機(jī)動行為下飛機(jī)油箱晃動流固耦合動力學(xué)分析

楊尚霖，陳曉峰，杜發(fā)喜，雷忠琦，姚小虎, *

1.華南理工大學(xué) 土木與交通學(xué)院，廣州 510640 2.成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司 技術(shù)中心，成都 610092

飛機(jī)在飛行過程中由于姿態(tài)變化等因素的影響會造成油箱內(nèi)燃油的晃動，燃油晃動對油箱壁面造成的沖擊會對飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)安全性以及飛行穩(wěn)定性產(chǎn)生影響，尤其在飛機(jī)執(zhí)行機(jī)動飛行時，飛機(jī)整體處于大過載狀態(tài)，此時的燃油晃動問題更加值得關(guān)注。

飛機(jī)油箱晃動屬于航天器充液容器晃動問題，對此類問題的研究早期以理論和實驗為主[1-4]，但理論和實驗研究均以較簡單晃動條件下的規(guī)則幾何形狀容器為研究對象，針對復(fù)雜結(jié)構(gòu)以及復(fù)雜晃動條件下的工程應(yīng)用，理論和實驗研究難以滿足要求，隨著計算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬逐漸成為研究此類問題的主要手段之一。毛志祥和楊覺敏[5]通過有限元模擬證明了擴(kuò)展擬彈性法可用于飛機(jī)整體油箱的液固耦合振動計算。王力等[6]用ALE(Arbitrary Lagrange Euler)法模擬了無人機(jī)發(fā)射過程中燃油和油箱的相互作用，將燃油箱簡化為剛性體，得到不同充液率下無人機(jī)起飛姿態(tài)的變化和燃油晃動規(guī)律，結(jié)果表明半油起飛時無人機(jī)姿態(tài)變化最為嚴(yán)重，進(jìn)而對油箱內(nèi)部不同防晃隔板的防晃效果進(jìn)行了研究。楊瑞[7]采用ALE法模擬了機(jī)翼油箱在定軸轉(zhuǎn)動下的油箱晃動，并進(jìn)一步對某一真實飛行工況進(jìn)行了模擬。Yang等[8]通過跌落實驗和ALE法模擬研究了直升機(jī)矩形油箱的跌落沖擊過程，模擬結(jié)果與實驗結(jié)果吻合，分析了沖擊速度、沖擊角度、油箱壁面厚度以及充液率對油箱動態(tài)響應(yīng)的影響，結(jié)果表明油箱底角在沖擊過程中最易受損。劉富等[9]結(jié)合某型飛機(jī)副油箱晃振實驗，采用SPH(Smoothed Particle Hydrodynamic)法計算了副油箱在俯仰運(yùn)動下燃油的晃動特性，對燃油晃動過程中的重心位置進(jìn)行推導(dǎo)，獲得了晃動過程中燃油重心變化的時間歷程曲線。唐浩等[10]用SPH法對導(dǎo)彈發(fā)射過程中導(dǎo)彈燃油箱內(nèi)燃油的晃動進(jìn)行了仿真分析，不考慮油箱變形，得到了液面變化情況、重心變化曲線和油箱與燃油之間的相互作用力。黃愉太[11]采用SPH法對某型飛機(jī)整體油箱滾轉(zhuǎn)晃動時的流固耦合效應(yīng)做了初步探究。Veldman等[12]對Sloshsat FLEVO衛(wèi)星進(jìn)行仿真，采用基于Navier-Stokes方程的計算模型，結(jié)合VOF (Volume Of Fluid)法，取得了與實驗一致的結(jié)果。Hv等[13]基于有限體積法采用VOF多相流模型對飛機(jī)副油箱內(nèi)燃油晃動進(jìn)行模擬，成功預(yù)測了晃動過程中作用于油箱壁面的動水壓力。Farhat等[14]通過數(shù)值模擬研究了次聲速、跨聲速和超聲速飛行時機(jī)翼副油箱內(nèi)油液晃動對機(jī)翼顫振的影響。

上述研究采用ALE、SPH和VOF等方法探究了簡單工況下的油箱晃動問題，均未考慮大過載復(fù)雜情況下的油箱晃動。Reddy等[15]為考慮飛機(jī)油箱在慣性力作用下結(jié)構(gòu)的安全性，對慣性載荷采用靜力加載方式，采用ANSYS進(jìn)行靜力計算，對飛機(jī)油箱在不同慣性載荷下的應(yīng)力和變形進(jìn)行了分析，但未能獲得在慣性力作用下的燃油晃動情況以及油箱結(jié)構(gòu)應(yīng)力等量的變化情況。針對復(fù)雜情況下的動態(tài)強(qiáng)非線性晃動問題，ALE法和SPH法無法在保證效率的同時精確捕捉晃動過程中出現(xiàn)的液體飛濺、旋渦以及氣泡等流場細(xì)節(jié)[16-17]，VOF法可準(zhǔn)確模擬復(fù)雜晃動問題[18]，不足之處在于單一的VOF法僅能求解流場晃動特征，無法求解固體結(jié)構(gòu)隨晃動的響應(yīng)。針對以上問題，本文基于VOF法求解液體晃動，聯(lián)合有限元軟件ABAQUS和流體動力學(xué)軟件Star-CCM+，建立瞬態(tài)飛機(jī)油箱晃動流固耦合計算方法，以某型飛機(jī)整體油箱為研究對象，探究飛機(jī)在半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動行為下的油箱晃動流固耦合效應(yīng)，為研究飛機(jī)油箱晃動提供參考。

1 數(shù)值方法

1.1 研究對象

本文以某型飛機(jī)整體油箱為研究對象，油箱長約2 m，寬約0.6 m，高約0.6 m，油箱主要部件為框架和上、下蒙皮，其中框架為鋁合金，蒙皮為復(fù)合材料，其纖維縱向為長度方向，纖維橫向為寬度方向。油箱內(nèi)部分為一個連通油室和一個獨(dú)立油室，其部件及幾何模型如圖1所示，燃油采用3號噴氣燃料(RP-3)，材料屬性見表1～表3。

圖1 油箱部件及幾何模型Fig.1 Components of fuel tank and its geometry model

表1 鋁合金材料參數(shù)Table 1 Material parameters of aluminum alloy

表2 復(fù)合材料材料參數(shù)Table 2 Material parameters of composite

表3 燃油材料參數(shù)Table 3 Material parameters of fuel

1.2 流固耦合計算方法

本文通過ABAQUS與Star-CCM+聯(lián)合仿真進(jìn)行流固耦合計算，考慮到半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動行為下飛機(jī)油箱剛體位移遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于油箱壁面變形量，在這種情況下燃油晃動受油箱剛體位移主導(dǎo)，可忽略油箱壁面變形對燃油晃動的影響，故本文采用單向流固耦合求解半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動行為下的油箱晃動。單向流固耦合方法如圖2所示，將計算模型分為流體域和結(jié)構(gòu)域，通過在Star-CCM+求解流體域，獲得流場壓力，并在每一個時間步將獲得的流場壓力傳遞到ABAQUS結(jié)構(gòu)域進(jìn)行應(yīng)力應(yīng)變計算，可得到油箱結(jié)構(gòu)在流場壓力下的應(yīng)力應(yīng)變等量的時間歷程。

圖2 單向流固耦合方法Fig.2 One-way fluid-structure interaction method

1.3 氣液兩相模型

本文采用VOF多相流模型模擬飛機(jī)油箱內(nèi)的氣液兩相分布，VOF模型可用于處理含自由液面的問題，通過引入流體各時刻在控制體內(nèi)的體積分?jǐn)?shù)α來構(gòu)造和追蹤自由液面。若某一時刻流體在控制體內(nèi)的體積分?jǐn)?shù)α=1，則表示此控制體內(nèi)全部為該流體；若α=0，則此控制體內(nèi)不含該流體，全部為另外的流體所占據(jù)；若0<α<1，則此控制體內(nèi)含有該流體以及另外的流體，在此控制體內(nèi)存在該流體與另外流體的交界面。

1.4 湍流模型

對流體域的求解采用雷諾平均Navier-Stokes(Reynolds Average Navier-Stokes,RANS)兩方程模型中的剪切應(yīng)力運(yùn)輸(Shear Stress Transport,SST)k-ω湍流模型，SST模型已被廣泛應(yīng)用于航空工業(yè)和邊界層流動。該模型通過考慮湍流剪切應(yīng)力對輸運(yùn)過程的影響從而對湍流黏性項進(jìn)行了修正，且在處理近壁面流動問題上具有良好的適應(yīng)性，在低y+壁面采用低雷諾數(shù)模型來計算邊界層流動，在高y+壁面采用壁面函數(shù)法求解邊界層流動，對y+值位于兩者之間的壁面則平滑過渡。

1.5 邊界條件

半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動示意圖如圖3所示，飛機(jī)先繞縱軸滾轉(zhuǎn)180°，然后做向下的半筋斗動作，在垂直面內(nèi)繞橫軸改變俯仰角180°，返回到平飛狀態(tài)。在計算飛機(jī)空間機(jī)動軌跡時，假設(shè)飛行中無側(cè)滑，發(fā)動機(jī)推力沿飛行速度方向，并考慮飛機(jī)在豎直面內(nèi)作勻速圓周運(yùn)動，忽略9g大過載下重力作用對速率的變化，故有

(1)

式中：n為過載系數(shù)；F為升力；G為重力；g為重力加速度；a為向心加速度;V為速度;R為倒轉(zhuǎn)半徑。

圖3 半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動示意圖Fig.3 Schematic of Split-S maneuver

1.6 計算方法驗證

本文建立ABAQUS與Star-CCM+聯(lián)合仿真單向流固耦合計算方法，通過流場壓力的單向傳遞進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)的求解，采用Souto-Iglesias等[19-20]所開展的矩形液艙晃動實驗驗證本文所述數(shù)值方法的有效性。實驗中，矩形液艙繞底面中軸作正弦周期晃動，角位移θ=θmaxsin 2πft(f=1/T)，f為頻率，T為周期。液艙尺寸為900 mm×580 mm×50 mm (長×高×寬)，充液高度93 mm，液艙內(nèi)介質(zhì)為水和空氣。本文選擇晃動幅度θmax=4°，晃動周期T=1.92 s工況進(jìn)行模擬，計算5個晃動周期，結(jié)構(gòu)域壁面視為剛性，液艙模型如圖5所示。

圖6為液艙左壁第1次沖擊過后出現(xiàn)的波浪行進(jìn)形態(tài)，由圖6可見模擬與實驗得到的行進(jìn)波形態(tài)極為相似。對于兩相流晃動問題，輕相對晃動形態(tài)的影響尤為顯著[21]，因模擬所采用的空氣屬性與實驗現(xiàn)場難以一致，且可能由于實驗拍攝角度問題，模擬結(jié)果與實驗現(xiàn)象在波浪前端存在細(xì)微差異。

圖7為液艙左壁初始液位處的動態(tài)壓力模擬結(jié)果與實驗結(jié)果對比，圖中p為壓力，由圖可見模擬結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好。由于液體沖擊壓力與沖擊前波浪形態(tài)密切相關(guān)且在沖擊過程中表現(xiàn)出隨機(jī)性[22]，壓力峰值存在較小誤差，最大誤差不超過0.5 kPa，所有峰值平均相對誤差不超過10%，除峰值以外，曲線其他部位相對誤差不超過5%。

圖4 角速度及過載系數(shù)變化曲線Fig.4 Curves of anger velocities and overload coefficient

圖5 液艙模型Fig.5 Model of tank

圖6 波浪行進(jìn)形態(tài)(Δt=0.04 s)Fig.6 Pattern of wave travel (Δt=0.04 s)

圖8為結(jié)構(gòu)域與流體域的液艙左壁受力曲線，圖中F為壓力，由圖8可知結(jié)構(gòu)域左壁與流體域左壁受力相近，由于結(jié)構(gòu)域與流體域網(wǎng)格的差異，在數(shù)據(jù)傳遞過程中存在插值誤差，且結(jié)構(gòu)域受晃動慣性影響，導(dǎo)致圖8中兩曲線存在較小偏差，但在曲線峰值和變化趨勢上保持了良好的一致性，故可認(rèn)為壓力已進(jìn)行準(zhǔn)確傳遞。

經(jīng)本節(jié)分析，采用ABAQUS與Star-CCM+聯(lián)合仿真單向流固耦合計算方法對矩形液艙晃動實驗進(jìn)行模擬，Star-CCM+能夠精確求解液體晃動特征，且能夠準(zhǔn)確傳遞流場壓力于ABAQUS進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)計算，說明本方法可有效用于研究飛機(jī)油箱晃動的流固耦合效應(yīng)。

圖7 動態(tài)壓力曲線Fig.7 Curves of dynamic pressures

圖8 液艙左壁面受力曲線Fig.8 Curves of force on the left wall of tank

1.7 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

采用單向流固耦合方法分析油液晃動對油箱結(jié)構(gòu)的影響以及內(nèi)部燃油晃動特性，數(shù)據(jù)傳遞是單向的，重點在于流體域的求解。不考慮晃動對固體域的影響，流體域采用切割體網(wǎng)格進(jìn)行劃分，對邊角進(jìn)行加密，共劃分6套網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量分別為63 791、116 842、221 500、317 172、463 559、686 759，分析流體域求解結(jié)果對網(wǎng)格的依賴性。6種網(wǎng)格方案如圖9所示。

圖10為油箱壁面標(biāo)識，圖11為油箱主要受沖擊壁面的流體作用力最大值Fmax在不同網(wǎng)格數(shù)量下的對比。圖12為不同網(wǎng)格數(shù)量下流體域最大壓力pmax的變化，表4為不同網(wǎng)格數(shù)量下pmax和Fmax的值及其出現(xiàn)時刻t*。結(jié)合圖11、圖12和表4可知，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量大于30萬時，各壁面Fmax和pmax出現(xiàn)時刻及數(shù)值均趨于穩(wěn)定，pmax數(shù)值變化量小于0.5%。選取pmax穩(wěn)定時刻附近(0.2 s)的燃油晃動形態(tài)進(jìn)行對比如圖13所示，網(wǎng)格數(shù)量小于30萬時，流場形態(tài)極不穩(wěn)定，網(wǎng)格數(shù)量大于30萬時，流場形態(tài)較為穩(wěn)定，網(wǎng)格數(shù)達(dá)到40萬以上時，流場形態(tài)穩(wěn)定。圖14為t=0.2 s時不同網(wǎng)格下的流體域壓力場，可見網(wǎng)格數(shù)大于30萬時，壓力場穩(wěn)定。

圖9 網(wǎng)格示意圖Fig.9 Diagrams of mesh

圖10 油箱壁面標(biāo)識Fig.10 Marks of tank wall

圖11 壁面作用力Fig.11 Force on tank wall

圖12 流場最大壓力Fig.12 Max pressure of fluid

經(jīng)分析，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量大于30萬時，求解結(jié)果趨于穩(wěn)定，增加網(wǎng)格數(shù)量對結(jié)果影響不大，但對晃動形態(tài)的描述不夠穩(wěn)定，網(wǎng)格數(shù)量大于40萬時，晃動形態(tài)穩(wěn)定，故本文選擇的流體域網(wǎng)格數(shù)量為463 559。

表4 不同網(wǎng)格數(shù)量下pmax和Fmax的值及出現(xiàn)時刻t*Table 4 Results pmax、Fmax and t* of fluid of different meshes

圖13 燃油晃動形態(tài)(t=0.2 s)Fig.13 Sloshing shapes of fuel (t=0.2 s)

圖14 流體域壓力場(t=0.2 s)Fig.14 Pressure fields of fluid (t=0.2 s)

2 半滾倒轉(zhuǎn)油箱晃動數(shù)值模擬及分析

采用單向流固耦合方法對飛機(jī)半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動過程中的油箱晃動流固耦合效應(yīng)進(jìn)行數(shù)值分析，充液率K=0.5，流體域網(wǎng)格數(shù)量為463 559，采用VOF多相流模型處理氣液兩相，湍流模型選擇SSTk-ω模型，結(jié)構(gòu)域采用殼單元劃分，蒙皮與框架通過連接單元進(jìn)行連接，并對連接部位進(jìn)行加密，單元數(shù)量為55 124個，耦合時間步長為0.000 5 s，共計算1.7 s。圖15為整體油箱結(jié)構(gòu)域網(wǎng)格劃分。

圖15 整體油箱結(jié)構(gòu)域網(wǎng)格Fig.15 Mesh topology of fuel tank structure

2.1 流體域與結(jié)構(gòu)域結(jié)果分析

半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動行為分為半滾階段(0～0.6 s)和倒轉(zhuǎn)階段(0.6～1.7 s)，圖16為油箱內(nèi)燃油晃動形態(tài)，根據(jù)圖16可見：半滾階段燃油晃動劇烈，在0.2 s左右燃油猛烈沖擊上蒙皮，進(jìn)入倒轉(zhuǎn)階段后，由于燃油沖擊壁面反彈而出現(xiàn)混沌現(xiàn)象，隨著倒轉(zhuǎn)進(jìn)行，在0.9 s之后燃油逐漸穩(wěn)定于油箱下半部。

流體域壓力峰值時程曲線見圖17，壓力峰值在0.226 s達(dá)到最大值43.14 kPa，0.226 s后壓力峰值逐漸減小，0.7～0.8 s之間因油箱倒轉(zhuǎn)燃油再次沖擊油箱壁面，壓力峰值再次上升，0.8 s后沖擊減弱，峰值下降，0.9～1.7 s燃油因大過載作用逐漸穩(wěn)定于油箱下半部，壓力峰值隨燃油穩(wěn)定而緩慢上升。

蒙皮受燃油作用力，蒙皮應(yīng)變峰值及框架應(yīng)力峰值時程曲線見圖18(a)～圖18(c)。根據(jù)圖18(a)可見：半滾階段，蒙皮受燃油作用力F在0.2 s后達(dá)到最大值，0.2～0.5 s呈現(xiàn)波動狀態(tài)，0.5～0.6 s 迅速下降，下蒙皮由于半滾180°而在0.6 s幾乎不與燃油接觸，燃油作用力此刻為0。倒轉(zhuǎn)階段，燃油因大過載作用逐漸穩(wěn)定于油箱下半部，使得上蒙皮逐漸脫離與燃油的接觸，燃油作用力逐漸減小到0；下蒙皮F在0.6～0.8 s因過載迅速增加而急劇上升，在0.8 s由于油箱倒轉(zhuǎn)過程中燃油有沖擊現(xiàn)象，F(xiàn)出現(xiàn)波動，波動過后F隨著燃油逐漸穩(wěn)定而緩慢上升，根據(jù)下蒙皮受燃油作用力時程曲線可知，過載導(dǎo)致的燃油作用力大于沖擊導(dǎo)致的燃油作用力。

根據(jù)圖18(b)可見：半滾階段，上、下蒙皮應(yīng)變峰值εmax均在0.2 s左右最大，倒轉(zhuǎn)階段上蒙皮應(yīng)變峰值較為穩(wěn)定，下蒙皮應(yīng)變峰值不斷上升；整個機(jī)動行為過程中，上、下蒙皮應(yīng)變峰值均在倒轉(zhuǎn)階段更大。結(jié)合圖18(a)可知，半滾階段由于燃油沖擊壁面導(dǎo)致應(yīng)變峰值出現(xiàn)波動；倒轉(zhuǎn)階段，上蒙皮不受燃油作用力，下蒙皮F因過載顯著增大，故可認(rèn)為倒轉(zhuǎn)階段應(yīng)變變化受過載主導(dǎo)。

根據(jù)圖18(c)可見：框架應(yīng)力峰值σmax最大值出現(xiàn)在倒轉(zhuǎn)末段，且應(yīng)力峰值在半滾階段出現(xiàn)波動，在0.2 s后達(dá)到波峰；倒轉(zhuǎn)階段框架應(yīng)力峰值不斷上升，在0.9～1.1 s之間上升趨勢最快，其余階段上升較為緩慢。結(jié)合油箱過載變化情況可知，半滾階段燃油晃動對框架應(yīng)力變化占主導(dǎo)作用，倒轉(zhuǎn)階段過載對框架應(yīng)力變化起主導(dǎo)作用。

圖16 燃油晃動形態(tài)(t=0～1.7 s)Fig.16 Sloshing shape of fuel (t=0-1.7 s)

圖17 流體域壓力峰值時程曲線Fig.17 Time-history curve of fluid’s peak pressure

油箱最大應(yīng)力云圖見圖19，由圖19可知應(yīng)力較大部位主要集中于框架兩端與蒙皮連接部位。圖20為局部坐標(biāo)系下油箱最大位移云圖，相比于蒙皮，框架最大變形量較小，主要變形部位位于與蒙皮連接處，上、下蒙皮最大位移均出現(xiàn)在右側(cè)；局部坐標(biāo)系下各部件最大位移值及出現(xiàn)時刻,如表5所示，根據(jù)最大位移出現(xiàn)時刻可知油箱部件最大位移均因半滾階段燃油沖擊造成。

圖18 蒙皮受燃油作用力、蒙皮應(yīng)變峰值及框架應(yīng)力峰值時程曲線Fig.18 Time-history curves of force of fuel on skins, peak strain of skins, and peak stress of frame

圖19 油箱最大應(yīng)力云圖Fig.19 Max stress of fuel tank

圖20 油箱最大位移云圖Fig.20 Max displacement nephogram of fuel tank

經(jīng)驗表明當(dāng)蒙皮與框架連接部位間隙大于0.25 mm時油箱可能發(fā)生漏油[23]，通過連接部位連接單元的相對位移可判斷油箱是否存在漏油危險。對于本文研究對象，出于保守設(shè)計考慮，設(shè)定漏油判斷標(biāo)準(zhǔn)為0.2 mm。將連接單元分為12個 區(qū)段，區(qū)段標(biāo)識如圖21所示，表6為各區(qū)段最大相對位移值，由表6可知各區(qū)段最大相對位移均不超過0.2 mm，油箱不發(fā)生漏油。

表5油箱部件最大位移(局部坐標(biāo)系)

Table5Maxdisplacementofcomponentsoftank(Localcoordinatesystem)

部件最大位移/mmt?/s框架6.780.235上蒙皮13.940.225下蒙皮14.580.190

圖21 連接單元區(qū)段標(biāo)識Fig.21 Marks of zones of connector

表6 連接單元相對位移Table 6 Relative displacement of connectors

2.2 不同充液率對油箱晃動的影響

為探究半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動過程中充液率K對油箱晃動的影響，分析少油(K=0.3)、半油(K=0.5)、多油(K=0.7)3種不同充液率下的晃動情況。圖22為不同K下的流體域壓力峰值時程曲線，由圖22可知：隨著充液率增加，半滾階段流體域壓力峰值最大值出現(xiàn)時刻逐漸提前，倒轉(zhuǎn)階段壓力峰值隨著充液率增加而增加；半油狀態(tài)pmax大于少油與多油狀態(tài)。不同K下pmax時刻燃油晃動形態(tài)及流體域壓力場見圖23，由圖23可知：少油與半油狀態(tài)，破碎波與壁面沖擊出現(xiàn)最大壓力，沖擊影響范圍??；多油狀態(tài)，駐波沖擊壁面產(chǎn)生最大壓力，沖擊影響范圍較大。

圖22 不同K下的流體域壓力峰值時程曲線Fig.22 Time-history curves of fluid’s peak pressures with different K

圖24為不同K下的蒙皮受燃油作用力時程曲線，由圖24可知：F隨著充液率增加而增加，在0.6 s后均因油箱半滾180°導(dǎo)致下蒙皮短暫脫離與燃油的接觸而作用力為0；倒轉(zhuǎn)過程中燃油在過載作用下脫離上蒙皮，上蒙皮不再承受燃油作用，下蒙皮受燃油作用力因燃油逐漸穩(wěn)定于油箱下半部而增大，且隨著充液率增加，F(xiàn)增加趨勢加快，這說明充液率越大倒轉(zhuǎn)過程中燃油晃動越不易穩(wěn)定。

圖25為不同K下的部件最大應(yīng)力，由圖25可見：部件最大應(yīng)力在半滾階段和倒轉(zhuǎn)階段隨充液率變化呈現(xiàn)不同規(guī)律。半滾階段，各部件最大應(yīng)力均與充液率正相關(guān)；倒轉(zhuǎn)階段，上蒙皮最大應(yīng)力幾乎不變，下蒙皮與框架最大應(yīng)力隨充液率增加而增加，但下蒙皮最大應(yīng)力增加明顯，框架最大應(yīng)力增幅不大，這是因為倒轉(zhuǎn)階段燃油作用力主要作用于下蒙皮導(dǎo)致。

圖23 不同K下pmax最大時刻燃油晃動形態(tài)和流體域壓力場Fig.23 Sloshing shape of fuel and pressure field of fluid at pmaxwith different K

圖24 不同K下的蒙皮受燃油作用力時程曲線Fig.24 Time-history curves of force of fuel on skins with different K

圖25 不同K下的部件最大應(yīng)力Fig.25 Max stress of components with different K

3 結(jié) 論

1) 建立了ABAQUS與Star-CCM+聯(lián)合仿真單向流固耦合方法，對某型飛機(jī)在半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動行為下的油箱晃動流固耦合問題進(jìn)行了分析，分析結(jié)果對該型飛機(jī)執(zhí)行半滾倒轉(zhuǎn)機(jī)動飛行時的油箱結(jié)構(gòu)安全性評判作出了一定參考。

2) 半滾倒轉(zhuǎn)過程中，半滾階段燃油晃動較為劇烈，發(fā)生強(qiáng)烈沖擊現(xiàn)象，并導(dǎo)致流體域壓力達(dá)到最大值；倒轉(zhuǎn)階段，燃油因大過載作用晃動減弱，并逐漸穩(wěn)定于油箱下半部。

3) 半滾階段，油箱部件應(yīng)力應(yīng)變變化均受燃油晃動沖擊主導(dǎo)，并在沖擊最為劇烈時刻達(dá)到峰值；倒轉(zhuǎn)階段，各部件應(yīng)力應(yīng)變變化受過載主導(dǎo)，且倒轉(zhuǎn)階段應(yīng)力應(yīng)變大于半滾階段，即過載對部件應(yīng)力應(yīng)變的影響大于燃油晃動沖擊對部件應(yīng)力應(yīng)變的影響。

4) 隨著充液率的增加，半滾階段流體域最大壓力出現(xiàn)時刻逐漸提前，流體域壓力隨著充液率增加而增加，各部件應(yīng)力隨著充液率增加而增加；倒轉(zhuǎn)階段，油箱充液率越高，燃油晃動越不易穩(wěn)定，燃油作用力越大，除上蒙皮以外，其他部件應(yīng)力均隨著充液率增加而增加。