试验机机翼下挂载吊舱气动稳定性评估方法

方自力, 刘超, 蒙泽海

(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)

试验机机翼下挂载吊舱气动稳定性评估方法

方自力, 刘超, 蒙泽海

(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)

采用CFD方法和飞行动力学仿真方法估算机翼下挂载吊舱对试验机飞行品质的影响。采用CFD技术计算挂载吊舱引起的试验机气动力和力矩增量,并将所得增量引入经试飞数据校验的飞机本体气动数据中,建立挂载吊舱后的整机气动模型;然后进行原机和挂载吊舱飞机的动力学仿真计算,评估挂载吊舱对飞机短周期运动模态的影响。计算结果显示,挂载吊舱后飞机短周期频率和阻尼比变化较小,未引起纵向飞行品质降级。

气动力和力矩增量; 稳定性; 动力学仿真; 飞行试验

0 引言

现代武器、航电和测试系统的鉴定或定型,需要将系统加装在飞机上进行功能性试飞验证;而飞机机体内空间有限,因此,需要在试验机机翼下方挂载吊舱以安装试验设备。由于吊舱种类和气动外形的多样化,迫切需要研究吊舱对原机气动稳定性影响的评估方法,为试飞验证提供数据支持,并且从飞行安全角度提出使用建议。

本文采用CFD方法对挂载吊舱前后飞机的气动力进行分析,计算吊舱对原机的气动特性的影响量,并利用原机气动模型进行仿真验证,最后得到挂载吊舱前后飞机的飞行品质变化,评估试飞安全。

1 CFD方法

首先建立试验机和吊舱的几何模型并进行简化,然后对空间流场进行网格划分,在关键区域作加密处理并在飞机和吊舱表面设置边界层网格。整个流场采用无结构四面体网格填充,边界层内使用三棱柱网格。某型飞机机翼下挂载吊舱网格分布如图1所示。

图1 某型飞机机翼下挂载吊舱网格分布Fig.1 Grid of the pod under the wing of one type of aircraft

求解方程为雷诺平均N-S方程,选择基于密度的三维隐式稳态求解器;定义来流为可压缩理想空气,气流粘性遵循Sutherland law,湍流模型采用Realizablek-ε模型;飞机和吊舱表面采用固定壁面无滑移边界,并且在近壁面采用加强的壁面函数;流场边界设置为压力远场;高度、马赫数和迎角根据飞机的使用状态确定[1]。

在Ma=0.9,β=0°条件下,计算得到升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线如图2～图4所示。

图2 升力系数随迎角变化曲线Fig.2 Curve of CL～α

图3 阻力系数随迎角变化曲线Fig.3 Curve of CD～α

图4 俯仰力矩系数随迎角变化曲线Fig.4 Curve of Cm～α

用带吊舱的计算结果减去无吊舱的计算结果,即可获得吊舱产生的气动增量。表1给出了Ma=0.9时挂载吊舱引起的气动增量。

由于CFD计算模型对飞机真实外形进行了一定的修改,本文飞机数模与真实飞机外形存在以下差别:进气道封堵、两个进气道和发动机之间的空间被填充、边条翼外形失真、垂尾前移、发动机尾喷口外形失真、机背轻微失真。根据理论分析,使用该数模计算的气动阻力将比真实飞机大,升力受到的影响较小。图2～图4给出的结果与理论分析一致,CFD计算的阻力系数较飞机设计数据偏大,升力系数基本一致,俯仰力矩系数差别较大。CFD计算的主要目的是获取吊舱引起的气动增量。由于吊舱挂点距离机腹较远,其流场受进气道影响较小,几乎不受发动机短舱、机背、垂尾等的影响,因此吊舱引起的气动增量计算结果是可用的。

表1 带吊舱引起的气动力增量Table 1 Aerodynamic force and moment increment due to pods under the wing

2 试验机仿真模型试飞校验

由于要利用试验机仿真模型结合CFD计算结果进行飞机动力学仿真计算,评估挂载吊舱对飞机开环稳定性的影响,因此为使评估结果尽可能的可靠、准确,有必要利用试飞数据对试验机仿真模型进行校验[2]。

图5为某型飞机干净构型、高度6 km、Ma=0.9条件下的试飞结果与相同条件下的仿真计算结果对比。结果显示,模型的配平迎角比试飞值约大0.5°,而包括迎角、法向过载和俯仰角速度等在内的飞机动态响应基本一致,说明仿真模型的升力系数比试验机小,而其他气动系数与试验机较为接近。

图5 试飞与仿真计算结果Fig.5 Flight test and simulation data

仿真模型的试飞校准是通过将气动模型的升力曲线向上平移0.05实现的。图6为校准后仿真模型计算结果与试飞结果的对比。可以看出,模型的逼真度较高,能够反映试验机的动态响应特性。

图6 试飞与校准后仿真模型计算结果Fig.6 Flight test and calibrated simulation data

3 吊舱对试验机纵向稳定性的影响

3.1 对纵向静稳定性的影响

将吊舱引起的升力、阻力气动系数增量与试验机气动系数进行叠加后,得到试验机带吊舱后的升力和阻力气动系数。图7和图8给出了在Ma=0.9条件下,试验机带吊舱后的升力和阻力气动系数。可以看出,挂载吊舱后使飞机在-2°～8°迎角范围内阻力显著增加,对升力影响较小。

将吊舱引起的俯仰力矩系数增量与试验机气动系数进行叠加后,得到试验机带吊舱后的俯仰力矩系数。图9给出了在Ma=0.9条件下,试验机带吊舱后的俯仰力矩系数。可以看出,挂吊舱后使飞机在-2°～12°迎角范围内纵向静稳定性有所降低,产生附加的抬头力矩,飞行时需要增加推杆配平量。

图7 升力系数随迎角变化曲线Fig.7 Curve of CL～α

图8 阻力系数随迎角变化曲线Fig.8 Curve of CD～α

图9 俯仰力矩系数随迎角变化曲线Fig.9 Curve of Cm～α

3.2 对纵向动态稳定性的影响

将CFD计算的吊舱引起的气动增量数据引入飞机本体的气动数据中,建立挂载吊舱后的整机气动模型,然后进行原机和挂载吊舱飞机的动力学仿真计算,评估挂载吊舱对飞机短周期运动模态的影响[3]。

飞机动力学仿真以倍脉冲信号作为飞机操纵输入,所有计算状态均保持飞机功率不变。图10给出了Ma=0.9，H=6 km的计算结果,表2为各计算状态参数辨识得到的飞行品质指标。

图10 纵向倍脉冲响应曲线Fig.10 Longitudinal response to doublet input

表2 带吊舱对短周期模态的影响
Table 2 Influence on short period mode by the pods

构型H/kmωsp/rad·s-1ζsp无吊舱112 87210 5081带吊舱112 59500 5271无吊舱63 52280 5801带吊舱63 16490 5750

飞机动力学仿真计算结果显示,挂载吊舱对飞机短周期频率和阻尼比有一定的影响,但是量级较小,未引起纵向飞行品质的降级[4]。

4 结束语

本文准确地估算了机翼下挂载吊舱引起的试验机飞行品质变化,为飞行试验安全提供了数据支持和飞行操纵建议。本文的研究内容为研究试验机机翼下方挂载外挂物引起的飞机气动稳定性变化的问题提供了一种可靠的估算方法,在试飞实际中可以得到更加广泛的应用。

[1] 王立强,董国国.外挂物干扰流场特性数值仿真研究[J].航空计算技术,2012,42(1):58-59.

[2] 隋成城,杨永田,贾荣珍.某型歼击机飞行仿真建模与验模研究 [J].飞行力学,2003,21(3):59-62.

[3] Etkin B.大气飞行动力学[M].何植岱,周士林,译.北京:科学出版社,1979:396-413.

[4] 空军第八研究所,航空工业部六三○所.GJB 185.2-86 有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质[S].北京:国防科学技术委员会,1986.

(编辑：李怡)

Aerodynamic stability evaluation method for experimental aircraft with pods under the wing

FANG Zi-li, LIU Chao, MENG Ze-hai

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

CFD and dynamics simulation methods were used to study the impact on aerodynamics and aircraft stabilities caused by pods hanging under the wing of experimental aircraft. The longitudinal aerodynamic force and moment increment was calculated using CFD. The aerodynamic force and moment increment were introduced into the dynamic model of original experimental aircraft to simulate short period dynamic response. Compared with the original experimental aircraft dynamic response, short period mode characteristics change was evaluated. The results show that the short period frequency and damping ratio have a slightly change and the flying qualities are not degraded.

aerodynamic force and moment increment; stability; dynamic simulation; flight test

2014-04-17;

2014-07-20;

时间:2014-10-24 12:14

方自力(1987-)，男，湖北随州人，助理工程师，硕士，研究方向为飞行品质。

V212.1

A

1002-0853(2015)01-0075-03