翼吊低平尾布局飛機水上迫降數值仿真分析

何超杰,黃勇,羅文莉 ,陳皓宇

(上海飛機設計研究院,上海 201210)

0 引言

民用飛機存在安全隱患無法正常降落時,需進行有計劃的水上迫降[1]。機體在該過程受到水的沖擊載荷,往往會構成機體結構破壞的嚴重情況。因此對該過程中飛機的運動狀態和受載開展研究很有必要。

水上迫降問題從20世紀中葉開始就備受關注,研究者開展了大量模型試驗研究,提出了大量理論分析方法。隨著計算機技術的發展,數值仿真技術的應用為水上迫降問題的研究提供了新的途徑。20世紀80年代至今,大量水上迫降數值仿真研究工作在開展。GHAFFARI[2]基于面元法研究了航天飛機水上迫降過程所受氣動力及水動力;CLIMENT等[3]基于SPH方法研究了柔性對壓力的影響;屈秋林等[4]基于有限體積法分析了某型客機水上迫降過程的最佳迫降姿態;張韜等[5]基于有限元法模擬了某型客機水上迫降,表明后體吸力不可忽略;徐文岷等[6]基于有限元法分析了某型客機水上迫降過程的運動和壓力規律;張盛等[7]基于SPH方法模擬了波浪條件下某小型飛機水上迫降,并給出了最佳迫降姿態;QU等[8]應用動網格技術模擬水上迫降,并通過試驗數據對比驗證了方法的適用性;王明振等[9]基于S-ALE流固耦合方法對某型號飛機水上迫降開展仿真分析,證實該方法能夠有效預測二次抬頭現象;孫豐等[10]對某固定翼飛機進行數值仿真,并分析了飛機的運動姿態和壓力分布特性;趙蕓可等[11]基于VOF法和整體運動網格法模擬并分析了波浪對極限沖擊載荷和各項參數峰值的影響規律;李勐等[12]采用ALE法對水上飛機非對稱迫降開展數值仿真分析,并提出避免失穩的臨界著水滾轉角。

綜上所述,針對民用飛機的水上迫降數值仿真研究工作多圍繞水上飛機和尾吊高平尾布局的飛機,且大多未經試驗驗證,因此多用于運動狀態和水載荷的定性分析。本文基于歐拉-拉格朗日耦合法開展翼吊低平尾飛機水上迫降數值仿真,通過模型試驗驗證該方法的適用性,并分析某型飛機水上迫降的運動與受載,討論初始條件的影響及其機理,給出避免水上迫降沖擊載荷過大的策略。

1 方法

1.1 驗證方法

1.2 試驗方法

采用縮比模型試驗,動力相似準則采用弗洛德相似準則,即

(1)

式中:VR為全尺寸速度;VM為模型速度;g為重力加速度;lR為全尺寸特征長度;lM為模型特征長度;const表示常數。試驗數據需轉換為全尺寸值,轉換原則見表1,表中λ=lR/lM。

表1 弗洛德相似準則全尺寸和模型部分物理量轉換方法

通過模型投放臺架實現初始條件的設定及模型投放。如圖1所示,模型固定在車架上,通過調整滑軌兩端高度確定初速度方向;通過調整砝碼質量實現初速度大小設定;通過傳感器獲取運動狀態和機體壓力。

圖1 試驗臺架示意圖

1.3 仿真方法

將飛機視為剛體,基于歐拉-拉格朗日耦合法,采用MSC.Dytran進行仿真。

剛體飛機的動力學方程為

Man+Cvn+Kdn=Fn

(2)

式中:M為質量矩陣;an為加速度;C為阻尼矩陣;vn為速度;K為剛度矩陣;dn為位移;Fn為外部作用力。

流體區域質量控制方程為

(3)

式中:ρ為流體密度;V為控制體圍成的區域;v為速度;S為控制體邊界確定的有向封閉曲面,其法矢是指向外側的單位矢量。

動量控制方程為

(4)

式中:p為應力;f為體力。

能量控制方程為

(5)

式中:e為流體單位質量比內能;q為單位面積傳導熱。

空氣采用可壓縮理想氣體,其本構方程為

pa=(γ-1)ρaea

(6)

式中:pa為空氣壓力;γ為空氣比熱比,本文取1.4;ea為空氣單位質量比內能,本文取211 401 J/kg;ρa為空氣密度,本文取1.225kg/m3。

水采用如下狀態方程描述

(7)

式中:pw為水壓力;a1為水的體積彈性模量;μ=ρw/ρ0-1為密度比;ρ0為參考密度,本文取1 000kg/m3;ew為水的單位質量比內能;a2、a3、b0、b1和b2為經驗系數,本文均取為0。

計算域長度取飛機長度的4倍以上,寬度不小于飛機寬度的2倍,高度不小于飛機高度的2倍;網格采用六面體歐拉單元,水面位置和飛機對稱面附近網格局部加密,最小尺寸0.2 m。

機體網格采用二維拉格朗日殼單元,基本尺寸0.5 m,襟縫翼加密到0.1 m。機體單元組成法矢向外的有向閉曲面。仿真模型如圖2所示。采用一般耦合法實現飛機網格和流體網格的物理量傳遞。

圖2 計算模型

2 驗證

圖3 對比驗證

3 分析

3.1 運動與受載特性分析

圖4給出了驗證工況下各時刻機體壓力分布,結合圖5分析各階段運動及受載。如圖5(a)所示,飛機后機身先著水。正壓區水沖擊載荷遠大于負壓區吸力,機體受到合力向上的水載荷;之后正壓區向前擴張,負壓區向后擴張,如圖4(c)和圖4(d)所示;與此同時,正壓區最大壓力增大,在垂向加速度峰值時刻左右亦達到峰值784kPa,如圖4(e)所示。由于負壓區的擴大,俯仰角因后體吸力引起的抬頭力矩而增大,如圖5(b)所示。隨著俯仰角增大以及機體繼續下沉,平尾著水。平尾所受水沖擊載荷引起低頭力矩,限制了飛機抬頭,使得飛機俯仰角達到峰值并開始減小,從而飛機進入低頭階段,如圖5(c)所示。此后由于水阻力,飛機速度大幅衰減,因此雖然著水區域繼續擴大,水載荷卻較小,如圖4(h)所示,因此飛機垂向加速度減小,直到飛機在水面漂浮,垂向加速度在較低水平振蕩。

圖4 壓力分布

圖5 水上迫降載荷示意圖

3.2 垂向初速度影響分析

為分析垂向初速度對運動及受載特性的影響及其機理,針對表2中各算例仿真,得到俯仰角、垂向加速度和壓力峰值時刻壓力分布如圖6和圖7所示。可見由于機體壓力峰值隨垂向初速度提高而增大,因此垂向加速度峰值隨垂向初速度增加而提高;此外,水載荷引起的低頭力矩也隨著沖擊載荷增大而增大,對飛機抬頭的抑制作用更顯著,故俯仰角變化量峰值隨垂向初速度增加而降低。

圖6 垂向初速度對運動影響

圖7 垂向初速度對壓力峰值時刻壓力分布影響

由此可知,在水上迫降時需要盡量減小飛機的垂向初速度,從而避免較大的沖擊載荷。

3.3 初始俯仰角影響分析

為分析初始俯仰角對運動特性及受載特性的影響及其機理,針對表3中各算例仿真,得到俯仰角、垂向加速度和壓力峰值時刻壓力分布如圖8和圖9所示。可見俯仰角越大則迎角也越大,從而飛機升力越大,故飛機著水前垂向加速度越小,飛機著水時的垂向初速度越小,導致水對機體的沖擊載荷越小,因此垂向加速度峰值隨初始俯仰角增加而降低;此外,初始俯仰角越大,則平尾著水時刻越早,于是對飛機抬頭的抑制作用越顯著,因此俯仰角變化量峰值隨初始俯仰角增加而減小。

圖9 初始俯仰角對壓力峰值時刻壓力分布影響

表3 初始俯仰角影響分析算例

由此可知,在水上迫降時要盡量增大初始俯仰角,使升力接近甚至抵消重力,從而避免沖擊載荷過大。

4 結語

1)俯仰角和垂向加速度變化規律同試驗吻合;

2)飛機先抬頭后低頭,著水初期垂向加速度及正壓區最大壓力迅速達到峰值;

3)平尾著水引起的低頭力矩對飛機抬頭具有限制作用;

4)俯仰角變化量峰值隨垂向初速度和初始俯仰角增加而降低;垂向加速度峰值隨垂向初速度增加而提高,隨初始俯仰角增加而降低;

5)在水上迫降時,應在保證飛機不失速的前提下,盡可能地降低垂向初速度并增大初始俯仰角。該策略對翼吊低平尾布局民用飛機的水上迫降具有重要參考價值。