共軸剛性旋翼直升機(jī)著艦流場(chǎng)計(jì)算分析

孟曉偉, 李成, 史勇杰, 徐國(guó)華, 黃斌

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

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共軸剛性旋翼直升機(jī)著艦流場(chǎng)計(jì)算分析

孟曉偉, 李成, 史勇杰, 徐國(guó)華, 黃斌

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

摘要:以CFD軟件為基礎(chǔ),建立了適用于共軸剛性(雙)旋翼直升機(jī)著艦飛行時(shí)的氣動(dòng)計(jì)算模型。應(yīng)用這一模型,首先計(jì)算了Robin旋翼的懸停狀態(tài)算例,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比。然后著重分析了共軸剛性旋翼直升機(jī)在著艦與著陸時(shí)的流場(chǎng)異同,并進(jìn)一步分析了著艦飛行時(shí)不同風(fēng)向角對(duì)直升機(jī)俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航力矩的影響,獲得了一些對(duì)直升機(jī)著艦飛行有指導(dǎo)意義的結(jié)果。

關(guān)鍵詞:著艦飛行; 風(fēng)向角; 共軸剛性旋翼; 動(dòng)量源; CFD; 直升機(jī)

0引言

與陸地直升機(jī)相比,艦載直升機(jī)可以搭載艦船到較遠(yuǎn)的海域執(zhí)行護(hù)航、搜救等任務(wù)。然而,直升機(jī)在艦船甲板上著艦時(shí),由于海風(fēng)、艦船的運(yùn)動(dòng)、上層建筑物的尾流等影響,使得艦載直升機(jī)著艦比陸地直升機(jī)著陸要復(fù)雜許多,因此為了確保安全,對(duì)直升機(jī)著艦飛行的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究具有重要的意義。

對(duì)于直升機(jī)著艦飛行的研究,國(guó)內(nèi)外先前已做過不少工作。在國(guó)外,文獻(xiàn)[1]對(duì)艦船模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),通過測(cè)量上層建筑物尾跡中不同位置的速度,找出了影響直升機(jī)在艦船上著艦的主要湍流區(qū)域,為直升機(jī)安全著艦飛行提供了一定的依據(jù),但沒有對(duì)艦-機(jī)干擾氣動(dòng)特性進(jìn)行多狀態(tài)的測(cè)試分析; 文獻(xiàn)[2]在一艘1∶50的艦船模型上加入了一個(gè)直升機(jī)縮比模型,應(yīng)用PIV方法測(cè)量了艦船尾流/旋翼下洗流干擾流場(chǎng),以研究艦船尾流和直升機(jī)旋翼尾流的相互氣動(dòng)干擾作用。國(guó)內(nèi)對(duì)這方面的研究起步較晚,但迄今也取得了明顯進(jìn)展,主要是通過CFD方法進(jìn)行數(shù)值模擬。文獻(xiàn)[3-4]采用有限元法對(duì)甲板著艦區(qū)域流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算,分析了直升機(jī)在該區(qū)域內(nèi)的飛行特點(diǎn),指出了流場(chǎng)對(duì)飛行安全的重要影響。文獻(xiàn)[5]通過CFD軟件對(duì)艦-機(jī)(單旋翼直升機(jī))組合的流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算分析,通過對(duì)比不同參數(shù)(機(jī)庫(kù)門開合、直升機(jī)相對(duì)甲板位置等)時(shí)艦-機(jī)干擾流場(chǎng)的特性,表明了直升機(jī)著艦流場(chǎng)對(duì)其著艦飛行具有重要影響。但文獻(xiàn)中采用的艦船模型為簡(jiǎn)化模型,忽略了艦船其他部位建筑對(duì)流場(chǎng)的干擾,而且只針對(duì)常規(guī)單旋翼直升機(jī)的著艦飛行進(jìn)行了分析。

與先前常規(guī)單旋翼直升機(jī)著艦的研究不同,本文嘗試對(duì)共軸剛性雙旋翼高速直升機(jī)(以下簡(jiǎn)稱共軸剛性旋翼直升機(jī))的著艦流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算分析。以CFD軟件為基礎(chǔ),建立艦船、共軸雙旋翼、機(jī)身計(jì)算模型,艦船模型則使用較為符合真實(shí)艦船的外形,同時(shí),針對(duì)直升機(jī)陸地降落和艦船甲板降落流場(chǎng)進(jìn)行對(duì)比分析,并通過改變海風(fēng)風(fēng)向參數(shù)計(jì)算分析干擾流場(chǎng)及直升機(jī)氣動(dòng)力的變化,以便為直升機(jī)的著艦飛行提供一定的依據(jù)。

1計(jì)算方法與模型

1.1計(jì)算模型

本文采用的艦船模型以LPD-17級(jí)艦船[6]尺寸作為參考,示意圖如圖1(a)所示,基本參數(shù)為:長(zhǎng)、寬分別為100 m和16 m;著艦域甲板長(zhǎng)度為35.5 m;機(jī)庫(kù)高度為6.5 m;航速為11 m/s。共軸雙旋翼直升機(jī)模型則是以X2高速直升機(jī)[7]為參考模型,機(jī)身模型示意圖和機(jī)身/旋翼參數(shù)如圖1(b)和表1所示。直升機(jī)著艦示意圖如圖2所示。

圖1　艦船模型與直升機(jī)機(jī)身示意圖Fig.1　Schematic of ship model and helicopter’s fuselage

參 數(shù)數(shù)值機(jī)身長(zhǎng)度/m11機(jī)身寬度/m1.5槳葉片數(shù)4+4槳葉半徑/m4.02槳葉根切0.14R槳葉弦長(zhǎng)/m0.432旋轉(zhuǎn)速度/rad·s-144.8雙旋翼軸向間距/m0.452下旋翼與機(jī)身距離/m0.1

圖2　共軸剛性旋翼直升機(jī)著艦示意圖Fig.2　Schematic of rigid coaxial rotor helicopter landing

1.2計(jì)算網(wǎng)格

本文生成的網(wǎng)格示意圖如圖3所示。為了較好地模擬艦船及直升機(jī)的流場(chǎng)特性,不僅對(duì)物面周圍的網(wǎng)格進(jìn)行了特別的加密,而且在直升機(jī)著艦的甲板區(qū)域和旋翼槳盤所在區(qū)域設(shè)置了加密控制區(qū),以著重捕捉艦船建筑物、旋翼及機(jī)身的尾流,考慮到物體表面粘性力的捕捉,在艦船和機(jī)身物面處也均采用附面層網(wǎng)格。著艦計(jì)算域的網(wǎng)格總數(shù)量約為2.9×106。著陸計(jì)算域網(wǎng)格約為2.5 ×106。

圖3　計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.3　Grids for calculating

1.3求解方法

采用N-S方程作為主控方程對(duì)計(jì)算域進(jìn)行求解,湍流模型使用K-Epsilon方程模型。由于旋翼氣動(dòng)力的求解是使用作用盤來(lái)進(jìn)行模擬的,因而采用定常狀態(tài)求解。整個(gè)計(jì)算流程如圖4所示。

圖4　直升機(jī)著艦域流場(chǎng)計(jì)算流程圖Fig.4　Flow chart for calculating the landing flowfield of helicopter

2計(jì)算方法驗(yàn)證

本文針對(duì)孤立Robin旋翼進(jìn)行懸停狀態(tài)算例驗(yàn)證[8]。旋翼半徑為0.86 m,根切位置為0.206 m,槳盤厚度為0.02 m。因?yàn)楸疚牡男砹鲌?chǎng)模擬方法采用的是作用盤方法,因此在生成槳盤網(wǎng)格時(shí)需注意要采用層狀的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。圖5給出了本文計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[8]的對(duì)比。由圖可見,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值總體上變化趨勢(shì)一致,只是在峰值點(diǎn)處有一定的誤差,具體原因尚待查證。但這并不影響著艦飛行時(shí)流場(chǎng)計(jì)算的結(jié)論。

圖5　槳盤下方0.215R處動(dòng)壓計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.5　Dynamic pressure comparison of computational values and experimental data at 0.215R below disk

3共軸剛性旋翼直升機(jī)的著艦流場(chǎng)分析

3.1直升機(jī)著艦與著陸的流場(chǎng)對(duì)比

與著陸相比,共軸剛性旋翼直升機(jī)在艦船甲板著艦時(shí),由于甲板前方建筑物的影響,直升機(jī)周圍流場(chǎng)會(huì)發(fā)生明顯的變化,本節(jié)主要分析兩者的流場(chǎng)異同,著陸時(shí)直升機(jī)距離地面和著艦時(shí)距離甲板都是8.1 m。圖6給出了兩者的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比,前方來(lái)流均為11 m/s,旋翼槳尖速度是180 m/s,下旋翼總距11°,上旋翼總距10°。從圖6(a)可以看出,在本文的計(jì)算狀態(tài)下,共軸剛性旋翼直升機(jī)在陸地著陸時(shí),機(jī)身前后方氣流相對(duì)穩(wěn)定,而在地面附近處由于“地面效應(yīng)”現(xiàn)象出現(xiàn)了“渦流區(qū)“。機(jī)身右側(cè)為旋翼前行側(cè),下洗流速度相對(duì)左側(cè)較大,因而右側(cè)渦強(qiáng)度明顯大于左側(cè)。渦流區(qū)與機(jī)身距離較遠(yuǎn),且從機(jī)身兩側(cè)經(jīng)過直升機(jī)下方,因此其對(duì)直升機(jī)的干擾并不是很大,但隨著直升機(jī)下降的高度減小,兩者距離會(huì)越來(lái)越近,干擾也會(huì)增強(qiáng)。由圖6(b)可以看出,在直升機(jī)著艦時(shí),由于前方“上層建筑物”的影響,氣流到達(dá)甲板時(shí),在直升機(jī)前方出現(xiàn)了較為明顯的渦流區(qū),使直升機(jī)附近流場(chǎng)明顯比著陸時(shí)紊亂得多。此時(shí)渦流區(qū)距離直升機(jī)很近,甚至直接發(fā)生了碰撞,這將會(huì)嚴(yán)重影響到直升機(jī)的著艦飛行安全,相比于陸地著陸，也給直升機(jī)在著艦飛行時(shí)的操縱帶來(lái)了更大的難度。

圖6　共軸剛性旋翼直升機(jī)著陸與著艦時(shí)的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果Fig.6　Flowfield of landing on the earth and landing 　on ship for rigid coaxial rotor helicopter

圖7為著陸和著艦機(jī)身表面壓強(qiáng)對(duì)比。可以較為明顯地看出,兩者均在機(jī)身上表面形成了高壓區(qū),這將直接影響到直升機(jī)的著艦操縱。且在本文所計(jì)算的同種狀態(tài)下,相對(duì)于著陸,著艦時(shí)共軸直升機(jī)機(jī)身表面的高壓區(qū)壓強(qiáng)明顯大于后者,這是因?yàn)?著艦時(shí)形成高壓區(qū)的主要原因是旋翼下洗流和艦船的尾流疊加影響所致,而后者主要是旋翼下洗流的影響。這也與上文所分析的流場(chǎng)對(duì)比結(jié)果(著艦域流場(chǎng)比著陸流場(chǎng)紊亂得多)相吻合。

圖7　直升機(jī)著陸與著艦時(shí)的機(jī)身表面壓強(qiáng)Fig.7　Pressure on fuselage surface of landing on the earth and landing on ship

3.2不同風(fēng)向?qū)草S剛性旋翼直升機(jī)著艦流場(chǎng)和氣動(dòng)力的影響

3.2.1對(duì)著艦流場(chǎng)的影響

由上節(jié)分析可知,對(duì)于正前方來(lái)流(風(fēng)向角ψw為0°),由于艦船上層建筑物對(duì)氣流的影響,在艦船甲板區(qū)域出現(xiàn)了渦流區(qū),這是造成著艦域流場(chǎng)紊亂的主要原因。而實(shí)際上,海風(fēng)是來(lái)自不同方向的,不同方向的來(lái)流,可引起渦流區(qū)相對(duì)于直升機(jī)的位置及渦強(qiáng)度發(fā)生變化,而渦流區(qū)與直升機(jī)干擾的程度與渦流區(qū)的強(qiáng)度及兩者距離有直接的關(guān)系。因此本節(jié)分別計(jì)算在不同方向來(lái)流時(shí)渦流區(qū)的相對(duì)位置及其強(qiáng)度,以分析艦船尾流對(duì)直升機(jī)著艦飛行時(shí)的干擾。

圖8(a)～圖8(e)給出了風(fēng)向角分別為0°,10°,20°,30°和40°時(shí)的共軸剛性旋翼直升機(jī)著艦域流場(chǎng)速度矢量圖,該圖為縱向中心截圖,風(fēng)速均為11 m/s。由圖可以看出：當(dāng)側(cè)向吹風(fēng)時(shí),渦流中心相對(duì)于直升機(jī)的距離發(fā)生了變化,該距離都有不同程度的增加,且隨著風(fēng)向角的增加,渦流強(qiáng)度逐漸降低;當(dāng)風(fēng)向角為40°時(shí),在直升機(jī)附近,艦船尾流的渦流區(qū)已非常不明顯,幾乎消失。圖8(f)為不同風(fēng)向角下,渦流區(qū)中心相對(duì)于機(jī)身前端點(diǎn)的距離變化,可以看出,對(duì)于本文計(jì)算狀態(tài),在距離方面存在最優(yōu)方向角。

圖8　不同風(fēng)向角下的著艦域流場(chǎng)速度矢量圖與距離變化曲線Fig.8　Velocity vector and distance of landing flowfied with different wind directions

為了進(jìn)一步說(shuō)明在側(cè)向來(lái)流時(shí)的著艦域流場(chǎng)變化,圖9給出了風(fēng)向角為30°時(shí)的著艦域流場(chǎng)流線圖,此時(shí)的流線提取方案與3.1節(jié)完全相同,對(duì)比正前方來(lái)流(圖6(b)),可以看出,氣流相比之前沒有那么紊亂。這明顯是因?yàn)閭?cè)風(fēng)狀態(tài)下,與正前方來(lái)流相比,不會(huì)產(chǎn)生那么強(qiáng)的渦流區(qū)。因此,可以認(rèn)為在一定的風(fēng)向角下,對(duì)直升機(jī)著艦域流場(chǎng)影響的主要因素不再是艦船與直升機(jī)相互作用的渦流區(qū),而是側(cè)風(fēng)本身對(duì)直升機(jī)的操縱穩(wěn)定性影響更大。在實(shí)際著艦時(shí),可綜合考慮直升機(jī)抗側(cè)風(fēng)的能力,適當(dāng)調(diào)整艦船方向,以取得更有利于直升機(jī)著艦的流場(chǎng)。

圖9　ψw=30°時(shí)的著艦域流場(chǎng)流線圖Fig.9　Streamlines of landing flowfield at ψw=30°

3.2.2對(duì)氣動(dòng)力的影響

本節(jié)主要對(duì)不同風(fēng)向角下直升機(jī)所受的氣動(dòng)力矩進(jìn)行計(jì)算,以便為不同風(fēng)向角對(duì)直升機(jī)平衡操縱性的影響分析提供依據(jù)。圖10給出了風(fēng)向角分別為0°,10°,20°,30°和40°時(shí)各力矩(無(wú)量綱)大小的變化情況。可以看出,在滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩中,直升機(jī)所受最大的力矩為俯仰力矩,相比之下,滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩小得多,尤其是滾轉(zhuǎn)力矩。隨著風(fēng)向角的增大,各力矩變化規(guī)律相似,均先增大后減小,且偏航力矩變化很小。在本文計(jì)算狀態(tài)下,風(fēng)向角為30°時(shí)俯仰力矩最大,此時(shí)可能會(huì)給直升機(jī)的著艦操縱帶來(lái)更大的難度。而滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩在20°風(fēng)向角下最大,但幅值還是較小的。

圖10　共軸剛性旋翼直升機(jī)的力矩系數(shù)隨風(fēng)向角的變化Fig.10　Moment coefficient of rigid coaxial rotor helicopter with different wind directions

4結(jié)論

本文基于CFD軟件,建立了針對(duì)共軸剛性旋翼直升機(jī)著艦飛行時(shí)的流場(chǎng)求解方法,通過計(jì)算，對(duì)比了著艦與著陸的流場(chǎng)異同,并研究了不同風(fēng)向角下的著艦流場(chǎng)及氣動(dòng)力矩變化。得出了以下結(jié)論:

(1) 共軸剛性旋翼直升機(jī)在著艦飛行時(shí),艦船上層建筑物的尾流在直升機(jī)前方會(huì)導(dǎo)致較為明顯的渦流區(qū),從而使直升機(jī)附近的流場(chǎng)明顯比著陸時(shí)紊亂得多。

(2) 與正前方來(lái)流(風(fēng)向角為0°)相比,當(dāng)側(cè)向吹風(fēng)(風(fēng)向角不為0°)時(shí),甲板上的渦流區(qū)相對(duì)于直升機(jī)的距離會(huì)發(fā)生變化,且隨著風(fēng)向角的增加渦流強(qiáng)度逐漸減弱,對(duì)于本文計(jì)算狀態(tài),在風(fēng)向角為40°時(shí),甲板渦流區(qū)已幾乎消失。

(3) 直升機(jī)在不同風(fēng)向角側(cè)風(fēng)條件下著艦時(shí),在一定的風(fēng)向角下,對(duì)直升機(jī)著艦域流場(chǎng)影響的主要因素不再是艦船與直升機(jī)相互作用的渦流區(qū),而是側(cè)風(fēng)本身對(duì)直升機(jī)著艦飛行的影響。此時(shí)應(yīng)綜合考慮直升機(jī)抗側(cè)風(fēng)的能力。

(4) 直升機(jī)著艦飛行時(shí),不同的風(fēng)向角會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)的氣動(dòng)力矩發(fā)生變化,其中俯仰力矩改變要大于滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩的變化。

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(編輯：方春玲)

Computational analysis on carrier landing flowfield of rigid coaxial rotor helicopter

MENG Xiao-wei, LI Cheng, SHI Yong-jie, XU Guo-hua, HUANG Bin

(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, NUAA, Nanjing 210016, China)

Abstract:In this paper, a computation model was established for analyzing aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor helicopter landing. By the model, an isolate Robin rotor in hover was taken as examples and the results calculated were compared with the available experimental data. And then, the similarities and differences between landing on ship and landing on the earth were emphatically analyzed for rigid coaxial rotor helicopter. Furthermore, the influence of different wind directions on pitching, rolling and yawing moments of helicopter was calculated and analyzed for carrier landing. Some meaningful results are obtained for landing flight of helicopter.

Key words:landing flight; wind direction; rigid coaxial rotor; momentum source; CFD; helicopter

中圖分類號(hào)：V211.52

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)02-0015-05

作者簡(jiǎn)介:孟曉偉(1990-)，男，陜西蒲城人，碩士研究生，研究方向?yàn)橹鄙龣C(jī)空氣動(dòng)力學(xué)。

收稿日期:2015-06-29;

修訂日期:2015-11-02; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-01-10 14:14