一种机动飞行条件下的飞机整体油箱流固耦合分析方法

赖 辉，陈晓峰，刘 海，赵博伟

(航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司 技术中心，四川 成都 610092)

0 引 言

通常，飞机在起飞、着陆及飞行过程中，因气动紊流以及发动机转子的不平衡等原因，会引起油箱内燃油的晃动.一方面，燃油大幅晃动产生的作用力和力矩对飞机的飞行姿态会产生影响，而飞行姿态的变化又会进一步加剧油液的晃动，此交互耦合的作用可能会导致飞机的失稳甚至损坏；另一方面，随着燃油晃动幅度的增大，其对油箱壁的冲击也加大，长期的反复冲击会导致油箱连接件松动.同时，油箱局部结构会因冲击而受到磨损或产生裂纹，造成油箱的结构强度与可靠性降低甚至产生燃油的泄漏，产生较大的安全隐患.因此，油箱区的燃油晃动冲击是飞机油箱结构设计中必须重点考虑的一个问题.对此，本研究针对某型高机动飞机整体油箱晃动问题，采用ABAQUS和STAR-CCM+分析工具，分析了该飞机机动飞行条件下的整体油箱流固耦合分析方法，计算了在盘旋机动过程中该飞机整体油箱的结构强度以及密封性能，并使用SPH方法对仿真分析结果进行了对比验证.

1 整体油箱结构

作为研究对象的某型飞机整体油箱结构如图1所示.油箱主要由上、下蒙皮、机翼盒段、油箱侧壁、主体框和加强型材等铆接成形.其中，上、下蒙皮采用复合材料，其他框架使用铝合金.

(a)整体油箱结构

(b)油箱流体域

图1整体油箱结构示意图

2 油箱流固耦合分析

2.1 运动分析

盘旋飞行条件下，飞机在水平面内作匀速圆周运动，为了获得飞机盘旋的向心力，飞机必须带有一滚转角(坡度)γ.滚转角是飞机对称面与铅垂方向的夹角.飞机盘旋时的受力如图2所示.

由图2可见，飞机在空中做正常盘旋时，受到4种力的作用：升力Y、重力G、推力P和阻力X.由此得出正常盘旋时飞机的运动方程式，

图2正常盘旋下飞机受力分析

(1)

式中，α为飞机迎角，φP为发动机推力与飞机纵轴的夹角，R为盘旋半径.

通常情况下，α和φP很小，可近似为0，方程(1)可以简化为，

(2)

故由式(2)有正常盘旋时，飞机的过载，

(3)

有此可见，正常盘旋时飞机的过载仅与坡度有关，坡度越大，过载越大.同时过载也越趋近于向心加速度.

盘旋半径可由(2)式求得，

(4)

飞机正常盘旋一周所需要的时间t等于周长与速度之比，

(5)

盘旋中的旋转角速度为，

(6)

在本研究中，为提高计算效率，缩短计算时间，飞机整体油箱采用满油状态，同时，根据算法特点对盘旋过程进行简化以及压缩加速：盘旋过程简化为直线滚转、滚转进入和匀速盘旋3个过程，直线滚转阶段持续0.3 s，滚转进入阶段持续0.2 s(滚转阶段持续0.5 s)，匀速盘旋计算盘旋90°的过程，持续时间为0.5 s，整个盘旋过程共1 s.匀速盘旋阶段角速度ω=3.14 rad/s，滚转角为80°，盘旋产生的过载为6 g，由盘旋运动方程可得盘旋线速度V=17.69 m/s，盘旋半径R=5.63 m.盘旋机动条件下，飞机整体油箱流固耦合仿真分析施加的滚转角速度、角加速度、角位移曲线、盘旋线速度以及盘旋角速度曲线如图3所示.

(a)滚转角速度

(b)滚转角加速度

(c)滚转角位移

(d)盘旋角速度

(e)盘旋线速度

图3盘旋条件下飞机整体油箱运动曲线

2.2 分析模型

在模型中，飞机整体油箱采用53 138个四节点的缩减积分壳单元(S4R)和3 392个5 088三节点壳单元(S3)进行划分(见图4).同时，在连接单元附近加密单元，各部件的单元数目见表1.

图4 整体油箱单元划分

模型的STAR-CCM+流体域网格采用六面体网格划分，基本尺寸为0.015 m，最小尺寸为0.003 m，对几何边框以及中部区域隔板进行网格加密，一共划分504 781个网格，具体如图5所示.

图5燃油流体域网格划分

为准确模拟飞机飞行时的边界输入条件，将油箱边框上与前后机身连接处、进气道连接处、机翼连接处的节点速度通过耦合约束于质心上，耦合节点及质心参考点如图6所示.

图6节点速度耦合约束

2.3 分析结果

模型计算结果显示，飞机在盘旋过程中，铝合金材料的最大Mises应力为397 MPa，位于框架下边框，小于材料的拉伸强度510 MPa，满足强度要求；纤维材料的最大纵向应力为557 MPa，小于材料的拉伸强度1 650 MPa，满足强度要求；纤维材料的最大横向应力为38 MPa，小于材料的拉伸强度55 MPa，满足强度要求.各部件的Mises应力值如表2、表3所示.

表2 复合材料应力应变

表3 铝材应力应变

油箱框架的应力瞬时峰值如图7所示.数据显示，在初始时刻存在应力突变，这是由于施加边界条件的时候存在初始加速度.

图7油箱框架应力瞬时峰值曲线

流场最大瞬时压力曲线如图8所示.对比油箱框架瞬时峰值曲线与流场压力曲线可知，两条曲线变化趋势一致，说明飞机在满油盘旋过程中结构的应力是由燃油和油箱惯性力导致，并在0.45 s左右出现压力和应力的最大值，这是因为飞机在进入盘旋之前存在一个最大过载，这与过载曲线变化趋势相吻合.

图8流场最大瞬时压力

飞机在盘旋过程中，油箱满油不存在燃油晃动和油箱质心偏移.在进入盘旋之前，流场压力和油箱框架应力出现最大值，而进入盘旋之后，流场压力和油箱框架应力均呈稳定状态.据此可推断，飞机盘旋一周时，结构应力和流场压力也将保持稳定.由计算结果可知，整个盘旋过程飞机油箱各部件应力均小于材料强度，满足强度要求，且油箱连接单元各区段最大相对位移均小于0.25 mm，油箱不发生漏油.故本飞机整体油箱满足该型飞机盘旋机动的结构设计要求.

3 SPH方法验证

光滑粒子流体动力学(Smoothed particle hydrodynamics，SPH)方法是一种无网格化的Lagrange算法，无网格算法的特点在于节点与节点之间不存在网格关系，任意一点的函数值通过局部近似由其邻域内的节点表示.SPH方法具有自适应、无网格、粒子形式以及拉格朗日单元的特征.

SPH方法中，本结构模型依然使用壳单元(56 530个)模拟，燃油采用PC3D粒子单元(由C3D8R实体单元转换)，单元数为85 375，单元尺寸为15 mm，油箱模型单元如图9所示.

图9油箱模型单元(深色区域：燃油单元，浅色区域：结构壳单元)

本研究利用流固耦合方法与SPH方法仿真了不同时刻框架的应力，其对比如表4所示.

表4 流固耦合方法与SPH方法油箱框架各时刻应力对比

由表4数据可知，在飞机盘旋过程开始0.5 s前后，运动状态由滚转改为匀速盘旋飞行时，飞机结构处于较为危险情况.2种方法在该时刻油箱各壁面所受压力和峰值的计算结果对比如图10所示.

图10油箱各主要壁面压力峰值对比

流固耦合方法和SPH方法的计算耗时如表5所示.

表5 流固耦合方法与SPH方法计算效率对比

由以上对比计算结果可知：2种方法计算结果接近，验证了ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合联合仿真算法准确性.虽然SPH方法应用更广泛，但是其计算效率低于流固耦合算法，在流固耦合法网格数目为SPH方法3倍的情况下，SPH方法的计算耗时仍约为流固算法的6倍.且随着计算时长延长，SPH方法效率越来越低.

4 结 论

本研究将机动飞行状态参数引入油箱流固耦合仿真分析过程，使用ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合联合仿真算法完成了某型飞机整体油箱稳盘机动飞行过程中油箱区的流固耦合仿真分析，校核了该整体油箱在稳定盘旋机动飞行条件下的结构强度以及密封性能.同时，本研究通过对比SPH方法与流固耦合方法计算结果，验证了ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合联合仿真算法的准确性.仿真计算结果表明，流固耦合仿真方法比SPH方法有更高的计算效率，且随着计算周期的延长，ABAQUS和STAR-CCM+流固耦合联合仿真算法的优势会越来越明显.