飛機的風擋及艙蓋氣壓分布計算與分析

吳 冬

(西安航空職業技術學院， 西安 710089)

飛機在飛行過程中，風擋座艙蓋要受到氣動壓力的作用。飛機在高空高速飛行過程中，與其周圍的空氣發生相互作用，使得機表受到一定的表面力，而沿表面法線方向的正壓力就是風擋及艙蓋體系的外表面的氣壓。風擋及艙蓋整體承受風壓和溫度荷載，存在失效破壞的可能性很大。Hajela 等[1]利用全局敏感度方程探索了飛機氣動、性能、結構、控制一體化設計的方法。毛坤等[2]研究了傳熱、結構強度、屈曲和模態之間的影響，優化了風擋及艙蓋系統。鄭軍超等[3]研究了溫度場及溫度梯度對風擋結構強度的影響。朱書華等[4]研究了鳥撞對風擋的影響。劉振俠等[5]研究了艙蓋的熱疲勞性能。張志林等[6]分析了飛機座艙有機玻璃結構疲勞壽命估算的局部應力法。彭迎風等[7]對飛機風擋鳥撞動響應進行了研究。楊燕初等[8]研究了基于遺傳算法的臨近空間飛艇多學科優化設計。虞跨海等[9]研究了多學科耦合作用下的渦輪葉片復雜結構快速設計優化技術。馮毅等[10]研究了飛行器參數化幾何建模方法。高度等[11]對吸氣式高超聲速飛行器多學科優化設計進行了研究，羅利成等[12]研究了飛機座艙有機玻璃材料的疲勞性能。

已有研究對風擋及座艙的氣動性能，特別是整體部件氣壓的分析比較少，因此本文通過建立風擋及艙蓋的有限元模型，重點分析了脊線上各點的氣壓分布情況，為其他學科的優化設計提供一定的數據參考。

1 氣動分析理論

氣動分析采用黏性可壓縮的模型，描述流動的基本方程為：

1) 動量守恒方程

采用笛卡兒坐標系描述空氣流動，在3個坐標方向上，氣流相對運動方程為：

(1)

(2)

(3)

2) 能量守恒方程

p·div(U)+φ+Si

(4)

其中：

3) 質量守恒方程

(5)

4) 氣體狀態方程

p=ρRT

(6)

以上6個方程包括3個速度分量的動量方程、1個能量守恒方程、1個質量方程和1個氣體狀態方程和待求的6個未知數(3個速度分量及壓力、溫度和密度)數目是相等的，加上相應的初始條件和邊界條件即可求解。

2 風擋及艙蓋系統原始幾何模型及建模

風擋及艙蓋的三維模型如圖1所示。

圖1 風擋及艙蓋模型

根據風擋及艙蓋的三維模型可看出其為對稱分布，因此以脊線為分析曲線，取29個數據點，建立Gambit模型曲線，如圖2所示。

圖2 脊線上的點的示意圖

計算區域的確定：對于流體計算，理論上要求計算區域的尺寸遠大于模型的幾何尺寸，實際應用中一般取10倍以上的模型幾何尺寸。本模型的幾何尺寸在X方向為0～5 631.7 mm，在Y方向為-371～1 365.348 952 mm，因此取計算區域為：X方向-80 000～80 000 mm，Y方向-39 000～39 000 mm，并以此建立流體計算模型，如表1所示。

表1 脊線上點的初始坐標值 mm

續表1

進行氣動計算，還需要對上述脊線模型進一步處理：一是要建立一個封閉的結構體系，二是飛機的前半部分的幾何形狀對風擋及艙蓋系統的氣動性能影響較大，因此還必須建立大致的機頭模型。由于沒有現成的機頭模型可以利用，因此對機頭作一個簡化：將機頭部分看成是一個圓錐體，在氣動分析模型中對應的就是一個三角形；然后將機頭和風擋艙蓋體系一起建立一個封閉的氣動分析。風擋及座艙的幾何造型通常是不規則的光滑曲面，由于其厚度較風擋薄，故通常設計為單層均勻厚度殼體，并且分為前后兩個部分，對稱分布，因此采用二維建模，如圖3所示。

圖3 封閉的氣動分析模型

對于飛機的封閉模型，本文關心的重點是風擋和艙蓋上的氣壓和溫度分布，而對于飛機下部分的幾何造型，它對風擋與艙蓋上的氣壓和溫度分布影響很小，因此本文不做考慮。整體計算模型如圖4所示。

圖4 流體計算區域及整體計算模型

在計算區域確定之后，對計算模型進行網格劃分，依據流體計算網格劃分要求對整體模型劃分網格，如圖5所示。

圖5 流域網格劃分

由實際情況，將圖5中的左邊邊線(inlet-1)和下方邊線(inlet-2)定為速度輸入邊界，將右邊邊線(outlet-1)和上方邊線(outlet-2)定為氣壓輸出邊界，將風擋與艙蓋系統(wall-1、wall-2、wall-3)定為固壁。在完成邊界條件的定義之后，將Gambit二維網格以FLUENT 5/6格式導入到FLUENT二維計算求解器中進行氣動分析。

3 風擋與艙蓋系統氣動性能分析

選擇耦合-隱式模式下的帶熱傳導方程的Spalart-Allmaras湍流模型求解器進行求解。因為本問題是高速的流場計算，所以采用耦合的求解器和隱式求解器收斂速度較快。流體材料屬性設定為標準氣體(ideal-gas)，其黏度采用Sutherland定律，由于本問題考慮的工作壓強流動速度為0.95馬赫數，所以取工作壓強為0 Pa，利用求解器求解：設置求解的松弛系數為0.9，迭代誤差均選擇默認的1.0×10-3，在迭代1 481次時，迭代收斂，此過程的殘差曲線如圖6所示。

圖6 迭代殘差

此時的風擋及艙蓋系統表面的流域氣壓分布圖、流域溫度分布圖和流域速度分布分別如圖7～9所示。

圖7 流域氣壓分布

圖8 流域溫度分布

圖9 流域速度分布

將計算所得的氣壓值與所給的試驗數據對比，得到脊線上的點的氣壓值對比，如表2所示。

表2 氣壓結果對照表

4 討論

從圖7～9可以看出，利用這種氣動分析模型計算得到的結果比較符合理論分析情況，但從氣壓結果對照表2可看出，在靠近風擋的位置與試驗結果吻合較好(第5、6、7、8、9切面位置)，誤差為1.26%；而在靠近艙蓋尾部的位置(切面10)的計算結果與試驗數據有一定的誤差，其主要原因有3點：

1) 由于機頭的模型與真實機頭模型有一定的差別，導致在風擋上所取的切面位置(第5、6、7切面)的計算氣壓值比試驗數據大。

2) 飛機艙蓋后續結構對艙蓋上的氣壓值有一定影響，而在本模型中無法考慮后續結構，因此導致后艙蓋上的計算數據比試驗數據小，特別是切面10位置的數據偏差很大。

3) 來流方向實際情形應與X軸有一個夾角，但是在本模型計算時，直接采用沿X方向的氣流計算，這對風擋艙蓋上的整體氣壓分布有一定影響。

雖然以上模型計算得到的氣壓值與試驗數據在某些位置有一定的誤差，但是從對照表2中可以看出：除了切面11之外，只有切面5、6的氣壓值大于一個標準大氣壓，即只有切面5、6是壓力面，在這2個壓力面上，計算得到的氣壓值比試驗數據大，即壓力計算偏大，這對于風擋及艙蓋設計是安全的、保守的。在吸力面的位置(切面7、8、9、10位置)，只有切面7位置的計算氣壓值比試驗數據大，這表明在切面7 的位置計算吸力比實際吸力小，不安全，但是誤差比較小，其他吸力面的計算數據比試驗數據都小，表明在切面8、9、10 的位置計算吸力比實際吸力大，這對于風擋及艙蓋設計也是安全的、保守的。對于切面7位置，由于在處理試驗數據時，取了f=1.5的安全系數，這能夠允許我們在計算氣壓值時存在切面7處的誤差。

由此可見，計算模型得到的結果可以用于工程實際設計計算。