驾驶舱空气动力源致振动响应分析研究

谢卫杰，杨红杰

（航空工业西安飞机（集团）股份有限公司，西安 710089）

现代飞机根据需要，会在驾驶舱外围增加凸起结构（如照明灯，特殊需要天线等）。这些凸起会改变前机身外形，导致机身表面的局部气流分离，进而作为振源引起附加的驾驶舱振动。在一些情况下，甚至造成驾驶舱内振动量级上的改变，严重影响驾驶舱在整个特定飞行任务期间对空勤组驾驶仪表、显示器和武器瞄准装置的视觉敏锐度，从而影响人员的操纵效能和身体健康。因此需要对这种因为流场变化产生的驾驶舱振动进行分析和评估[1-3]。

目前，研究分离流导致的机体动态响应的主要方式是风洞试验和飞行实测，这两种方式各有一定的局限性。一般而言，风洞试验只适用于测量机身表面动压力分布，而且由于模型尺寸和风洞雷诺数的限制，测量得到的表面脉动压力分布误差较大[4-8]。飞行试验可以得到实际的驾驶舱内振动数据，但是由于飞机上的振动源比较多，单纯气动力引起的振动响应无法分离得到，不利于对飞机外形的影响进行针对性分析[9-10]。

借助于目前计算机强大的计算能力，文中针对面临的此种问题，首先根据大涡模拟理论，采用CFD软件计算得到了多种飞行工况下分离气流产生的作用于机身前段表面的非定常脉动压力分布，然后根据定义CFD 和CSD 模型上载荷的对应关系，将所得的脉动压力作用于前机身详细有限元模型上，从而得到所关心的驾驶舱内若干部位的加速度响应分析，以用于后续分析处理[11-15]。

1 研究方法及过程

1.1 CFD 非定常气动力计算理论简介

CFD 计算采用大涡模拟理论[16-23]。大涡模拟理论认为湍流运动是由不同尺度的漩涡组成，在中大涡模拟方法中，通过滤波函数，将湍流的瞬时运动信号分解成大尺度涡运动和小尺度涡运动两部分。其中大尺度涡拥有较大比例的湍流动能，对雷诺应力产生及湍流扩散起主要作用，对边界条件有较强的依赖性，即依赖于个别的流动条件，不存在通用模型，但可以通过控制方程直接进行数值求解；小尺度涡主要起耗散作用，在高雷诺数下，小涡的运动趋于各向同性，受边界条件影响较小，可以使用通用模型来模拟。作为直接数值模拟方法的过渡，利用大涡模拟方法，可以在目前的计算机水平下得到描述表征湍流主要结构的速度场，能够较真实和精确地反映湍流的连续运动和发展。文中将采用方程（1）的亚格子尺度模型[24-25]，应力可用Boussinesq 关系[26]给出。

式中：u˜i是Faver 平均[27]后的速度；S为应变量；l由式（4）给出：

常数Cμ=0.008 54，Ck=0.1，Cζ=0.916，α=0.1，σk=1。

1.2 计算模型

1.2.1 CFD 计算模型

根据真实飞机气动外形，建立CFD 计算模型。模型对局部细节进行简化，保留飞机表面主要的外形特征，同时满足流场计算和分析的要求。流场计算网格采用六面体结构网格，为了控制附面层网格质量，采用O-grid 拓扑构型，如图1 所示。

图1 流场计算网格Fig.1 Computation grids of the flow: a) grids surrounding the airplane; b) structural grids on the airplane surface

1.2.2 驾驶舱结构动力学有限元模型

计算采用的驾驶舱结构动力学有限元模型如图2和图3 所示。由于缺乏独立的驾驶舱GVT 数据，驾驶舱结构动力有限元模型的修正和验证很难进行。对该模型的修正和验证采取的手段是选取全机动特性分析模型（现有振动及颤振计算模型）前驾驶舱部分，对其进行固有特性计算，以其前两阶模态对驾驶舱结构动力有限元模型进行修正和验证。动力学模型的前两阶整体模态与地面振动试验结果符合性良好，模态振型如图4 所示。

图2 驾驶舱有限元模型Fig.2 FEM of the cockpit

图3 驾驶舱有限元网格模型（内部）Fig.3 FEM of the cockpit (inside)

图4 驾驶舱第一阶整体模态Fig.4 The first global mode of the cockpit

2 结果

2.1 计算工况

根据飞机飞行任务选择5 种工况进行计算，具体见表1。

2.2 CFD 计算结果

飞机表面的脉动载荷强度与来流的速度有直接的关系，由气流与物体相互作用产生，可以等效成为多个散布的偶极子载荷力，其强度的大小正比于流体作用力。流体表面的流动脉动压力的强度与流速的6次方成正比。通过大涡模拟瞬时流场的计算，可以得到机身表面上随时间变化的脉动压力。在工况 1下的脉动压力如图5 所示，下机身表面摩擦线如图6所示。由图6 可知，下表面圆球下游有较大的气流分离区域。

表1 飞机飞行任务的5 种工况Tab.1 Five working conditions of aircraft flight mission

图5 机身表面的脉动压力Fig.5 Impulsive pressure on the fuselage surface: a) upside; b) downside

图6 机体下表面的摩擦线Fig.6 Bottom surface friction lines of the fuselage

2.3 载荷处理

将CFD 计算出的载荷加载至动力学有限元模型。载荷处理需要解决CFD 模型与FEA 模型之间的载荷转换，即需要将CFD 模型分析的输出载荷映射到对应的FEA 模型位置处，作为FEA 模型的输入载荷。文中载荷转换方法采用最近结点映射的思想，在CFD模型中选出载荷显著区域，记录结点及空间坐标信息，然后利用空间坐标在FEA 模型中找最近结点，从而作为对应加载结点。

2.4 驾驶舱动力学响应分析结果

驾驶舱结构响应计算方法是基于模态的瞬态响应计算方法，常用的模态计算方法为Lanczos 方法。文中所采用的结构有限元模型规模较大，为提高计算效率，采用并行计算方法——AMS（Automatic multilevel substructuring）方法。

加载载荷为时域载荷，因此输出结果为加速度-时间历程，可根据计算任务、关注结构等选取输出点位置。工况1 左驾驶员座椅处的动响应分析结果，即节点处的加速度响应时间历程如图8 所示，其余工况、其他输出点计算结果类型与之类似。

图8 工况1 左驾驶员座椅处三个方向加速度Fig.8 Accelerations of three directions of left pilot′s seat for working condition 1

2.5 计算结果分析

对比加速度响应曲线，有如下特点：

1）每个工况每个输出点的y方向（飞机竖直方向）加速度曲线振动量最大，然后是z方向（侧向），最小是x方向（航向）；

2）受到初始状态的影响，瞬态响应（曲线前1 s）响应明显比后续 “稳态响应”（曲线后1 s）量值大。

将计算结果数据通过傅里叶变换转化为功率谱密度后，与试飞测试数据进行比较，发现气流分离对驾驶舱舱内振动贡献较大，峰值位置处达到了25%左右。

3 结论

文中采用CFD+CSD 松耦合的计算方法分析了驾驶舱外型上多处凸起对驾驶舱内若干重要部位的振动响应的影响，发现驾驶舱外形的凸起的影响较大，峰值位置可达到25%左右。与风洞试验和飞行实测相比，文中采用的CFD+CSD 松耦合的计算方式具有成本低、影响因素可控等优点。后续可结合风洞试验和飞行实测对计算结果进行评估和改进。此项工作对于飞行驾驶舱工效性评估和飞机外形优化有借鉴意义。