基于CFD 的民用飛機(jī)水上迫降動(dòng)力學(xué)仿真研究

羅文莉 陳皓宇

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度工程技術(shù)所,上海 201210)

水上迫降是指陸基飛行器在水面上的可控緊急降落,屬于典型的入水沖擊問(wèn)題,世界各國(guó)民用運(yùn)輸機(jī)適航條例均要求跨水域飛行必須通過(guò)水上迫降適航審定。早在1929 年,Karman[1]就對(duì)水上飛機(jī)入水沖擊的水載荷進(jìn)行過(guò)理論研究,早期眾多理論方法都集中于研究二維物體垂直入水問(wèn)題,但對(duì)于復(fù)雜三維民用飛機(jī)的水上迫降問(wèn)題,理論分析無(wú)法得到應(yīng)用。1940 年代開(kāi)始,國(guó)外相繼開(kāi)展了一系列動(dòng)力相似模型試驗(yàn),用以研究民用飛機(jī)水上迫降特性[2-3]。然而動(dòng)態(tài)模型試驗(yàn)具有較強(qiáng)的隨機(jī)性,且無(wú)法準(zhǔn)確模擬氣動(dòng)力的影響,同時(shí)也無(wú)法較好地解釋迫降過(guò)程中的作用機(jī)理。20 世紀(jì)后期,隨著計(jì)算理論和計(jì)算機(jī)硬件技術(shù)的發(fā)展,成本低廉且展示度高的數(shù)值仿真方法逐步取代了模型試驗(yàn)。越來(lái)越多的研究通過(guò)數(shù)值仿真方法模擬飛機(jī)水上迫降,在此過(guò)程中不斷總結(jié)提煉[4],逐漸完善仿真方法,使之成為未來(lái)研究水上迫降問(wèn)題的重要手段。

絕大部分的數(shù)值仿真均基于以下幾類(lèi)方法：面元法(panel method, PM),有限元法(finite element method, FEM),光滑粒子水動(dòng)力學(xué)法(smooth particle hydrodynamics, SPH) 和有限體積法(finite volume method, FVM)。2001 年,Vladimir 等[5]基于動(dòng)量守恒原理采用PM 對(duì)?？?14 飛機(jī)的水上迫降壓力、變形和漂浮特性開(kāi)展了研究。2008 年,Shoji等[6]基于LY-DYNA 軟件使用FEM 對(duì)縮比機(jī)身等直框段垂直入水進(jìn)行了模擬,壓力峰值數(shù)據(jù)和試驗(yàn)吻合較好但時(shí)間歷程相差較大。2010 年,賀謙等[7]研究了水平速度、下沉率、俯仰角對(duì)迫降時(shí)飛機(jī)機(jī)身載荷的影響,但仿真方法未經(jīng)驗(yàn)證。2013 年,徐文岷等[8]采用FEM 考慮了水、空氣和飛機(jī)結(jié)構(gòu)之間的耦合作用,對(duì)民用支線(xiàn)飛機(jī)水上迫降進(jìn)行了模擬,但得到的入水初期運(yùn)動(dòng)姿態(tài)與試驗(yàn)相差較大。SPH 方法由于其不依賴(lài)網(wǎng)格的特點(diǎn)優(yōu)勢(shì)在水上迫降仿真中得到了應(yīng)用。2006 年,Climent 等[9]針對(duì)CN-235 飛機(jī)的研究表明在水上迫降這一類(lèi)以水平速度為主導(dǎo)的運(yùn)動(dòng)中,以本構(gòu)方程為控制方程的SPH 法無(wú)法模擬出氣穴效應(yīng)和負(fù)壓力,從而影響對(duì)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)和沖擊力的模擬。之后,文獻(xiàn)[10-12] 開(kāi)發(fā)了基于弱可壓縮連續(xù)方程為控制方程的SPH,模擬負(fù)壓的精度得到了提升。

PM 計(jì)算的原理一般是基于動(dòng)量守恒或勢(shì)流理論,忽略黏性、可壓縮性、重力和氣墊效應(yīng)等等,多用于簡(jiǎn)單外形的物體入水問(wèn)題,在精確描述民用飛機(jī)水上迫降動(dòng)力學(xué)問(wèn)題時(shí)存在一定難度。FEM 絕大部分基于商用有限元分析軟件,對(duì)于氣動(dòng)力的模擬存在困難,另外,計(jì)算結(jié)果依賴(lài)于流固耦合算法,常見(jiàn)的問(wèn)題是容易引起流體滲漏,導(dǎo)致流體和固體載荷不統(tǒng)一。SPH 避免了由于網(wǎng)格劃分產(chǎn)生的問(wèn)題,但在流體與固體的邊界處理上存在較大難度,在模擬精度上存在劣勢(shì),且建模復(fù)雜度較高。實(shí)際水上迫降過(guò)程中,飛行速度必須維持在可以保持飛機(jī)平穩(wěn)下降的水平,氣動(dòng)力的影響無(wú)法忽略。此外,由空氣和水面壓差導(dǎo)致的機(jī)身尾部的吸力也是影響迫降運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和全機(jī)載荷的重要因素,因此FVM 具有較大的優(yōu)勢(shì)。

2007 年,Streckwall 等[13]使用基于FVM 和流體體積(volume of fluid, VOF)法的COMET 軟件對(duì)飛機(jī)水上迫降過(guò)程進(jìn)行了模擬,對(duì)比試驗(yàn)表明計(jì)算結(jié)果較為準(zhǔn)確,并直觀體現(xiàn)了飛機(jī)入水過(guò)程中的水面運(yùn)動(dòng)和飛機(jī)表面壓強(qiáng)分布；2012 年,Zhang 等[14]模擬了一種支線(xiàn)客機(jī)的水上迫降過(guò)程,表明吸力對(duì)于飛機(jī)水上迫降的姿態(tài)影響較大,且空氣模型是吸力產(chǎn)生的必要條件。同一時(shí)期,屈秋林等[15]和Guo等[16]詳細(xì)地研究了尾吊高平尾、翼吊低平尾和翼身融合三種不同布局飛機(jī)的水上迫降特性,認(rèn)為正常布局飛機(jī)的低平尾具有抑制飛機(jī)過(guò)度上仰的作用,從而有利于減緩過(guò)載和局部壓力。2019 年,吳宗成等[17]基于FVM 采用滑移動(dòng)網(wǎng)格研究了波浪對(duì)水上迫降特性的影響。由于水上迫降過(guò)程中的水平位移較大,目前基于FVM 的方法大多采用動(dòng)網(wǎng)格實(shí)現(xiàn)對(duì)運(yùn)動(dòng)過(guò)程的模擬,通過(guò)網(wǎng)格變形和重構(gòu)模擬飛機(jī)和計(jì)算域的運(yùn)動(dòng),需消耗龐大的計(jì)算資源。本文在已有FVM 方法的基礎(chǔ)上采用全流場(chǎng)運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格的方法,添加約束保持水面高度不變,使流場(chǎng)相對(duì)水面自由運(yùn)動(dòng),大大縮減了計(jì)算量。首先通過(guò)典型算例對(duì)該方法進(jìn)行驗(yàn)證,然后模擬分析了某型飛機(jī)的水上迫降運(yùn)動(dòng)過(guò)程。

1 仿真方法

本文采用ANSYS FLUENT 軟件,基于非定常RANS 方程,使用加強(qiáng)壁面處理的可實(shí)現(xiàn)k-ε湍流模型,壓力速度耦合采用SIMPLEC 算法。各控制方程中擴(kuò)散項(xiàng)采用二階中心差分格式離散,動(dòng)量方程的對(duì)流項(xiàng)采用三階守恒律的單調(diào)迎風(fēng)格式,湍動(dòng)能、湍流耗散率和能量方程對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散,非定常項(xiàng)采用一階隱式格式離散,水氣體積分?jǐn)?shù)離散采用Modified HRIC 格式以精確捕捉水氣界面。采用全流場(chǎng)運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格模擬模型和周?chē)牧鲌?chǎng)運(yùn)動(dòng)。在空氣和水面兩相流的界面定義中運(yùn)用了VOF模型,即同一個(gè)網(wǎng)格內(nèi)空氣和水的體積分?jǐn)?shù)之和為1,對(duì)于第1 相流空氣的體積分?jǐn)?shù)v1,如果一個(gè)網(wǎng)格中的v1= 0 表示不存在空氣,v1= 1 表示該網(wǎng)格中只有空氣,0< v1<1 則該網(wǎng)格中同時(shí)存在空氣和水。使用用戶(hù)自定義函數(shù)定義水面位置和流場(chǎng)初始?jí)毫Ψ植?。同時(shí)使用六自由度模型求解平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)方程確定模型的位置和姿態(tài)。當(dāng)模型為對(duì)稱(chēng)運(yùn)動(dòng)時(shí),可將側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)方向的運(yùn)動(dòng)約束住,從而簡(jiǎn)化為三自由度模型,方程為

式中,Vi表示x或y方向的速度,Fi表示x或y方向的合力,t表示時(shí)刻,m表示質(zhì)量,M表示俯仰力矩,I表示俯仰慣量,θ表示俯仰角,n和n ?1 分別表示當(dāng)前和上一個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)。由此可獲得模型當(dāng)前的位置和姿態(tài)為

2 二維垂直入水算例

2.1 算例參數(shù)

首先對(duì)兩個(gè)典型的簡(jiǎn)單二維模型垂直入水進(jìn)行模擬,模型參數(shù)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)均取自試驗(yàn)[18-19]。算例中,圓柱直徑200 mm,高度200 mm,重12.5 kg,入水速度為0.989 m/s,在圓心角0?,7.5?,15?和30?的位置布置了壓力傳感器；楔形體長(zhǎng)333 mm,截面寬度80 mm,高度45 mm,楔角20?,重1.639 kg,入水速度為1.28 m/s,采用高速攝像設(shè)備獲取運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的位移和速度參數(shù)。圖1 所示為試驗(yàn)相關(guān)設(shè)備及模型參數(shù)。

圖1 二維算例試驗(yàn)示意圖(續(xù))Fig.1 Experiment diagram of the two-dimensional example(continued)

圖1 二維算例試驗(yàn)示意圖Fig.1 Experiment diagram of the two-dimensional example

2.2 求解過(guò)程

2.2.1 流場(chǎng)設(shè)置

對(duì)計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分,由于模型均左右對(duì)稱(chēng),因此計(jì)算時(shí)采用半模,對(duì)模型附近尤其是底部與水面交界處的網(wǎng)格進(jìn)行適當(dāng)加密。對(duì)稱(chēng)面采用對(duì)稱(chēng)邊界條件,模型為無(wú)滑移壁面條件,其余邊界均為壓力入口邊界條件。計(jì)算域的網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖2 所示。

圖2 二維算例流場(chǎng)網(wǎng)格Fig.2 Mesh of the two-dimensional example

2.2.2 時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)置

采用第1 節(jié)中的方法進(jìn)行求解參數(shù)設(shè)置。由于入水過(guò)程為動(dòng)態(tài)變化過(guò)程,時(shí)間步長(zhǎng)的設(shè)置需要兼顧對(duì)運(yùn)動(dòng)特征的捕捉、計(jì)算穩(wěn)定性以及計(jì)算效率。為了保證計(jì)算穩(wěn)定性,需在每一個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)迭代計(jì)算達(dá)到收斂,然后開(kāi)始下一個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)。因此時(shí)間步長(zhǎng)應(yīng)選定一個(gè)合理的區(qū)間,太大或太小都可能會(huì)導(dǎo)致無(wú)法收斂。在確定數(shù)值時(shí)一般會(huì)參考特征長(zhǎng)度除以特征速度得到的特征時(shí)間,在此基礎(chǔ)上低兩個(gè)數(shù)量級(jí)。另外由于入水沖擊過(guò)程中速度變化較為劇烈,因此可將時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)置為可變的,設(shè)定最大和最小時(shí)間步長(zhǎng)以及步長(zhǎng)變化系數(shù),計(jì)算過(guò)程中根據(jù)收斂情況自動(dòng)更改時(shí)間步長(zhǎng)。以二維圓形算例為對(duì)象,特征長(zhǎng)度為0.2 m,特征速度為0.989 m/s,計(jì)算特征時(shí)間約為0.2 s,將初始時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)置為10?4s,分別對(duì)最大時(shí)間步長(zhǎng)10?2s,10?3s,和10?4s 進(jìn)行影響研究。圖3 所示為不同時(shí)間步長(zhǎng)計(jì)算得到的圓弧角0?(即最低點(diǎn)) 壓力系數(shù)Cp與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比,可以看出,不同時(shí)間步長(zhǎng)下,對(duì)于壓力峰值和變化趨勢(shì)的捕捉結(jié)果基本一致,在入水后期由于速度大幅降低,壓力數(shù)值較小,計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)小幅波動(dòng),但此時(shí)并不是沖擊問(wèn)題的關(guān)注點(diǎn),影響可以忽略。綜上,將時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)置為可變的可以降低計(jì)算結(jié)果對(duì)時(shí)間步長(zhǎng)的依賴(lài)性,同時(shí)保證計(jì)算精度?？紤]到計(jì)算效率,可以適當(dāng)增加最大時(shí)間步長(zhǎng),因此在后續(xù)的計(jì)算中,采用初始時(shí)間步長(zhǎng)10?4s,時(shí)間步長(zhǎng)范圍設(shè)定為10?3s～10?6s。

圖3 不同時(shí)間步長(zhǎng)壓力計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.3 Pressure results of different time step

2.3 仿真結(jié)果

圖4顯示了圓形入水過(guò)程中圓弧角0?(即最低點(diǎn)) 與7.5?位置壓力數(shù)據(jù)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比,圖5 顯示了楔形入水過(guò)程中位移、速度的模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比,可以看出該仿真方法對(duì)于壓力峰值、壓力變化趨勢(shì)、垂向位移和垂向速度均能夠達(dá)到較高的準(zhǔn)確度。

圖4 圓形入水壓力結(jié)果對(duì)比Fig.4 Pressure comparison of circle example

圖5 楔形入水結(jié)果對(duì)比Fig.5 Result comparison of wedge example

在工程實(shí)際應(yīng)用中,不僅關(guān)心飛機(jī)在水上迫降過(guò)程中運(yùn)動(dòng)和受力情況,同時(shí)也需關(guān)注水面變形情況,為確定水線(xiàn)位置以及后續(xù)的漂浮特性提供依據(jù)。因此能否準(zhǔn)確模擬水面位置和動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)也十分重要。圖6 所示為仿真與試驗(yàn)中模型入水過(guò)程中水面變化情況的對(duì)比,水面的變形過(guò)程得到了很好的復(fù)現(xiàn)。雖然無(wú)法捕捉到液體的破碎和噴濺,但這些現(xiàn)象對(duì)于宏觀運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)影響較小,在更關(guān)注運(yùn)動(dòng)姿態(tài)和受力形式的飛機(jī)水上迫降問(wèn)題研究中可以忽略。

圖6 水面變形對(duì)比Fig.6 Water surface deformation comparison

3 三維水上迫降算例

3.1 算例參數(shù)

仿真方法經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)單外形的驗(yàn)證之后,為了考慮更接近真實(shí)情況的復(fù)雜外形和三維效應(yīng),對(duì)水上迫降典型算例NACA TN 2929 模型試驗(yàn)[3]進(jìn)行了仿真模擬。該經(jīng)典試驗(yàn)中研究了多種機(jī)身外形對(duì)迫降特性的影響。選取其中更接近民用飛機(jī)后機(jī)身外形的Model F 進(jìn)行建模,如圖7 所示,該模型長(zhǎng)1.2 m,翼展1.68 m,襟翼偏角60?,重5.67 kg,飛行速度9.144 m/s,初始俯仰角10?。

圖7 三維算例模型Fig.7 Model of three-dimensional example

3.2 求解過(guò)程

由于試驗(yàn)時(shí)飛機(jī)為對(duì)稱(chēng)運(yùn)動(dòng),建模時(shí)采用半模,機(jī)體表面網(wǎng)格如圖8 所示,對(duì)稱(chēng)面采用對(duì)稱(chēng)邊界條件,機(jī)身表面采用無(wú)滑移邊界條件,其余邊界均為壓力入口邊界條件。所有網(wǎng)格均為六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格總數(shù)約240 萬(wàn),計(jì)算初始時(shí)間步長(zhǎng)為10?4s。

圖8 三維算例網(wǎng)格Fig.8 Mesh of the three-dimensional example

3.3 計(jì)算結(jié)果

圖9所示為模擬與試驗(yàn)的對(duì)比結(jié)果,其中實(shí)線(xiàn)表示試驗(yàn)數(shù)據(jù),虛線(xiàn)表示仿真結(jié)果?？梢钥闯龈┭鼋呛椭匦母叨鹊淖兓厔?shì)總體上非常吻合。飛機(jī)開(kāi)始觸水即0～t1時(shí)刻,重心高度隨著入水深度的增加逐漸降低,之后由于俯仰角逐漸增大,而重心位置靠近前機(jī)身,因此高度也隨之增加。t2時(shí)刻開(kāi)始,俯仰角逐漸減小即飛機(jī)逐漸低頭,飛機(jī)在氣動(dòng)升力和水面浮力作用下保持在水面上滑行,入水深度變化較小,高度隨俯仰角的降低而減小。t3時(shí)刻開(kāi)始前機(jī)身逐漸入水,受到?jīng)_擊力俯仰角略有增大,但變化幅度較小,同時(shí)飛機(jī)在浮力和重力作用下繞重心上下浮動(dòng),因此重心高度逐漸趨于穩(wěn)定。

圖9 三維算例結(jié)果對(duì)比Fig.9 Results comparison of the three-dimensional example

4 某型支線(xiàn)飛機(jī)水上迫降模擬

4.1 參數(shù)設(shè)置

經(jīng)過(guò)以上幾種算例的驗(yàn)證,將該方法應(yīng)用于某型支線(xiàn)飛機(jī)的水上迫降過(guò)程,進(jìn)行仿真模擬。試驗(yàn)相關(guān)參數(shù)和數(shù)據(jù)取自文獻(xiàn)[20]。參考縮比模型試驗(yàn)中的參數(shù)設(shè)置,模型重37.88 kg,飛行速度為17 m/s,初始俯仰角為9?。同樣該飛機(jī)水上迫降過(guò)程可認(rèn)為是對(duì)稱(chēng)運(yùn)動(dòng),依然選擇半模進(jìn)行計(jì)算,模型采用全封閉的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙,襟縫翼為著陸構(gòu)型。流場(chǎng)網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖10 所示,邊界條件設(shè)置與第3 節(jié)相同。

圖10 某型支線(xiàn)飛機(jī)流場(chǎng)網(wǎng)格Fig.10 Mesh of the regional aircraft

4.2 計(jì)算結(jié)果對(duì)比

圖11所示為計(jì)算得到的俯仰角和重心處垂向加速度隨時(shí)間的變化曲線(xiàn)與試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果。俯仰角變化趨勢(shì)與第3 節(jié)中的經(jīng)典模型類(lèi)似,經(jīng)歷了兩次明顯的上仰過(guò)程。重心處垂向加速度在入水后約0.15 s出現(xiàn)峰值,隨后出現(xiàn)波動(dòng)并逐漸趨于0?。俯仰角和加速度峰值的模擬數(shù)據(jù)與試驗(yàn)值誤差分別為1.5%和4.5%,表明模擬結(jié)果能夠較好地反映水上迫降運(yùn)動(dòng)過(guò)程和模型整體受力情況。

圖11 支線(xiàn)飛機(jī)結(jié)果對(duì)比(續(xù))Fig.11 Results comparison of the regional aircraft (continued)

圖11 支線(xiàn)飛機(jī)結(jié)果對(duì)比Fig.11 Results comparison of the regional aircraft

4.3 運(yùn)動(dòng)過(guò)程和受力分析

4.3.1 運(yùn)動(dòng)過(guò)程

結(jié)合圖12 中的水線(xiàn)位置和機(jī)體表面壓力變化過(guò)程,可見(jiàn)0.2 s～0.6 s 之間,后機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙底部大部分區(qū)域均有明顯的負(fù)壓,產(chǎn)生較強(qiáng)的后體吸力,這是使得俯仰角增大的主要原因。從圖11(b)加速度曲線(xiàn)可知此時(shí)飛機(jī)的加速度到達(dá)峰值,雖然合力仍表現(xiàn)為向上的沖擊力,但由于負(fù)壓區(qū)更靠近尾部,力臂更長(zhǎng),因此合力矩表現(xiàn)為抬頭力矩。

圖12 迫降過(guò)程中的水線(xiàn)位置和壓力分布Fig.12 Water surface position and pressure distribution during ditching

0.6 s 左右俯仰角達(dá)到第一個(gè)峰值約32?。由于該支線(xiàn)飛機(jī)采用T 型尾翼,高置平尾,因此即使俯仰角到達(dá)峰值時(shí)平尾仍然位于水面以上,局部噴濺的水花對(duì)平尾的沖擊力較小,無(wú)法起到抑制俯仰角繼續(xù)上仰的作用。0.6 s 以后,由于巨大的水阻力使得滑行速度迅速降低、后體吸力減弱,同時(shí)中后機(jī)身以及發(fā)動(dòng)機(jī)短艙著水部位受到較大的沖擊力,產(chǎn)生低頭力矩,從而使得飛機(jī)逐漸低頭。過(guò)程中飛機(jī)持續(xù)下沉,中后機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)不斷排開(kāi)水面,沖擊力出現(xiàn)小幅增大。

0.8 s～1.0 s 之間,隨著飛機(jī)的低頭前機(jī)身逐步入水,在此過(guò)程中受到較大的沖擊力產(chǎn)生抬頭力矩,使得1.0 s 以后加速度和俯仰角均出現(xiàn)第二次峰值,但由于此時(shí)速度已經(jīng)大幅度降低,第二次峰值相較第一次有明顯降低。此后飛機(jī)逐漸趨于穩(wěn)定,1.2 s時(shí)機(jī)身底部的壓力分布已經(jīng)顯著降低且分布較為均勻。

4.3.2 受力分析

圖13(a) 給出了整個(gè)機(jī)身以及機(jī)身尾部受到的法向力隨時(shí)間的變化曲線(xiàn),t= 0 s 時(shí)刻機(jī)體開(kāi)始著水,可以看到法向合力的變化趨勢(shì)與圖11(b) 的過(guò)載曲線(xiàn)一致,并且機(jī)身尾部受力始終為負(fù)且峰值達(dá)到約?1100 N,后體吸力作用明顯。在著水1.2 s 以后受力逐漸趨于穩(wěn)定,表明飛機(jī)逐漸停止上下沉浮運(yùn)動(dòng)。圖13(b) 所示為飛機(jī)的俯仰力矩隨時(shí)間的變化曲線(xiàn),使飛機(jī)抬頭為正。入水初期俯仰力矩迅速增加,飛機(jī)出現(xiàn)第一次抬頭,隨后俯仰力矩產(chǎn)生波動(dòng)并逐漸減小,對(duì)應(yīng)圖11(a) 中抬頭趨勢(shì)逐漸平緩,0.6 s以后低頭力矩逐漸減小,對(duì)應(yīng)圖11(a)中低頭趨勢(shì)也逐漸平緩。0.8 s 以后,與運(yùn)動(dòng)過(guò)程分析一致,俯仰力矩再次增加從而產(chǎn)生第二次抬頭運(yùn)動(dòng),1.2 s 后俯仰力矩趨于0 表明飛機(jī)逐漸停止俯仰運(yùn)動(dòng),達(dá)到靜止?fàn)顟B(tài)。

圖13 迫降過(guò)程中的受力隨時(shí)間變化Fig.13 Time history of force during ditching

5 結(jié)論

通過(guò)對(duì)圓形和楔形垂直入水以及三維飛機(jī)入水試驗(yàn)的模擬,基于全流場(chǎng)運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格的CFD 水上迫降仿真方法得到了驗(yàn)證。利用該方法研究了某型支線(xiàn)飛機(jī)水上迫降的運(yùn)動(dòng)和受力特性。結(jié)果表明仿真得到的俯仰角和加速度數(shù)據(jù)均與試驗(yàn)值相近,對(duì)后體吸力的準(zhǔn)確模擬證實(shí)了其對(duì)于迫降運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和受力特點(diǎn)的重要影響。通過(guò)對(duì)仿真結(jié)果的進(jìn)一步分析表明,尾吊?高平尾布局的支線(xiàn)飛機(jī)在水上迫降時(shí),后機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙底部的后體吸力會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)產(chǎn)生明顯的抬頭,由于平尾高置無(wú)法抑制抬頭,俯仰角峰值會(huì)達(dá)到30?以上,入水后期水阻力使得速度減小,從而減弱吸力,使得飛機(jī)逐漸低頭并在較小的波動(dòng)后逐漸趨于平穩(wěn)。針對(duì)民用飛機(jī)水上迫降特性的研究目的,本文目前僅完成了方法的驗(yàn)證和典型迫降工況的分析,對(duì)于俯仰角、氣動(dòng)力等不同因素的影響研究還需持續(xù)開(kāi)展。