共軸剛性旋翼直升機著艦流場計算分析

孟曉偉, 李成, 史勇杰, 徐國華, 黃斌

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)

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共軸剛性旋翼直升機著艦流場計算分析

孟曉偉, 李成, 史勇杰, 徐國華, 黃斌

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室, 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)旋翼直升機著艦飛行時的氣動計算模型。應(yīng)用這一模型,首先計算了Robin旋翼的懸停狀態(tài)算例,計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)進行了對比。然后著重分析了共軸剛性旋翼直升機在著艦與著陸時的流場異同,并進一步分析了著艦飛行時不同風向角對直升機俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航力矩的影響,獲得了一些對直升機著艦飛行有指導意義的結(jié)果。

關(guān)鍵詞:著艦飛行; 風向角; 共軸剛性旋翼; 動量源; CFD; 直升機

0引言

與陸地直升機相比,艦載直升機可以搭載艦船到較遠的海域執(zhí)行護航、搜救等任務(wù)。然而,直升機在艦船甲板上著艦時,由于海風、艦船的運動、上層建筑物的尾流等影響,使得艦載直升機著艦比陸地直升機著陸要復雜許多,因此為了確保安全,對直升機著艦飛行的氣動特性進行研究具有重要的意義。

對于直升機著艦飛行的研究,國內(nèi)外先前已做過不少工作。在國外,文獻[1]對艦船模型進行了風洞試驗,通過測量上層建筑物尾跡中不同位置的速度,找出了影響直升機在艦船上著艦的主要湍流區(qū)域,為直升機安全著艦飛行提供了一定的依據(jù),但沒有對艦-機干擾氣動特性進行多狀態(tài)的測試分析; 文獻[2]在一艘1∶50的艦船模型上加入了一個直升機縮比模型,應(yīng)用PIV方法測量了艦船尾流/旋翼下洗流干擾流場,以研究艦船尾流和直升機旋翼尾流的相互氣動干擾作用。國內(nèi)對這方面的研究起步較晚,但迄今也取得了明顯進展,主要是通過CFD方法進行數(shù)值模擬。文獻[3-4]采用有限元法對甲板著艦區(qū)域流場進行計算,分析了直升機在該區(qū)域內(nèi)的飛行特點,指出了流場對飛行安全的重要影響。文獻[5]通過CFD軟件對艦-機(單旋翼直升機)組合的流場進行了計算分析,通過對比不同參數(shù)(機庫門開合、直升機相對甲板位置等)時艦-機干擾流場的特性,表明了直升機著艦流場對其著艦飛行具有重要影響。但文獻中采用的艦船模型為簡化模型,忽略了艦船其他部位建筑對流場的干擾,而且只針對常規(guī)單旋翼直升機的著艦飛行進行了分析。

與先前常規(guī)單旋翼直升機著艦的研究不同,本文嘗試對共軸剛性雙旋翼高速直升機(以下簡稱共軸剛性旋翼直升機)的著艦流場進行計算分析。以CFD軟件為基礎(chǔ),建立艦船、共軸雙旋翼、機身計算模型,艦船模型則使用較為符合真實艦船的外形,同時,針對直升機陸地降落和艦船甲板降落流場進行對比分析,并通過改變海風風向參數(shù)計算分析干擾流場及直升機氣動力的變化,以便為直升機的著艦飛行提供一定的依據(jù)。

1計算方法與模型

1.1計算模型

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

圖1　艦船模型與直升機機身示意圖Fig.1　Schematic of ship model and helicopter’s fuselage

參 數(shù)數(shù)值機身長度/m11機身寬度/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/m0.432旋轉(zhuǎn)速度/rad·s-144.8雙旋翼軸向間距/m0.452下旋翼與機身距離/m0.1

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

1.2計算網(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的流場特性,不僅對物面周圍的網(wǎng)格進行了特別的加密,而且在直升機著艦的甲板區(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、旋翼及機身的尾流,考慮到物體表面粘性力的捕捉,在艦船和機身物面處也均采用附面層網(wǎng)格。著艦計算域的網(wǎng)格總數(shù)量約為2.9×106。著陸計算域網(wǎng)格約為2.5 ×106。

圖3　計算網(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計算域進行求解,湍流模型使用K-Epsilon方程模型。由于旋翼氣動力的求解是使用作用盤來進行模擬的,因而采用定常狀態(tài)求解。整個計算流程如圖4所示。

圖4　直升機著艦域流場計算流程圖Fig.4　Flow chart for calculating the landing flowfield of helicopter

2計算方法驗證

本文針對孤立Robin旋翼進行懸停狀態(tài)算例驗證[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。因為本文的旋翼流場模擬方法采用的是作用盤方法,因此在生成槳盤網(wǎng)格時需注意要采用層狀的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。圖5給出了本文計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)[8]的對比。由圖可見,計算結(jié)果與試驗值總體上變化趨勢一致,只是在峰值點處有一定的誤差,具體原因尚待查證。但這并不影響著艦飛行時流場計算的結(jié)論。

圖5　槳盤下方0.215R處動壓計算值與試驗值對比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的著艦流場分析

3.1直升機著艦與著陸的流場對比

與著陸相比,共軸剛性旋翼直升機在艦船甲板著艦時,由于甲板前方建筑物的影響,直升機周圍流場會發(fā)生明顯的變化,本節(jié)主要分析兩者的流場異同,著陸時直升機距離地面和著艦時距離甲板都是8.1 m。圖6給出了兩者的流場計算結(jié)果對比,前方來流均為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,在本文的計算狀態(tài)下,共軸剛性旋翼直升機在陸地著陸時,機身前后方氣流相對穩(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)“。機身右側(cè)為旋翼前行側(cè),下洗流速度相對左側(cè)較大,因而右側(cè)渦強度明顯大于左側(cè)。渦流區(qū)與機身距離較遠,且從機身兩側(cè)經(jīng)過直升機下方,因此其對直升機的干擾并不是很大,但隨著直升機下降的高度減小,兩者距離會越來越近,干擾也會增強。由圖6(b)可以看出,在直升機著艦時,由于前方“上層建筑物”的影響,氣流到達甲板時,在直升機前方出現(xiàn)了較為明顯的渦流區(qū),使直升機附近流場明顯比著陸時紊亂得多。此時渦流區(qū)距離直升機很近,甚至直接發(fā)生了碰撞,這將會嚴重影響到直升機的著艦飛行安全,相比于陸地著陸，也給直升機在著艦飛行時的操縱帶來了更大的難度。

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

圖7為著陸和著艦機身表面壓強對比。可以較為明顯地看出,兩者均在機身上表面形成了高壓區(qū),這將直接影響到直升機的著艦操縱。且在本文所計算的同種狀態(tài)下,相對于著陸,著艦時共軸直升機機身表面的高壓區(qū)壓強明顯大于后者,這是因為,著艦時形成高壓區(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對比結(jié)果(著艦域流場比著陸流場紊亂得多)相吻合。

圖7　直升機著陸與著艦時的機身表面壓強Fig.7　Pressure on fuselage surface of landing on the earth and landing on ship

3.2不同風向?qū)草S剛性旋翼直升機著艦流場和氣動力的影響

3.2.1對著艦流場的影響

由上節(jié)分析可知,對于正前方來流(風向角ψw為0°),由于艦船上層建筑物對氣流的影響,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紊亂的主要原因。而實際上,海風是來自不同方向的,不同方向的來流,可引起渦流區(qū)相對于直升機的位置及渦強度發(fā)生變化,而渦流區(qū)與直升機干擾的程度與渦流區(qū)的強度及兩者距離有直接的關(guān)系。因此本節(jié)分別計算在不同方向來流時渦流區(qū)的相對位置及其強度,以分析艦船尾流對直升機著艦飛行時的干擾。

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

圖8　不同風向角下的著艦域流場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

為了進一步說明在側(cè)向來流時的著艦域流場變化,圖9給出了風向角為30°時的著艦域流場流線圖,此時的流線提取方案與3.1節(jié)完全相同,對比正前方來流(圖6(b)),可以看出,氣流相比之前沒有那么紊亂。這明顯是因為側(cè)風狀態(tài)下,與正前方來流相比,不會產(chǎn)生那么強的渦流區(qū)。因此,可以認為在一定的風向角下,對直升機著艦域流場影響的主要因素不再是艦船與直升機相互作用的渦流區(qū),而是側(cè)風本身對直升機的操縱穩(wěn)定性影響更大。在實際著艦時,可綜合考慮直升機抗側(cè)風的能力,適當調(diào)整艦船方向,以取得更有利于直升機著艦的流場。

圖9　ψw=30°時的著艦域流場流線圖Fig.9　Streamlines of landing flowfield at ψw=30°

3.2.2對氣動力的影響

本節(jié)主要對不同風向角下直升機所受的氣動力矩進行計算,以便為不同風向角對直升機平衡操縱性的影響分析提供依據(jù)。圖10給出了風向角分別為0°,10°,20°,30°和40°時各力矩(無量綱)大小的變化情況?？梢钥闯?在滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩中,直升機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。在本文計算狀態(tài)下,風向角為30°時俯仰力矩最大,此時可能會給直升機的著艦操縱帶來更大的難度。而滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩在20°風向角下最大,但幅值還是較小的。

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

4結(jié)論

本文基于CFD軟件,建立了針對共軸剛性旋翼直升機著艦飛行時的流場求解方法,通過計算，對比了著艦與著陸的流場異同,并研究了不同風向角下的著艦流場及氣動力矩變化。得出了以下結(jié)論:

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

(2) 與正前方來流(風向角為0°)相比,當側(cè)向吹風(風向角不為0°)時,甲板上的渦流區(qū)相對于直升機的距離會發(fā)生變化,且隨著風向角的增加渦流強度逐漸減弱,對于本文計算狀態(tài),在風向角為40°時,甲板渦流區(qū)已幾乎消失。

(3) 直升機在不同風向角側(cè)風條件下著艦時,在一定的風向角下,對直升機著艦域流場影響的主要因素不再是艦船與直升機相互作用的渦流區(qū),而是側(cè)風本身對直升機著艦飛行的影響。此時應(yīng)綜合考慮直升機抗側(cè)風的能力。

(4) 直升機著艦飛行時,不同的風向角會導致直升機的氣動力矩發(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。

參考文獻：

[1]Doane S R,Landman D.A wind tunnel investigation of ship airwake/rotor downwash coupling using design of experiments methodologies[C]//50th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition.Nashville,Tennessee,2012.

[2]Garnett T S,Davis J M.The helicopter/ship dynamic-interface problem[R].USA:Boeing Vertol Company Philadelphia,Pennsylv-ania,1977.

[3]孫文勝.直升機艦載起降環(huán)境的氣動特性仿真[J].系統(tǒng)仿真學報,2003,15(2):254-256.

[4]宗昆.應(yīng)用CFD方法的艦載直升機著艦空氣流場及風限圖研究[D].南京:南京航空航天大學,2014.

[5]黃斌,徐國華,史勇杰.機庫門開合對艦載直升機著艦域流場的影響研究[J].南京航空航天大學學報,2015,47(2):198-204.

[6]Sharma A,Long L N.Airwake simulations on an LPD 17 ship[R].AIAA-2001-2589,2001.

[7]李文浩.復合式高速直升機旋翼/機身氣動干擾特性的CFD分析[D].南京:南京航空航天大學,2012.

[8]McKee J W,Naeseth R L.Experimental investigation of the drag of flat plates and cylinders in the slipstream of a hovering rotor[R].NACA TN 4239,1958.

(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：V211.52

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0015-05

作者簡介:孟曉偉(1990-)，男，陜西蒲城人，碩士研究生，研究方向為直升機空氣動力學。

收稿日期:2015-06-29;

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