基于STAR-CCM+的飛機(jī)停駐風(fēng)力荷載模擬分析

王 川，王國策，毛 維，李祎濤

（1.四川省場道工程有限公司，四川 成都 610000；2.上海市城市建設(shè)設(shè)計(jì)研究總院（集團(tuán)）有限公司，上海 200011）

停駐于機(jī)坪的飛機(jī)，在遭受臺(tái)風(fēng)或強(qiáng)烈的陣風(fēng)作用時(shí)，若無合理固定措施，極有可能發(fā)生移動(dòng)、偏轉(zhuǎn)、俯仰或滾轉(zhuǎn)，從而導(dǎo)致飛機(jī)與地面、周邊設(shè)施、周邊飛機(jī)等發(fā)生刮擦、碰撞，造成巨大的損失。因此，有必要對(duì)飛機(jī)停駐狀態(tài)下的穩(wěn)定性進(jìn)行系統(tǒng)研究。

目前，在運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域里對(duì)飛機(jī)的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定研究（巡航穩(wěn)定性）的成果較多，但其評(píng)價(jià)指標(biāo)體系對(duì)于停駐穩(wěn)定性并不完全適用，也過于復(fù)雜[1-3]。文章通過研究STAR-CCM+對(duì)飛機(jī)停駐時(shí)受到的風(fēng)力荷載，研究風(fēng)速和風(fēng)向?qū)︼w機(jī)的風(fēng)力荷載大小和規(guī)律，省去了飛機(jī)受到復(fù)雜氣流影響的煩瑣過程，對(duì)于飛機(jī)停駐時(shí)的穩(wěn)定性的深入研究具有較強(qiáng)的適用性。

1 模擬方法

1.1 STAR-CCM+模擬方法介紹

STAR-CCM+是一款由CD-adapco集團(tuán)推出的計(jì)算流體力學(xué)模擬集成化平臺(tái)，其在FVM的基礎(chǔ)上，將現(xiàn)代軟件工程技術(shù)、連續(xù)介質(zhì)力學(xué)數(shù)值技術(shù)結(jié)合在一起，擁有出色的性能和高度可靠性。文章數(shù)值模擬問題為飛機(jī)停駐狀態(tài)下的風(fēng)力荷載模擬計(jì)算問題，是一種低馬赫數(shù)、高雷諾數(shù)的流體力學(xué)問題，在STAR-CCM+軟件中集成了針對(duì)該類問題的多種建模以及求解方法，故文章借助該軟件進(jìn)行風(fēng)力荷載數(shù)值模擬分析。

1.2 建立模型

設(shè)置模型飛機(jī)參數(shù)如表1所示，環(huán)境參數(shù)如表2所示。建模具體步驟及要點(diǎn)如下。

表1 模型飛機(jī)參數(shù)表 單位：m

表2 環(huán)境參數(shù)表

（1）根據(jù)模型飛機(jī)尺寸，設(shè)定計(jì)算域?yàn)?40m×150m×60m（長×寬×高）。設(shè)置氣流入口與飛機(jī)最前端之間距離為60m，以保證作用于飛機(jī)上的流場的充分發(fā)展和穩(wěn)定。

（2）參考《STAR-CCM+11.0與流場計(jì)算》中的示例，設(shè)置面網(wǎng)格、基本體網(wǎng)格、邊界層體網(wǎng)格[4]。

（3）選取渦粘方程模型進(jìn)行渦流模擬計(jì)算，為提高實(shí)用性，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法進(jìn)行修正。

（4）針對(duì)高雷諾數(shù)不可壓縮流問題，選擇更適合的Segregated flow（分離流）解法進(jìn)行求解。

在初步擬定模型各項(xiàng)參數(shù)取值后，對(duì)模型進(jìn)行試運(yùn)算，通過對(duì)目標(biāo)計(jì)算量的變化情況進(jìn)行監(jiān)測(cè)，確定目標(biāo)量的收斂情況，從而擬定迭代計(jì)算的最大計(jì)算步數(shù)。

1.3 擬定研究工況

此次模擬是為了研究未經(jīng)系留的飛機(jī)在停駐狀態(tài)下在不同風(fēng)向風(fēng)力作用下的受力狀態(tài)，故模擬氣流為自由流。由于環(huán)境溫度變化將影響氣流動(dòng)力黏度等動(dòng)力特性，為排除干擾因素，保持模擬環(huán)境溫度為常溫（25℃）。根據(jù)適航標(biāo)準(zhǔn)要求，飛機(jī)主系留點(diǎn)及局部結(jié)構(gòu)必須能承受任何方向的65節(jié)（35m/s）水平風(fēng)引起的限制荷載，故此次模擬設(shè)定攻角為0°。為獲取飛機(jī)受力的最不利狀況，將風(fēng)向水平角度從0°等幅增大至180°，增幅為15°；風(fēng)速分別為15m/s、25m/s、35m/s。

1.4 模型驗(yàn)證

以飛機(jī)起飛離地瞬間狀態(tài)為飛機(jī)的參考狀態(tài)，通過理論公式與數(shù)值模擬的氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證數(shù)值模型的可靠性。驗(yàn)證結(jié)果如表3所示。由于飛機(jī)模型精度以及湍流影響而使側(cè)力計(jì)算值存在一定程度的偏差，但相比于升力與側(cè)力以及飛機(jī)自重而言，可忽略不計(jì)，故認(rèn)為文章所建立的數(shù)值模型可靠。

表3 模型驗(yàn)證結(jié)果匯總表

2 數(shù)值模擬結(jié)果

對(duì)數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果進(jìn)行整理匯總，其中參考坐標(biāo)系為機(jī)身坐標(biāo)系，風(fēng)向角是指風(fēng)向與飛機(jī)X軸（中軸）負(fù)方向之間的夾角，以順時(shí)針方向?yàn)檎?/p>

由于風(fēng)速越大，飛機(jī)所承受的風(fēng)力荷載也越大，故最不利風(fēng)速即最大風(fēng)速35m/s。提取最大風(fēng)速對(duì)應(yīng)工況的計(jì)算結(jié)果，如表4所示。此結(jié)果可作為飛機(jī)穩(wěn)定性分析的基礎(chǔ)，也可作為基本力學(xué)參數(shù)，用于進(jìn)一步分析飛機(jī)在自身重力、地面摩擦力、系留裝備約束的共同作用下的飛機(jī)停駐穩(wěn)定性，對(duì)于飛機(jī)的停駐安全具有重要意義。

3 結(jié)論

為獲得不同風(fēng)向風(fēng)力作用下飛機(jī)受到的荷載大小，文章基于STAR-CCM+軟件對(duì)飛機(jī)及其周圍流場進(jìn)行流體計(jì)算模擬分析，主要研究內(nèi)容與結(jié)論如下：

表4 風(fēng)力荷載匯總表

（1）以STAR-CCM+軟件應(yīng)用為基礎(chǔ)技術(shù)手段，確立數(shù)值模型搭建方法；

（2）通過飛機(jī)起飛瞬間狀態(tài)的升力理論計(jì)算值對(duì)模型可靠性進(jìn)行了驗(yàn)證，誤差控制在5%以下；

（3）對(duì)最不利風(fēng)速對(duì)應(yīng)工況的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了提取，作為飛機(jī)穩(wěn)定性分析的基礎(chǔ)。此計(jì)算結(jié)果可作為基本力學(xué)參數(shù)，用于進(jìn)一步分析飛機(jī)在自身重力、地面摩擦力、系留裝備約束共同作用下的飛機(jī)停駐穩(wěn)定性。