直升機(jī)與艦船耦合流場的旋渦與分離特性

蘇 萁, 王逸斌, 趙 寧

(南京航空航天大學(xué) 非定常空氣動(dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 南京 210016)

0 引 言

艦載直升機(jī)以其高度的靈活性和機(jī)動(dòng)性，逐漸成為海軍艦船的標(biāo)準(zhǔn)配置[1]，是海洋戰(zhàn)場上奪取和保持制空權(quán)、制海權(quán)的重要力量。直升機(jī)艦面起降極具挑戰(zhàn)性，它必須適應(yīng)復(fù)雜的海上飛行和艦載作業(yè)的環(huán)境，包括甲板空間的限制、艦船的隨機(jī)六自由度運(yùn)動(dòng)和鈍體流動(dòng)分離引起的尾流擾動(dòng)等[2]，因此艦船氣流場是影響艦載直升機(jī)起降安全的重要因素之一。直升機(jī)著艦時(shí)，旋翼尾流受地面阻塞效應(yīng)影響會(huì)向上卷起旋渦[3]，并與艦船流場產(chǎn)生干擾，這種非定常耦合流場效應(yīng)會(huì)在旋翼槳葉上產(chǎn)生不穩(wěn)定力，使得旋翼系統(tǒng)的氣動(dòng)載荷因渦流影響發(fā)生顯著改變，出現(xiàn)槳葉揮舞等現(xiàn)象，甚至可能使直升機(jī)進(jìn)入相當(dāng)危險(xiǎn)的“渦環(huán)狀態(tài)”[4]，直接影響直升機(jī)的控制裕度、飛行員的工作負(fù)荷和功率余量。

國內(nèi)外關(guān)于孤立艦船流場的研究已有50多年的歷史。20世紀(jì)60年代，美國海軍從CV61“突擊者”號(hào)開始，對(duì)多架航母的氣流場進(jìn)行了實(shí)船測量，并將測量結(jié)果作為風(fēng)洞試驗(yàn)的補(bǔ)充[5]。前蘇聯(lián)在設(shè)計(jì)“戈?duì)柺部品颉碧?hào)時(shí)，利用風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)艦船模型的上層建筑和甲板附近的流場進(jìn)行了研究，其分析結(jié)果為實(shí)船設(shè)計(jì)提供了參考[6]。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，數(shù)值計(jì)算方法逐漸被引入到艦船流場研究中，20世紀(jì)90年代后期，人們開始應(yīng)用CFD數(shù)值模擬預(yù)測艦船尾流，它可以用來計(jì)算全尺寸的解[7]，得出氣流場的基本形態(tài)和各參數(shù)分布，可控性好且成本較低。

然而，這些研究多集中于孤立艦船流場的研究，或者是通過簡單疊加法得到的單向耦合流場，即把孤立艦船的流場信息提取出來，再添加到旋翼流場的計(jì)算當(dāng)中[8]，忽略了直升機(jī)與艦船流場之間的相互作用，因此其仿真結(jié)果難以為直升機(jī)的艦面操縱提供準(zhǔn)確的指導(dǎo)。為了增強(qiáng)艦載直升機(jī)與艦船的動(dòng)態(tài)適配性，人們開始對(duì)機(jī)艦耦合流場展開深入的研究，其難點(diǎn)主要在于如何準(zhǔn)確捕捉旋翼尾跡。研究旋翼氣動(dòng)特性的方法主要包括：動(dòng)量理論、葉素理論和基于滑移網(wǎng)格或嵌套網(wǎng)格的非定常數(shù)值模擬方法。動(dòng)量理論的核心是將槳葉模型假想成有無限多葉片的薄槳盤，槳葉對(duì)來流的作用力等于槳盤單位時(shí)間通過動(dòng)量的增量，因此可以通過添加動(dòng)量源項(xiàng)來模擬槳盤受力。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于旋翼結(jié)構(gòu)得到簡化，忽略了槳葉附近細(xì)致的流動(dòng)特征，但仍能對(duì)旋翼的遠(yuǎn)場尾跡進(jìn)行較準(zhǔn)確的計(jì)算。Rajagopalan[9]和Chaffin[10]等先后采用動(dòng)量源的方法對(duì)旋翼流場進(jìn)行了數(shù)值模擬并取得了一定成果。葉素理論把槳葉看成由無限多的槳葉葉素構(gòu)成，每個(gè)槳葉剖面作為一個(gè)二維翼型來產(chǎn)生氣動(dòng)作用，相比于只考慮了槳葉軸向效應(yīng)的動(dòng)量理論，葉素理論還考慮了旋轉(zhuǎn)效應(yīng)，且葉素理論從更微觀的角度對(duì)基于動(dòng)量理論的載荷近似分布進(jìn)行了完善。基于滑移網(wǎng)格或嵌套網(wǎng)格的非定常數(shù)值模擬方法需要在槳葉周圍生成比較密的貼體網(wǎng)格，計(jì)算量較大但準(zhǔn)確性較高。Park[11]等采用滑移網(wǎng)格方法模擬了直升機(jī)懸停和前飛過程中的旋翼流場，結(jié)果顯示該方法對(duì)于復(fù)雜的非定常旋翼流場的預(yù)測具有高效性和魯棒性。

20世紀(jì)末，Wakefield等用動(dòng)量源法對(duì)旋翼進(jìn)行等效替代，將槳盤對(duì)流體施加的向下作用力以動(dòng)量源項(xiàng)的形式添加到控制方程中[12]，使用CFX解算器獲得了旋翼與艦船耦合流場解，并驗(yàn)證了動(dòng)量盤源法的合理性[13]。2014年，Crozon等對(duì)加拿大巡邏護(hù)衛(wèi)艦進(jìn)行了數(shù)值模擬并考慮了旋翼的影響[14]，首先采用穩(wěn)態(tài)的動(dòng)量源項(xiàng)法進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果表明，當(dāng)艦載直升機(jī)在艦船表面近距離作業(yè)時(shí)，耦合效應(yīng)對(duì)艦船尾流和旋翼渦流的影響非常重要，從而證明了疊加法的無效性。為了更好地捕捉旋翼尾跡渦等流場細(xì)節(jié)，他們還運(yùn)用滑移網(wǎng)格法在槳葉周圍生成貼體網(wǎng)格，更真實(shí)地模擬旋翼的高速旋轉(zhuǎn)，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合度很高，說明這種數(shù)值模擬方法為確定安全飛行包線提供了可能性。國內(nèi)蘇大成等基于雷諾平均N-S方程對(duì)直升機(jī)/艦船耦合流場進(jìn)行數(shù)值模擬，直升機(jī)旋翼等旋轉(zhuǎn)部件的模擬使用動(dòng)量源模型，仿真結(jié)果顯示：相對(duì)孤立艦船而言，耦合流場下旋翼渦與艦尾渦產(chǎn)生較強(qiáng)的干擾[15]，這種干擾和艦面效應(yīng)的共同作用下，會(huì)使得旋翼拉力產(chǎn)生顯著振蕩；對(duì)全機(jī)狀態(tài)下的耦合流場進(jìn)行模擬后發(fā)現(xiàn)，直升機(jī)的機(jī)身和尾槳對(duì)艦尾流場的影響不大，可將直升機(jī)全機(jī)簡化為旋翼。

目前，關(guān)于機(jī)艦耦合流場的研究大多是用動(dòng)量源項(xiàng)法對(duì)旋翼進(jìn)行替代，無法捕捉旋翼螺旋式槳尖渦等流場細(xì)節(jié)。本文針對(duì)SFS2簡化護(hù)衛(wèi)艦?zāi)Ｐ蚚16]，運(yùn)用重疊網(wǎng)格法模擬旋翼的高速旋轉(zhuǎn)(忽略機(jī)身的影響)，計(jì)算了正頂風(fēng)下直升機(jī)在甲板上懸停和垂直降落過程中的耦合流場，通過觀察流線圖、云圖及流場參數(shù)隨時(shí)間的變化等，詳細(xì)分析了艦船尾流與旋翼渦流的耦合“渦-渦”干擾效應(yīng)，并結(jié)合旋翼拉力系數(shù)的變化情況，對(duì)直升機(jī)的艦面安全操作提出了建議。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 數(shù)值計(jì)算方法

本文通過重疊網(wǎng)格方法來模擬旋翼旋轉(zhuǎn)，采用可壓縮的N-S方程作為主控制方程，具體表達(dá)式見式(1):

(1)

其中，W、Fc和Fv分別為守恒變量、對(duì)流通量和黏性通量，T為旋轉(zhuǎn)源項(xiàng)，表達(dá)式如式(2、3)。

(2)

(3)

式中：ρ和p分別為流體密度和壓強(qiáng)；E和H分別為單位流體內(nèi)能和總焓；(u,v,w)為流體絕對(duì)速度q在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的分量；qb為控制體表面的絕對(duì)速度；(nx,ny,nz)為控制面的單位外法向矢量n的三個(gè)分量；ω為旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)角速度矢量；τ為黏性應(yīng)力；Φ為黏性力和熱傳導(dǎo)對(duì)流體的功。

通過Fluent對(duì)流場進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，運(yùn)用mesh motion對(duì)部件網(wǎng)格的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行設(shè)置，采用k-ε湍流模型、密度基耦合隱式求解器，通量格式為Roe-FDS格式，時(shí)間推進(jìn)為雙時(shí)間步迭代法，時(shí)間步長為0.0004s，最大內(nèi)迭代步數(shù)為30。

直升機(jī)與艦船耦合流場所需計(jì)算的速度場跨度很大，包含艦船表面的低速不可壓流及旋翼旋轉(zhuǎn)的高速可壓流，而密度基求解器在求解低速問題時(shí)，由于流體速度與聲速的量級(jí)相差過大會(huì)使得N-S方程具有很強(qiáng)的剛性，導(dǎo)致收斂速度非常慢。因此對(duì)時(shí)間導(dǎo)數(shù)進(jìn)行預(yù)處理[17]，重新標(biāo)度了所解方程的聲速，從而減輕了低馬赫數(shù)和不可壓流動(dòng)中數(shù)值剛性的影響。

1.2 計(jì)算網(wǎng)格

如圖1所示，艦船計(jì)算模型采用SFS2簡化護(hù)衛(wèi)艦?zāi)Ｐ停?兩片槳葉、直徑10 m)位于后甲板正上方10 m高度處，計(jì)算域設(shè)置的盡量大以滿足阻塞率的要求，網(wǎng)格采用混合非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，總網(wǎng)格數(shù)約1300萬，旋翼網(wǎng)格與背景網(wǎng)格的重疊如圖2所示。

圖1 計(jì)算網(wǎng)格模型Fig.1 Computational mesh model

1.3 重疊網(wǎng)格法

傳統(tǒng)的動(dòng)網(wǎng)格在處理大幅度運(yùn)動(dòng)時(shí)，常常由于網(wǎng)格的大變形導(dǎo)致計(jì)算不收斂，且無法處理旋轉(zhuǎn)類的問題[18]。重疊網(wǎng)格法適用于任何無規(guī)則的運(yùn)動(dòng)，對(duì)于運(yùn)動(dòng)的部件，在重疊區(qū)域單獨(dú)生成部件重疊網(wǎng)格，它可以相對(duì)于背景網(wǎng)格獨(dú)立運(yùn)動(dòng)且不會(huì)對(duì)其產(chǎn)生干擾，信息傳遞則是通過將背景網(wǎng)格的邊界單元變量信息插值到重疊網(wǎng)格的邊界單元來實(shí)現(xiàn)，因此無需對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行重構(gòu)，節(jié)省計(jì)算時(shí)間。

2 驗(yàn)證計(jì)算

2.1 孤立艦船流場驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果的正確性，將正頂風(fēng)下SFS2孤立艦船流場的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較，圖3為CFD計(jì)算的飛行甲板上空直線上的速度分布曲線與文獻(xiàn)[19]的對(duì)比結(jié)果，所測量的直線位于與機(jī)庫等高的飛行甲板中央的z平面內(nèi)。圖中橫軸表示y坐標(biāo)與甲板寬度的比值，縱軸表示各方向的無量綱化速度。可以看出計(jì)算結(jié)果呈現(xiàn)出比較好的對(duì)稱性，由于采用的是RANS模型，甲板中央處v方向速度與試驗(yàn)結(jié)果偏差略大，但仍可以接受的誤差允許范圍之內(nèi)。

圖3 飛行甲板上空無量綱速度與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.3 Comparison between numerical calculation results and experimental results of dimensionless velocity over flight deck

2.2 旋翼流場驗(yàn)證

Caradonna-Tung旋翼模型的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)被廣泛用于檢驗(yàn)旋翼數(shù)值模擬的可靠性，該模型由兩片槳葉組成，槳葉外形輪廓采用無扭轉(zhuǎn)的NACA0012翼型，槳盤半徑為1.143 m。針對(duì)槳距角θc=8.0°、轉(zhuǎn)速Ω=1250 r/min、翼尖馬赫數(shù)Mtip=0.439的基礎(chǔ)算例[20]利用重疊網(wǎng)格法進(jìn)行了驗(yàn)證計(jì)算。圖4為數(shù)值模擬得到的槳尖渦分布圖，可以很清晰地看到隨著旋翼的高速旋轉(zhuǎn)，沿著槳葉后緣脫出一圈圈螺旋狀的槳尖渦。

圖4 槳尖渦示意圖Fig.4 Sketch map of tip vortex

為了驗(yàn)證算法的正確性，將數(shù)值計(jì)算得到的沿槳葉不同位置剖面的壓力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較。如圖5(a～e)所示，圖中橫坐標(biāo)為弦線上的點(diǎn)到前緣的距離與弦長之比，結(jié)果顯示，數(shù)值計(jì)算的上下翼面壓力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。圖5(f)是計(jì)算得到的沿槳葉展向不同剖面拉力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較。數(shù)值計(jì)算所得旋翼總拉力系數(shù)為0.004 57(實(shí)驗(yàn)值為0.004 60)，誤差僅為0.65%，可以看到槳葉沿展向拉力分布與試驗(yàn)結(jié)果均有良好的一致性，說明用重疊網(wǎng)格法模擬旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)是可行的。

圖5 Mtip=0.439時(shí)Cp的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.5 Comparison between numerical calculation results and experimental results of pressure coefficient when tip Mach number is 0.439

3 機(jī)艦耦合流場結(jié)果與分析

3.1 直升機(jī)懸停

通過Fluent計(jì)算了正頂風(fēng)下來流風(fēng)速20 m/s、直升機(jī)懸停于甲板上方的機(jī)艦耦合流場，旋翼轉(zhuǎn)速為300 r/min。以定常的計(jì)算結(jié)果作為初始流場進(jìn)行非定常續(xù)算，重疊網(wǎng)格對(duì)時(shí)間步長的要求非常嚴(yán)格，本文計(jì)算采取的時(shí)間步長為0.0004 s。圖6為旋翼拉力系數(shù)隨時(shí)間變化曲線，可以看到當(dāng)懸停0.6 s即旋翼轉(zhuǎn)過三圈之后，拉力系數(shù)逐漸收斂并呈現(xiàn)穩(wěn)定的周期性波動(dòng)，由于采用的是雙槳葉剛性旋翼，因此周期為0.1 s，與實(shí)際情況相符。

圖6 旋翼拉力系數(shù)隨懸停時(shí)間變化曲線Fig.6 Variation of thrust coefficient with hovering time

圖7為懸停1.6 s的縱向中心截面垂向速度云圖和流線圖。在機(jī)庫后方為典型的后臺(tái)階繞流現(xiàn)象，氣流沿機(jī)庫邊緣發(fā)生分離后形成馬蹄渦附著于飛行甲板面，該回流區(qū)內(nèi)存在大量流動(dòng)分離。旋翼高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生強(qiáng)烈的下洗流，影響范圍可以擴(kuò)散到甲板上方2.5 m處，正頂風(fēng)使得下洗流被吹向艦尾，但仍然有部分下洗流受到回流區(qū)的影響。在起降點(diǎn)中心以及其前、后各5 m位置作垂直于甲板面的直線(見圖7中虛線)，沿三條直線對(duì)垂向速度沿甲板高度的變化進(jìn)行測量，如圖8所示。由于旋翼的下洗流是成兩股被吹向后方，所以離甲板面不同高度上，靠后的位置可能分別受到兩股下洗流的影響，垂向速度沿高度會(huì)發(fā)生突變，而不是離甲板越近下洗流一直衰減。

圖7 縱向中心截面垂向速度云圖和流線圖Fig.7 Contours of z-velocity and streamlines in a longitudinal plane through center of the ship

圖8 垂向速度沿甲板高度的變化曲線Fig.8 Variation of z-velocity along the height of deck

圖9中展示的是甲板不同位置的橫向截面流線圖并用垂向速度對(duì)旋翼所在平面進(jìn)行著色。旋翼下洗流受到地面阻塞效應(yīng)影響向上卷起，且回流區(qū)內(nèi)的低壓效應(yīng)使得甲板兩側(cè)下方的氣流被吸到艦面上方形成一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的舷渦，下游的下洗流強(qiáng)度明顯強(qiáng)于上游，旋翼脫出的尾跡渦在艦尾有非常大的影響，渦核直徑可達(dá)3 m，且尾跡渦逐漸向下發(fā)展的過程中與舷渦發(fā)生耦合。

圖9 甲板不同位置橫向截面流線圖Fig.9 Streamlines in different transverse planes along the deck

通過λ2等值面繪制旋渦示意圖并用湍動(dòng)能著色，湍動(dòng)能計(jì)算公式(4)如下：

(4)

其中uavg為平均速度，I為湍流強(qiáng)度，且I=0.16Re-1/8。

如圖10所示，能明顯地看到旋翼旋轉(zhuǎn)過程中，槳葉拖出的尾跡迅速卷起強(qiáng)集中渦并向下游發(fā)展，沿槳葉后緣槳尖渦呈螺旋狀一圈圈脫落，不僅在槳盤平面內(nèi)誘導(dǎo)強(qiáng)烈的下洗流，且逐漸與回流區(qū)旋渦及舷渦發(fā)生干擾。英國民航局CAA(Civil Aviation Authority)制定的CAP437標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定，滿足安全起降的氣流垂向速度標(biāo)準(zhǔn)差應(yīng)小于1.75 m/s，數(shù)值模擬中假設(shè)湍流應(yīng)力各向同性，則該條件可轉(zhuǎn)化為：湍動(dòng)能k<6 m2/s2。圖中紅色表示湍動(dòng)能超限區(qū)域，回流區(qū)旋渦、舷渦及槳尖渦的湍動(dòng)能均已超出安全條件，三者攜帶著巨大湍動(dòng)能的旋渦的耦合干擾，使得旋翼下方的流場變得極其復(fù)雜，大大增加了流場湍流度，且這種影響一直持續(xù)到艦尾。

圖10 λ2等值面圖(上：側(cè)視圖，下：俯視圖)Fig.10 Isosurface of λ2(The above is the side view while the below is the top view)

為了更直觀地了解旋渦對(duì)流場參數(shù)隨時(shí)間變化的影響，在旋翼正下方1 m高度處的中心、前、后、左、右位置共取了五個(gè)觀測點(diǎn)。圖11和圖12為各觀測點(diǎn)垂向速度和湍動(dòng)能隨懸停時(shí)間的變化曲線。一開始處于流場的建立過程，所以速度波動(dòng)較大。可以看到各觀測點(diǎn)的垂向速度大致在0.6 s之后成有規(guī)律的周期性波動(dòng)，波動(dòng)范圍大約為2 m/s，且這個(gè)波動(dòng)周期與旋翼旋轉(zhuǎn)周期是一致的，說明雖然槳尖渦向下游傳播過程中與艦船尾流發(fā)生碰撞，但由于直升機(jī)懸停高度離甲板較遠(yuǎn)，這種耦合作用并不會(huì)對(duì)直升機(jī)的高空懸停產(chǎn)生大的影響。中軸線上的三個(gè)測點(diǎn)從前往后下洗流速度逐漸增強(qiáng)，尤其是后測點(diǎn)的下洗流速度達(dá)到-11 m/s，這使得前后速度差較大，直接影響旋翼和機(jī)身受到的力和力矩，加大了駕駛員的操作難度；左、右測點(diǎn)則呈現(xiàn)輕微上洗且二者垂向速度基本重合，對(duì)直升機(jī)的操作影響不大。旋翼下方1 m處只有右測點(diǎn)的湍動(dòng)能超出限制，而且左測點(diǎn)的湍動(dòng)能只有右測點(diǎn)的一半，說明當(dāng)直升機(jī)以逆時(shí)針方向(俯視圖)旋轉(zhuǎn)時(shí)，旋翼下方右側(cè)流場的湍流度大于左側(cè)。由圖13中1.6 s時(shí)刻甲板表面壓力分布可知，旋翼產(chǎn)生的強(qiáng)下洗流受來流影響被吹向艦尾，所以在甲板中后方形成大范圍的高壓區(qū)，而甲板前方回流區(qū)內(nèi)的流體流速高、靜壓低，這種“前低后高”的壓力分布使得直升機(jī)會(huì)受到向前的推力，容易發(fā)生“前沖”事故，需要引起重視。

圖11 觀測點(diǎn)垂向速度隨懸停時(shí)間變化曲線Fig.11 Variation of z-velocity with hovering time at observation points

圖12 觀測點(diǎn)湍動(dòng)能隨降落時(shí)間變化曲線Fig.12 Variation of turbulent kinetic energy with landing time at observation points

圖13 甲板表面壓力分布Fig.13 Pressure distribution on the deck surface

最后，將動(dòng)量源項(xiàng)法得到的計(jì)算結(jié)果與重疊網(wǎng)格法的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，動(dòng)量源項(xiàng)分布采用的是徑向載荷三角形近似分布形式，已知槳尖半徑R0，槳轂半徑R1，設(shè)載荷峰值ΔPr位于a(R0-R1)處(本文采取a=0.75)，徑向載荷分布滿足下列函數(shù)：

(5)

3.2 直升機(jī)著艦

在懸停計(jì)算結(jié)果穩(wěn)定的基礎(chǔ)上，讓旋翼以0.5 m/s的速度垂直下降，降落時(shí)間為8 s即降落至與機(jī)庫等高的位置。如圖15所示為降落過程中旋翼拉力系數(shù)隨時(shí)間的變化曲線，隨著直升機(jī)的降落，旋翼渦流與回流區(qū)的干擾變得更加劇烈，拉力系數(shù)出現(xiàn)顯著的振蕩，但整體呈現(xiàn)下降的趨勢。在3.5 s后拉力系數(shù)陡然下降并很快回升后又再次下降，這種突變產(chǎn)生的原因是此刻上游旋渦剛好發(fā)展到后甲板上方并打在旋翼上，影響到旋翼的載荷分布。可以看到，拉力系數(shù)總體變化幅度已達(dá)到15%。

圖14 兩種方法結(jié)果對(duì)比(上：動(dòng)量源法，下：重疊網(wǎng)格法)Fig.14 Comparison between the two methods(above: momentum source method, below: overset mesh method)

圖15 旋翼拉力系數(shù)隨降落時(shí)間變化曲線Fig.15 Variation of thrust coefficient with landing time

截取了下降2 s、4 s、6 s、8 s時(shí)刻的縱向中心截面垂向速度云圖和流線圖，如圖16所示。隨著旋翼的下降，回流區(qū)受到擠壓，再附點(diǎn)位置發(fā)生明顯的移動(dòng)，靠近機(jī)庫一側(cè)的強(qiáng)下洗流逐漸被吸向回流區(qū)，而靠近艦尾一側(cè)的下洗流強(qiáng)度和影響范圍削弱。對(duì)再附點(diǎn)的移動(dòng)進(jìn)行了測量，結(jié)果如圖17所示。再附點(diǎn)先向遠(yuǎn)離機(jī)庫方向移動(dòng)，然后向靠近機(jī)庫方向移動(dòng)，最遠(yuǎn)可達(dá)20 m，最近約14.4 m。再附點(diǎn)位置的變化直接反映回流區(qū)尺寸的變化，降落初期旋翼離回流區(qū)還有一定距離，所以脫落的槳尖渦只影響到回流區(qū)的上部，致使其下部的尺寸被拉長，再附點(diǎn)后移；隨著旋翼的繼續(xù)下降至4 s之后，整個(gè)回流區(qū)完全受到旋翼槳尖渦的擠壓，長度和高度都有所減小，8 s時(shí)槳尖已經(jīng)完全處于回流區(qū)內(nèi)部。

圖17 再附點(diǎn)到機(jī)庫的距離隨降落時(shí)間變化曲線Fig.17 Variation of distance between reattachment point and hangar with landing time

圖18和圖19分別給出了觀測點(diǎn)垂向速度和湍動(dòng)能隨降落時(shí)間的變化曲線，與懸停狀態(tài)不同，垂向速度的周期性被破壞，尤其到了降落的中后期，測點(diǎn)的無規(guī)則振蕩變得明顯。隨著直升機(jī)的降落，前測點(diǎn)轉(zhuǎn)變?yōu)槿跎舷矗鬁y點(diǎn)的下洗流強(qiáng)度持續(xù)增加最大可達(dá)到-14 m/s，這種前后巨大的速度差可能使直升機(jī)后仰，對(duì)維持直升機(jī)的俯仰穩(wěn)定性來說是巨大的挑戰(zhàn)。對(duì)比表1懸停與降落過程中觀測點(diǎn)垂向速度標(biāo)準(zhǔn)差可以發(fā)現(xiàn)，旋翼下降過程中其下方流場的波動(dòng)變大，尤其是后測點(diǎn)的垂向速度標(biāo)準(zhǔn)差約為懸停時(shí)的2倍，說明隨著直升機(jī)的降落，旋翼尾渦與艦船尾渦的干擾變強(qiáng)。同時(shí)降落過程中，左、右測點(diǎn)的湍動(dòng)能在4 s后急劇上升，最高甚至超過了20 m2/s2，這也從另一個(gè)方面反映了旋翼渦與艦船尾渦干擾的增強(qiáng)，使得流場變得非常紊亂。前、中、后三個(gè)測點(diǎn)的湍動(dòng)能雖然也略微超出限制，但相比左、右測點(diǎn)而言波動(dòng)小了很多，所以直升機(jī)降落過程中應(yīng)當(dāng)盡量保持機(jī)身對(duì)稱面與艦船對(duì)稱面重合，來減少左右兩側(cè)湍流對(duì)起降安全性造成的影響。

圖19 觀測點(diǎn)湍動(dòng)能隨降落時(shí)間變化曲線Fig.19 Variation of turbulent kinetic energy with landing time at observation points

對(duì)比初始時(shí)刻和終了時(shí)刻的渦量云圖(圖20)，可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)旋翼下降8 s后，艦面流場與旋翼流場耦合“渦-渦”干擾加劇，且旋翼流場受地面效應(yīng)的影響變得非常明顯，使得流場紊流度增加，紅色強(qiáng)渦流區(qū)域的影響范圍明顯擴(kuò)大，尤其是槳尖渦與回流區(qū)的耦合效應(yīng)可以非常清晰地從渦量圖中反映出來。

表1 懸停與降落過程中觀測點(diǎn)垂向速度標(biāo)準(zhǔn)差對(duì)比(單位：m/s)Table 1 Comparison of z-velocity standard deviationat observation points during hovering and landing (unit: m/s)

圖20 縱向中心截面渦量云圖(上：0 s，下：8 s)Fig.20 Contours of vorticity in a longitudinal plane through center of the ship(The above is at time of 0 s while the below is at time of 8 s)

4 結(jié) 論

本文運(yùn)用重疊網(wǎng)格法動(dòng)態(tài)模擬旋翼的旋轉(zhuǎn)，對(duì)直升機(jī)與艦船的耦合流場進(jìn)行了數(shù)值分析計(jì)算，得出以下結(jié)論：

1) 在計(jì)算資源條件允許的情況下，運(yùn)用重疊網(wǎng)格法能夠真實(shí)地還原旋翼高速旋轉(zhuǎn)的動(dòng)態(tài)過程，且可以捕捉到起降區(qū)空氣流場的細(xì)節(jié)。

2) 直升機(jī)在甲板上空懸停的過程中，旋翼拉力系數(shù)逐漸收斂并呈現(xiàn)穩(wěn)定的周期性波動(dòng)，槳尖渦脫落與回流區(qū)、舷渦發(fā)生“渦-渦”干擾，但并不會(huì)對(duì)直升機(jī)的高空懸停產(chǎn)生大的干擾，值得注意的是旋翼下方前后流場存在較大垂向速度差，可能對(duì)機(jī)身的俯仰穩(wěn)定性產(chǎn)生影響。

3) 直升機(jī)著艦過程中，這種耦合渦干擾越來越劇烈，尤其是當(dāng)旋翼開始進(jìn)入到回流區(qū)內(nèi)部時(shí)，流場湍流度和旋渦強(qiáng)度急劇增加，嚴(yán)重影響旋翼的載荷分布與直升機(jī)的受力平衡，加重了駕駛員的操縱負(fù)擔(dān)。同時(shí)由于艦面效應(yīng)的增強(qiáng)使得旋翼下方左右兩側(cè)的耦合流場變得極其紊亂，所以出于安全性考慮，直升機(jī)著艦時(shí)應(yīng)當(dāng)盡量保持機(jī)身對(duì)稱面與艦船對(duì)稱面重合。