謝衛(wèi)杰，楊紅杰

（航空工業(yè)西安飛機（集團）股份有限公司，西安 710089）

現(xiàn)代飛機根據(jù)需要，會在駕駛艙外圍增加凸起結(jié)構(gòu)（如照明燈，特殊需要天線等）。這些凸起會改變前機身外形，導致機身表面的局部氣流分離，進而作為振源引起附加的駕駛艙振動。在一些情況下，甚至造成駕駛艙內(nèi)振動量級上的改變，嚴重影響駕駛艙在整個特定飛行任務期間對空勤組駕駛儀表、顯示器和武器瞄準裝置的視覺敏銳度，從而影響人員的操縱效能和身體健康。因此需要對這種因為流場變化產(chǎn)生的駕駛艙振動進行分析和評估[1-3]。

目前，研究分離流導致的機體動態(tài)響應的主要方式是風洞試驗和飛行實測，這兩種方式各有一定的局限性。一般而言，風洞試驗只適用于測量機身表面動壓力分布，而且由于模型尺寸和風洞雷諾數(shù)的限制，測量得到的表面脈動壓力分布誤差較大[4-8]。飛行試驗可以得到實際的駕駛艙內(nèi)振動數(shù)據(jù)，但是由于飛機上的振動源比較多，單純氣動力引起的振動響應無法分離得到，不利于對飛機外形的影響進行針對性分析[9-10]。

借助于目前計算機強大的計算能力，文中針對面臨的此種問題，首先根據(jù)大渦模擬理論，采用CFD軟件計算得到了多種飛行工況下分離氣流產(chǎn)生的作用于機身前段表面的非定常脈動壓力分布，然后根據(jù)定義CFD 和CSD 模型上載荷的對應關系，將所得的脈動壓力作用于前機身詳細有限元模型上，從而得到所關心的駕駛艙內(nèi)若干部位的加速度響應分析，以用于后續(xù)分析處理[11-15]。

1 研究方法及過程

1.1 CFD 非定常氣動力計算理論簡介

CFD 計算采用大渦模擬理論[16-23]。大渦模擬理論認為湍流運動是由不同尺度的漩渦組成，在中大渦模擬方法中，通過濾波函數(shù)，將湍流的瞬時運動信號分解成大尺度渦運動和小尺度渦運動兩部分。其中大尺度渦擁有較大比例的湍流動能，對雷諾應力產(chǎn)生及湍流擴散起主要作用，對邊界條件有較強的依賴性，即依賴于個別的流動條件，不存在通用模型，但可以通過控制方程直接進行數(shù)值求解；小尺度渦主要起耗散作用，在高雷諾數(shù)下，小渦的運動趨于各向同性，受邊界條件影響較小，可以使用通用模型來模擬。作為直接數(shù)值模擬方法的過渡，利用大渦模擬方法，可以在目前的計算機水平下得到描述表征湍流主要結(jié)構(gòu)的速度場，能夠較真實和精確地反映湍流的連續(xù)運動和發(fā)展。文中將采用方程（1）的亞格子尺度模型[24-25]，應力可用Boussinesq 關系[26]給出。

式中：u?i是Faver 平均[27]后的速度；S為應變量；l由式（4）給出：

常數(shù)Cμ=0.008 54，Ck=0.1，Cζ=0.916，α=0.1，σk=1。

1.2 計算模型

1.2.1 CFD 計算模型

根據(jù)真實飛機氣動外形，建立CFD 計算模型。模型對局部細節(jié)進行簡化，保留飛機表面主要的外形特征，同時滿足流場計算和分析的要求。流場計算網(wǎng)格采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了控制附面層網(wǎng)格質(zhì)量，采用O-grid 拓撲構(gòu)型，如圖1 所示。

圖1 流場計算網(wǎng)格Fig.1 Computation grids of the flow: a) grids surrounding the airplane; b) structural grids on the airplane surface

1.2.2 駕駛艙結(jié)構(gòu)動力學有限元模型

計算采用的駕駛艙結(jié)構(gòu)動力學有限元模型如圖2和圖3 所示。由于缺乏獨立的駕駛艙GVT 數(shù)據(jù)，駕駛艙結(jié)構(gòu)動力有限元模型的修正和驗證很難進行。對該模型的修正和驗證采取的手段是選取全機動特性分析模型（現(xiàn)有振動及顫振計算模型）前駕駛艙部分，對其進行固有特性計算，以其前兩階模態(tài)對駕駛艙結(jié)構(gòu)動力有限元模型進行修正和驗證。動力學模型的前兩階整體模態(tài)與地面振動試驗結(jié)果符合性良好，模態(tài)振型如圖4 所示。

圖2 駕駛艙有限元模型Fig.2 FEM of the cockpit

圖3 駕駛艙有限元網(wǎng)格模型（內(nèi)部）Fig.3 FEM of the cockpit (inside)

圖4 駕駛艙第一階整體模態(tài)Fig.4 The first global mode of the cockpit

2 結(jié)果

2.1 計算工況

根據(jù)飛機飛行任務選擇5 種工況進行計算，具體見表1。

2.2 CFD 計算結(jié)果

飛機表面的脈動載荷強度與來流的速度有直接的關系，由氣流與物體相互作用產(chǎn)生，可以等效成為多個散布的偶極子載荷力，其強度的大小正比于流體作用力。流體表面的流動脈動壓力的強度與流速的6次方成正比。通過大渦模擬瞬時流場的計算，可以得到機身表面上隨時間變化的脈動壓力。在工況 1下的脈動壓力如圖5 所示，下機身表面摩擦線如圖6所示。由圖6 可知，下表面圓球下游有較大的氣流分離區(qū)域。

表1 飛機飛行任務的5 種工況Tab.1 Five working conditions of aircraft flight mission

圖5 機身表面的脈動壓力Fig.5 Impulsive pressure on the fuselage surface: a) upside; b) downside

圖6 機體下表面的摩擦線Fig.6 Bottom surface friction lines of the fuselage

2.3 載荷處理

將CFD 計算出的載荷加載至動力學有限元模型。載荷處理需要解決CFD 模型與FEA 模型之間的載荷轉(zhuǎn)換，即需要將CFD 模型分析的輸出載荷映射到對應的FEA 模型位置處，作為FEA 模型的輸入載荷。文中載荷轉(zhuǎn)換方法采用最近結(jié)點映射的思想，在CFD模型中選出載荷顯著區(qū)域，記錄結(jié)點及空間坐標信息，然后利用空間坐標在FEA 模型中找最近結(jié)點，從而作為對應加載結(jié)點。

2.4 駕駛艙動力學響應分析結(jié)果

駕駛艙結(jié)構(gòu)響應計算方法是基于模態(tài)的瞬態(tài)響應計算方法，常用的模態(tài)計算方法為Lanczos 方法。文中所采用的結(jié)構(gòu)有限元模型規(guī)模較大，為提高計算效率，采用并行計算方法——AMS（Automatic multilevel substructuring）方法。

加載載荷為時域載荷，因此輸出結(jié)果為加速度-時間歷程，可根據(jù)計算任務、關注結(jié)構(gòu)等選取輸出點位置。工況1 左駕駛員座椅處的動響應分析結(jié)果，即節(jié)點處的加速度響應時間歷程如圖8 所示，其余工況、其他輸出點計算結(jié)果類型與之類似。

圖8 工況1 左駕駛員座椅處三個方向加速度Fig.8 Accelerations of three directions of left pilot′s seat for working condition 1

2.5 計算結(jié)果分析

對比加速度響應曲線，有如下特點：

1）每個工況每個輸出點的y方向（飛機豎直方向）加速度曲線振動量最大，然后是z方向（側(cè)向），最小是x方向（航向）；

2）受到初始狀態(tài)的影響，瞬態(tài)響應（曲線前1 s）響應明顯比后續(xù) “穩(wěn)態(tài)響應”（曲線后1 s）量值大。

將計算結(jié)果數(shù)據(jù)通過傅里葉變換轉(zhuǎn)化為功率譜密度后，與試飛測試數(shù)據(jù)進行比較，發(fā)現(xiàn)氣流分離對駕駛艙艙內(nèi)振動貢獻較大，峰值位置處達到了25%左右。

3 結(jié)論

文中采用CFD+CSD 松耦合的計算方法分析了駕駛艙外型上多處凸起對駕駛艙內(nèi)若干重要部位的振動響應的影響，發(fā)現(xiàn)駕駛艙外形的凸起的影響較大，峰值位置可達到25%左右。與風洞試驗和飛行實測相比，文中采用的CFD+CSD 松耦合的計算方式具有成本低、影響因素可控等優(yōu)點。后續(xù)可結(jié)合風洞試驗和飛行實測對計算結(jié)果進行評估和改進。此項工作對于飛行駕駛艙工效性評估和飛機外形優(yōu)化有借鑒意義。