共轴刚性旋翼直升机着舰流场计算分析

孟晓伟, 李成, 史勇杰, 徐国华, 黄斌

(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室, 江苏 南京 210016)



共轴刚性旋翼直升机着舰流场计算分析

孟晓伟, 李成, 史勇杰, 徐国华, 黄斌

(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室, 江苏 南京 210016)

摘要:以CFD软件为基础,建立了适用于共轴刚性(双)旋翼直升机着舰飞行时的气动计算模型。应用这一模型,首先计算了Robin旋翼的悬停状态算例,计算结果与试验数据进行了对比。然后着重分析了共轴刚性旋翼直升机在着舰与着陆时的流场异同,并进一步分析了着舰飞行时不同风向角对直升机俯仰、滚转和偏航力矩的影响,获得了一些对直升机着舰飞行有指导意义的结果。

关键词:着舰飞行; 风向角; 共轴刚性旋翼; 动量源; CFD; 直升机

0引言

与陆地直升机相比,舰载直升机可以搭载舰船到较远的海域执行护航、搜救等任务。然而,直升机在舰船甲板上着舰时,由于海风、舰船的运动、上层建筑物的尾流等影响,使得舰载直升机着舰比陆地直升机着陆要复杂许多,因此为了确保安全,对直升机着舰飞行的气动特性进行研究具有重要的意义。

对于直升机着舰飞行的研究,国内外先前已做过不少工作。在国外,文献[1]对舰船模型进行了风洞试验,通过测量上层建筑物尾迹中不同位置的速度,找出了影响直升机在舰船上着舰的主要湍流区域,为直升机安全着舰飞行提供了一定的依据,但没有对舰-机干扰气动特性进行多状态的测试分析; 文献[2]在一艘1∶50的舰船模型上加入了一个直升机缩比模型,应用PIV方法测量了舰船尾流/旋翼下洗流干扰流场,以研究舰船尾流和直升机旋翼尾流的相互气动干扰作用。国内对这方面的研究起步较晚,但迄今也取得了明显进展,主要是通过CFD方法进行数值模拟。文献[3-4]采用有限元法对甲板着舰区域流场进行计算,分析了直升机在该区域内的飞行特点,指出了流场对飞行安全的重要影响。文献[5]通过CFD软件对舰-机(单旋翼直升机)组合的流场进行了计算分析,通过对比不同参数(机库门开合、直升机相对甲板位置等)时舰-机干扰流场的特性,表明了直升机着舰流场对其着舰飞行具有重要影响。但文献中采用的舰船模型为简化模型,忽略了舰船其他部位建筑对流场的干扰,而且只针对常规单旋翼直升机的着舰飞行进行了分析。

与先前常规单旋翼直升机着舰的研究不同,本文尝试对共轴刚性双旋翼高速直升机(以下简称共轴刚性旋翼直升机)的着舰流场进行计算分析。以CFD软件为基础,建立舰船、共轴双旋翼、机身计算模型,舰船模型则使用较为符合真实舰船的外形,同时,针对直升机陆地降落和舰船甲板降落流场进行对比分析,并通过改变海风风向参数计算分析干扰流场及直升机气动力的变化,以便为直升机的着舰飞行提供一定的依据。

1计算方法与模型

1.1计算模型

本文采用的舰船模型以LPD-17级舰船[6]尺寸作为参考,示意图如图1(a)所示,基本参数为:长、宽分别为100 m和16 m;着舰域甲板长度为35.5 m;机库高度为6.5 m;航速为11 m/s。共轴双旋翼直升机模型则是以X2高速直升机[7]为参考模型,机身模型示意图和机身/旋翼参数如图1(b)和表1所示。直升机着舰示意图如图2所示。

图1　舰船模型与直升机机身示意图Fig.1　Schematic of ship model and helicopter’s fuselage

参 数数值机身长度/m11机身宽度/m1.5桨叶片数4+4桨叶半径/m4.02桨叶根切0.14R桨叶弦长/m0.432旋转速度/rad·s-144.8双旋翼轴向间距/m0.452下旋翼与机身距离/m0.1

图2　共轴刚性旋翼直升机着舰示意图Fig.2　Schematic of rigid coaxial rotor helicopter landing

1.2计算网格

本文生成的网格示意图如图3所示。为了较好地模拟舰船及直升机的流场特性,不仅对物面周围的网格进行了特别的加密,而且在直升机着舰的甲板区域和旋翼桨盘所在区域设置了加密控制区,以着重捕捉舰船建筑物、旋翼及机身的尾流,考虑到物体表面粘性力的捕捉,在舰船和机身物面处也均采用附面层网格。着舰计算域的网格总数量约为2.9×106。着陆计算域网格约为2.5 ×106。

图3　计算网格示意图Fig.3　Grids for calculating

1.3求解方法

采用N-S方程作为主控方程对计算域进行求解,湍流模型使用K-Epsilon方程模型。由于旋翼气动力的求解是使用作用盘来进行模拟的,因而采用定常状态求解。整个计算流程如图4所示。

图4　直升机着舰域流场计算流程图Fig.4　Flow chart for calculating the landing flowfield of helicopter

2计算方法验证

本文针对孤立Robin旋翼进行悬停状态算例验证[8]。旋翼半径为0.86 m,根切位置为0.206 m,桨盘厚度为0.02 m。因为本文的旋翼流场模拟方法采用的是作用盘方法,因此在生成桨盘网格时需注意要采用层状的结构网格。图5给出了本文计算结果与试验数据[8]的对比。由图可见,计算结果与试验值总体上变化趋势一致,只是在峰值点处有一定的误差,具体原因尚待查证。但这并不影响着舰飞行时流场计算的结论。

图5　桨盘下方0.215R处动压计算值与试验值对比Fig.5　Dynamic pressure comparison of computational values and experimental data at 0.215R below disk

3共轴刚性旋翼直升机的着舰流场分析

3.1直升机着舰与着陆的流场对比

与着陆相比,共轴刚性旋翼直升机在舰船甲板着舰时,由于甲板前方建筑物的影响,直升机周围流场会发生明显的变化,本节主要分析两者的流场异同,着陆时直升机距离地面和着舰时距离甲板都是8.1 m。图6给出了两者的流场计算结果对比,前方来流均为11 m/s,旋翼桨尖速度是180 m/s,下旋翼总距11°,上旋翼总距10°。从图6(a)可以看出,在本文的计算状态下,共轴刚性旋翼直升机在陆地着陆时,机身前后方气流相对稳定,而在地面附近处由于“地面效应”现象出现了“涡流区“。机身右侧为旋翼前行侧,下洗流速度相对左侧较大,因而右侧涡强度明显大于左侧。涡流区与机身距离较远,且从机身两侧经过直升机下方,因此其对直升机的干扰并不是很大,但随着直升机下降的高度减小,两者距离会越来越近,干扰也会增强。由图6(b)可以看出,在直升机着舰时,由于前方“上层建筑物”的影响,气流到达甲板时,在直升机前方出现了较为明显的涡流区,使直升机附近流场明显比着陆时紊乱得多。此时涡流区距离直升机很近,甚至直接发生了碰撞,这将会严重影响到直升机的着舰飞行安全,相比于陆地着陆，也给直升机在着舰飞行时的操纵带来了更大的难度。

图6　共轴刚性旋翼直升机着陆与着舰时的流场计算结果Fig.6　Flowfield of landing on the earth and landing 　on ship for rigid coaxial rotor helicopter

图7为着陆和着舰机身表面压强对比。可以较为明显地看出,两者均在机身上表面形成了高压区,这将直接影响到直升机的着舰操纵。且在本文所计算的同种状态下,相对于着陆,着舰时共轴直升机机身表面的高压区压强明显大于后者,这是因为,着舰时形成高压区的主要原因是旋翼下洗流和舰船的尾流叠加影响所致,而后者主要是旋翼下洗流的影响。这也与上文所分析的流场对比结果(着舰域流场比着陆流场紊乱得多)相吻合。

图7　直升机着陆与着舰时的机身表面压强Fig.7　Pressure on fuselage surface of landing on the earth and landing on ship

3.2不同风向对共轴刚性旋翼直升机着舰流场和气动力的影响

3.2.1对着舰流场的影响

由上节分析可知,对于正前方来流(风向角ψw为0°),由于舰船上层建筑物对气流的影响,在舰船甲板区域出现了涡流区,这是造成着舰域流场紊乱的主要原因。而实际上,海风是来自不同方向的,不同方向的来流,可引起涡流区相对于直升机的位置及涡强度发生变化,而涡流区与直升机干扰的程度与涡流区的强度及两者距离有直接的关系。因此本节分别计算在不同方向来流时涡流区的相对位置及其强度,以分析舰船尾流对直升机着舰飞行时的干扰。

图8(a)～图8(e)给出了风向角分别为0°,10°,20°,30°和40°时的共轴刚性旋翼直升机着舰域流场速度矢量图,该图为纵向中心截图,风速均为11 m/s。由图可以看出：当侧向吹风时,涡流中心相对于直升机的距离发生了变化,该距离都有不同程度的增加,且随着风向角的增加,涡流强度逐渐降低;当风向角为40°时,在直升机附近,舰船尾流的涡流区已非常不明显,几乎消失。图8(f)为不同风向角下,涡流区中心相对于机身前端点的距离变化,可以看出,对于本文计算状态,在距离方面存在最优方向角。

图8　不同风向角下的着舰域流场速度矢量图与距离变化曲线Fig.8　Velocity vector and distance of landing flowfied with different wind directions

为了进一步说明在侧向来流时的着舰域流场变化,图9给出了风向角为30°时的着舰域流场流线图,此时的流线提取方案与3.1节完全相同,对比正前方来流(图6(b)),可以看出,气流相比之前没有那么紊乱。这明显是因为侧风状态下,与正前方来流相比,不会产生那么强的涡流区。因此,可以认为在一定的风向角下,对直升机着舰域流场影响的主要因素不再是舰船与直升机相互作用的涡流区,而是侧风本身对直升机的操纵稳定性影响更大。在实际着舰时,可综合考虑直升机抗侧风的能力,适当调整舰船方向,以取得更有利于直升机着舰的流场。

图9　ψw=30°时的着舰域流场流线图Fig.9　Streamlines of landing flowfield at ψw=30°

3.2.2对气动力的影响

本节主要对不同风向角下直升机所受的气动力矩进行计算,以便为不同风向角对直升机平衡操纵性的影响分析提供依据。图10给出了风向角分别为0°,10°,20°,30°和40°时各力矩(无量纲)大小的变化情况。可以看出,在滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩中,直升机所受最大的力矩为俯仰力矩,相比之下,滚转力矩和偏航力矩小得多,尤其是滚转力矩。随着风向角的增大,各力矩变化规律相似,均先增大后减小,且偏航力矩变化很小。在本文计算状态下,风向角为30°时俯仰力矩最大,此时可能会给直升机的着舰操纵带来更大的难度。而滚转力矩和偏航力矩在20°风向角下最大,但幅值还是较小的。

图10　共轴刚性旋翼直升机的力矩系数随风向角的变化Fig.10　Moment coefficient of rigid coaxial rotor helicopter with different wind directions

4结论

本文基于CFD软件,建立了针对共轴刚性旋翼直升机着舰飞行时的流场求解方法,通过计算，对比了着舰与着陆的流场异同,并研究了不同风向角下的着舰流场及气动力矩变化。得出了以下结论:

(1) 共轴刚性旋翼直升机在着舰飞行时,舰船上层建筑物的尾流在直升机前方会导致较为明显的涡流区,从而使直升机附近的流场明显比着陆时紊乱得多。

(2) 与正前方来流(风向角为0°)相比,当侧向吹风(风向角不为0°)时,甲板上的涡流区相对于直升机的距离会发生变化,且随着风向角的增加涡流强度逐渐减弱,对于本文计算状态,在风向角为40°时,甲板涡流区已几乎消失。

(3) 直升机在不同风向角侧风条件下着舰时,在一定的风向角下,对直升机着舰域流场影响的主要因素不再是舰船与直升机相互作用的涡流区,而是侧风本身对直升机着舰飞行的影响。此时应综合考虑直升机抗侧风的能力。

(4) 直升机着舰飞行时,不同的风向角会导致直升机的气动力矩发生变化,其中俯仰力矩改变要大于滚转力矩和偏航力矩的变化。

参考文献：

[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]孙文胜.直升机舰载起降环境的气动特性仿真[J].系统仿真学报,2003,15(2):254-256.

[4]宗昆.应用CFD方法的舰载直升机着舰空气流场及风限图研究[D].南京:南京航空航天大学,2014.

[5]黄斌,徐国华,史勇杰.机库门开合对舰载直升机着舰域流场的影响研究[J].南京航空航天大学学报,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.复合式高速直升机旋翼/机身气动干扰特性的CFD分析[D].南京:南京航空航天大学,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.

(编辑：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

中图分类号：V211.52

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)02-0015-05

作者简介:孟晓伟(1990-)，男，陕西蒲城人，硕士研究生，研究方向为直升机空气动力学。

收稿日期:2015-06-29;

修订日期:2015-11-02; 网络出版时间:2016-01-10 14:14