蘇大成,史勇杰,徐國華,*,宗昆

1.南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,南京 210016

2.中國船舶工業(yè)系統(tǒng)工程研究院,北京 100036

直升機(jī)/艦船耦合流場的數(shù)值模擬

蘇大成1,史勇杰1,徐國華1,*,宗昆2

1.南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,南京 210016

2.中國船舶工業(yè)系統(tǒng)工程研究院,北京 100036

發(fā)展了一套基于雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程的直升機(jī)/艦船耦合流場數(shù)值模擬方法,采用ROEMUSCL格式對交接面通量進(jìn)行重構(gòu),并采用k-ε湍流模型以提高對渦流場的捕捉精度,直升機(jī)旋翼等旋轉(zhuǎn)部件的模擬使用動(dòng)量源模型。然后,以具有典型驅(qū)護(hù)艦結(jié)構(gòu)的LPD-17及ROBIN直升機(jī)的組合為研究對象,從渦量場、速度場及壓力場等方面分析了直升機(jī)、艦船耦合情形下的流場特征。研究表明,當(dāng)來流速度V∞≥4 m/s時(shí),艦船流場進(jìn)入雷諾數(shù)自準(zhǔn)區(qū),流場速度無因次化量基本保持不變;直升機(jī)著艦時(shí),旋翼會(huì)與艦船艉部的渦回流區(qū)以及甲板兩側(cè)的舷渦發(fā)生較強(qiáng)的“渦-渦干擾”,在上述干擾以及艦面效應(yīng)的共同作用下,旋翼拉力產(chǎn)生顯著的振蕩,并呈現(xiàn)出先減小、后增大的變化特征;當(dāng)著艦位置向艦尾移動(dòng)時(shí),艉部回流區(qū)的影響減弱,旋翼拉力振蕩幅度相應(yīng)減小。最后,對全機(jī)狀態(tài)下的耦合流場進(jìn)行了模擬,結(jié)果顯示機(jī)身和尾槳對艦艉流場的主要結(jié)構(gòu)影響較小,可用旋翼/艦船耦合流場來進(jìn)行直升機(jī)安全著艦分析,這將顯著縮短計(jì)算時(shí)間。

直升機(jī);艦船;艦艉流;動(dòng)量源方法;著艦飛行

海面空氣流經(jīng)艦船上層建筑、機(jī)庫等鈍體結(jié)構(gòu)時(shí),受氣流分離的影響,會(huì)在艦體附近及其下游區(qū)域形成不同程度的紊流區(qū)域。當(dāng)直升機(jī)著艦時(shí),直升機(jī)非定常渦流場與艦艉流場相互干擾耦合,使得艦艉紊流區(qū)域的流場品質(zhì)進(jìn)一步降低。受這種耦合流場的影響,直升機(jī)各部件氣動(dòng)力的大小及分布將發(fā)生顯著變化,使得其操穩(wěn)特性明顯降低,從而危及著艦安全。因此,開展直升機(jī)/艦船耦合流場特征研究對于直升機(jī)安全著艦飛行具有重要意義。

目前,國內(nèi)外在孤立艦船流場已開展了較多的研究。Reddy等[1]采用FLUENT對簡單艦船(SFS)模型的流場進(jìn)行數(shù)值模擬,重點(diǎn)研究了艦船尾流場的速度場特征,驗(yàn)證了飛行甲板上方馬蹄渦的存在。Zhang等[2]采用Cobalt求解器對SFS2艦船流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,研究了風(fēng)向角對艦尾流場特征的影響。Polsky[3]對大型兩棲攻擊艦(LHA)模型在不同風(fēng)速情況下的流場進(jìn)行數(shù)值模擬,結(jié)果顯示,在一定風(fēng)速范圍內(nèi),艦船流場結(jié)構(gòu)與雷諾數(shù)無關(guān)。此外,郜冶和劉長猛[4]、黃斌等[5]研究了機(jī)庫門開關(guān)情形下艦艉流場的速度場特征,發(fā)現(xiàn)機(jī)庫門敞開有利于改善飛行甲板上方的流場。盡管對于孤立艦船流場的研究已比較深入,但將艦船流場數(shù)據(jù)應(yīng)用到直升機(jī)著艦飛行動(dòng)力學(xué)模型時(shí),所得到的操縱量與試驗(yàn)值相比仍有較大誤差[6],這主要是由于未考慮直升機(jī)與艦艉流場耦合對流場特征的影響。近年來,隨著CFD技術(shù)在直升機(jī)非定常流場模擬中的成功應(yīng)用[7-10],研究者又逐漸將CFD方法應(yīng)用于直升機(jī)/艦船耦合流場的研究中。Lee和Silva[11]采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法[12]研究了旋翼/艦船耦合流場的壓力場及速度場特征,同時(shí)也指出了運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法耗時(shí)過長的缺點(diǎn)。Crozon等[13]分別采用動(dòng)量源方法[14]與運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法對旋翼/艦船耦合流場進(jìn)行了數(shù)值模擬及對比,結(jié)果表明動(dòng)量源方法能夠有效地捕捉到耦合流場的主要特征。國內(nèi)的孫鵬等[15]采用FLUENT軟件對旋翼/艦船耦合流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,研究了不同風(fēng)向角情形下的旋翼/艦船耦合流場特征,并分析了直升機(jī)著艦過程中的艦面效應(yīng)對旋翼氣動(dòng)力的影響。文中采用的是具有直通式甲板結(jié)構(gòu)的艦船模型,上層建筑比較簡單,因此旋翼/艦船耦合流場并不復(fù)雜。至目前,關(guān)于直升機(jī)/艦船耦合流場的研究還較少,且主要集中于數(shù)值方法研究方面,對于著艦過程中直升機(jī)與艦艉流間的相互干擾機(jī)理以及耦合艦艉流場的復(fù)雜流動(dòng)特征研究則涉及很少。

本文以具有典型驅(qū)護(hù)艦結(jié)構(gòu)的LPD-17登陸艦?zāi)Ｐ秃蚏OBIN直升機(jī)為研究對象,對直升機(jī)著艦過程中的復(fù)雜干擾特征進(jìn)行研究。首先,發(fā)展一套適用于直升機(jī)/艦船耦合流場特征計(jì)算的CFD分析模型,其中直升機(jī)旋轉(zhuǎn)部件(旋翼、尾槳)的模擬采用動(dòng)量源模型。然后,分別對孤立艦船流場以及旋翼/艦船耦合流場進(jìn)行數(shù)值模擬,著重從渦量場、壓力場和速度場等方面研究孤立艦船流場結(jié)構(gòu)以及旋翼對艦尾流場的干擾特征,并分析艦艉流場的空間特性對旋翼氣動(dòng)力的影響;最后開展全機(jī)條件下的機(jī)/艦耦合流場特征的研究,分析機(jī)身和尾槳對艦艉流場的擾動(dòng)幅度以及影響范圍,以期望得出一些對直升機(jī)安全著艦分析有意義的結(jié)論。

1 數(shù)值計(jì)算方法及驗(yàn)證

1.1 流場控制方程

式中:W、Fc和Fv分別為守恒變量、對流通量和黏性通量;R為動(dòng)量源項(xiàng);它們的表達(dá)式分別為

式中:ρ和p分別為流體密度和壓強(qiáng);u、v和w為速度在x、y和z方向的分量;U為槳葉在計(jì)算位置上與流體的相對速度;E為單位體積總能;H為單位體積總焓;n=[nxnynz]為控制面的法向矢量;τ為黏性應(yīng)力;Φ為黏性力和熱傳導(dǎo)對流體的功;Rx、Ry和Rz分別為動(dòng)量源項(xiàng)R在x、y和z方向上的分量。

直升機(jī)旋翼和尾槳部件的模擬是本文方法建立的關(guān)鍵,文中采用“動(dòng)量源模型”以對其進(jìn)行模擬。在該方法中,將旋轉(zhuǎn)的槳葉(旋翼或尾槳)簡化成無限薄的作用盤,槳葉對氣流的非定常作用被等效為時(shí)間平均的動(dòng)量源項(xiàng)加到控制方程的右側(cè)。動(dòng)量源項(xiàng)的表達(dá)式為

式中:F為槳葉剖面對氣流的作用力;N為槳葉片數(shù);r為槳葉半徑;S′為網(wǎng)格單元的面積。

采用具有空間二階精度的MUSCL插值方法對流場進(jìn)行數(shù)據(jù)重構(gòu),并采用ROE格式[16]計(jì)算網(wǎng)格控制面上對流通量以減小非物理耗散的影響;時(shí)間推進(jìn)采用隱式LU-SGS格式[17];湍流模型采用k-ε兩方程模型[18],以提高對流場特征的捕捉精度。

1.2 計(jì)算方法驗(yàn)證

由于缺少旋翼/艦船耦合流場的試驗(yàn)數(shù)據(jù),本文以孤立艦船(SFS2)[19]以及NASA的ROBIN旋翼/機(jī)身干擾試驗(yàn)[20]為算例對方法進(jìn)行驗(yàn)證。具體的模型尺寸在文獻(xiàn)中均有詳細(xì)描述。

圖1給出了SFS2艦船模型在來流速度為12.87 m/s、風(fēng)向角為0°狀態(tài)下的等值渦量圖,圖2給出的是不同位置處的速度云圖,圖3進(jìn)一步給出了SFS2甲板上方10.668 m(35 ft)處的速度分布。其中,圖3橫坐標(biāo)為偏離甲板中心的距離y與甲板寬度b的比值,縱坐標(biāo)表示速度分量的無因次量,V∞為自由來流速度。可以看到,數(shù)值計(jì)算(Cal.)獲得的速度分布與實(shí)驗(yàn)值(Exp.)基本吻合,表明本文所建立的方法可以有效地用于艦船流場模擬。此外,從圖中還可以看到:氣流經(jīng)過機(jī)庫頂端時(shí)發(fā)生分離,在機(jī)庫后方形成尺度較大的渦結(jié)構(gòu)(見圖1);在渦流區(qū)內(nèi)流場平均速度較小,隨著氣流向艦船后方流動(dòng),其受上層建筑的影響減小,氣流速度逐漸回升(見圖2)。應(yīng)當(dāng)指出的是,計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值在幅值上存在一些誤差,這與計(jì)算所使用的網(wǎng)格數(shù)量以及流場控制方程均有關(guān)系。

圖1 SFS2等值渦量圖Fig.1 Iso-surfaces of vorticity for SFS2

圖2 不同截面沿來流方向速度云圖計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比Fig.2 Comparison of calculated and experimental results of streamwise velocities distributions at different planes

圖3 不同截面上距甲板高度35 ft處甲板上方流向速度分布計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.3 Comparison of calculated and experimental results of streamwise velocities at different planes and at 35 ft above deck

圖4 ROBIN直升機(jī)在前飛狀態(tài)下壓力系數(shù)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對比Fig.4 Comparison of calculted and experimental results of pressure coefficients for ROBIN helicopter at flight state

圖4給出的是ROBIN直升機(jī)在前進(jìn)比μ=0.15、槳尖馬赫數(shù)Matip=0.53時(shí)對稱平面上的壓力分布云圖(參考?jí)毫闃?biāo)準(zhǔn)大氣壓力)以及機(jī)身在x=0.35R橫截面上的壓力分布。橫坐標(biāo)表示機(jī)身高度z與旋翼半徑R的比值。由圖4可見,由于機(jī)身對旋翼下洗流的阻擋,旋翼與機(jī)身間存在較強(qiáng)的氣動(dòng)干擾;本文的計(jì)算結(jié)果比較準(zhǔn)確地預(yù)測了機(jī)身表面壓力分布的變化趨勢,表明動(dòng)量源方法能夠比較有效地模擬干擾流場。

2 結(jié)果討論與分析

2.1 計(jì)算模型及網(wǎng)格劃分

本文采用具有典型驅(qū)護(hù)艦結(jié)構(gòu)的LPD-17登陸艦縮比模型來研究艦船流場特征,艦船長度L=20 m,甲板長度L1=6.4 m,寬W=3.2 m,機(jī)庫門的高度H=1.6 m;直升機(jī)采用1.2節(jié)中的ROBIN模型,其中旋翼半徑為0.861 m,槳葉翼型為NACA0012,根切為0.206 6 m,弦長為0.066 3 m。尾槳布局采用輕型直升機(jī)常用的低位布置方式,轉(zhuǎn)向?yàn)榈撞肯蚯?尾槳半徑為旋翼的1/5。坐標(biāo)系原點(diǎn)位于飛行甲板尾部中點(diǎn)處,x軸沿著艦船對稱軸指向艦船后方,y軸指向艦船右舷,z軸垂直于甲板向上,為了便于觀察耦合流場特征,設(shè)置了A、B、C、D 4個(gè)監(jiān)測平面,在飛行甲板上方所處的位置分別為x/H=-3.125,-2.065,-1.0,0,如圖5所示。

圖5 計(jì)算模型示意圖Fig.5 Schematic of computational model

圖6 艦船表面和海平面網(wǎng)格細(xì)節(jié)Fig.6 Details of grid for ship and sea surface

計(jì)算網(wǎng)格由ANSYS ICEM生成,如圖6所示。為了能夠較準(zhǔn)確地捕捉到直升機(jī)/艦船耦合流場特征,分別在艦船著艦域以及直升機(jī)附近區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密,船體表面邊界層內(nèi)第一層網(wǎng)格高度為5 mm,保證滿足湍流模型計(jì)算所使用壁面函數(shù)的y+條件。LPD-17的網(wǎng)格總數(shù)為6.5×106?？紤]到大氣邊界層的影響,將海平面處理為黏性壁面,遠(yuǎn)流場邊界則采用無反射邊界條件進(jìn)行計(jì)算。為了便于研究艦船典型流場結(jié)構(gòu)以及直升機(jī)/艦船流場干擾特征,在本文的計(jì)算中艦船保持靜止,并且忽略了直升機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)問題。

2.2 來流速度對艦艉流場的影響

本文首先對不同來流速度下孤立艦船艉流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究。所選取的計(jì)算狀態(tài)為:風(fēng)向角為0°,風(fēng)速的變化范圍為1 m/s≤V∞≤30 m/s。為了便于研究,在艦船的對稱平面上、距離甲板高度為0.5H 處選取5個(gè)探測點(diǎn),分別為:x/H=-3.375,-2.75,-2.125,-1.5,-0.875。

圖7顯示了各個(gè)監(jiān)測點(diǎn)速度U的無因次化量對來流速度的變化曲線,由于風(fēng)向角為0°,因此圖8僅給出了各監(jiān)測點(diǎn)沿來流方向速度分量u及垂直方向速度分量w的無因次化量的變化曲線。圖中可見,在較小的速度范圍內(nèi)(V∞≤4 m/s),監(jiān)測點(diǎn)速度無因次化量變化顯著,說明在此速度范圍內(nèi)艦尾流場結(jié)構(gòu)不斷變化;隨著來流速度增大,各監(jiān)測點(diǎn)速度無因次化量很快趨于常值,這意味著流場結(jié)構(gòu)不再變化。這可能是由于來流速度較小時(shí),流場雷諾數(shù)小,氣體黏性力影響較大,來流速度改變引起的黏性力變化對流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生顯著影響;而當(dāng)來流速度增大到一定值后,流場進(jìn)入雷諾數(shù)自準(zhǔn)區(qū),此時(shí)氣體慣性力占主導(dǎo)地位,流場結(jié)構(gòu)基本保持穩(wěn)定。

圖7 弧立艦船情形下各監(jiān)測點(diǎn)速度隨來流速度的變化Fig.7 Velocity for various freestream velocities at different points for isolated ship

圖8 弧立艦船情形下各監(jiān)測點(diǎn)速度分量隨來流速度的變化Fig.8 Velocity components for freestream velocities at different points for isolated ship

圖9給出了艦船正常巡航速度(V∞=15 m/s)下的等值渦量圖與對稱平面(y=0平面)流線圖,其中等值渦量圖以速度標(biāo)示。圖中可見,氣流經(jīng)過機(jī)庫上方時(shí)由于幾何形狀的劇烈變化而發(fā)生分離,分離后的氣流繼續(xù)向下游流動(dòng)并在甲板中部區(qū)域再附著,從而在機(jī)庫后方形成封閉的渦流區(qū)。由于渦流區(qū)內(nèi)氣壓較低,導(dǎo)致飛行甲板下方的氣流向上繞過船體并在其兩側(cè)形成旋向相反的舷渦。

圖9 孤立艦船情形下的等值渦量圖與對稱平面流線圖Fig.9 Iso-surfaces of vorticity and streamlines on symmetry plane for isolated ship

2.3 旋翼、艦艉耦合流場分析

本節(jié)重點(diǎn)針對直升機(jī)著艦過程中旋翼/艦船尾流的耦合干擾特征以及艦艉流對旋翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律進(jìn)行分析。

圖10給出了來流速度為15 m/s、風(fēng)向角為0°時(shí)旋翼/艦船耦合情形下的等值渦量圖(以速度標(biāo)示)與對稱平面(y=0平面)流線圖。其中,旋翼槳尖馬赫數(shù)Matip=0.53,總距為10.3°。從圖中可以看到,相對于孤立艦船情形,從旋翼兩側(cè)端部脫落的強(qiáng)集中渦與艦艉渦產(chǎn)生較強(qiáng)的“渦-渦干擾”,使得甲板上方的流場發(fā)生顯著變化:一方面,由于旋翼強(qiáng)集中渦的旋向與甲板兩側(cè)的舷渦相同,使得耦合后的渦能量增強(qiáng)、尺寸顯著增大(見圖10(a));另一方面,部分旋翼處于渦流區(qū)中,使得其下方流場的下洗分量顯著增大,導(dǎo)致氣流再附著點(diǎn)前移,從而造成機(jī)庫后方渦流區(qū)的尺寸顯著縮減(見圖10(b))。

圖10 旋翼/艦船耦合情形下的等值渦量圖與對稱平面流線圖Fig.10 Iso-surfaces of vorticity and streamlines on symmetry plane for rotor/ship coupled case

為了直觀地分析旋翼渦與舷渦的相互干擾特征,圖11給出了過旋翼中心截面(x/H=-2.065)的渦量分布云圖。圖中可見,在旋翼強(qiáng)集中渦與舷渦相互耦合的區(qū)域出現(xiàn)局部渦量比較小的現(xiàn)象,這是由于兩者旋向相同,在相互靠近的過程中會(huì)在局部區(qū)域出現(xiàn)旋向相反從而相互削弱的情形;此外,圖11(b)顯示截面內(nèi)渦量分布并不對稱,右側(cè)渦量略高于左側(cè),這主要是由于旋翼旋轉(zhuǎn)方向?yàn)橛倚鶎?dǎo)致的。值得注意的是,在本文的研究中采用的是典型驅(qū)護(hù)艦結(jié)構(gòu),旋翼直徑和甲板寬度比較接近,因此旋翼的強(qiáng)集中渦從槳尖脫落后能夠比較容易地與舷渦發(fā)生干擾,形成較強(qiáng)的“渦-渦干擾”現(xiàn)象,若載機(jī)艦為航母或大型登陸艦時(shí),飛行甲板面積充裕、上層建筑簡單,使得旋翼的強(qiáng)集中渦與舷渦相距較遠(yuǎn),這會(huì)導(dǎo)致兩者的干擾現(xiàn)象明顯減弱。

圖11 x/H=-2.065截面渦量分布云圖Fig.11 Distribution of wake vorticity for x/H=-2.065

圖12 兩種情形下艦船甲板壓力分布Fig.12 Distribution of surface pressure on deck for two cases

圖12給出了有、無旋翼干擾下的艦船甲板壓力分布。由于旋翼的下洗流向下后方流動(dòng)并作用到甲板上,導(dǎo)致甲板中后部出現(xiàn)較大范圍的高壓區(qū)域;而甲板對下洗流的阻擋使得一部分下洗流向機(jī)庫流動(dòng),造成渦流區(qū)內(nèi)流場流速增加、靜壓降低,從而在飛行甲板上形成了“前低后高”的壓力分布特征。當(dāng)直升機(jī)前端進(jìn)入渦流區(qū)時(shí),受這種壓力分布特征的影響,前端壓強(qiáng)會(huì)明顯降低,使得機(jī)身阻力減小從而導(dǎo)致直升機(jī)“前沖”,這將對直升機(jī)的飛行安全帶來不利影響。

接著分析了速度場的特征。圖13給出了甲板上方不同位置處的垂向速度w分布云圖。引入旋翼影響后,在截面A(x/H=-3.125)中,由于渦流區(qū)的流場受旋翼下洗流的影響而氣壓降低,氣流在繞過船體后能夠繼續(xù)向上方流動(dòng),導(dǎo)致甲板兩側(cè)的上洗速度范圍顯著擴(kuò)大;截面B(x/H=-2.065)過旋翼中心,速度場變化最為明顯:一方面,由于旋翼對上方氣流的吸附作用,使得旋翼上方流場的下洗速度顯著增加;另一方面,旋翼下洗流與甲板兩側(cè)舷渦相互耦合并被旋翼重新吸入,在旋翼兩端形成環(huán)流區(qū)域,這種阻塞作用還使得旋翼受到艦面效應(yīng)的影響,使其氣動(dòng)環(huán)境更加復(fù)雜;在旋翼后方的截面C(x/H=-1.0)中,由于旋翼強(qiáng)集中渦與舷渦同相疊加,在甲板兩側(cè)出現(xiàn)了較大范圍的上洗速度;截面D(x/H=0)由于離旋翼較遠(yuǎn),旋翼尾流對其影響較小,因此有、無旋翼干擾情形下的速度分布差別較小。

圖13 兩種情形下各監(jiān)測面垂向速度w分布Fig.13 Distribution of vertical velocity w for different monitoring planes for two cases

圖14和圖15進(jìn)一步給出了在艦船對稱平面(y=0)和截面B(x/H=-2.065)中距甲板高度為0.594H位置的速度分量分布。從圖14(a)可以看到,渦流區(qū)內(nèi)的縱向速度(速度分量u)遠(yuǎn)小于來流速度。引入旋翼后,旋翼附近的速度分布發(fā)生了顯著改變,尤其在靠近槳尖區(qū)域,速度分量的最大增幅達(dá)到來流速度的20%。這表明,旋翼能明顯改變著艦域流場特征,在進(jìn)行直升機(jī)著艦飛行特性分析與風(fēng)限圖制作時(shí),若僅將孤立艦船艉流場數(shù)據(jù)導(dǎo)入到直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型中,所得到的操縱量會(huì)出現(xiàn)較大的誤差。

圖14 艦船對稱平面(y=0)上距甲板高度為0.594H位置處各速度分量分布(0°偏航)Fig.14 Distribution of velocity components along central plane of ship(y=0)and at 0.594H above deck(0°yaw)

圖15 x/H=-2.065平面距甲板高度為0.594H位置處各速度分量分布(0°偏航)Fig.15 Distribution of velocity components across ship on x/H=-2.065 plane and at 0.594H above deck(0°yaw)

圖16 不同著艦點(diǎn)處旋翼拉力系數(shù)隨高度的變化曲線Fig.16 Thrust coefficients for various altitudes at different landing spots

旋翼在引起艉流場結(jié)構(gòu)變化的同時(shí),自身也會(huì)受到艦艉流的影響。圖16給出了旋翼拉力系數(shù)CT隨著艦高度的變化。隨著著艦高度降低,旋翼拉力呈現(xiàn)出先減小后增大的變化規(guī)律。當(dāng)z/H≥0.8,旋翼逐漸由自由剪切層進(jìn)入到渦流區(qū),其相對來流速度不斷減小,使得旋翼拉力系數(shù)逐漸降低;當(dāng)高度繼續(xù)下降時(shí),艦面效應(yīng)的影響逐漸增強(qiáng),旋翼拉力又開始回升。從定量分析可知,著艦過程中旋翼拉力系數(shù)變化幅度達(dá)到10%,這意味著駕駛員必須給予相應(yīng)的總距操縱來保持直升機(jī)穩(wěn)定。另外,圖中也顯示了著艦點(diǎn)對旋翼拉力的影響。當(dāng)著艦點(diǎn)向艦尾移動(dòng)時(shí),渦流區(qū)對直升機(jī)的影響減弱,使得著艦過程中旋翼拉力的振蕩幅度減小,這意味著飛行員的工作載荷變小。

2.4 直升機(jī)對艦艉流場結(jié)構(gòu)的影響

本節(jié)中進(jìn)一步引入機(jī)身和尾槳的影響,對全機(jī)條件下的機(jī)/艦耦合流場進(jìn)行數(shù)值模擬研究。其中,旋翼的工作狀態(tài)與前文一致,根據(jù)旋翼與尾槳槳尖速度相當(dāng)?shù)奶攸c(diǎn),文中給定尾槳轉(zhuǎn)速為旋翼的5倍。

圖17和圖18分別給出了直升機(jī)/艦船耦合流場的等值渦量圖(以速度標(biāo)示)、過尾槳平面(y=-0.044H)以及過尾槳中心平面(z=0.375H)的流線分布。相對于旋翼/艦船耦合情形,機(jī)身和尾槳對艦艉流場的改變主要表現(xiàn)為:一方面,尾槳渦、旋翼渦以及左舷舷渦發(fā)生干擾耦合,導(dǎo)致甲板左側(cè)局部流場品質(zhì)降低(見圖17);另一方面,機(jī)身對旋翼下洗流有顯著的阻塞作用,旋翼尾流在經(jīng)過機(jī)身表面時(shí)發(fā)生流動(dòng)分離,導(dǎo)致機(jī)身下后方局部流場的紊亂程度增加(見圖18)。

圖17 直升機(jī)/艦船耦合流場等值渦量圖Fig.17 Iso-surfaces of vorticity for helicopter/ship coupled case

為了進(jìn)一步分析引入機(jī)身和尾槳后艦艉流場的變化特征,圖19給出了各監(jiān)測截面垂向速度分布云圖。與旋翼/艦船耦合情形相比,尾槳、機(jī)身使其附近的艦艉流場特征發(fā)生了改變:在截面B中,由于機(jī)身對旋翼下洗流的阻塞作用,在機(jī)身下方和頂部出現(xiàn)了不同程度的上洗分量;在截面C中可以看到尾槳尾流向左下方流動(dòng)并與舷渦發(fā)生干擾。圖20顯示了引入機(jī)身、尾槳后的甲板表面的壓力分布云圖。圖中可見,機(jī)身對旋翼下洗流的阻擋使得機(jī)身下方甲板的壓強(qiáng)有所降低;而且,由于尾槳給旋翼尾流附加了側(cè)洗分量,使得甲板上的高壓區(qū)域整體向左偏斜。

圖21和圖22分別顯示了在艦船對稱平面和

圖18 直升機(jī)/艦船耦合情形下尾槳平面內(nèi)的流線分布Fig.18 Streamlines on tail disk plane for helicopter/ship coupled case

圖19 直升機(jī)/艦船耦合情形下各監(jiān)測面垂向速度分布Fig.19 Distribution of vertical velocity for monitoring planes for helicopter/ship coupled case

圖20 直升機(jī)/艦船耦合情形下艦船甲板壓力分布

圖21 耦合情形下艦船對稱面上距甲板0.594H處各速度分量分布(0°偏航)Fig.21 Distribution of velocity components on symmetry plane of ship and at 0.594H above deck for coupled case(0°yaw)

圖22 耦合情形下x=-2.065H平面距甲板0.594H處各速度分量分布(0°偏航)Fig.22 Distribution of velocity components across ship on x=-2.065H plane and at 0.594H above deck for couled case(0°yaw)

Fig.20 Distribution of surface pressure on deck for helicopter/ship coupled case監(jiān)測截面B中距甲板高度為0.594H位置處的速度分量分布。相對于旋翼/艦船耦合情形,尾槳正上方區(qū)域流場的下洗分量有所增加,增幅約為來流速度的10%,而其他位置的速度場結(jié)構(gòu)變化不大,尤其是在遠(yuǎn)離機(jī)身和尾槳區(qū)域,兩種耦合情形下的速度場分布基本一致。這表明,機(jī)身和尾槳會(huì)使得局部艦艉流場結(jié)構(gòu)發(fā)生改變,但對艦艉流場的主要結(jié)構(gòu)影響較小。因此,在進(jìn)行直升機(jī)安全著艦分析時(shí),可用旋翼/艦船耦合流場代替直升機(jī)/艦船耦合流場,這將顯著提高計(jì)算效率。圖23進(jìn)一步給出了機(jī)身垂直阻力系數(shù)CFz隨著艦船高度的變化。圖中可見,隨著著艦船高度降低,機(jī)身垂直阻力經(jīng)歷了先增大、后減小的變化過程。在z/H≥1高度范圍內(nèi),直升機(jī)受渦流區(qū)的影響逐漸增強(qiáng),其相對來流速度不斷減小,導(dǎo)致旋翼/機(jī)身干擾增強(qiáng),從而造成機(jī)身垂直阻力增加;而隨著高度繼續(xù)降低,艦面效應(yīng)逐漸增強(qiáng),旋翼與艦面間流場靜壓不斷增大,使得機(jī)身受到附加升力,削弱了旋翼尾流對機(jī)身的作用,因此機(jī)身垂直阻力不斷減小。另外,圖中還顯示了著艦點(diǎn)對機(jī)身垂直阻力的影響。當(dāng)著艦點(diǎn)向艦尾靠近時(shí),機(jī)身的垂直阻力系數(shù)減小,這是由于直升機(jī)相對來流速度增大,使得旋翼/機(jī)身干擾減小所造成的。

圖23 不同著艦點(diǎn)處機(jī)身垂直阻力系數(shù)隨高度的變化Fig.23 Vertical drag coefficients of fuselage for various altitudes at different landing spots

3 結(jié) 論

發(fā)展了基于CFD技術(shù)的直升機(jī)/艦船耦合流場數(shù)值模擬方法,以具有典型驅(qū)護(hù)艦結(jié)構(gòu)的LPD-17登陸艦縮比模型和ROBIN直升機(jī)為研究對象,從渦量場、速度場以及壓力場等方面分別分析了旋翼/艦船情形以及全機(jī)狀態(tài)下的耦合流場特征,可總結(jié)結(jié)論如下:

1)當(dāng)來流速度較小(V∞≤4 m/s)時(shí),氣體黏性力影響較大,來流速度對流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生顯著影響;而當(dāng)來流速度增大到一定值后,流場進(jìn)入雷諾數(shù)自準(zhǔn)區(qū),流場速度無因次化量具有基本不變的特征。這種特征為直升機(jī)著艦安全操縱包線的研究提供了一種便捷的途徑。

2)著艦時(shí),旋翼下洗流一方面使得甲板上氣流的再附著點(diǎn)前移,造成機(jī)庫后方的渦流區(qū)尺寸明顯減小;另一方面與兩側(cè)舷渦同向疊加并向上卷起,形成了較強(qiáng)的“渦-渦”干擾現(xiàn)象;且甲板的阻塞作用還使得旋翼受到艦面效應(yīng)的影響,使其氣動(dòng)環(huán)境更加復(fù)雜。這種現(xiàn)象在小型驅(qū)護(hù)艦上表現(xiàn)得更為顯著。

3)在各種干擾的共同作用下,著艦時(shí)旋翼拉力產(chǎn)生顯著的振蕩,并呈現(xiàn)出先減小、后增大的變化特征。在此過程中,旋翼先由自由剪切層進(jìn)入到縱向速度較小的渦流區(qū),此時(shí)旋翼拉力減小;接近艦面時(shí),艦面效應(yīng)增強(qiáng)又使得旋翼拉力回升。當(dāng)著艦位置向艦尾移動(dòng),旋翼拉力的振蕩幅度減小,這意味著飛行員的工作載荷減小。

4)在全機(jī)模擬條件下,機(jī)身和尾槳的存在改變了局部流場結(jié)構(gòu),使得局部流場品質(zhì)降低,但與旋翼/艦船耦合情形相比,兩者對艦艉流的主要流場特征影響較小,因此在直升機(jī)安全著艦分析中,可用旋翼/艦船耦合流場代替直升機(jī)/艦船耦合流場,這將顯著縮短計(jì)算時(shí)間。

通過上述研究,對直升機(jī)/艦船耦合流場的主要結(jié)構(gòu)及干擾特征有了較深入的了解,下一步將圍繞艦艉流場的非穩(wěn)態(tài)特性展開研究,并進(jìn)行旋翼/艦船干擾的風(fēng)洞試驗(yàn),與數(shù)值模擬結(jié)果形成互補(bǔ),共同分析艦船艉流特性。

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Numerical simulatin of coupled flow field of helicopter/ship

SU Dacheng1,SHl Yongjie1,XU Guohua1,*,ZONG Kun2

1.National Key Laboratory of Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China
2.System Engineering Research lnstitute,China State Shipbuilding Corporation,Beijing 100036,China

A computational method based on Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)equations is developed for the study of aerodynamic interaction between helicopter and ship,wherein ROE-MUSCL scheme is used to reconstruct the flux at the interface,and k-εturbulence model is used to improve the simulation precision for flow structure.Actuator disk method is used to simulate the main rotor and tail.A scaled LPD-17 ship and ROBlN helicopter are then used to simulate the coupled flow field.The coupled flow field characteristics are analyzed,inlucing vorticity,velocity and pressure fields.Analysis results indicate that when the freestream velocity is greater than 4 m/s,Reynolds number of ship flowfield comes into the prospective area of Reynolds number the normalized velocity components of the ship flow field remain unchanged;during the landing process,the main rotor will interact with the large recirculation zone and the deck-edge vortices,and these interactions as well as ground effect cause the rotor thrust to oscillate,and the oscillation shows a regularity of increase first and then decrease.When the landing spot moves to the stern,the effect of the recirculation zone diminishes,thus causing reduction of the amplitude of thrust oscillation.Simulation of the interaction between full aircraft and ship is conducted.Results show that fuselage and tail have slightly influence on the characteristics of the main flow field;therefore,the coupled flow field of rotor/ship can be used to analyze the safety during shipborne operations,and the computation time can thus be shortened significantly.

helicopter;ship;ship airwake;actuator disk method;shipborne operation

2016-10-13;Revised:2016-11-05;Accepted:2017-01-11;Published online:2017-03-09 08:52

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170309.0852.002.html

s:National Key Laboratory Foundation of Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics(6142220010301)

V211.52;O351

A

1000-6893(2017)07-520853-12

10.7527/S1000-6893.2017.120853

2016-10-13;退修日期:2016-11-05;錄用日期:2017-01-11;網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2017-03-09 08:52

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170309.0852.002.html

直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金(6142220010301)

*通訊作者.E-mail:ghxu@nuaa.edu.cn

蘇大成,史勇杰,徐國華,等.直升機(jī)/艦船耦合流場的數(shù)值模擬[J].航空學(xué)報(bào),2017,38(7):520853.SU D C,SHl Y J,XU G H,et al.Numerical simulation of coupled flow field of helicopter/ship[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2017,38(7):520853.

(責(zé)任編輯:鮑亞平,徐曉)

*Corresponding author.E-mail:ghxu@nuaa.edu.cn