楊 瑩，鄧 忠，程家林

（航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610092）

燃油在飛機(jī)飛行中作為飛機(jī)的動(dòng)力來(lái)源，裝載在飛機(jī)上的油箱中。在飛機(jī)飛行過(guò)程中，油箱內(nèi)燃油在外界激勵(lì)作用下會(huì)發(fā)生不同程度的晃動(dòng)。一方面，燃油的晃動(dòng)會(huì)對(duì)油箱結(jié)構(gòu)產(chǎn)生沖擊，嚴(yán)重時(shí)可能會(huì)使油箱發(fā)生破壞導(dǎo)致漏油，影響油箱結(jié)構(gòu)的安全使用；另一方面，油箱內(nèi)燃油晃動(dòng)會(huì)引起飛機(jī)質(zhì)心的偏移，從而影響飛機(jī)的操縱性能。這些問(wèn)題在超音速無(wú)人機(jī)上搭載的長(zhǎng)條形油箱中尤為明顯。因此，研究超高音速無(wú)人機(jī)油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng)有著重要的工程意義。

飛機(jī)油箱燃油晃動(dòng)問(wèn)題屬于液艙內(nèi)液體晃動(dòng)的范疇，早期研究液艙內(nèi)液體晃動(dòng)問(wèn)題的方法有理論研究和試驗(yàn)。其中，理論研究往往難以處理復(fù)雜的液體晃動(dòng)問(wèn)題，而試驗(yàn)研究因?yàn)橘M(fèi)用高、加載手段等因素限制，難以還原實(shí)際飛行時(shí)飛機(jī)油箱晃動(dòng)情況。隨著計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展，許多復(fù)雜情況下的飛機(jī)油箱晃動(dòng)問(wèn)題得以展開(kāi)研究。代震等[1]利用nanoFluidX 流體動(dòng)力學(xué)仿真工具計(jì)算了飛機(jī)著陸時(shí)機(jī)翼油箱的垂蕩晃動(dòng)問(wèn)題，并將求解得到的蒙皮壓力分布導(dǎo)入Abaqus 中計(jì)算油箱結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布。楊瑞[2]采用ALE 方法分析了機(jī)身整體油箱和機(jī)翼油箱在多種工況中燃油的晃動(dòng)特性，探究了油箱內(nèi)擋板布置對(duì)于燃油晃動(dòng)的影響，然而忽略了油箱中空氣和燃油的相互作用，同時(shí)計(jì)算效率較低。楊尚霖等[3]采用VOF 多相流分析方法開(kāi)展飛機(jī)油箱晃動(dòng)研究，在考慮空氣和燃油相互作用的情況下分析了靶機(jī)整體油箱在大過(guò)載機(jī)動(dòng)過(guò)程中油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng)響應(yīng)，還通過(guò)聯(lián)合流固耦合仿真分析了機(jī)動(dòng)過(guò)程中油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)。唐祚旻等[4]利用VOF 方法模擬研究了機(jī)翼油箱在多工況下的晃動(dòng)特性，并設(shè)計(jì)正交實(shí)驗(yàn)對(duì)機(jī)翼油箱的肋板結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)能夠提升機(jī)翼油箱的防晃效果。

超高音速無(wú)人機(jī)在飛行時(shí)涉及到航向大加速或減速飛行，根據(jù)之前的研究可知，無(wú)人機(jī)在航向大過(guò)載作用時(shí)整體油箱內(nèi)的燃油在過(guò)載作用下，會(huì)向油箱后部堆積并沖擊油箱[5]，對(duì)油箱結(jié)構(gòu)的安全性產(chǎn)生影響。由于超音速無(wú)人機(jī)整體油箱具有形狀細(xì)長(zhǎng)的特點(diǎn)，在進(jìn)行航向大過(guò)載飛行時(shí)會(huì)導(dǎo)致更嚴(yán)重的燃油晃動(dòng)，危害無(wú)人機(jī)的安全使用。目前，缺乏對(duì)于細(xì)長(zhǎng)型油箱在航向大過(guò)載作用下晃動(dòng)機(jī)理的研究。

本文以某型超音速無(wú)人機(jī)機(jī)身整體油箱為研究對(duì)象，通過(guò)STAR-CCM+聯(lián)合Abaqus 展開(kāi)了流固耦合仿真計(jì)算，得到了航向大過(guò)載作用下超音速無(wú)人機(jī)整體油箱的晃動(dòng)特性。在此基礎(chǔ)上，通過(guò)改變油箱內(nèi)隔板開(kāi)孔布置來(lái)研究了隔板開(kāi)孔對(duì)航向大過(guò)載作用下機(jī)身油箱晃動(dòng)的影響，得到超音速無(wú)人機(jī)油箱隔板開(kāi)孔布置的優(yōu)化建議，為同類型飛機(jī)整體油箱設(shè)計(jì)提供參考。

圖1展示了本文研究的超高音速無(wú)人機(jī)機(jī)身整體油箱模型，油箱整體由鋁合金材料打造。油箱模型長(zhǎng)2 m，寬0.5 m，從前到后一共有6 個(gè)隔板，隔板上布置有加固用的筋條，中間4 個(gè)平行安裝的開(kāi)孔隔板將油箱分隔為5 個(gè)隔段，4 個(gè)開(kāi)孔隔板上預(yù)先布置了40 個(gè)直徑30 mm 的圓形開(kāi)孔。將油箱單獨(dú)取出簡(jiǎn)化成殼體模型，表1 展示了油箱采用的鋁合金材料參數(shù)。采用S4R 和S3R 單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，劃分后油箱單元總數(shù)為139 245。

圖1 無(wú)人機(jī)整體油箱模型

通過(guò)飛機(jī)油箱模型內(nèi)表面網(wǎng)格生成用于流體計(jì)算的流體域模型，流體域模型如圖2 所示。為簡(jiǎn)化流體域的計(jì)算，建立流體域模型時(shí)忽略了油箱隔板上的筋條。采用六面體單元?jiǎng)澐钟拖鋬?nèi)流體域，單元尺寸為4 mm，總共劃分出560 487 個(gè)單元。采用RP-3 號(hào)燃油進(jìn)行計(jì)算，燃油密度為775 kg/m3，動(dòng)力黏性為9.69×10-4Pa·s。計(jì)算中空氣材料密度為1.184 15 kg/m3，動(dòng)力黏性為1.855 08×10-5Pa·s。

圖2 流體域模型

該超音速無(wú)人機(jī)的起飛模式是火箭助推起飛，由火箭為飛機(jī)提供初始推力，快速獲得足夠的起飛速度。對(duì)超音速無(wú)人機(jī)起飛時(shí)火箭的推力曲線進(jìn)行簡(jiǎn)化得到計(jì)算工況：工況中飛機(jī)受到恒定的航向推力，以30 m/s2的恒定加速度由靜止開(kāi)始加速，計(jì)算0.5 s。為方便探究油箱內(nèi)燃油在航向大過(guò)載工況中的晃動(dòng)響應(yīng)，考慮油箱內(nèi)充入一半燃油。

1 油箱晃動(dòng)響應(yīng)分析

1.1 燃油晃動(dòng)響應(yīng)

圖3（a）為計(jì)算得到的油箱燃油質(zhì)心Y方向位移曲線，由曲線可知工況開(kāi)始后燃油向油箱后部堆積，在0.167 s 時(shí)燃油質(zhì)心向后位移達(dá)到0.137 m，隨后燃油質(zhì)心又重新向前移動(dòng)，圖3（b）對(duì)比了0.16 s 和0.22 s 時(shí)油箱內(nèi)燃油的形態(tài)。通過(guò)對(duì)比質(zhì)心向前位移前后的燃油形態(tài)可知，燃油質(zhì)心向前位移是因?yàn)槿加驮谙蚝蠖逊e的過(guò)程中向上翻轉(zhuǎn)，翻轉(zhuǎn)后的燃油向油箱前部移動(dòng)，導(dǎo)致燃油整體質(zhì)心向前移動(dòng)。當(dāng)翻轉(zhuǎn)的燃油撞擊油箱結(jié)構(gòu)并發(fā)生破碎后，燃油質(zhì)心在航向過(guò)載的作用下又繼續(xù)向后移動(dòng)。在油箱晃動(dòng)時(shí)，油箱開(kāi)孔隔板起到阻礙燃油前后流動(dòng)的功能，避免燃油快速向后堆積，導(dǎo)致飛機(jī)重心位置在短時(shí)間內(nèi)發(fā)生較大改變，從而影響飛機(jī)的操縱性能。

圖3 流體域燃油質(zhì)心計(jì)算結(jié)果

飛機(jī)油箱內(nèi)流體域最大壓力時(shí)程曲線如圖4（a）所示，流體域內(nèi)最大壓力在工況開(kāi)始后隨著燃油質(zhì)心向后位移而上升，在0.15 s 時(shí)達(dá)到最大值27.3 kPa，此時(shí)油箱內(nèi)燃油的形態(tài)和流體域的壓力分布云圖如圖4（b）和圖4（c）所示，從圖中可發(fā)現(xiàn)流體域最大壓力時(shí)程曲線的峰值出現(xiàn)是由于油箱最后隔段（最右側(cè)）內(nèi)的燃油翻轉(zhuǎn)沖擊隔板。隨后，由于翻轉(zhuǎn)燃油的破碎及燃油之間相互作用，最大壓力下降。

圖4 流體域壓力計(jì)算結(jié)果

1.2 油箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)

計(jì)算得到的油箱結(jié)構(gòu)最大Mises 變化曲線如圖5所示，該曲線與圖4（a）流體域最大壓力曲線在變化趨勢(shì)上基本一致，在0.16 s 時(shí)飛機(jī)整體油箱結(jié)構(gòu)最大Mises 應(yīng)力達(dá)到56.79 MPa，低于結(jié)構(gòu)的屈服強(qiáng)度。油箱結(jié)構(gòu)的Mises 應(yīng)力分布如圖6 所示，最大Mises 應(yīng)力出現(xiàn)在油箱最后一個(gè)隔框上，是由于燃油堆積在油箱后部并持續(xù)擠壓油箱后部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的。在最后一個(gè)開(kāi)孔隔框頂部可以觀察到由于燃油翻轉(zhuǎn)沖擊產(chǎn)生的局部應(yīng)力上升。根據(jù)油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)結(jié)果可知，油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)主要是由燃油堆積作用主導(dǎo)的，燃油沖擊導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)響應(yīng)不明顯。燃油的作用對(duì)油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)起到主導(dǎo)作用，因此降低燃油晃動(dòng)產(chǎn)生的壓力能夠改善油箱結(jié)構(gòu)的受力情況。

圖5 油箱結(jié)構(gòu)最大Mises 應(yīng)力變化曲線

圖6 油箱結(jié)構(gòu)Mises 應(yīng)力分布云圖

2 開(kāi)孔布置研究

2.1 開(kāi)孔布置

分別從開(kāi)孔直徑、開(kāi)孔率（開(kāi)孔數(shù)量）2 方面考慮隔板開(kāi)孔布置對(duì)于航向大過(guò)載下超音速無(wú)人機(jī)整體油箱晃動(dòng)的影響。對(duì)比開(kāi)孔直徑為20、30、40 mm 的晃動(dòng)響應(yīng)差別，3 種布置開(kāi)孔率都為23.94%；開(kāi)孔率的對(duì)比則是統(tǒng)一開(kāi)孔數(shù)量為9 個(gè)開(kāi)孔，改變開(kāi)孔尺寸，考慮7種不同開(kāi)孔率對(duì)整體油箱燃油晃動(dòng)的影響，表2 為隔板上不同開(kāi)孔尺寸對(duì)應(yīng)的開(kāi)孔率。

飛機(jī)油箱晃動(dòng)中油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)，反映的是燃油對(duì)結(jié)構(gòu)的影響，隔板上開(kāi)孔布置對(duì)油箱結(jié)構(gòu)的影響較小。為節(jié)省計(jì)算資源，開(kāi)孔布置計(jì)算研究中僅考慮流體域的計(jì)算，不開(kāi)展聯(lián)合仿真流固耦合分析。

2.2 結(jié)果分析

圖7為航向大過(guò)載作用下3 種不同開(kāi)孔尺寸油箱的晃動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比，對(duì)比發(fā)現(xiàn)3 種開(kāi)孔尺寸下燃油質(zhì)心和流體域最大壓力隨時(shí)間的變化趨勢(shì)及基本一致，更改開(kāi)孔尺寸不會(huì)改變油箱內(nèi)燃油的晃動(dòng)模式。對(duì)比圖7（a）中3 條曲線的最大值可以發(fā)現(xiàn)流體域壓力最大值均出現(xiàn)在0.15 s 時(shí)刻，且最大壓力隨著開(kāi)孔尺寸增大而增大，這是因?yàn)殚_(kāi)孔尺寸小的時(shí)候流過(guò)孔的燃油之間會(huì)相互影響，燃油流動(dòng)變得復(fù)雜，因此會(huì)與發(fā)生翻轉(zhuǎn)的燃油相互作用，從而降低翻轉(zhuǎn)燃油沖擊的速度，從而降低沖擊壓力。而圖7（b）中燃油質(zhì)心位移變化受開(kāi)孔尺寸影響小，這說(shuō)明開(kāi)孔尺寸大小對(duì)隔段之間的流動(dòng)影響較小。

圖7 航向大過(guò)載作用下3 種不同開(kāi)孔尺寸油箱的晃動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比

圖8（a）對(duì)比了不同隔板開(kāi)孔率下流體域最大壓力時(shí)程曲線，結(jié)果表明，不同隔板開(kāi)孔率下流體域最大壓力隨時(shí)間變化的趨勢(shì)也基本一致，燃油晃動(dòng)的形態(tài)不隨油箱隔板開(kāi)孔率變化而變化。圖8（b）展示了整個(gè)計(jì)算工況中流體域最大壓力值與開(kāi)孔率的變化關(guān)系，整個(gè)工況中流體域壓力最大值隨著開(kāi)孔率的提高而提升，且變化規(guī)律接近一次線性關(guān)系，這是因?yàn)殚_(kāi)孔尺寸增大，飛機(jī)油箱內(nèi)流進(jìn)最后一個(gè)隔段的燃油質(zhì)量增大，從而導(dǎo)致最后一個(gè)隔段內(nèi)翻轉(zhuǎn)的燃油質(zhì)量增加，產(chǎn)生的沖擊壓力增大，因此，減小油箱隔板開(kāi)孔率即可降低燃油作用在油箱結(jié)構(gòu)上的壓力。同時(shí)根據(jù)表3 內(nèi)的數(shù)據(jù)可知，油箱內(nèi)燃油質(zhì)心的位移隨著開(kāi)孔率的減小而減小，對(duì)飛機(jī)操縱性的影響更小。根據(jù)流體域壓力和燃油質(zhì)心位移的分析可知，在飛機(jī)油箱設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡量減小油箱隔板上總開(kāi)孔面積的大小，然而，油箱開(kāi)孔還起到減輕飛機(jī)重量的作用。因此，在飛機(jī)油箱設(shè)計(jì)時(shí)，需要綜合考慮油箱內(nèi)流體域最大壓力和飛機(jī)油箱的重量。

表3 1.5 s 時(shí)油箱內(nèi)燃油質(zhì)心位移

圖8 航向大過(guò)載作用下不同開(kāi)孔率結(jié)構(gòu)的油箱晃動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比

3 結(jié)論

本文采用STAR-CCM+聯(lián)合Abaqus 流固耦合仿真分析方法，對(duì)超音速無(wú)人機(jī)上搭載的機(jī)身整體油箱在火箭助推起飛時(shí)的油箱晃動(dòng)問(wèn)題展開(kāi)了數(shù)值仿真計(jì)算，對(duì)計(jì)算得到流體域和結(jié)構(gòu)域計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，獲得了航向大過(guò)載機(jī)動(dòng)過(guò)程中飛機(jī)油箱內(nèi)燃油晃動(dòng)的規(guī)律和飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)。隨后探討了飛機(jī)油箱隔板上開(kāi)孔尺寸和開(kāi)孔率對(duì)航向大過(guò)載作用下油箱內(nèi)燃油晃動(dòng)的影響，為后續(xù)飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。研究得到的主要結(jié)論如下。

1）STAR-CCM+聯(lián)合Abaqus 流固耦合仿真分析方法能夠準(zhǔn)確模擬大過(guò)載飛行工況中飛機(jī)油箱內(nèi)燃油復(fù)雜的晃動(dòng)情況，并能夠得到過(guò)載和燃油共同作用下的油箱結(jié)構(gòu)響應(yīng)，對(duì)飛機(jī)油箱結(jié)構(gòu)在大過(guò)載飛行時(shí)的安全進(jìn)行校核。

2）航向大過(guò)載加速時(shí)超音速無(wú)人機(jī)機(jī)身油箱內(nèi)燃油在過(guò)載的作用下會(huì)向油箱后部堆積，油箱內(nèi)燃油質(zhì)心向后移動(dòng)；隨著燃油進(jìn)一步堆積，燃油接觸油箱頂部發(fā)生反轉(zhuǎn)，沖擊油箱隔段前部隔板，產(chǎn)生較大的沖擊壓力，此時(shí)油箱內(nèi)燃油質(zhì)心略微回移；隨著燃油沖擊隔板發(fā)生破碎，燃油在過(guò)載的作用下又繼續(xù)向油箱后部堆積，燃油質(zhì)心再次向后移動(dòng)。

3）油箱結(jié)構(gòu)的響應(yīng)主要是由堆積的燃油作用產(chǎn)生的，響應(yīng)主要集中在油箱后段，最大應(yīng)力出現(xiàn)在油箱最后一個(gè)隔板。燃油沖擊對(duì)結(jié)構(gòu)的影響不明顯。

4）不同油箱隔板開(kāi)孔布置的分析結(jié)果表明，在保持開(kāi)孔率不變時(shí)，減小油箱隔板開(kāi)孔尺寸能夠降低流體域最大壓力，燃油質(zhì)心的變化則不受太大影響；不同開(kāi)孔率油箱的晃動(dòng)計(jì)算結(jié)果表明，燃油晃動(dòng)產(chǎn)生的壓力最大值隨著開(kāi)孔率的減小而降低，燃油質(zhì)心的位移也隨著開(kāi)孔率的減小而減小，對(duì)飛機(jī)的安全飛行有著正向影響。然而減小開(kāi)孔率會(huì)增加飛機(jī)重量，在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)需要綜合考慮。