大型民機(jī)水上迫降載荷數(shù)值仿真分析

顧偉彬

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

水上迫降是指在緊急情況下把飛機(jī)小心地降落在水上或是強(qiáng)迫著落在水上。自從20世紀(jì)50年代初期多發(fā)噴氣運(yùn)輸機(jī)引入民用航空領(lǐng)域后，大型運(yùn)輸機(jī)的跨水域飛行越來(lái)越普遍。因此，世界各國(guó)在制定適航規(guī)章時(shí)，要求民用運(yùn)輸機(jī)跨水域飛行必須通過(guò)水上迫降性能適航審定。水上迫降適航符合性表明方法主要包括縮比模型試驗(yàn)、計(jì)算仿真分析、與以往類(lèi)似機(jī)型進(jìn)行類(lèi)比分析或與事故數(shù)據(jù)對(duì)比等[1]。在航空工業(yè)發(fā)達(dá)的歐美國(guó)家，縮比模型試驗(yàn)用于客機(jī)水上迫降適航審定已經(jīng)有了幾十年工程實(shí)踐的經(jīng)驗(yàn)積累。因此，縮比模型試驗(yàn)成為各國(guó)適航審定方較為推薦的客機(jī)水上迫降符合性驗(yàn)證方法[2]。但由于縮比模型試驗(yàn)具有結(jié)果重復(fù)性較差、周期長(zhǎng)、成本高及存在尺寸效應(yīng)等缺點(diǎn)，航空工業(yè)發(fā)達(dá)的歐美國(guó)家開(kāi)始嘗試用先進(jìn)分析技術(shù)來(lái)部分或完全替代縮比模型試驗(yàn)，研究水上迫降過(guò)程。

隨著流固耦合領(lǐng)域數(shù)值仿真技術(shù)的快速發(fā)展，基于混合分析、有限元法、光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)(smoothed particle hydrodynamics，SPH)等技術(shù)的數(shù)值計(jì)算方法已成為研究水上迫降水沖擊過(guò)程的重要方法[3]。其中，SPH技術(shù)被廣泛應(yīng)用于水上迫降數(shù)值仿真中，通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)對(duì)于低水平速度水上迫降過(guò)程(如直升機(jī)的水上迫降過(guò)程)，數(shù)值仿真結(jié)果與真實(shí)尺寸飛機(jī)水上迫降試驗(yàn)結(jié)果吻合得較好[4-5]。但是對(duì)于水平速度較大的水上迫降過(guò)程，SPH數(shù)值仿真技術(shù)無(wú)法有效捕捉由流固耦合作用引起的飛機(jī)底部“吸力”產(chǎn)生的影響，而這種“吸力”效應(yīng)對(duì)于水上迫降過(guò)程中飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)及水載荷分布的影響是不可忽略的[2,6-7]。文獻(xiàn)[7]運(yùn)用MSC. Dytran成功地模擬了考慮后體吸力的民機(jī)水上迫降過(guò)程，分析了具有“高平尾、尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)”構(gòu)型的民用支線飛機(jī)在水上迫降過(guò)程中的俯仰角與水壓載荷分布規(guī)律。

目前國(guó)內(nèi)外主要干線飛機(jī)均為低平尾、翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，該構(gòu)型與高平尾、尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)支線飛機(jī)存在較大差異。由于飛機(jī)質(zhì)量與幾何尺寸、平尾和發(fā)動(dòng)機(jī)的布局形式對(duì)于飛機(jī)水上迫降特性具有顯著影響[8]，因此高平尾、尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)的水上迫降研究結(jié)果無(wú)法直接用于低平尾翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)。

本文結(jié)合某型客機(jī)適航審定及2009年哈德遜河事件的水上迫降相關(guān)數(shù)據(jù)，采用MSC. Dytran模擬低平尾翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)大型客機(jī)在水上迫降過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性，對(duì)水上迫降過(guò)程中飛機(jī)俯仰姿態(tài)角變化規(guī)律以及各主要部位的水壓載荷分布特點(diǎn)進(jìn)行系統(tǒng)分析，試圖為民用飛機(jī)水上迫降載荷計(jì)算和模型試驗(yàn)提供重要依據(jù)。

1 流固耦合模型建立

本文采用MSC.Dytran的一般耦合方法求解水上迫降過(guò)程中飛機(jī)、空氣和水體之間的非線性瞬態(tài)流固耦合問(wèn)題。其中，飛機(jī)有限元模型采用二維拉格朗日殼單元，空氣和水體采用六面體歐拉單元，通過(guò)設(shè)置耦合面來(lái)實(shí)現(xiàn)拉格朗日單元與歐拉單元之間物理量的傳遞，大型客機(jī)水上迫降有限元模型如圖1所示。飛機(jī)殼單元設(shè)置為剛體材料屬性，并通過(guò)剛體屬性參數(shù)卡片定義飛機(jī)有限元模型的質(zhì)量特性。

圖1 大型客機(jī)水上迫降有限元模型

空氣采用可壓縮理想氣體本構(gòu)關(guān)系的材料定義，空氣域內(nèi)的壓力采用EOSGAM模型定義的氣體γ律狀態(tài)方程描述，即壓力是密度、比內(nèi)能和理想氣體比熱比的函數(shù)：

pa=(γa-1)ρa(bǔ)ea

(1)

式中：pa為空氣壓力；ρa(bǔ)為空氣密度；γa為空氣比熱比；ea為空氣單位質(zhì)量的比內(nèi)能。在標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下，ρa(bǔ)=1.08×10-12t/mm2，γa=1.4，ea=2.114 01×1012mJ/t。

水體壓力用EOSPOL卡定義多項(xiàng)式狀態(tài)方程描述：

(2)

式中：pw為水體壓力；ew為水單位質(zhì)量的比內(nèi)能；ρ0為參考密度；μ=ρw/ρ0-1，其中ρw為水體密度；a1=2.2 GPa，為水體的體積彈性模量；a2,a3,b0,b1,b2,b3為多項(xiàng)式系數(shù)，采用軟件缺省值。

2 水上迫降初始參數(shù)的選取

本文根據(jù)某型客機(jī)水上迫降適航審定情況及美國(guó)國(guó)家運(yùn)輸安全委員會(huì)針對(duì)哈德遜河水上迫降事件的調(diào)查報(bào)告來(lái)選擇大型客機(jī)水上迫降模擬的初始參數(shù)。2009年1月，美國(guó)合眾國(guó)航空公司一架A320飛機(jī)起飛不久遭遇鳥(niǎo)撞導(dǎo)致雙發(fā)失效，進(jìn)而迫降在哈德遜河上。事故發(fā)生后美國(guó)國(guó)家運(yùn)輸安全委員會(huì)對(duì)該起事故進(jìn)行調(diào)查，并對(duì)哈德遜河水上迫降事件相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行了系統(tǒng)分析。

某型客機(jī)水上迫降適航審定情況參數(shù)反映了典型水上迫降過(guò)程所期望的合理迫降參數(shù)，而哈德遜河事件中的參數(shù)反映了實(shí)際水上迫降過(guò)程中可能采用的迫降參數(shù)。因此，本文根據(jù)這兩組典型的迫降參數(shù)來(lái)進(jìn)行水上迫降數(shù)值仿真，見(jiàn)表1[9]。從表中可以看出，哈德遜河事件中飛機(jī)質(zhì)量和空速與適航審定時(shí)的要求接近，但該事件中，飛機(jī)下沉率更大，因此飛機(jī)機(jī)體受載更嚴(yán)酷。

表1 水上迫降數(shù)值仿真參數(shù)

3 結(jié)果與討論

3.1 水上迫降運(yùn)動(dòng)姿態(tài)分析

飛機(jī)俯仰角反映了飛機(jī)在水上迫降過(guò)程中的縱向運(yùn)動(dòng)姿態(tài)穩(wěn)定性，且與飛機(jī)水上迫降運(yùn)動(dòng)特性及機(jī)體底部水載荷的分布規(guī)律密切相關(guān)。通過(guò)數(shù)值仿真得到的飛機(jī)水上迫降俯仰角隨時(shí)間的變化規(guī)律如圖2所示。從圖中可以看出，水上迫降過(guò)程中飛機(jī)俯仰角的變化可以分為3個(gè)主要階段，即初始低頭階段、后體吸力引起的抬頭階段(簡(jiǎn)稱(chēng)吸力抬頭階段)和后繼低頭階段。這3個(gè)階段對(duì)應(yīng)的典型飛機(jī)姿態(tài)如圖3所示。

圖2 水上迫降過(guò)程中飛機(jī)俯仰角變化規(guī)律

圖3 水上迫降典型階段的飛機(jī)俯仰姿態(tài)

1)初始低頭階段。

本文將飛機(jī)觸水產(chǎn)生低頭運(yùn)動(dòng)到低頭運(yùn)動(dòng)停止所經(jīng)歷的階段稱(chēng)為初始低頭階段。初始低頭階段，飛機(jī)著水底部的典型壓力分布如圖4(a)所示。由圖可以看出，中后機(jī)身底部受到很大的水沖擊載荷，故產(chǎn)生低頭力矩迫使飛機(jī)做低頭運(yùn)動(dòng)。同時(shí)，由于后機(jī)身縱向曲率較大，后機(jī)身除了受到水沖擊載荷外，還會(huì)受到水體的吸力作用[7]，使得飛機(jī)低頭運(yùn)動(dòng)逐漸停止。

圖4 飛機(jī)水上迫降各階段著水底部典型壓力分布圖

2)吸力抬頭階段。

隨著飛機(jī)吃水深度的進(jìn)一步增加，后體吸力隨之增大，且水沖擊區(qū)域向飛機(jī)重心方向移動(dòng)，該階段飛機(jī)著水底部的典型壓力分布如圖4(b)所示。飛機(jī)從低頭運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)樘ь^運(yùn)動(dòng)直到抬頭運(yùn)動(dòng)停止所經(jīng)歷的階段稱(chēng)為吸力抬頭階段。

3)后繼低頭階段。

在水阻力作用下，飛機(jī)速度減小，后體吸力隨之減弱，飛機(jī)在重力作用下再次低頭，飛機(jī)中機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)翼和前機(jī)身相繼著水，并最終停止在水面上，該過(guò)程稱(chēng)為后繼低頭階段，如圖4(c)所示。

3.2 機(jī)身壓力分布規(guī)律

圖5和圖6分別為某型客機(jī)適航審定和哈德遜河事件水上迫降過(guò)程中機(jī)身航向位置壓力分布。由圖可知，在初始低頭階段，機(jī)體底部受載區(qū)域?yàn)楹髾C(jī)身，沿機(jī)身航向分別存在水沖擊壓力區(qū)以及后體吸力負(fù)壓區(qū)(壓力值小于1個(gè)大氣壓)；在吸力抬頭階段，水沖擊壓力區(qū)以及后體吸力負(fù)壓區(qū)向前機(jī)身方向移動(dòng)，且相對(duì)于初始低頭階段，抬頭階段水沖擊壓力峰值和吸力峰值更大；在后繼低頭階段，機(jī)身底部沿航向壓力區(qū)域進(jìn)一步向前機(jī)身移動(dòng)，且壓力分布趨于均勻化。

圖5 某型客機(jī)適航審定機(jī)身航向位置壓力分布

圖6 哈德遜河事件機(jī)身航向位置壓力分布

為了進(jìn)一步研究水上迫降過(guò)程中飛機(jī)各主要部位水載荷的作用規(guī)律，對(duì)機(jī)身等著水底部典型位置的壓力值進(jìn)行分析。某型客機(jī)適航審定情況及哈德遜河事件中前中后機(jī)身壓力隨載荷壓力隨時(shí)間的變化規(guī)律分別如圖7和圖8所示。

圖7 某型客機(jī)適航審定情況機(jī)身壓力時(shí)間歷程

圖8 哈德遜河事件機(jī)身典型位置壓力時(shí)間歷程

由圖7可知，某型客機(jī)適航審定情況下，后機(jī)身壓力主要存在兩個(gè)峰值：第一個(gè)峰值出現(xiàn)在初始低頭階段，是由飛機(jī)與水體初次接觸引起的；第二個(gè)峰值出現(xiàn)在后繼低頭階段的前期，因后機(jī)身的再次觸水引起。該結(jié)果說(shuō)明飛機(jī)抬頭后的再次低頭運(yùn)動(dòng)對(duì)于水上迫降過(guò)程是不利的，會(huì)使飛機(jī)后機(jī)身受到較大的二次水載荷沖擊。中機(jī)身測(cè)壓位置僅在后繼低頭階段的前期出現(xiàn)一個(gè)局部壓力峰值，該結(jié)果表明，由于飛機(jī)存在較大的初始俯仰角度以及抬頭運(yùn)動(dòng)過(guò)程，中機(jī)身在初始低頭階段和吸力抬頭階段并未與水體發(fā)生劇烈接觸，直到飛機(jī)后繼低頭階段，中機(jī)身撞擊水面時(shí)才受到較大的壓力載荷。對(duì)于前機(jī)身而言，由于與水面接觸最晚，因此僅在后繼低頭階段的中后期存在一個(gè)壓力峰值，且該壓力峰值明顯小于中機(jī)身與后機(jī)身的壓力峰值。

對(duì)于哈德遜河事件情況，如圖8所示，后機(jī)身在初始低頭階段、吸力抬頭階段以及后繼低頭階段出現(xiàn)多個(gè)壓力峰值，中機(jī)身在初始低頭階段和后繼低頭階段也均出現(xiàn)峰值，但后繼低頭階段的壓力峰值明顯大于初始低頭階段。前機(jī)身在后繼低頭階段出現(xiàn)較小的壓力峰值。

綜上所述，在水上迫降過(guò)程中，由于飛機(jī)存在初始低頭、吸力抬頭和后繼低頭多個(gè)階段，飛機(jī)中機(jī)身與后機(jī)身可能存在多個(gè)壓力峰值，而前機(jī)身大面積觸水時(shí)水載荷較小。與前機(jī)身和中機(jī)身相比，后機(jī)身所承受水載荷峰值較大、次數(shù)較多，故后機(jī)身是機(jī)身結(jié)構(gòu)中受水上迫降水載荷最大的位置。

3.3 水平尾翼及發(fā)動(dòng)機(jī)壓力分布

圖9給出了水平尾翼和發(fā)動(dòng)機(jī)著水底部局部壓力隨時(shí)間的變化規(guī)律。當(dāng)飛機(jī)處于吸力抬頭階段以及后繼低頭階段前期時(shí)，飛機(jī)俯仰角較大，低平尾大面積觸水并承受較大水沖擊載荷，而發(fā)動(dòng)機(jī)與水體沒(méi)有明顯接觸，故發(fā)動(dòng)機(jī)在該階段的水載荷基本為零(等于一個(gè)大氣壓力)；隨著飛機(jī)進(jìn)一步低頭，水平尾翼上水載荷快速減小，并出現(xiàn)明顯的吸力載荷。在后繼低頭階段中后期，水平尾翼上水載荷基本為零，而發(fā)動(dòng)機(jī)與水面發(fā)生撞擊，故發(fā)動(dòng)機(jī)的壓力峰值主要出現(xiàn)在后繼低頭階段中后期。通過(guò)對(duì)比水平尾翼和發(fā)動(dòng)機(jī)著水底部局部壓力峰值的發(fā)生時(shí)刻可知，盡管發(fā)動(dòng)機(jī)著水后可能會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)從機(jī)翼上脫落，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)的峰值載荷發(fā)生在后繼低頭階段中后期，此時(shí)機(jī)身底部著水壓力已經(jīng)很小，故發(fā)動(dòng)機(jī)脫落與否不會(huì)對(duì)水上迫降過(guò)程中機(jī)身著水底部的總體壓力水平產(chǎn)生重要影響。

圖9 水平尾翼測(cè)壓位置壓力值的時(shí)間歷程

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)大型客機(jī)典型的水上迫降過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，揭示了構(gòu)型為低平尾、翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)的大型客機(jī)在典型水上迫降參數(shù)下的運(yùn)動(dòng)規(guī)律與受載特性。通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)，后體吸力對(duì)于大型客機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)姿態(tài)變化以及著水底部壓力分布影響顯著，后機(jī)身是水上迫降過(guò)程中承受水載荷最嚴(yán)重的部位，在后續(xù)低頭階段存在著明顯的二次沖擊現(xiàn)象。本文提供的研究方法和分析結(jié)果可為大型民用客機(jī)水上迫降模型試驗(yàn)的參數(shù)選擇與試驗(yàn)設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。