作戰飛機翼面損傷對其氣動特性的影響研究

高玉偉, 韓慶, 張鋒,劉星

(1.西安飛機設計研究所 結構設計研究所, 陜西 西安 710089;2.西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

作戰飛機翼面損傷對其氣動特性的影響研究

高玉偉1, 韓慶2, 張鋒2,劉星2

(1.西安飛機設計研究所 結構設計研究所, 陜西 西安 710089;2.西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

作戰飛機易損性分析是其生存力設計與評估的基礎問題之一。參考某型戰機實彈打擊試驗結果,分別建立了該機在破片、離散桿和連續桿戰斗部打擊下的三種典型損傷模型,基于N-S方程數值模擬的方法計算該機在受損前后的縱向氣動特性。對連續桿戰斗部所造成的切斷損傷,進一步研究了縱向配平問題。研究結果表明,相對于破片和離散桿戰斗部,連續桿戰斗部造成的損傷對其氣動影響更為顯著,甚至可能導致飛機在特定狀態下的殺傷。研究結果可用于戰損飛機殺傷準則的判定。

作戰飛機; 易損性; 戰斗部; 氣動特性

0 引言

飛機作戰生存力(ACS)定義為:“飛機躲避和承受人為敵對環境的能力”[1-2],因此生存力可分為兩部分:敏感性和易損性。傳統的易損性研究對象僅限于飛行員、燃油、發動機等關鍵部件的損傷情況[3],而對于戰損引起的飛機氣動特性變化以及這一變化對飛行基本功能的影響,目前國內外研究較少。

通過某型戰機的易損性實彈打擊試驗可知,該機被不同導彈戰斗部擊中后,會在機體表面產生大量不同形狀的穿孔破損和機翼部分切斷損傷,但這些損傷并不一定會造成飛行員、發動機、油箱等關鍵部件的殺傷。

本文在飛機關鍵部件未殺傷的前提下,從空氣動力學的角度研究這些表面損傷對其縱向氣動特性的影響及其配平問題,以評價戰損飛機保持基本飛行功能的能力。

1 計算模型及計算方法

1.1 計算模型

根據該飛機易損性實彈打擊試驗結果,基于該飛機的無損模型,如圖1所示,分別建立了破片、離散桿和連續桿[4-5]三種比較典型的殺傷元造成的損傷模型。

圖1 計算模型Fig.1 Calculation model

由圖1(b)可知,破片是按弦向與展向等比例分配于機翼上的,且對機翼造成的損傷形式為穿透機翼損傷。由于離散桿損傷模型與破片損傷模型比較相似,也是按弦向與展向等比例分配的,僅損傷形狀和大小有所不同,所以未給出其損傷模型圖。破片穿孔的直徑為40 mm,桿條穿孔的尺寸為12 mm×105 mm。對于連續桿造成的損傷,假設其作用于機翼上,沿弦向靠近翼尖并呈線性分布,且打掉了該線性分布靠近翼尖部分的機翼,如圖1(c)所示。由于連續桿打掉了部分機翼,引起該飛機的參考面積發生了變化;所以,相關氣動參數的計算均以變化后的面積為參考面積。

1.2 計算網格

計算網格采用六面體結構化網格[4],對應無損模型和連續桿損傷模型,其網格量大約為400萬,如圖2(a)所示。對于破片和離散桿損傷模型,由于損傷附近需要加密,網格量猛然增加到大約1500萬,圖2(b)為破片損傷的局部網格[5],由該圖損傷處的局部放大圖可明顯看出破片打穿了機翼。由于網格的相似性,因此未給出離散桿和連續桿損傷的網格圖。

圖2 計算網格Fig.2 Computational grid

由于網格差異容易引起計算誤差,因此對于每個模型,均采用同一套網格拓撲結構,且僅對損傷部位進行了局部加密處理。對于破片和離散桿造成的穿透損傷,在其損傷內部生成內“O”,以便氣流通過。

考慮到真實的飛行環境,本文對整個飛機生成外“O”以模擬其附面層[6]流動,圖2(c)為該飛機的對稱面網格。對于附面層的設置,假設第一層厚度為cA×10-5,相鄰兩層厚度的比率為1.2。

1.3 計算方法

采用三維可壓縮非定常N-S方程的積分形式進行數值模擬,其通式在直角坐標系中可表示為:

(1)

式中,各變量的具體定義見文獻[7]。計算中采用格心格式的有限體積法對控制方程進行離散,湍流模型采用SSTk-ω模型,該湍流模型能夠較準確地模擬分離流、漩渦流等復雜流動現象[8]。

計算中涉及的邊界條件有遠場邊界條件、物面邊界條件和對稱邊界條件;模擬飛機在H=8 km,Ma=0.8飛行時的情況。由于需要考慮空氣壓縮性,采用無反射壓力場邊界條件;物面邊界條件為無滑移、無穿透;由于不考慮橫航向的氣動參數,所以使用了對稱邊界條件,以減少網格數量。

2 計算結果分析

2.1 四模型縱向氣動特性對比

針對無損模型、破片、離散桿和連續桿戰斗部打擊下的損傷模型,計算了其在H=8 km,Ma=0.8條件下,不同迎角下的升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數。計算結果如圖3所示。

圖3 四模型氣動特性Fig.3 Aerodynamic characteristics of the four models

由圖3可知:(1)破片和離散桿戰斗部造成的損傷對升力的影響,無論是在大迎角還是小迎角時均比較小;而連續桿戰斗部造成的損傷在小迎角時影響較大,大迎角時影響較小。(2)三種戰斗部所造成損傷對阻力的影響均比較小。(3) 連續桿戰斗部造成的損傷對俯仰力矩的影響,無論是在大迎角還是在小迎角下,明顯比破片和離散桿大,可能的原因是該飛機的焦點在翼尖附近。

從量值上看,三種損傷形式對升力、阻力影響均不明顯,破片、離散桿造成的損傷對俯仰力矩有一定影響,但連續桿造成的損傷對俯仰力矩的影響非常大,是否會造成該飛機在巡航狀態下的殺傷,還需要進一步研究。

2.2 連續桿損傷縱向配平研究

基于以上分析,連續桿造成的損傷對該飛機在巡航狀態下俯仰力矩的影響非常大,可能會影響到飛行安全,因此,需要研究此時該機的縱向配平問題。

根據縱向平衡方程式(2)和式(3),計算配平所需要的迎角和舵偏角,根據是否在許用范圍內研究縱向配平問題。

CL=CLα(α-α0)+CLδeδe

(2)

Cm=Cm0+Cmαα+Cmδeδe

(3)

由縱向平衡方程可知,縱向配平問題的研究首先需要進行相關氣動導數的計算,計算結果如圖4所示。

圖4 連續桿損傷模型氣動參數Fig.4 Aerodynamic parameters for continuous rod damage model

由圖4(a)可知,在迎角為4°時,損傷飛機俯仰力矩隨迎角的變化趨勢發生了轉折。由于這一特殊變化,該飛機的縱向配平問題需要按照迎角為(-2°～4°)和(4°～16°)兩個區域分別進行。計算中假設該飛機此時的重量為6 500 kg,計算出式(2)中的升力系數。

對于小迎角區域(-2°～4°),通過線性擬合圖4中的相關氣動參數,得到計算縱向配平問題所需要的相關氣動導數,如表1所示。

表1 小迎角區域氣動導數Table 1 Aerodynamic derivatives for small angle of attack

由式(2)和式(3)計算可得該飛機在巡航時所需迎角為4.12°,舵偏角為-1.71°。雖然舵偏角在許用范圍內,但由圖4(a)可知,迎角不在擬合范圍之內,也不符合變化趨勢。

對于大迎角區域(4°～16°),類似前面的分析,計算得到縱向配平問題所需要的相關氣動導數,如表2所示。

表2 大迎角區域氣動導數Table 2 Aerodynamic derivatives for large angle of attack

計算可得該飛機在巡航時所需迎角為3.83°,舵偏角為-1.71°。雖然舵偏角在許用范圍內,此時迎角不在擬合范圍之內,也不符合其變化趨勢。

綜上所述,該飛機在連續桿戰斗部損傷翼尖后,當重量為6 500 kg,以巡航高度和速度飛行時,縱向是不能配平的。雖然此時不能配平,但是所需迎角4.12°與圖4(b)中俯仰力矩隨迎角變化的轉折點4°相差甚小。所以,需要分析當迎角為4°時,飛機配平后能提供的升力。

對此,首先假設迎角為4°,根據式(3)求得所需舵偏角為-1.734°;然后根據式(2)算出所能提供的升力系數為0.177 5;最后通過空氣動力學基本公式計算出巡航狀態下,該飛機在被打掉翼尖附近的部分機翼后,迎角為4°,舵偏角為-1.73°時,可以提供6 311.5 kg的升力。與之前的6 500 kg相比,此時的重量僅減小了188.5 kg。

該飛機的正常起飛重量為7 370 kg,正常著陸重量為5 480 kg。在作戰受損后,由于燃油消耗和武器投放,其重量會有一定程度的減小。此時如果重量小于6 311.5 kg,縱向是可以配平的,反之,則不能配平。該飛機在巡航狀態下,當重量為6 500 kg時,翼尖附近機翼的損失會導致其縱向不能配平。但是,只要此時的重量小于或等于6 311.5 kg,該飛機依然是可以配平的。

3 結束語

以某型作戰飛機為研究對象,分別建立其在破片、離散桿和連續桿戰斗部打擊下的損傷模型;計算分析了該飛機在系統及機體結構基本完整的情況下,機體表面損傷對其巡航狀態下縱向氣動特性的影響;對于影響嚴重的連續桿戰斗部造成的損傷,重點研究了其在巡航狀態下的縱向配平問題。研究結果對于戰損飛機殺傷狀態的判斷及飛控重組問題,具有一定的參考價值。

[1] Ball R E. The fundamentals of aircraft combat surviva-bility analysis and design [M]. 2nded. Reston: AIAA, 2003:660-695.

[2] Ball R E.飛機作戰生存力分析與設計基礎[M].林光宇,宋筆鋒,譯.北京:航空工業出版社,1998:101-127.

[3] 韓慶.飛機易損性評估方法研究[D].西安:西北工業大學,2000.

[4] 李向東,錢建平,曹兵,等.彈藥概論[M].北京:國防工業出版社,2004:261-266.

[5] 劉彤.防空戰斗部殺傷威力評估方法研究[D].南京:南京理工大學,2004.

[6] 紀乒乒,陳金艵.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,2012:217-221.

[7] 陳科甲,白俊強,朱軍.發動機短艙對翼身組合體跨音速氣動特性影響研究[J].航空計算技術,2010,40(1):64.

[8] Menter F R. Zonal two-equationk-ωturbulence model for aerodynamic flows[R].AIAA-93-2906, 1993.

Influenceofcombataircraft’swingsurfacedamagedonlongitudinalaerodynamiccharacteristics

GAO Yu-wei1, HAN Qing2, ZHANG Feng2, LIU Xing2

(1.Fuselage Design Institute, Xi’an Aircraft Design Institute, Xi’an 710089, China;2.College of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Vulnerability assessment of combat aircraft is one of the basic issues in the survivability design and evaluation process. This paper takes the certain type of fighting aircraft as the research target to establish the three representative damage models. The longitudinal aerodynamic characteristics of the damage models and the normal model in cruised condition is calculated based on the N-S equation numerical simulation. For the damage model of continuous rod warhead, this paper further studies the vertical balancing problems at this time. The results of the study show that, compared to fragment and discrete bar warhead, the effect of damage caused by continuous bar warhead is more significant. It may even lead to the aircraft’s ruin under the particular state. The result of this paper can be used for the judgment of fighting damaged aircraft’s kill guidelines.

combat aircraft; vulnerability; warhead; aerodynamic characteristic

V211.3; V221

A

1002-0853(2013)05-0394-04

2013-03-18;

2013-05-27; < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2013-08-21 16:15

973計劃項目資助

高玉偉(1981-)，女，河北唐山人，工程師，主要從事飛機設計工作；韓慶(1969-)，男，陜西西安人，副教授，研究方向為生存力與結構優化等。

(編輯：李怡)