大型加受油机流场气动耦合特性研究.pdf

中国科技信息 2024 年第 4 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024-62-航空航天空中加油（Aerial Refueling，AR）是一种通过在飞行中给飞机加油来增加飞机续航力和航程的有效方法。国内外主要发展了两种不同的加油方式，分别为硬管式与软管锥套式，其中前者主要有加油速率高、驾驶员工作负荷小、对扰动敏感度较低等优点。随着空中加油任务的不断拓展，大型加受油机之间进行对接加油的频次逐渐增加，随之而来的一些飞行问题也受到了关注。一架在空中飞行的飞机，其后方气流会出现较为明显的扰动，显然这是由于尾流造成的。飞机尾流的流动特征包括由升力面引起的下洗和翼尖涡流，以及由推进装置引起的反洗或喷洗。飞机的翼尖涡流会在飞机后面几千米的尾流中持续存在，在空中加油或者紧密编队任务实施过程中，前机的尾流导致的尾流场流动特性极大地影响了任务的安全性与完整性，故模拟计算尾流对空中加油有重要的意义。在加油机尾流的研究领域内，自 1990 开始，国外学者采用涡格法对飞机气动流场进行数值仿真。涡格法采用有限元思想，利用多个离散的马蹄涡代替机翼几何，沿机翼展向与径向设置不同强度的马蹄涡，这样形成的网格即可对整个飞机结构气动外形进行模拟。与风洞试验的结果验证发现有良好的一致性，后续又提出了更加接近真实的扁平涡面与卷起涡流模型，用来更好的表示受油机机翼上的下洗分布，并捕捉更精确的诱导滚转力矩特性。近 年 来，许 多 学 者 开 始 采 用 计 算 流 体 力 学（Computational Fluid Dynamics，CFD）的方法对密集编队过程中，长僚机之间的气动耦合问题进行探究，利用CFD 方法对飞翼构型的编队飞行时尾涡流的特点进行了分析，并指出长机的尾涡作用，主要是靠近僚机侧的长机翼尖涡的诱导作用，提升了僚机的升力，使之能够以较小的迎角飞行，减小了诱导阻力。对典型的无人机紧密编队飞行气动耦合进行了仿真研究，并指出气动效率最佳的排列方式。采用 CFD 方法对 KC-135 给 B-52 空中加油过程进行了数值模拟，结果表明，在对接过程中，受油机升力系数有所下降，这是由于加油机后方的下洗气流造成的，B-52 单飞和KC-135 后面空中加油编队的力和力矩没有明显的影响。加油机尾流对操纵面的有效性没有显著影响。在空中加油操作中，受油机暴露在由加油机引起的不均匀风场中，这种不均匀风场导致位于受油机上不同位置的大气数据传感器的读数不同。也可以建立一种完全耦合的双机近距离编队飞行的涡格法框架，并利用基于伴随的方法计算横向和航向飞行动力学参数对飞机间垂直和横向偏移的敏感性。行业曲线开放度创新度生态度互交度持续度可替代度影响力可实现度行业关联度真实度大型加受油机流场气动耦合特性研究李牛栋李牛栋中国飞行试验研究院李牛栋（1997），陕西凤翔，硕士研究生，助理工程师，研究方向：空中加油。-63-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024中国科技信息 2024 年第 4 期航空航天2000 年以来，法国航空和空间研究中心和德国宇航中心（ONERA/DLR）联合开展了飞机尾涡研究计划，将飞机尾涡划分为四个显著的阶段，本文主要研究涉及其前两个阶段。近场尾涡区（The Near-Wake Field），非常靠近飞机机翼后缘的区域，其流向范围大约为机翼平均气动弦长的量级，其特征是从机翼后缘开始的高度集中的旋涡组成剪切层。近 场 尾 涡 延 伸 区（The Extended Near-Wake Field），一般在 10 倍翼展范围内，主要以翼尖涡的卷起及融合为主要特征，并最终形成一对反向旋转的涡。中场尾涡区（The Mid-Wake Field），不超过 100 倍翼展，尾涡由于相互诱导开始向下运动，同时呈现一定的不稳定性。远 场 耗 散 区（The Far-Wake And Dispersion Field），超过 100 倍翼展范围，由于尾涡相互诱导而呈现不稳定特性并最终耗散。控制方程与几何模型建立本文以 GrabCAD 网站上公开的 KC-135 加油机的三维几何模型为基础，在 SCDM 中对其进行了大量的几何清理，确保其结构为完整的封闭实体。同时也对模型进行了相应的简化，去除了起落架及机身上微小的几何特征，在满足本文研究内容的前提下，减小网格划分的复杂程度。如图 1 所示，加油机的翼展为 40m，机身长度 41.5m，机身高度 12.7m，加油硬杆的模型在公开数据的基础上也经过了简化处理，硬管式加油的加油装置被称为吊杆或者飞桁，吊杆的机械结构通常由万向节、固定杆、方向舵、杆延伸段和加油插头组成，吊杆通过万向节连接到加油机的后部，这允许吊杆在方向舵的控制下相对偏航和俯仰。吊杆延伸段允许飞行吊杆与固定吊杆一起延伸或缩回。在燃料输送过程中，喷嘴与受油机的插座配合方可进行输油。伸缩管的长度为 8.5m，整体加油杆的长度为 14.3m，加油杆的俯仰角度设置为 45，偏航方向设置为与机身纵轴保持一致。本文研究大型加受油机在对接过程中的气动耦合现象，目前国外常见的大型受油机主要为军用运输机，本文直接采用相同模型进行加受油之间的模拟加油，如图 2 所示。湍流运动过程中的控制方程是由质量守恒、动量守恒、能量守恒这三个物理定律来确定的。这三大定律对于流体运动的数学模型如下。连续性方程：()0Ut+=（2-1）其中，为密度，t 为时间，U 为速度矢量 Ux，y，z动量方程：()()MUU UpSt+=+（2-2）其中，p 为静压，为应力张量，与应变率有关，SM为动量源项。其中应力张量还可进一步表示为：()()23TUUU=+（2-3）能量方程为：()()()()iiMEhUhTUU SStt+=+（2-4）其中，为导热系数，T 为温度，（U，）表示黏性应力产生的黏性工作项，通过流体黏性模拟内部加热，在大部分流动中可以忽略，USE表示外部动量源项产生的工作，SE为能量源项，hi为总焓，与静焓 h（T，P）相关，具体表达式为：212ihhU=+（2-5）网格划分与湍流模型Fluent Meshing 在非结构化网格划分方面优势明显，目前还开发了 Watertight 工作流，Poly-Hexcore 体网格技术生成方法可以使六面体网格与多面体网格实现共节点连接，且不存在 interface 面，可大量提升网格中六面体的数量，以达到提升求解效率与精度的目的。故本文采用 Fluent Meshing 对计算流体域的网格进行了划分，为减少计算量，本文对加油机模型在纵向平面进行了剖分，采用对称面的形式建立了模型，图 3 为对称之后的面网格特征，图 4 为体网格特征，可以观察到，网格内部大量采用六面体，在壁面附近采用多面体，如此不仅减少了网格数量，而且提升了计算效率。对于亚音速可压缩流动，本文采用 K-omega SST 湍流模型，此模型对壁面网格划分有比较高的要求，即 y 值接近 1，故本文网格边界层建立方式采用 last-ratio，第一层网格高度设置为 1e-5m，边界层数量为 1012，以确保网格精度要求，求解算法选择 Coupled 算法，此算法是一种统一求解动量和连续方程的隐式耦合算法。耦合控制方程中的每个方程要线化成涉及所有未知量的方程，通过离散动量方程中的压力梯度项，以及耗散项来实现求解。本文设定飞行高度为 6km，飞行速度为 0.5Ma，计算域边界入口条件为换算得到的速度入口 158m/s，出口条件为压力出口，图 2 对接阶段流体计算域（对称）图 1 KC-135 干净几何模型中国科技信息 2024 年第 4 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024-64-航空航天图 6 对接阶段双机尾流静压云图图 5 加油机单独飞行时尾流静压云图中间对称面为 symmetry，其余壁面设置为固壁无滑移条件，气体性质为可压缩理想气体，黏性采用 sutherland 定理。分别对于加油机单独飞行时与进行空中加油任务时飞行状态进行了计算，拟对比两种状态下的不同角色飞机的气动流场变化特性。计算结果分析对于加受油机后方流场特性，沿流向分别在 x=1b3.5b位置处截面，静压分布如图 5、6 所示，从加油单飞来看，低压区出现在飞机主机翼后方，且沿流向不断扩大，这与已知的大型飞机尾流场特点相同，这是由于翼尖涡的存在，使得涡核区域内压力降低，机翼两侧的翼尖涡通常是对称旋转且不断扩张，随着重力的作用还会有所下沉。从加受油阶段的静压分布云图来看，由于加受油机在主机翼后方都形成了翼尖涡，因此逐渐产生了融合的趋势，由于受油机带来的气流上洗使得加油机后方 x=b 翼展处产生了较大的低压区。加油机后方的静压云图来看，沿着流向不断发展，出现了明显的低压区，并且低压区逐渐相互融合扩大，从低压区的位置和发展趋势来看，在对接任务阶段，主要还是受油机上洗造成的影响对加油机的纵向操纵响应带来较大变化。在机身后方的截面上观察展向速度流线可得，如图 7、8 所示，机翼后方的涡流是由主机翼主导的，平尾后方也会产生涡流，但是区域较小，从加油阶段的压力系数云图可明显观察到，加受油机的翼尖涡在 x=2b 处产生融合，在此之前只有受油机的上洗影响到了加油机后方涡流的变化，在此之后，由于加受油机在不同高度处，因此各自的翼尖涡涡核也处在不同高度层，因此后方涡流流场变成了拥有上下两个涡核的特征涡。本文还根据 Q 准则给出了不同阶段时加受油机机身后方的涡量云图，在左下角可观察到，涡量主要是机翼后方形成的下洗流和翼尖涡造成的，平尾的翼尖涡相比主机翼较小。结合截面处的气流流线来看，随着流动发展，涡流的现象更加明显。加油机后方的涡流云图显示翼尖涡稳定在机翼后方，在涡量较大的区域内，流体流动方向沿飞机横向存在不小的分量，这将导致马蹄涡区域逐渐扩大，假如后方受油机进入加油机尾涡当中，会导致机翼升力下降，飞机操纵品质下降，非稳定气流甚至会导致操纵飞机短暂的失去可预料到的响应，危及飞行安全。本文给出了两种不同情形下，加受油机主要位置处升阻力系数的变化，即已经进行了无量纲化的处理，由于对实际情形的模拟计算受到多方面的影响因素限制，因此，本文主要关注的是，这些升阻力系数变化的百分比，而不是具体的图 3 加油机面网格特征图 4 体网格剖面网格特征-65-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024中国科技信息 2024 年第 4 期航空航天数值。观察数据对比可知，在对接状态下，主机翼上升力系数较加油机单独飞行时变化不大。表 1 不同阶段下加受油机机身不同位置处力系数力系数类别机翼平尾整机升力系数加油机（对接）0.210 30.093 80.108 3受油机（对接）0.170 60.059 70.084 3加油机（单飞）0.207 70.082 20.105 4阻力系数加油机（对接）0.017 30.023 70.012 2受油机（对接）0.015 00.020 10.010 9加油机（单飞）0.017 60.022 70.012 0由于受油机在对接过程中，燃油经过输送会导致重心发生波动，增加了操纵负荷，保持高度速度的同时要注意飞机纵向的响应。本文对重心的假设为主机翼平均气动弦长的25%处，为了简化计算，下表中忽略了机体可调整舵面的偏转。此表主要显示不同位置处力矩系数变化，需要注意的是，在稳定平飞过程中，力矩在各方向上都是平衡的。表 2 不同阶段下加受油机主要力矩系数变化力矩系数（单侧）加油机（对接）受油机（对接）加油机（单飞）平尾力矩系数0.053 80.034 70.052 0主机翼力矩系数0.051 00.042 80.050 2受油机的主机翼上的升力系数有所下降，这是因为加油机下洗流对受油机机翼气流来流方向的影响，导致来流攻角增大，并且来流湍流程度增加，此时，气流绕流机翼更易发生边界层分离，降低了机翼的升力效率。整机升力系数对比发现与主机翼变化保持一致。在阻力系数的变化上可以观察到，受油机受到的阻力有所下降，这主要是因为加油机尾流冲浪作用。需要指出的是，加油机在对接阶段相比单独飞行阶段，平尾升力系数增加了 14.11%，纵向俯仰力矩系数增加了 3.46%。受油机整体气流上洗可影响到加油机尾翼周围的气流流场，使得加油机在受油机从预对接位置进入对接位置时应当重新调整纵向配平。结语本文对硬管式空中加油过程中，大型加受油机在单飞以及对接过程中的气动流场进行了数值模拟，结果表明，加油机尾流下洗对大型受油机的翼面升力影响较大，通常是由于升力系数的减小导致的，这使得受油机在对接过程中需要更大的俯仰角，和更加频繁的纵向操纵输入。而受油机气流上洗也使得加油机平尾升力系数增加了 14.11%，纵向俯仰力矩系数增加了 3.46%，大型受油机的上洗效应也增大了加油机纵向操纵负荷，因此在加油机空中加油飞控系统的设计中要考虑到纵向气动力的特点，降低飞行员操纵负荷，以此提高空中加油任务的安全性。本文对飞机可操作舵面的影响尚未涉及，后续可开展非稳态计算可包含空中加油阶段操纵输入响应对飞机状态的影响。图 8 对接阶段时压力系数与涡量云图图 7 加油机单飞时压力系数与涡量云图