運(yùn)輸機(jī)空投艙內(nèi)壓力動(dòng)態(tài)變化數(shù)值模擬研究

柳偉兵，焦予秦，鄒宏毅

（西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安710072）

0 引言

空投就是用運(yùn)輸機(jī)裝載裝備或物資，到達(dá)指定目標(biāo)地域后將它們投放出去，再借助降落傘等氣動(dòng)力減速器使它們安全降落到地面，這種方法可以在短時(shí)間內(nèi)向指定地點(diǎn)送達(dá)所需物資。

在海灣戰(zhàn)爭(zhēng)、伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)等現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，美英等西方國(guó)家正是通過(guò)空運(yùn)和空投的方式出其不意地發(fā)起攻擊進(jìn)而迅速擊潰敵人。空投今天不僅在軍事領(lǐng)域發(fā)揮著重要作用，而且在自然災(zāi)害救援等民用領(lǐng)域也有著愈發(fā)廣闊的應(yīng)用空間。

重裝空投是指運(yùn)輸機(jī)空投重型裝備或大型救災(zāi)設(shè)備等體積大的物品。這些大型物品在機(jī)艙內(nèi)會(huì)相對(duì)機(jī)艙橫截面積形成百分之五十以上的堵塞度，當(dāng)它們?cè)谕饬ψ饔孟卵刂搩?nèi)軌道做變加速運(yùn)動(dòng)時(shí)，前艙壓力會(huì)隨著大物體向艙外運(yùn)動(dòng)而顯著降低。從航空航天醫(yī)學(xué)的角度來(lái)看，空氣壓力變化過(guò)快會(huì)對(duì)人體肺部、胃腸以及耳部造成損傷，因此有必要對(duì)大物體空投過(guò)程艙內(nèi)動(dòng)態(tài)壓力變化開(kāi)展研究。

空氣動(dòng)力學(xué)研究方面的方法有：理論研究、數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)。當(dāng)前，國(guó)內(nèi)在運(yùn)輸機(jī)空投上取得的研究成果主要有：林軼群等［1］對(duì)空投速度、飛機(jī)質(zhì)量、貨物質(zhì)量、貨物裝載位置4種因素對(duì)飛機(jī)縱向動(dòng)態(tài)特性的影響進(jìn)行了詳細(xì)分析，得出最佳空投狀態(tài)；湯健華［2］針對(duì)車載炮空投系統(tǒng)的空投過(guò)程建立相應(yīng)的動(dòng)力學(xué)方程并開(kāi)展仿真分析；張喆等［3］以貨物和飛機(jī)為對(duì)象進(jìn)行受力分析，推導(dǎo)了貨物與飛機(jī)之間的相互作用力，建立了更加貼近實(shí)際的運(yùn)輸機(jī)單件貨物空投和連續(xù)空投的動(dòng)力學(xué)模型；劉日等［4］以某型運(yùn)輸機(jī)地面飛行模擬器為平臺(tái)，開(kāi)發(fā)了重裝空投模擬器仿真試驗(yàn)系統(tǒng)，進(jìn)行了牽引系統(tǒng)失效及卡滯的特情仿真試驗(yàn)；高靜等［5］仿真分析了小型空投物資在載機(jī)尾流場(chǎng)影響下的下落軌跡；曹煜國(guó)等［6］根據(jù)在空投時(shí)貨物的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)對(duì)飛機(jī)在空投過(guò)程中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行分析，根據(jù)分析結(jié)果和飛機(jī)氣動(dòng)特性，對(duì)飛機(jī)在不同空投質(zhì)量時(shí)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算。國(guó)外，Y.Bury等［7］對(duì)連續(xù)重裝空投的操穩(wěn)特性分析取得了研究成果；Chang R C等［8］開(kāi)展了運(yùn)輸機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)方面的研究。

綜上所述，當(dāng)前國(guó)內(nèi)外對(duì)運(yùn)輸機(jī)空投的研究方向主要有：針對(duì)在空投、空降過(guò)程中運(yùn)輸機(jī)的穩(wěn)定性控制和飛行過(guò)程中的安全而展開(kāi)的研究，空投軟件程序的開(kāi)發(fā)應(yīng)用，空投空降物體下落軌跡及著地沖擊載荷的研究以及飛行品質(zhì)研究等。但針對(duì)運(yùn)輸機(jī)大物體空投艙內(nèi)壓力變化的研究未見(jiàn)報(bào)道。

本文將運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格黏性流動(dòng)數(shù)值模擬方法與物體運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)方程相結(jié)合，用以模擬運(yùn)輸機(jī)空投時(shí)艙內(nèi)空投物運(yùn)動(dòng)這一流固耦合問(wèn)題和艙內(nèi)壓力變化?；跀?shù)值模擬結(jié)果，分析飛機(jī)模型尺寸、來(lái)流速度、機(jī)艙堵塞度以及投放物裝載位置等參數(shù)對(duì)艙內(nèi)動(dòng)態(tài)壓力的影響規(guī)律。

1 數(shù)值方法

1.1 模型處理

在實(shí)際空投過(guò)程中，貨物與飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)相互耦合，兩者構(gòu)成了一個(gè)高自由度的多體系統(tǒng)，貨物的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)同飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)都需要通過(guò)求解動(dòng)力學(xué)方程來(lái)確定［9］。運(yùn)輸機(jī)空投時(shí)，貨物在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)運(yùn)動(dòng)；牽引傘受運(yùn)輸機(jī)尾跡區(qū)的復(fù)雜流場(chǎng)影響不斷擺動(dòng)，牽引傘拉力不斷變化，位置也不斷變化。

研究空投時(shí)，為了簡(jiǎn)化這一復(fù)雜過(guò)程，通常采用以下假設(shè)：①貨物在貨艙內(nèi)做勻加速運(yùn)動(dòng)［10］；②貨物在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，即只研究縱向動(dòng)態(tài)特性［11］。本文基于貨物在貨艙內(nèi)做變加速運(yùn)動(dòng)這一情況，另外給出以下假設(shè)：①運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力變化主要受空投大物體x方向運(yùn)動(dòng)的影響；②牽引傘始終完全打開(kāi)，牽引傘工作時(shí)始終處于飛機(jī)尾流區(qū)外，傘面始終同來(lái)流方向垂直。因此從定性分析的角度來(lái)說(shuō)，將計(jì)算由三維情況簡(jiǎn)化為二維情況，只研究空投大物體的縱向動(dòng)態(tài)特性并不會(huì)影響數(shù)值模擬過(guò)程中氣動(dòng)現(xiàn)象的產(chǎn)生與發(fā)展。機(jī)身及空投物模型相對(duì)位置示意圖如圖1所示。

圖1 機(jī)身及空投物模型相對(duì)位置示意圖Fig.1 Schematic diagram of relative position of fuselage and airdrop model

鑒于運(yùn)輸機(jī)進(jìn)行大物體投放時(shí)投放人員所處的位置是在大型投放物之前的一片區(qū)域內(nèi)，本文將大型投放物前端與運(yùn)輸機(jī)貨艙前壁面之間的深色區(qū)域定義為前艙區(qū)域，如圖2所示。

圖2 前艙區(qū)域定義示意圖Fig.2 Forward compartment definition diagram

1.2 網(wǎng)格生成

本文所用的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)包括兩套網(wǎng)格：一套是對(duì)大型空投物生成的O型網(wǎng)格，另一套是對(duì)包含機(jī)身、內(nèi)艙和遠(yuǎn)場(chǎng)的區(qū)域生成的背景網(wǎng)格。在運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格生成中包含背景網(wǎng)格洞單元識(shí)別、貢獻(xiàn)單元搜索、嵌套網(wǎng)格之間的信息傳遞。生成的嵌套網(wǎng)格如圖3所示，嵌套網(wǎng)格之間的信息傳遞是通過(guò)雙線性插值實(shí)現(xiàn)的。

圖3 嵌套重疊網(wǎng)格示意圖Fig.3 Schematic of the overset grids

1.3 流動(dòng)控制方程

當(dāng)運(yùn)輸機(jī)執(zhí)行空投空降任務(wù)時(shí)，必須降低飛行速度至0.3Ma左右，因此可以將此時(shí)運(yùn)輸機(jī)周圍的流場(chǎng)看做不可壓有黏流動(dòng)，將坐標(biāo)系建立在機(jī)身模型，坐標(biāo)原點(diǎn)在機(jī)身前緣點(diǎn)，以模型頭部指向尾部為x軸正方向，以垂直于x軸向上為y軸正方向。控制方程采用非定常積分形式的雷諾平均Navier-Stokes（N-S）方程［12］：

其中，

f、g分別定義為

式中：V為控制體體積；S為控制體表面積；W為守恒變量；F、Fv分別為對(duì)流通量和黏性通量；n為控制體邊界外法向單位向量；ρ為流體密度；q為流體速度矢量；qb為網(wǎng)格速度矢量；k為熱傳導(dǎo)系數(shù)；T為溫度；E為總能；H為總晗。

為封閉N-S方程，引入狀態(tài)方程：

對(duì)于理想氣體，比熱比γ=1.4，ρ=1.225。

1.4 數(shù)值模擬方法

本文使用的湍流模型是剪切應(yīng)力輸運(yùn)k?ω模型，簡(jiǎn)稱k?ωSST模型，是一種二方程湍流模型［13］。采用Jameson中心格式的有限體積法［14］對(duì)控制方程進(jìn)行空間離散。在物理時(shí)間推進(jìn)上采用Jameson提出的用于非定常計(jì)算的雙時(shí)間推進(jìn)法［15］。采用多步Runge-Kutta格式進(jìn)行偽時(shí)間推進(jìn)，同時(shí)采用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)、隱式殘差光順技術(shù)和多重網(wǎng)格等加速收斂技術(shù)。

1.5 邊界條件

（1）物面邊界條件：物面滿足無(wú)滑移邊界條件。

（2）遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件：在計(jì)算流體力學(xué)中，用于數(shù)值模擬的流場(chǎng)大小不可能無(wú)限大，因此有必要在計(jì)算流場(chǎng)的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界處假設(shè)無(wú)反射，其目的為使物體產(chǎn)生的擾動(dòng)波在遠(yuǎn)場(chǎng)邊界不被反射回流場(chǎng)，從而避免引入不必要的計(jì)算誤差。在進(jìn)行自由來(lái)流的數(shù)值模擬時(shí)，采用一維Riemann不變量［16］來(lái)處理遠(yuǎn)場(chǎng)邊界。

（3）入口、出口邊界條件：為了更好更快地實(shí)現(xiàn)非定常計(jì)算的收斂，前方和下方邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，即定義無(wú)窮遠(yuǎn)處自由來(lái)流速度V∞為流場(chǎng)入口速度；上方和后方邊界設(shè)置為壓力出口，目的是給出流場(chǎng)出口的靜壓。

1.6 空投物動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程

在運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力的數(shù)值模擬中，固定迎角下，空投物在機(jī)艙內(nèi)的運(yùn)動(dòng)是一個(gè)流固耦合問(wèn)題，因?yàn)樗艿綘恳齻憷?、模型重力（參考西安本地重力加速?.79 m/s2）、滑動(dòng)摩擦力（參考《常用材料滾動(dòng)摩擦系數(shù)》給出鑄鐵-鑄鐵之間滾動(dòng)摩擦系數(shù)為0.05）、未知大小的氣動(dòng)力（大型空投物在機(jī)艙內(nèi)做變加速運(yùn)動(dòng)時(shí)受到變化的前后壓差阻力以及包括升力在內(nèi)的其他未知大小的氣動(dòng)力）的共同作用（如圖4所示）。

圖4 空投物艙內(nèi)受力分析圖Fig.4 Force analysis diagram of airdropped body in cabin

空投時(shí)大物體在艙內(nèi)運(yùn)動(dòng)x方向的動(dòng)力學(xué)方程：

式中：F為空投物受到的合外力；m為空投物的質(zhì)量；Ct為牽引傘拉力系數(shù)；S為牽引傘完全打開(kāi)時(shí)傘面積；V∞為自由來(lái)流速度；FP為投放物受到的氣動(dòng)力；k為滑動(dòng)摩擦阻力系數(shù)；α為空投狀態(tài)飛機(jī)的迎角；Vm為空投物模型運(yùn)動(dòng)速度；i為時(shí)間步數(shù)。

2 運(yùn)輸機(jī)重裝空投數(shù)值模擬

全尺寸二維機(jī)身模型總長(zhǎng)33.267 m，機(jī)艙長(zhǎng)度27 m，機(jī)艙高度3.85 m，空投物質(zhì)量7 300 kg，牽引傘面積14 m2，機(jī)身模型迎角4°。在自由來(lái)流邊界條件下進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。

2.1 運(yùn)輸機(jī)艙內(nèi)不同投放位置重裝空投

在運(yùn)輸機(jī)重裝空投數(shù)值模擬時(shí)，大型空投物在運(yùn)輸機(jī)艙內(nèi)的三個(gè)不同的裝載位置分別是前位置（重心位置距離前艙壁面13.5 m，簡(jiǎn)稱FRO）、中位置（重心位置距離前艙壁面17.16 m，簡(jiǎn)稱MID）、后位置（重心位置距離前艙壁面21.93 m，簡(jiǎn)稱LAST），其相對(duì)位置示意圖如圖5所示。

圖5 不同位置空投物示意圖Fig.5 Schematic diagram of airdrops at different positions

在自由來(lái)流速度為111.11 m/s，空投物模型相對(duì)機(jī)艙堵塞度為75%的條件下前艙動(dòng)態(tài)壓力結(jié)果如圖6所示，可以看出：前艙動(dòng)態(tài)壓力變化會(huì)隨著空投物的位置而發(fā)生變化，空投物位置距離機(jī)艙前壁面越近，空投過(guò)程前艙動(dòng)態(tài)壓力變化越大。

圖6 運(yùn)輸機(jī)不同投放位置重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力Fig.6 Dynamic pressure of forward compartment of transport aircraft at different dropping positions

2.2 變來(lái)流速度運(yùn)輸機(jī)艙內(nèi)前位置重裝空投

為和自由來(lái)流111.11 m/s條件下全尺寸機(jī)身大型空投物前位置空投前艙壓力數(shù)值模擬結(jié)果（簡(jiǎn)稱V1）對(duì)比，機(jī)艙內(nèi)堵塞度為75%，改變無(wú)限遠(yuǎn)處自由來(lái)流速度。鑒于在風(fēng)洞試驗(yàn)中風(fēng)速是飛行試驗(yàn)飛行速度的倍，故在變來(lái)流速度運(yùn)輸機(jī)重裝空投數(shù)值模擬中也采取這一來(lái)流速度，并簡(jiǎn)稱為V15。另外，在V1和V15之間再設(shè)置兩個(gè)速度，即分別改變無(wú)限遠(yuǎn)處自由來(lái)流速度為V1的倍，并分別將它們簡(jiǎn)稱為V5、V10。分別進(jìn)行空投物前位置投放的數(shù)值計(jì)算，可得前艙壓力變化如圖7（a）所示；為了更直觀地觀察來(lái)流速度對(duì)前艙壓力的影響，將V1、V5、V10、V15運(yùn)動(dòng)時(shí)間分別縮小為原來(lái)的1倍倍、倍，時(shí)間換算后的前艙壓力如圖7（b）所示。

圖7 變來(lái)流速度運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力Fig.7 Dynamic pressure of the forward compartment of the transport aircraft with variable inflow velocity when airdrop

從圖7可以看出：來(lái)流速度的改變不僅會(huì)影響前艙動(dòng)態(tài)壓力的變化，還會(huì)影響空投物在機(jī)艙內(nèi)的運(yùn)動(dòng)時(shí)間；來(lái)流速度越大，牽引傘對(duì)空投物的拉力越大，空投物的運(yùn)動(dòng)加速度越大，導(dǎo)致前艙動(dòng)態(tài)壓力變化越大，同時(shí)投放時(shí)前艙初始?jí)毫χ狄苍叫　?/p>

2.3 變堵塞度運(yùn)輸機(jī)艙內(nèi)前位置重裝空投

大小不同的空投物在機(jī)艙內(nèi)造成的堵塞度是不同的，這會(huì)給大物體空投時(shí)前艙動(dòng)態(tài)壓力變化造成影響。另外，將二維問(wèn)題簡(jiǎn)化為三維問(wèn)題時(shí)會(huì)致使堵塞度變大，因此需要研究空投物對(duì)機(jī)艙堵塞度對(duì)前艙動(dòng)態(tài)壓力的影響。

本文大物體空投數(shù)值模擬中空投物在艙內(nèi)堵塞度為75%，簡(jiǎn)稱D75，在此基礎(chǔ)上通過(guò)改變空投物模型的高度來(lái)改變機(jī)艙堵塞度。自由來(lái)流速度為111.11 m/s，分別對(duì)機(jī)艙堵塞度60%、50%、25%的空投物模型（分別簡(jiǎn)稱D60、D50、D25）的前位置空投進(jìn)行數(shù)值模擬，前艙動(dòng)態(tài)壓力曲線結(jié)果如圖8所示。

圖8 變堵塞度運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力Fig.8 Dynamic pressure of forward compartment of transport aircraft with variable clogging when airdrop

從圖8可以看出：來(lái)流風(fēng)速為111.11 m/s，全尺寸模型在1 000 m高空前位置空投條件下，當(dāng)機(jī)艙內(nèi)堵塞度為75%時(shí)，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化值最大為-1 541.26 Pa，壓力降的梯度變化率最大為-536.06 Pa/s；當(dāng)機(jī)艙內(nèi)堵塞度為60%時(shí)，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化值為-627.687 Pa，壓力降的梯度變化率為-254.95 Pa/s；當(dāng)機(jī)艙內(nèi)堵塞度為50%時(shí)，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化值為-428.504 Pa，壓力降的梯度變化率為-175.76 Pa/s；當(dāng)機(jī)艙內(nèi)堵塞度為25%時(shí)，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化值為-182.553 Pa，壓力降的梯度變化率為-77.16 Pa/s。50%和25%的機(jī)艙堵塞度在三維實(shí)際運(yùn)輸機(jī)空投中也存在，故而也具有參考價(jià)值。空投物堵塞度在影響前艙動(dòng)態(tài)壓力變化的同時(shí)還影響空投物在機(jī)艙內(nèi)的運(yùn)動(dòng)時(shí)間，空投物堵塞度越大，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化越大，空投物在艙內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)間越長(zhǎng)。

3 相似準(zhǔn)則初步研究

雖然計(jì)算流體力學(xué)在空氣動(dòng)力研究中有著廣泛的應(yīng)用，但風(fēng)洞試驗(yàn)仍然是氣動(dòng)研究中不可或缺的重要組成部分。對(duì)于運(yùn)輸機(jī)重裝空投試驗(yàn)來(lái)說(shuō)，前艙動(dòng)態(tài)壓力的相似準(zhǔn)則并不明確。

3.1 運(yùn)輸機(jī)重裝空投風(fēng)洞試驗(yàn)方法

在開(kāi)展運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力變化試驗(yàn)時(shí)，在投放物模型外形相似的條件下，實(shí)踐證明馬赫數(shù)（Ma）和雷諾數(shù)（Re）對(duì)試驗(yàn)的影響是基本可以忽略的，首先要滿足模型的弗勞德數(shù)（Fr）和實(shí)物相同，同時(shí)保證質(zhì)量、氣動(dòng)力（力矩）滿足動(dòng)力相似準(zhǔn)則，初始速度、初始角速度滿足相應(yīng)的關(guān)系就能做到模型投放后的軌跡與原飛機(jī)空投一致。

按照模型和實(shí)物Fr相等：

因?yàn)間m=gs，可得模型速度：

按照動(dòng)力相似條件，投放物模型所受重力和實(shí)物所受重力之比與相應(yīng)氣動(dòng)力之比相等，有：

因?yàn)闅鈩?dòng)力系數(shù)cRm=cRs，可得：

式中：kρ=ρm/ρs和kl=lm/ls分別為試驗(yàn)和飛行空氣密度比例和模型比例。

3.2 變尺寸運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力

在滿足自由來(lái)流邊界，空投物模型相對(duì)機(jī)艙堵塞度為75%，機(jī)身模型迎角4°條件下，進(jìn)行變尺寸運(yùn)輸機(jī)艙內(nèi)前位置重裝空投的數(shù)值模擬，通過(guò)參考風(fēng)洞試驗(yàn)將模型縮小為全尺寸模型的1/15，并簡(jiǎn)稱M15，M15來(lái)流速度由弗勞德數(shù)確定為全尺寸模型的1 15，空投物模型質(zhì)量為原模型的1/3 375，牽引傘面積為原來(lái)的1/225。另外，模型質(zhì)量和牽引傘面積均需除以模型寬度。將M1和M15模型的重裝空投數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，其中M15的運(yùn)動(dòng)時(shí)間按照滿足弗勞德數(shù)進(jìn)行放大，如式（9）所示，得到前艙動(dòng)態(tài)壓力曲線如圖9所示。

圖9 變尺寸運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力Fig.9 Dynamic pressure of forward compartment of variable size transport aircraft when airdrop

3.3 運(yùn)輸機(jī)重裝空投風(fēng)洞試驗(yàn)壓力相似準(zhǔn)則

以風(fēng)洞試驗(yàn)的手段研究運(yùn)輸機(jī)重裝空投前艙動(dòng)態(tài)壓力變化就必須給出壓力相關(guān)的相似準(zhǔn)則。根據(jù)以往風(fēng)洞試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，壓力系數(shù)是最好的壓力無(wú)量綱化方法。

本文給出三種無(wú)量綱壓力系數(shù)定義：

第一種壓力系數(shù)的定義為

這種定義是常見(jiàn)的壓力系數(shù)計(jì)算方法。

第二種壓力系數(shù)的定義為

第三種壓力系數(shù)定義為

式中：Pi為前艙瞬時(shí)靜壓值；P∞為1 000 m高度無(wú)窮遠(yuǎn)處大氣靜壓值；ρ∞為1 000 m高度無(wú)窮遠(yuǎn)處大氣密度；V∞為大氣與飛行器的相對(duì)速度；P1為空投開(kāi)始時(shí)前艙靜壓值。

根據(jù)以上三種壓力系數(shù)定義，計(jì)算全尺寸模型M1和M15模型下前艙動(dòng)態(tài)壓力的壓力系數(shù)，如圖10 所示，圖中時(shí)間軸均按照滿足Fr條件換算到飛行狀態(tài)。

圖10 三種定義的壓力系數(shù)圖Fig.10 Pressure coefficients of three definition

從圖10可以看出：第二種和第三種定義的壓力系數(shù)，即前艙動(dòng)態(tài)壓力與無(wú)窮遠(yuǎn)處壓力的比值C1和前艙動(dòng)態(tài)壓力與空投物投放前的前艙動(dòng)態(tài)壓力的比值C2所定義的壓力系數(shù)，對(duì)于原尺寸計(jì)算結(jié)果和縮比1/15模型的計(jì)算結(jié)果具有更好的一致性。圖10中艙內(nèi)堵塞度為50%數(shù)值模擬結(jié)果不僅與飛行試驗(yàn)結(jié)果-222.22 Pa/s接近，而且同風(fēng)洞試驗(yàn)壓力數(shù)據(jù)采取壓力相似準(zhǔn)則C1或C2換算到飛行狀態(tài)后的前艙動(dòng)態(tài)壓力結(jié)果-138.89 Pa/s也很接近。因此，第二種和第三種定義的壓力系數(shù)C1和C2是大物體空投前艙動(dòng)態(tài)壓力風(fēng)洞試驗(yàn)的更適合的壓力相似準(zhǔn)則，其中C2最好。

4 結(jié)論

（1）基于運(yùn)動(dòng)嵌套重疊網(wǎng)格的數(shù)值模擬方法能夠有效模擬運(yùn)輸機(jī)重裝空投艙內(nèi)動(dòng)態(tài)壓力變化這一流固耦合問(wèn)題。

（2）以空投前前艙壓力值為參考量得到的無(wú)量綱數(shù)C2是大物體空投前艙動(dòng)態(tài)壓力風(fēng)洞試驗(yàn)的更適合的壓力相似準(zhǔn)則，它誤差更小、更精確。

（3）空投物位置距離機(jī)艙前壁面越近，空投過(guò)程前艙動(dòng)態(tài)壓力變化越大；來(lái)流速度越大，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化越大；空投物堵塞度越大，前艙動(dòng)態(tài)壓力變化越大。

（4）對(duì)運(yùn)輸飛機(jī)前艙工作人員來(lái)說(shuō)，在已知的空投作業(yè)條件下，當(dāng)大型空投物在機(jī)艙內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)，身體健康不會(huì)受到前艙壓力下降的影響，但空投大物體的出艙瞬間應(yīng)該會(huì)有瞬時(shí)不舒適感，因此前艙工作人員應(yīng)做好航空醫(yī)學(xué)上的防護(hù)。

本文研究存在的主要問(wèn)題和后續(xù)應(yīng)進(jìn)一步開(kāi)展的工作是：（1）將此方法應(yīng)用到三維實(shí)際運(yùn)輸機(jī)空投情況；（2）空投過(guò)程中外流場(chǎng)動(dòng)壓、投放物移動(dòng)、空隙進(jìn)入三者的具體聯(lián)系以及相互影響。