軟式空中加油受油機(jī)頭波數(shù)值仿真分析

王健, 董新民, 徐躍鑒, 王海濤, 劉嬌龍, 石超

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.中國(guó)人民解放軍 95899部隊(duì), 北京 100076)

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軟式空中加油受油機(jī)頭波數(shù)值仿真分析

王健1, 董新民1, 徐躍鑒2, 王海濤1, 劉嬌龍1, 石超1

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.中國(guó)人民解放軍 95899部隊(duì), 北京 100076)

摘要:針對(duì)軟式空中加油對(duì)接過程中受油機(jī)頭波加劇軟管錐套飄擺、降低對(duì)接成功率的問題,建立了受油機(jī)三維模型,利用Delaunay方法自下向上生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。通過計(jì)算ONERA M6三維翼型表面壓力分布和壓力系數(shù),驗(yàn)證了三維Navier-Stokes方程和SST k-ω湍流模型的有效性。在此基礎(chǔ)上對(duì)不同飛行條件下受油機(jī)頭波進(jìn)行靜態(tài)數(shù)值計(jì)算,分析了頭波隨馬赫數(shù)和迎角的變化規(guī)律,并通過仿真解釋了頭波影響下軟管錐套的飄擺原因,預(yù)測(cè)了對(duì)接時(shí)錐套的運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)。

關(guān)鍵詞:空中加油; 頭波; 數(shù)值計(jì)算

0引言

空中加油技術(shù)作為飛行器的能量倍增器近年來(lái)越來(lái)越受到關(guān)注[1],大量的理論研究和試驗(yàn)涵蓋了軟硬式空中加油系統(tǒng)建模、飛行控制和傳感器系統(tǒng)融合等方面。目前我國(guó)軟式空中加油系統(tǒng)已得到廣泛使用。軟式空中加油過程包括五個(gè)階段[2]:會(huì)合、編隊(duì)、對(duì)接、加油及退出,其中對(duì)接是完成加油任務(wù)的前提。對(duì)接過程中,軟管錐套組合體受到不同程度的加油機(jī)尾流、大氣擾動(dòng)和受油機(jī)前體頭波作用等氣動(dòng)影響[3],會(huì)產(chǎn)生不同程度的飄擺和偏離,嚴(yán)重制約著軟式空中加油對(duì)接成功率的提高。

目前國(guó)內(nèi)對(duì)加油機(jī)尾流、大氣擾動(dòng)等方面的研究已相對(duì)成熟,而受油機(jī)頭波影響規(guī)律研究相對(duì)較少。國(guó)外對(duì)受油機(jī)頭波的研究主要基于飛行試驗(yàn)、數(shù)學(xué)模型和計(jì)算流體力學(xué)等方法。NASA德萊頓飛行研究中心通過F/A-18雙機(jī)自動(dòng)空中加油飛行測(cè)試[4],研究了飛行條件、受油機(jī)機(jī)動(dòng)等因素對(duì)軟管錐套組合體飄擺特性影響,并分析了頭波影響范圍和受油機(jī)動(dòng)態(tài)對(duì)錐套運(yùn)動(dòng)影響規(guī)律。文獻(xiàn)[5]采用渦格法和Cart3D代碼組,研究了大型受油機(jī)頭波對(duì)加油機(jī)氣動(dòng)特性影響機(jī)理。布里斯托爾大學(xué)利用蘭金半體模型模擬頭波影響,并設(shè)計(jì)了人工補(bǔ)償器補(bǔ)償受油機(jī)頭波造成的錐套偏離[3]。

隨著國(guó)內(nèi)空中加油技術(shù)的廣泛研究和成熟應(yīng)用,頭波效應(yīng)也得到了國(guó)內(nèi)相關(guān)研究機(jī)構(gòu)的重視。探究軟式空中加油中受油機(jī)頭波影響規(guī)律,對(duì)輔助飛行員加油、提高對(duì)接成功率和發(fā)展無(wú)人機(jī)自主空中加油關(guān)鍵技術(shù)具有重要意義。由于風(fēng)洞試驗(yàn)往往受模型尺寸、流場(chǎng)擾動(dòng)等影響,周期長(zhǎng)、代價(jià)大、成本高,所以本文采用計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)該問題進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算,建立了受油機(jī)模型,利用ICEM軟件對(duì)受油機(jī)模型進(jìn)行了網(wǎng)格劃分,采用三維Navier-Stokes方程和SSTk-ω湍流模型,就不同飛行條件下受油機(jī)的頭波進(jìn)行數(shù)值仿真,并以受油機(jī)迎角和馬赫數(shù)為例,研究了頭波隨飛行條件的變化規(guī)律。

1建立受油機(jī)三維模型

本文采用F-16戰(zhàn)斗機(jī)三維模型進(jìn)行頭波影響數(shù)值仿真研究。為簡(jiǎn)化問題,只保留與受油區(qū)域接近、對(duì)錐套影響大的機(jī)身、機(jī)頭和機(jī)翼部位。圖1給出了F-16受油機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)三維模型和簡(jiǎn)化后的F-16受油機(jī)三視圖。

圖1　受油機(jī)模型及簡(jiǎn)化后的三視圖Fig.1　Receiver’s model and orthographic views after simplifying

2計(jì)算結(jié)果及方法驗(yàn)證

2.1控制方法

本文采用具有功能全、應(yīng)用廣、基于有限體積法的計(jì)算流體力學(xué)軟件FLUENT,對(duì)受油機(jī)頭波進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)采用三維Navier-Stokes方程,利用有限體積法進(jìn)行離散,守恒性控制方程描述如下[6]:

(1)

2.2網(wǎng)格生成

為簡(jiǎn)化計(jì)算量,考慮到模型的面對(duì)稱性,本文采用半模進(jìn)行網(wǎng)格劃分和計(jì)算。采用Delaunay方法自下向上生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,在網(wǎng)格劃分時(shí)采用ICEM生成遠(yuǎn)場(chǎng)的計(jì)算域,如圖2所示。此計(jì)算域呈半圓柱體形狀,直徑為100m,長(zhǎng)200m。受油機(jī)網(wǎng)格劃分如圖3所示,棱柱層30層,生成的網(wǎng)格數(shù)為900萬(wàn),計(jì)算節(jié)點(diǎn)數(shù)為400萬(wàn)。

圖2　受油機(jī)模型的計(jì)算域Fig.2　Computation area of the receiver’s model

圖3　網(wǎng)格劃分Fig.3　Partition of the mesh

2.3計(jì)算方法

根據(jù)空中加油時(shí)的實(shí)際飛行條件,假設(shè)空氣是可壓縮的、穩(wěn)定的三維粘性流體。計(jì)算選用基于密度的隱式求解器,湍流模型使用具有高精度和可信度的剪切壓力傳輸SSTk-ω湍流模型;空氣密度選項(xiàng)為默認(rèn)密度1.225kg/m3,粘性選項(xiàng)為默認(rèn)粘性1.789 4×10-5N·s/m2,操作壓力為101 325Pa;計(jì)算域入口、出口邊界條件設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng);松弛因子設(shè)為默認(rèn)值;迭代計(jì)算收斂準(zhǔn)則設(shè)置為殘差小于10-4。

2.4計(jì)算結(jié)果及方法驗(yàn)證

本文采用應(yīng)用成熟的計(jì)算流體力學(xué)FLUENT軟件對(duì)軟式空中加油對(duì)接終端時(shí)刻受油機(jī)頭波進(jìn)行數(shù)值仿真。為驗(yàn)證計(jì)算模型和方法的精度,對(duì)ONERAM6三維翼型表面壓力分布進(jìn)行計(jì)算[7],采用上文的網(wǎng)格劃分和計(jì)算方法,生成數(shù)目為300萬(wàn)的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

如圖4所示,分別采用SSTk-ω和SA湍流模型在Ma=0.837 5條件下進(jìn)行計(jì)算,并與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[8]進(jìn)行比較。圖中:f-3,f-6分別為風(fēng)洞試驗(yàn)中的觀測(cè)曲線數(shù)據(jù),定義參見文獻(xiàn)[7-8];EXP為風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù);SA與SSTk-ω分別為采用兩種湍流模型的計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯?計(jì)算ONERAM6三維翼型表面壓力分布時(shí),采用SSTk-ω湍流模型計(jì)算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)符合度更高,說(shuō)明本文計(jì)算模型和方法的精度滿足研究要求。

圖4　M6翼型表面壓力系數(shù)變化Fig.4　Variation of the M6’s surface pressure coefficient

3頭波靜態(tài)數(shù)值計(jì)算及分析

軟管錐套在飛行過程中通常受拉力、重力和空氣動(dòng)力等外力作用而保持在拖曳狀態(tài)。在空氣動(dòng)力中,阻力是主要部分。由文獻(xiàn)[9-10]中軟管錐套阻力的經(jīng)驗(yàn)公式可知,影響壓差阻力和摩擦阻力的因素主要是軟管錐套的幾何形狀和當(dāng)?shù)貧饬魉俣?。隨著受油機(jī)的接近,軟管錐套所處氣流場(chǎng)必然會(huì)發(fā)生變化,這種變化主要體現(xiàn)在壓力場(chǎng)和速度場(chǎng)的變化。氣流速度的變化會(huì)導(dǎo)致軟管錐套的阻力變化,打破了原來(lái)的受力平衡,錐套的飄擺現(xiàn)象會(huì)惡化,影響對(duì)接成功率。

本文采用上節(jié)方法,對(duì)受油機(jī)頭波進(jìn)行靜態(tài)CFD數(shù)值仿真,在加油包線內(nèi)選擇迎角-3°～9°,Ma=0.4～0.6的飛行條件進(jìn)行壓力場(chǎng)和速度場(chǎng)變化規(guī)律研究,并利用TECPLOT對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行后處理。

3.1壓力場(chǎng)分析

3.1.1前向不同切面相對(duì)壓力分布

圖5給出了受油機(jī)在Ma=0.5，α=3°的飛行條件下,受油機(jī)前向(切面間距為1m)和中軸對(duì)稱面共4個(gè)切面上的相對(duì)壓力分布。因?yàn)橄鄬?duì)壓力與參考?jí)毫χ蜑榻^對(duì)壓力,由伯努利定理可知壓強(qiáng)大,流速小,所以當(dāng)氣流經(jīng)過機(jī)頭附近時(shí),速度的幅值會(huì)變小,越靠近機(jī)頭的位置變化越大?？梢钥闯觯孙w行條件下受油機(jī)的頭波影響范圍大概為機(jī)頭尖部前方2m左右。

圖5　前向不同切面相對(duì)壓力變化Fig.5　Variation of the relative pressure in different section

3.1.2不同馬赫數(shù)下相對(duì)壓力分布

圖6給出了受油機(jī)在平飛迎角3°時(shí)，圖5(b)切面位置的不同馬赫數(shù)下的相對(duì)壓力分布,深色區(qū)域是相對(duì)壓力大的位置。可以看出，隨著飛行馬赫數(shù)的增大,頭波呈現(xiàn)出由中心向四周擴(kuò)大的趨勢(shì)。將相對(duì)壓力400Pa所在等值線作為影響范圍邊界,則隨著馬赫數(shù)由0.50～0.60,在該切面上影響范圍的半徑由1.5m增大到2.4m。

圖6　不同馬赫數(shù)下相對(duì)壓力變化Fig.6　Variation of the relative pressure at different Mach numbers

3.1.3不同迎角下相對(duì)壓力分布

圖7給出了受油機(jī)在Ma=0.8時(shí),圖5(b)切面位置的相對(duì)壓力分布。

圖7　不同迎角相對(duì)壓力變化Fig.7　Variation of the relative pressure in different angles of attack

可以看出,隨著迎角的增大,頭波影響會(huì)有下移的趨勢(shì),但是相比馬赫數(shù),迎角對(duì)頭波范圍的影響小。

3.2速度場(chǎng)分析

以Ma=0.5,迎角3°的飛行狀態(tài)為例,研究氣流經(jīng)過機(jī)頭時(shí)的速度變化分布,速度變化分析建立在圖8中的坐標(biāo)系上。坐標(biāo)系Oxyz平行于機(jī)體坐標(biāo)系,原點(diǎn)在機(jī)頭頂點(diǎn)位置。

圖8　坐標(biāo)系定義及各軸上相對(duì)速度變化量Fig.8　Relative velocity and the axes

由圖5(d)和圖8可以看出,在加油過程中,機(jī)頭頂點(diǎn)附近和座艙與機(jī)頭圓錐交界處附近兩個(gè)位置的速度和壓強(qiáng)變化較大,頭波影響明顯,沿x軸的速度變化幅度超過10m/s,這種變化會(huì)對(duì)錐套的飄擺特性產(chǎn)生很大的影響。為了進(jìn)一步研究速度變化,在圖8坐標(biāo)系中取5個(gè)點(diǎn)P1(2.5,1,-1),P2(-2.5,1,-1),P3(0,1,-1),P4(0,3.5,-1),P5(0,-1,-3.5),選取矢量a=P1P2,b=P3P4,c=P5P3,圖9給出了沿矢量a,b,c的速度變化量曲線。

由圖9(a)可知:當(dāng)沿著矢量a(與x軸相反方向)靠近飛機(jī)時(shí),氣流的速度幅值會(huì)先減小后增大,在Oyz平面處,達(dá)到最小;沿x軸的速度變化規(guī)律相似,在y,z軸上的分量會(huì)逐漸增大,這與實(shí)際加油過程中錐套的偏離方向一致,y軸的速度變化量要大于z軸,這主要是由受油機(jī)機(jī)頭的幾何結(jié)構(gòu)決定的;當(dāng)馬赫數(shù)增大時(shí),速度變化量也會(huì)變大,頭波作用影響越大,這與3.1節(jié)中得到的結(jié)論一致。由圖9(b)和圖9(c)可知,當(dāng)沿著y軸、z軸遠(yuǎn)離機(jī)頭時(shí),頭波的影響會(huì)減弱。

圖9　沿矢量a,b,c的速度變化量Fig.9　Variation of the relative velocity along the vectors

4結(jié)論

本文對(duì)不同飛行條件下受油機(jī)的頭波進(jìn)行了靜態(tài)數(shù)值計(jì)算及分析。具體結(jié)論及建議如下:

(1)在軟式空中加油過程中,小型受油機(jī)的頭波影響范圍不大(Ma=0.6時(shí),前方2 m左右),因?yàn)檐浌荛L(zhǎng)度在16～30 m范圍內(nèi),頭波的影響僅限于對(duì)軟管錐套的影響,對(duì)加油機(jī)的影響可以忽略。

(2)受油機(jī)的飛行馬赫數(shù)對(duì)頭波作用的影響較大,飛行速度越大,頭波影響范圍越大。飛機(jī)迎角對(duì)頭波的影響相對(duì)較小。

(3)假設(shè)沿著矢量a進(jìn)行對(duì)接,經(jīng)過平面Oyz時(shí),局部氣流速度幅值減小,阻力值減小,軟管會(huì)出現(xiàn)松弛、向下的趨勢(shì);對(duì)接終端,對(duì)插頭在右側(cè)的受油機(jī)來(lái)說(shuō),會(huì)產(chǎn)生向上向右的速度分量,錐套會(huì)有向上向右運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)。

(4)在設(shè)計(jì)加油插頭位置時(shí),可采用“插頭在前”的布局,在加油對(duì)接過程中能適度減小頭波帶來(lái)的速度分量使錐套偏離的影響。

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(編輯：崔立峰)

Simulation and analysis of the bow wave effect of the receiver in hose-drogue aerial refueling

WANG Jian1, DONG Xin-min1, XU Yue-jian2, WANG Hai-tao1, LIU Jiao-long1, SHI Chao1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China;2.95899 Unit of the PLA, Beijing 100076, China)

Abstract:In order to solve the problem of increased whipping phenomenon of hose-drogue and reduced rate of success during docking in aerial refueling, the bow wave effect of the receiver was studied. The receiver’s 3D model was built, and based on the method of Delaunay, the nonstructural grids were generated. Effectiveness of the method and the SST k-ω turbulence model were tested effective by calculating the ONERA M6’s surface pressure distribution. On the basis of this, the static state numerical calculations of the receiver’s bow wave effect were conducted. Then the rule of the bow wave effect was analyzed with the change of the Mach and angle of attack. The simulation could explain the whipping phenomenon of hose-drogue under the influence of the bow wave effect, and predict the motion of the drogue during docking.

Key words:aerial refueling; bow wave effect; numerical simulation

中圖分類號(hào)：V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)01-0054-05

作者簡(jiǎn)介:王健(1991-)，男，山東安丘人，碩士，研究方向?yàn)轱w行控制與仿真技術(shù)。

基金項(xiàng)目:國(guó)家自然科學(xué)基金資助(61473307)

收稿日期:2015-04-27;

修訂日期:2015-08-10; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-09-08 13:57