大過(guò)載機(jī)動(dòng)下飛機(jī)油箱晃動(dòng)沖擊效應(yīng)的流固耦合分析

摘 要：

搭建Abaqus與Star-ccm+聯(lián)合仿真流固耦合方法對(duì)某型飛機(jī)全復(fù)合材料油箱在彈射起飛與攔阻著陸過(guò)程中的晃動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行研究。首先通過(guò)模擬液艙晃動(dòng)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了所搭建流固耦合分析方法的可靠性。根據(jù)飛機(jī)油箱原型建立了全復(fù)合材料油箱精細(xì)結(jié)構(gòu)模型和流體域模型，探究了3種不同充液率下的油箱晃動(dòng)沖擊效應(yīng)，得到了彈射起飛與攔阻著陸過(guò)程中油箱內(nèi)油液的晃動(dòng)形態(tài)、壓力分布、油箱應(yīng)力應(yīng)變及油箱蒙皮變形等結(jié)果。分析表明：彈射起飛與攔阻著陸過(guò)程中油液晃動(dòng)有堆積、晃動(dòng)、平穩(wěn)3個(gè)階段，油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng)集中于前1.3s內(nèi)；2種工況中燃油沖擊油箱產(chǎn)生的沖擊壓力均隨充液率提升而增大，彈射起飛和攔阻著陸工況中最大沖擊壓力分別為19.135kPa和11.102kPa；飛機(jī)在大過(guò)載過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)由過(guò)載主導(dǎo)；攔阻著陸過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)大于彈射起飛，因此攔阻著陸對(duì)于油箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求更為嚴(yán)格。

關(guān)鍵詞：彈射起飛；攔阻著陸；大過(guò)載；油箱晃動(dòng)；流固耦合

中圖分類號(hào)：V222 "文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號(hào)：1000-4939（2025）01-0040-14

Fluid-structure interaction analysis of sloshing impact effect of

aircraft fuel tank under high overload maneuvering

ZHONG Lian1，ZHI Yafei2，YANG Ying2，YANG Shanglin1，YAO Xiaohu1

（1.School of Civil Engineering and Transportation，South China University of Technology，

510640 Guangzhou，China;

2.Chengdu Aircraft Industrial （Group） Co.，Ltd.，610092 Chengdu，China）

Abstract：This study performed a series of fluid-structure interaction simulations based on Abaqus and Star-ccm+ to explore the sloshing effect of a certain type of aircraft composite fuel tank.This method was validated using the tank sloshing experimental data.Based on the aircraft fuel tank prototype，the refined structural model and fluid model of the composite fuel tank were established.The dynamic response of the fuel tank under three different filling levels was explored.Furthermore，the pressure distribution，stress-strain relationship and skin deformation of the tank were obtained.The results showed that the fuel sloshing depicted three stages during the process of catapult take-off and arresting landing，i.e.，accumulation，sloshing and stabilization.Moreover，the sloshing of the fuel mainly happened in the first 1.3s.The sloshing impact pressure increased with the fuel filling level，and the maximum impact pressure in Catapult take-off and arresting landing conditions was 19.135kPa and 11.102kPa，respectively.The response of the fuel tank was dominated by the overload during the two processes.The stress and strain of the fuel tank during the arresting landing were greater than

those during the catapult take-off，so the requirements for the structural strength of the fuel tank in arresting landing are more stringent.

Key words：catapult take-off; arresting landing; high overload; fuel tank sloshing; fluid-structure interaction

燃油是航空航天領(lǐng)域不可或缺的動(dòng)力來(lái)源之一，飛機(jī)將油箱內(nèi)燃油供給到發(fā)動(dòng)機(jī)，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生持續(xù)的推力保持飛行。然而，飛機(jī)在飛行過(guò)程中，隨著飛行速度及飛行姿態(tài)的變化，將造成油箱內(nèi)燃油的劇烈晃動(dòng)。晃動(dòng)的燃油一方面導(dǎo)致重心的變化，進(jìn)一步對(duì)飛機(jī)的操控性帶來(lái)一定影響，另一方面沖擊油箱壁面，對(duì)油箱結(jié)構(gòu)的動(dòng)強(qiáng)度帶來(lái)嚴(yán)格的挑戰(zhàn)，因此研究飛機(jī)油箱晃動(dòng)問(wèn)題具有重要的工程意義。

飛機(jī)油箱內(nèi)燃油晃動(dòng)問(wèn)題本質(zhì)上屬于液體晃動(dòng)流固耦合問(wèn)題，早期對(duì)于該類問(wèn)題的研究以理論和實(shí)驗(yàn)為主。理論研究主要基于流勢(shì)理論來(lái)求解流體的動(dòng)力學(xué)方程［1］，或通過(guò)建立等效模型［2］模擬液體在液艙中的晃動(dòng)。理論研究的局限在于僅能針對(duì)簡(jiǎn)單形狀的容器進(jìn)行求解，并且無(wú)法求解液體大幅晃動(dòng)這類強(qiáng)非線性問(wèn)題［3］。實(shí)驗(yàn)研究［4-6］受制于成本、加載手段、測(cè)試手段等因素，并不適用于復(fù)雜工程問(wèn)題的研究。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬成為求解液體晃動(dòng)問(wèn)題的主流方法［7-10］。NICOLICI等［11］采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)與有限元耦合，建立流體與圓柱形儲(chǔ)液罐的相互作用模型，探究了儲(chǔ)液罐內(nèi)液體的晃動(dòng)形態(tài)和晃動(dòng)載荷。為分析流固耦合作用導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)破壞，姚學(xué)昊等［12］提出了一種近場(chǎng)動(dòng)力學(xué)-光滑粒子動(dòng)力學(xué)耦合方法，并利用帶擋板的矩形水箱開展實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。代震等［13］為研究飛機(jī)油箱在降落時(shí)發(fā)生的油箱垂蕩現(xiàn)象，利用流體動(dòng)力學(xué)軟件nanoFluidX求解了降落條件下飛機(jī)油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng)形態(tài)及重心變化，并提取流體晃動(dòng)荷載以導(dǎo)入有限元軟件Abaqus進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)計(jì)算。KIM等［14］采用ALE方法對(duì)旋翼機(jī)外置油箱的水平晃動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行了流固耦合分析，校核了油箱關(guān)鍵部位的安全性。為了考慮機(jī)動(dòng)飛行中大過(guò)載對(duì)燃油晃動(dòng)的影響，楊尚霖、方雄等［15-16］采用流固耦合的方法對(duì)飛機(jī)半滾倒轉(zhuǎn)和定常盤旋過(guò)程中的油箱晃動(dòng)進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)階段油液晃動(dòng)幅度大于大過(guò)載機(jī)動(dòng)階段，而定常盤旋中油液在進(jìn)入盤旋時(shí)晃動(dòng)劇烈，在勻速盤旋階段逐漸穩(wěn)定。

由以上分析可知，雖然眾多學(xué)者對(duì)液體晃動(dòng)或油箱晃動(dòng)問(wèn)題做了大量研究，但現(xiàn)有研究主要以簡(jiǎn)單晃動(dòng)工況為主，且鮮有考慮全尺寸的飛機(jī)油箱模型。另外，針對(duì)復(fù)雜、極端的大過(guò)載飛行過(guò)程的飛機(jī)油箱晃動(dòng)問(wèn)題研究也較為缺乏。彈射起飛和攔阻著陸作為艦載機(jī)起降的主要方式，在這2種過(guò)程中，飛機(jī)分別處于急加速和急減速的大過(guò)載狀態(tài)。顯然，在這2個(gè)過(guò)程中飛機(jī)油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng)沖擊效應(yīng)將與常規(guī)晃動(dòng)情況大不相同，然而對(duì)于這2種特殊狀態(tài)下飛機(jī)油箱晃動(dòng)流固耦合效應(yīng)的研究仍少見報(bào)道。因此，本研究通過(guò)搭建Abaqus與Star-ccm+聯(lián)合仿真流固耦合方法，并結(jié)合流體體積（volume of fluid，VOF）模型，對(duì)某型飛機(jī)彈射起飛和攔阻著陸過(guò)程中的油箱晃動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行分析，探究燃油晃動(dòng)規(guī)律以及飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，為艦載機(jī)油箱設(shè)計(jì)提供一定的參考。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 VOF模型

VOF模型通過(guò)引入流體體積和控制體體積比函數(shù)來(lái)追蹤和構(gòu)造自由液面，由于其計(jì)算所需時(shí)間短，計(jì)算量少，同時(shí)能模擬多相流體相互作用及處理液體飛濺這類強(qiáng)非線性問(wèn)題［17］，因此被廣泛用于分析液體晃動(dòng)問(wèn)題。在VOF模型中，不同流體的分布和界面的位置由體積分?jǐn)?shù)Fi來(lái)確定并描述，第i相的體積分?jǐn)?shù)定義為

Fi=ViV（1）

式中：Vi是單元中第i相的體積；V是單元總體積，單元中所有相的體積分?jǐn)?shù)相加之和應(yīng)滿足

∑Ni=1Fi=1 （2）

式中，N為單元內(nèi)相的總數(shù)。

1.2 湍流模型

采用雷諾平均納維-斯托克斯（Reynolds Average Navier-Stokes，RANS）模型求解湍流。RANS模型相較于傳統(tǒng)納維-斯托克斯方程將流體參數(shù)分解為時(shí)均量和脈動(dòng)量以考慮流場(chǎng)中的湍流。視流場(chǎng)中流體介質(zhì)為不可壓縮流體，式（3）和式（4）分別為RANS模型中的連續(xù)方程和動(dòng)量方程。

（4）

式中：ui表示略去平均符號(hào)的雷諾平均速度分量；ρ為密度；p為壓強(qiáng)；u′i為脈動(dòng)速度。

由于式（4）中方程中雷諾應(yīng)力未知，因此需要引入湍流模型來(lái)封閉方程組，切應(yīng)力輸運(yùn)（shear stress transport，SST）k-ω湍流模型廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域計(jì)算中。SST k-ω湍流模型結(jié)合了k-ε模型和k-ω模型的優(yōu)點(diǎn)，在邊界層附近應(yīng)用k-ω公式，使模型可以直接計(jì)算到黏性底層，而在完全發(fā)展的流動(dòng)區(qū)域切換到k-ε公式，避免了k-ω公式對(duì)于入口自由來(lái)流湍流過(guò)于敏感的問(wèn)題。

1.3 流固耦合分析方法

流固耦合方法根據(jù)結(jié)構(gòu)變形是否影響流體形態(tài)可分為單向流固耦合和雙向流固耦合，流固耦合數(shù)值模擬流程示意圖如圖1所示。在雙向流固耦合流程中，第n-1步計(jì)算得到的壓力場(chǎng)將通過(guò)耦合面?zhèn)鬟f到第n步的計(jì)算中，作為壓力邊界條件施加在結(jié)構(gòu)上，并計(jì)算出壓力作用下結(jié)構(gòu)的位移；在第n步中計(jì)算得到的結(jié)構(gòu)位移場(chǎng)將通過(guò)耦合面?zhèn)鬟f到流體域，控制流體域邊界的變形，并根據(jù)跟新后的流體域邊界計(jì)算出新的流體域壓力場(chǎng)分布；最后將第n步計(jì)算得到的壓力場(chǎng)傳遞至n+1步中作為新的壓力邊界條件施加在結(jié)構(gòu)上。雙向流固耦合方法考慮結(jié)構(gòu)變形對(duì)流場(chǎng)的影響。單向流固耦合流程中則不考慮位移場(chǎng)的傳遞，每個(gè)一計(jì)算步中結(jié)構(gòu)域計(jì)算得到的位移場(chǎng)不傳遞至流體域，流體域通過(guò)預(yù)先設(shè)置好的運(yùn)動(dòng)邊界條件計(jì)算流場(chǎng)結(jié)果。單向流固耦合分析方法將結(jié)構(gòu)視為剛體，不考慮結(jié)構(gòu)變形對(duì)流場(chǎng)的影響。

基于圖1所示流固耦合流程，本研究搭建Abaqus與Star-ccm+聯(lián)合仿真流固耦合方法探究彈射起飛和攔阻著陸2種極端大過(guò)載過(guò)程中的飛機(jī)油箱晃動(dòng)沖擊效應(yīng)。由于飛機(jī)在飛行過(guò)程中油箱本身的剛體運(yùn)動(dòng)位移量遠(yuǎn)大于油液沖擊產(chǎn)生的油箱壁面變形量，相較于剛體運(yùn)動(dòng)對(duì)油液晃動(dòng)的影響，油箱變形對(duì)油液晃動(dòng)的影響可以忽略［15］。因此，本研究選取單向流固耦合方法進(jìn)行分析。

1.4 數(shù)值方法驗(yàn)證

本研究根據(jù)DELORME等［4］開展的液艙晃動(dòng)實(shí)驗(yàn)，對(duì)所搭建的Abaqus與Star-ccm+聯(lián)合仿真單向流固耦合方法進(jìn)行驗(yàn)證。實(shí)驗(yàn)中采用0.9m×0.05m×0.58m（長(zhǎng)×寬×高）的矩形液艙進(jìn)行晃動(dòng)，液艙中包含水和空氣兩相流體，液艙左壁液面處布置壓力傳感器記錄液體晃動(dòng)荷載，通過(guò)電動(dòng)馬達(dá)對(duì)液艙施加正弦激勵(lì)，晃動(dòng)幅度θmax=4°，晃動(dòng)周期T=2.112s。根據(jù)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ徒⒁号摶蝿?dòng)數(shù)值模型如圖2所示，采用VOF模型定義空氣和水兩相，充液深度0.093m，模擬時(shí)間為5個(gè)晃動(dòng)周期。

模擬得到的液體晃動(dòng)形態(tài)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖3所示，可見模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象極為相似，數(shù)值模擬準(zhǔn)確捕捉了晃動(dòng)過(guò)程中出現(xiàn)的波浪破碎和液體飛濺現(xiàn)象。

液艙左壁初始液面處的壓力時(shí)程曲線對(duì)比如圖4（a）所示，由圖可見模擬得到的壓力時(shí)程曲線與實(shí)驗(yàn)結(jié)果在變化趨勢(shì)上高度一致，僅部分曲線峰值存在較小差異。該差異可能是由于液體晃動(dòng)的隨機(jī)性、實(shí)驗(yàn)測(cè)試誤差等原因造成。

為進(jìn)一步證明流固耦合方法數(shù)據(jù)傳遞的可靠性，對(duì)比了流體域和結(jié)構(gòu)域中液艙左壁高度0.06m處的壓力曲線，如圖4（b）所示。根據(jù)曲線可知，結(jié)構(gòu)域受到的壓力與流體域壓力保持了一致?；谝陨戏治觯C明了Abaqus與Star-ccm+聯(lián)合仿真單向流固耦合方法能夠準(zhǔn)確捕捉液體晃動(dòng)的細(xì)節(jié)特征并且準(zhǔn)確傳遞液體晃動(dòng)荷載至結(jié)構(gòu)域進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析，因此該方法可以用來(lái)分析彈射起飛和攔阻著陸過(guò)程中的飛機(jī)油箱晃動(dòng)流固耦合效應(yīng)。

2 飛機(jī)油箱數(shù)值模型

2.1 結(jié)構(gòu)模型

本研究以某型飛機(jī)全復(fù)合材料油箱為原型，簡(jiǎn)化建立圖5（a）所示油箱結(jié)構(gòu)有限元模型。油箱結(jié)構(gòu)長(zhǎng)約2m，寬約0.6m，高約0.6m，該油箱結(jié)構(gòu)可分為框架和蒙皮2部分。整個(gè)油箱模型采用殼單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，包括312個(gè)S3R單元和54812個(gè)S4R單元。蒙皮與框架之間采用LINK單元模擬鉚釘連接，連接單元分布如圖5（b）所示。根據(jù)飛機(jī)質(zhì)心坐標(biāo)建立參考點(diǎn)，并將油箱邊框通過(guò)運(yùn)動(dòng)耦合約束于飛機(jī)質(zhì)心上，對(duì)質(zhì)心施加運(yùn)動(dòng)邊界條件從而實(shí)現(xiàn)油箱結(jié)構(gòu)的整體運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)油箱運(yùn)動(dòng)耦合示意圖如圖5（c）所示。

對(duì)于本研究的全復(fù)合材料油箱模型，采用文獻(xiàn)［15］中所定義的飛機(jī)油箱復(fù)合材料，具體材料參數(shù)如表1所示。定義Y-Z平面內(nèi)纖維縱向?yàn)閆方向，其余殼纖維縱向則為X方向，纖維橫向在面內(nèi)垂直于纖維縱向。根據(jù)鋪層，可將結(jié)構(gòu)分為3個(gè)區(qū)域，每個(gè)區(qū)域的鋪層順序如表2所示。

2.2 流體域模型

根據(jù)油箱結(jié)構(gòu)模型，建立油箱流體域模型（圖6），飛機(jī)航向方向沿Y軸正方向。該模型流體域可分為主流域和副流域，分別對(duì)應(yīng)于圖中的灰色區(qū)域和棕色區(qū)域，2個(gè)流域之間流體不發(fā)生交換。油箱內(nèi)部氣液兩相采用VOF多相流模型描述，液體為RP-3噴氣燃油，燃油密度為775kg/m3，動(dòng)力黏性為9.69×10-4 Pa·s；空氣材料密度為1.18415kg/m3，動(dòng)力黏性為1.85508×10-5Pa·s。

2.3 邊界條件

2.3.1 彈射起飛

彈射起飛是指飛機(jī)在起飛時(shí)由飛機(jī)外部彈射機(jī)構(gòu)給飛機(jī)施加牽引力，以幫助飛機(jī)快速獲得起飛所需初速度的過(guò)程。根據(jù)某型艦載機(jī)彈射起飛過(guò)程的動(dòng)力數(shù)據(jù)，僅考慮飛機(jī)的航向速度和航向加速度，簡(jiǎn)化建立了適用于油箱晃動(dòng)分析的質(zhì)心速度、加速度曲線，如圖7（a）所示。

飛機(jī)首先是沿航向的變加速運(yùn)動(dòng)，之后沿航向進(jìn)行勻加速運(yùn)動(dòng)。根據(jù)過(guò)載計(jì)算式（5）計(jì)算，彈射起飛過(guò)程中航向過(guò)載最大達(dá)到3.32g。

n=FG=ag

（5）

式中：n為過(guò)載系數(shù)；F為飛機(jī)所受航向或垂向的合力；G為重力；g為重力加速度；a為航向加速度。

2.3.2 攔阻著陸

攔阻著落是指飛機(jī)在降落時(shí)通過(guò)攔阻索機(jī)構(gòu)幫助飛機(jī)制動(dòng)，從而減短飛機(jī)降落所需滑行距離的過(guò)程。由于飛機(jī)降落時(shí)，既有著航向的運(yùn)動(dòng)又有垂向的運(yùn)動(dòng)，因此攔阻著落工況下飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)比彈射起飛更為復(fù)雜。首先飛機(jī)以一定仰角姿態(tài)降落，然后在著陸的一瞬間，飛機(jī)的機(jī)頭下壓，造成仰角的急劇變化。根據(jù)某型艦載機(jī)攔阻著陸動(dòng)力數(shù)據(jù)，飛機(jī)著陸的瞬時(shí)仰角為4.54°，航向速度為55m/s，垂向速度為0.99m/s。圖7（b）為飛機(jī)在攔阻著陸過(guò)程中航向速度、下降速度和俯仰角隨時(shí)間的變化及其角加速度曲線。攔阻著陸過(guò)程中飛機(jī)所受航向過(guò)載最大達(dá)1.72g，垂向過(guò)載最大達(dá)1.76g。

2.4 網(wǎng)格密度影響分析

在計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)計(jì)算中，流場(chǎng)網(wǎng)格的劃分會(huì)對(duì)計(jì)算得到的壓力場(chǎng)分布產(chǎn)生影響。為探究流場(chǎng)網(wǎng)格劃分對(duì)流體域計(jì)算結(jié)果的影響，將流體域劃分為6種不同密度的網(wǎng)格（圖8），其余參數(shù)不變，考慮充液率為50%的情況，采用彈射起飛工況進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算得到的結(jié)果如圖9和表3所示，結(jié)果表明當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量大于40萬(wàn)時(shí)，流體域最大壓力趨于穩(wěn)定，繼續(xù)加密網(wǎng)格時(shí)計(jì)算得到的最大壓力數(shù)值變化量小于1%；最大壓力出現(xiàn)的時(shí)刻基本一致。因此當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量大于40萬(wàn)時(shí)，計(jì)算結(jié)果基本穩(wěn)定。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

為探究不同充液率對(duì)彈射起飛和攔阻著陸過(guò)程中油液晃動(dòng)沖擊效應(yīng)的影響規(guī)律，本研究考慮了油箱充油為少油、半油和多油3種狀態(tài)下的晃動(dòng)情況，對(duì)應(yīng)的充液率分別為30%、50%和70%。

3.1 彈射起飛

3.1.1 燃油晃動(dòng)計(jì)算

彈射起飛過(guò)程持續(xù)時(shí)間較長(zhǎng)，而根據(jù)圖7（a）可知，飛機(jī)在0.3s后已完全達(dá)到恒定過(guò)載狀態(tài)。文獻(xiàn)［16］研究表明飛機(jī)在過(guò)載恒定階段油液形態(tài)將保持穩(wěn)定，燃油晃動(dòng)沖擊對(duì)油箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響非常微小。因此，從計(jì)算效率方面考慮，可僅分析燃油晃動(dòng)更為劇烈的非穩(wěn)定階段。

首先對(duì)流體域進(jìn)行彈射起飛全過(guò)程的油液晃動(dòng)計(jì)算，確定燃油晃動(dòng)的穩(wěn)定時(shí)間節(jié)點(diǎn)。

RAJAGOUNDER等［18］證明充液率的提高會(huì)使液體更早達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)，而充液率越少液體晃動(dòng)時(shí)間越長(zhǎng)，因此選取少油工況進(jìn)行彈射起飛全過(guò)程油液晃動(dòng)計(jì)算。經(jīng)計(jì)算得到彈射起飛過(guò)程中流體域最大壓力時(shí)程曲線和油液形態(tài)分別如圖10和圖11所示。

結(jié)合最大壓力時(shí)程曲線和燃油晃動(dòng)形態(tài)，可將彈射起飛過(guò)程中的油液晃動(dòng)分為3個(gè)階段。第1個(gè)階段是堆積階段，對(duì)應(yīng)于0～0.2s階段，此時(shí)油液由于慣性作用向油箱后部堆積；第2個(gè)階段是晃動(dòng)階段，對(duì)應(yīng)于0.2～1s，在這個(gè)階段油液發(fā)生劇烈晃動(dòng)，伴隨著油液飛濺現(xiàn)象發(fā)生；第3個(gè)階段是穩(wěn)定階段，對(duì)應(yīng)于彈射1s以后，這個(gè)階段中油液僅發(fā)生輕微晃動(dòng)。在進(jìn)入穩(wěn)定階段后可視油液狀態(tài)不再變化，從而可忽略該階段燃油對(duì)油箱結(jié)構(gòu)的沖擊效應(yīng)。因此，在彈射起飛過(guò)程的油箱晃動(dòng)流固耦合計(jì)算中，可取1.2s為晃動(dòng)沖擊效應(yīng)分析計(jì)算終止時(shí)刻，此時(shí)燃油形態(tài)已達(dá)到穩(wěn)定。

3.1.2 流體域分析

通過(guò)流固耦合計(jì)算得到彈射起飛過(guò)程中不同充液率下流體域最大壓力時(shí)程曲線及油箱上蒙皮受燃油作用力分別如圖12（a）、圖12（b）所示，最大壓力曲線峰值時(shí)刻對(duì)應(yīng)的流體壓力云圖及燃油形態(tài)如圖13所示。根據(jù)最大壓力時(shí)程曲線可知，油箱壁面最大壓力首先隨著飛機(jī)航向加速度的增大而增大，此時(shí)油液由于慣性效應(yīng)開始向油箱后壁面堆積并沖擊油箱上蒙皮。

結(jié)合圖13中油箱上蒙皮出現(xiàn)的局部高壓可知，燃油的沖擊是造成最大壓力時(shí)程曲線出現(xiàn)尖銳峰值的原因。隨后，飛機(jī)縱向加速度趨于恒定，油液在大過(guò)載下逐漸穩(wěn)定，最大壓力也趨于穩(wěn)定。

對(duì)比3種不同的充液率發(fā)現(xiàn)，少油工況中油箱受燃油沖擊壓力峰值最大，這與燃油的沖擊形式有關(guān)。如圖14典型時(shí)刻液體晃動(dòng)形態(tài)所示，相較于半油和多油工況，少油工況下油液在向后堆積時(shí)，由于油箱中段較兩側(cè)更低且相互連通，中段油液會(huì)沖擊兩側(cè)油箱后壁，加劇油液的晃動(dòng)，并使得油液以飛濺的形式?jīng)_擊上蒙皮，形成沖擊壓力；多油工況下壓力時(shí)程曲線峰值大于半油工況，這2種工況下燃油晃動(dòng)以駐波形式的沖擊為主，而多油工況中沖擊上蒙皮的燃油體積大于半油工況，從而油液擠壓造成的壓力也更大。隨著充液率增加，燃油晃動(dòng)空間減小，燃油沖擊上蒙皮所需的路程更短，因此壓力峰值出現(xiàn)的時(shí)間點(diǎn)隨著充液率的增加而提前。

由圖12（b）可知，彈射起飛過(guò)程的油箱上蒙皮受燃油作用力時(shí)程曲線同樣可以分為堆積段、晃動(dòng)段和平穩(wěn)段。上升段對(duì)應(yīng)著燃油堆積過(guò)程，由于充液率高的工況初始液面也高，油液在堆積過(guò)程中能更早地接觸到油箱上蒙皮，因此上升段出現(xiàn)的時(shí)間隨著充液率的提高提前。由于高充液率工況中油液與上蒙皮接觸面積大于低充液率工況，從而整個(gè)彈射階段中呈現(xiàn)出充液率越高油箱上蒙皮受力越大的特征。

3.1.3 結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析

3種充液率下流體域最大壓力出現(xiàn)時(shí)刻油箱框架和蒙皮的應(yīng)變?cè)茍D如圖15所示。由圖可見，纖維縱向和纖維橫向應(yīng)變均隨著充液率的提高而增大。3種工況下油箱最大應(yīng)力、應(yīng)變出現(xiàn)的時(shí)刻如表4所示。由表4可知在油液穩(wěn)定后油箱應(yīng)力應(yīng)變達(dá)到最大值，此時(shí)飛機(jī)的航向加速度已經(jīng)恒定，進(jìn)入過(guò)載穩(wěn)定狀態(tài)。圖16為油箱蒙皮變形情況，蒙皮變形主要集中于上蒙皮，蒙皮的變形程度隨著充液率的提高而增大。圖17對(duì)流體域最大壓力出現(xiàn)時(shí)刻的油箱應(yīng)力最大值與彈射起飛過(guò)程中油箱應(yīng)力最大值進(jìn)行了比較。流體域最大壓力出現(xiàn)時(shí)，油箱結(jié)構(gòu)應(yīng)力未達(dá)最大值，而最大應(yīng)力出現(xiàn)時(shí)刻飛機(jī)處于最大過(guò)載時(shí)刻；并且，隨著充液率提高，油箱最大應(yīng)力值基本不變，這說(shuō)明油液晃動(dòng)沖擊對(duì)油箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響程度較小，而過(guò)載是導(dǎo)致油箱產(chǎn)生較大應(yīng)力和變形的主要原因。

3.2 攔阻著陸

3.2.1 燃油晃動(dòng)計(jì)算

以少油工況進(jìn)行攔阻著陸全過(guò)程的油液晃動(dòng)計(jì)算，探究攔阻著陸過(guò)程中燃油晃動(dòng)的穩(wěn)定時(shí)間。計(jì)算得到攔阻著陸過(guò)程中的流體域最大壓力時(shí)程曲線和燃油晃動(dòng)形態(tài)分別如圖18和圖19所示。對(duì)流體域壓力峰值時(shí)程曲線和燃油晃動(dòng)形態(tài)進(jìn)行分析，可知攔阻著陸過(guò)程中油液晃動(dòng)情況與彈射起飛過(guò)程類似，同樣可分為堆積、晃動(dòng)、平穩(wěn)3個(gè)階段。攔阻著陸工況中堆積階段對(duì)應(yīng)0～0.45s，晃動(dòng)階段則對(duì)應(yīng)0.45～1.30s，在1.30s后油液進(jìn)入平穩(wěn)階段。綜上所述，選取前1.5s進(jìn)行攔阻著陸過(guò)程的油箱晃動(dòng)流固耦合分析。

3.2.2 流體域分析

攔阻著陸過(guò)程中不同充液率下流體域最大壓力時(shí)程曲線和上蒙皮受力時(shí)程曲線如圖20所示。由圖20（a）可知：流體域最大壓力在堆積階段前期快速升高，這是由于飛機(jī)所受垂向過(guò)載快速升高，油液因慣性作用擠壓油箱結(jié)構(gòu)造成；隨后由于飛機(jī)所受垂向過(guò)載下降，流體域最大壓力下降；之后在航向過(guò)載作用下油液向油箱前部堆積并沖擊上蒙皮，產(chǎn)生壓力峰值。圖20（a）中還可以觀察到攔阻著陸工況中流體域壓力最大值隨充液率增大而增大。圖21展示了3種工況流體域壓力最大值出現(xiàn)時(shí)刻對(duì)應(yīng)的油液晃動(dòng)形態(tài)以及流體域壓力云圖。

圖21中可以觀察到少油工況中最大壓力并未出現(xiàn)在油箱上蒙皮處，這說(shuō)明攔阻著陸過(guò)程少油工況中油液沖擊上蒙皮產(chǎn)生的沖擊壓力小于該工況中的最大壓力5.65kPa。

與彈射起飛類似，油液初次沖擊上蒙皮產(chǎn)生的沖擊壓力隨著充液率增加而提升。由于油液沖擊上蒙皮所需的路程隨著充液率的提高變短，初次沖擊發(fā)生的時(shí)刻也隨著充液率增加而提前。進(jìn)入穩(wěn)定階段后，由于高充液率的工況穩(wěn)定時(shí)具有更深的液體深度，流體域壓力整體呈現(xiàn)出隨充液率的提高而增大的趨勢(shì)。

圖20（b）為攔阻著陸過(guò)程中油箱上蒙皮受力曲線，從圖中可以觀察到油箱上蒙皮受力隨著充液率增加而增大，這是因?yàn)橛鸵号c上蒙皮接觸面積隨著充液率增大而增大。同樣由于高充液率工況油液沖擊上蒙皮所需的距離更短，可以觀察到油箱上蒙皮受力曲線上升時(shí)刻也隨著充液率的提升而提前。

3.2.3 結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析

3種充液率下流體域壓力最大值出現(xiàn)時(shí)刻對(duì)應(yīng)的油箱應(yīng)變?cè)茍D如圖22所示，由圖可知油箱結(jié)構(gòu)的應(yīng)變隨著充液率的提高而增大。該時(shí)刻下油箱蒙皮的變形情況如圖23所示，最大變形量同樣隨著充液率的提高而增大。油箱結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力及應(yīng)變?nèi)绫?所示，與彈射起飛過(guò)程相似，攔阻著陸過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力應(yīng)變出現(xiàn)時(shí)刻均不同于流體域壓力最大值出現(xiàn)時(shí)刻。

油箱結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變?cè)谥懗跏紩r(shí)刻即達(dá)到最大值，考慮到著陸時(shí)飛機(jī)的角加速度及垂向加速度均達(dá)到最大值，這是造成結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力應(yīng)變的原因。圖24對(duì)比了流體域壓力最大值出現(xiàn)時(shí)刻對(duì)應(yīng)的油箱應(yīng)力與結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力，可見壓力最大值出現(xiàn)時(shí)刻油箱結(jié)構(gòu)應(yīng)力小于計(jì)算初始時(shí)刻結(jié)構(gòu)應(yīng)力，同時(shí)油箱最大應(yīng)力隨著充液率上升基本保持不變，這進(jìn)一步說(shuō)明攔阻著陸過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)受過(guò)載主導(dǎo)。

3.3 晃動(dòng)沖擊效應(yīng)對(duì)比

為分析彈射起飛和攔阻著陸2種不同工況對(duì)飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)的影響程度差異，對(duì)2種工況下的油箱晃動(dòng)沖擊效應(yīng)進(jìn)行對(duì)比。圖25（a）對(duì)彈射起飛和攔阻著陸過(guò)程中的流體域最大壓力時(shí)程曲線進(jìn)行比較，結(jié)果表明：彈射起飛在初始時(shí)刻流體域壓力小于攔阻著陸，這是因?yàn)閿r阻著陸工況初始過(guò)載大于彈射起飛工況；在0.1 s之后彈射起飛工況流體域壓力大于攔阻著陸，這是由于彈射起飛過(guò)程飛機(jī)的穩(wěn)定過(guò)載大于攔阻著陸工況導(dǎo)致。圖25（b）是2種工況上蒙皮受力時(shí)程曲線，從圖中可以觀察到彈射起飛工況油箱上蒙皮受力大于攔阻著陸工況，這是因?yàn)槿加团c上蒙皮接觸后彈射起飛工況的航向過(guò)載大于攔阻著陸工況，油液發(fā)生堆積的現(xiàn)象更嚴(yán)重，從而導(dǎo)致油液與蒙皮接觸的面積更大，油液作用于蒙皮的壓力也更大。根據(jù)以上分析說(shuō)明對(duì)于該飛機(jī)油箱，彈射起飛工過(guò)程中油液對(duì)油箱的作用力更大。

圖25（c）對(duì)2種工況油箱結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果表明攔阻著陸過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力明顯大于彈射起飛工況，這是因?yàn)樵陲w機(jī)著陸瞬間飛機(jī)油箱同時(shí)具有如圖7（b）、圖7（c）中所示的垂向加速度和俯仰角加速度，在垂向過(guò)載和飛機(jī)提供的俯仰力矩共同作用下，攔阻工況中飛機(jī)油箱的最大應(yīng)力大于彈射起飛工況。圖25（d）為油箱蒙皮最大變形量對(duì)比，可見攔阻著陸過(guò)程中不同充液率下蒙皮最大變形均大于彈射起飛，這是因?yàn)閿r阻著陸相較于彈射起飛過(guò)程具有額外的垂向加速度，蒙皮受到油液及垂向過(guò)載的共同作用更易發(fā)生變形。由以上分析可知，相較于彈射起飛過(guò)程，攔阻著陸工況對(duì)于油箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求更為嚴(yán)苛。

4 結(jié) 論

本研究搭建Abaqus與Star-ccm+聯(lián)合仿真流固耦合計(jì)算方法，對(duì)某型飛機(jī)全復(fù)合材料整體油箱在彈射起飛與攔阻著陸2種大過(guò)載工況下的油液晃動(dòng)沖擊效應(yīng)進(jìn)行探究。首先通過(guò)液艙晃動(dòng)實(shí)驗(yàn)對(duì)搭建方法進(jìn)行了可靠性驗(yàn)證，然后建立了飛機(jī)整體油箱流固耦合計(jì)算模型，進(jìn)而應(yīng)用Star-ccm+對(duì)燃油晃動(dòng)進(jìn)行彈射起飛與攔阻著陸全過(guò)程計(jì)算并確定了2種工況的計(jì)算時(shí)長(zhǎng)，最后分析了

30%、50%、70% 3種不同充液率下的油箱晃動(dòng)流固耦合效應(yīng)。主要結(jié)論如下。

1）彈射起飛與攔阻著陸全過(guò)程油液晃動(dòng)可以分為堆積、晃動(dòng)、穩(wěn)定3個(gè)階段。堆積階段油液在慣性的作用下開始堆積，流體域壓力上升。在堆積階段結(jié)束時(shí)油液沖擊油箱上蒙皮產(chǎn)生壓力峰值，隨后油液進(jìn)入晃動(dòng)階段，在晃動(dòng)階段油液發(fā)生劇烈晃動(dòng)并飛濺，對(duì)油箱產(chǎn)生二次沖擊。在穩(wěn)定階段油液僅發(fā)生輕微晃動(dòng)，油液作用于油箱結(jié)構(gòu)的壓力趨于穩(wěn)定。彈射起飛工況中油箱內(nèi)油液的晃動(dòng)集中于前1s內(nèi)，攔阻著陸工況中油箱內(nèi)油液的晃動(dòng)集中于前1.3s內(nèi)。

2）彈射起飛與攔阻著陸過(guò)程中油液穩(wěn)定時(shí)油箱受到的壓力以及油箱上蒙皮受力均隨著充液率增加而增加，彈射起飛工況中最大沖擊壓力為19.135kPa，攔阻著陸工況中最大沖擊壓力為11.102kPa。油液沖擊上蒙皮的時(shí)間和油液進(jìn)入穩(wěn)定階段的時(shí)間均隨著充液率增加而提前。

3）彈射起飛過(guò)程中，油箱結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力應(yīng)變出現(xiàn)在過(guò)載穩(wěn)定階段，而在攔阻著陸過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力應(yīng)變出現(xiàn)在飛機(jī)著陸的瞬間，這2個(gè)時(shí)刻飛機(jī)均處于各自工況最大過(guò)載狀態(tài)，因此油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)受過(guò)載主導(dǎo)。

4）由于彈射起飛的恒定過(guò)載大于攔阻著陸，彈射起飛過(guò)程中油液穩(wěn)定時(shí)作用于油箱的壓力大于攔阻著陸過(guò)程，但在垂向過(guò)載和俯仰力矩的共同作用下，攔阻著陸過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力應(yīng)變和蒙皮變形均大于彈射起飛過(guò)程，其中計(jì)算得到的彈射起飛工況油箱結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為61.38MPa，攔阻著陸工況油箱結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為142.1MPa。可見攔阻著陸過(guò)程對(duì)于飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求更為嚴(yán)苛。

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（編輯 張璐）