試驗機機翼下掛載吊艙氣動穩定性評估方法

方自力, 劉超, 蒙澤海

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

試驗機機翼下掛載吊艙氣動穩定性評估方法

方自力, 劉超, 蒙澤海

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

采用CFD方法和飛行動力學仿真方法估算機翼下掛載吊艙對試驗機飛行品質的影響。采用CFD技術計算掛載吊艙引起的試驗機氣動力和力矩增量,并將所得增量引入經試飛數據校驗的飛機本體氣動數據中,建立掛載吊艙后的整機氣動模型;然后進行原機和掛載吊艙飛機的動力學仿真計算,評估掛載吊艙對飛機短周期運動模態的影響。計算結果顯示,掛載吊艙后飛機短周期頻率和阻尼比變化較小,未引起縱向飛行品質降級。

氣動力和力矩增量; 穩定性; 動力學仿真; 飛行試驗

0 引言

現代武器、航電和測試系統的鑒定或定型,需要將系統加裝在飛機上進行功能性試飛驗證;而飛機機體內空間有限,因此,需要在試驗機機翼下方掛載吊艙以安裝試驗設備。由于吊艙種類和氣動外形的多樣化,迫切需要研究吊艙對原機氣動穩定性影響的評估方法,為試飛驗證提供數據支持,并且從飛行安全角度提出使用建議。

本文采用CFD方法對掛載吊艙前后飛機的氣動力進行分析,計算吊艙對原機的氣動特性的影響量,并利用原機氣動模型進行仿真驗證,最后得到掛載吊艙前后飛機的飛行品質變化,評估試飛安全。

1 CFD方法

首先建立試驗機和吊艙的幾何模型并進行簡化,然后對空間流場進行網格劃分,在關鍵區域作加密處理并在飛機和吊艙表面設置邊界層網格。整個流場采用無結構四面體網格填充,邊界層內使用三棱柱網格。某型飛機機翼下掛載吊艙網格分布如圖1所示。

圖1 某型飛機機翼下掛載吊艙網格分布Fig.1 Grid of the pod under the wing of one type of aircraft

求解方程為雷諾平均N-S方程,選擇基于密度的三維隱式穩態求解器;定義來流為可壓縮理想空氣,氣流粘性遵循Sutherland law,湍流模型采用Realizablek-ε模型;飛機和吊艙表面采用固定壁面無滑移邊界,并且在近壁面采用加強的壁面函數;流場邊界設置為壓力遠場;高度、馬赫數和迎角根據飛機的使用狀態確定[1]。

在Ma=0.9,β=0°條件下,計算得到升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數曲線如圖2～圖4所示。

圖2 升力系數隨迎角變化曲線Fig.2 Curve of CL～α

圖3 阻力系數隨迎角變化曲線Fig.3 Curve of CD～α

圖4 俯仰力矩系數隨迎角變化曲線Fig.4 Curve of Cm～α

用帶吊艙的計算結果減去無吊艙的計算結果,即可獲得吊艙產生的氣動增量。表1給出了Ma=0.9時掛載吊艙引起的氣動增量。

由于CFD計算模型對飛機真實外形進行了一定的修改,本文飛機數模與真實飛機外形存在以下差別:進氣道封堵、兩個進氣道和發動機之間的空間被填充、邊條翼外形失真、垂尾前移、發動機尾噴口外形失真、機背輕微失真。根據理論分析,使用該數模計算的氣動阻力將比真實飛機大,升力受到的影響較小。圖2～圖4給出的結果與理論分析一致,CFD計算的阻力系數較飛機設計數據偏大,升力系數基本一致,俯仰力矩系數差別較大。CFD計算的主要目的是獲取吊艙引起的氣動增量。由于吊艙掛點距離機腹較遠,其流場受進氣道影響較小,幾乎不受發動機短艙、機背、垂尾等的影響,因此吊艙引起的氣動增量計算結果是可用的。

表1 帶吊艙引起的氣動力增量Table 1 Aerodynamic force and moment increment due to pods under the wing

2 試驗機仿真模型試飛校驗

由于要利用試驗機仿真模型結合CFD計算結果進行飛機動力學仿真計算,評估掛載吊艙對飛機開環穩定性的影響,因此為使評估結果盡可能的可靠、準確,有必要利用試飛數據對試驗機仿真模型進行校驗[2]。

圖5為某型飛機干凈構型、高度6 km、Ma=0.9條件下的試飛結果與相同條件下的仿真計算結果對比。結果顯示,模型的配平迎角比試飛值約大0.5°,而包括迎角、法向過載和俯仰角速度等在內的飛機動態響應基本一致,說明仿真模型的升力系數比試驗機小,而其他氣動系數與試驗機較為接近。

圖5 試飛與仿真計算結果Fig.5 Flight test and simulation data

仿真模型的試飛校準是通過將氣動模型的升力曲線向上平移0.05實現的。圖6為校準后仿真模型計算結果與試飛結果的對比。可以看出,模型的逼真度較高,能夠反映試驗機的動態響應特性。

圖6 試飛與校準后仿真模型計算結果Fig.6 Flight test and calibrated simulation data

3 吊艙對試驗機縱向穩定性的影響

3.1 對縱向靜穩定性的影響

將吊艙引起的升力、阻力氣動系數增量與試驗機氣動系數進行疊加后,得到試驗機帶吊艙后的升力和阻力氣動系數。圖7和圖8給出了在Ma=0.9條件下,試驗機帶吊艙后的升力和阻力氣動系數。可以看出,掛載吊艙后使飛機在-2°～8°迎角范圍內阻力顯著增加,對升力影響較小。

將吊艙引起的俯仰力矩系數增量與試驗機氣動系數進行疊加后,得到試驗機帶吊艙后的俯仰力矩系數。圖9給出了在Ma=0.9條件下,試驗機帶吊艙后的俯仰力矩系數。可以看出,掛吊艙后使飛機在-2°～12°迎角范圍內縱向靜穩定性有所降低,產生附加的抬頭力矩,飛行時需要增加推桿配平量。

圖7 升力系數隨迎角變化曲線Fig.7 Curve of CL～α

圖8 阻力系數隨迎角變化曲線Fig.8 Curve of CD～α

圖9 俯仰力矩系數隨迎角變化曲線Fig.9 Curve of Cm～α

3.2 對縱向動態穩定性的影響

將CFD計算的吊艙引起的氣動增量數據引入飛機本體的氣動數據中,建立掛載吊艙后的整機氣動模型,然后進行原機和掛載吊艙飛機的動力學仿真計算,評估掛載吊艙對飛機短周期運動模態的影響[3]。

飛機動力學仿真以倍脈沖信號作為飛機操縱輸入,所有計算狀態均保持飛機功率不變。圖10給出了Ma=0.9，H=6 km的計算結果,表2為各計算狀態參數辨識得到的飛行品質指標。

圖10 縱向倍脈沖響應曲線Fig.10 Longitudinal response to doublet input

表2 帶吊艙對短周期模態的影響
Table 2 Influence on short period mode by the pods

構型H/kmωsp/rad·s-1ζsp無吊艙112 87210 5081帶吊艙112 59500 5271無吊艙63 52280 5801帶吊艙63 16490 5750

飛機動力學仿真計算結果顯示,掛載吊艙對飛機短周期頻率和阻尼比有一定的影響,但是量級較小,未引起縱向飛行品質的降級[4]。

4 結束語

本文準確地估算了機翼下掛載吊艙引起的試驗機飛行品質變化,為飛行試驗安全提供了數據支持和飛行操縱建議。本文的研究內容為研究試驗機機翼下方掛載外掛物引起的飛機氣動穩定性變化的問題提供了一種可靠的估算方法,在試飛實際中可以得到更加廣泛的應用。

[1] 王立強,董國國.外掛物干擾流場特性數值仿真研究[J].航空計算技術,2012,42(1):58-59.

[2] 隋成城,楊永田,賈榮珍.某型殲擊機飛行仿真建模與驗模研究 [J].飛行力學,2003,21(3):59-62.

[3] Etkin B.大氣飛行動力學[M].何植岱,周士林,譯.北京:科學出版社,1979:396-413.

[4] 空軍第八研究所,航空工業部六三○所.GJB 185.2-86 有人駕駛飛機(固定翼)飛行品質[S].北京:國防科學技術委員會,1986.

(編輯：李怡)

Aerodynamic stability evaluation method for experimental aircraft with pods under the wing

FANG Zi-li, LIU Chao, MENG Ze-hai

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

CFD and dynamics simulation methods were used to study the impact on aerodynamics and aircraft stabilities caused by pods hanging under the wing of experimental aircraft. The longitudinal aerodynamic force and moment increment was calculated using CFD. The aerodynamic force and moment increment were introduced into the dynamic model of original experimental aircraft to simulate short period dynamic response. Compared with the original experimental aircraft dynamic response, short period mode characteristics change was evaluated. The results show that the short period frequency and damping ratio have a slightly change and the flying qualities are not degraded.

aerodynamic force and moment increment; stability; dynamic simulation; flight test

2014-04-17;

2014-07-20;

時間:2014-10-24 12:14

方自力(1987-)，男，湖北隨州人，助理工程師，碩士，研究方向為飛行品質。

V212.1

A

1002-0853(2015)01-0075-03