基于CFD仿真的外翼斷裂飛機安全飛行研究

姚武文，蔡開龍

(空軍第一航空學院，河南 信陽 464000)

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基于CFD仿真的外翼斷裂飛機安全飛行研究

姚武文，蔡開龍

(空軍第一航空學院，河南 信陽 464000)

針對外翼斷裂飛機安全飛行問題，采用CFD仿真方法，建立了針對該特殊氣動問題的分析模型，提出了外翼斷裂飛機安全飛行控制方法，并通過仿真計算得到，基于副翼平衡法的外翼相對損傷極限為14.2%，基于側飛平衡法的外翼相對損傷極限為24.5%，為戰(zhàn)時外翼斷裂飛機帶傷飛行提供了參考和評估方法。

CFD仿真 ；損傷極限；外翼斷裂；側飛平衡法 ；副翼平衡法

機翼是飛機的氣動敏感部件，一旦受到大面積損傷，飛機的氣動性能將受到嚴重破壞，并可引發(fā)墜機事故，嚴重威脅機上人員和財產(chǎn)的安全。在以往的戰(zhàn)爭中，有一些外翼斷裂較嚴重的飛機仍能飛行的例子(見圖1)。目前，世界上針對這一特殊的氣動與飛行控制問題開展的研究還很少。據(jù)資料[1]，美國首次研制出“自適應容損飛控系統(tǒng)”，并提出飛機“折翅也能飛”的觀點。2007年，美國羅克韋爾·科林斯公司，利用一架長約為2.44 m，質量約為22.7 kg的F/A-18戰(zhàn)斗機模型，在空中拋掉60%的右側機翼(見圖2)，最后成功著陸。在國內還沒有相關研究的報道。

圖1 左翼打掉一塊的“復仇者”在飛行

圖2 拋掉60%右翼的F/A-18在飛行

1 外翼斷裂飛機安全飛行控制方法

飛機單側外翼斷裂產(chǎn)生的左右不對稱升力，將帶來飛機滾轉、偏航和俯仰等3個不平衡力矩。其中，偏航與俯仰不平衡力矩較小，容易通過操縱來抵消；而滾轉不平衡力矩較大，對于正迎角情況機翼產(chǎn)生正升力，外翼損傷帶來的附加滾轉力矩會使飛機向外翼受損一側滾轉，需要研究專門的控制方法使飛機保持平衡。

外翼斷裂飛機安全飛行控制可從如下2個方面進行。

1)損傷極限即損傷評估標準控制，也就是要計算出外翼斷裂的面積損傷極限，當飛機外翼損傷面積超過這個極限時，就不能帶傷飛行了。

2)操作方法控制，當飛機外翼損傷面積小于其損傷極限時，可采用副翼平衡法和側飛平衡法這2種操作方法控制。副翼的主要作用是控制飛機滾轉運動，副翼平衡法是指當外翼損傷產(chǎn)生不平衡滾轉力矩時，通過適當控制副翼偏轉產(chǎn)生附加氣動力矩來抵消不平衡滾轉力矩，使飛機保持平衡的方法；側飛平衡法是指當外翼損傷過重時，即使副翼偏轉角達到最大，所產(chǎn)生的附加氣動力矩也無法保持飛機平衡，需要控制飛機側飛來抵消不平衡滾轉力矩，使飛機保持平衡的方法。

2 外翼斷裂飛機側飛平衡原理

當飛機在正常飛行情況下突然左翼被打掉一部分時(見圖3)，左機翼升力、阻力均比右機翼件減小，飛機橫滾等平衡被破壞，飛機將會出現(xiàn)向左滾轉的現(xiàn)象。此時，操縱飛機右偏，使受損的左機翼“迎風”飛行，即產(chǎn)生左側滑。若設氣流速度為V，則對左右機翼而言：

V左n=Vcos(ψ-β)

(1)

V右n=Vcos(ψ+β)

(2)

式中，V左n是垂直左機翼前緣的氣流速度；V右n是垂直右機翼前緣的氣流速度；ψ是機翼的后掠角；β是飛機側滑角。可見，V左n>V右n。左翼因垂直機翼前緣的氣流速度增大，導致其升力和阻力均增大，右翼因垂直機翼前緣的氣流速度減小，導致其升力和阻力相對減小，給飛機橫滾等平衡創(chuàng)造了條件，因而可恢復飛機穩(wěn)定飛行(右翼損傷的平衡原理同理)。其實質是整架飛機的迎風氣動構型發(fā)生了變化，氣動力得到重新分配，這種新“構型”讓飛機重新回到平衡狀態(tài)[2]。

圖3 外翼斷裂飛機側飛基本原理

3 外翼斷裂下的飛機氣動計算模型

為了計算外翼斷裂下的飛機安全飛行評估標準，需要建立基于計算流體力學(CFD)仿真的飛機氣動計算模型。通過CFD求解流動控制方程：

(3)

(4)

式中，力矩系數(shù)的參考點均為完整無損飛機的重心，“m+n+1”表示作用在飛機m個固定部件與n個活動部件上的氣動力產(chǎn)生的力矩系數(shù)，以及1個受損機翼質量損失帶來的附加力矩系數(shù)。

應用Fluent軟件可求解上述流動控制方程組[4],其仿真計算基本流程如圖4所示。計算輸入條件包括馬赫數(shù)、迎角和飛行高度等，輸出結果為飛機的氣動性能參數(shù)。

圖4 應用Fluent軟件仿真計算流程圖

4 飛機外翼損傷極限計算

4.1 基于副翼平衡法的外翼損傷極限

在馬赫數(shù)Ma=0.2～0.5、副翼偏轉角為0°～30°、側滑角為0°和不考慮質量損失影響等條件下，通過計算得到的滾轉力矩系數(shù)Mx隨副翼偏轉角變化的曲線如圖5所示。在圖5中，Mx=0對應的副翼偏轉角即為平衡偏角(見圖5中的B點)。當副翼平衡偏角達到副翼偏轉角最大值時，對應的外翼損傷即為損傷極限，其計算流程如圖6所示。通過CFD計算得到的迎角與基于副翼平衡法的外翼損傷極限對應關系見表1(副翼偏轉角為30°,側滑角為0°)。

圖5 副翼平衡偏角搜索方法示意圖

圖6 基于副翼平衡法的外翼損傷極限計算流程圖

由表1可知，當迎角從4°增大到12°時，外翼損傷極限從59%下降到14.2%，迎角對外翼損傷極限影響很大；因此，當機翼出現(xiàn)對飛機氣動力影響較大的損傷時，應盡量采用小迎角飛行。根據(jù)資料，某飛機的起飛迎角為8°～12°，取其最大值12°，由此可確定某飛機基于副翼平衡法的外翼相對損傷極限為14.2%，外翼面積損傷極限為2.87 m2，即外翼損傷面積<2.87 m2時可采用副翼平衡法操縱飛機。

4.2 基于側飛平衡法的外翼損傷極限

采用基于副翼平衡法的外翼損傷極限計算同樣的方法，計算得到迎角與基于側飛平衡法的外翼損傷極限對應關系見表2(副翼偏轉角為30°，側滑角為4°)。基于副翼平衡法和側飛平衡法的外翼損傷極限計算流程圖如圖7所示。

表2 飛機迎角與外翼面積損傷極限的關系

圖7 基于副翼平衡法和側飛平衡法的外翼損傷極限計算流程圖

由表2可知，采用側飛平衡法比采用副翼平衡法的外翼損傷極限大，當飛機迎角從12°減小到7°時，副翼平衡法的損傷極限為14.2%～28.6%，側飛平衡法的損傷極限為24.5%～47.0%。根據(jù)資料，某飛機的起飛最大迎角為12°，由此可確定某飛機基于側飛平衡法的外翼相對損傷極限為24.5%，外翼面積損傷極限為4.96 m2，即外翼損傷面積>2.87 m2(基于副翼平衡法的外翼面積損傷極限)且<4.96 m2時，可采用側飛平衡法操縱飛機。

5 結語

通過上述研究得出如下結論。

1)當飛機在地面出現(xiàn)外翼較小面積損傷時，例如某飛機外翼損傷面積<2.87 m2，可采用副翼平衡法操縱飛機起飛。

2)當飛機在空中出現(xiàn)外翼較大面積損傷時，例如某飛機外翼損傷面積>2.87 m2且<4.96 m2，可采用側飛平衡法操縱飛機飛行，并且盡量采用小迎角飛行。

3)在新機設計時，建議增設飛機容損飛控系統(tǒng)。通過CFD仿真計算建立機翼不同氣動損傷情況與副翼偏轉角和飛機側滑角的對應關系，并通過在機翼上布置傳感器獲取其損傷信息，通過自動駕駛儀自動實現(xiàn)這種對應關系，以保證機翼氣動損傷情況下的飛行安全。

[1] 司古.折翅也能飛[J].航空知識，2008(9)：11-13.

[2] 姚武文，周平, 蔡開龍．飛機容損飛行機理與控制方法研究[J].航空維修與工程,2010(1)：21-23.

[3] 張怡哲，鄧建華. 舵面損傷的氣動模型及故障檢測研究[J].飛行力學,2001(3)：35-39.

[4] 曉鋒，周燦豐．基于FLUENT的TIG焊接電弧數(shù)值模擬[J].新技術新工藝,2015(1)：26-27.

責任編輯 馬彤

Research on Safe Flight of the Outboard Wing Rupturing Aircraft based on CFD Simulation

YAO Wuwen，CAI Kailong

(The First Aeronautic Institute of the Air Force, Xinyang 464000, China)

The flight of the aircraft with outboard wing rupturing is a special problem about pneumatics and flight control. The analysis model about the special pneumatics problem is set up by the CFD emulation method, and the control method about outboard wing rupturing aircraft aviating safely is brought forward. By the simulation computing, the conclusion is gained that the opposite damage most limit of the outboard wing based on the aileron balance method is 14.2%, and the opposite damage most limit of the outboard wing based on the side flight balance method is 24.5%. It provides the reference and evaluation method for the aircraft with outboard wing rupturing flying.

CFD simulation, damage most limit, outboard wing rupturing, side flight balance method, aileron balance method

V 271.4

A

姚武文(1959-)，男，教授，主要從事飛機戰(zhàn)傷搶修等方面的研究。

2016-04-06