高玉偉, 韓慶, 張鋒,劉星

(1.西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究所, 陜西 西安 710089;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

作戰(zhàn)飛機(jī)翼面損傷對(duì)其氣動(dòng)特性的影響研究

高玉偉1, 韓慶2, 張鋒2,劉星2

(1.西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究所, 陜西 西安 710089;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

作戰(zhàn)飛機(jī)易損性分析是其生存力設(shè)計(jì)與評(píng)估的基礎(chǔ)問(wèn)題之一。參考某型戰(zhàn)機(jī)實(shí)彈打擊試驗(yàn)結(jié)果,分別建立了該機(jī)在破片、離散桿和連續(xù)桿戰(zhàn)斗部打擊下的三種典型損傷模型,基于N-S方程數(shù)值模擬的方法計(jì)算該機(jī)在受損前后的縱向氣動(dòng)特性。對(duì)連續(xù)桿戰(zhàn)斗部所造成的切斷損傷,進(jìn)一步研究了縱向配平問(wèn)題。研究結(jié)果表明,相對(duì)于破片和離散桿戰(zhàn)斗部,連續(xù)桿戰(zhàn)斗部造成的損傷對(duì)其氣動(dòng)影響更為顯著,甚至可能導(dǎo)致飛機(jī)在特定狀態(tài)下的殺傷。研究結(jié)果可用于戰(zhàn)損飛機(jī)殺傷準(zhǔn)則的判定。

作戰(zhàn)飛機(jī); 易損性; 戰(zhàn)斗部; 氣動(dòng)特性

0 引言

飛機(jī)作戰(zhàn)生存力(ACS)定義為:“飛機(jī)躲避和承受人為敵對(duì)環(huán)境的能力”[1-2],因此生存力可分為兩部分:敏感性和易損性。傳統(tǒng)的易損性研究對(duì)象僅限于飛行員、燃油、發(fā)動(dòng)機(jī)等關(guān)鍵部件的損傷情況[3],而對(duì)于戰(zhàn)損引起的飛機(jī)氣動(dòng)特性變化以及這一變化對(duì)飛行基本功能的影響,目前國(guó)內(nèi)外研究較少。

通過(guò)某型戰(zhàn)機(jī)的易損性實(shí)彈打擊試驗(yàn)可知,該機(jī)被不同導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部擊中后,會(huì)在機(jī)體表面產(chǎn)生大量不同形狀的穿孔破損和機(jī)翼部分切斷損傷,但這些損傷并不一定會(huì)造成飛行員、發(fā)動(dòng)機(jī)、油箱等關(guān)鍵部件的殺傷。

本文在飛機(jī)關(guān)鍵部件未殺傷的前提下,從空氣動(dòng)力學(xué)的角度研究這些表面損傷對(duì)其縱向氣動(dòng)特性的影響及其配平問(wèn)題,以評(píng)價(jià)戰(zhàn)損飛機(jī)保持基本飛行功能的能力。

1 計(jì)算模型及計(jì)算方法

1.1 計(jì)算模型

根據(jù)該飛機(jī)易損性實(shí)彈打擊試驗(yàn)結(jié)果,基于該飛機(jī)的無(wú)損模型,如圖1所示,分別建立了破片、離散桿和連續(xù)桿[4-5]三種比較典型的殺傷元造成的損傷模型。

圖1 計(jì)算模型Fig.1 Calculation model

由圖1(b)可知,破片是按弦向與展向等比例分配于機(jī)翼上的,且對(duì)機(jī)翼造成的損傷形式為穿透機(jī)翼?yè)p傷。由于離散桿損傷模型與破片損傷模型比較相似,也是按弦向與展向等比例分配的,僅損傷形狀和大小有所不同,所以未給出其損傷模型圖。破片穿孔的直徑為40 mm,桿條穿孔的尺寸為12 mm×105 mm。對(duì)于連續(xù)桿造成的損傷,假設(shè)其作用于機(jī)翼上,沿弦向靠近翼尖并呈線性分布,且打掉了該線性分布靠近翼尖部分的機(jī)翼,如圖1(c)所示。由于連續(xù)桿打掉了部分機(jī)翼,引起該飛機(jī)的參考面積發(fā)生了變化;所以,相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算均以變化后的面積為參考面積。

1.2 計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算網(wǎng)格采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格[4],對(duì)應(yīng)無(wú)損模型和連續(xù)桿損傷模型,其網(wǎng)格量大約為400萬(wàn),如圖2(a)所示。對(duì)于破片和離散桿損傷模型,由于損傷附近需要加密,網(wǎng)格量猛然增加到大約1500萬(wàn),圖2(b)為破片損傷的局部網(wǎng)格[5],由該圖損傷處的局部放大圖可明顯看出破片打穿了機(jī)翼。由于網(wǎng)格的相似性,因此未給出離散桿和連續(xù)桿損傷的網(wǎng)格圖。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational grid

由于網(wǎng)格差異容易引起計(jì)算誤差,因此對(duì)于每個(gè)模型,均采用同一套網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),且僅對(duì)損傷部位進(jìn)行了局部加密處理。對(duì)于破片和離散桿造成的穿透損傷,在其損傷內(nèi)部生成內(nèi)“O”,以便氣流通過(guò)。

考慮到真實(shí)的飛行環(huán)境,本文對(duì)整個(gè)飛機(jī)生成外“O”以模擬其附面層[6]流動(dòng),圖2(c)為該飛機(jī)的對(duì)稱面網(wǎng)格。對(duì)于附面層的設(shè)置,假設(shè)第一層厚度為cA×10-5,相鄰兩層厚度的比率為1.2。

1.3 計(jì)算方法

采用三維可壓縮非定常N-S方程的積分形式進(jìn)行數(shù)值模擬,其通式在直角坐標(biāo)系中可表示為:

(1)

式中,各變量的具體定義見(jiàn)文獻(xiàn)[7]。計(jì)算中采用格心格式的有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散,湍流模型采用SSTk-ω模型,該湍流模型能夠較準(zhǔn)確地模擬分離流、漩渦流等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象[8]。

計(jì)算中涉及的邊界條件有遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件、物面邊界條件和對(duì)稱邊界條件;模擬飛機(jī)在H=8 km,Ma=0.8飛行時(shí)的情況。由于需要考慮空氣壓縮性,采用無(wú)反射壓力場(chǎng)邊界條件;物面邊界條件為無(wú)滑移、無(wú)穿透;由于不考慮橫航向的氣動(dòng)參數(shù),所以使用了對(duì)稱邊界條件,以減少網(wǎng)格數(shù)量。

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 四模型縱向氣動(dòng)特性對(duì)比

針對(duì)無(wú)損模型、破片、離散桿和連續(xù)桿戰(zhàn)斗部打擊下的損傷模型,計(jì)算了其在H=8 km,Ma=0.8條件下,不同迎角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。計(jì)算結(jié)果如圖3所示。

圖3 四模型氣動(dòng)特性Fig.3 Aerodynamic characteristics of the four models

由圖3可知:(1)破片和離散桿戰(zhàn)斗部造成的損傷對(duì)升力的影響,無(wú)論是在大迎角還是小迎角時(shí)均比較小;而連續(xù)桿戰(zhàn)斗部造成的損傷在小迎角時(shí)影響較大,大迎角時(shí)影響較小。(2)三種戰(zhàn)斗部所造成損傷對(duì)阻力的影響均比較小。(3) 連續(xù)桿戰(zhàn)斗部造成的損傷對(duì)俯仰力矩的影響,無(wú)論是在大迎角還是在小迎角下,明顯比破片和離散桿大,可能的原因是該飛機(jī)的焦點(diǎn)在翼尖附近。

從量值上看,三種損傷形式對(duì)升力、阻力影響均不明顯,破片、離散桿造成的損傷對(duì)俯仰力矩有一定影響,但連續(xù)桿造成的損傷對(duì)俯仰力矩的影響非常大,是否會(huì)造成該飛機(jī)在巡航狀態(tài)下的殺傷,還需要進(jìn)一步研究。

2.2 連續(xù)桿損傷縱向配平研究

基于以上分析,連續(xù)桿造成的損傷對(duì)該飛機(jī)在巡航狀態(tài)下俯仰力矩的影響非常大,可能會(huì)影響到飛行安全,因此,需要研究此時(shí)該機(jī)的縱向配平問(wèn)題。

根據(jù)縱向平衡方程式(2)和式(3),計(jì)算配平所需要的迎角和舵偏角,根據(jù)是否在許用范圍內(nèi)研究縱向配平問(wèn)題。

CL=CLα(α-α0)+CLδeδe

(2)

Cm=Cm0+Cmαα+Cmδeδe

(3)

由縱向平衡方程可知,縱向配平問(wèn)題的研究首先需要進(jìn)行相關(guān)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的計(jì)算,計(jì)算結(jié)果如圖4所示。

圖4 連續(xù)桿損傷模型氣動(dòng)參數(shù)Fig.4 Aerodynamic parameters for continuous rod damage model

由圖4(a)可知,在迎角為4°時(shí),損傷飛機(jī)俯仰力矩隨迎角的變化趨勢(shì)發(fā)生了轉(zhuǎn)折。由于這一特殊變化,該飛機(jī)的縱向配平問(wèn)題需要按照迎角為(-2°～4°)和(4°～16°)兩個(gè)區(qū)域分別進(jìn)行。計(jì)算中假設(shè)該飛機(jī)此時(shí)的重量為6 500 kg,計(jì)算出式(2)中的升力系數(shù)。

對(duì)于小迎角區(qū)域(-2°～4°),通過(guò)線性擬合圖4中的相關(guān)氣動(dòng)參數(shù),得到計(jì)算縱向配平問(wèn)題所需要的相關(guān)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù),如表1所示。

表1 小迎角區(qū)域氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)Table 1 Aerodynamic derivatives for small angle of attack

由式(2)和式(3)計(jì)算可得該飛機(jī)在巡航時(shí)所需迎角為4.12°,舵偏角為-1.71°。雖然舵偏角在許用范圍內(nèi),但由圖4(a)可知,迎角不在擬合范圍之內(nèi),也不符合變化趨勢(shì)。

對(duì)于大迎角區(qū)域(4°～16°),類似前面的分析,計(jì)算得到縱向配平問(wèn)題所需要的相關(guān)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù),如表2所示。

表2 大迎角區(qū)域氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)Table 2 Aerodynamic derivatives for large angle of attack

計(jì)算可得該飛機(jī)在巡航時(shí)所需迎角為3.83°,舵偏角為-1.71°。雖然舵偏角在許用范圍內(nèi),此時(shí)迎角不在擬合范圍之內(nèi),也不符合其變化趨勢(shì)。

綜上所述,該飛機(jī)在連續(xù)桿戰(zhàn)斗部損傷翼尖后,當(dāng)重量為6 500 kg,以巡航高度和速度飛行時(shí),縱向是不能配平的。雖然此時(shí)不能配平,但是所需迎角4.12°與圖4(b)中俯仰力矩隨迎角變化的轉(zhuǎn)折點(diǎn)4°相差甚小。所以,需要分析當(dāng)迎角為4°時(shí),飛機(jī)配平后能提供的升力。

對(duì)此,首先假設(shè)迎角為4°,根據(jù)式(3)求得所需舵偏角為-1.734°;然后根據(jù)式(2)算出所能提供的升力系數(shù)為0.177 5;最后通過(guò)空氣動(dòng)力學(xué)基本公式計(jì)算出巡航狀態(tài)下,該飛機(jī)在被打掉翼尖附近的部分機(jī)翼后,迎角為4°,舵偏角為-1.73°時(shí),可以提供6 311.5 kg的升力。與之前的6 500 kg相比,此時(shí)的重量?jī)H減小了188.5 kg。

該飛機(jī)的正常起飛重量為7 370 kg,正常著陸重量為5 480 kg。在作戰(zhàn)受損后,由于燃油消耗和武器投放,其重量會(huì)有一定程度的減小。此時(shí)如果重量小于6 311.5 kg,縱向是可以配平的,反之,則不能配平。該飛機(jī)在巡航狀態(tài)下,當(dāng)重量為6 500 kg時(shí),翼尖附近機(jī)翼的損失會(huì)導(dǎo)致其縱向不能配平。但是,只要此時(shí)的重量小于或等于6 311.5 kg,該飛機(jī)依然是可以配平的。

3 結(jié)束語(yǔ)

以某型作戰(zhàn)飛機(jī)為研究對(duì)象,分別建立其在破片、離散桿和連續(xù)桿戰(zhàn)斗部打擊下的損傷模型;計(jì)算分析了該飛機(jī)在系統(tǒng)及機(jī)體結(jié)構(gòu)基本完整的情況下,機(jī)體表面損傷對(duì)其巡航狀態(tài)下縱向氣動(dòng)特性的影響;對(duì)于影響嚴(yán)重的連續(xù)桿戰(zhàn)斗部造成的損傷,重點(diǎn)研究了其在巡航狀態(tài)下的縱向配平問(wèn)題。研究結(jié)果對(duì)于戰(zhàn)損飛機(jī)殺傷狀態(tài)的判斷及飛控重組問(wèn)題,具有一定的參考價(jià)值。

[1] Ball R E. The fundamentals of aircraft combat surviva-bility analysis and design [M]. 2nded. Reston: AIAA, 2003:660-695.

[2] Ball R E.飛機(jī)作戰(zhàn)生存力分析與設(shè)計(jì)基礎(chǔ)[M].林光宇,宋筆鋒,譯.北京:航空工業(yè)出版社,1998:101-127.

[3] 韓慶.飛機(jī)易損性評(píng)估方法研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué),2000.

[4] 李向東,錢建平,曹兵,等.彈藥概論[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2004:261-266.

[5] 劉彤.防空戰(zhàn)斗部殺傷威力評(píng)估方法研究[D].南京:南京理工大學(xué),2004.

[6] 紀(jì)乒乒,陳金艵.ANSYS ICEM CFD網(wǎng)格劃分技術(shù)實(shí)例詳解[M].北京:中國(guó)水利水電出版社,2012:217-221.

[7] 陳科甲,白俊強(qiáng),朱軍.發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)翼身組合體跨音速氣動(dòng)特性影響研究[J].航空計(jì)算技術(shù),2010,40(1):64.

[8] Menter F R. Zonal two-equationk-ωturbulence model for aerodynamic flows[R].AIAA-93-2906, 1993.

Influenceofcombataircraft’swingsurfacedamagedonlongitudinalaerodynamiccharacteristics

GAO Yu-wei1, HAN Qing2, ZHANG Feng2, LIU Xing2

(1.Fuselage Design Institute, Xi’an Aircraft Design Institute, Xi’an 710089, China;2.College of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Vulnerability assessment of combat aircraft is one of the basic issues in the survivability design and evaluation process. This paper takes the certain type of fighting aircraft as the research target to establish the three representative damage models. The longitudinal aerodynamic characteristics of the damage models and the normal model in cruised condition is calculated based on the N-S equation numerical simulation. For the damage model of continuous rod warhead, this paper further studies the vertical balancing problems at this time. The results of the study show that, compared to fragment and discrete bar warhead, the effect of damage caused by continuous bar warhead is more significant. It may even lead to the aircraft’s ruin under the particular state. The result of this paper can be used for the judgment of fighting damaged aircraft’s kill guidelines.

combat aircraft; vulnerability; warhead; aerodynamic characteristic

V211.3; V221

A

1002-0853(2013)05-0394-04

2013-03-18;

2013-05-27; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-08-21 16:15

973計(jì)劃項(xiàng)目資助

高玉偉(1981-)，女，河北唐山人，工程師，主要從事飛機(jī)設(shè)計(jì)工作；韓慶(1969-)，男，陜西西安人，副教授，研究方向?yàn)樯媪εc結(jié)構(gòu)優(yōu)化等。

(編輯：李怡)