軟式空中加油受油機頭波數值仿真分析

王健, 董新民, 徐躍鑒, 王海濤, 劉嬌龍, 石超

(1.空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038;2.中國人民解放軍 95899部隊, 北京 100076)

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軟式空中加油受油機頭波數值仿真分析

王健1, 董新民1, 徐躍鑒2, 王海濤1, 劉嬌龍1, 石超1

(1.空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038;2.中國人民解放軍 95899部隊, 北京 100076)

摘要:針對軟式空中加油對接過程中受油機頭波加劇軟管錐套飄擺、降低對接成功率的問題,建立了受油機三維模型,利用Delaunay方法自下向上生成非結構網格。通過計算ONERA M6三維翼型表面壓力分布和壓力系數,驗證了三維Navier-Stokes方程和SST k-ω湍流模型的有效性。在此基礎上對不同飛行條件下受油機頭波進行靜態數值計算,分析了頭波隨馬赫數和迎角的變化規律,并通過仿真解釋了頭波影響下軟管錐套的飄擺原因,預測了對接時錐套的運動趨勢。

關鍵詞:空中加油; 頭波; 數值計算

0引言

空中加油技術作為飛行器的能量倍增器近年來越來越受到關注[1],大量的理論研究和試驗涵蓋了軟硬式空中加油系統建模、飛行控制和傳感器系統融合等方面。目前我國軟式空中加油系統已得到廣泛使用。軟式空中加油過程包括五個階段[2]:會合、編隊、對接、加油及退出,其中對接是完成加油任務的前提。對接過程中,軟管錐套組合體受到不同程度的加油機尾流、大氣擾動和受油機前體頭波作用等氣動影響[3],會產生不同程度的飄擺和偏離,嚴重制約著軟式空中加油對接成功率的提高。

目前國內對加油機尾流、大氣擾動等方面的研究已相對成熟,而受油機頭波影響規律研究相對較少。國外對受油機頭波的研究主要基于飛行試驗、數學模型和計算流體力學等方法。NASA德萊頓飛行研究中心通過F/A-18雙機自動空中加油飛行測試[4],研究了飛行條件、受油機機動等因素對軟管錐套組合體飄擺特性影響,并分析了頭波影響范圍和受油機動態對錐套運動影響規律。文獻[5]采用渦格法和Cart3D代碼組,研究了大型受油機頭波對加油機氣動特性影響機理。布里斯托爾大學利用蘭金半體模型模擬頭波影響,并設計了人工補償器補償受油機頭波造成的錐套偏離[3]。

隨著國內空中加油技術的廣泛研究和成熟應用,頭波效應也得到了國內相關研究機構的重視。探究軟式空中加油中受油機頭波影響規律,對輔助飛行員加油、提高對接成功率和發展無人機自主空中加油關鍵技術具有重要意義。由于風洞試驗往往受模型尺寸、流場擾動等影響,周期長、代價大、成本高,所以本文采用計算流體力學方法對該問題進行了數值計算,建立了受油機模型,利用ICEM軟件對受油機模型進行了網格劃分,采用三維Navier-Stokes方程和SSTk-ω湍流模型,就不同飛行條件下受油機的頭波進行數值仿真,并以受油機迎角和馬赫數為例,研究了頭波隨飛行條件的變化規律。

1建立受油機三維模型

本文采用F-16戰斗機三維模型進行頭波影響數值仿真研究。為簡化問題,只保留與受油區域接近、對錐套影響大的機身、機頭和機翼部位。圖1給出了F-16受油機的標準三維模型和簡化后的F-16受油機三視圖。

圖1　受油機模型及簡化后的三視圖Fig.1　Receiver’s model and orthographic views after simplifying

2計算結果及方法驗證

2.1控制方法

本文采用具有功能全、應用廣、基于有限體積法的計算流體力學軟件FLUENT,對受油機頭波進行數值模擬時采用三維Navier-Stokes方程,利用有限體積法進行離散,守恒性控制方程描述如下[6]:

(1)

2.2網格生成

為簡化計算量,考慮到模型的面對稱性,本文采用半模進行網格劃分和計算。采用Delaunay方法自下向上生成非結構網格,在網格劃分時采用ICEM生成遠場的計算域,如圖2所示。此計算域呈半圓柱體形狀,直徑為100m,長200m。受油機網格劃分如圖3所示,棱柱層30層,生成的網格數為900萬,計算節點數為400萬。

圖2　受油機模型的計算域Fig.2　Computation area of the receiver’s model

圖3　網格劃分Fig.3　Partition of the mesh

2.3計算方法

根據空中加油時的實際飛行條件,假設空氣是可壓縮的、穩定的三維粘性流體。計算選用基于密度的隱式求解器,湍流模型使用具有高精度和可信度的剪切壓力傳輸SSTk-ω湍流模型;空氣密度選項為默認密度1.225kg/m3,粘性選項為默認粘性1.789 4×10-5N·s/m2,操作壓力為101 325Pa;計算域入口、出口邊界條件設為壓力遠場;松弛因子設為默認值;迭代計算收斂準則設置為殘差小于10-4。

2.4計算結果及方法驗證

本文采用應用成熟的計算流體力學FLUENT軟件對軟式空中加油對接終端時刻受油機頭波進行數值仿真。為驗證計算模型和方法的精度,對ONERAM6三維翼型表面壓力分布進行計算[7],采用上文的網格劃分和計算方法,生成數目為300萬的非結構網格。

如圖4所示,分別采用SSTk-ω和SA湍流模型在Ma=0.837 5條件下進行計算,并與風洞試驗數據[8]進行比較。圖中:f-3,f-6分別為風洞試驗中的觀測曲線數據,定義參見文獻[7-8];EXP為風洞試驗數據;SA與SSTk-ω分別為采用兩種湍流模型的計算結果。可以看出,計算ONERAM6三維翼型表面壓力分布時,采用SSTk-ω湍流模型計算的結果與風洞試驗的數據符合度更高,說明本文計算模型和方法的精度滿足研究要求。

圖4　M6翼型表面壓力系數變化Fig.4　Variation of the M6’s surface pressure coefficient

3頭波靜態數值計算及分析

軟管錐套在飛行過程中通常受拉力、重力和空氣動力等外力作用而保持在拖曳狀態。在空氣動力中,阻力是主要部分。由文獻[9-10]中軟管錐套阻力的經驗公式可知,影響壓差阻力和摩擦阻力的因素主要是軟管錐套的幾何形狀和當地氣流速度。隨著受油機的接近,軟管錐套所處氣流場必然會發生變化,這種變化主要體現在壓力場和速度場的變化。氣流速度的變化會導致軟管錐套的阻力變化,打破了原來的受力平衡,錐套的飄擺現象會惡化,影響對接成功率。

本文采用上節方法,對受油機頭波進行靜態CFD數值仿真,在加油包線內選擇迎角-3°～9°,Ma=0.4～0.6的飛行條件進行壓力場和速度場變化規律研究,并利用TECPLOT對計算結果進行后處理。

3.1壓力場分析

3.1.1前向不同切面相對壓力分布

圖5給出了受油機在Ma=0.5，α=3°的飛行條件下,受油機前向(切面間距為1m)和中軸對稱面共4個切面上的相對壓力分布。因為相對壓力與參考壓力之和為絕對壓力,由伯努利定理可知壓強大,流速小,所以當氣流經過機頭附近時,速度的幅值會變小,越靠近機頭的位置變化越大。可以看出，此飛行條件下受油機的頭波影響范圍大概為機頭尖部前方2m左右。

圖5　前向不同切面相對壓力變化Fig.5　Variation of the relative pressure in different section

3.1.2不同馬赫數下相對壓力分布

圖6給出了受油機在平飛迎角3°時，圖5(b)切面位置的不同馬赫數下的相對壓力分布,深色區域是相對壓力大的位置。可以看出，隨著飛行馬赫數的增大,頭波呈現出由中心向四周擴大的趨勢。將相對壓力400Pa所在等值線作為影響范圍邊界,則隨著馬赫數由0.50～0.60,在該切面上影響范圍的半徑由1.5m增大到2.4m。

圖6　不同馬赫數下相對壓力變化Fig.6　Variation of the relative pressure at different Mach numbers

3.1.3不同迎角下相對壓力分布

圖7給出了受油機在Ma=0.8時,圖5(b)切面位置的相對壓力分布。

圖7　不同迎角相對壓力變化Fig.7　Variation of the relative pressure in different angles of attack

可以看出,隨著迎角的增大,頭波影響會有下移的趨勢,但是相比馬赫數,迎角對頭波范圍的影響小。

3.2速度場分析

以Ma=0.5,迎角3°的飛行狀態為例,研究氣流經過機頭時的速度變化分布,速度變化分析建立在圖8中的坐標系上。坐標系Oxyz平行于機體坐標系,原點在機頭頂點位置。

圖8　坐標系定義及各軸上相對速度變化量Fig.8　Relative velocity and the axes

由圖5(d)和圖8可以看出,在加油過程中,機頭頂點附近和座艙與機頭圓錐交界處附近兩個位置的速度和壓強變化較大,頭波影響明顯,沿x軸的速度變化幅度超過10m/s,這種變化會對錐套的飄擺特性產生很大的影響。為了進一步研究速度變化,在圖8坐標系中取5個點P1(2.5,1,-1),P2(-2.5,1,-1),P3(0,1,-1),P4(0,3.5,-1),P5(0,-1,-3.5),選取矢量a=P1P2,b=P3P4,c=P5P3,圖9給出了沿矢量a,b,c的速度變化量曲線。

由圖9(a)可知:當沿著矢量a(與x軸相反方向)靠近飛機時,氣流的速度幅值會先減小后增大,在Oyz平面處,達到最小;沿x軸的速度變化規律相似,在y,z軸上的分量會逐漸增大,這與實際加油過程中錐套的偏離方向一致,y軸的速度變化量要大于z軸,這主要是由受油機機頭的幾何結構決定的;當馬赫數增大時,速度變化量也會變大,頭波作用影響越大,這與3.1節中得到的結論一致。由圖9(b)和圖9(c)可知,當沿著y軸、z軸遠離機頭時,頭波的影響會減弱。

圖9　沿矢量a,b,c的速度變化量Fig.9　Variation of the relative velocity along the vectors

4結論

本文對不同飛行條件下受油機的頭波進行了靜態數值計算及分析。具體結論及建議如下:

(1)在軟式空中加油過程中,小型受油機的頭波影響范圍不大(Ma=0.6時,前方2 m左右),因為軟管長度在16～30 m范圍內,頭波的影響僅限于對軟管錐套的影響,對加油機的影響可以忽略。

(2)受油機的飛行馬赫數對頭波作用的影響較大,飛行速度越大,頭波影響范圍越大。飛機迎角對頭波的影響相對較小。

(3)假設沿著矢量a進行對接,經過平面Oyz時,局部氣流速度幅值減小,阻力值減小,軟管會出現松弛、向下的趨勢;對接終端,對插頭在右側的受油機來說,會產生向上向右的速度分量,錐套會有向上向右運動的趨勢。

(4)在設計加油插頭位置時,可采用“插頭在前”的布局,在加油對接過程中能適度減小頭波帶來的速度分量使錐套偏離的影響。

參考文獻：

[1]Thomas P R,Bhandari U,Bullock S,et al.Advances in air to air refueling [J].Progress in Aerospace Sciences,2014,71:14-35.

[2]全權,魏子博,高俊,等.軟管式自主空中加油對接階段中的建模與控制綜述[J].航空學報,2014,35(9):2390-2410.

[3]Bhandari U,Thomas P R,Bullock S,et al.Bow wave effect in probe and drogue aerial refueling [R].AIAA-2013-4695,2013.

[4]Hansen J L,Murray J E,Campos N V,et al.The NASA Dryden flight test approach to an aerial refueling system [R].NASA/TM-2005-212859,2005.

[5]Dogan A,Blake W,Haag C,et al.Bow wave effect in aerial refueling: computational analysis and modeling [J].Journal of Aircraft,2013,50(6):1856-1868.

[6]劉嬌龍.空中加油機尾流場數值模擬及特性研究[D].西安:空軍工程大學,2013.

[7]紀兵兵,陳金瓶.ANSYS ICEM CFD網格劃分技術實例詳解[M].北京:中國水利水電出版社,2012:181-187.

[8]Schmitt V,Charpin F.Pressure distribution on the ONERA M6 wing at transonic Mach numbers [R].AGARD AR-138,1979.

[9]Wang Haitao,Dong Xinmin,Xue Jianping,et al.Dynamic modeling of a hose-drogue aerial refueling system and integral sliding mode backstepping control for the hose whipping phenomenon [J].Chinese Journal of Aeronautics,2014,27(4):930-946.

[10]Wang Haitao,Dong Xinmin,Liu Jiaolong,et al.Dynamics and control of the hose whipping phenomenon in aerial refueling [C]//2015 IEEE Aerospace Conference.Montana,America:IEEE,2015:1-18.

(編輯：崔立峰)

Simulation and analysis of the bow wave effect of the receiver in hose-drogue aerial refueling

WANG Jian1, DONG Xin-min1, XU Yue-jian2, WANG Hai-tao1, LIU Jiao-long1, SHI Chao1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China;2.95899 Unit of the PLA, Beijing 100076, China)

Abstract:In order to solve the problem of increased whipping phenomenon of hose-drogue and reduced rate of success during docking in aerial refueling, the bow wave effect of the receiver was studied. The receiver’s 3D model was built, and based on the method of Delaunay, the nonstructural grids were generated. Effectiveness of the method and the SST k-ω turbulence model were tested effective by calculating the ONERA M6’s surface pressure distribution. On the basis of this, the static state numerical calculations of the receiver’s bow wave effect were conducted. Then the rule of the bow wave effect was analyzed with the change of the Mach and angle of attack. The simulation could explain the whipping phenomenon of hose-drogue under the influence of the bow wave effect, and predict the motion of the drogue during docking.

Key words:aerial refueling; bow wave effect; numerical simulation

中圖分類號：V211.3

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0054-05

作者簡介:王健(1991-)，男，山東安丘人，碩士，研究方向為飛行控制與仿真技術。

基金項目:國家自然科學基金資助(61473307)

收稿日期:2015-04-27;

修訂日期:2015-08-10; 網絡出版時間:2015-09-08 13:57