梁 斌,沈海军,孟 华

(1.中国西南电子技术研究所,成都610036;2.同济大学 航空与力学学院, 上海200092)

1 引 言

为了满足不同要求,军用、民用飞机上经常会挂装多种外挂物,如导弹、炸弹、吊舱、副油箱、火箭发射器,乃至电子设备等。外挂物挂机后,很有可能对飞机的诸多方面比如气动特性、操稳特性、强度以及颤振特性等产生重大影响[1]。因此,外挂物挂机后的气动特性问题一直深受航空设计师关注[2]。

为了配合某电子系统的研制与调试,我们精心设计了一个长约2 m的流线型外挂吊舱,用于装载和保护电子系统。该吊舱外挂在机身的右下方,电子系统调试时要求飞机在3 000 m的高度飞行,飞行速度约400 km/h(0.35 Ma)。然而挂机后吊舱表面压力分布有多大?吊舱后方是否会出现乱流,从而引起吊舱的振动?对飞机航向操稳性的影响如何?这些问题直接关系到吊舱的结构强度设计和飞机的飞行安全,必须予以重视。

为此,我们在设计该电子吊舱的过程中,采用计算流体力学软件(CFD)Fluent[3]全面分析了飞机机身外挂电子吊舱的三维气动特性、表面压力分布、阻力、吊舱带来的偏航力矩对飞机的影响,以及吊舱的尾流等情况,对该吊舱的成功研制起到了至关重要的作用。

2 吊舱及其三维气动模型

如图1 所示,吊舱的外形呈蚕茧状。吊舱的中段近似为圆柱状, 直径约为0.5 m, 壁板厚约1.5 mm,中段上方有一块安装平板,平板上方前后各有一个梯形的连接块;吊舱中段的侧方设有一个进风口,俗称“猫耳朵”,用于吊舱内部电子设备的通风散热。吊舱头部为一半椭球透波罩,半椭球的长短半径比为1.67。吊舱尾部为一流线型整流罩,整流罩尾部设有直径为10 cm的出风孔,出风孔和进风口的空气形成对流。吊舱通过该机原有的挂架悬挂于机身的右侧下方,如图2 所示。吊舱中段的材料为5040 铝合金,吊舱前透波罩和后整流罩均为2 mm厚的玻璃钢。吊舱总长2 m左右,吊舱前透波罩和后整流罩长分别为0.4 m和1 m。为了便于气动分析,气动建模时,吊舱“猫耳朵”、整流罩尾部出风口、吊舱连接块等细节均进行了简化。

图1 电子吊舱Fig.1 Equipment pod

图2 电子吊舱与机身的连接Fig.2 Connection of equipment pod and fuselage

本文采用大型的CFD 软件Fluent 来模拟吊舱的气动特性。由于机身两侧是否对称挂载吊舱对吊舱本身的气动特性影响比很小,为了提高计算效率,取一半机身,并将其壁面作为对称面。最终的气动计算区域见图3,为长300 m、宽80 m、半径为40 m的半圆柱。气动模型采用非结构四面体网格划分计算区域。

图3 计算区域Fig.3 Computaional region

为保证计算的准确性,我们对网格由内到外的疏密进行节点控制:吊舱位于计算区域的正中,以进行较密的网格划分,向圆柱外部发展的区域则可将网格递进式地画得略疏些,这样既保证了计算的准确性,又减少了计算量[4]。如图4 所示,整个区域的最终计算网格数为708 578个,节点数为128 052个。

图4 气动网格划分Fig.4 Meshes of CFD model

本研究中,流体计算的前处理和边界条件设置在Fluent 的前处理模块Gambit 中完成。由于飞机的最大飞行速度仅为400 km/h,可看作是可压缩流场问题。对于模型的入口和出口使用压强远场条件。模型圆柱切面为对称面(Symmetry),其他面设为墙(Wall)。计算模型建立完成后,利用Fluent 求解器进行求解。

Fluent 求解中,求解方法选取基于压力的三维双精度求解器,Time 保留定常设置。控制方程的线化方式使用压力-速度耦合隐式求解法[5];高精度的计算梯度的方法被用来确定阻力和压强。壁(Wall)面条件选无滑移条件,壁面粗糙度设为0.5。数值计算过程中差分格式的压力插值选用默认的Standard 方法;压力-速度耦合采用Coupled 方法;动量、湍流动能、湍流耗散率均选用二阶迎风格式[6]。粘性模型选择标准的k -ε双方程湍流模型;松弛因子设置为:压力项松弛因子0.3,密度、质量力项为1,动量项为0.5,湍动能项为0.6,耗散率项为0.6,湍流粘性项为0.6;收敛准则取10-6。

3 计算结果与讨论

3.1 吊舱流场与压力分布

经过计算,图5 给出了吊舱表面的气流速度分布;图6 给出了吊舱附近流场分布的数值轮廓图。从图5 可以看出,气流驻点位于吊舱前整流罩顶部,气流速度最小(小于20 m/s),这符合工程经验。另外,我们注意到,吊舱中段原有的进风口(“猫耳朵”)位置,风速大概为145 m/s左右,这是一个比较大的风速值,完全可以满足吊舱内电子设备的通风散热要求。从图6 可以看出,吊舱后整流罩尾部气流是顺畅的,未发现明显乱流;这说明我们设计的流线体吊舱外形是合理的,试飞时吊舱将不会面临扰流振动的问题。

图5 吊舱表面气流速度(m/s)分布Fig.5 Profiles of velocity(m/s)on the pod surface

图6 吊舱附近流场分布数值轮廓图Fig.6 Flow field near the pod

图7 给出了吊舱表面的压力分布。由图7 可以看出:吊舱前透波罩顶部静压最大,所受的气动载荷约为0.115 MPa,吊舱中段以及尾部整流罩的压力相对较小,数值上不超过0.1 MPa。根据图7 吊舱表面压力分布的CFD 结果,我们采用有限元软件ANSYS进一步对吊舱进行了结构受力分析。结果发现,吊舱结构内部的最大Misess 等效应力为6.02 MPa。本文吊舱前透波罩与尾部整流罩使用的材料是玻璃钢,其强度极限约为250 MPa[7];吊舱中段采用的是铝合金,其强度极限为400 MPa左右[8]。很明显,吊舱结构的应力水平(小于等于6.02 MPa)要比玻璃钢和铝合金材料的强度极限整整低2 个数量级,这意味着我们吊舱的结构强度是完全满足要求的。

图7 吊舱表面压力(Pa)分布Fig.7 Press(Pa)distribution on the pod surface

3.2 吊舱气动载荷对飞机航向的影响

本文飞机的垂尾面积S2=12 m2;吊舱与机身重心的横向距离l1=1.45 m;飞机重心与尾翼中心的航向距离l2=11 m,本文上节CFD 计算的吊舱空气阻力Fd=1 011 N。

由于机身右侧悬挂吊舱后,左右气流不对称,飞机飞行时吊舱会对飞机产生一个偏离航向的力矩Md=Fd ×l 1,而这种偏航力矩可依靠向左偏航垂尾产生迎风面力矩Mt来平衡。

由于吊舱偏航力矩Md要和尾翼偏航后的迎风面平衡力矩Mt相平衡(相等),则有如下的方程组:

也就是说,当飞机尾翼向左偏航0.075°时,垂尾就可以自然地平衡掉吊舱气动力引起的偏航力矩。可见,吊舱对飞机的操纵特性影响是微乎其微的。

4 结束语

根据本文的气动分析,我们完成了该外挂吊舱的设计和加工(见图8),当年完成了首次挂机试飞。首飞后,飞行员表示,吊舱挂机后,飞机的操纵感觉几乎没有变化。在此后的半年时间里,该吊舱又先后成功完成了40 余次电子系统的空中调试任务,直至挂飞调试工作圆满结束。半年的飞行实践表明,该电子设备外挂吊舱的气动特性是良好的,吊舱的设计也是成功的;同时也在某种意义上印证了本文分析工作的正确性。

图8 吊舱实物Fig.8 Picture of the pod

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