基于CFD仿真的外翼斷裂飛機(jī)安全飛行研究

姚武文，蔡開龍

(空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000)

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基于CFD仿真的外翼斷裂飛機(jī)安全飛行研究

姚武文，蔡開龍

(空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000)

針對外翼斷裂飛機(jī)安全飛行問題，采用CFD仿真方法，建立了針對該特殊氣動(dòng)問題的分析模型，提出了外翼斷裂飛機(jī)安全飛行控制方法，并通過仿真計(jì)算得到，基于副翼平衡法的外翼相對損傷極限為14.2%，基于側(cè)飛平衡法的外翼相對損傷極限為24.5%，為戰(zhàn)時(shí)外翼斷裂飛機(jī)帶傷飛行提供了參考和評估方法。

CFD仿真 ；損傷極限；外翼斷裂；側(cè)飛平衡法 ；副翼平衡法

機(jī)翼是飛機(jī)的氣動(dòng)敏感部件，一旦受到大面積損傷，飛機(jī)的氣動(dòng)性能將受到嚴(yán)重破壞，并可引發(fā)墜機(jī)事故，嚴(yán)重威脅機(jī)上人員和財(cái)產(chǎn)的安全。在以往的戰(zhàn)爭中，有一些外翼斷裂較嚴(yán)重的飛機(jī)仍能飛行的例子(見圖1)。目前，世界上針對這一特殊的氣動(dòng)與飛行控制問題開展的研究還很少。據(jù)資料[1]，美國首次研制出“自適應(yīng)容損飛控系統(tǒng)”，并提出飛機(jī)“折翅也能飛”的觀點(diǎn)。2007年，美國羅克韋爾·科林斯公司，利用一架長約為2.44 m，質(zhì)量約為22.7 kg的F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)模型，在空中拋掉60%的右側(cè)機(jī)翼(見圖2)，最后成功著陸。在國內(nèi)還沒有相關(guān)研究的報(bào)道。

圖1 左翼打掉一塊的“復(fù)仇者”在飛行

圖2 拋掉60%右翼的F/A-18在飛行

1 外翼斷裂飛機(jī)安全飛行控制方法

飛機(jī)單側(cè)外翼斷裂產(chǎn)生的左右不對稱升力，將帶來飛機(jī)滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰等3個(gè)不平衡力矩。其中，偏航與俯仰不平衡力矩較小，容易通過操縱來抵消；而滾轉(zhuǎn)不平衡力矩較大，對于正迎角情況機(jī)翼產(chǎn)生正升力，外翼損傷帶來的附加滾轉(zhuǎn)力矩會使飛機(jī)向外翼受損一側(cè)滾轉(zhuǎn)，需要研究專門的控制方法使飛機(jī)保持平衡。

外翼斷裂飛機(jī)安全飛行控制可從如下2個(gè)方面進(jìn)行。

1)損傷極限即損傷評估標(biāo)準(zhǔn)控制，也就是要計(jì)算出外翼斷裂的面積損傷極限，當(dāng)飛機(jī)外翼損傷面積超過這個(gè)極限時(shí)，就不能帶傷飛行了。

2)操作方法控制，當(dāng)飛機(jī)外翼損傷面積小于其損傷極限時(shí)，可采用副翼平衡法和側(cè)飛平衡法這2種操作方法控制。副翼的主要作用是控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，副翼平衡法是指當(dāng)外翼損傷產(chǎn)生不平衡滾轉(zhuǎn)力矩時(shí)，通過適當(dāng)控制副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生附加氣動(dòng)力矩來抵消不平衡滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)保持平衡的方法；側(cè)飛平衡法是指當(dāng)外翼損傷過重時(shí)，即使副翼偏轉(zhuǎn)角達(dá)到最大，所產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力矩也無法保持飛機(jī)平衡，需要控制飛機(jī)側(cè)飛來抵消不平衡滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)保持平衡的方法。

2 外翼斷裂飛機(jī)側(cè)飛平衡原理

當(dāng)飛機(jī)在正常飛行情況下突然左翼被打掉一部分時(shí)(見圖3)，左機(jī)翼升力、阻力均比右機(jī)翼件減小，飛機(jī)橫滾等平衡被破壞，飛機(jī)將會出現(xiàn)向左滾轉(zhuǎn)的現(xiàn)象。此時(shí)，操縱飛機(jī)右偏，使受損的左機(jī)翼“迎風(fēng)”飛行，即產(chǎn)生左側(cè)滑。若設(shè)氣流速度為V，則對左右機(jī)翼而言：

V左n=Vcos(ψ-β)

(1)

V右n=Vcos(ψ+β)

(2)

式中，V左n是垂直左機(jī)翼前緣的氣流速度；V右n是垂直右機(jī)翼前緣的氣流速度；ψ是機(jī)翼的后掠角；β是飛機(jī)側(cè)滑角?？梢?，V左n>V右n。左翼因垂直機(jī)翼前緣的氣流速度增大，導(dǎo)致其升力和阻力均增大，右翼因垂直機(jī)翼前緣的氣流速度減小，導(dǎo)致其升力和阻力相對減小，給飛機(jī)橫滾等平衡創(chuàng)造了條件，因而可恢復(fù)飛機(jī)穩(wěn)定飛行(右翼損傷的平衡原理同理)。其實(shí)質(zhì)是整架飛機(jī)的迎風(fēng)氣動(dòng)構(gòu)型發(fā)生了變化，氣動(dòng)力得到重新分配，這種新“構(gòu)型”讓飛機(jī)重新回到平衡狀態(tài)[2]。

圖3 外翼斷裂飛機(jī)側(cè)飛基本原理

3 外翼斷裂下的飛機(jī)氣動(dòng)計(jì)算模型

為了計(jì)算外翼斷裂下的飛機(jī)安全飛行評估標(biāo)準(zhǔn)，需要建立基于計(jì)算流體力學(xué)(CFD)仿真的飛機(jī)氣動(dòng)計(jì)算模型。通過CFD求解流動(dòng)控制方程：

(3)

(4)

式中，力矩系數(shù)的參考點(diǎn)均為完整無損飛機(jī)的重心，“m+n+1”表示作用在飛機(jī)m個(gè)固定部件與n個(gè)活動(dòng)部件上的氣動(dòng)力產(chǎn)生的力矩系數(shù)，以及1個(gè)受損機(jī)翼質(zhì)量損失帶來的附加力矩系數(shù)。

應(yīng)用Fluent軟件可求解上述流動(dòng)控制方程組[4],其仿真計(jì)算基本流程如圖4所示。計(jì)算輸入條件包括馬赫數(shù)、迎角和飛行高度等，輸出結(jié)果為飛機(jī)的氣動(dòng)性能參數(shù)。

圖4 應(yīng)用Fluent軟件仿真計(jì)算流程圖

4 飛機(jī)外翼損傷極限計(jì)算

4.1 基于副翼平衡法的外翼損傷極限

在馬赫數(shù)Ma=0.2～0.5、副翼偏轉(zhuǎn)角為0°～30°、側(cè)滑角為0°和不考慮質(zhì)量損失影響等條件下，通過計(jì)算得到的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Mx隨副翼偏轉(zhuǎn)角變化的曲線如圖5所示。在圖5中，Mx=0對應(yīng)的副翼偏轉(zhuǎn)角即為平衡偏角(見圖5中的B點(diǎn))。當(dāng)副翼平衡偏角達(dá)到副翼偏轉(zhuǎn)角最大值時(shí)，對應(yīng)的外翼損傷即為損傷極限，其計(jì)算流程如圖6所示。通過CFD計(jì)算得到的迎角與基于副翼平衡法的外翼損傷極限對應(yīng)關(guān)系見表1(副翼偏轉(zhuǎn)角為30°,側(cè)滑角為0°)。

圖5 副翼平衡偏角搜索方法示意圖

圖6 基于副翼平衡法的外翼損傷極限計(jì)算流程圖

由表1可知，當(dāng)迎角從4°增大到12°時(shí)，外翼損傷極限從59%下降到14.2%，迎角對外翼損傷極限影響很大；因此，當(dāng)機(jī)翼出現(xiàn)對飛機(jī)氣動(dòng)力影響較大的損傷時(shí)，應(yīng)盡量采用小迎角飛行。根據(jù)資料，某飛機(jī)的起飛迎角為8°～12°，取其最大值12°，由此可確定某飛機(jī)基于副翼平衡法的外翼相對損傷極限為14.2%，外翼面積損傷極限為2.87 m2，即外翼損傷面積<2.87 m2時(shí)可采用副翼平衡法操縱飛機(jī)。

4.2 基于側(cè)飛平衡法的外翼損傷極限

采用基于副翼平衡法的外翼損傷極限計(jì)算同樣的方法，計(jì)算得到迎角與基于側(cè)飛平衡法的外翼損傷極限對應(yīng)關(guān)系見表2(副翼偏轉(zhuǎn)角為30°，側(cè)滑角為4°)?；诟币砥胶夥ê蛡?cè)飛平衡法的外翼損傷極限計(jì)算流程圖如圖7所示。

表2 飛機(jī)迎角與外翼面積損傷極限的關(guān)系

圖7 基于副翼平衡法和側(cè)飛平衡法的外翼損傷極限計(jì)算流程圖

由表2可知，采用側(cè)飛平衡法比采用副翼平衡法的外翼損傷極限大，當(dāng)飛機(jī)迎角從12°減小到7°時(shí)，副翼平衡法的損傷極限為14.2%～28.6%，側(cè)飛平衡法的損傷極限為24.5%～47.0%。根據(jù)資料，某飛機(jī)的起飛最大迎角為12°，由此可確定某飛機(jī)基于側(cè)飛平衡法的外翼相對損傷極限為24.5%，外翼面積損傷極限為4.96 m2，即外翼損傷面積>2.87 m2(基于副翼平衡法的外翼面積損傷極限)且<4.96 m2時(shí)，可采用側(cè)飛平衡法操縱飛機(jī)。

5 結(jié)語

通過上述研究得出如下結(jié)論。

1)當(dāng)飛機(jī)在地面出現(xiàn)外翼較小面積損傷時(shí)，例如某飛機(jī)外翼損傷面積<2.87 m2，可采用副翼平衡法操縱飛機(jī)起飛。

2)當(dāng)飛機(jī)在空中出現(xiàn)外翼較大面積損傷時(shí)，例如某飛機(jī)外翼損傷面積>2.87 m2且<4.96 m2，可采用側(cè)飛平衡法操縱飛機(jī)飛行，并且盡量采用小迎角飛行。

3)在新機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，建議增設(shè)飛機(jī)容損飛控系統(tǒng)。通過CFD仿真計(jì)算建立機(jī)翼不同氣動(dòng)損傷情況與副翼偏轉(zhuǎn)角和飛機(jī)側(cè)滑角的對應(yīng)關(guān)系，并通過在機(jī)翼上布置傳感器獲取其損傷信息，通過自動(dòng)駕駛儀自動(dòng)實(shí)現(xiàn)這種對應(yīng)關(guān)系，以保證機(jī)翼氣動(dòng)損傷情況下的飛行安全。

[1] 司古.折翅也能飛[J].航空知識，2008(9)：11-13.

[2] 姚武文，周平, 蔡開龍．飛機(jī)容損飛行機(jī)理與控制方法研究[J].航空維修與工程,2010(1)：21-23.

[3] 張怡哲，鄧建華. 舵面損傷的氣動(dòng)模型及故障檢測研究[J].飛行力學(xué),2001(3)：35-39.

[4] 曉鋒，周燦豐．基于FLUENT的TIG焊接電弧數(shù)值模擬[J].新技術(shù)新工藝,2015(1)：26-27.

責(zé)任編輯 馬彤

Research on Safe Flight of the Outboard Wing Rupturing Aircraft based on CFD Simulation

YAO Wuwen，CAI Kailong

(The First Aeronautic Institute of the Air Force, Xinyang 464000, China)

The flight of the aircraft with outboard wing rupturing is a special problem about pneumatics and flight control. The analysis model about the special pneumatics problem is set up by the CFD emulation method, and the control method about outboard wing rupturing aircraft aviating safely is brought forward. By the simulation computing, the conclusion is gained that the opposite damage most limit of the outboard wing based on the aileron balance method is 14.2%, and the opposite damage most limit of the outboard wing based on the side flight balance method is 24.5%. It provides the reference and evaluation method for the aircraft with outboard wing rupturing flying.

CFD simulation, damage most limit, outboard wing rupturing, side flight balance method, aileron balance method

V 271.4

A

姚武文(1959-)，男，教授，主要從事飛機(jī)戰(zhàn)傷搶修等方面的研究。

2016-04-06