飛機(jī)不同攻角下近場飛行繞流場數(shù)值模擬

周鵬宇，柳文林，賀 俊，王 棟，謝名飛，李 洋

(1.海軍航空大學(xué)， 山東 煙臺(tái) 264001； 2. 92326部隊(duì)， 廣東 湛江 524005；3. 92236部隊(duì)，廣東 湛江 524005； 4. 94831部隊(duì)，福建 南平 354300； 5. 95172部隊(duì)，長沙 410000)

1 引言

飛機(jī)起飛和進(jìn)場著陸階段是執(zhí)行飛行任務(wù)的事故易發(fā)多發(fā)階段，據(jù)統(tǒng)計(jì)一半左右的空難發(fā)生在起飛和進(jìn)場著陸階段[1]。高速軍用飛機(jī)因起降速度大，在特殊情況下中斷起飛和正常著陸時(shí)都需要放出減速傘以保障起降安全。據(jù)統(tǒng)計(jì)，高速戰(zhàn)機(jī)起降過程中沖出跑道事件多與減速傘異常有關(guān)。更進(jìn)一步的分析表明，在放傘系統(tǒng)正常情況下，減速傘不能正常放出的事件多伴有放傘速度大、攻角小的現(xiàn)象，有資料提出這可能與飛機(jī)尾部的渦流、反壓區(qū)有關(guān)，但并無詳細(xì)的理論依據(jù)。隨著科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步，減速傘故障分析和放傘仿真研究也得到了進(jìn)一步發(fā)展。沈燕良等[2]采用氣動(dòng)控制技術(shù)，提出了減速傘放傘機(jī)構(gòu)的氣壓和電控改進(jìn)方法，研制了一種新型阻力傘機(jī)構(gòu)，大大提高了放傘過程的可靠性，解決了無法拋傘的常見故障。朱武峰等[3]為了解決阻力傘氣動(dòng)故障，構(gòu)建了一套氣動(dòng)仿真模型，分析了多狀態(tài)參數(shù)變化對(duì)放傘的影響作用，最后提出了一系列減少故障率的措施。

本文以計(jì)算流體力學(xué)為基礎(chǔ)，對(duì)不同速度和攻角下的飛機(jī)尾流場進(jìn)行數(shù)值仿真，并綜合考慮地面效應(yīng)和尾噴流的影響。通過仿真結(jié)果分析，驗(yàn)證網(wǎng)格生成和仿真的合理性，為飛機(jī)安全起降、科研人員開展相關(guān)仿真研究提供理論參考。

2 幾何建模與網(wǎng)格劃分

2.1 幾何建模

飛機(jī)起落架細(xì)小精密部件較多，會(huì)導(dǎo)致網(wǎng)格質(zhì)量降低，其結(jié)構(gòu)對(duì)飛機(jī)整體氣動(dòng)和流場影響很小[4]，為簡化研究，提高整體網(wǎng)格質(zhì)量，網(wǎng)格劃分不考慮起落架結(jié)構(gòu)。

原始模型包含了大量的幾何文件，實(shí)際網(wǎng)格劃分和數(shù)值仿真過程是在飛機(jī)表面殼體基礎(chǔ)上開展，因此需對(duì)體積模型進(jìn)行表面提取，保證提取的面結(jié)構(gòu)是一個(gè)連續(xù)的無縫面，便于后期網(wǎng)格劃分[5]。

對(duì)飛機(jī)模型前后襟翼做進(jìn)一步的重構(gòu)和修正。飛機(jī)在起飛和降落時(shí)通過放下襟翼增加機(jī)翼面積，改變翼型彎度，延緩機(jī)翼氣流分離，提高低速狀態(tài)下升力，有利于飛機(jī)快速起飛和緩慢著陸，保證飛行安全[6]。襟翼放下與否對(duì)飛機(jī)的外流場會(huì)產(chǎn)生一定影響，為提高仿真精度，模擬飛機(jī)真實(shí)地面滑行狀態(tài)，對(duì)機(jī)翼前后緣按實(shí)際比例分別分割出前緣襟翼和襟副翼，根據(jù)飛機(jī)起降規(guī)范，分別向下偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角度為δ前襟=23°，δ襟副=18°。放襟翼前后的飛機(jī)模型如圖1。

圖1 飛機(jī)模型示意圖

2.2 網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格是仿真計(jì)算域內(nèi)一系列的離散點(diǎn)。計(jì)算流體力學(xué)通過離散控制方程，數(shù)值計(jì)算得到各個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的物理特性數(shù)據(jù)，得到的速度、壓力和溫度等數(shù)據(jù)即為需要的仿真的數(shù)值解[7]。網(wǎng)格劃分是數(shù)值計(jì)算的重要前處理工作，占據(jù)了整個(gè)仿真周期時(shí)間的80%左右，網(wǎng)格質(zhì)量的高低是影響計(jì)算結(jié)果的關(guān)鍵因素[8]。該機(jī)型外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜，采用Delaunay非結(jié)構(gòu)三角形網(wǎng)格生成技術(shù)，非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)不規(guī)則復(fù)雜構(gòu)型自適應(yīng)能力較好。Delaunay三角形網(wǎng)格的顯著優(yōu)點(diǎn)是能夠使每一個(gè)三角形網(wǎng)格最小角盡可能大，使之接近于等邊三角形單元，可顯著提高非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成效率[9]。

飛機(jī)表面劃分三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格尺寸為機(jī)身尺寸的0.05%左右。飛機(jī)尾椎部分是減速傘傘艙位置，是本文仿真關(guān)注的重點(diǎn)區(qū)域，需要單獨(dú)對(duì)該區(qū)域進(jìn)行加密操作，保證后期流場仿真結(jié)果更加準(zhǔn)確，尾椎部分網(wǎng)格尺寸值設(shè)為整機(jī)網(wǎng)格尺寸的一半。遠(yuǎn)場部分的尺寸根據(jù)機(jī)身整體尺寸劃分。飛機(jī)長約21 m，翼展14 m，停機(jī)高度6 m。遠(yuǎn)場尺寸取機(jī)身尺寸的20倍左右，設(shè)定為400 m×300 m×100 m的長方體。飛機(jī)正下方地面劃分60 m×60 m地效加密區(qū)，尾流場設(shè)置6個(gè)間距1 m的長方形縱切面加密區(qū)，每個(gè)長方形縱切面尺寸為4 m×2 m。圖2給出了機(jī)身和遠(yuǎn)場各區(qū)域網(wǎng)格分布，表1給出了各區(qū)域面網(wǎng)格尺寸。

圖2 網(wǎng)格分布示意圖

表1 各區(qū)域面網(wǎng)格尺寸(m)Table 1 Mesh size of each area(m)

在使用求解器數(shù)值計(jì)算時(shí)，需要用湍流模型處理，這里所指的湍流通常是充分發(fā)展的湍流，多應(yīng)用于高雷諾數(shù)流動(dòng)中[10]。在近壁區(qū)，因黏性作用，雷諾數(shù)不大，湍流發(fā)展不充分，所以在近壁區(qū)需要采取特殊邊界層處理，在劃分網(wǎng)格時(shí)要完成此工作。本仿真網(wǎng)格邊界層第一層厚度取10-5m，最大邊界層網(wǎng)格數(shù)設(shè)為100，增長率1.3，邊界衰減系數(shù)0.9。最終生成的空間體網(wǎng)格類型包括四面體、金字塔和棱柱體等3大類。其中，金字塔和棱柱體網(wǎng)格集中在邊界層，四面體網(wǎng)格集中分布于整個(gè)遠(yuǎn)場。進(jìn)一步，以戰(zhàn)機(jī)模型及其表面網(wǎng)格為整體，攻角自5°起，以1°為單位依次抬升至10°攻角。每變化1°攻角，采用相同的體網(wǎng)格生成法重新劃分飛機(jī)邊界層網(wǎng)格和空間體網(wǎng)格，網(wǎng)格檢查無負(fù)體積，質(zhì)量滿足計(jì)算要求。5°～10°攻角下Z=0 m縱切面體網(wǎng)格可視化如圖3所示，網(wǎng)格不同顏色代表網(wǎng)格體積大小。

圖3 Z=0 m縱切面體網(wǎng)格圖

5°～10°攻角下空間體網(wǎng)格類型及數(shù)量如表2所示。

表2 空間體網(wǎng)格統(tǒng)計(jì)(萬)

3 理論模型與數(shù)值方法

3.1 理論模型

三維雷諾平均Navier-Stokes(reynolds averaged navier-stokes,RANS)方程廣泛應(yīng)用于各種計(jì)算流體力學(xué)工程實(shí)例中[11]。其方法可將控制方程的瞬時(shí)運(yùn)動(dòng)分為平均運(yùn)動(dòng)和脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)，根據(jù)不同的經(jīng)驗(yàn)和實(shí)驗(yàn)方法假設(shè)雷諾應(yīng)力項(xiàng)，進(jìn)而求解RANS方程[12]。引入湍流模型的RANS方程，可較為準(zhǔn)確地計(jì)算飛行器氣動(dòng)力，是目前流場數(shù)值計(jì)算的主流方法。控制方程采用守恒形式，RANS方程如下：

(1)

(2)

(3)

p=ρRT

(4)

式(1)～(4)中：p為靜壓；τi j為應(yīng)力張量；cp為比熱容；T為溫度；k為流體的傳熱系數(shù)；ST為粘性耗散項(xiàng)；R為普適氣體常數(shù)。

選擇能夠滿足對(duì)雷諾應(yīng)力約束條件的可實(shí)現(xiàn)k-ε湍流模型，可保持與真實(shí)湍流一致。該湍流模型在實(shí)測(cè)數(shù)值計(jì)算中，性能表現(xiàn)更優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型和RNGk-ε模型[13]，并加入了數(shù)學(xué)約束，Cμ不再是常量，改為隨應(yīng)變變化率的函數(shù)，即：

(5)

3.2 數(shù)值方法

采用可較好計(jì)算可壓縮流動(dòng)的密度基穩(wěn)態(tài)求解器，其對(duì)高速流場的結(jié)構(gòu)捕捉能力較強(qiáng)[14]。控制方程為守恒形式，采用耦合隱式算法和Roe離散格式。耦合求解器耦合了流動(dòng)方程和能量方程，隱式算法可加速收斂，收斂速度快、效果好，相比于耦合顯式算法，需要的內(nèi)存更大，對(duì)計(jì)算機(jī)的配置要求較高[15]。空間離散化方面，梯度項(xiàng)采用基于單元格的最小二乘法，流體對(duì)流項(xiàng)采用2階迎風(fēng)格式，湍動(dòng)能項(xiàng)和湍流耗散項(xiàng)均采用1階迎風(fēng)格式。方程離散化后進(jìn)行耦合求解，庫朗數(shù)取5，湍動(dòng)能項(xiàng)和湍流耗散項(xiàng)的亞松弛因子均取0.8，湍流黏性項(xiàng)和固體壁面的亞松弛因子取1。實(shí)際仿真結(jié)果表明，以上參數(shù)設(shè)置效果良好，殘差收斂較快。

3.3 邊界條件

邊界條件方面，遠(yuǎn)場尺寸約為飛機(jī)尺寸的20倍左右，可滿足仿真計(jì)算條件。戰(zhàn)機(jī)攻角自5°～10°變化，對(duì)應(yīng)的滑跑速度自300～255 km/h變化。計(jì)算域遠(yuǎn)場前面為遠(yuǎn)場入口，設(shè)為壓強(qiáng)入口邊界條件，上面、左右面和后面為遠(yuǎn)場出口，設(shè)為壓強(qiáng)出口邊界條件，遠(yuǎn)場5個(gè)面均為自由空間；進(jìn)氣道截面設(shè)為壓強(qiáng)出口邊界條件，尾噴口截面設(shè)為壓強(qiáng)入口邊界條件；機(jī)身表面和地面均設(shè)為無滑移固體壁面條件。環(huán)境氣壓為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓101 325 Pa，環(huán)境溫度為288 K。所有壓強(qiáng)入口條件的流動(dòng)方向定義為垂直于邊界，壓強(qiáng)出口條件的流動(dòng)方向定義為導(dǎo)自臨近單元，即緊鄰壓力出口的網(wǎng)格單元格流動(dòng)方向。不同速度、攻角下各邊界條件具體參數(shù)見表3。

表3 邊界條件參數(shù)

執(zhí)行仿真計(jì)算的工作站CPU為Intel Xeon，運(yùn)行內(nèi)存為192G，12核24線程，每度攻角計(jì)算耗時(shí)約1 d。求解結(jié)束后，將數(shù)據(jù)文件導(dǎo)入可視化軟件顯示云圖、描繪氣流流線和提取分析仿真數(shù)據(jù)。

4 仿真結(jié)果及對(duì)放傘影響分析

4.1 全局分析

在分析尾流場之前先對(duì)全機(jī)外流場進(jìn)行仿真結(jié)果的可視化，便于把握整體流場分布情況。以7°攻角降落狀態(tài)為例，圖4為壓強(qiáng)全局視圖，可以看出:大于110 kPa的高壓區(qū)集中分布于尾噴口附近區(qū)域，此為尾噴口高壓氣流區(qū)；101～110 kPa的次高壓區(qū)主要集中在機(jī)頭、尾椎與尾椎下方地面、機(jī)身下腹部表面與其正下方地面、尾噴流噴射到地面的后方區(qū)域，其中飛機(jī)下方地面高壓區(qū)為地面效應(yīng)作用的結(jié)果；小于101 kPa的低壓區(qū)主要集中在機(jī)翼上表面，機(jī)翼上下表面的壓差使飛機(jī)產(chǎn)生一定的升力。

圖4 壓強(qiáng)全局視圖

圖5為氣流流線圖。機(jī)身周圍可見明顯的機(jī)翼渦、邊條渦和翼尖渦。其中，邊條渦是該型戰(zhàn)機(jī)的一大特點(diǎn)，飛機(jī)前翼采用細(xì)長的三角邊條翼，邊條渦正是由邊條翼產(chǎn)生，是戰(zhàn)機(jī)飛行過程中前翼氣流分離所產(chǎn)生的渦流結(jié)構(gòu)。該戰(zhàn)機(jī)飛行產(chǎn)生的邊條渦可以增大飛行攻角。翼尖渦的形成是由于飛機(jī)以一定的攻角滑行或飛行時(shí)會(huì)產(chǎn)生一定升力，飛機(jī)下翼面的壓強(qiáng)大于上翼面，下方的高壓氣流沿著翼尖位置向上滾卷流動(dòng)到上方低壓區(qū)域，加上飛機(jī)本身具有前進(jìn)速度，氣流向后流動(dòng)，因此形成了較長的翼尖渦流。

圖5 氣流流線圖

4.2 軸向分析

軸向方面，給出尾噴口截面后X軸正方向4 m內(nèi)特性，圖6給出了5°～10°攻角條件下Z=0 m縱切面壓強(qiáng)云圖。

圖6 Z=0 m縱切面壓強(qiáng)云圖

圖7給出了以兩尾噴口外截面Y對(duì)稱軸與尾椎表面交點(diǎn)為起點(diǎn)，沿X軸正向每隔0.15 m的表壓特性曲線。橫坐標(biāo)為距離起點(diǎn)的X方向位置，縱坐標(biāo)代表表壓大小。表壓也叫相對(duì)壓強(qiáng)，是以大氣壓為起點(diǎn)；絕對(duì)壓強(qiáng)是直接作用在物體表面的所有壓強(qiáng)，以絕對(duì)真空為起點(diǎn)。表壓和絕對(duì)壓強(qiáng)之間的關(guān)系為：

圖7 軸向表壓特性曲線

pg=pabs-p0

(6)

式中：pg為表壓；pabs為絕對(duì)壓強(qiáng)；p0為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

圖7中，X=1.65 m之前為尾椎表面取點(diǎn)，X=1.65 m之后為X軸水平方向取點(diǎn)。從圖像和曲線分析可知，傘艙附近存在一定的反壓區(qū)(壓力與放傘方向相反，不利放傘即為反壓)，表壓范圍為-320～1 140 Pa(含尾椎傘艙表面)；不同攻角下，壓強(qiáng)均以尾椎末端點(diǎn)為反壓峰值點(diǎn)，沿軸向的兩側(cè)方向總體呈下降趨勢(shì)；在X<0.6 m的區(qū)域內(nèi)為低于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓的負(fù)壓區(qū)，且負(fù)壓值先下降后上升；攻角越大、速度越小，尾椎末端點(diǎn)反壓越小，不同攻角尾流場區(qū)域同位置點(diǎn)壓差值較小，范圍為-210～140 Pa，軸向反壓區(qū)大小與速度、攻角相關(guān)性不大。

4.3 橫向分析

橫向方面，給出以尾椎末端點(diǎn)為中心、Z軸正反兩方向各1.2 m范圍內(nèi)特性，圖8給出了5°～10°攻角條件下過尾椎末端點(diǎn)橫切面壓強(qiáng)云圖。

圖8 橫切面壓強(qiáng)云圖

圖9給出了以尾椎末端點(diǎn)為中心、Z軸方向每隔0.15 m的表壓特性曲線。橫坐標(biāo)為距離尾椎末端點(diǎn)的橫向位置，縱坐標(biāo)為表壓大小。

圖9 橫向表壓特性曲線

從圖像和曲線分析可知，傘艙附近反壓區(qū)表壓范圍為360～1 140 Pa；不同攻角下，壓強(qiáng)均以尾椎末端點(diǎn)為反壓峰值點(diǎn)，沿Z軸兩側(cè)方向呈下降趨勢(shì)，兩側(cè)下降曲線較為對(duì)稱；攻角越大、速度越小，尾椎末端點(diǎn)反壓越小，不同攻角尾流場區(qū)域同位置點(diǎn)壓差值較小，范圍為-70～150 Pa，橫向反壓區(qū)大小與速度、攻角相關(guān)性不大。

4.4 垂向分析

垂向方面，給出以尾椎末端點(diǎn)為中心、Y軸上下兩方向各1.2 m范圍內(nèi)特性，圖10給出了5°～10°攻角條件下過尾椎末端點(diǎn)垂切面壓強(qiáng)云圖。

圖10 垂切面壓強(qiáng)云圖

圖11給出了以尾椎末端點(diǎn)為中心、Y軸方向每隔 0.15 m的表壓特性曲線。橫坐標(biāo)為距離尾椎末端點(diǎn)的垂向位置，縱坐標(biāo)為表壓大小。

圖11 垂向表壓特性曲線

從圖像和曲線分析可知，傘艙附近反壓區(qū)表壓范圍為250～1 140 Pa；不同攻角下，壓強(qiáng)均以尾椎末端點(diǎn)為反壓峰值點(diǎn)，沿Y軸兩側(cè)方向呈下降趨勢(shì)，在尾椎末端點(diǎn)上方壓強(qiáng)持續(xù)下降直至接近外界大氣壓，在下方0.6 m后趨于平緩，受地效作用為穩(wěn)定高壓區(qū)；攻角越大、速度越小，尾椎末端點(diǎn)反壓越小，不同攻角尾流場區(qū)域同位置點(diǎn)壓差值較小，范圍為-160～150 Pa，縱向反壓區(qū)大小與速度、攻角相關(guān)性不大。

4.5 氣流流線分布

圖12為5°～10°攻角條件下尾流場氣流流線。尾部流場區(qū)氣流平順，未見明顯分離渦流。

圖12 尾流場氣流流線示意圖

4.6 放傘影響分析

飛機(jī)的減速傘系統(tǒng)及其剎車制動(dòng)系統(tǒng)可使戰(zhàn)機(jī)在著陸和中止起飛時(shí)縮短滑跑距離，保證人機(jī)安全。減速傘艙在戰(zhàn)機(jī)尾椎處，傘艙門面積約0.13 m2，放傘時(shí)艙門打開機(jī)構(gòu)向上打開，如圖13所示。

圖13 傘艙門圖

傘艙下部裝有鎖閉機(jī)構(gòu)，艙內(nèi)固定減速傘鎖。放傘時(shí)，由飛行員操作座艙內(nèi)放傘按鈕執(zhí)行該動(dòng)作。中斷起飛或降落時(shí)，要求飛機(jī)速度不大于300 km/h情形下，才允許放減速傘。放傘時(shí)先彈出1 m2引導(dǎo)傘，張滿的引導(dǎo)傘牽引拉出25 m2主傘，主傘張滿后使飛機(jī)減速，縮短滑跑距離。

需打開減速傘艙門時(shí)，通過按壓座艙內(nèi)開關(guān)按鈕，電流進(jìn)入艙門鎖電磁鐵線圈，扇形輪轉(zhuǎn)動(dòng)，使搖臂脫開，傘艙門在艙門打開機(jī)構(gòu)的作用下迅速向上打開。在艙門關(guān)閉時(shí)彈簧處于壓縮狀態(tài)，壓縮力為1 380 N。打開艙門鎖時(shí)，彈簧伸張，在彈力作用下打開艙門。

傘艙附近反壓區(qū)表壓為-320～1 140 Pa(含尾椎傘艙表面)，傘艙門面積約0.13 m2，取表壓最大值與傘艙門面積相乘得到約148 N的流場最大反壓力，而減速傘艙門打開機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)的彈簧壓縮力為1380 N，尾流產(chǎn)生的最大反壓也遠(yuǎn)小于艙門打開時(shí)的彈簧作用力，對(duì)放傘影響作用較小可忽略。

5 結(jié)論

1) 在戰(zhàn)機(jī)尾椎傘艙附近劃分的4 m×1.2 m×1.2 m尾流場區(qū)域內(nèi)，存在一定的反壓區(qū)，表壓為-320～1 140 Pa(含尾椎表面)。

2) 在不同姿態(tài)的地面滑行條件下，壓強(qiáng)均以尾椎末端點(diǎn)為反壓峰值點(diǎn)，沿軸向、橫向和垂向的兩側(cè)方向呈下降趨勢(shì)。

3) 攻角越大、速度越小，尾椎末端點(diǎn)反壓越小，尾流場區(qū)域同位置點(diǎn)壓差值為-210～150 Pa，反壓區(qū)大小與速度、攻角相關(guān)性不大。

4) 飛機(jī)尾流產(chǎn)生的反壓遠(yuǎn)小于艙門打開時(shí)的彈簧作用力，尾部流場反壓區(qū)對(duì)放傘影響作用較小可忽略。