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【论文】使用LS-DYNA进行飞机的水上迫降仿真分析

数字仿真论坛

2018-12-04

导读：编者按：此文为第十四届中国CAE工程分析技术年会提交论文，收录于《第十四届中国CAE工程分析技术年会》论文集

编者按：此文为第十四届中国CAE工程分析技术年会提交论文，收录于《第十四届中国CAE工程分析技术年会》论文集中，并且荣获优秀论文奖，著作权归作者所有。

王子昊¹ 王强¹ 孙丰²

（1.北京思诺信科技有限公司，2. 中航工业特种飞行器研究所）

摘要

飞机水上迫降性能是飞机安全性的重要内容之一,一旦迫降失败,将引起乘客的伤亡和极大的财产损失,因此飞机的水上迫降性能值得研究。飞机的撞水过程属于流固耦合的问题，是大变形的非线性问题。本文以某飞机机型试验机为例，基于ALE算法就飞机水上非零度角迫降过程中尾部吸力及空气对飞机运动特性的影响进行了研究分析。利用LS-DYNA软件进行求解计算，对比模拟和试验数据，找出模拟飞机迫降的正确方法.为真机水上迫降模拟提供有效的方式与方法，从而减少试验成本进而缩短开发周期，提高效率。

关键词

水上迫降；流固耦合；有限元方法；ALE；尾部吸力；LS-DYNA；

1、前言

飞机的水上迫降是指飞机在发生意外的情况下不能继续飞行，需要紧急降落在水面的情况。由于部分飞机经常进行近海域或者跨海域的飞行，所以对于此类情况的研究有着十分重要实际和经济意义。随着计算机技术以及仿真分析软件的发展，相比试验，用计算机来模拟水上迫降已经成为一种更经济、更准确、更快速的方法。

飞机的水上迫降是一种复杂的流固耦合入水冲击问题，涉及到固体力学，流体力学，冲击动力学和计算力学等相关的力学分支的融合。对于水上迫降的研究主要通过理论、实验以及仿真这三方面来进行。以我们的经验，飞机在零度姿态角下的迫降模拟可以与实验吻合得较好，但非零度姿态角的迫降，仿真与实验吻合得较差。本文利用LS-DYNA软件通过加入飞机与空气的耦合，提高飞机在非零姿态角迫降下仿真与实验的吻合度，从而得到准确的仿真分析方法，对以后同类型的仿真具有指导和借鉴作用。

2、LS-DYNA软件及算法介绍

2.1软件介绍

LS-DYNA软件由J．O. Hallquist博士1976年在美国劳伦斯利弗莫尔国家实验室主持开发完成，可用于分析爆炸与高速冲击等过程中的大变形动力响应问题，能够对爆炸冲击波的生成、传播与耦合过程进行模拟仿真和数值计算，已经广泛应用于国防、民用等领域^[1]。在本文中我们使用的软件版本为ls971 R9.0.1（为2017年最新版）。

2.2算法介绍

LS-DYNA程序具有Lagrange、Euler和ALE算法^[²^]。Lagrange算法的单元网格附着在材料上，随着材料的流动而产生单元网格的变形，但是在结构变形过于巨大时，有可能使有限元网格产生严重畸变，引起数值计算的困难，甚至程序终止运算。Euler算法是材料在一个固定的网格中流动。ALE算法和Euler算法可以克服单元严重畸变引起的数值计算困难，并实现流体-固体耦合的动态分析。LS-DYNA还可将Euler网格与全Lagrange有限元方便地结合，以处理流体与结构在各种复杂载荷条件下的相互作用问题。在本文中我们就是利用ALE方法进行水上迫降的仿真分析。

3、模型说明

我们所使用的模型是根据美国NACA的《NATIONAL ADVISORY COMMITTEE FOR AERONAUTICS_TECHNICAL NOTE2929》^[3]文章中所进行的飞机迫降模拟实验进行有限元建模仿真分析。（由于NACA的数据只有姿态角、重心高度变化、速度变化信息，所以我们于实验的对比，也对比这三项。）

为了节省计算时间，流域的长度设置为3.8m，可以模拟0.45s的飞机迫降仿真，用来对比实验数据。流体域为六面体SOLID单元。如下图所示分为水域（上部）和空气域（下部），飞机为2D的SHELL单元。飞机在初始时刻和水面有10度的夹角。

图1 整体有限元模型

图2 流体域的设置

各个部分的定义如上图所示：

空气（AMMG1）：H2，H6，H5；水（AMMG2）：H3，H4，H7

uH2=AMMG1=正常的空气

uH6=AMMG1=在入口的空气（ambient air on LHS）

uH5=AMMG1=在出口的空气（ambient air on RHS）

nH3=AMMG2=正常的水

nH4=AMMG2=在入口的水（ambient water on LHS）

nH7=AMMG2=在出口的水（ambient water on LHS）

这里在正常水和空气的两侧增加的网格是为了制造波浪，用来模拟飞机迫降时水面波浪对迫降的影响。本文介绍的是无波浪的着水，但是使用的网格还是带出入水口的，特此说明。

4、模型设置

4.1飞机模型设置

根据NACA文章中的数据，我们设置飞机为刚体模型。首先我们先要在飞机的重心处建立一个三角形单元（图3），这个三角形单元的直角顶点就是飞机的重心。然后输出构成这个单元三个节点的位移，速度用来计算飞机仰角随时间的变化。然后利用*PART_INERTIA关键字来定义飞机的物理量。

4.2流体域设置

4.2.1 定义ALE分组

当模型中存在两个或者更多的流体时用*ALE_MULTI-MATERIAL_GROUP（AMMG）关键字来定义ALE的分组。对于此模型我们规定两个ALE分组：一个是水，一个是空气。

4.2.2 流体静压力设置

用*INITIAL_HYDROSTATIC_ALE关键字来定义在重力作用下，常规ALE区域（H2&H3）的流体静压力的初始化。

用*ALE_AMBIENT_HYDROSTATIC关键字来定义重力作用下周围的ALE区域（ALE ambient parts； AET=4）的流体静压力的初始化。

4.2.3 边界条件设置

对于此模型的边界条件我们约束流场域底面的所有节点的自由度，其他面的节点的法向自由度。这里我们要用到*BOUNDARY_SPC_SET关键字：

另外还要设置一个无反射边界的条件来使流体域变为无限。这里要用到的关键字是* BOUNDARY_NON_REFLECTING，其中选中的就是流体域的除底面以外的所有面。

4.3耦合设置

在水上迫降的过程中关键设置就是耦合，也就是飞机作为拉格朗日网格和ALE流体域之间的流固耦合。这里我们使用* CONSTRAINED_LAGRANGE_IN_SOLID关键字来定义。这里我们分为两个耦合，第一个是飞机和水的耦合，第二个是飞机和空气的耦合，分别进行这两张卡片的设置：

图4 耦合卡片的设置

第一张是飞机和水的耦合：

Ø Slave选取的是飞机的整体，master选取的是水域

Ø Ctype=4是利用罚函数法

Ø mcoup=-1是代表我们耦合的是1号SET_MULTI_MATERIAL_GROUP_LIST，这里1 号代表水域

Ø pfac是控制罚函数刚度的参数，对于水的耦合我们用0.1就可以很好地模拟

第二张是飞机与整个流体域的耦合：

Ø Slave选取的是飞机的整体，master选取的是整体的流体域

Ø 这里我们也是使用罚函数法，不同的是要调整PFAC的参数，因为有空气耦合的存在，而空气太轻很容易穿透造成结果不准确，所以这里我们要多次调整PFAC的值来获得准确的结果。这个值增加会增加罚函数法中弹簧的刚度，理论上刚度越大，泄露的可能性越小，但是太大又会引起程序的崩溃，所以这里要经过多次的调试。

5、结果查看

我们在NACA的文章中可以找到实验的数据结果，用来比对我们的模拟结果。由于实验结果的单位为英尺和英寸，我们要首先把这些换算成米来和我们模拟的结果进行比对。而且由于模拟时间以及效率的原因，我们的模型只模拟了0.45s的迫降，这个时间已经超过了结果中第一个波峰的位置，所以我们可以说比对0.45s的数据就可以反应整体模拟的准确度。

图5 姿态角最大时刻动画截图

Ø 迫降速度对比

由于飞机我们设置为刚体，所以我们选取飞机内的任意一点就可以代表飞机的整体速度。这里我们选取重心的节点400000，把得到的速度曲线换算为fps得到的结果如下图所示（左图为模拟数据，右图为实验数据，下同）：

图6 迫降速度对比

Ø 姿态角对比

10度初始姿态角迫降，姿态角变化对比：

图7 姿态角对比

Ø 重心高度对比

我们导出重心节点在y轴方向的坐标，然后减去水面最上层节点的y轴坐标得到重心距离水面的高度，再把单位换算成英寸。由于实验飞机距水面高度和模拟的并不完全相同，所以我们把得到的数值再减去模拟和实验起始重心高度的差，得到的数据能更直观的与实验相比较：

图8 重心高度对比

6、结论

从下图来看，我们可以看出来空气与飞机的耦合对结果还是有比较大的影响的，所以空气耦合是否准确对仿真结果的准确性有很大的影响。

本文以NACA水上迫降实验为原型进行建模仿真，对非零度姿态角迫降的仿真中，加入了与空气的耦合，模拟了飞机在以10度姿态角以及30fts水平速度迫降的工况，然后对比实验结果进行迫降速度，姿态角和重心高度三者的对比。与空气的耦合提高了结果的精确性。表明，在后续的仿真中，飞机以非零度姿态角迫降时（特别是大于10度的姿态角），须要加入与空气的耦合。我们可以看到模拟的结果与实验仍存在明显的差异，但是总体趋势和实验结果是很接近的。造成的原因除了有限元本身离散的误差，还包括NACA报告中的飞机的图纸缺少明确数据，所以所建模型只是近似于模型（在机翼的曲面、机身与机翼连接处等细节与实际有不同），并不是和试验机完全相同，造成结果的误差。