試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼下掛載吊艙氣動(dòng)穩(wěn)定性評(píng)估方法

方自力, 劉超, 蒙澤海

(中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼下掛載吊艙氣動(dòng)穩(wěn)定性評(píng)估方法

方自力, 劉超, 蒙澤海

(中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

采用CFD方法和飛行動(dòng)力學(xué)仿真方法估算機(jī)翼下掛載吊艙對(duì)試驗(yàn)機(jī)飛行品質(zhì)的影響。采用CFD技術(shù)計(jì)算掛載吊艙引起的試驗(yàn)機(jī)氣動(dòng)力和力矩增量,并將所得增量引入經(jīng)試飛數(shù)據(jù)校驗(yàn)的飛機(jī)本體氣動(dòng)數(shù)據(jù)中,建立掛載吊艙后的整機(jī)氣動(dòng)模型;然后進(jìn)行原機(jī)和掛載吊艙飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算,評(píng)估掛載吊艙對(duì)飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)的影響。計(jì)算結(jié)果顯示,掛載吊艙后飛機(jī)短周期頻率和阻尼比變化較小,未引起縱向飛行品質(zhì)降級(jí)。

氣動(dòng)力和力矩增量; 穩(wěn)定性; 動(dòng)力學(xué)仿真; 飛行試驗(yàn)

0 引言

現(xiàn)代武器、航電和測試系統(tǒng)的鑒定或定型,需要將系統(tǒng)加裝在飛機(jī)上進(jìn)行功能性試飛驗(yàn)證;而飛機(jī)機(jī)體內(nèi)空間有限,因此,需要在試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼下方掛載吊艙以安裝試驗(yàn)設(shè)備。由于吊艙種類和氣動(dòng)外形的多樣化,迫切需要研究吊艙對(duì)原機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性影響的評(píng)估方法,為試飛驗(yàn)證提供數(shù)據(jù)支持,并且從飛行安全角度提出使用建議。

本文采用CFD方法對(duì)掛載吊艙前后飛機(jī)的氣動(dòng)力進(jìn)行分析,計(jì)算吊艙對(duì)原機(jī)的氣動(dòng)特性的影響量,并利用原機(jī)氣動(dòng)模型進(jìn)行仿真驗(yàn)證,最后得到掛載吊艙前后飛機(jī)的飛行品質(zhì)變化,評(píng)估試飛安全。

1 CFD方法

首先建立試驗(yàn)機(jī)和吊艙的幾何模型并進(jìn)行簡化,然后對(duì)空間流場進(jìn)行網(wǎng)格劃分,在關(guān)鍵區(qū)域作加密處理并在飛機(jī)和吊艙表面設(shè)置邊界層網(wǎng)格。整個(gè)流場采用無結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格填充,邊界層內(nèi)使用三棱柱網(wǎng)格。某型飛機(jī)機(jī)翼下掛載吊艙網(wǎng)格分布如圖1所示。

圖1 某型飛機(jī)機(jī)翼下掛載吊艙網(wǎng)格分布Fig.1 Grid of the pod under the wing of one type of aircraft

求解方程為雷諾平均N-S方程,選擇基于密度的三維隱式穩(wěn)態(tài)求解器;定義來流為可壓縮理想空氣,氣流粘性遵循Sutherland law,湍流模型采用Realizablek-ε模型;飛機(jī)和吊艙表面采用固定壁面無滑移邊界,并且在近壁面采用加強(qiáng)的壁面函數(shù);流場邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場;高度、馬赫數(shù)和迎角根據(jù)飛機(jī)的使用狀態(tài)確定[1]。

在Ma=0.9,β=0°條件下,計(jì)算得到升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線如圖2～圖4所示。

圖2 升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.2 Curve of CL～α

圖3 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.3 Curve of CD～α

圖4 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.4 Curve of Cm～α

用帶吊艙的計(jì)算結(jié)果減去無吊艙的計(jì)算結(jié)果,即可獲得吊艙產(chǎn)生的氣動(dòng)增量。表1給出了Ma=0.9時(shí)掛載吊艙引起的氣動(dòng)增量。

由于CFD計(jì)算模型對(duì)飛機(jī)真實(shí)外形進(jìn)行了一定的修改,本文飛機(jī)數(shù)模與真實(shí)飛機(jī)外形存在以下差別:進(jìn)氣道封堵、兩個(gè)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的空間被填充、邊條翼外形失真、垂尾前移、發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口外形失真、機(jī)背輕微失真。根據(jù)理論分析,使用該數(shù)模計(jì)算的氣動(dòng)阻力將比真實(shí)飛機(jī)大,升力受到的影響較小。圖2～圖4給出的結(jié)果與理論分析一致,CFD計(jì)算的阻力系數(shù)較飛機(jī)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)偏大,升力系數(shù)基本一致,俯仰力矩系數(shù)差別較大。CFD計(jì)算的主要目的是獲取吊艙引起的氣動(dòng)增量。由于吊艙掛點(diǎn)距離機(jī)腹較遠(yuǎn),其流場受進(jìn)氣道影響較小,幾乎不受發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、機(jī)背、垂尾等的影響,因此吊艙引起的氣動(dòng)增量計(jì)算結(jié)果是可用的。

表1 帶吊艙引起的氣動(dòng)力增量Table 1 Aerodynamic force and moment increment due to pods under the wing

2 試驗(yàn)機(jī)仿真模型試飛校驗(yàn)

由于要利用試驗(yàn)機(jī)仿真模型結(jié)合CFD計(jì)算結(jié)果進(jìn)行飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算,評(píng)估掛載吊艙對(duì)飛機(jī)開環(huán)穩(wěn)定性的影響,因此為使評(píng)估結(jié)果盡可能的可靠、準(zhǔn)確,有必要利用試飛數(shù)據(jù)對(duì)試驗(yàn)機(jī)仿真模型進(jìn)行校驗(yàn)[2]。

圖5為某型飛機(jī)干凈構(gòu)型、高度6 km、Ma=0.9條件下的試飛結(jié)果與相同條件下的仿真計(jì)算結(jié)果對(duì)比。結(jié)果顯示,模型的配平迎角比試飛值約大0.5°,而包括迎角、法向過載和俯仰角速度等在內(nèi)的飛機(jī)動(dòng)態(tài)響應(yīng)基本一致,說明仿真模型的升力系數(shù)比試驗(yàn)機(jī)小,而其他氣動(dòng)系數(shù)與試驗(yàn)機(jī)較為接近。

圖5 試飛與仿真計(jì)算結(jié)果Fig.5 Flight test and simulation data

仿真模型的試飛校準(zhǔn)是通過將氣動(dòng)模型的升力曲線向上平移0.05實(shí)現(xiàn)的。圖6為校準(zhǔn)后仿真模型計(jì)算結(jié)果與試飛結(jié)果的對(duì)比?？梢钥闯?模型的逼真度較高,能夠反映試驗(yàn)機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性。

圖6 試飛與校準(zhǔn)后仿真模型計(jì)算結(jié)果Fig.6 Flight test and calibrated simulation data

3 吊艙對(duì)試驗(yàn)機(jī)縱向穩(wěn)定性的影響

3.1 對(duì)縱向靜穩(wěn)定性的影響

將吊艙引起的升力、阻力氣動(dòng)系數(shù)增量與試驗(yàn)機(jī)氣動(dòng)系數(shù)進(jìn)行疊加后,得到試驗(yàn)機(jī)帶吊艙后的升力和阻力氣動(dòng)系數(shù)。圖7和圖8給出了在Ma=0.9條件下,試驗(yàn)機(jī)帶吊艙后的升力和阻力氣動(dòng)系數(shù)?？梢钥闯?掛載吊艙后使飛機(jī)在-2°～8°迎角范圍內(nèi)阻力顯著增加,對(duì)升力影響較小。

將吊艙引起的俯仰力矩系數(shù)增量與試驗(yàn)機(jī)氣動(dòng)系數(shù)進(jìn)行疊加后,得到試驗(yàn)機(jī)帶吊艙后的俯仰力矩系數(shù)。圖9給出了在Ma=0.9條件下,試驗(yàn)機(jī)帶吊艙后的俯仰力矩系數(shù)。可以看出,掛吊艙后使飛機(jī)在-2°～12°迎角范圍內(nèi)縱向靜穩(wěn)定性有所降低,產(chǎn)生附加的抬頭力矩,飛行時(shí)需要增加推桿配平量。

圖7 升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.7 Curve of CL～α

圖8 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.8 Curve of CD～α

圖9 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.9 Curve of Cm～α

3.2 對(duì)縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的影響

將CFD計(jì)算的吊艙引起的氣動(dòng)增量數(shù)據(jù)引入飛機(jī)本體的氣動(dòng)數(shù)據(jù)中,建立掛載吊艙后的整機(jī)氣動(dòng)模型,然后進(jìn)行原機(jī)和掛載吊艙飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算,評(píng)估掛載吊艙對(duì)飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)的影響[3]。

飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真以倍脈沖信號(hào)作為飛機(jī)操縱輸入,所有計(jì)算狀態(tài)均保持飛機(jī)功率不變。圖10給出了Ma=0.9，H=6 km的計(jì)算結(jié)果,表2為各計(jì)算狀態(tài)參數(shù)辨識(shí)得到的飛行品質(zhì)指標(biāo)。

圖10 縱向倍脈沖響應(yīng)曲線Fig.10 Longitudinal response to doublet input

表2 帶吊艙對(duì)短周期模態(tài)的影響
Table 2 Influence on short period mode by the pods

構(gòu)型H/kmωsp/rad·s-1ζsp無吊艙112 87210 5081帶吊艙112 59500 5271無吊艙63 52280 5801帶吊艙63 16490 5750

飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算結(jié)果顯示,掛載吊艙對(duì)飛機(jī)短周期頻率和阻尼比有一定的影響,但是量級(jí)較小,未引起縱向飛行品質(zhì)的降級(jí)[4]。

4 結(jié)束語

本文準(zhǔn)確地估算了機(jī)翼下掛載吊艙引起的試驗(yàn)機(jī)飛行品質(zhì)變化,為飛行試驗(yàn)安全提供了數(shù)據(jù)支持和飛行操縱建議。本文的研究內(nèi)容為研究試驗(yàn)機(jī)機(jī)翼下方掛載外掛物引起的飛機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性變化的問題提供了一種可靠的估算方法,在試飛實(shí)際中可以得到更加廣泛的應(yīng)用。

[1] 王立強(qiáng),董國國.外掛物干擾流場特性數(shù)值仿真研究[J].航空計(jì)算技術(shù),2012,42(1):58-59.

[2] 隋成城,楊永田,賈榮珍.某型殲擊機(jī)飛行仿真建模與驗(yàn)?zāi)Ｑ芯?[J].飛行力學(xué),2003,21(3):59-62.

[3] Etkin B.大氣飛行動(dòng)力學(xué)[M].何植岱,周士林,譯.北京:科學(xué)出版社,1979:396-413.

[4] 空軍第八研究所,航空工業(yè)部六三○所.GJB 185.2-86 有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行品質(zhì)[S].北京:國防科學(xué)技術(shù)委員會(huì),1986.

(編輯：李怡)

Aerodynamic stability evaluation method for experimental aircraft with pods under the wing

FANG Zi-li, LIU Chao, MENG Ze-hai

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

CFD and dynamics simulation methods were used to study the impact on aerodynamics and aircraft stabilities caused by pods hanging under the wing of experimental aircraft. The longitudinal aerodynamic force and moment increment was calculated using CFD. The aerodynamic force and moment increment were introduced into the dynamic model of original experimental aircraft to simulate short period dynamic response. Compared with the original experimental aircraft dynamic response, short period mode characteristics change was evaluated. The results show that the short period frequency and damping ratio have a slightly change and the flying qualities are not degraded.

aerodynamic force and moment increment; stability; dynamic simulation; flight test

2014-04-17;

2014-07-20;

時(shí)間:2014-10-24 12:14

方自力(1987-)，男，湖北隨州人，助理工程師，碩士，研究方向?yàn)轱w行品質(zhì)。

V212.1

A

1002-0853(2015)01-0075-03