基于兩階段法的機載光電吊艙氣動力矩的工程計算方法（自動化）
相關(guān)鏈接： 中國安全網(wǎng) 中國質(zhì)量網(wǎng) 中國論文網(wǎng) 中國資訊網(wǎng)
基于兩階段法的機載光電吊艙氣動力矩的工程計算方法（自動化）
遲圣威1， 紀(jì) 明1， 韓周鵬2， 楊少康1，吳 輝1，寧 飛1，王智超1
（1．西安應(yīng)用光學(xué)研究所，西安710065；2．西北工業(yè)大學(xué)現(xiàn)代設(shè)計與集成制造技術(shù)教臺部重點實驗室，西安710072）
摘要：機載光電吊艙的風(fēng)阻力矩是吊艙結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要依據(jù)之一，越來越受到重視，如果忽略載機的影響，僅根據(jù)吊艙自身模型來計算風(fēng)阻力矩，將帶來較大的計算誤差。在考慮載機影響的基礎(chǔ)上，提出基于“兩階段法”的光電吊艙氣動力矩計算方法；并運用該方法計算某低緯度區(qū)域警用無人機光電吊艙的方位風(fēng)阻力矩，所得結(jié)果與物理背景及實際現(xiàn)象相符，表明該方法的有效性，為高效、準(zhǔn)確地計算吊艙風(fēng)阻提供了新的思路。
關(guān)鍵詞：光電吊艙；逆向氣動外形；兩階段法；流場仿真
中圖分類號：V271.4；TN30 文章編號：1671 - 637X( 2016) 04 - 0070 - 05
0 引言
光電吊艙一般懸掛在無人機機頭或機腹下方，除了通過光電傳感器為無人機提供實時的偵察圖像以外，還具備目標(biāo)捕獲、目標(biāo)測距等功能，是無人機的火眼金睛。吊艙在無人機上的安裝位置，除了滿足結(jié)構(gòu)和配重等方面要求之外．還要使吊艙所受的氣動阻力盡可能小�？梢园言谄渌s束條件確定的情況下選擇吊艙安裝位置以獲得整機最優(yōu)氣動阻力結(jié)果的問題稱為“正問題”，這也是研究人員所關(guān)注的重點。確定了安裝位置后，光電吊艙在飛行過程中還會受到氣動力的影響，其中風(fēng)阻力矩的大小制約了吊艙電機的選擇。如果力矩電機驅(qū)動力不足將使光電吊艙無法完成既定工作，而過大的冗余力矩不僅造成“大馬拉小車”的問題，還會增大電機和安裝軸系的體積和重量，給機載吊艙進一步減重帶來很大限制。所以，隨著機載系統(tǒng)小型化和輕量化，該問題顯得愈發(fā)重要，在飛機和吊艙的連接位置確定后，準(zhǔn)確計算吊艙受到風(fēng)阻力矩的“反問題”也越來越受到吊艙結(jié)構(gòu)工程師的關(guān)注。風(fēng)阻力矩計算在機載光電吊艙出現(xiàn)時就開始了。從早期到現(xiàn)在，主流方法一直是經(jīng)驗公式法，隨著CFD技術(shù)的發(fā)展，少數(shù)學(xué)者開始嘗試使用CFD仿真計算特殊安裝條件下，吊艙本身的風(fēng)阻力矩。顯然，忽略載機的影響會給風(fēng)阻計算帶來顯著的誤差。但由于保密要求等原因使得光電吊艙設(shè)計單位難以獲得其全機模型，一般只能獲得與其接口的部分艙段。不過，當(dāng)光電吊艙安裝在機腹位置，且機身和機翼之間不是翼身融合構(gòu)型時，即使僅獲得機頭和裝載光電吊艙的任務(wù)艙段等局部載機模型，也能為流場分析提供足夠準(zhǔn)確的模型。
1 “兩階段法”風(fēng)阻力矩計算流程
為了得到準(zhǔn)確的風(fēng)阻力矩，需要考慮載機對光電吊艙的氣動干擾效應(yīng)。最理想的情況自然是考慮載機和吊艙在各種不同角度組合下的所有工況，不過這樣的工作量和時間對于目前的工程實際應(yīng)用來說顯得不可接受，所以這里采用所謂“兩階段法”的分步計算方法。第一步，根據(jù)吊艙的幾何對稱性來分析簡化工況數(shù)量，計算出不考慮載機影響的光電吊艙在不同轉(zhuǎn)動角度下的風(fēng)阻力矩，從所得到的結(jié)果中選出極值。第二步，在此基礎(chǔ)上，按照裝配位置關(guān)系組合載機和光電吊艙，計算出在該轉(zhuǎn)動角度下考慮載機影響的光電吊艙風(fēng)阻力矩值。由于載機艙段和安裝結(jié)構(gòu)外形對稱，形狀規(guī)則，且飛行速度區(qū)間屬于低速不可壓流動范圍（Ma≤0.3），此時風(fēng)阻力矩主要由作用在外形表面的流體壓力產(chǎn)生，相比之下，粘性效應(yīng)產(chǎn)生的風(fēng)阻力矩與之相差兩個數(shù)量級。參考吊艙自身風(fēng)阻力矩計算的經(jīng)驗公式，可以把結(jié)果近似地按“線性化”處理，即可以使用疊加原理。所以，可以認(rèn)為該組合工況即為最嚴(yán)酷的工況，此時計算出的結(jié)果可以代表“一體化”后吊艙產(chǎn)生最大風(fēng)阻力矩值，計算流程如圖1所示。下面以某低緯度區(qū)域警用無人機方位風(fēng)阻力矩的計算為例，闡述“兩階段法”實施的具體步驟。
2 第1階段：單獨吊艙計算模型
2.1結(jié)構(gòu)模型分析
整個模型分為局部載機、升降機構(gòu)和光電吊艙3部分。不使用吊艙時，吊艙內(nèi)置于任務(wù)艙段，僅考慮吊艙使用時的情況，可以不考慮升降機構(gòu)，計算模型分為局部載機和光電吊艙兩部分。根據(jù)上述“兩階段法”的計算思路，首先需要計算單獨吊艙自身的風(fēng)阻力矩，吊艙模型為典型的以外方位內(nèi)俯仰為特征的兩軸兩框架結(jié)構(gòu)，方位軸系位于方位框架上，俯仰軸系連接了方位框架和俯仰框架，俯仰框架的球形包絡(luò)直徑為160 mm。考慮了成本、采購周期和安裝方式等多重因素，方位軸系和俯仰軸系由同一型號的直流力矩電機直接驅(qū)動，也由同一類型的光電碼盤測量運動。前蓋板上有3個窗口，分別是電視、熱像和激光窗口，其中激光測照器的發(fā)射和接收窗口在這里合二為一。簡化后的計算模型如圖2所示。單獨吊艙風(fēng)阻力矩的計算方法有兩種，分別是經(jīng)驗公式方法和計算流體力學(xué)方法。
2.2經(jīng)驗公式方法
對于每一個特定的轉(zhuǎn)角，吊艙在空氣中受到的阻力可以簡單表示為
示方位軸左邊和右邊力臂。利用經(jīng)驗公式需要通過CAD軟件得到不規(guī)則投影區(qū)域的面積和形心位置，在不同軟件轉(zhuǎn)換過程中，二維圖的部分幾何要素難以識別，需要不斷重復(fù)手動修復(fù)，近似投影圖形等工作，容易引入較大誤差；而對應(yīng)每一塊面積形心的定位也存在同樣的問題，后果是導(dǎo)致力臂計算準(zhǔn)確度低。同時幾何體的風(fēng)阻系數(shù)在不同參考文獻中不完全相同，存在一定程度的不確定性，類似于可靠性分析方法中的專家經(jīng)驗方法，因經(jīng)驗值不同導(dǎo)致計算結(jié)果出現(xiàn)差異。所以經(jīng)驗公式在多個環(huán)節(jié)存在誤差累積，是一種較為粗糙的方法，這里不做深入討論。
2.3計算流體力學(xué)方法
計算流體力學(xué)建立了如圖3所示的流場模型。
在方位方向按每150的間隔定義一種工況條件，來流方向和速度確定為式中，掃為來流方向與吊艙正前向在方位平面內(nèi)的夾角。得到7個角度下的方位風(fēng)阻力矩。把計算結(jié)果導(dǎo)人Matlab進行整理，單獨吊艙方位風(fēng)阻力矩的極值和變化趨勢如圖4所示。
3第Ⅱ階段：載機吊艙計算模型
3.1氣動外形的逆向生成與連接吊艙
原始的局部載機模型，用于表明安裝位置、安裝方式和顯式吊艙包絡(luò)，屬于存在很多細(xì)節(jié)的結(jié)構(gòu)模型。如果直接在其上做幾何處理難度很大，很有可能會對后期網(wǎng)格生成帶來不利影響，所以最佳的方案是重新建立供仿真使用的局部載機氣動模型。利用Solid-works軟件的實體引用功能，首先將載機結(jié)構(gòu)模型分為機頭和任務(wù)艙段兩部分，按曲率變化沿長度方向選取了9個典型的控制截面來控制基本外形，截面之間通過原有的或提取的特征要素構(gòu)造出4條引導(dǎo)線，每部分的多個控制截面之間通過連續(xù)的導(dǎo)引線來實現(xiàn)光滑過渡，這樣做的好處是能夠更好地逆向出逼近原始結(jié)構(gòu)輪廓的氣動模型。如圖5a所示，載機氣動模型創(chuàng)建完成后，將光電吊艙裝配在無人機安裝位置上。需要注意的是，不同于單獨吊艙計算時，不同角度的工況僅需改變來流方向即可，不需要重新創(chuàng)建流場和重新生成網(wǎng)格。此時這種便利將不復(fù)存在，由于每個角度下的裝配都需要重新創(chuàng)建流場和生成網(wǎng)格，導(dǎo)致計算一次工況的工作量很大，仿真所需的時問很長。對時間短、任務(wù)緊的研制項目而言，計算每一種組合工況顯然不合適。所以可進行“兩階段”法的第二階段，根據(jù)圖4單獨吊艙計算所得的結(jié)果，只選擇300的極值位置，計算該工況下整體模型的方位風(fēng)阻力矩。此時來流方向沿機頭方向，吊艙沿來流方向逆時針旋轉(zhuǎn)300后和載機連接。如圖5b所示。
3.2整體模型網(wǎng)格快速生成技術(shù)
網(wǎng)格生成在當(dāng)前最流行的商用軟件Icemcfd中完成，其特點是不論六面體網(wǎng)格還是四面體網(wǎng)格都按非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的方式來處理。六面體網(wǎng)格的生成需要應(yīng)用復(fù)雜的處理技術(shù)將單元沿物理域邊界規(guī)則排列。當(dāng)外形復(fù)雜時，只能將復(fù)雜的域分解為多個具有簡單拓?fù)涞膲K，然后按順序依次在每個塊體中生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，實現(xiàn)起來非常困難。
工程上常用的自動體網(wǎng)格生成方法有八叉樹法和基于Delaunay粗網(wǎng)格的陣面推進法。八叉樹算法簡單地說就是通過初始網(wǎng)格包裹幾何體，然后不斷細(xì)分快速生成網(wǎng)格。這種方法的優(yōu)點是魯棒性強，對于簡單處理的吊艙模型就能完成網(wǎng)格的生成，但網(wǎng)格質(zhì)量很一般。導(dǎo)人求解器后由于網(wǎng)格的原因收斂速度非常慢，相當(dāng)于把網(wǎng)格生成的困難轉(zhuǎn)嫁給方程求解，所以在吊艙計算中不推薦此方法。
基于Delaunay粗網(wǎng)格的陣面推進法生成非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格，是以先生成的面網(wǎng)格為基礎(chǔ)，向外推進生成整個流場網(wǎng)格，網(wǎng)格質(zhì)量相對較容易控制，效率也比較高。當(dāng)然它在前期的幾何處理上需要花更多工夫，從后期的計算效率來看這樣的代價還是非常值得的。需要強調(diào)的是邊界層網(wǎng)格的生成，由于吊艙方位框架內(nèi)側(cè)存在多塊不同曲率的曲面拼接結(jié)構(gòu)，與俯仰框架之間也存在不利于網(wǎng)格生成的縫隙，載機裝配后還可能會出現(xiàn)附加的曲面過渡，此時過分追求合理的邊界層設(shè)置會大幅度降低整體網(wǎng)格的質(zhì)量，常常會導(dǎo)致網(wǎng)格生成失敗，或者網(wǎng)格質(zhì)量太差而導(dǎo)致最終的計算結(jié)果不可接受，所以如何設(shè)置邊界層網(wǎng)格需要權(quán)衡考慮。流場模型和網(wǎng)格如圖6所示。
3.3考慮載機影響的吊艙風(fēng)阻力矩計算
網(wǎng)格完成后導(dǎo)入fluent軟件，考慮近海平面掠海瞄準(zhǔn)、550 m低空跟蹤和1200 m低空偵察3種工作模式來設(shè)置環(huán)境條件。當(dāng)氣體的物理模型選擇理想氣體時，不同高度下大氣參數(shù)由氣體狀態(tài)方程決定，所以密度、溫度和壓強3個參數(shù)只需知道2個就能完全解出狀態(tài)方程。
這里選擇計算相應(yīng)海拔高度上的壓強溫度值。對于低緯度地區(qū)，對流層海拔高度距離海平面17 km以內(nèi)時，高度與壓強的關(guān)系為
氣壓；溫度可以簡單地按每升高100 m降低0.6℃計算，小于百位整數(shù)位的高度可以通過線性插值得到。在fluent環(huán)境條件中更改壓強和溫度值，在計算初始化時自動得到相應(yīng)的密度值。無人機巡航時的最大飛行速度為150 km/h，計算中需要轉(zhuǎn)化成無量綱的馬赫數(shù)。湍流模型中SST模型在工程中應(yīng)用廣泛，不過和Spalart-Allmaras -方程模型相比，在網(wǎng)格質(zhì)量不是很高的情況下，它的收斂速度要慢很多，所以權(quán)衡考慮，這里選擇后者。流場邊界條件選擇壓力遠(yuǎn)場條件。對于穩(wěn)態(tài)流動，當(dāng)選擇壓力基求解器時，流體控制方程可以統(tǒng)一寫成忽略時間項的對流擴散方程的微分形式
數(shù)值求解方法選用基于壓力基的SIMPLEC算法，求解格式采用二階迎風(fēng)格式。最終計算結(jié)果如圖7和表1所示。
3.4精度影響分析
根據(jù)以往的研究表明，網(wǎng)格數(shù)量和計算精度之間有著密切的聯(lián)系。圖8a和圖8b分別顯示了載機吊艙一體化模型在550 m低空的計算工況下，氣動阻力與網(wǎng)格數(shù)，方位風(fēng)阻力矩和網(wǎng)格數(shù)之間的關(guān)系。隨著網(wǎng)格數(shù)量的不斷增加，氣動阻力和風(fēng)阻力矩不斷減小，當(dāng)計算域總的單元數(shù)量超過65萬時，繼續(xù)增加網(wǎng)格數(shù)量對結(jié)果沒有影響，計算結(jié)果收斂到一定值，符合網(wǎng)格無關(guān)性條件，能夠從網(wǎng)格規(guī)模角度保證求解的精度。
4定性分析
從上述結(jié)果可知，在飛行速度不變的前提下，空中的氣動阻力和風(fēng)阻力矩值均小于海平面情況，這是由于密度和壓強的降低，導(dǎo)致流體質(zhì)量流量、動量和當(dāng)?shù)仂o壓同時降低。計算結(jié)果與氣動的物理規(guī)律相吻合。而合理的連接位置可以在載機和吊艙之間形成有利于減阻的氣動干擾。
由于電流值和力矩成正比，所以在外場飛行試驗的過程中，通過在伺服系統(tǒng)的電流環(huán)中串聯(lián)采樣電阻和電流表來獲取不同轉(zhuǎn)動角度的電流值，隨后傳輸?shù)降孛嬲咀鰧崟r分析，發(fā)現(xiàn)在方位角300位置附近，電流值大于其他位置。不過由于電流值的時變性，外加摩擦力矩、導(dǎo)線力矩等不平衡力矩在不同位置的準(zhǔn)確測量有一定難度，使得測量出的電流值不能和風(fēng)阻力矩直接相關(guān)。如能成功解決上述問題，就有希望通過吊艙自身來獲取較為準(zhǔn)確的風(fēng)阻力矩值。
5 結(jié)論與展望
本文通過逆向出合理的載機氣動模型，使得考慮載機影響的吊艙風(fēng)阻力矩計算順利完成。從以上分析和計算結(jié)果可以初步得出3點結(jié)論：
1)“兩階段法”的分析思路給出工程化吊艙計算的合理步驟，整體模型計算出的風(fēng)阻力矩必然更符合飛行中的實際情況；
2)在合理的連接位置下，載機和吊艙一體化后的風(fēng)阻力矩比單獨吊艙情況要小，說明前期國內(nèi)外一些可以查閱到的資料中，僅計算光電吊艙自身的風(fēng)阻力矩作為選擇電機的依據(jù)存在合理性；
3)氣動力的作用通過傳力路徑傳遞到軸上，會在一定程度上增大軸轉(zhuǎn)動的摩擦力，這就需要以乘以安全系數(shù)或其他方式適當(dāng)留一些余量來保證所選電機能有效地驅(qū)動軸系轉(zhuǎn)動。
需要指出的是，準(zhǔn)確的阻力計算一直是氣動分析的難點。以前的研究表明網(wǎng)格質(zhì)量對更高精度的阻力預(yù)測起到至關(guān)重要的作用。一般直接簡化吊艙的結(jié)構(gòu)模型后生成六面體網(wǎng)格仍然較為困難，而重新建立的氣動模型又過于簡單，即使網(wǎng)格質(zhì)量良好，但模型失真程度較高，導(dǎo)致結(jié)果偏離真值更遠(yuǎn)。所以如何建立簡單而又足夠準(zhǔn)確的吊艙氣動模型是下一步需要研究的問題之一。同時，如果能在風(fēng)洞試驗和飛行試驗中對吊艙的風(fēng)阻力矩加以驗證，形成閉環(huán)結(jié)論，才能對吊艙的設(shè)計工作提出更為有效的指導(dǎo)意見。
