駕駛艙空氣動(dòng)力源致振動(dòng)響應(yīng)分析研究

謝衛(wèi)杰，楊紅杰

（航空工業(yè)西安飛機(jī)（集團(tuán)）股份有限公司，西安 710089）

現(xiàn)代飛機(jī)根據(jù)需要，會(huì)在駕駛艙外圍增加凸起結(jié)構(gòu)（如照明燈，特殊需要天線等）。這些凸起會(huì)改變前機(jī)身外形，導(dǎo)致機(jī)身表面的局部氣流分離，進(jìn)而作為振源引起附加的駕駛艙振動(dòng)。在一些情況下，甚至造成駕駛艙內(nèi)振動(dòng)量級(jí)上的改變，嚴(yán)重影響駕駛艙在整個(gè)特定飛行任務(wù)期間對(duì)空勤組駕駛儀表、顯示器和武器瞄準(zhǔn)裝置的視覺敏銳度，從而影響人員的操縱效能和身體健康。因此需要對(duì)這種因?yàn)榱鲌鲎兓a(chǎn)生的駕駛艙振動(dòng)進(jìn)行分析和評(píng)估[1-3]。

目前，研究分離流導(dǎo)致的機(jī)體動(dòng)態(tài)響應(yīng)的主要方式是風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行實(shí)測，這兩種方式各有一定的局限性。一般而言，風(fēng)洞試驗(yàn)只適用于測量機(jī)身表面動(dòng)壓力分布，而且由于模型尺寸和風(fēng)洞雷諾數(shù)的限制，測量得到的表面脈動(dòng)壓力分布誤差較大[4-8]。飛行試驗(yàn)可以得到實(shí)際的駕駛艙內(nèi)振動(dòng)數(shù)據(jù)，但是由于飛機(jī)上的振動(dòng)源比較多，單純氣動(dòng)力引起的振動(dòng)響應(yīng)無法分離得到，不利于對(duì)飛機(jī)外形的影響進(jìn)行針對(duì)性分析[9-10]。

借助于目前計(jì)算機(jī)強(qiáng)大的計(jì)算能力，文中針對(duì)面臨的此種問題，首先根據(jù)大渦模擬理論，采用CFD軟件計(jì)算得到了多種飛行工況下分離氣流產(chǎn)生的作用于機(jī)身前段表面的非定常脈動(dòng)壓力分布，然后根據(jù)定義CFD 和CSD 模型上載荷的對(duì)應(yīng)關(guān)系，將所得的脈動(dòng)壓力作用于前機(jī)身詳細(xì)有限元模型上，從而得到所關(guān)心的駕駛艙內(nèi)若干部位的加速度響應(yīng)分析，以用于后續(xù)分析處理[11-15]。

1 研究方法及過程

1.1 CFD 非定常氣動(dòng)力計(jì)算理論簡介

CFD 計(jì)算采用大渦模擬理論[16-23]。大渦模擬理論認(rèn)為湍流運(yùn)動(dòng)是由不同尺度的漩渦組成，在中大渦模擬方法中，通過濾波函數(shù)，將湍流的瞬時(shí)運(yùn)動(dòng)信號(hào)分解成大尺度渦運(yùn)動(dòng)和小尺度渦運(yùn)動(dòng)兩部分。其中大尺度渦擁有較大比例的湍流動(dòng)能，對(duì)雷諾應(yīng)力產(chǎn)生及湍流擴(kuò)散起主要作用，對(duì)邊界條件有較強(qiáng)的依賴性，即依賴于個(gè)別的流動(dòng)條件，不存在通用模型，但可以通過控制方程直接進(jìn)行數(shù)值求解；小尺度渦主要起耗散作用，在高雷諾數(shù)下，小渦的運(yùn)動(dòng)趨于各向同性，受邊界條件影響較小，可以使用通用模型來模擬。作為直接數(shù)值模擬方法的過渡，利用大渦模擬方法，可以在目前的計(jì)算機(jī)水平下得到描述表征湍流主要結(jié)構(gòu)的速度場，能夠較真實(shí)和精確地反映湍流的連續(xù)運(yùn)動(dòng)和發(fā)展。文中將采用方程（1）的亞格子尺度模型[24-25]，應(yīng)力可用Boussinesq 關(guān)系[26]給出。

式中：u?i是Faver 平均[27]后的速度；S為應(yīng)變量；l由式（4）給出：

常數(shù)Cμ=0.008 54，Ck=0.1，Cζ=0.916，α=0.1，σk=1。

1.2 計(jì)算模型

1.2.1 CFD 計(jì)算模型

根據(jù)真實(shí)飛機(jī)氣動(dòng)外形，建立CFD 計(jì)算模型。模型對(duì)局部細(xì)節(jié)進(jìn)行簡化，保留飛機(jī)表面主要的外形特征，同時(shí)滿足流場計(jì)算和分析的要求。流場計(jì)算網(wǎng)格采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了控制附面層網(wǎng)格質(zhì)量，采用O-grid 拓?fù)錁?gòu)型，如圖1 所示。

圖1 流場計(jì)算網(wǎng)格Fig.1 Computation grids of the flow: a) grids surrounding the airplane; b) structural grids on the airplane surface

1.2.2 駕駛艙結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元模型

計(jì)算采用的駕駛艙結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元模型如圖2和圖3 所示。由于缺乏獨(dú)立的駕駛艙GVT 數(shù)據(jù)，駕駛艙結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元模型的修正和驗(yàn)證很難進(jìn)行。對(duì)該模型的修正和驗(yàn)證采取的手段是選取全機(jī)動(dòng)特性分析模型（現(xiàn)有振動(dòng)及顫振計(jì)算模型）前駕駛艙部分，對(duì)其進(jìn)行固有特性計(jì)算，以其前兩階模態(tài)對(duì)駕駛艙結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元模型進(jìn)行修正和驗(yàn)證。動(dòng)力學(xué)模型的前兩階整體模態(tài)與地面振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果符合性良好，模態(tài)振型如圖4 所示。

圖2 駕駛艙有限元模型Fig.2 FEM of the cockpit

圖3 駕駛艙有限元網(wǎng)格模型（內(nèi)部）Fig.3 FEM of the cockpit (inside)

圖4 駕駛艙第一階整體模態(tài)Fig.4 The first global mode of the cockpit

2 結(jié)果

2.1 計(jì)算工況

根據(jù)飛機(jī)飛行任務(wù)選擇5 種工況進(jìn)行計(jì)算，具體見表1。

2.2 CFD 計(jì)算結(jié)果

飛機(jī)表面的脈動(dòng)載荷強(qiáng)度與來流的速度有直接的關(guān)系，由氣流與物體相互作用產(chǎn)生，可以等效成為多個(gè)散布的偶極子載荷力，其強(qiáng)度的大小正比于流體作用力。流體表面的流動(dòng)脈動(dòng)壓力的強(qiáng)度與流速的6次方成正比。通過大渦模擬瞬時(shí)流場的計(jì)算，可以得到機(jī)身表面上隨時(shí)間變化的脈動(dòng)壓力。在工況 1下的脈動(dòng)壓力如圖5 所示，下機(jī)身表面摩擦線如圖6所示。由圖6 可知，下表面圓球下游有較大的氣流分離區(qū)域。

表1 飛機(jī)飛行任務(wù)的5 種工況Tab.1 Five working conditions of aircraft flight mission

圖5 機(jī)身表面的脈動(dòng)壓力Fig.5 Impulsive pressure on the fuselage surface: a) upside; b) downside

圖6 機(jī)體下表面的摩擦線Fig.6 Bottom surface friction lines of the fuselage

2.3 載荷處理

將CFD 計(jì)算出的載荷加載至動(dòng)力學(xué)有限元模型。載荷處理需要解決CFD 模型與FEA 模型之間的載荷轉(zhuǎn)換，即需要將CFD 模型分析的輸出載荷映射到對(duì)應(yīng)的FEA 模型位置處，作為FEA 模型的輸入載荷。文中載荷轉(zhuǎn)換方法采用最近結(jié)點(diǎn)映射的思想，在CFD模型中選出載荷顯著區(qū)域，記錄結(jié)點(diǎn)及空間坐標(biāo)信息，然后利用空間坐標(biāo)在FEA 模型中找最近結(jié)點(diǎn)，從而作為對(duì)應(yīng)加載結(jié)點(diǎn)。

2.4 駕駛艙動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析結(jié)果

駕駛艙結(jié)構(gòu)響應(yīng)計(jì)算方法是基于模態(tài)的瞬態(tài)響應(yīng)計(jì)算方法，常用的模態(tài)計(jì)算方法為Lanczos 方法。文中所采用的結(jié)構(gòu)有限元模型規(guī)模較大，為提高計(jì)算效率，采用并行計(jì)算方法——AMS（Automatic multilevel substructuring）方法。

加載載荷為時(shí)域載荷，因此輸出結(jié)果為加速度-時(shí)間歷程，可根據(jù)計(jì)算任務(wù)、關(guān)注結(jié)構(gòu)等選取輸出點(diǎn)位置。工況1 左駕駛員座椅處的動(dòng)響應(yīng)分析結(jié)果，即節(jié)點(diǎn)處的加速度響應(yīng)時(shí)間歷程如圖8 所示，其余工況、其他輸出點(diǎn)計(jì)算結(jié)果類型與之類似。

圖8 工況1 左駕駛員座椅處三個(gè)方向加速度Fig.8 Accelerations of three directions of left pilot′s seat for working condition 1

2.5 計(jì)算結(jié)果分析

對(duì)比加速度響應(yīng)曲線，有如下特點(diǎn)：

1）每個(gè)工況每個(gè)輸出點(diǎn)的y方向（飛機(jī)豎直方向）加速度曲線振動(dòng)量最大，然后是z方向（側(cè)向），最小是x方向（航向）；

2）受到初始狀態(tài)的影響，瞬態(tài)響應(yīng)（曲線前1 s）響應(yīng)明顯比后續(xù) “穩(wěn)態(tài)響應(yīng)”（曲線后1 s）量值大。

將計(jì)算結(jié)果數(shù)據(jù)通過傅里葉變換轉(zhuǎn)化為功率譜密度后，與試飛測試數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，發(fā)現(xiàn)氣流分離對(duì)駕駛艙艙內(nèi)振動(dòng)貢獻(xiàn)較大，峰值位置處達(dá)到了25%左右。

3 結(jié)論

文中采用CFD+CSD 松耦合的計(jì)算方法分析了駕駛艙外型上多處凸起對(duì)駕駛艙內(nèi)若干重要部位的振動(dòng)響應(yīng)的影響，發(fā)現(xiàn)駕駛艙外形的凸起的影響較大，峰值位置可達(dá)到25%左右。與風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行實(shí)測相比，文中采用的CFD+CSD 松耦合的計(jì)算方式具有成本低、影響因素可控等優(yōu)點(diǎn)。后續(xù)可結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行實(shí)測對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行評(píng)估和改進(jìn)。此項(xiàng)工作對(duì)于飛行駕駛艙工效性評(píng)估和飛機(jī)外形優(yōu)化有借鑒意義。