某型飞机水上迫降性能仿真分析

闫明，吴早凤，李森，龚思楚

(中航工业洪都，江西南昌，33024)

某型飞机水上迫降性能仿真分析

闫明，吴早凤，李森，龚思楚

(中航工业洪都，江西南昌，33024)

基于拉格朗日——欧拉耦合方法，对某型飞机的水上迫降性能进行了仿真分析。采用Hypermesh软件建立飞机水上迫降的有限元模型，通过LS-DYNA软件对飞机水上迫降过程进行数值仿真。考虑不同初始角度、速度等入水条件，得到一系列飞机的重心过载及姿态变化的运动规律。通过对计算结果进行对比分析，得到了飞机最佳的入水条件以及运动规律，可为后续飞机结构强度设计以及水上迫降模拟试验提供参考。

仿真分析；水上迫降；流固耦合；有限元

0 引言

研究飞机的水上迫降性能，目的是得到飞机发生水上迫降事故时应该采取的措施，从而使得事故发生时有更多乘客能够逃生[1]。目前国内主要通过模型试验对飞机水上迫降性能进行研究。随着有限元模拟技术的发展，国外开始采用仿真分析技术来研究飞机的水上迫降性能，并且这一手段已经比较成熟。国内由于起步较晚，缺乏大量的试验数据积累，因此仍采用模拟试验为主[2]，仿真分析辅助的研究方法[3]。本文建立了某型飞机水上迫降的有限元模型，采用拉格朗日—欧拉一般流固耦合算法进行数值模拟。通过不同的入水初始条件，对飞机迫降运动规律进行了对比和分析，从而得到飞机最佳入水初始条件。

1 计算方法

1.1 一般流固耦合方法

本文采用拉格朗日——欧拉一般耦合算法对飞机的入水冲击问题进行求解。采用拉格朗日网格描述结构相，利用多物质欧拉网格描述流体相，此时自由面的流体网格能够承受较大的变形，且网格与网格之间的流体物质也是可以相互流动的[4]。模型中结构与流体之间通过罚函数流固耦合法则相互作用，拉格朗日结构将位移和速度边界条件施加到欧拉流体域上，同时欧拉流体域又对结构施加牵引边界条件。该方法的最大优势在于能够较完整地实现飞机水上迫降过程中流固耦合现象的模拟，从而能够体现真实飞机水上迫降过程中所出现的物理现象，使得数值结果更接近于现实。

罚函数流固耦合法则[5]是由结构与流体之间的相互穿透距离d（d=(us-uf)，us和uf分别为结构与流体上相应接触点的位移）和d的物质时间导数计算出接触面上每一点的压力，然后作用到流体与结构相互接触的节点上，从而阻止流体穿透结构。在这种接触法则中，结构定义为“从段物质”，流体定义为“主段物质”。耦合力作用在流体与结构接触面的节点上。对于“从段物质”表面的每一个节点，每一个时间步都能通过相对速度d=(vs-vf)计算d的增量，其中，vs是从节点的速度，vf是初始接触时接触面上与从节点相重合的流体主粒子速度(罚函数耦合法则示意如图1所示)。需要注意的是，这里主粒子并不是单元节点，而是流体单元内与从节点重合的流体粒子，从节点是结构上单元节点。vf通过当前时刻流体域单元节点的速度插值得到。

图1 罚函数耦合法则示意

耦合力F由下式给出：

其中，k和c分别表示弹簧刚度和阻尼系数。

1.2 气动载荷处理方法

飞机以一定的速度着水，触水瞬间其气动载荷对后期的飞机运动特征和过载特征有一定的影响。迫降触水瞬间的气动载荷主要包括气动升力、气动阻力和气动力矩，如图2所示。

图2 气动载荷作用示意

根据文献和大量相关工程项目经验，采用如下方式能够快捷有效地实现气动载荷在飞机水上迫降过程中的作用。首先通过计算流体动力学（CFD）软件（如FLUENT、CFX）获得初始气动升力、气动阻力和俯仰力矩。然后将气动力施加在飞机结构上，并考虑在1s内线性递减为0。这种简单加载方法的有效性在数值模拟工作中已经得到了验证[6]，数值结果与试验结果保持了较好的一致性。

2 计算模型建立

2.1 飞机有限元模型

采用某型飞机气动外形（如图3所示），进行几何清理以满足划分网格的需求。

图3 某型飞机气动外形

通过Hypermesh将几何清理后的气动外形进行网格划分，单元总体特征长度为0.2m，采用四边形壳单元（SHELL163单元），共划分单元18268个，其节点数目为18270，飞机有限元模型如图4所示。由于整个计算中不考虑运输机机身的变形，整个飞机都使用刚体材料模型（*MAT_RIGID），其弹性模量和泊松比采用AL-2024-T3铝合金。

图4 某型飞机有限元模型

2.2 流体域有限元模型

流体域包括空气域和水域，流体域的几何尺寸为长88m、宽10m、高6m，有限元模型和几何尺寸如图5所示。流体域采用六面体实体单元（Soild164），为增加计算精度并减小计算量，采用渐进式划分网，中间网格划分密集，水域两侧划分疏松。空气域共划分单元252000个，其节点数目为288189；水域共划分单元472500个，其节点数目为512336。因空气的密度远小于水的密度，数值计算中空气域采用空物质定义，水域材料设置水的材料参数及能量方程。

图5 流体域有限元模型

2.3 初始计算条件

根据真实飞机数据设置飞机重量、重心位置及转动惯量，以保证计算结果的可靠性。设置飞机初始入水条件：水平速度、下降速度、初始姿态角度、气动阻力、气动升力及俯仰力矩，见表1。将飞机有限元模型设置在距离水面一定高度处，初始的计算模型如图6所示。

表1 水上迫降飞机入水初始条件

图6 初始计算模型

3 计算结果分析

本文计算了5种工况，每种工况初始入水条件设置如下：

工况1初始角度为9度、水平速度为50m/s,下降速度0.5m/s；

工况2初始角度为9度、水平速度为30m/s,下降速度0.5m/s；

工况3初始角度为2度、水平速度为50m/s,下降速度0.5m/s；

工况4初始角度为2度、水平速度为30m/s,下降速度0.5m/s；

工况5初始角度为16度、水平速度为30m/s,下降速度0.5m/s。

工况1在计算时，机翼首先触水，迫降过程中出现“豚跃”和“俯冲”现象，飞机机头扎入水中如图7所示，这种入水状态极易导致飞机解体，应该避免。

工况2与工况1初始入水角度相同，也是机翼首先触水，迫降过程中出现了“豚跃”现象，但是并未出现“俯冲”式入水，而是整个机身头部拍击水面，是一种可以接受的运动姿态。工况2在工况1的基础上降低了飞机的水平速度，飞机迫降的运动姿态发生了根本性的变化。可见飞机的水平速度对飞机的运动规律有着显著的影响。

工况3飞机腹部着水（如图8所示），出现折断的可能性较小，因此，腹部着水是水上迫降建议的着水方式。飞机依然出现了“豚跃”运动特征，但是二次着水的部位仍然是机身腹部，二次着水后，飞机后腹部在“伯努利效应”的作用下出现了向下的吸力，促使飞机在后续过程中出现了明显的“抬头”现象。这是一种比较理想的迫降运动姿态。飞机迫降过程中水平过载峰值出现在二次着水时，峰值为6.6g；而垂向过载峰值较低，峰值为4.8g。考虑真实飞机的底部吸能以及乘客座椅的缓冲作用，该过载是可以接受的。工况3在工况1的基础上调整了飞机的初始姿态角，使得飞机的着水部位为机身腹部，飞机迫降的运动姿态也发生了显著的变化。可见飞机的着水部位对飞机的运动规律及过载特性有着显著的影响。

工况4在工况3的基础上降低了水平速度，飞机未出现“豚跃”运动姿态，水平过载只有一个过载峰值，峰值大小为1.8g；垂向过载峰值为4.8g。

工况5首先机尾部着水（如图9所示），然后机翼着水出现“豚跃”现象，在0.9s左右二次着水，触水部位为机身腹部。随后在机身腹部的“伯努利效应”的作用下，飞机缓慢“抬头”，后期的姿态角变化规律和工况4相似，其运动姿态是可以接受的。水平过载峰值出现在二次着水，峰值大小为7.8g；垂向过载峰值为4.2g，过载峰值较大，因此不利于水上迫降的安全性。

通过计算认为，初始角度为2度时有利于飞机水上迫降。给出工况3的飞机迫降过程，如图10所示。给出飞机姿态角度时间历程曲线如图11所示，飞机重心处水平方向过载如图12所示，飞机重心处竖直方向过载如图13所示。

4 结论

通过一般流固耦合方法对某型飞机水上迫降性能进行仿真分析，得到该型飞机在不同入水角度、水平速度、下降速度等初始条件下对应的水上迫降运动规律。对每种工况运动规律进行比较分析可知，初始入水速度及着水部位对迫降过程中的飞机过载有着很大的影响，甚至能够使运动状态发生根本性的变化。该型飞机在初始入水角度2°情况下，较为适合进行水上迫降，在此条件下飞机腹部着水，总体运动较平稳。在50m/s的初始入水速度下，水平过载峰值为6.6g；垂向过载峰值为4.8g，该过载是可以接受的。

图11 工况3飞机姿态角度时间历程曲线

图12 工况3飞机重心处水平过载时间历程曲线

图13 工况3飞机重心处竖直过载时间历程曲线

[1]李斌,杨智春.大型运输机水上迫降研究进展.中国航空学会2007年学术年会.

[2]董亚斌.新舟60飞机水上迫降试验研究.西飞科技，2008.

[3]许靖峰.数值计算在民机水上迫降试验中的应用.特种飞行器研究，2010;11(2)：40-43.

[4]张韬,李书等.民用飞机水上迫降分析模型和数值仿真.南京航空航天大学学报，2010;42(3)：392-394.

[5]刘翔.飞机水上迫降的运动特性分析和讨论.武汉理工大学,2012.

[6]Nathalie PENTECOTE.Simulation of water impactproblemsusingthesmoothedparticle hydrodynamics method.

>>>作者简介

闫明，男，1988年出生，2012年毕业于武汉理工大学，工程师。现从事飞机强度设计工作。

Simulation Analysis on Ditching Characteristics of an Aircraft

Yan Ming，Wu Zaofeng,Li Sen，Gong Sichu
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

Based on Lagrangrian/Eulerian coupling method,simulation analysis on ditching characteristics of an aircraft has been conducted.The finite-element aircraft ditching model is setup by adopting Hypermesh software, and numeric simulation on aircraft ditching has been accomplished via LS-DYNA software.With considerations on diving conditions as different initial angle,speed etc.,the movement law of a series of aircraft C.G load and attitude changes has been attained.Based on the comparison analysis on calculated results,the best diving condition and movement law of the aircraft is resulted,which can provide the reference for simulation test for structure strength design and ditching of the successive aircraft.

Simulation analysis;Ditching;Fluid-solid coupling;Finite element

2016-07-18）