王丑丑，吳宗成

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京　100191)

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飛機(jī)簡化模型水上迫降入水的數(shù)值研究

王丑丑，吳宗成

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

摘要：在飛機(jī)水上迫降過程中，其尾部吸力對(duì)姿態(tài)角的變化具有重要影響。基于Fluent軟件，利用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)、用戶自定義函數(shù)(UDF)、六自由度(6DOF)模型、流體體積(VOF)模型，首先對(duì)二維圓柱、三維橢圓拋物體垂直入水以及三維平板水平劃水進(jìn)行數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證模擬方法的可靠性；然后對(duì)NACA TN 2929簡化飛機(jī)模型進(jìn)行水上迫降數(shù)值模擬。研究發(fā)現(xiàn)：尾部吸力使飛機(jī)俯仰姿態(tài)角發(fā)生劇烈變化，入水初期尾部吸力產(chǎn)生的抬頭力矩使飛機(jī)姿態(tài)角快速增加，當(dāng)姿態(tài)角達(dá)到最大時(shí)，尾部吸力產(chǎn)生的抬頭力矩很小，在重力作用下飛機(jī)姿態(tài)角快速減小。本文所采用的三維數(shù)值模擬方法能夠較好地模擬飛機(jī)水上迫降過程中的吸力和姿態(tài)角變化。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)簡化模型；水上迫降；數(shù)值模擬；動(dòng)網(wǎng)格；吸力；姿態(tài)角

0引言

隨著經(jīng)濟(jì)全球化的發(fā)展，跨海航線逐漸增多，飛機(jī)發(fā)生水上迫降的幾率也逐漸增大。飛機(jī)一旦發(fā)生水上迫降事故，可能會(huì)造成機(jī)毀人亡的嚴(yán)重后果，因此，世界各國在制定民用運(yùn)輸機(jī)適航條例時(shí)，把水上迫降性能驗(yàn)證作為適航認(rèn)證的一個(gè)重要方面。我國民用飛機(jī)適航條例CCAR-25部，就民用飛機(jī)的水上迫降合格審定作了明文規(guī)定[1]，要求必須通過模型試驗(yàn)，或與已知水上迫降性能構(gòu)型相似的飛機(jī)進(jìn)行比較，以檢查飛機(jī)的水上迫降性能。

理論研究方面，最早可追溯到1929年Von Karman Th[2]根據(jù)動(dòng)量守恒原理和附加質(zhì)量法對(duì)水上飛機(jī)降落時(shí)浮筒沖擊載荷的研究。1932年，H.Wagner[3]將Von Karman Th的方法理論化，并考慮了沖擊時(shí)水面的抬升現(xiàn)象?；谏鲜隼碚摚S多學(xué)者相繼提出了一些改進(jìn)。然而，水上迫降過程的理論分析涉及水表面邊界形狀的改變，是一個(gè)高度非線性的問題[4]，對(duì)物理模型進(jìn)行理論分析難度很大，進(jìn)展緩慢。

試驗(yàn)研究方面，美國已經(jīng)進(jìn)行了數(shù)十種機(jī)型的動(dòng)力模型水上迫降試驗(yàn)，積累了大量研究成果。波音公司在多種型號(hào)噴氣式民航飛機(jī)的水上迫降適航鑒定時(shí)，主要依托積累的試驗(yàn)結(jié)果，來外推評(píng)估其系列飛機(jī)的水上迫降性能。麥道公司在DC-9和DC-10的研制初期，進(jìn)行了模型水上迫降試驗(yàn)，以研究其水上迫降性能。空中客車公司在A300的研制初期也曾進(jìn)行模型試驗(yàn)，現(xiàn)已改用分析法確定飛機(jī)的水上迫降性能[4]。20世紀(jì)90年代，我國進(jìn)行了新舟60的水上迫降試驗(yàn)。中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司研制生產(chǎn)的ARJ21-700飛機(jī)模型也進(jìn)行過拖拽水池試驗(yàn)及開闊水面模型試驗(yàn)[5]。系統(tǒng)地進(jìn)行重點(diǎn)型號(hào)飛機(jī)的水上迫降模型試驗(yàn)，對(duì)我國原始數(shù)據(jù)的積累很有必要。

與水上迫降縮比模型試驗(yàn)相比，數(shù)值模擬方法的成本更低廉，且靈活方便，該方法不僅可以給出相關(guān)的沖擊載荷，還可以詳細(xì)地展示流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，為深入分析問題提供參考。入水沖擊問題的數(shù)值模擬方法主要包括邊界元法、有限元法、光滑粒子水動(dòng)力學(xué)法和有限體積法等[6]。在水上迫降過程中，尾部吸力的作用是研究的難點(diǎn)之一[7]，有限元法和光滑粒子水動(dòng)力學(xué)法可以較好地模擬沖擊特征，但對(duì)吸力及其相關(guān)力學(xué)行為的模擬有所欠缺；有限體積法結(jié)合流體體積(VOF)模型通?？梢暂^好地模擬上述問題。

目前，我國ARJ21-700飛機(jī)正在進(jìn)行適航取證，C919飛機(jī)即將進(jìn)行首飛，未來還會(huì)研制寬體客機(jī)。為了加快適航取證進(jìn)程，在型號(hào)設(shè)計(jì)中必須考慮相關(guān)適航要求，水上迫降作為適航取證的重要組成部分，對(duì)其數(shù)值模擬方法進(jìn)行研究十分重要。

本文基于有限體積法，利用 Fluent 15.0流體計(jì)算軟件，使用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)、用戶自定義函數(shù)、六自由度模型、流體體積模型，首先對(duì)二維圓柱自由及定速入水進(jìn)行數(shù)值模擬，對(duì)其沖擊力系數(shù)、壓強(qiáng)分布以及水氣交界面形狀等進(jìn)行對(duì)比分析；然后對(duì)三維橢圓拋物體定速入水、三維平板劃水進(jìn)行模擬，并和相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證三維模擬方法的可靠性；最后對(duì)NACA TN 2929飛機(jī)模型進(jìn)行模擬，將計(jì)算結(jié)果和相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

1數(shù)值方法

使用ICEM CFD 15.0建立計(jì)算模型并進(jìn)行網(wǎng)格劃分，將計(jì)算域分為動(dòng)網(wǎng)格區(qū)和變形網(wǎng)格區(qū)，使用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)模擬物體相對(duì)水面的運(yùn)動(dòng)，采用VOF模型捕捉自由液面的變形。物體假定為剛體，忽略表面張力，考慮重力影響。控制方程為非定常雷諾時(shí)均Navier-Stokes方程，湍流模型為標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型。對(duì)于二維模擬，壓力與速度耦合采用PISO算法，水氣體積分?jǐn)?shù)采用Geo-Reconstruct格式；對(duì)于三維模擬，壓力與速度耦合采用SIMPLEC算法，水氣體積分?jǐn)?shù)采用Modified-HRIC格式。對(duì)于定速入水或劃水運(yùn)動(dòng)，使用Profile文件控制運(yùn)動(dòng)軌跡；對(duì)于自由落水或水上迫降運(yùn)動(dòng)，使用UDF和6DOF控制其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。本文所述壓強(qiáng)均為相對(duì)壓強(qiáng)，正壓表示壓強(qiáng)值高于大氣壓強(qiáng)，負(fù)壓表示壓強(qiáng)值低于大氣壓強(qiáng)。

2圓柱入水?dāng)?shù)值模擬

2.1圓柱自由入水?dāng)?shù)值模擬

參考M.C.Lin等[8]的幾何數(shù)據(jù)，使用ICEM CFD 15.0建立計(jì)算模型，進(jìn)行二維圓柱自由落水?dāng)?shù)值研究。圓柱直徑為0.2 m，計(jì)算過程中對(duì)圓心角θ分別為 0°、7.5°、15°和30°位置的壓強(qiáng)變化進(jìn)行監(jiān)測(cè)，如圖1所示。初始時(shí)圓柱底部位于水面以上0.03 m處，理論入水速度為0.766 8 m/s，試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃穸葹?.2 m，質(zhì)量為12.5 kg，則單位長度試驗(yàn)?zāi)Ｐ唾|(zhì)量為62.5 kg。

圖1　壓力計(jì)位置

計(jì)算域高2.5 m，寬2.0 m，初始時(shí)圓柱中心距離計(jì)算域頂部1.0 m，如圖2所示。兩圓之間的環(huán)形區(qū)域?yàn)閯?dòng)網(wǎng)格區(qū)，動(dòng)網(wǎng)格區(qū)外為變形網(wǎng)格區(qū)，為了保證計(jì)算過程中圓柱附近的網(wǎng)格質(zhì)量，使動(dòng)網(wǎng)格區(qū)隨圓柱一起運(yùn)動(dòng)，變形網(wǎng)格區(qū)進(jìn)行網(wǎng)格重構(gòu)。為了更好地模擬圓柱運(yùn)動(dòng)過程中的受力、壓強(qiáng)分布以及水氣交界面形狀等，在圓柱壁面外厚度約0.018 m的圓環(huán)區(qū)域內(nèi)劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計(jì)算域中其他區(qū)域劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。將計(jì)算域上方設(shè)置為壓力出口邊界條件，左右兩側(cè)及下方設(shè)置為固壁邊界條件。計(jì)算過程中，通過UDF和6DOF控制圓柱運(yùn)動(dòng)，計(jì)算開始后，圓柱將由靜止開始自由下落。

圖2　計(jì)算域示意圖(圓柱自由入水)

為了確定網(wǎng)格尺寸對(duì)數(shù)值模擬結(jié)果的影響，選取三種不同尺寸的網(wǎng)格進(jìn)行對(duì)比研究，壁面處首層網(wǎng)格高度分別為0.000 4、0.000 2和0.000 1 m，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格區(qū)厚度約為0.018 m，動(dòng)網(wǎng)格區(qū)最大網(wǎng)格尺寸分別為0.016、0.008和0.004 m，全局最大網(wǎng)格尺寸分別為0.08、0.04和0.02 m，時(shí)間步長均為0.000 05 s。網(wǎng)格尺寸如表1所示。

表1　網(wǎng)格尺寸

圓柱自由入水的沖擊力系數(shù)(Cf)計(jì)算公式為

Cf=F/ρv2R

(1)

式中：F為圓柱入水過程中受到水的沖擊力；ρ為水密度；v為圓柱底部初始觸水時(shí)的入水速度；R為圓柱半徑。

圓柱自由入水的沖擊力系數(shù)隨相對(duì)入水深度(Vt/R)的變化曲線如圖3所示。

(a) 沖擊力系數(shù)

(b) 沖擊力系數(shù)光順圖

從圖3(a)可以看出：沖擊力系數(shù)在峰值附近波動(dòng)較大；對(duì)圖3(a)進(jìn)行光順處理，得到圖3(b)，從圖3(b)可以看出：入水后沖擊力系數(shù)快速達(dá)到最大值，然后開始緩慢下降，網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的模擬沖擊力系數(shù)變化趨勢(shì)基本相同，在峰值之后略有不同，網(wǎng)格1與網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的模擬結(jié)果相比，在峰值附近差異略大。

壓強(qiáng)系數(shù)(Cp)的計(jì)算公式為

Cp=(p-pref)/(0.5ρv2)

(2)

式中：p為靜壓；pref為參考?jí)簭?qiáng)。

三種不同網(wǎng)格尺寸模擬壓強(qiáng)系數(shù)隨時(shí)間的變化曲線與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖4所示。

(a) 0°位置

(b) 7.5°位置

(c) 15°位置

(d) 30°位置

從圖4可以看出：隨著圓心角的增大，沖擊力壓強(qiáng)系數(shù)峰值逐漸減小；網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的模擬壓強(qiáng)系數(shù)在四個(gè)壓強(qiáng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)處均比較接近，只在0°位置處最大壓強(qiáng)系數(shù)略有不同；網(wǎng)格1的模擬壓強(qiáng)系數(shù)，在0°位置的變化趨勢(shì)以及0°和7.5°位置的最大壓強(qiáng)系數(shù)與網(wǎng)格2、網(wǎng)格3差別較大；在0°和7.5°位置，三種網(wǎng)格模擬壓強(qiáng)系數(shù)峰值均在試驗(yàn)壓強(qiáng)系數(shù)峰值附近波動(dòng)，15°和30°位置的模擬壓強(qiáng)系數(shù)峰值和試驗(yàn)結(jié)果十分接近；網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的模擬結(jié)果變化趨勢(shì)與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，表明網(wǎng)格2的模擬結(jié)果已經(jīng)能夠滿足精度要求。

當(dāng)Vt/R=0.18時(shí)，三種不同網(wǎng)格模擬的圓柱附近水氣交界面形狀如圖5所示。

(a) 網(wǎng)格1

(b) 網(wǎng)格2

(c) 網(wǎng)格3

從圖5可以看出：三種網(wǎng)格模擬的水氣交界面形狀比較接近，但沿圓柱兩側(cè)表面向上流動(dòng)的貼體流分離情況略有不同，網(wǎng)格2、網(wǎng)格3對(duì)貼體流的流動(dòng)分離情況模擬得比較清晰。

當(dāng)時(shí)間分別為0.011 4、0.022 8、0.034 2、0.045 6 s時(shí)，網(wǎng)格2模擬的水氣交界面形狀如圖6所示。

(a) t =0.011 4 s

(b) t =0.022 8 s

(c) t =0.034 2 s

(d) t =0.045 6 s

從圖6可以看出：當(dāng)圓柱底部剛接觸水面時(shí)，圓柱底部流體由于受到圓柱擠壓沿著圓柱底部表面向兩側(cè)流動(dòng)，隨著圓柱繼續(xù)向下運(yùn)動(dòng)，受到擠壓的流體繼續(xù)沿著圓柱表面進(jìn)行貼體流動(dòng)，隨著圓柱入水深度的進(jìn)一步增加，沿圓柱表面運(yùn)動(dòng)的流體在運(yùn)動(dòng)到一定位置后開始發(fā)生分離，網(wǎng)格2較為明顯地模擬出了分離和水面的抬升現(xiàn)象。

圓柱觸水后網(wǎng)格2的模擬速度與試驗(yàn)速度的對(duì)比如圖7所示。

圖7　模擬速度和試驗(yàn)速度對(duì)比

從圖7可以看出：模擬速度和試驗(yàn)速度吻合較好。由于圓柱初始下落高度較小，初始觸水速度較小，當(dāng)圓柱觸水后，沖擊力小于重力，速度繼續(xù)增加。

2.2圓柱定速入水?dāng)?shù)值模擬

選取半徑R1=0.104 8 m的圓柱為研究對(duì)象，使用ICEM CFD 15.0建立計(jì)算模型，進(jìn)行二維圓柱定速入水?dāng)?shù)值研究。計(jì)算域中，除模型半徑R1不同外，其他均與圖2相同。網(wǎng)格劃分也與圓柱自由入水類似，將壁面附近劃分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，其余部分均劃分為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)為95 768。將計(jì)算域上方設(shè)置為壓力出口邊界條件，左右兩側(cè)及下方設(shè)置為固壁邊界條件。通過profile文件控制物體運(yùn)動(dòng)，初始時(shí)，圓柱最低點(diǎn)位于水面以上0.023 3 m，然后以2.33 m/s的速度做垂直向下的定速運(yùn)動(dòng)。

圓柱入水過程中沖擊力系數(shù)隨相對(duì)入水深度的變化曲線如圖8所示。

圖8　沖擊力系數(shù)對(duì)比圖(圓柱定速入水)

從圖 8可以看出：模擬結(jié)果與R.Cointe[9]v=2.33 m/s的試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，只在峰值附近略有不同，高于Mei Xiaoming等[10]附加質(zhì)量的理論分析結(jié)果。

通過對(duì)二維圓柱自由以及定速入水進(jìn)行數(shù)值模擬可知，該二維數(shù)值模擬方法能夠?qū)A柱入水過程中的沖擊力系數(shù)、壓強(qiáng)以及水面變化等進(jìn)行較好的模擬。網(wǎng)格2對(duì)四個(gè)壓強(qiáng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓強(qiáng)系數(shù)隨時(shí)間變化總體趨勢(shì)模擬較好，模擬壓強(qiáng)系數(shù)大小和試驗(yàn)結(jié)果比較接近，能夠滿足精度要求。小圓心角壓強(qiáng)與試驗(yàn)差異略大，此時(shí)當(dāng)?shù)靥呛苄?，壓?qiáng)很大，對(duì)模擬和試驗(yàn)要求都很高。

3橢圓拋物體垂直入水?dāng)?shù)值模擬

參考A.Tassin等[11]的幾何數(shù)據(jù)，使用ICEM CFD 15.0建立橢圓拋物體計(jì)算模型(如圖9所示)，進(jìn)行橢圓拋物體定速入水?dāng)?shù)值研究。模型上表面為橢圓，其長軸為0.53 m，短軸為0.32 m，面積為0.133 m2，柱體部分高0.03 m；下表面為橢圓拋物面，其曲面方程為

f(x,y)=a×x2+b×y2

(3)

式中：a=1.418；b=0.517。坐標(biāo)原點(diǎn)位于橢圓拋物面最低點(diǎn)。

計(jì)算域的長、寬、高分別為3.0、3.0和3.5 m，如圖10所示，橢球內(nèi)為動(dòng)網(wǎng)格區(qū)，橢球外為變形網(wǎng)格區(qū)。為了保證壁面附近的網(wǎng)格質(zhì)量，在物體表面附近設(shè)置密度核；為了更好地模擬物體入水過程中的受力情況，在壁面附近設(shè)置prism邊界層網(wǎng)格，其他均采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)為848萬。將計(jì)算域上方設(shè)置為壓力出口邊界條件，前后左右及下方設(shè)置為固壁邊界條件。通過profile文件控制物體運(yùn)動(dòng)，初始時(shí)，計(jì)算模型最低點(diǎn)位于水面以上0.05 m處，然后以10 m/s的速度做垂直向下的定速運(yùn)動(dòng)。

圖9　橢圓拋物體計(jì)算模型

圖10　計(jì)算域示意圖(橢圓拋物體垂直入水)

橢圓拋物體垂直入水的沖擊力系數(shù)(Cs)計(jì)算公式為

Cs=2F/ρv2Smax

(4)

式中：F為垂直方向受到水的沖擊力；v為垂直向下運(yùn)動(dòng)的速度；Smax為橢圓拋物體在垂直方向投影面積的最大值，其值為0.133 m2。

橢圓拋物體垂直入水的沖擊力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖11所示。

圖11　試驗(yàn)和模擬沖擊力系數(shù)對(duì)比

從圖11可以看出：橢圓拋物體底部剛觸水時(shí)，沖擊力系數(shù)幾乎為0，隨著入水深度的增加，沖擊力系數(shù)快速增加，達(dá)到最大值后開始快速下降；模擬沖擊力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果變化趨勢(shì)吻合較好，數(shù)值也十分接近，模擬最大沖擊力系數(shù)比試驗(yàn)結(jié)果略小。

入水時(shí)間分別為0.000 5、0.001 5、0.002 5和0.003 0 s時(shí)，橢圓拋物體縱向?qū)ΨQ截面壓強(qiáng)系數(shù)對(duì)比如圖12所示，圖中縱坐標(biāo)x/L表示縱向?qū)ΨQ截面相對(duì)坐標(biāo)。

圖12　縱向?qū)ΨQ截面壓強(qiáng)系數(shù)對(duì)比

從圖12可以看出：隨著入水深度的增加，壓強(qiáng)系數(shù)逐漸減小，壓強(qiáng)系數(shù)峰值同時(shí)減小；在入水0.002 5 s時(shí)，物體入水0.025 m，在靜水中對(duì)稱截面底部兩側(cè)仍未觸水，而對(duì)稱截面底部兩側(cè)已受到較大的沖擊壓強(qiáng)作用，這是由于水面抬升噴濺造成的；在入水0.003 0 s時(shí)，物體已入水0.030 m，由于物體運(yùn)動(dòng)過程中水面發(fā)生抬升，此時(shí)橢圓拋物體底部已經(jīng)全部入水，壓強(qiáng)系數(shù)較為平緩。

4三維平板劃水?dāng)?shù)值模擬

參考W.Sottorf[12]的8°攻角平板劃水試驗(yàn)，使用ICEM CFD 15.0建立計(jì)算模型，進(jìn)行三維平板劃水?dāng)?shù)值模擬，平板縱向?qū)ΨQ截面尺寸如圖13所示，平板長度為0.525 m，厚度為0.010 m，寬度為0.300 m，與水平面的夾角為8°，當(dāng)水面靜止時(shí)，平板下表面浸水長度為0.175 m。

圖13　平板縱向?qū)ΨQ截面尺寸示意圖

計(jì)算域的長、寬、高分別為3.5、2.0和1.0 m，動(dòng)網(wǎng)格區(qū)長、寬、高分別為0.9、0.9和0.2 m，如圖14所示，全部采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)為940萬。將計(jì)算域上方設(shè)置為壓力出口邊界條件，前后左右及下方設(shè)置為固壁邊界條件。通過profile文件控制平板水平運(yùn)動(dòng)，水平向左劃水速度為6 m/s。

圖14　計(jì)算域示意圖(三維平板劃水)

平板縱向?qū)ΨQ面上的壓強(qiáng)分布與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖15所示。

圖15　模擬壓強(qiáng)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

從圖15可以看出：最大壓強(qiáng)點(diǎn)及該點(diǎn)之后的壓強(qiáng)變化，模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果十分接近，而在最大壓強(qiáng)點(diǎn)之前，試驗(yàn)壓強(qiáng)結(jié)果上升更快。

平板下表面中線處以及距離中線不同距離處的壓強(qiáng)分布對(duì)比如圖16所示。

圖16　不同縱向截面的壓強(qiáng)對(duì)比

從圖16可以看出：平板中線處壓強(qiáng)最大，隨著距離中線距離的增加，壓強(qiáng)逐漸減??；圖中每一條曲線的壓強(qiáng)分布趨勢(shì)基本相同，先快速增加，在最大壓強(qiáng)點(diǎn)處之后逐漸減小，在平板末端基本減小為大氣壓強(qiáng)。

平板縱向?qū)ΨQ面附近的水氣交界面形狀如圖17所示，數(shù)值模擬中該位置板的浸濕長度為0.292 m，試驗(yàn)結(jié)果為0.245 m，模擬結(jié)果比試驗(yàn)結(jié)果偏大約19%。

圖17　縱向?qū)ΨQ面水氣交界面形狀

通過對(duì)三維橢圓拋物體垂直入水以及三維平板劃水進(jìn)行數(shù)值模擬可知，該三維數(shù)值模擬方法能夠?qū)θS物體運(yùn)動(dòng)過程中的沖擊力系數(shù)、壓強(qiáng)及水面變化進(jìn)行較好的模擬，表明該方法是可靠的。

5飛機(jī)簡化模型水上迫降數(shù)值模擬

參考E.E.Mcbride等[13]的NACA TN 2929飛機(jī)模型A，使用ICEM CFD 15.0建立飛機(jī)模型，如圖18所示。試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀膊拷Y(jié)構(gòu)與機(jī)身連接較弱，受到水載荷作用時(shí)會(huì)脫落，因此在建模時(shí)不考慮平尾和立尾。機(jī)身中心線為直線，長為1.219 2 m，長細(xì)比為6，翼展為1.676 4 m，翼根處采用NACA 23015翼型，翼尖處采用NACA 23009翼型，梢根比為0.455，整個(gè)模型重5.67 kg。

圖18　簡化飛機(jī)模型

計(jì)算域的長、寬、高分別為13.0、9.0和6.5 m，球形動(dòng)網(wǎng)格區(qū)半徑為1.5 m，如圖 19所示，全部采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)為855萬。將計(jì)算域上方設(shè)置為壓力出口邊界條件，前后左右及下方設(shè)置為固壁邊界條件。使用UDF和6DOF控制飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，限制其展向運(yùn)動(dòng)、偏航運(yùn)動(dòng)以及滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)初始運(yùn)動(dòng)時(shí)，機(jī)身中心線與水面的夾角為10°，機(jī)身最低點(diǎn)基本與水面接觸，初始水平運(yùn)動(dòng)速度為9.144 m/s，垂直運(yùn)動(dòng)速度為0.2 m/s。飛機(jī)在重力、氣動(dòng)力、水載荷的共同作用下在縱向?qū)ΨQ面內(nèi)做三自由度平面運(yùn)動(dòng)。

圖19　計(jì)算域示意圖(模型飛機(jī)水上迫降)

模擬姿態(tài)角與試驗(yàn)結(jié)果、H.Streckwall等[14]的模擬結(jié)果的對(duì)比如圖20所示。

圖20　姿態(tài)角對(duì)比

從圖20可以看出：本文模擬結(jié)果低于試驗(yàn)結(jié)果，而與文獻(xiàn)[14]的模擬結(jié)果相比，本文結(jié)果高于DITCH模擬結(jié)果、低于COMET模擬結(jié)果，介于二者之間。

當(dāng)時(shí)間分別為0.038 4、0.073 4、0.183 4和0.343 4 s時(shí)，模型飛機(jī)機(jī)身底部的壓強(qiáng)云圖如圖21所示。

(a) t=0.038 4 s

(b) t=0.073 4 s

(c) t=0.183 4 s

(d) t=0.343 4 s

從圖21(a)可以看出：當(dāng)機(jī)身后部剛接觸水面時(shí)，由于受到水的沖擊作用而產(chǎn)生低頭力矩，飛機(jī)進(jìn)行低頭運(yùn)動(dòng)；隨著飛機(jī)向下運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)底部觸水面積逐漸增加，機(jī)身底部同時(shí)存在正壓區(qū)和負(fù)壓區(qū)，飛機(jī)由于受到尾部負(fù)壓作用，低頭力矩減小，逐漸變?yōu)樘ь^力矩，低頭速度逐漸減小。

從圖21(b)可以看出：隨著運(yùn)動(dòng)的繼續(xù)，正壓區(qū)和負(fù)壓區(qū)均逐漸增大，且由于入水深度增加，正壓區(qū)逐漸前移，抬頭力矩繼續(xù)增大，飛機(jī)已開始做抬頭運(yùn)動(dòng)。

從圖21(c)可以看出：隨著姿態(tài)角不斷增大，飛機(jī)最低點(diǎn)移至機(jī)身末端，負(fù)壓區(qū)逐漸向機(jī)身尾部兩側(cè)移動(dòng)，導(dǎo)致抬頭力矩減小并逐漸變?yōu)榈皖^力矩，抬頭速度達(dá)到最大。

從圖21(d)可以看出：在低頭力矩作用下，飛機(jī)抬頭速度逐漸減小為0，飛機(jī)此后將做低頭運(yùn)動(dòng)。

綜上所述，飛機(jī)剛觸水時(shí)，水的沖擊作用使飛機(jī)發(fā)生低頭運(yùn)動(dòng)，隨著運(yùn)動(dòng)的繼續(xù)，機(jī)身尾部產(chǎn)生的吸力使其俯仰姿態(tài)角快速增加，當(dāng)姿態(tài)角較大時(shí)，隨著姿態(tài)角增加，吸力逐漸向機(jī)身尾部兩側(cè)移動(dòng)，吸力產(chǎn)生的抬頭力矩逐漸減小，當(dāng)姿態(tài)角達(dá)到最大時(shí)，尾部吸力產(chǎn)生的抬頭力矩已經(jīng)很小，飛機(jī)在重力等作用下姿態(tài)角開始快速減小；本文采用的數(shù)值模擬方法能夠?qū)δＰ惋w機(jī)水上迫降過程中的姿態(tài)角以及尾部吸力進(jìn)行較好模擬。

6結(jié)論

(1) 對(duì)二維圓柱、三維橢圓拋物體垂直入水以及三維平板水平劃水進(jìn)行數(shù)值模擬，將模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比可知兩者吻合較好，表明本文采用的數(shù)值模擬方法是可靠且有效的。

(2) 尾部吸力使得飛機(jī)水上迫降過程中姿態(tài)角發(fā)生劇烈變化，在入水前期，尾部吸力的存在使飛機(jī)俯仰姿態(tài)角快速增加，當(dāng)姿態(tài)角達(dá)到最大后，尾部吸力向機(jī)身尾部兩側(cè)移動(dòng)，其產(chǎn)生的抬頭力矩很小，在重力作用下飛機(jī)姿態(tài)角快速減小。

(3) 本文所采用的數(shù)值模擬方法能夠?qū)︼w機(jī)水上迫降過程中的吸力以及姿態(tài)角變化進(jìn)行較好的模擬。

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王丑丑(1989-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛機(jī)水上迫降及其漂浮特性。

吳宗成(1967-)，女，博士，副研究員，碩導(dǎo)。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、計(jì)算流體力學(xué)、飛行器工程估算、飛機(jī)水上迫降及其漂浮特性。

(編輯：馬文靜)

國內(nèi)無人機(jī)市場(chǎng)風(fēng)向標(biāo)盡在“尖兵之翼”

國內(nèi)無人機(jī)市場(chǎng)風(fēng)向標(biāo)“尖兵之翼——中國無人機(jī)大會(huì)暨展覽會(huì)”自2006年首次舉辦至今已將近十年，據(jù)悉2016年尖兵之翼將組織三大展會(huì)。分別是2016法國里昂國際無人系統(tǒng)展、尖兵之翼——第七屆中國無人機(jī)大會(huì)暨展覽會(huì)、第二屆高交會(huì)無人系統(tǒng)展分會(huì)場(chǎng)——中國(深圳)國際高新技術(shù)成果交易展覽會(huì)。

“尖兵之翼——中國無人機(jī)大會(huì)暨展覽會(huì)”已在北京成功舉辦五屆，深圳成功舉辦一屆，是集學(xué)術(shù)交流、展覽展示、商業(yè)洽談?dòng)谝惑w的高層次、大規(guī)模的綜合性專業(yè)活動(dòng)，在中國無人機(jī)領(lǐng)域具有較高的影響力。中國航天科工集團(tuán)公司、總參六十所、中國兵器工業(yè)計(jì)算機(jī)應(yīng)用研究所、中國電子科技集團(tuán)二十所、易瓦特、大疆創(chuàng)新、北斗星通等知名單位均積極參與了尖兵之翼展會(huì)。2016年5月，“尖兵之翼——第七屆中國無人機(jī)大會(huì)暨展覽會(huì)”將于北京舉辦，新一屆展會(huì)在以往的基礎(chǔ)上將進(jìn)一步提升層次、擴(kuò)大規(guī)模、豐富內(nèi)容。

2015年11月17～20日，尖兵之翼首次移師深圳，“第十七屆高交會(huì)無人系統(tǒng)展分會(huì)場(chǎng)——中國(深圳)國際無人系統(tǒng)技術(shù)成果交易展覽會(huì)(CIUVS)”于深圳龍崗大運(yùn)中心成功舉辦。110家來自航天、航空、兵器、電子等軍工集團(tuán)及全國參展企業(yè)參與了展會(huì)，展會(huì)取得了豐碩的成果。2016年，尖兵之翼將和高交會(huì)再次攜手，共同主辦第二屆CIUVS展會(huì)。

在以往辦展的基礎(chǔ)上，尖兵之翼放眼國際，2016年4月，尖兵之翼將組織國內(nèi)企業(yè)前往法國里昂參展歐洲無人遙感機(jī)系統(tǒng)博覽會(huì)，第一屆歐洲無人遙感機(jī)系統(tǒng)博覽會(huì)將于2016年4月6日在法國里昂博覽中心舉行，展會(huì)面積超過6000平方米，將吸引來自全球頂尖的無人機(jī)專家和企業(yè)共襄盛舉。

十年積累創(chuàng)無人機(jī)名牌會(huì)展，2016尖兵之翼展翅騰飛，2016法國里昂國際無人系統(tǒng)展、尖兵之翼——第七屆中國無人機(jī)大會(huì)暨展覽會(huì)、第二屆高交會(huì)無人系統(tǒng)展分會(huì)場(chǎng)——中國(深圳)國際高新技術(shù)成果交易展覽會(huì)值得期待！國內(nèi)無人機(jī)市場(chǎng)風(fēng)向標(biāo)盡在“尖兵之翼”！

郵箱：gbt@gobetter.com.cn網(wǎng)址：http:∥www.auvsc.cn/

Water Entry Numerical Study of a Simplified Aircraft Model in Ditching

Wang Chouchou, Wu Zongcheng

(School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

Abstract:The rear fuselage suction force plays an important role in the change of attitude angle during aircraft ditching. Basing on Fluent software, using dynamic mesh method, user-defined function, six degrees of freedom model and volume of fluid model, on the beginning, the vertical water entry of 2D circular cylinder, 3D elliptic paraboloid and the horizontal planing of 3D flat plate are numerically studied in detail to validate the reliability of numerical simulation method by comparing with the test results; Then, the ditching of NACA TN 2929 simplified aircraft model is also simulated. The results of which show that the rear fuselage suction force makes the pitch attitude angle changed rapidly, the pitch-up moment of suction force makes the attitude angle increased quickly in water-entry early, when the attitude angle reaches the maximum, the pitch-up moment of suction force is very small, the gravity makes the attitude angle decreased quickly, and this method can be properly used to simulate the rear fuselage suction force and pitch attitude in ditching.

Key words:simplified aircraft model; ditching; numerical simulation; dynamic mesh; suction force; attit-ude angle

作者簡介：

中圖分類號(hào)：V271.9；V212

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.008

文章編號(hào):1674-8190(2016)01-051-11

通信作者：王丑丑,buaa_wcc@163.com

收稿日期：2015-11-02；修回日期：2015-12-16