大型水陆两栖飞机飞行试验应急离机轨迹数值模拟

刘冠冕; 高坤; 温庆; 程志航; 秦何军; 陶秋萍

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2506823

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (27) :11926-11937 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2506823

航空、航天

大型水陆两栖飞机飞行试验应急离机轨迹数值模拟

刘冠冕 ¹^,² ,
高坤 ¹^,² ,
温庆 ¹^,² ,
程志航 ¹^,² ,
秦何军 ¹^,² ,
陶秋萍 ¹^,²

作者信息 +

Numerical Simulation of Emergency Egress Trajectory for Large Amphibious Aircraft during Flight Test

LIU Guan-mian ¹^,² ,
GAO Kun ¹^,² ,
WEN Qing ¹^,² ,
CHENG Zhi-hang ¹^,² ,
QIN He-jun ¹^,² ,
TAO Qiu-ping ¹^,²

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摘要

针对大型民用运输类飞机飞行试验中的应急离机安全性关键适航问题,开展了基于计算流体动力学的精细化数值模拟研究。构建了融合全机气动外流场与机组人员多体动力学的耦合仿真方法,采用动态重叠网格技术与六自由度刚体运动模型,系统模拟了试飞机组从侧后舱门应急离机的完整过程。深入分析了飞行速度、离机初始速度、襟翼构型、气流角度以及螺旋桨滑流效应等多重因素,对离机轨迹与碰撞风险的耦合影响机制。研究结果表明:离机初始速度是影响应急离机安全性的最关键参数,且安全离机要求的最小初始离机速度与飞行速度呈正相关;对于本次研究的某大型水陆两栖飞机,当机组人员初始离机速度不低于2.0 m/s时,即可保证在对应飞行包线内安全离机,不存在不可接受的碰撞风险。建立的分析方法、获取的参数规律和划定的安全边界等,可为同类飞机应急离机方案设计、试飞风险评估和适航符合性验证等工作提供支撑。

Abstract

In order to address the critical airworthiness issue concerning emergency egress safety during flight tests of large civil transport aircraft, a refined numerical simulation study based on computational fluid dynamics (CFD) was conducted. A coupled simulation method integrating the full aircraft aerodynamic flow field and crew multibody dynamics was constructed. The entire process of emergency egress from the side/rear cabin door by the flight test crew was systematically simulated using the dynamic overset mesh technology and a six-degree-of-freedom (6DOF) rigid body motion model. The coupling influence mechanisms of multiple factors, including flight speed, egress velocity, flap configuration, airflow angle, and propeller slipstream effects, on the egress trajectory and collision risk were thoroughly analyzed. The results indicate that egress velocity is the most sensitive parameter affecting safety and is positively correlated with the flight speed. For a certain large amphibious aircraft, an initial crew egress velocity of no less than 2.0 m/s can ensure safe egress within the corresponding flight envelope without unacceptable collision risks. The analysis methodology established, the parameter laws obtained, and the safety boundaries identified can provide support for the emergency egress scheme design, flight test risk assessment, and airworthiness compliance verification of similar aircraft.

Graphical abstract

关键词

应急离机 / 轨迹 / 飞行试验 / 数值模拟 / 重叠网格 / 适航

Key words

emergency egress / trajectory / flight test / numerical simulation / overset grid / airworthiness

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刘冠冕, 高坤, 温庆, 程志航, 秦何军, 陶秋萍. 大型水陆两栖飞机飞行试验应急离机轨迹数值模拟[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(27): 11926-11937 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2506823

LIU Guan-mian, GAO Kun, WEN Qing, CHENG Zhi-hang, QIN He-jun, TAO Qiu-ping. Numerical Simulation of Emergency Egress Trajectory for Large Amphibious Aircraft during Flight Test[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(27): 11926-11937 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2506823

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飞行试验是民用运输类飞机研制过程中验证其性能、拓展飞行包线并最终获取适航证的核心环节。尽管现代航空器的设计与制造已具备较高可靠性,且试飞过程遵循严格的安全规范和程序,但飞行试验仍属于风险性的系统工程活动^[1]。特别是在如失速、结冰、颤振等高风险试飞科目^[2-3]中,一旦出现不可逆转的飞行状态,应急离机系统便成为保障试飞机组生命安全的最后一道屏障。CCAR-21-R5《民用航空产品和零部件合格审定规定》第21.35条要求“申请人应当证明每次飞行试验时均采取了足够措施,以便试飞组成员能应急离机和使用降落伞”^[4],因此,对应急离机过程进行精确的轨迹预测与安全性评估,对于保障试飞安全、优化救生方案以及支持适航审定具有至关重要的意义。

航空救生系统的设计因飞机类型和任务属性的不同存在显著差异。对于军用战斗机,普遍采用弹射座椅,能够在较为宽广的速度-高度包线内为飞行员提供有效的救生保障,其技术较为成熟^[5-6]。对于民用运输类飞机,通常不配备弹射座椅,机组人员在应急情况下依靠自身力量跃出舱门,随后暴露在高速气流中,在重力和气动力综合作用下完成与飞机的分离,最终开启降落伞着陆^[7-8]。这种救生模式的安全性依赖于离机瞬间的飞行状态参数,以及离机过程中机组与飞机周围复杂非定常流场之间的动态相互作用^[5],任何不利的扰动均可能导致轨迹偏离甚至碰撞,造成救生失败。

传统的应急离机分析方法主要依赖于风洞试验和工程估算。风洞试验可获取部分气动力数据,通过高速摄影系统得到离机轨迹,但成本高昂,且受尺度效应影响,难以完全复现真实飞行中复杂非定常流动和动态干扰的物理机制;工程估算方法简单便捷,但精度有限,无法准确预测瞬态运动过程及潜在的碰撞风险^[9]。随着高性能计算技术的飞速发展,计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)结合刚体动力学,已成为研究动态分离和轨迹预测^[10]的有效工具,在航空航天等领域得到了广泛应用^[11-13]。目前,国内外关于军用飞机弹射座椅的动力弹射轨迹和相容性等已有大量研究^[6,14-16]。对于民用客机应急离机研究则相对有限,多集中于应急离机轨迹风洞试验^[17-18]、飞行试验方法^[19-20]、地面应急撤离^[21]和舱内人员行为^[22-23]等,而对真实复杂气动布局下的应急离机轨迹及安全性的研究尚显不足。尤其对于大型水陆两栖飞机,其典型气动布局包括上单翼、T形尾翼、高效增升装置、多发螺旋桨及船体式机身等特征,显著影响了飞机周围的流场结构,使得离机轨迹面临一定的不确定性和风险。

以某型大型水陆两栖飞机为研究对象,针对其机身侧后舱门作为应急离机出口的实际场景,开展离机轨迹数值模拟与安全分析。首次探究在机翼下洗流、螺旋桨滑流、机身与平尾扰流等多重气动干扰耦合作用下,人体运动轨迹的动态响应特性;重点揭示襟翼构型、飞行速度、离机初速、气流角度等关键参数对轨迹形态及安全性的影响规律;最终确定应急离机的安全边界,可以为同类飞机应急离机方案的制定、优化和适航取证等提供科学依据。

1 计算方法

1.1 主控方程

流场求解器的主控方程为雷诺平均纳维-斯托克斯方程(Navier-Stokes equations,N-S方程),积分形式的方程组为

(1)

$\frac{\partial }{\partial \mathit{t}}{\int }_{{\mathit{\Omega }}_{\mathit{i}}}$

QdV=${\int }_{\partial {\mathit{\Omega }}_{\mathit{i}}}$FdS+${\int }_{\partial {\mathit{\Omega }}_{\mathit{i}}}$F_VdS

式(1)中:Ω_i为积分区域;∂Ω_i为积分边界;V为体积;S为面积;Q为待求解流动变量;F为无黏通量,F_v为黏性通量。Q、F、F_v的表达形式为

(2)Q=$\left(\begin{array}{l}\mathit{\rho }\\ \mathit{\rho }\mathit{u}\\ \mathit{\rho }\mathit{v}\\ \mathit{\rho }\mathit{w}\\ \mathit{\rho }\mathit{e}\end{array}\right)$

(3)F=$\left(\begin{array}{l}\mathit{\rho }{\mathit{V}}_{\mathit{n}}\\ \mathit{\rho }\mathit{u}{\mathit{V}}_{\mathit{n}}+\mathit{p}{\mathit{n}}_{\mathit{x}}\\ \mathit{\rho }\mathit{v}{\mathit{V}}_{\mathit{n}}+\mathit{p}{\mathit{n}}_{\mathit{y}}\\ \mathit{\rho }\mathit{w}{\mathit{V}}_{\mathit{n}}+\mathit{p}{\mathit{n}}_{\mathit{z}}\\ \mathit{\rho }\mathit{H}{\mathit{V}}_{\mathit{n}}\end{array}\right)$

(4)F_v=$\left(\begin{array}{l}0\\ {\mathit{\tau }}_{\mathit{x}\mathit{x}}{\mathit{n}}_{\mathit{x}}+{\mathit{\tau }}_{\mathit{x}\mathit{y}}{\mathit{n}}_{\mathit{y}}+{\mathit{\tau }}_{\mathit{x}\mathit{z}}{\mathit{n}}_{\mathit{z}}\\ {\mathit{\tau }}_{\mathit{y}\mathit{x}}{\mathit{n}}_{\mathit{x}}+{\mathit{\tau }}_{\mathit{y}\mathit{y}}{\mathit{n}}_{\mathit{y}}+{\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{z}}{\mathit{n}}_{\mathit{z}}\\ {\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{x}}{\mathit{n}}_{\mathit{x}}+{\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{y}}{\mathit{n}}_{\mathit{y}}+{\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{z}}{\mathit{n}}_{\mathit{z}}\\ {\mathit{\Theta }}_{\mathit{x}}{\mathit{n}}_{\mathit{x}}+{\mathit{\Theta }}_{\mathit{y}}{\mathit{n}}_{\mathit{y}}+{\mathit{\Theta }}_{\mathit{z}}{\mathit{n}}_{\mathit{z}}\end{array}\right)$

(5)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{\Theta }}_{\mathit{x}}=\mathit{k}\frac{\partial \mathit{T}}{\partial \mathit{x}}+\mathit{u}{\mathit{\tau }}_{\mathit{x}\mathit{x}}+\mathit{v}{\mathit{\tau }}_{\mathit{x}\mathit{y}}+\mathit{w}{\mathit{\tau }}_{\mathit{x}\mathit{z}}\\ {\mathit{\Theta }}_{\mathit{y}}=\mathit{k}\frac{\partial \mathit{T}}{\partial \mathit{x}}+\mathit{u}{\mathit{\tau }}_{\mathit{y}\mathit{x}}+\mathit{v}{\mathit{\tau }}_{\mathit{y}\mathit{y}}+\mathit{w}{\mathit{\tau }}_{\mathit{y}\mathit{z}}\\ {\mathit{\Theta }}_{\mathit{z}}=\mathit{k}\frac{\partial \mathit{T}}{\partial \mathit{x}}+\mathit{u}{\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{x}}+\mathit{v}{\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{y}}+\mathit{w}{\mathit{\tau }}_{\mathit{z}\mathit{z}}\end{array}\right.$

式中:ρ为密度;u、v、w为速度分量;V_n为法向速度;e为单位质量流体的能量;p为静压;H为总焓;n_x、n_y、n_z为外法向单位矢量分量;τ为切向应力;T为温度;k为导热系数。

数值求解过程中,无黏项采用二阶迎风格式离散,黏性项采用中心差分格式,湍流模型为S-A模型(Spalart-Allmaras model),时间推进采用双时间步方法。

1.2 计算流程

应急离机属于数值模拟中典型的动边界问题,其特点是运动物体的位移和姿态变化范围较大,且与固定背景区域之间存在复杂的相对运动。传统的单域动网格技术难以处理大范围的刚体运动,容易导致网格畸变计算失败^[24]。为确保模拟的准确性、稳定性与计算效率,采用动态重叠网格技术^[25]。数值计算分析流程如图1所示,具体如下。

(1) 重叠网格生成:首先,对计算域进行分解,将整个流场划分为包含飞机主体的背景网格区域和包裹假人模型的运动网格区域。两个区域的网格独立生成,背景网格在飞机尾迹和人员离机轨迹附近等关键区域应进行加密,运动网格在假人表面应设置较高分辨率的网格以保证气动力计算准确度。两套网格间执行“挖洞”操作,匹配插值点,建立数据交换关系,形成完整的重叠网格。

(2) 初始稳态流场计算:在开始动态模拟前,先将假人模型固定于舱门出口附近的初始位置,根据给定的初始条件开展稳态流场计算,使主要残差下降数个数量级并趋于平稳,为后续瞬态计算提供合理的初始流场。此阶段,6DOF(degrees of freedom)模型处于关闭状态。

(3) 动态模拟与6DOF释放:切换非定常计算,在初始的短暂时间段内(如瞬态计算的前0.5 s),假人仍被固定,以确保飞机周围的流场,特别是舱门附近的流动得到充分发展。到达预定时间后,释放假人,同时激活6DOF模型。此后,每一时间步内,计算作用于假人上的气动力与力矩,更新假人的位移、速度和姿态等,并相应更新运动网格,反复执行“挖洞”操作和数据插值。

(4) 数据记录与相容性判据:在动态模拟过程中,实时监测并记录假人的关键运动参数,关注假人模型表面任意点与飞机机体之间的最小间隔距离,进而评估碰撞风险。

(5) 参数敏感性研究:为探究多因素影响规律,采用参数化分析方法。系统性地更改初始状态变量,如襟翼构型、飞行速度、离机速度、飞机迎角和侧滑角等。对于每一组参数组合,均重复执行第(2)~第(4)步的完整流程,从而获得不同初始条件下离机轨迹的数据集,分析各参数的敏感性与影响机制。

(6) 安全边界确定:基于所有工况的模拟结果,综合分析碰撞风险,给出应急离机安全边界,为试飞安全性分析提供数据支撑。

2 算例验证

2.1 WPFS空投标模案例

首先采用美国空军研究试验室的WPFS标模^[26] (wing/pylon/finned store,WPFS)开展多体分离数值计算方法的确认。WPFS模型空投试验在美国阿诺德工程发展中心的4英尺跨声速风洞完成,其中的动态试验采用捕获轨迹系统(captive trajectory simulation,CTS),尾支撑系统连接具有6个自由度的外挂物,能够精确记录外挂物在分离过程中的运动轨迹和姿态变化。

WPFS标模几何外形由Wing机翼、Pylon挂架及Finned Store带翼导弹等三部分组成。试验模型比例为1∶20。计算选取的工况为马赫数0.95、迎角0°,全尺寸模型的主要参数如表1所示,投弹瞬间,挂架对导弹施加了弹射力,保证导弹迅速远离机翼。

计算结果与试验结果对比包括位移、姿态角、速度、角速度等4组物理量,如图2所示,其中位移计算结果与试验结果非常吻合,姿态角、速度与角速度等在0.15 s之后的计算结果与试验结果略有偏差,但整体趋势一致。典型时刻t的导弹位置和压力云图如图3所示。总体而言,计算误差在可接受范围之内,表明本文数值模拟方法能够准确预测多体分离问题的运动参数。

2.2 某大型水陆两栖飞机空投案例

其次,采用自主研制的某大型水陆两栖飞机^[27]在研制阶段进行的一次空投演示飞行试验案例,验证真实复杂构型下数值计算方法的适用性。该试验于2024年在荆门漳河试飞基地完成,飞机状态为襟翼20°,飞行速度约230 km/h,空投高度约200 m,迎角和俯仰角较小,计算均取0°。空投包内部装载相应物品,外形接近圆柱,质量约65 kg,从后机身左侧的空投舱门投出。由于本次飞行试验未采集空投包的精确轨迹和落点数据,只有外翼附近摄像头采集的图像,因此主要定性对比空投包的姿态。计算网格参照第3节的中等网格生成,具体的网格和算法参数设置与后续应急离机案例保持一致,此处不再赘述。

选取了3个典型时刻的空投包姿态对比,如图4所示,左侧为计算的压力系数C_p云图,右侧为试飞实拍图。空投包出舱后,短时间内姿态发生了显著变化,定性观察计算与试验结果,两者的相似度较高,表明本文数值模拟方法对于复杂飞机构型的动边界问题具有较好的适用性。

3 应急离机轨迹数值模拟分析

本节应急离机数值模拟研究基于某大型水陆两栖飞机,该机采用上单翼、梯形翼、T型尾翼、船身式机身的气动布局,安装四台涡桨发动机,配合四个同向旋转的螺旋桨。由于前舱门距离螺旋桨较近,应急离机时人员极易与螺旋桨发生碰撞,因此主要考虑从飞机的侧后舱门跳伞离机。

计算数模如图5所示,模拟了襟翼构型、舱内空间、舱门及人员初始状态等要素,其中舱门朝内开启。考虑到浮筒位于外翼下方,远离侧后舱门,其气动力和尾流对人员离机轨迹影响近似可忽略,因此数模简化了浮筒部件,以减小计算分析的网格量。

后舱门高度约为900 mm,考虑以蹲姿为初始姿态进行跳伞。借助CATIA软件的人机工程学设计与分析模块,建立假人模型。救生伞体积较小,穿戴状态的最大厚度小于60 mm。假人模型的质量特性参数如表2所示。

计算采用黏性笛卡尔网格,生成背景域网格和运动域网格。对翼面的前缘和其他外形曲率较大的物面进行曲率加密,对缝道等采用了间隙加密,对翼面分离区、滑流区和尾迹区等进行合理的空间加密。物面附近加入附面层网格,与外层网格之间过渡较为平滑,附面层首层网格Y⁺≈1,具有较高的网格质量。为了验证网格无关解,生成三套网格。其中,中等网格的翼面最小尺度约为当地弦长的1‰~2‰,最大尺度不大于当地弦长的1%。粗网格和密网格以中等网格为基础,对基准尺寸进行缩放。粗中细三套网格的单元数依次约为980万、2 000万和4 110万,中等网格的表面网格如图6所示。网格无关解分析采用典型工况,飞行马赫数Ma取0.2,迎角α和侧滑角β取0°,离机速度V_e取2.0 m/s,襟翼收起,偏度δ_f为0°。应急离机通常有高度限制,由于低空大气密度高,气动力作用相对明显,保守考虑,本文中分析的飞行高度H统一取海平面。计算显示:离机后第0.5 s时刻,粗中细三套网格的侧向距离分别为1.097、1.082、1.073 m,以密网格为基准,粗网格相对偏差为2.27%,中等网格相对偏差为0.86%;偏航角结果分别为-81.4°、-78.3°和-77.4°,粗网格相对偏差为5.16%,中等网格相对偏差为1.11%。综合来看,中等网格的两项结果相对偏差相对较小,考虑计算效率,后续计算统一采用中等网格。

在安全性判据方面,数值计算时监视离机过程中机组的轨迹和姿态,通过机组与机体的最小距离判断是否安全离机,共制定“危险”“较危险”“较安全”及“安全”4个等级,如表3所示。需要说明的是,出舱过程中,如机组人员手臂率先与舱门边框一侧发生碰撞,由于在舱外高速气流的作用下,人体本身有绕竖轴旋转的趋势,意味着存在与后机身发生二次碰撞的潜在风险,但考虑到真实场景中,机组人员出舱前会本能地双手用力扶住两侧门框,以此发力进行出舱跳伞,即主动施加了侧向约束,一定程度上可以规避该风险,因此仅将其定义为“较危险”状态。

3.1 飞行速度和离机速度耦合影响分析

飞行速度影响人员离机的气动载荷大小,离机速度则影响人员与机体的侧向距离,两者均对应急离机的安全性有重大影响。计算选取的马赫数Ma覆盖应急离机速度包线范围0.12~0.3,离机速度V_e取0.5~3.0 m/s,迎角α和侧滑角β取0°,襟翼δ_f取0°,计算时间取1.0 s。考虑到低空飞行的密度大,相同真空速下气动力作用更加明显,因此计算统一保守取海平面标准大气条件。工况如表4所示。

首先分析相同离机速度,不同飞行速度的影响。对比工况为Case1.1/1.5/1.8,均保持离机速度2 m/s。人员离机后的偏航角时间历程曲线如图7所示(机体云图对应Case1.5)。显然飞行速度较大时,作用在人员上的动压更大,更容易引起姿态的剧烈变化。人员应急离机过程的重心轨迹线如图8所示,分析可知:飞行速度越大,气动力作用越明显,同等时间内人员朝后方的位移越大,手臂右侧与舱门边框的距离变小,发生相碰的概率相应增加,表明在其他条件相同的情况下,高速工况相对危险。

其次分析相同飞行速度,不同离机速度的影响。以马赫数0.2为例,对比Case1.4~1.7工况。人员离机后的侧向距离ΔY时间历程曲线如图9所示,重心轨迹线如图10所示(机体云图对应Case1.5),分析可知离机速度越快,离机后同等时间的侧向距离越远。表明在其他条件相同的情况下,提高离机速度可使机组快速远离机身,趋于安全。

最后综合飞行速度和离机速度两个维度共同考核安全离机的边界。对于Case1.1~1.3马赫数为0.12的情形,机组离机速度越慢,在气流作用下,手臂一侧与舱门边框发生碰撞的概率越大,当离机速度为0.5 m/s时,机组出舱过程中手臂率先与机体发生碰撞,为“较危险”状态;当离机速度提高至1.0 m/s时,机组与机体有较大的安全距离,为“安全”状态。对于Case1.4~1.7马赫数为0.2的情形,当离机速度为0.5 m/s时,机组手臂与机体发生碰撞;当离机速度为1.0 m/s时,机组手臂与机体距离较近;当离机速度大于等于1.5 m/s时,机组与机体有较大的安全距离,这三种出舱状态依次视为“较危险”“较安全”及“安全”状态。对于Case1.8~1.10马赫数为0.3的情形,当离机速度为1.0 m/s时,机组手臂与机体发生碰撞;当离机速度为1.5 m/s时,机组手臂与机体距离较近;当离机速度大于等于2.0 m/s时,机组与机体有较大的安全距离,故三者依次对应为“较危险”“较安全”及“安全”状态。典型马赫数0.3的一组结果对比如图11所示(机体云图对应Case1.9)。

综上分析,为保证应急离机的安全性,要求离机速度不小于1.5 m/s。考虑到真实的应急离机场景更为复杂,如机组出舱姿态差异、瞬态气流扰动等方面的不确定性,故建议对离机速度增加一定的安全余量^[18]。后续针对其他参数的影响分析统一将离机速度增加至2.0 m/s。

3.2 襟翼构型影响分析

应急离机可能出现在所有的襟翼构型状态,故应开展襟翼偏度影响分析,确定临界襟翼状态。计算取典型马赫数0.2,迎角α和侧滑角β取0°,离机速度V_e取2 m/s,计算时间取1.0 s,襟翼偏度δ_f取最小值0°和最大值40°。计算工况如表5所示。

机组离机1 s内的垂向速度V_z时间历程曲线如图12所示,重心轨迹线如图13所示(机体云图对应Case2.2),分析可知:随着襟翼偏度增加,舱门附近空间区域的下洗增强,机组所受的垂向气动载荷增加,导致V_z增加,轨迹线有下偏的趋势,使机组更快远离机体,趋于安全,因此,襟翼0°的巡航构型理论上更临界。由于机组出舱的时间较短,襟翼偏度实际上对轨迹前段影响较小,本组分析工况未发生碰撞,且有较远距离,安全性判据达到“安全”等级。

3.3 迎角和侧滑角影响分析

迎角和侧滑角影响人员离机的气动载荷大小及方向。分析取典型马赫数0.2,离机速度V_e取2.0 m/s,襟翼δ_f取0°,计算时间取0.6 s,最大迎角至15°,侧滑角为±10°。工况如表6所示。

应急离机的人员重心轨迹线如图14所示(机体云图对应Case3.4),分析可知:当离机速度V_e达到2 m/s时,机组离开舱门所需的时间较短,在离机初段迎角和侧滑角对轨迹影响不明显,所有工况下,均未发生碰撞,且有较远距离,安全性判据达到“安全”等级。

3.4 螺旋桨滑流影响分析

螺旋桨滑流影响空投舱门附近的流场,进而影响人员离机的气动载荷大小及方向。数值计算采用非定常的体积力虚拟桨盘方法^[28-29],模拟螺旋桨滑流影响。计算马赫数取0.12~0.3,离机速度V_e取2.0 m/s,襟翼δ_f取0°,计算时间取1.0 s。保守起见,发动机选取额定功率状态,模拟的拉力系数T_c范围0.235~0.023,相当于考虑了各典型速度下最高的滑流强度。工况如表7所示。

如图15所示为工况Case4.2机组出舱后0.2 s的螺旋桨空间流线,显然螺旋桨滑流对翼面压力分布和尾迹流动产生了明显的影响。机组人员在出舱后部分进入滑流区,但由于舱门位置低于螺旋桨,因此随着出舱时间增加,人员可快速脱离滑流区。

重心轨迹线如图16所示,典型时刻的机组人员位置和压力云图如图17所示(机体云图对应Case4.2)。分析可知,当离机速度V_e达到2 m/s时,在应急离机的速度范围内,强滑流并未使机组与机身发生碰撞,仍满足“安全”等级。

3.5 安全离机边界分析

综合第3.1~第3.4节分析可知,离机速度是影响安全性的最关键参数。不同飞行速度下的最低安全离机速度也存在差异,两者呈正相关关系。襟翼构型、迎角、侧滑角和螺旋桨滑流等因素改变了机组人员离机后的流动状态,虽然对轨迹有一定影响,但采用基于具有一定安全余量的离机速度后,仍可避免潜在的碰撞风险。

根据离机速度和飞行速度的分析规律,可得某大型水陆两栖飞机在马赫数为0.12~0.3范围内的安全离机边界如表8所示。为保证应急离机的安全性,推荐离机速度不低于2m/s。

4 结论

根据适航规章要求,采用CFD方法对飞行试验机组人员应急离机后的轨迹及安全性进行了分析,以某大型水陆两栖飞机为研究对象,评估了飞行状态和离机速度等相关参数影响,得到以下结论。

(1) 离机速度是影响安全性的最关键参数,且与飞行速度耦合。随着飞行速度增加,所需的最低安全离机速度也相应增加,两者呈正相关。为了便于实施,离机速度可统一参考高速飞行状态分析确定。考虑到真实应急离机场景的复杂性,建议实际制定的离机速度应考虑一定的安全余量。对于背景飞机,推荐离机速度不低于2.0 m/s,可有效避免应急离机包线内机组人员与机体发生潜在的碰撞风险。

(2) 襟翼构型、迎角、侧滑角及螺旋桨滑流等因素在一定程度上影响机组人员离机后的流动状态,进而影响人员轨迹和姿态,但保证离机速度满足飞行速度约束,且留有一定的余量时,仍可安全离机。

(3) 对于T尾布局的大型涡桨飞机,由于侧后舱门附近无其他部件,机组跳伞后不容易与机体碰撞,安全性相对较高,从气动角度认为可以作为应急离机的出口。

所建立的耦合数值模拟方法及获得的安全边界,已直接应用于某大型水陆两栖飞机的试飞风险评估与应急离机方案制定,支撑了适航符合性验证,验证了其工程实用性。该方法还可推广至其他同类飞机的应急离机分析,具有重要的工程价值。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

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