软式空中加油受油机头波数值仿真分析

王健, 董新民, 徐跃鉴, 王海涛, 刘娇龙, 石超

(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038;2.中国人民解放军 95899部队, 北京 100076)



软式空中加油受油机头波数值仿真分析

王健1, 董新民1, 徐跃鉴2, 王海涛1, 刘娇龙1, 石超1

(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038;2.中国人民解放军 95899部队, 北京 100076)

摘要:针对软式空中加油对接过程中受油机头波加剧软管锥套飘摆、降低对接成功率的问题,建立了受油机三维模型,利用Delaunay方法自下向上生成非结构网格。通过计算ONERA M6三维翼型表面压力分布和压力系数,验证了三维Navier-Stokes方程和SST k-ω湍流模型的有效性。在此基础上对不同飞行条件下受油机头波进行静态数值计算,分析了头波随马赫数和迎角的变化规律,并通过仿真解释了头波影响下软管锥套的飘摆原因,预测了对接时锥套的运动趋势。

关键词:空中加油; 头波; 数值计算

0引言

空中加油技术作为飞行器的能量倍增器近年来越来越受到关注[1],大量的理论研究和试验涵盖了软硬式空中加油系统建模、飞行控制和传感器系统融合等方面。目前我国软式空中加油系统已得到广泛使用。软式空中加油过程包括五个阶段[2]:会合、编队、对接、加油及退出,其中对接是完成加油任务的前提。对接过程中,软管锥套组合体受到不同程度的加油机尾流、大气扰动和受油机前体头波作用等气动影响[3],会产生不同程度的飘摆和偏离,严重制约着软式空中加油对接成功率的提高。

目前国内对加油机尾流、大气扰动等方面的研究已相对成熟,而受油机头波影响规律研究相对较少。国外对受油机头波的研究主要基于飞行试验、数学模型和计算流体力学等方法。NASA德莱顿飞行研究中心通过F/A-18双机自动空中加油飞行测试[4],研究了飞行条件、受油机机动等因素对软管锥套组合体飘摆特性影响,并分析了头波影响范围和受油机动态对锥套运动影响规律。文献[5]采用涡格法和Cart3D代码组,研究了大型受油机头波对加油机气动特性影响机理。布里斯托尔大学利用兰金半体模型模拟头波影响,并设计了人工补偿器补偿受油机头波造成的锥套偏离[3]。

随着国内空中加油技术的广泛研究和成熟应用,头波效应也得到了国内相关研究机构的重视。探究软式空中加油中受油机头波影响规律,对辅助飞行员加油、提高对接成功率和发展无人机自主空中加油关键技术具有重要意义。由于风洞试验往往受模型尺寸、流场扰动等影响,周期长、代价大、成本高,所以本文采用计算流体力学方法对该问题进行了数值计算,建立了受油机模型,利用ICEM软件对受油机模型进行了网格划分,采用三维Navier-Stokes方程和SSTk-ω湍流模型,就不同飞行条件下受油机的头波进行数值仿真,并以受油机迎角和马赫数为例,研究了头波随飞行条件的变化规律。

1建立受油机三维模型

本文采用F-16战斗机三维模型进行头波影响数值仿真研究。为简化问题,只保留与受油区域接近、对锥套影响大的机身、机头和机翼部位。图1给出了F-16受油机的标准三维模型和简化后的F-16受油机三视图。

图1　受油机模型及简化后的三视图Fig.1　Receiver’s model and orthographic views after simplifying

2计算结果及方法验证

2.1控制方法

本文采用具有功能全、应用广、基于有限体积法的计算流体力学软件FLUENT,对受油机头波进行数值模拟时采用三维Navier-Stokes方程,利用有限体积法进行离散,守恒性控制方程描述如下[6]:

(1)

2.2网格生成

为简化计算量,考虑到模型的面对称性,本文采用半模进行网格划分和计算。采用Delaunay方法自下向上生成非结构网格,在网格划分时采用ICEM生成远场的计算域,如图2所示。此计算域呈半圆柱体形状,直径为100m,长200m。受油机网格划分如图3所示,棱柱层30层,生成的网格数为900万,计算节点数为400万。

图2　受油机模型的计算域Fig.2　Computation area of the receiver’s model

图3　网格划分Fig.3　Partition of the mesh

2.3计算方法

根据空中加油时的实际飞行条件,假设空气是可压缩的、稳定的三维粘性流体。计算选用基于密度的隐式求解器,湍流模型使用具有高精度和可信度的剪切压力传输SSTk-ω湍流模型;空气密度选项为默认密度1.225kg/m3,粘性选项为默认粘性1.789 4×10-5N·s/m2,操作压力为101 325Pa;计算域入口、出口边界条件设为压力远场;松弛因子设为默认值;迭代计算收敛准则设置为残差小于10-4。

2.4计算结果及方法验证

本文采用应用成熟的计算流体力学FLUENT软件对软式空中加油对接终端时刻受油机头波进行数值仿真。为验证计算模型和方法的精度,对ONERAM6三维翼型表面压力分布进行计算[7],采用上文的网格划分和计算方法,生成数目为300万的非结构网格。

如图4所示,分别采用SSTk-ω和SA湍流模型在Ma=0.837 5条件下进行计算,并与风洞试验数据[8]进行比较。图中:f-3,f-6分别为风洞试验中的观测曲线数据,定义参见文献[7-8];EXP为风洞试验数据;SA与SSTk-ω分别为采用两种湍流模型的计算结果。可以看出,计算ONERAM6三维翼型表面压力分布时,采用SSTk-ω湍流模型计算的结果与风洞试验的数据符合度更高,说明本文计算模型和方法的精度满足研究要求。

图4　M6翼型表面压力系数变化Fig.4　Variation of the M6’s surface pressure coefficient

3头波静态数值计算及分析

软管锥套在飞行过程中通常受拉力、重力和空气动力等外力作用而保持在拖曳状态。在空气动力中,阻力是主要部分。由文献[9-10]中软管锥套阻力的经验公式可知,影响压差阻力和摩擦阻力的因素主要是软管锥套的几何形状和当地气流速度。随着受油机的接近,软管锥套所处气流场必然会发生变化,这种变化主要体现在压力场和速度场的变化。气流速度的变化会导致软管锥套的阻力变化,打破了原来的受力平衡,锥套的飘摆现象会恶化,影响对接成功率。

本文采用上节方法,对受油机头波进行静态CFD数值仿真,在加油包线内选择迎角-3°～9°,Ma=0.4～0.6的飞行条件进行压力场和速度场变化规律研究,并利用TECPLOT对计算结果进行后处理。

3.1压力场分析

3.1.1前向不同切面相对压力分布

图5给出了受油机在Ma=0.5，α=3°的飞行条件下,受油机前向(切面间距为1m)和中轴对称面共4个切面上的相对压力分布。因为相对压力与参考压力之和为绝对压力,由伯努利定理可知压强大,流速小,所以当气流经过机头附近时,速度的幅值会变小,越靠近机头的位置变化越大。可以看出，此飞行条件下受油机的头波影响范围大概为机头尖部前方2m左右。

图5　前向不同切面相对压力变化Fig.5　Variation of the relative pressure in different section

3.1.2不同马赫数下相对压力分布

图6给出了受油机在平飞迎角3°时，图5(b)切面位置的不同马赫数下的相对压力分布,深色区域是相对压力大的位置。可以看出，随着飞行马赫数的增大,头波呈现出由中心向四周扩大的趋势。将相对压力400Pa所在等值线作为影响范围边界,则随着马赫数由0.50～0.60,在该切面上影响范围的半径由1.5m增大到2.4m。

图6　不同马赫数下相对压力变化Fig.6　Variation of the relative pressure at different Mach numbers

3.1.3不同迎角下相对压力分布

图7给出了受油机在Ma=0.8时,图5(b)切面位置的相对压力分布。

图7　不同迎角相对压力变化Fig.7　Variation of the relative pressure in different angles of attack

可以看出,随着迎角的增大,头波影响会有下移的趋势,但是相比马赫数,迎角对头波范围的影响小。

3.2速度场分析

以Ma=0.5,迎角3°的飞行状态为例,研究气流经过机头时的速度变化分布,速度变化分析建立在图8中的坐标系上。坐标系Oxyz平行于机体坐标系,原点在机头顶点位置。

图8　坐标系定义及各轴上相对速度变化量Fig.8　Relative velocity and the axes

由图5(d)和图8可以看出,在加油过程中,机头顶点附近和座舱与机头圆锥交界处附近两个位置的速度和压强变化较大,头波影响明显,沿x轴的速度变化幅度超过10m/s,这种变化会对锥套的飘摆特性产生很大的影响。为了进一步研究速度变化,在图8坐标系中取5个点P1(2.5,1,-1),P2(-2.5,1,-1),P3(0,1,-1),P4(0,3.5,-1),P5(0,-1,-3.5),选取矢量a=P1P2,b=P3P4,c=P5P3,图9给出了沿矢量a,b,c的速度变化量曲线。

由图9(a)可知:当沿着矢量a(与x轴相反方向)靠近飞机时,气流的速度幅值会先减小后增大,在Oyz平面处,达到最小;沿x轴的速度变化规律相似,在y,z轴上的分量会逐渐增大,这与实际加油过程中锥套的偏离方向一致,y轴的速度变化量要大于z轴,这主要是由受油机机头的几何结构决定的;当马赫数增大时,速度变化量也会变大,头波作用影响越大,这与3.1节中得到的结论一致。由图9(b)和图9(c)可知,当沿着y轴、z轴远离机头时,头波的影响会减弱。

图9　沿矢量a,b,c的速度变化量Fig.9　Variation of the relative velocity along the vectors

4结论

本文对不同飞行条件下受油机的头波进行了静态数值计算及分析。具体结论及建议如下:

(1)在软式空中加油过程中,小型受油机的头波影响范围不大(Ma=0.6时,前方2 m左右),因为软管长度在16～30 m范围内,头波的影响仅限于对软管锥套的影响,对加油机的影响可以忽略。

(2)受油机的飞行马赫数对头波作用的影响较大,飞行速度越大,头波影响范围越大。飞机迎角对头波的影响相对较小。

(3)假设沿着矢量a进行对接,经过平面Oyz时,局部气流速度幅值减小,阻力值减小,软管会出现松弛、向下的趋势;对接终端,对插头在右侧的受油机来说,会产生向上向右的速度分量,锥套会有向上向右运动的趋势。

(4)在设计加油插头位置时,可采用“插头在前”的布局,在加油对接过程中能适度减小头波带来的速度分量使锥套偏离的影响。

参考文献：

[1]Thomas P R,Bhandari U,Bullock S,et al.Advances in air to air refueling [J].Progress in Aerospace Sciences,2014,71:14-35.

[2]全权,魏子博,高俊,等.软管式自主空中加油对接阶段中的建模与控制综述[J].航空学报,2014,35(9):2390-2410.

[3]Bhandari U,Thomas P R,Bullock S,et al.Bow wave effect in probe and drogue aerial refueling [R].AIAA-2013-4695,2013.

[4]Hansen J L,Murray J E,Campos N V,et al.The NASA Dryden flight test approach to an aerial refueling system [R].NASA/TM-2005-212859,2005.

[5]Dogan A,Blake W,Haag C,et al.Bow wave effect in aerial refueling: computational analysis and modeling [J].Journal of Aircraft,2013,50(6):1856-1868.

[6]刘娇龙.空中加油机尾流场数值模拟及特性研究[D].西安:空军工程大学,2013.

[7]纪兵兵,陈金瓶.ANSYS ICEM CFD网格划分技术实例详解[M].北京:中国水利水电出版社,2012:181-187.

[8]Schmitt V,Charpin F.Pressure distribution on the ONERA M6 wing at transonic Mach numbers [R].AGARD AR-138,1979.

[9]Wang Haitao,Dong Xinmin,Xue Jianping,et al.Dynamic modeling of a hose-drogue aerial refueling system and integral sliding mode backstepping control for the hose whipping phenomenon [J].Chinese Journal of Aeronautics,2014,27(4):930-946.

[10]Wang Haitao,Dong Xinmin,Liu Jiaolong,et al.Dynamics and control of the hose whipping phenomenon in aerial refueling [C]//2015 IEEE Aerospace Conference.Montana,America:IEEE,2015:1-18.

(编辑：崔立峰)

Simulation and analysis of the bow wave effect of the receiver in hose-drogue aerial refueling

WANG Jian1, DONG Xin-min1, XU Yue-jian2, WANG Hai-tao1, LIU Jiao-long1, SHI Chao1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China;2.95899 Unit of the PLA, Beijing 100076, China)

Abstract:In order to solve the problem of increased whipping phenomenon of hose-drogue and reduced rate of success during docking in aerial refueling, the bow wave effect of the receiver was studied. The receiver’s 3D model was built, and based on the method of Delaunay, the nonstructural grids were generated. Effectiveness of the method and the SST k-ω turbulence model were tested effective by calculating the ONERA M6’s surface pressure distribution. On the basis of this, the static state numerical calculations of the receiver’s bow wave effect were conducted. Then the rule of the bow wave effect was analyzed with the change of the Mach and angle of attack. The simulation could explain the whipping phenomenon of hose-drogue under the influence of the bow wave effect, and predict the motion of the drogue during docking.

Key words:aerial refueling; bow wave effect; numerical simulation

中图分类号：V211.3

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0054-05

作者简介:王健(1991-)，男，山东安丘人，硕士，研究方向为飞行控制与仿真技术。

基金项目:国家自然科学基金资助(61473307)

收稿日期:2015-04-27;

修订日期:2015-08-10; 网络出版时间:2015-09-08 13:57