某電子設(shè)備機(jī)載吊艙的氣動(dòng)特性分析

梁 斌,沈海軍,孟 華

(1.中國(guó)西南電子技術(shù)研究所,成都610036;2.同濟(jì)大學(xué) 航空與力學(xué)學(xué)院, 上海200092)

1 引 言

為了滿足不同要求,軍用、民用飛機(jī)上經(jīng)常會(huì)掛裝多種外掛物,如導(dǎo)彈、炸彈、吊艙、副油箱、火箭發(fā)射器,乃至電子設(shè)備等。外掛物掛機(jī)后,很有可能對(duì)飛機(jī)的諸多方面比如氣動(dòng)特性、操穩(wěn)特性、強(qiáng)度以及顫振特性等產(chǎn)生重大影響[1]。因此,外掛物掛機(jī)后的氣動(dòng)特性問題一直深受航空設(shè)計(jì)師關(guān)注[2]。

為了配合某電子系統(tǒng)的研制與調(diào)試,我們精心設(shè)計(jì)了一個(gè)長(zhǎng)約2 m的流線型外掛吊艙,用于裝載和保護(hù)電子系統(tǒng)。該吊艙外掛在機(jī)身的右下方,電子系統(tǒng)調(diào)試時(shí)要求飛機(jī)在3 000 m的高度飛行,飛行速度約400 km/h(0.35 Ma)。然而掛機(jī)后吊艙表面壓力分布有多大?吊艙后方是否會(huì)出現(xiàn)亂流,從而引起吊艙的振動(dòng)?對(duì)飛機(jī)航向操穩(wěn)性的影響如何?這些問題直接關(guān)系到吊艙的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和飛機(jī)的飛行安全,必須予以重視。

為此,我們?cè)谠O(shè)計(jì)該電子吊艙的過程中,采用計(jì)算流體力學(xué)軟件(CFD)Fluent[3]全面分析了飛機(jī)機(jī)身外掛電子吊艙的三維氣動(dòng)特性、表面壓力分布、阻力、吊艙帶來的偏航力矩對(duì)飛機(jī)的影響,以及吊艙的尾流等情況,對(duì)該吊艙的成功研制起到了至關(guān)重要的作用。

2 吊艙及其三維氣動(dòng)模型

如圖1 所示,吊艙的外形呈蠶繭狀。吊艙的中段近似為圓柱狀, 直徑約為0.5 m, 壁板厚約1.5 mm,中段上方有一塊安裝平板,平板上方前后各有一個(gè)梯形的連接塊;吊艙中段的側(cè)方設(shè)有一個(gè)進(jìn)風(fēng)口,俗稱“貓耳朵”,用于吊艙內(nèi)部電子設(shè)備的通風(fēng)散熱。吊艙頭部為一半橢球透波罩,半橢球的長(zhǎng)短半徑比為1.67。吊艙尾部為一流線型整流罩,整流罩尾部設(shè)有直徑為10 cm的出風(fēng)孔,出風(fēng)孔和進(jìn)風(fēng)口的空氣形成對(duì)流。吊艙通過該機(jī)原有的掛架懸掛于機(jī)身的右側(cè)下方,如圖2 所示。吊艙中段的材料為5040 鋁合金,吊艙前透波罩和后整流罩均為2 mm厚的玻璃鋼。吊艙總長(zhǎng)2 m左右,吊艙前透波罩和后整流罩長(zhǎng)分別為0.4 m和1 m。為了便于氣動(dòng)分析,氣動(dòng)建模時(shí),吊艙“貓耳朵”、整流罩尾部出風(fēng)口、吊艙連接塊等細(xì)節(jié)均進(jìn)行了簡(jiǎn)化。

圖1 電子吊艙Fig.1 Equipment pod

圖2 電子吊艙與機(jī)身的連接Fig.2 Connection of equipment pod and fuselage

本文采用大型的CFD 軟件Fluent 來模擬吊艙的氣動(dòng)特性。由于機(jī)身兩側(cè)是否對(duì)稱掛載吊艙對(duì)吊艙本身的氣動(dòng)特性影響比很小,為了提高計(jì)算效率,取一半機(jī)身,并將其壁面作為對(duì)稱面。最終的氣動(dòng)計(jì)算區(qū)域見圖3,為長(zhǎng)300 m、寬80 m、半徑為40 m的半圓柱。氣動(dòng)模型采用非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格劃分計(jì)算區(qū)域。

圖3 計(jì)算區(qū)域Fig.3 Computaional region

為保證計(jì)算的準(zhǔn)確性,我們對(duì)網(wǎng)格由內(nèi)到外的疏密進(jìn)行節(jié)點(diǎn)控制:吊艙位于計(jì)算區(qū)域的正中,以進(jìn)行較密的網(wǎng)格劃分,向圓柱外部發(fā)展的區(qū)域則可將網(wǎng)格遞進(jìn)式地畫得略疏些,這樣既保證了計(jì)算的準(zhǔn)確性,又減少了計(jì)算量[4]。如圖4 所示,整個(gè)區(qū)域的最終計(jì)算網(wǎng)格數(shù)為708 578個(gè),節(jié)點(diǎn)數(shù)為128 052個(gè)。

圖4 氣動(dòng)網(wǎng)格劃分Fig.4 Meshes of CFD model

本研究中,流體計(jì)算的前處理和邊界條件設(shè)置在Fluent 的前處理模塊Gambit 中完成。由于飛機(jī)的最大飛行速度僅為400 km/h,可看作是可壓縮流場(chǎng)問題。對(duì)于模型的入口和出口使用壓強(qiáng)遠(yuǎn)場(chǎng)條件。模型圓柱切面為對(duì)稱面(Symmetry),其他面設(shè)為墻(Wall)。計(jì)算模型建立完成后,利用Fluent 求解器進(jìn)行求解。

Fluent 求解中,求解方法選取基于壓力的三維雙精度求解器,Time 保留定常設(shè)置?？刂品匠痰木€化方式使用壓力-速度耦合隱式求解法[5];高精度的計(jì)算梯度的方法被用來確定阻力和壓強(qiáng)。壁(Wall)面條件選無滑移條件,壁面粗糙度設(shè)為0.5。數(shù)值計(jì)算過程中差分格式的壓力插值選用默認(rèn)的Standard 方法;壓力-速度耦合采用Coupled 方法;動(dòng)量、湍流動(dòng)能、湍流耗散率均選用二階迎風(fēng)格式[6]。粘性模型選擇標(biāo)準(zhǔn)的k -ε雙方程湍流模型;松弛因子設(shè)置為:壓力項(xiàng)松弛因子0.3,密度、質(zhì)量力項(xiàng)為1,動(dòng)量項(xiàng)為0.5,湍動(dòng)能項(xiàng)為0.6,耗散率項(xiàng)為0.6,湍流粘性項(xiàng)為0.6;收斂準(zhǔn)則取10-6。

3 計(jì)算結(jié)果與討論

3.1 吊艙流場(chǎng)與壓力分布

經(jīng)過計(jì)算,圖5 給出了吊艙表面的氣流速度分布;圖6 給出了吊艙附近流場(chǎng)分布的數(shù)值輪廓圖。從圖5 可以看出,氣流駐點(diǎn)位于吊艙前整流罩頂部,氣流速度最小(小于20 m/s),這符合工程經(jīng)驗(yàn)。另外,我們注意到,吊艙中段原有的進(jìn)風(fēng)口(“貓耳朵”)位置,風(fēng)速大概為145 m/s左右,這是一個(gè)比較大的風(fēng)速值,完全可以滿足吊艙內(nèi)電子設(shè)備的通風(fēng)散熱要求。從圖6 可以看出,吊艙后整流罩尾部氣流是順暢的,未發(fā)現(xiàn)明顯亂流;這說明我們?cè)O(shè)計(jì)的流線體吊艙外形是合理的,試飛時(shí)吊艙將不會(huì)面臨擾流振動(dòng)的問題。

圖5 吊艙表面氣流速度(m/s)分布Fig.5 Profiles of velocity(m/s)on the pod surface

圖6 吊艙附近流場(chǎng)分布數(shù)值輪廓圖Fig.6 Flow field near the pod

圖7 給出了吊艙表面的壓力分布。由圖7 可以看出:吊艙前透波罩頂部靜壓最大,所受的氣動(dòng)載荷約為0.115 MPa,吊艙中段以及尾部整流罩的壓力相對(duì)較小,數(shù)值上不超過0.1 MPa。根據(jù)圖7 吊艙表面壓力分布的CFD 結(jié)果,我們采用有限元軟件ANSYS進(jìn)一步對(duì)吊艙進(jìn)行了結(jié)構(gòu)受力分析。結(jié)果發(fā)現(xiàn),吊艙結(jié)構(gòu)內(nèi)部的最大Misess 等效應(yīng)力為6.02 MPa。本文吊艙前透波罩與尾部整流罩使用的材料是玻璃鋼,其強(qiáng)度極限約為250 MPa[7];吊艙中段采用的是鋁合金,其強(qiáng)度極限為400 MPa左右[8]。很明顯,吊艙結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平(小于等于6.02 MPa)要比玻璃鋼和鋁合金材料的強(qiáng)度極限整整低2 個(gè)數(shù)量級(jí),這意味著我們吊艙的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是完全滿足要求的。

圖7 吊艙表面壓力(Pa)分布Fig.7 Press(Pa)distribution on the pod surface

3.2 吊艙氣動(dòng)載荷對(duì)飛機(jī)航向的影響

本文飛機(jī)的垂尾面積S2=12 m2;吊艙與機(jī)身重心的橫向距離l1=1.45 m;飛機(jī)重心與尾翼中心的航向距離l2=11 m,本文上節(jié)CFD 計(jì)算的吊艙空氣阻力Fd=1 011 N。

由于機(jī)身右側(cè)懸掛吊艙后,左右氣流不對(duì)稱,飛機(jī)飛行時(shí)吊艙會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生一個(gè)偏離航向的力矩Md=Fd ×l 1,而這種偏航力矩可依靠向左偏航垂尾產(chǎn)生迎風(fēng)面力矩Mt來平衡。

由于吊艙偏航力矩Md要和尾翼偏航后的迎風(fēng)面平衡力矩Mt相平衡(相等),則有如下的方程組:

也就是說,當(dāng)飛機(jī)尾翼向左偏航0.075°時(shí),垂尾就可以自然地平衡掉吊艙氣動(dòng)力引起的偏航力矩。可見,吊艙對(duì)飛機(jī)的操縱特性影響是微乎其微的。

4 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)本文的氣動(dòng)分析,我們完成了該外掛吊艙的設(shè)計(jì)和加工(見圖8),當(dāng)年完成了首次掛機(jī)試飛。首飛后,飛行員表示,吊艙掛機(jī)后,飛機(jī)的操縱感覺幾乎沒有變化。在此后的半年時(shí)間里,該吊艙又先后成功完成了40 余次電子系統(tǒng)的空中調(diào)試任務(wù),直至掛飛調(diào)試工作圓滿結(jié)束。半年的飛行實(shí)踐表明,該電子設(shè)備外掛吊艙的氣動(dòng)特性是良好的,吊艙的設(shè)計(jì)也是成功的;同時(shí)也在某種意義上印證了本文分析工作的正確性。

圖8 吊艙實(shí)物Fig.8 Picture of the pod

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