翼吊低平尾布局飛機(jī)水上迫降數(shù)值仿真分析

何超杰,黃勇,羅文莉 ,陳皓宇

(上海飛機(jī)設(shè)計研究院,上海 201210)

0 引言

民用飛機(jī)存在安全隱患無法正常降落時,需進(jìn)行有計劃的水上迫降[1]。機(jī)體在該過程受到水的沖擊載荷,往往會構(gòu)成機(jī)體結(jié)構(gòu)破壞的嚴(yán)重情況。因此對該過程中飛機(jī)的運(yùn)動狀態(tài)和受載開展研究很有必要。

水上迫降問題從20世紀(jì)中葉開始就備受關(guān)注,研究者開展了大量模型試驗(yàn)研究,提出了大量理論分析方法。隨著計算機(jī)技術(shù)的發(fā)展,數(shù)值仿真技術(shù)的應(yīng)用為水上迫降問題的研究提供了新的途徑。20世紀(jì)80年代至今,大量水上迫降數(shù)值仿真研究工作在開展。GHAFFARI[2]基于面元法研究了航天飛機(jī)水上迫降過程所受氣動力及水動力;CLIMENT等[3]基于SPH方法研究了柔性對壓力的影響;屈秋林等[4]基于有限體積法分析了某型客機(jī)水上迫降過程的最佳迫降姿態(tài);張韜等[5]基于有限元法模擬了某型客機(jī)水上迫降,表明后體吸力不可忽略;徐文岷等[6]基于有限元法分析了某型客機(jī)水上迫降過程的運(yùn)動和壓力規(guī)律;張盛等[7]基于SPH方法模擬了波浪條件下某小型飛機(jī)水上迫降,并給出了最佳迫降姿態(tài);QU等[8]應(yīng)用動網(wǎng)格技術(shù)模擬水上迫降,并通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比驗(yàn)證了方法的適用性;王明振等[9]基于S-ALE流固耦合方法對某型號飛機(jī)水上迫降開展仿真分析,證實(shí)該方法能夠有效預(yù)測二次抬頭現(xiàn)象;孫豐等[10]對某固定翼飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值仿真,并分析了飛機(jī)的運(yùn)動姿態(tài)和壓力分布特性;趙蕓可等[11]基于VOF法和整體運(yùn)動網(wǎng)格法模擬并分析了波浪對極限沖擊載荷和各項參數(shù)峰值的影響規(guī)律;李勐等[12]采用ALE法對水上飛機(jī)非對稱迫降開展數(shù)值仿真分析,并提出避免失穩(wěn)的臨界著水滾轉(zhuǎn)角。

綜上所述,針對民用飛機(jī)的水上迫降數(shù)值仿真研究工作多圍繞水上飛機(jī)和尾吊高平尾布局的飛機(jī),且大多未經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證,因此多用于運(yùn)動狀態(tài)和水載荷的定性分析。本文基于歐拉-拉格朗日耦合法開展翼吊低平尾飛機(jī)水上迫降數(shù)值仿真,通過模型試驗(yàn)驗(yàn)證該方法的適用性,并分析某型飛機(jī)水上迫降的運(yùn)動與受載,討論初始條件的影響及其機(jī)理,給出避免水上迫降沖擊載荷過大的策略。

1 方法

1.1 驗(yàn)證方法

1.2 試驗(yàn)方法

采用縮比模型試驗(yàn),動力相似準(zhǔn)則采用弗洛德相似準(zhǔn)則,即

(1)

式中:VR為全尺寸速度;VM為模型速度;g為重力加速度;lR為全尺寸特征長度;lM為模型特征長度;const表示常數(shù)。試驗(yàn)數(shù)據(jù)需轉(zhuǎn)換為全尺寸值,轉(zhuǎn)換原則見表1,表中λ=lR/lM。

表1 弗洛德相似準(zhǔn)則全尺寸和模型部分物理量轉(zhuǎn)換方法

通過模型投放臺架實(shí)現(xiàn)初始條件的設(shè)定及模型投放。如圖1所示,模型固定在車架上,通過調(diào)整滑軌兩端高度確定初速度方向;通過調(diào)整砝碼質(zhì)量實(shí)現(xiàn)初速度大小設(shè)定;通過傳感器獲取運(yùn)動狀態(tài)和機(jī)體壓力。

圖1 試驗(yàn)臺架示意圖

1.3 仿真方法

將飛機(jī)視為剛體,基于歐拉-拉格朗日耦合法,采用MSC.Dytran進(jìn)行仿真。

剛體飛機(jī)的動力學(xué)方程為

Man+Cvn+Kdn=Fn

(2)

式中:M為質(zhì)量矩陣;an為加速度;C為阻尼矩陣;vn為速度;K為剛度矩陣;dn為位移;Fn為外部作用力。

流體區(qū)域質(zhì)量控制方程為

(3)

式中:ρ為流體密度;V為控制體圍成的區(qū)域;v為速度;S為控制體邊界確定的有向封閉曲面,其法矢是指向外側(cè)的單位矢量。

動量控制方程為

(4)

式中:p為應(yīng)力;f為體力。

能量控制方程為

(5)

式中:e為流體單位質(zhì)量比內(nèi)能;q為單位面積傳導(dǎo)熱。

空氣采用可壓縮理想氣體,其本構(gòu)方程為

pa=(γ-1)ρa(bǔ)ea

(6)

式中:pa為空氣壓力;γ為空氣比熱比,本文取1.4;ea為空氣單位質(zhì)量比內(nèi)能,本文取211 401 J/kg;ρa(bǔ)為空氣密度,本文取1.225kg/m3。

水采用如下狀態(tài)方程描述

(7)

式中:pw為水壓力;a1為水的體積彈性模量;μ=ρw/ρ0-1為密度比;ρ0為參考密度,本文取1 000kg/m3;ew為水的單位質(zhì)量比內(nèi)能;a2、a3、b0、b1和b2為經(jīng)驗(yàn)系數(shù),本文均取為0。

計算域長度取飛機(jī)長度的4倍以上,寬度不小于飛機(jī)寬度的2倍,高度不小于飛機(jī)高度的2倍;網(wǎng)格采用六面體歐拉單元,水面位置和飛機(jī)對稱面附近網(wǎng)格局部加密,最小尺寸0.2 m。

機(jī)體網(wǎng)格采用二維拉格朗日殼單元,基本尺寸0.5 m,襟縫翼加密到0.1 m。機(jī)體單元組成法矢向外的有向閉曲面。仿真模型如圖2所示。采用一般耦合法實(shí)現(xiàn)飛機(jī)網(wǎng)格和流體網(wǎng)格的物理量傳遞。

圖2 計算模型

2 驗(yàn)證

圖3 對比驗(yàn)證

3 分析

3.1 運(yùn)動與受載特性分析

圖4給出了驗(yàn)證工況下各時刻機(jī)體壓力分布,結(jié)合圖5分析各階段運(yùn)動及受載。如圖5(a)所示,飛機(jī)后機(jī)身先著水。正壓區(qū)水沖擊載荷遠(yuǎn)大于負(fù)壓區(qū)吸力,機(jī)體受到合力向上的水載荷;之后正壓區(qū)向前擴(kuò)張,負(fù)壓區(qū)向后擴(kuò)張,如圖4(c)和圖4(d)所示;與此同時,正壓區(qū)最大壓力增大,在垂向加速度峰值時刻左右亦達(dá)到峰值784kPa,如圖4(e)所示。由于負(fù)壓區(qū)的擴(kuò)大,俯仰角因后體吸力引起的抬頭力矩而增大,如圖5(b)所示。隨著俯仰角增大以及機(jī)體繼續(xù)下沉,平尾著水。平尾所受水沖擊載荷引起低頭力矩,限制了飛機(jī)抬頭,使得飛機(jī)俯仰角達(dá)到峰值并開始減小,從而飛機(jī)進(jìn)入低頭階段,如圖5(c)所示。此后由于水阻力,飛機(jī)速度大幅衰減,因此雖然著水區(qū)域繼續(xù)擴(kuò)大,水載荷卻較小,如圖4(h)所示,因此飛機(jī)垂向加速度減小,直到飛機(jī)在水面漂浮,垂向加速度在較低水平振蕩。

圖4 壓力分布

圖5 水上迫降載荷示意圖

3.2 垂向初速度影響分析

為分析垂向初速度對運(yùn)動及受載特性的影響及其機(jī)理,針對表2中各算例仿真,得到俯仰角、垂向加速度和壓力峰值時刻壓力分布如圖6和圖7所示。可見由于機(jī)體壓力峰值隨垂向初速度提高而增大,因此垂向加速度峰值隨垂向初速度增加而提高;此外,水載荷引起的低頭力矩也隨著沖擊載荷增大而增大,對飛機(jī)抬頭的抑制作用更顯著,故俯仰角變化量峰值隨垂向初速度增加而降低。

圖6 垂向初速度對運(yùn)動影響

圖7 垂向初速度對壓力峰值時刻壓力分布影響

由此可知,在水上迫降時需要盡量減小飛機(jī)的垂向初速度,從而避免較大的沖擊載荷。

3.3 初始俯仰角影響分析

為分析初始俯仰角對運(yùn)動特性及受載特性的影響及其機(jī)理,針對表3中各算例仿真,得到俯仰角、垂向加速度和壓力峰值時刻壓力分布如圖8和圖9所示。可見俯仰角越大則迎角也越大,從而飛機(jī)升力越大,故飛機(jī)著水前垂向加速度越小,飛機(jī)著水時的垂向初速度越小,導(dǎo)致水對機(jī)體的沖擊載荷越小,因此垂向加速度峰值隨初始俯仰角增加而降低;此外,初始俯仰角越大,則平尾著水時刻越早,于是對飛機(jī)抬頭的抑制作用越顯著,因此俯仰角變化量峰值隨初始俯仰角增加而減小。

圖9 初始俯仰角對壓力峰值時刻壓力分布影響

表3 初始俯仰角影響分析算例

由此可知,在水上迫降時要盡量增大初始俯仰角,使升力接近甚至抵消重力,從而避免沖擊載荷過大。

4 結(jié)語

1)俯仰角和垂向加速度變化規(guī)律同試驗(yàn)吻合;

2)飛機(jī)先抬頭后低頭,著水初期垂向加速度及正壓區(qū)最大壓力迅速達(dá)到峰值;

3)平尾著水引起的低頭力矩對飛機(jī)抬頭具有限制作用;

4)俯仰角變化量峰值隨垂向初速度和初始俯仰角增加而降低;垂向加速度峰值隨垂向初速度增加而提高,隨初始俯仰角增加而降低;

5)在水上迫降時,應(yīng)在保證飛機(jī)不失速的前提下,盡可能地降低垂向初速度并增大初始俯仰角。該策略對翼吊低平尾布局民用飛機(jī)的水上迫降具有重要參考價值。