一種機(jī)動(dòng)飛行條件下的飛機(jī)整體油箱流固耦合分析方法

賴 輝，陳曉峰，劉 海，趙博偉

(航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司 技術(shù)中心，四川 成都 610092)

0 引 言

通常，飛機(jī)在起飛、著陸及飛行過程中，因氣動(dòng)紊流以及發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的不平衡等原因，會(huì)引起油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng).一方面，燃油大幅晃動(dòng)產(chǎn)生的作用力和力矩對(duì)飛機(jī)的飛行姿態(tài)會(huì)產(chǎn)生影響，而飛行姿態(tài)的變化又會(huì)進(jìn)一步加劇油液的晃動(dòng)，此交互耦合的作用可能會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)的失穩(wěn)甚至損壞；另一方面，隨著燃油晃動(dòng)幅度的增大，其對(duì)油箱壁的沖擊也加大，長(zhǎng)期的反復(fù)沖擊會(huì)導(dǎo)致油箱連接件松動(dòng).同時(shí)，油箱局部結(jié)構(gòu)會(huì)因沖擊而受到磨損或產(chǎn)生裂紋，造成油箱的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與可靠性降低甚至產(chǎn)生燃油的泄漏，產(chǎn)生較大的安全隱患.因此，油箱區(qū)的燃油晃動(dòng)沖擊是飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中必須重點(diǎn)考慮的一個(gè)問題.對(duì)此，本研究針對(duì)某型高機(jī)動(dòng)飛機(jī)整體油箱晃動(dòng)問題，采用ABAQUS和STAR-CCM+分析工具，分析了該飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行條件下的整體油箱流固耦合分析方法，計(jì)算了在盤旋機(jī)動(dòng)過程中該飛機(jī)整體油箱的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以及密封性能，并使用SPH方法對(duì)仿真分析結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證.

1 整體油箱結(jié)構(gòu)

作為研究對(duì)象的某型飛機(jī)整體油箱結(jié)構(gòu)如圖1所示.油箱主要由上、下蒙皮、機(jī)翼盒段、油箱側(cè)壁、主體框和加強(qiáng)型材等鉚接成形.其中，上、下蒙皮采用復(fù)合材料，其他框架使用鋁合金.

(a)整體油箱結(jié)構(gòu)

(b)油箱流體域

圖1整體油箱結(jié)構(gòu)示意圖

2 油箱流固耦合分析

2.1 運(yùn)動(dòng)分析

盤旋飛行條件下，飛機(jī)在水平面內(nèi)作勻速圓周運(yùn)動(dòng)，為了獲得飛機(jī)盤旋的向心力，飛機(jī)必須帶有一滾轉(zhuǎn)角(坡度)γ.滾轉(zhuǎn)角是飛機(jī)對(duì)稱面與鉛垂方向的夾角.飛機(jī)盤旋時(shí)的受力如圖2所示.

由圖2可見，飛機(jī)在空中做正常盤旋時(shí)，受到4種力的作用：升力Y、重力G、推力P和阻力X.由此得出正常盤旋時(shí)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程式，

圖2正常盤旋下飛機(jī)受力分析

(1)

式中，α為飛機(jī)迎角，φP為發(fā)動(dòng)機(jī)推力與飛機(jī)縱軸的夾角，R為盤旋半徑.

通常情況下，α和φP很小，可近似為0，方程(1)可以簡(jiǎn)化為，

(2)

故由式(2)有正常盤旋時(shí)，飛機(jī)的過載，

(3)

有此可見，正常盤旋時(shí)飛機(jī)的過載僅與坡度有關(guān)，坡度越大，過載越大.同時(shí)過載也越趨近于向心加速度.

盤旋半徑可由(2)式求得，

(4)

飛機(jī)正常盤旋一周所需要的時(shí)間t等于周長(zhǎng)與速度之比，

(5)

盤旋中的旋轉(zhuǎn)角速度為，

(6)

在本研究中，為提高計(jì)算效率，縮短計(jì)算時(shí)間，飛機(jī)整體油箱采用滿油狀態(tài)，同時(shí)，根據(jù)算法特點(diǎn)對(duì)盤旋過程進(jìn)行簡(jiǎn)化以及壓縮加速：盤旋過程簡(jiǎn)化為直線滾轉(zhuǎn)、滾轉(zhuǎn)進(jìn)入和勻速盤旋3個(gè)過程，直線滾轉(zhuǎn)階段持續(xù)0.3 s，滾轉(zhuǎn)進(jìn)入階段持續(xù)0.2 s(滾轉(zhuǎn)階段持續(xù)0.5 s)，勻速盤旋計(jì)算盤旋90°的過程，持續(xù)時(shí)間為0.5 s，整個(gè)盤旋過程共1 s.勻速盤旋階段角速度ω=3.14 rad/s，滾轉(zhuǎn)角為80°，盤旋產(chǎn)生的過載為6 g，由盤旋運(yùn)動(dòng)方程可得盤旋線速度V=17.69 m/s，盤旋半徑R=5.63 m.盤旋機(jī)動(dòng)條件下，飛機(jī)整體油箱流固耦合仿真分析施加的滾轉(zhuǎn)角速度、角加速度、角位移曲線、盤旋線速度以及盤旋角速度曲線如圖3所示.

(a)滾轉(zhuǎn)角速度

(b)滾轉(zhuǎn)角加速度

(c)滾轉(zhuǎn)角位移

(d)盤旋角速度

(e)盤旋線速度

圖3盤旋條件下飛機(jī)整體油箱運(yùn)動(dòng)曲線

2.2 分析模型

在模型中，飛機(jī)整體油箱采用53 138個(gè)四節(jié)點(diǎn)的縮減積分殼單元(S4R)和3 392個(gè)5 088三節(jié)點(diǎn)殼單元(S3)進(jìn)行劃分(見圖4).同時(shí)，在連接單元附近加密單元，各部件的單元數(shù)目見表1.

圖4 整體油箱單元?jiǎng)澐?/p>

模型的STAR-CCM+流體域網(wǎng)格采用六面體網(wǎng)格劃分，基本尺寸為0.015 m，最小尺寸為0.003 m，對(duì)幾何邊框以及中部區(qū)域隔板進(jìn)行網(wǎng)格加密，一共劃分504 781個(gè)網(wǎng)格，具體如圖5所示.

圖5燃油流體域網(wǎng)格劃分

為準(zhǔn)確模擬飛機(jī)飛行時(shí)的邊界輸入條件，將油箱邊框上與前后機(jī)身連接處、進(jìn)氣道連接處、機(jī)翼連接處的節(jié)點(diǎn)速度通過耦合約束于質(zhì)心上，耦合節(jié)點(diǎn)及質(zhì)心參考點(diǎn)如圖6所示.

圖6節(jié)點(diǎn)速度耦合約束

2.3 分析結(jié)果

模型計(jì)算結(jié)果顯示，飛機(jī)在盤旋過程中，鋁合金材料的最大Mises應(yīng)力為397 MPa，位于框架下邊框，小于材料的拉伸強(qiáng)度510 MPa，滿足強(qiáng)度要求；纖維材料的最大縱向應(yīng)力為557 MPa，小于材料的拉伸強(qiáng)度1 650 MPa，滿足強(qiáng)度要求；纖維材料的最大橫向應(yīng)力為38 MPa，小于材料的拉伸強(qiáng)度55 MPa，滿足強(qiáng)度要求.各部件的Mises應(yīng)力值如表2、表3所示.

表2 復(fù)合材料應(yīng)力應(yīng)變

表3 鋁材應(yīng)力應(yīng)變

油箱框架的應(yīng)力瞬時(shí)峰值如圖7所示.數(shù)據(jù)顯示，在初始時(shí)刻存在應(yīng)力突變，這是由于施加邊界條件的時(shí)候存在初始加速度.

圖7油箱框架應(yīng)力瞬時(shí)峰值曲線

流場(chǎng)最大瞬時(shí)壓力曲線如圖8所示.對(duì)比油箱框架瞬時(shí)峰值曲線與流場(chǎng)壓力曲線可知，兩條曲線變化趨勢(shì)一致，說明飛機(jī)在滿油盤旋過程中結(jié)構(gòu)的應(yīng)力是由燃油和油箱慣性力導(dǎo)致，并在0.45 s左右出現(xiàn)壓力和應(yīng)力的最大值，這是因?yàn)轱w機(jī)在進(jìn)入盤旋之前存在一個(gè)最大過載，這與過載曲線變化趨勢(shì)相吻合.

圖8流場(chǎng)最大瞬時(shí)壓力

飛機(jī)在盤旋過程中，油箱滿油不存在燃油晃動(dòng)和油箱質(zhì)心偏移.在進(jìn)入盤旋之前，流場(chǎng)壓力和油箱框架應(yīng)力出現(xiàn)最大值，而進(jìn)入盤旋之后，流場(chǎng)壓力和油箱框架應(yīng)力均呈穩(wěn)定狀態(tài).據(jù)此可推斷，飛機(jī)盤旋一周時(shí)，結(jié)構(gòu)應(yīng)力和流場(chǎng)壓力也將保持穩(wěn)定.由計(jì)算結(jié)果可知，整個(gè)盤旋過程飛機(jī)油箱各部件應(yīng)力均小于材料強(qiáng)度，滿足強(qiáng)度要求，且油箱連接單元各區(qū)段最大相對(duì)位移均小于0.25 mm，油箱不發(fā)生漏油.故本飛機(jī)整體油箱滿足該型飛機(jī)盤旋機(jī)動(dòng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求.

3 SPH方法驗(yàn)證

光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)(Smoothed particle hydrodynamics，SPH)方法是一種無網(wǎng)格化的Lagrange算法，無網(wǎng)格算法的特點(diǎn)在于節(jié)點(diǎn)與節(jié)點(diǎn)之間不存在網(wǎng)格關(guān)系，任意一點(diǎn)的函數(shù)值通過局部近似由其鄰域內(nèi)的節(jié)點(diǎn)表示.SPH方法具有自適應(yīng)、無網(wǎng)格、粒子形式以及拉格朗日單元的特征.

SPH方法中，本結(jié)構(gòu)模型依然使用殼單元(56 530個(gè))模擬，燃油采用PC3D粒子單元(由C3D8R實(shí)體單元轉(zhuǎn)換)，單元數(shù)為85 375，單元尺寸為15 mm，油箱模型單元如圖9所示.

圖9油箱模型單元(深色區(qū)域：燃油單元，淺色區(qū)域：結(jié)構(gòu)殼單元)

本研究利用流固耦合方法與SPH方法仿真了不同時(shí)刻框架的應(yīng)力，其對(duì)比如表4所示.

表4 流固耦合方法與SPH方法油箱框架各時(shí)刻應(yīng)力對(duì)比

由表4數(shù)據(jù)可知，在飛機(jī)盤旋過程開始0.5 s前后，運(yùn)動(dòng)狀態(tài)由滾轉(zhuǎn)改為勻速盤旋飛行時(shí)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)處于較為危險(xiǎn)情況.2種方法在該時(shí)刻油箱各壁面所受壓力和峰值的計(jì)算結(jié)果對(duì)比如圖10所示.

圖10油箱各主要壁面壓力峰值對(duì)比

流固耦合方法和SPH方法的計(jì)算耗時(shí)如表5所示.

表5 流固耦合方法與SPH方法計(jì)算效率對(duì)比

由以上對(duì)比計(jì)算結(jié)果可知：2種方法計(jì)算結(jié)果接近，驗(yàn)證了ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合聯(lián)合仿真算法準(zhǔn)確性.雖然SPH方法應(yīng)用更廣泛，但是其計(jì)算效率低于流固耦合算法，在流固耦合法網(wǎng)格數(shù)目為SPH方法3倍的情況下，SPH方法的計(jì)算耗時(shí)仍約為流固算法的6倍.且隨著計(jì)算時(shí)長(zhǎng)延長(zhǎng)，SPH方法效率越來越低.

4 結(jié) 論

本研究將機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)參數(shù)引入油箱流固耦合仿真分析過程，使用ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合聯(lián)合仿真算法完成了某型飛機(jī)整體油箱穩(wěn)盤機(jī)動(dòng)飛行過程中油箱區(qū)的流固耦合仿真分析，校核了該整體油箱在穩(wěn)定盤旋機(jī)動(dòng)飛行條件下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以及密封性能.同時(shí)，本研究通過對(duì)比SPH方法與流固耦合方法計(jì)算結(jié)果，驗(yàn)證了ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合聯(lián)合仿真算法的準(zhǔn)確性.仿真計(jì)算結(jié)果表明，流固耦合仿真方法比SPH方法有更高的計(jì)算效率，且隨著計(jì)算周期的延長(zhǎng)，ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合聯(lián)合仿真算法的優(yōu)勢(shì)會(huì)越來越明顯.