劉亦鵬 陳 功 郭傳亮 施永毅 / Liu Yipeng Chen Gong Guo Chuanliang Shi Yongyi

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

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基于數(shù)值風(fēng)洞技術(shù)的民用飛機(jī)系留氣動(dòng)載荷計(jì)算研究

劉亦鵬 陳 功 郭傳亮 施永毅 / Liu Yipeng Chen Gong Guo Chuanliang Shi Yongyi

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

基于數(shù)值風(fēng)洞技術(shù)，針對(duì)在低速風(fēng)洞進(jìn)行的民用運(yùn)輸飛機(jī)的地面系留載荷風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了模擬研究。使用CFD軟件建立了風(fēng)洞試驗(yàn)段和飛機(jī)風(fēng)洞模型的數(shù)值模型。根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)條件設(shè)置數(shù)值計(jì)算條件，計(jì)算了側(cè)滑角在0°～-180°范圍內(nèi)的飛機(jī)模型氣動(dòng)力。由于數(shù)值模型包括了洞壁、地板，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。結(jié)果分析表明：當(dāng)-120°≤β≤-90°時(shí)，前起落架系留裝置將承受較大的載荷，該載荷主要源于大偏航角時(shí)平尾部件產(chǎn)生的抬頭力矩引起的縱向載荷，以及偏航力矩引起的橫向載荷；Cl比Cm小兩個(gè)數(shù)量級(jí)，對(duì)系留載荷的影響不占主導(dǎo)地位；將平尾、升降舵或方向舵預(yù)偏可降低系留載荷。為民用飛機(jī)低速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)值建模提供了參考。

民用運(yùn)輸飛機(jī)；系留氣動(dòng)載荷；數(shù)值風(fēng)洞；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引言

飛機(jī)系留是指在惡劣天氣情況下為防止停機(jī)狀態(tài)的飛機(jī)發(fā)生側(cè)滑甚至傾斜等，使用索具限制飛機(jī)位移的措施。系留載荷是指在風(fēng)載作用下飛機(jī)系留繩索所承受的載荷[1]。系留載荷計(jì)算的重要輸入是飛機(jī)受到的氣動(dòng)力載荷。在飛機(jī)研制階段，氣動(dòng)力載荷數(shù)據(jù)主要來(lái)源于風(fēng)洞試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，直接關(guān)系到系留載荷計(jì)算的準(zhǔn)確性。近年來(lái)，隨著CFD(計(jì)算流體力學(xué))和計(jì)算機(jī)的發(fā)展，CFD在空氣動(dòng)力預(yù)測(cè)中越來(lái)越重要。將EFD(試驗(yàn)流體力學(xué))和CFD進(jìn)行協(xié)同配合已經(jīng)成為氣動(dòng)力預(yù)測(cè)的下一個(gè)方向。目前已有不少研究機(jī)構(gòu)開(kāi)始將CFD和EFD相結(jié)合，開(kāi)展數(shù)值風(fēng)洞的研究，如JAXA[2-4]、NASA Langley[5]等。數(shù)值風(fēng)洞技術(shù)不僅能夠較為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)模型在風(fēng)洞內(nèi)的受力情況，其計(jì)算結(jié)果也能給出更加豐富的空間流場(chǎng)信息，有助于理解流動(dòng)現(xiàn)象，闡明氣動(dòng)載荷產(chǎn)生機(jī)理。

目前飛機(jī)系留載荷研究多涉及船載直升機(jī)的系留載荷計(jì)算[6-12]。徐春雨等[13]采用MSC. Nastran軟件，針對(duì)飛機(jī)系留情況下，系留索的單向承載性及起落架與地面的非線性接觸特性，通過(guò)應(yīng)用非線性間隙單元，建立了非線性靜力仿真模型，計(jì)算了飛機(jī)在系留狀況下，各系留索承受的張力及各系留點(diǎn)所受的載荷。陳功等[14]根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)某型號(hào)民用飛機(jī)在大側(cè)風(fēng)情況下停放時(shí)的穩(wěn)定性進(jìn)行了研究與分析，發(fā)現(xiàn)當(dāng)飛機(jī)在正側(cè)風(fēng)作用下有較大的上仰力矩產(chǎn)生，導(dǎo)致機(jī)頭有上翹的趨勢(shì)。顧偉彬等[1]采用有限元法，建立了大型固定翼民用飛機(jī)系留載荷計(jì)算模型，分析了風(fēng)載作用方向、飛機(jī)重量等對(duì)飛機(jī)系留載荷的影響。

雖然已有學(xué)者使用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法研究了側(cè)風(fēng)環(huán)境下飛機(jī)停放的穩(wěn)定性，但對(duì)飛機(jī)系留時(shí)受到的氣動(dòng)力載荷計(jì)算研究較少。對(duì)于系留于地面的飛機(jī)，其承受的氣動(dòng)載荷與來(lái)流方向、氣動(dòng)布局都有很大關(guān)系，流場(chǎng)較為復(fù)雜。使用常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)手段僅能得到全機(jī)或部件的測(cè)力結(jié)果，不能得到具體的流場(chǎng)信息，在解釋模型受力變化產(chǎn)生的原因時(shí)面臨著困難。而數(shù)值風(fēng)洞技術(shù)可以給出更加豐富的流場(chǎng)信息，為解決這一問(wèn)題提供了可能。

本文采用數(shù)值風(fēng)洞方法對(duì)某型民用運(yùn)輸飛機(jī)地面系留氣動(dòng)載荷進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算與分析，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，分析了部件載荷及空間流場(chǎng)情況，闡述了系留載荷產(chǎn)生的原因。

1 數(shù)值風(fēng)洞模型

試驗(yàn)風(fēng)洞為單回流式閉口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸為(8×4×3)/mm3，橫截面為切角矩形。切角直角邊在入口端長(zhǎng)0.8m，采用擴(kuò)開(kāi)切角以補(bǔ)償洞壁邊界層的影響，當(dāng)量擴(kuò)開(kāi)角為0.2°[15]。試驗(yàn)中，使用腹支桿將模型支撐于風(fēng)洞中央，力矩參考點(diǎn)位于模型的25%平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)位置，并位于整個(gè)試驗(yàn)段的幾何中心。為了模擬地面效應(yīng)，在試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖路郊友b了地板，地板橫貫整個(gè)試驗(yàn)段，試驗(yàn)段示意圖如圖1所示。試驗(yàn)?zāi)M了7種風(fēng)向(-180°≤β≤0°)，來(lái)流風(fēng)速均為35m/s的水平風(fēng)引起的氣動(dòng)載荷。因此，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢H改變側(cè)滑角β，迎角α保持為0°。

圖1 試驗(yàn)段示意圖

圖2 數(shù)值風(fēng)洞模型及計(jì)算區(qū)域示意圖(β=0°)

圖3 計(jì)算網(wǎng)格(β=0°)

圖4 弦向剖面邊界層網(wǎng)格(β=0°)

表1 數(shù)值模擬條件

2 計(jì)算結(jié)果和分析

體軸系的俯仰力矩系數(shù)Cm、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl和偏航力矩系數(shù)Cn的計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果如圖5～圖7所示?？傮w而言，二者吻合較好，說(shuō)明計(jì)算結(jié)果可信。Cm隨β的增大出現(xiàn)先增大后減小的趨勢(shì)，當(dāng)β=-90°時(shí)，Cm達(dá)到最大值，這可能和低平尾構(gòu)型有關(guān)。當(dāng)β=-30°時(shí)，Cl達(dá)到最大值。當(dāng)-120°≤β≤-90°時(shí)，Cn達(dá)到峰值。下面將通過(guò)對(duì)流場(chǎng)的分析，解釋上述現(xiàn)象。

圖8給出了表面壓力云圖和極限流線。Cm的變化主要由平尾上的氣動(dòng)力決定。當(dāng)β=-90°時(shí)，迎風(fēng)側(cè)平尾以及后機(jī)身表面壓力達(dá)到峰值(圖8(d))，因此產(chǎn)生的抬頭力矩最大，此時(shí)飛機(jī)有發(fā)生上仰的趨勢(shì)，與文獻(xiàn)[14]的結(jié)果一致。該下壓力主要來(lái)自于垂尾對(duì)橫向氣流的滯止與分流作用。滯止作用使平尾上表面和后機(jī)身附近流場(chǎng)形成高壓區(qū)，如圖9(a)所示，同時(shí)分流產(chǎn)生的氣流對(duì)平尾的沖擊使其受到向下的氣動(dòng)力。因此在系留載荷分析時(shí)，應(yīng)以主起落架為支點(diǎn)，將Cm由力矩參考點(diǎn)換算至以主起落架與地面接觸點(diǎn)為參考點(diǎn)的力矩值。同時(shí)，飛機(jī)重心介于前起落架和主起落架之間，考慮飛機(jī)自重后可以建立力平衡關(guān)系式，重點(diǎn)考察前起落架的系留載荷。

圖5 體軸系俯仰力矩的計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

圖6 體軸系滾轉(zhuǎn)力矩的計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

圖7 體軸系偏航力矩的計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

雖然Cn相比于Cm小一個(gè)數(shù)量級(jí)，但考慮到民用飛機(jī)的大展弦比(8～12)，則偏航力矩和俯仰力矩的量值相當(dāng)，其對(duì)系留載荷產(chǎn)生的影響不能忽略。當(dāng)-120°≤β≤-90°時(shí)，偏航力矩達(dá)到最大，此時(shí)前起落架可能承受較大的橫向載荷。β=-90°時(shí)，垂尾處產(chǎn)生了較強(qiáng)的分離(圖9(b))，使垂尾橫向阻力增大，這也是偏航力矩較大的原因。

Cl主要影響兩個(gè)主起落架的系留載荷。整體而言，Cl相比Cm于小兩個(gè)數(shù)量級(jí)，其對(duì)系留載荷的影響不占主導(dǎo)地位。民用飛機(jī)1/4弦線后掠角一般接近30°，而滾轉(zhuǎn)力矩主要源于兩側(cè)機(jī)翼所受到的氣動(dòng)力的不對(duì)稱(chēng)以及垂尾的氣動(dòng)載荷，當(dāng)β=-30°時(shí)，一側(cè)機(jī)翼迎風(fēng)面達(dá)到最大(如圖8(b)所示)，兩側(cè)機(jī)翼的產(chǎn)生的升力差也達(dá)到最大，此時(shí)Cl達(dá)到最大值，如圖6所示。

綜合考慮三個(gè)力矩的分析結(jié)果，當(dāng)-120°≤β≤-90°時(shí)，前起落架系留裝置將承受較大的載荷，該載荷主要源于大偏航角時(shí)平尾部件產(chǎn)生的抬頭力矩引起的縱向載荷，以及偏航力矩引起的橫向載荷，該結(jié)論和文獻(xiàn)[1]的結(jié)果吻合。

3 結(jié)論

本文使用數(shù)值風(fēng)洞技術(shù)，對(duì)某型民用運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)在地面系留時(shí)的氣動(dòng)力載荷進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算研究。由于數(shù)值模型考慮了風(fēng)洞的流場(chǎng)邊界，數(shù)值結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，說(shuō)明本文數(shù)值模型合理可信。對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行分析后，主要結(jié)論如下：

(1)當(dāng)-120°≤β≤-90°時(shí)，前起落架系留裝置將承受較大的載荷，與文獻(xiàn)[1]結(jié)論一致。該載荷主要源于大偏航角時(shí)平尾部件產(chǎn)生的抬頭力矩所導(dǎo)致的縱向載荷，以及偏航力矩帶來(lái)的橫向載荷。

(2)由于抬頭力矩產(chǎn)生的原因是垂尾對(duì)氣流的分流作用使平尾和后機(jī)身受到向下的氣動(dòng)力，因此當(dāng)飛機(jī)在地面停放時(shí)，將升降舵和平尾下偏可減緩平尾在大側(cè)滑角時(shí)所承受的氣動(dòng)力。同時(shí)，若方向舵也能順風(fēng)向預(yù)偏，則能夠進(jìn)一步降低抬頭力矩，進(jìn)而降低前起落架系留裝置的載荷。

(3)Cl相比Cm于小兩個(gè)數(shù)量級(jí)，對(duì)系留載荷的影響不占主導(dǎo)地位。當(dāng)側(cè)滑角接近后掠角時(shí)，Cl達(dá)到最大值。

(4)本文為研究舵偏度對(duì)飛機(jī)系留氣動(dòng)載荷的影響奠定了基礎(chǔ)，為民用飛機(jī)低速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)值建模提供了參考。

圖9 平尾處流場(chǎng)(β=-90°)

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Calculation Research on Tie-down Aerodynamic Load for Civil Aircraft Based on Numerical Wind Tunnel Technique

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

A calculation research is conducted on the wind tunnel test of tie-down aerodynamic load for civil aircraft in a low speed wind tunnel based on numerical wind tunnel technique. The numerical model of aircraft model and wind tunnel test section is developed by CFD software. Cases are solved under the condition of -180°≤β≤0° while the boundary condition is set according to the wind tunnel test parameters. The calculation results can agree well with the test results since the tunel wall and ground are considered in the model. As -120°≤β≤-90°, tie-down device on front landing gear bears comparablely large loads which consists of: longitudinal load resulted from the upward pitching moment created by horizontal tail part and rear fuselage, and lateral load resulted from yawing moment.Clis less thanCmby 2 orders of magnitude, which hardly affects the tie-down load analysis. Tie-down load can be alleviated by pre-deploy the horizontal tail part, rudder or elevator. The study could provide a reference for numerical modeling study for civil aircraft in low speed wind tunnel test.

civil transport aircraft；tie-down aerodynamic load；numerical wind tunnel；wind tunnel test

航空科學(xué)基金項(xiàng)目(No.20153240003)，民用飛機(jī)專(zhuān)項(xiàng)科研增壓風(fēng)洞高雷諾數(shù)氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)(No.MJ-2014-F-04)。

V211.74

A