基于數值風洞技術的民用飛機系留氣動載荷計算研究

劉亦鵬 陳 功 郭傳亮 施永毅 / Liu Yipeng Chen Gong Guo Chuanliang Shi Yongyi

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

?

基于數值風洞技術的民用飛機系留氣動載荷計算研究

劉亦鵬 陳 功 郭傳亮 施永毅 / Liu Yipeng Chen Gong Guo Chuanliang Shi Yongyi

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

基于數值風洞技術，針對在低速風洞進行的民用運輸飛機的地面系留載荷風洞試驗進行了模擬研究。使用CFD軟件建立了風洞試驗段和飛機風洞模型的數值模型。根據風洞試驗條件設置數值計算條件，計算了側滑角在0°～-180°范圍內的飛機模型氣動力。由于數值模型包括了洞壁、地板，計算結果和試驗結果吻合良好。結果分析表明：當-120°≤β≤-90°時，前起落架系留裝置將承受較大的載荷，該載荷主要源于大偏航角時平尾部件產生的抬頭力矩引起的縱向載荷，以及偏航力矩引起的橫向載荷；Cl比Cm小兩個數量級，對系留載荷的影響不占主導地位；將平尾、升降舵或方向舵預偏可降低系留載荷。為民用飛機低速風洞試驗數值建模提供了參考。

民用運輸飛機；系留氣動載荷；數值風洞；風洞試驗

0 引言

飛機系留是指在惡劣天氣情況下為防止停機狀態的飛機發生側滑甚至傾斜等，使用索具限制飛機位移的措施。系留載荷是指在風載作用下飛機系留繩索所承受的載荷[1]。系留載荷計算的重要輸入是飛機受到的氣動力載荷。在飛機研制階段，氣動力載荷數據主要來源于風洞試驗。風洞試驗數據的準確性，直接關系到系留載荷計算的準確性。近年來，隨著CFD(計算流體力學)和計算機的發展，CFD在空氣動力預測中越來越重要。將EFD(試驗流體力學)和CFD進行協同配合已經成為氣動力預測的下一個方向。目前已有不少研究機構開始將CFD和EFD相結合，開展數值風洞的研究，如JAXA[2-4]、NASA Langley[5]等。數值風洞技術不僅能夠較為準確地預測模型在風洞內的受力情況，其計算結果也能給出更加豐富的空間流場信息，有助于理解流動現象，闡明氣動載荷產生機理。

目前飛機系留載荷研究多涉及船載直升機的系留載荷計算[6-12]。徐春雨等[13]采用MSC. Nastran軟件，針對飛機系留情況下，系留索的單向承載性及起落架與地面的非線性接觸特性，通過應用非線性間隙單元，建立了非線性靜力仿真模型，計算了飛機在系留狀況下，各系留索承受的張力及各系留點所受的載荷。陳功等[14]根據風洞試驗結果對某型號民用飛機在大側風情況下停放時的穩定性進行了研究與分析，發現當飛機在正側風作用下有較大的上仰力矩產生，導致機頭有上翹的趨勢。顧偉彬等[1]采用有限元法，建立了大型固定翼民用飛機系留載荷計算模型，分析了風載作用方向、飛機重量等對飛機系留載荷的影響。

雖然已有學者使用風洞試驗的方法研究了側風環境下飛機停放的穩定性，但對飛機系留時受到的氣動力載荷計算研究較少。對于系留于地面的飛機，其承受的氣動載荷與來流方向、氣動布局都有很大關系，流場較為復雜。使用常規風洞試驗手段僅能得到全機或部件的測力結果，不能得到具體的流場信息，在解釋模型受力變化產生的原因時面臨著困難。而數值風洞技術可以給出更加豐富的流場信息，為解決這一問題提供了可能。

本文采用數值風洞方法對某型民用運輸飛機地面系留氣動載荷進行了數值模擬計算與分析，并與風洞試驗結果進行比較，分析了部件載荷及空間流場情況，闡述了系留載荷產生的原因。

1 數值風洞模型

試驗風洞為單回流式閉口低速風洞，試驗段尺寸為(8×4×3)/mm3，橫截面為切角矩形。切角直角邊在入口端長0.8m，采用擴開切角以補償洞壁邊界層的影響，當量擴開角為0.2°[15]。試驗中，使用腹支桿將模型支撐于風洞中央，力矩參考點位于模型的25%平均氣動弦長位置，并位于整個試驗段的幾何中心。為了模擬地面效應，在試驗模型下方加裝了地板，地板橫貫整個試驗段，試驗段示意圖如圖1所示。試驗模擬了7種風向(-180°≤β≤0°)，來流風速均為35m/s的水平風引起的氣動載荷。因此，試驗模型僅改變側滑角β，迎角α保持為0°。

圖1 試驗段示意圖

圖2 數值風洞模型及計算區域示意圖(β=0°)

圖3 計算網格(β=0°)

圖4 弦向剖面邊界層網格(β=0°)

表1 數值模擬條件

2 計算結果和分析

體軸系的俯仰力矩系數Cm、滾轉力矩系數Cl和偏航力矩系數Cn的計算結果和試驗結果如圖5～圖7所示。總體而言，二者吻合較好，說明計算結果可信。Cm隨β的增大出現先增大后減小的趨勢，當β=-90°時，Cm達到最大值，這可能和低平尾構型有關。當β=-30°時，Cl達到最大值。當-120°≤β≤-90°時，Cn達到峰值。下面將通過對流場的分析，解釋上述現象。

圖8給出了表面壓力云圖和極限流線。Cm的變化主要由平尾上的氣動力決定。當β=-90°時，迎風側平尾以及后機身表面壓力達到峰值(圖8(d))，因此產生的抬頭力矩最大，此時飛機有發生上仰的趨勢，與文獻[14]的結果一致。該下壓力主要來自于垂尾對橫向氣流的滯止與分流作用。滯止作用使平尾上表面和后機身附近流場形成高壓區，如圖9(a)所示，同時分流產生的氣流對平尾的沖擊使其受到向下的氣動力。因此在系留載荷分析時，應以主起落架為支點，將Cm由力矩參考點換算至以主起落架與地面接觸點為參考點的力矩值。同時，飛機重心介于前起落架和主起落架之間，考慮飛機自重后可以建立力平衡關系式，重點考察前起落架的系留載荷。

圖5 體軸系俯仰力矩的計算結果和試驗結果對比

圖6 體軸系滾轉力矩的計算結果和試驗結果對比

圖7 體軸系偏航力矩的計算結果和試驗結果對比

雖然Cn相比于Cm小一個數量級，但考慮到民用飛機的大展弦比(8～12)，則偏航力矩和俯仰力矩的量值相當，其對系留載荷產生的影響不能忽略。當-120°≤β≤-90°時，偏航力矩達到最大，此時前起落架可能承受較大的橫向載荷。β=-90°時，垂尾處產生了較強的分離(圖9(b))，使垂尾橫向阻力增大，這也是偏航力矩較大的原因。

Cl主要影響兩個主起落架的系留載荷。整體而言，Cl相比Cm于小兩個數量級，其對系留載荷的影響不占主導地位。民用飛機1/4弦線后掠角一般接近30°，而滾轉力矩主要源于兩側機翼所受到的氣動力的不對稱以及垂尾的氣動載荷，當β=-30°時，一側機翼迎風面達到最大(如圖8(b)所示)，兩側機翼的產生的升力差也達到最大，此時Cl達到最大值，如圖6所示。

綜合考慮三個力矩的分析結果，當-120°≤β≤-90°時，前起落架系留裝置將承受較大的載荷，該載荷主要源于大偏航角時平尾部件產生的抬頭力矩引起的縱向載荷，以及偏航力矩引起的橫向載荷，該結論和文獻[1]的結果吻合。

3 結論

本文使用數值風洞技術，對某型民用運輸類飛機在地面系留時的氣動力載荷進行了數值計算研究。由于數值模型考慮了風洞的流場邊界，數值結果和試驗結果吻合較好，說明本文數值模型合理可信。對流場進行分析后，主要結論如下：

(1)當-120°≤β≤-90°時，前起落架系留裝置將承受較大的載荷，與文獻[1]結論一致。該載荷主要源于大偏航角時平尾部件產生的抬頭力矩所導致的縱向載荷，以及偏航力矩帶來的橫向載荷。

(2)由于抬頭力矩產生的原因是垂尾對氣流的分流作用使平尾和后機身受到向下的氣動力，因此當飛機在地面停放時，將升降舵和平尾下偏可減緩平尾在大側滑角時所承受的氣動力。同時，若方向舵也能順風向預偏，則能夠進一步降低抬頭力矩，進而降低前起落架系留裝置的載荷。

(3)Cl相比Cm于小兩個數量級，對系留載荷的影響不占主導地位。當側滑角接近后掠角時，Cl達到最大值。

(4)本文為研究舵偏度對飛機系留氣動載荷的影響奠定了基礎，為民用飛機低速風洞試驗數值建模提供了參考。

圖9 平尾處流場(β=-90°)

[1] 顧偉彬，金秀芬，馬建. 大型固定翼民用飛機系留載荷非線性計算分析[J]. 應用力學學報，2014，31(4)：496-501.

[2]Atsushi Hashimoto, Masataka Kohzai, Takashi Aoyama, Mistuhiro Murayama. Wall Interference Analysis of Transonic Wind Tunnel with Porous Wall Model. AIAA 2011-3017.

[3]Masataka Kohzai, Makoto Ueno, Seigo Koga, Norikazu Sudani. Wall and Support Interference Corrections of NASA Common Research Model Wind Tunnel Tests in JAXA. AIAA 2013-0963.

[4]Atsushi Hashimoto,Takashi Aoyama,Masataka Kohzai,Kazuomi Yamamoto.Transonic Wind Tunnel Simulation with Porous Wall and Support Devices.AIAA 2010-4201.[5]Schwartz R. J. and Fleming G. A.. Virtual Diagnostics Interface: Real Time Comparison of Experimental Data and CFD Predictions for a NASA Ares I-Like Vehicle. Proc. ICIASF 07, R56, 2007.

[6]孫淑苓，田石鱗，黃藍. 艦載直升機系留載荷及全機應力計算方法研究[J]. 航空學報，1989，10(10)：489-494.

[7]李進軍，劉土光，夏鴻飛. 艦載直升機系留計算分析[J].華中理工大學學報，1996，24(8)：94-96.

[8]金海波，戴元倫，王云. 考慮輪胎變形的系留計算模型研究[J].航空學報，2008，29(4)：948-953.

[9]鄭亞雄. 基于能量原理的直升機系留載荷計算[J]. 直升飛機技術，2011，166(1)：6-9.

[10]金仲林. 艦載直升機系留座分布及系留載荷的仿真研究[D]. 南京：南京航空航天大學，2006.

[11]王丹. 船載直升機系留載荷分析及優化設計研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學，2008.

[12]李書，何忠桓，徐麗娜. 艦載直升機系留座的優化布置[J].航空學報，2005，26(6): 715-719.

[13]徐春雨，章仕彪. 基于非線性靜力學模型的飛機系留載荷計算方法研究[J]. 民用飛機設計與研究，2011(3)：14-16.

[14]陳功，劉亦鵬.基于風洞試驗的飛機側風環境停放穩定性研究[J].民用飛機設計與研究，2015(4):26-30.[15]李周復. 風洞試驗手冊[M]. 北京: 航空工業出版社， 2015.

Calculation Research on Tie-down Aerodynamic Load for Civil Aircraft Based on Numerical Wind Tunnel Technique

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

A calculation research is conducted on the wind tunnel test of tie-down aerodynamic load for civil aircraft in a low speed wind tunnel based on numerical wind tunnel technique. The numerical model of aircraft model and wind tunnel test section is developed by CFD software. Cases are solved under the condition of -180°≤β≤0° while the boundary condition is set according to the wind tunnel test parameters. The calculation results can agree well with the test results since the tunel wall and ground are considered in the model. As -120°≤β≤-90°, tie-down device on front landing gear bears comparablely large loads which consists of: longitudinal load resulted from the upward pitching moment created by horizontal tail part and rear fuselage, and lateral load resulted from yawing moment.Clis less thanCmby 2 orders of magnitude, which hardly affects the tie-down load analysis. Tie-down load can be alleviated by pre-deploy the horizontal tail part, rudder or elevator. The study could provide a reference for numerical modeling study for civil aircraft in low speed wind tunnel test.

civil transport aircraft；tie-down aerodynamic load；numerical wind tunnel；wind tunnel test

航空科學基金項目(No.20153240003)，民用飛機專項科研增壓風洞高雷諾數氣動力試驗技術(No.MJ-2014-F-04)。

V211.74

A