處理模塊Gambit 中完成。由于飛機的最大飛行速度僅為400 km/h,可看作是可壓縮流場問題。對于模型的入口和出口使用壓強遠場條件。模型圓柱切面為對稱面(Symmetry),其他面設為墻(Wall)。計算模型建立完成后,利用Fluent 求解器進行求解。

Fluent 求解中,求解方法選取基于壓力的三維雙精度求解器,Time 保留定常設置。控制方程的線化方式使用壓力-速度耦合隱式求解法[5];高精度的計算梯度的方法被用來確定阻力和壓強。壁(Wall)面條件選無滑移條件,壁面粗糙度設為0.5。數值計算過程中差分格式的壓力插值選用默認的Standard 方法;壓力-速度耦合采用Coupled 方法;動量、湍流動能、湍流耗散率均選用二階迎風格式[6]。粘性模型選擇標準的k -ε雙方程湍流模型;松弛因子設置為:壓力項松弛因子0.3,密度、質量力項為1,動量項為0.5,湍動能項為0.6,耗散率項為0.6,湍流粘性項為0.6;收斂準則取10-6。

3 計算結果與討論

3.1 吊艙流場與壓力分布

經過計算,圖5 給出了吊艙表面的氣流速度分布;圖6 給出了吊艙附近流場分布的數值輪廓圖。從圖5 可以看出,氣流駐點位于吊艙前整流罩頂部,氣流速度最小(小于20 m/s),這符合工程經驗。另外,我們注意到,吊艙中段原有的進風口(“貓耳朵”)位置,風速大概為145 m/s左右,這是一個比較大的風速值,完全可以滿足吊艙內電子設備的通風散熱要求。從圖6 可以看出,吊艙后整流罩尾部氣流是順暢的,未發現明顯亂流;這說明我們設計的流線體吊艙外形是合理的,試飛時吊艙將不會面臨擾流振動的問題。

圖5 吊艙表面氣流速度(m/s)分布Fig.5 Profiles of velocity(m/s)on the pod surface

圖6 吊艙附近流場分布數值輪廓圖Fig.6 Flow field near the pod

圖7 給出了吊艙表面的壓力分布。由圖7 可以看出:吊艙前透波罩頂部靜壓最大,所受的氣動載荷約為0.115 MPa,吊艙中段以及尾部整流罩的壓力相對較小,數值上不超過0.1 MPa。根據圖7 吊艙表面壓力分布的CFD 結果,我們采用有限元軟件ANSYS進一步對吊艙進行了結構受力分析。結果發現,吊艙結構內部的最大Misess 等效應力為6.02 MPa。本文吊艙前透波罩與尾部整流罩使用的材料是玻璃鋼,其強度極限約為250 MPa[7];吊艙中段采用的是鋁合金,其強度極限為400 MPa左右[8]。很明顯,吊艙結構的應力水平(小于等于6.02 MPa)要比玻璃鋼和鋁合金材料的強度極限整整低2 個數量級,這意味著我們吊艙的結構強度是完全滿足要求的。

圖7 吊艙表面壓力(Pa)分布Fig.7 Press(Pa)distribution on the pod surface

3.2 吊艙氣動載荷對飛機航向的影響

本文飛機的垂尾面積S2=12 m2;吊艙與機身重心的橫向距離l1=1.45 m;飛機重心與尾翼中心的航向距離l2=11 m,本文上節CFD 計算的吊艙空氣阻力Fd=1 011 N。

由于機身右側懸掛吊艙后,左右氣流不對稱,飛機飛行時吊艙會對飛機產生一個偏離航向的力矩Md=Fd ×l 1,而這種偏航力矩可依靠向左偏航垂尾產生迎風面力矩Mt來平衡。

由于吊艙偏航力矩Md要和尾翼偏航后的迎風面平衡力矩Mt相平衡(相等),則有如下的方程組:

也就是說,當飛機尾翼向左偏航0.075°時,垂尾就可以自然地平衡掉吊艙氣動力引起的偏航力矩。可見,吊艙對飛機的操縱特性影響是微乎其微的。

4 結束語

根據本文的氣動分析,我們完成了該外掛吊艙的設計和加工(見圖8),當年完成了首次掛機試飛。首飛后,飛行員表示,吊艙掛機后,飛機的操縱感覺幾乎沒有變化。在此后的半年時間里,該吊艙又先后成功完成了40 余次電子系統的空中調試任務,直至掛飛調試工作圓滿結束。半年的飛行實踐表明,該電子設備外掛吊艙的氣動特性是良好的,吊艙的設計也是成功的;同時也在某種意義上印證了本文分析工作的正確性。

圖8 吊艙實物Fig.8 Picture of the pod

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