某型飛機水上迫降性能仿真分析

閆明，吳早鳳，李森，龔思楚

(中航工業洪都，江西南昌，33024)

某型飛機水上迫降性能仿真分析

閆明，吳早鳳，李森，龔思楚

(中航工業洪都，江西南昌，33024)

基于拉格朗日——歐拉耦合方法，對某型飛機的水上迫降性能進行了仿真分析。采用Hypermesh軟件建立飛機水上迫降的有限元模型，通過LS-DYNA軟件對飛機水上迫降過程進行數值仿真。考慮不同初始角度、速度等入水條件，得到一系列飛機的重心過載及姿態變化的運動規律。通過對計算結果進行對比分析，得到了飛機最佳的入水條件以及運動規律，可為后續飛機結構強度設計以及水上迫降模擬試驗提供參考。

仿真分析；水上迫降；流固耦合；有限元

0 引言

研究飛機的水上迫降性能，目的是得到飛機發生水上迫降事故時應該采取的措施，從而使得事故發生時有更多乘客能夠逃生[1]。目前國內主要通過模型試驗對飛機水上迫降性能進行研究。隨著有限元模擬技術的發展，國外開始采用仿真分析技術來研究飛機的水上迫降性能，并且這一手段已經比較成熟。國內由于起步較晚，缺乏大量的試驗數據積累，因此仍采用模擬試驗為主[2]，仿真分析輔助的研究方法[3]。本文建立了某型飛機水上迫降的有限元模型，采用拉格朗日—歐拉一般流固耦合算法進行數值模擬。通過不同的入水初始條件，對飛機迫降運動規律進行了對比和分析，從而得到飛機最佳入水初始條件。

1 計算方法

1.1 一般流固耦合方法

本文采用拉格朗日——歐拉一般耦合算法對飛機的入水沖擊問題進行求解。采用拉格朗日網格描述結構相，利用多物質歐拉網格描述流體相，此時自由面的流體網格能夠承受較大的變形，且網格與網格之間的流體物質也是可以相互流動的[4]。模型中結構與流體之間通過罰函數流固耦合法則相互作用，拉格朗日結構將位移和速度邊界條件施加到歐拉流體域上，同時歐拉流體域又對結構施加牽引邊界條件。該方法的最大優勢在于能夠較完整地實現飛機水上迫降過程中流固耦合現象的模擬，從而能夠體現真實飛機水上迫降過程中所出現的物理現象，使得數值結果更接近于現實。

罰函數流固耦合法則[5]是由結構與流體之間的相互穿透距離d（d=(us-uf)，us和uf分別為結構與流體上相應接觸點的位移）和d的物質時間導數計算出接觸面上每一點的壓力，然后作用到流體與結構相互接觸的節點上，從而阻止流體穿透結構。在這種接觸法則中，結構定義為“從段物質”，流體定義為“主段物質”。耦合力作用在流體與結構接觸面的節點上。對于“從段物質”表面的每一個節點，每一個時間步都能通過相對速度d=(vs-vf)計算d的增量，其中，vs是從節點的速度，vf是初始接觸時接觸面上與從節點相重合的流體主粒子速度(罰函數耦合法則示意如圖1所示)。需要注意的是，這里主粒子并不是單元節點，而是流體單元內與從節點重合的流體粒子，從節點是結構上單元節點。vf通過當前時刻流體域單元節點的速度插值得到。

圖1 罰函數耦合法則示意

耦合力F由下式給出：

其中，k和c分別表示彈簧剛度和阻尼系數。

1.2 氣動載荷處理方法

飛機以一定的速度著水，觸水瞬間其氣動載荷對后期的飛機運動特征和過載特征有一定的影響。迫降觸水瞬間的氣動載荷主要包括氣動升力、氣動阻力和氣動力矩，如圖2所示。

圖2 氣動載荷作用示意

根據文獻和大量相關工程項目經驗，采用如下方式能夠快捷有效地實現氣動載荷在飛機水上迫降過程中的作用。首先通過計算流體動力學（CFD）軟件（如FLUENT、CFX）獲得初始氣動升力、氣動阻力和俯仰力矩。然后將氣動力施加在飛機結構上，并考慮在1s內線性遞減為0。這種簡單加載方法的有效性在數值模擬工作中已經得到了驗證[6]，數值結果與試驗結果保持了較好的一致性。

2 計算模型建立

2.1 飛機有限元模型

采用某型飛機氣動外形（如圖3所示），進行幾何清理以滿足劃分網格的需求。

圖3 某型飛機氣動外形

通過Hypermesh將幾何清理后的氣動外形進行網格劃分，單元總體特征長度為0.2m，采用四邊形殼單元（SHELL163單元），共劃分單元18268個，其節點數目為18270，飛機有限元模型如圖4所示。由于整個計算中不考慮運輸機機身的變形，整個飛機都使用剛體材料模型（*MAT_RIGID），其彈性模量和泊松比采用AL-2024-T3鋁合金。

圖4 某型飛機有限元模型

2.2 流體域有限元模型

流體域包括空氣域和水域，流體域的幾何尺寸為長88m、寬10m、高6m，有限元模型和幾何尺寸如圖5所示。流體域采用六面體實體單元（Soild164），為增加計算精度并減小計算量，采用漸進式劃分網，中間網格劃分密集，水域兩側劃分疏松。空氣域共劃分單元252000個，其節點數目為288189；水域共劃分單元472500個，其節點數目為512336。因空氣的密度遠小于水的密度，數值計算中空氣域采用空物質定義，水域材料設置水的材料參數及能量方程。

圖5 流體域有限元模型

2.3 初始計算條件

根據真實飛機數據設置飛機重量、重心位置及轉動慣量，以保證計算結果的可靠性。設置飛機初始入水條件：水平速度、下降速度、初始姿態角度、氣動阻力、氣動升力及俯仰力矩，見表1。將飛機有限元模型設置在距離水面一定高度處，初始的計算模型如圖6所示。

表1 水上迫降飛機入水初始條件

圖6 初始計算模型

3 計算結果分析

本文計算了5種工況，每種工況初始入水條件設置如下：

工況1初始角度為9度、水平速度為50m/s,下降速度0.5m/s；

工況2初始角度為9度、水平速度為30m/s,下降速度0.5m/s；

工況3初始角度為2度、水平速度為50m/s,下降速度0.5m/s；

工況4初始角度為2度、水平速度為30m/s,下降速度0.5m/s；

工況5初始角度為16度、水平速度為30m/s,下降速度0.5m/s。

工況1在計算時，機翼首先觸水，迫降過程中出現“豚躍”和“俯沖”現象，飛機機頭扎入水中如圖7所示，這種入水狀態極易導致飛機解體，應該避免。

工況2與工況1初始入水角度相同，也是機翼首先觸水，迫降過程中出現了“豚躍”現象，但是并未出現“俯沖”式入水，而是整個機身頭部拍擊水面，是一種可以接受的運動姿態。工況2在工況1的基礎上降低了飛機的水平速度，飛機迫降的運動姿態發生了根本性的變化。可見飛機的水平速度對飛機的運動規律有著顯著的影響。

工況3飛機腹部著水（如圖8所示），出現折斷的可能性較小，因此，腹部著水是水上迫降建議的著水方式。飛機依然出現了“豚躍”運動特征，但是二次著水的部位仍然是機身腹部，二次著水后，飛機后腹部在“伯努利效應”的作用下出現了向下的吸力，促使飛機在后續過程中出現了明顯的“抬頭”現象。這是一種比較理想的迫降運動姿態。飛機迫降過程中水平過載峰值出現在二次著水時，峰值為6.6g；而垂向過載峰值較低，峰值為4.8g。考慮真實飛機的底部吸能以及乘客座椅的緩沖作用，該過載是可以接受的。工況3在工況1的基礎上調整了飛機的初始姿態角，使得飛機的著水部位為機身腹部，飛機迫降的運動姿態也發生了顯著的變化。可見飛機的著水部位對飛機的運動規律及過載特性有著顯著的影響。

工況4在工況3的基礎上降低了水平速度，飛機未出現“豚躍”運動姿態，水平過載只有一個過載峰值，峰值大小為1.8g；垂向過載峰值為4.8g。

工況5首先機尾部著水（如圖9所示），然后機翼著水出現“豚躍”現象，在0.9s左右二次著水，觸水部位為機身腹部。隨后在機身腹部的“伯努利效應”的作用下，飛機緩慢“抬頭”，后期的姿態角變化規律和工況4相似，其運動姿態是可以接受的。水平過載峰值出現在二次著水，峰值大小為7.8g；垂向過載峰值為4.2g，過載峰值較大，因此不利于水上迫降的安全性。

通過計算認為，初始角度為2度時有利于飛機水上迫降。給出工況3的飛機迫降過程，如圖10所示。給出飛機姿態角度時間歷程曲線如圖11所示，飛機重心處水平方向過載如圖12所示，飛機重心處豎直方向過載如圖13所示。

4 結論

通過一般流固耦合方法對某型飛機水上迫降性能進行仿真分析，得到該型飛機在不同入水角度、水平速度、下降速度等初始條件下對應的水上迫降運動規律。對每種工況運動規律進行比較分析可知，初始入水速度及著水部位對迫降過程中的飛機過載有著很大的影響，甚至能夠使運動狀態發生根本性的變化。該型飛機在初始入水角度2°情況下，較為適合進行水上迫降，在此條件下飛機腹部著水，總體運動較平穩。在50m/s的初始入水速度下，水平過載峰值為6.6g；垂向過載峰值為4.8g，該過載是可以接受的。

圖11 工況3飛機姿態角度時間歷程曲線

圖12 工況3飛機重心處水平過載時間歷程曲線

圖13 工況3飛機重心處豎直過載時間歷程曲線

[1]李斌,楊智春.大型運輸機水上迫降研究進展.中國航空學會2007年學術年會.

[2]董亞斌.新舟60飛機水上迫降試驗研究.西飛科技，2008.

[3]許靖峰.數值計算在民機水上迫降試驗中的應用.特種飛行器研究，2010;11(2)：40-43.

[4]張韜,李書等.民用飛機水上迫降分析模型和數值仿真.南京航空航天大學學報，2010;42(3)：392-394.

[5]劉翔.飛機水上迫降的運動特性分析和討論.武漢理工大學,2012.

[6]Nathalie PENTECOTE.Simulation of water impactproblemsusingthesmoothedparticle hydrodynamics method.

>>>作者簡介

閆明，男，1988年出生，2012年畢業于武漢理工大學，工程師。現從事飛機強度設計工作。

Simulation Analysis on Ditching Characteristics of an Aircraft

Yan Ming，Wu Zaofeng,Li Sen，Gong Sichu
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

Based on Lagrangrian/Eulerian coupling method,simulation analysis on ditching characteristics of an aircraft has been conducted.The finite-element aircraft ditching model is setup by adopting Hypermesh software, and numeric simulation on aircraft ditching has been accomplished via LS-DYNA software.With considerations on diving conditions as different initial angle,speed etc.,the movement law of a series of aircraft C.G load and attitude changes has been attained.Based on the comparison analysis on calculated results,the best diving condition and movement law of the aircraft is resulted,which can provide the reference for simulation test for structure strength design and ditching of the successive aircraft.

Simulation analysis;Ditching;Fluid-solid coupling;Finite element

2016-07-18）