趙凱 李志敏 谷鵬舉

摘要：加裝光電監(jiān)控系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性有一定影響，甚至?xí)绊戯w行安全。本文闡述了以運(yùn)12飛機(jī)為載機(jī)平臺(tái)的光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝方案，采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法計(jì)算分析了改裝前后運(yùn)12飛機(jī)的氣動(dòng)力特性和表面流場(chǎng)。計(jì)算結(jié)果表明，光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)飛機(jī)的整體壓力分布規(guī)律和流線沒(méi)有明顯影響，改裝后飛機(jī)仍是縱向靜穩(wěn)定的。由此可證明運(yùn)12飛機(jī)光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝設(shè)計(jì)方案合理可行。

關(guān)鍵詞：運(yùn)12飛機(jī);光電監(jiān)控系統(tǒng);改裝;氣動(dòng)特性;CFD計(jì)算

中圖分類號(hào)：V211.46 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

光電監(jiān)控系統(tǒng)主要由衛(wèi)星通信（衛(wèi)通）天線、功率放大器、任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備、光電吊艙等設(shè)備和儀器組成，集成了紅外、可見(jiàn)光、激光等多種傳感器，可獲得高清晰度的圖像，具有目標(biāo)智能探測(cè)識(shí)別和跟蹤、全景圖像拼接、組網(wǎng)監(jiān)控等功能。飛機(jī)上安裝光電吊艙和衛(wèi)星通信設(shè)備，可將飛行中觀測(cè)到的可見(jiàn)光和紅外視頻圖像，通過(guò)通信衛(wèi)星實(shí)時(shí)傳回地面指揮大廳，并可實(shí)現(xiàn)指揮大廳與飛機(jī)上觀測(cè)人員的雙向?qū)崟r(shí)語(yǔ)音通信[1]。因此，以飛機(jī)為載體的機(jī)載移動(dòng)光電監(jiān)控系統(tǒng)，在森林防火監(jiān)控、海域巡邏、災(zāi)情監(jiān)測(cè)、伴飛光電跟蹤等軍民用領(lǐng)域具有深遠(yuǎn)的應(yīng)用價(jià)值。

以運(yùn)12飛機(jī)為載機(jī)平臺(tái)加改裝的光電監(jiān)控系統(tǒng)研究工作在國(guó)內(nèi)屬于首次嘗試，由于衛(wèi)通天線和光電吊艙等設(shè)備尺寸較大，對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響會(huì)比較明顯，因此，有必要對(duì)改裝設(shè)計(jì)過(guò)程中飛機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析，以便制定設(shè)計(jì)出更加合理的改裝方案。

1 改裝設(shè)計(jì)概述

運(yùn)12飛機(jī)是哈飛集團(tuán)研制生產(chǎn)的輕型雙發(fā)多用途運(yùn)輸機(jī)，設(shè)計(jì)空重2840kg，最大起飛重量5500kg，巡航速度292km/h，實(shí)用升限7000m。光電監(jiān)控系統(tǒng)的改裝在已取得航攝改裝適航證的運(yùn)12飛機(jī)上進(jìn)行，飛機(jī)艙外布局圖如圖1所示。光電吊艙掛裝在航攝窗口位置處的機(jī)身底部（機(jī)身占位FS4519～FS5310），衛(wèi)通天線和功放安裝在客艙頂部（機(jī)身占位FS7000～FS8200），并通過(guò)角盒對(duì)客艙頂部隔框和長(zhǎng)桁進(jìn)行加強(qiáng)，為了優(yōu)化改裝的氣動(dòng)布局，在工裝和蒙皮之間安裝整流板進(jìn)行整流。所有任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備集成于機(jī)載操作臺(tái)里，機(jī)載操作臺(tái)安裝在飛機(jī)客艙內(nèi)。

2 氣動(dòng)特性計(jì)算

2.1 計(jì)算內(nèi)容

計(jì)算流體力學(xué)（CFD）是一門采用數(shù)值計(jì)算方法并利用計(jì)算機(jī)來(lái)研究流體流動(dòng)現(xiàn)象和流動(dòng)規(guī)律的學(xué)科，綜合了計(jì)算數(shù)學(xué)、流體力學(xué)、科學(xué)可視化等多種學(xué)科，目前在飛機(jī)氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)方面得到廣泛應(yīng)用[2]。本文選取運(yùn)12飛機(jī)巡航狀態(tài)為典型計(jì)算狀態(tài)，采用CFD方法對(duì)光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝前后飛機(jī)在不同迎角下（0°、2°、4°）的氣動(dòng)力特性進(jìn)行計(jì)算，對(duì)比分析改裝前后飛機(jī)氣動(dòng)特性的差異，分析改裝后飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性，評(píng)估光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)飛機(jī)飛行性能的影響。

2.2 計(jì)算模型

采用三維可壓縮非定常N-S方程對(duì)飛機(jī)外流場(chǎng)進(jìn)行求解，湍流模型選擇SST兩方程模型，詳細(xì)的數(shù)值計(jì)算方法見(jiàn)參考文獻(xiàn)[3]。首先對(duì)飛機(jī)幾何模型進(jìn)行清理和修復(fù)，簡(jiǎn)化對(duì)升阻力影響不顯著的細(xì)節(jié)，對(duì)影響網(wǎng)格生成質(zhì)量的破碎幾何面進(jìn)行重構(gòu)，對(duì)缺失的面和縫隙進(jìn)行修復(fù)。計(jì)算域的外邊界采用速度人口和壓力出口，機(jī)體表面采用絕熱壁面，計(jì)算域長(zhǎng)3000m、寬2000m、高1200m。對(duì)光電吊艙、前起落架和主起落架生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對(duì)其他部分生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的網(wǎng)格量約為3100萬(wàn)，飛機(jī)改裝前后非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格量分別為353萬(wàn)、363萬(wàn)，改裝前的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格通過(guò)對(duì)改裝后結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的衛(wèi)通裝置部分進(jìn)行空化后得到。衛(wèi)通裝置的計(jì)算模型網(wǎng)格如圖2所示。

2.3 計(jì)算條件

本文氣動(dòng)特性計(jì)算的條件為高度3500m，查國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表，得空氣溫度265.4K，壓力65890Pa，密度0.8643kg/m³，黏性1.6775e^-5Pa/s。飛機(jī)參考面積36.9m²，參考重心位置X=5.095m，Y=0m，Z=1.0m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)1.962m，飛行速度270km/h。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 氣動(dòng)力特性分析

通過(guò)對(duì)改裝前后飛機(jī)流場(chǎng)進(jìn)行模擬，計(jì)算得到了不同迎角下升力系數(shù)C_L、阻力系數(shù)C_D和俯仰力矩系數(shù)C_m的結(jié)果，見(jiàn)表1。從表中可以看出，與改裝前原始構(gòu)型相比，改裝后飛機(jī)的升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)增大，俯仰力矩系數(shù)減小。升力系數(shù)與阻力系數(shù)的絕對(duì)變化量和相對(duì)變化量均隨迎角增大而減小，升力系數(shù)的變化量不超過(guò)0.018，均小于3%，阻力系數(shù)的變化量不超過(guò)0.004，均小于8%。而迎角為2°時(shí)俯仰力矩系數(shù)的相對(duì)變化量較大，這是由于原始飛機(jī)在迎角為2°時(shí)俯仰力矩系數(shù)較小?？梢?jiàn)光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)飛機(jī)阻力有一定影響，會(huì)減小起飛的加速度，使滑跑距離、時(shí)間略有增加，也會(huì)增加飛行油耗;對(duì)升力的影響不大，因而起飛重量等的變化不大;俯仰力矩系數(shù)減小，導(dǎo)致升降舵操縱效率有所下降。總體來(lái)說(shuō)，這種改裝對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力特性的影響在飛機(jī)安全飛行范圍內(nèi)。

圖3為改裝前后飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)C_m隨升力系數(shù)C_L的變化曲線。從圖中可以看出，隨升力系數(shù)增大，俯仰力矩減小，因此改裝前后飛機(jī)均為縱向靜穩(wěn)定的，能夠保證飛行安全。

3.2 飛機(jī)表面流場(chǎng)分析

圖4～圖6分別為迎角0°、2°、4°時(shí)改裝前后飛機(jī)的表面流線和壓力分布云圖。從圖中結(jié)果看，在計(jì)算的所有迎角內(nèi)，改裝前飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身上的流線都是順流向的，改裝后飛機(jī)表面的流線也基本是順流向的，只是在翼根和機(jī)身上部尾翼之前，衛(wèi)通天線使得機(jī)身上表面的壓力分布和流線產(chǎn)生微弱變化，同時(shí)增大了飛機(jī)翼根處的分離，使機(jī)翼升力系數(shù)有所減小。光電吊艙對(duì)機(jī)身下表面的壓力分布和流線產(chǎn)生了一定的影響，其尾跡對(duì)平尾也有一定影響。可見(jiàn)，光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)飛機(jī)機(jī)翼表面的整體壓力分布規(guī)律和流線未產(chǎn)生顯著影響，而且衛(wèi)通天線的尾跡也沒(méi)有延伸到機(jī)翼表面。另外，衛(wèi)通天線的截面面積有限，其對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)力的作用是局部的。因此，運(yùn)12飛機(jī)光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝的氣動(dòng)特性是合適的。

3.3 水平尾翼的氣動(dòng)力分析

截取飛機(jī)改裝前后Y=1.5m處水平尾翼（平尾）的剖面壓力分布進(jìn)行對(duì)比，不同迎角下平尾的壓力分布結(jié)果如圖7所示。從圖中可以看到，經(jīng)過(guò)改裝后，飛機(jī)平尾上的壓力分布產(chǎn)生一定變化，但變化量較小。由于機(jī)翼下洗的存在，巡航狀態(tài)下，平尾的氣動(dòng)載荷是向下的，并且隨著迎角的增加，水平尾翼上下表面的壓力差減小，所以飛機(jī)的抬頭力矩減小。因此，光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)運(yùn)12飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性影響不大。

4 結(jié)論

從運(yùn)12飛機(jī)氣動(dòng)力特性及流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果看，與改裝前原始飛機(jī)相比，改裝后飛機(jī)的升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)增大，俯仰力矩系數(shù)減小。升力系數(shù)的變化量不超過(guò)3%，阻力系數(shù)的變化量不超過(guò)8%。隨升力系數(shù)增大，飛機(jī)的俯仰力矩減小，因此改裝后飛機(jī)仍是縱向靜穩(wěn)定的，且縱向穩(wěn)定性變化不大。加裝天線和光電吊艙對(duì)飛機(jī)流場(chǎng)的影響是局部的，天線的影響集中在翼根和機(jī)身上部尾翼之前，光電吊艙的影響集中在機(jī)身下表面，其尾跡對(duì)平尾也有一定影響，但光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)飛機(jī)的整體壓力分布規(guī)律和流線沒(méi)有顯著影響。因此，運(yùn)12飛機(jī)光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝的布局設(shè)計(jì)合理可行。本文對(duì)運(yùn)12飛機(jī)光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝的氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算分析，為飛機(jī)的安全飛行提供了有力的技術(shù)支持，但對(duì)飛機(jī)操穩(wěn)特性變化研究不夠深入，后期將進(jìn)一步深入分析光電監(jiān)控系統(tǒng)改裝對(duì)運(yùn)12飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響。

參考文獻(xiàn)

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