胡 濤，孫傳偉

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

艦船空氣艉流場試驗及仿真技術(shù)研究

胡 濤，孫傳偉

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

開展了SFS2標(biāo)準(zhǔn)艦船模型空氣艉流場風(fēng)洞試驗及CFD仿真計算工作，對比分析了國內(nèi)外試驗及仿真結(jié)果，給出了飛行甲板上流場的基本分布規(guī)律。結(jié)果表明，氣流吹過艦體及機(jī)庫后在飛行甲板上形成了復(fù)雜的渦流區(qū)，對艦載直升機(jī)的飛行安全有直接的影響。

流場；風(fēng)洞；飛行甲板；艦載直升機(jī)

0 引言

艦載直升機(jī)著/離艦過程是典型的動態(tài)配合過程。此時，艦船空氣艉流場是直升機(jī)起降過程中的主要影響因素，對直升機(jī)起降安全有重要的影響，是艦載直升機(jī)發(fā)生安全事故的主要誘因之一。深入研究艦船空氣艉流場特性是艦載直升機(jī)安全起降的重要保障。

國內(nèi)外研究艦船空氣艉流場的形式主要有風(fēng)洞試驗、CFD仿真計算及海上實測，三者之間互為驗證。

在國外，風(fēng)洞試驗使用了激光多普勒測速法(LDV)、熱線測速法、粒子圖像測速法(PIV)[1-3]、多孔壓力探針測量[4]等。1998年國際合作項目TTCP相繼提出標(biāo)準(zhǔn)簡化護(hù)衛(wèi)艦?zāi)Ｐ蚐FS (Simple Frigate Shape)和SFS2(Simple Frigate Shape-II)，開展了相關(guān)的風(fēng)洞試驗及CFD仿真計算工作，在風(fēng)洞里進(jìn)行了SFS流場可視化試驗及SFS2空氣艉流場熱線測速試驗。國內(nèi)趙維義[5]等開展了艦船空氣艉流場PIV試驗，顧蘊松[6]等開展了七孔探針測試系統(tǒng)測量軍艦艉流場試驗。

CFD仿真計算主要是使用不同的求解器、湍流模型及邊界條件等建模。1998年，Reddy[7]等采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、Fluent求解器、RNG k-ε湍流模型對SFS流場展開仿真計算。2000年，Polsky[8,9]等采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、COBALT求解器、雷諾平均N-S及MILES湍流模型對LHA流場進(jìn)行全尺寸仿真。2007年，Syms[10]采用PowerFLOW求解器、lattice-Boltzmann方法對SFS和SFS2流場開展仿真計算。2009年，F(xiàn)orrest[11]等采用DES(detached-eddy simulation)方法對SFS2流場進(jìn)行仿真計算，考慮了海面大氣邊界層(atmospheric boundary layer)影響。國內(nèi)，哈爾濱工程大學(xué)[12]及中國艦船研究設(shè)計中心[13]開展了大量的CFD仿真計算研究。

本文利用南航直升機(jī)所低速風(fēng)洞及PIV流場測量設(shè)備，以SFS2為研究對象，開展了相關(guān)風(fēng)洞試驗及CFD仿真計算研究。

1 PIV風(fēng)洞試驗

風(fēng)洞為開口回流式低速風(fēng)洞，開口試驗段截面為矩形，尺寸為寬3.4m×高2.4m，最大穩(wěn)定風(fēng)速50m/s。SFS2為木質(zhì)模型，縮比比例1：100，全長L=1386mm,寬B=137mm，高H=167mm，其中飛行

甲板長l=275mm,機(jī)庫高h(yuǎn)=61mm。

試驗照明激光器為鐳寶Nd: YAG雙脈沖式激光器，單脈沖輸出功率200mJ，脈寬6～8ns，頻率5Hz。高速CCD相機(jī)分辨率2456(H)×2058(V)像素，拍攝范圍300mm×250mm。

試驗采用二維PIV測量方式，將甲板上方區(qū)域劃分為5個縱向、4個橫向測量面，各個截面位置如圖1所示。

圖1 測量截面位置示意圖(單位：mm)

2 CFD仿真計算

CFD仿真計算包括模擬風(fēng)洞試驗條件進(jìn)行的1：100縮比仿真和模擬海上航行條件進(jìn)行的1：1全尺寸仿真。網(wǎng)格生成使用ANSYS ICEM軟件，縮比仿真計算域為長方體，全部采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，而全尺寸仿真計算域為分成內(nèi)外區(qū)域的圓柱體，軸心通過飛行甲板中心，其中內(nèi)區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，外區(qū)域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格情況對比見表1。

表1 網(wǎng)格情況對比

為獲得SFS2不可壓平均流場，選用Fluent雙精度壓力基穩(wěn)態(tài)求解器，湍流模型為RNG k-ε模型并考慮渦流修正，近壁面處理選用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，壓力速度耦合選用SIMPLEC格式，動量、湍動能k、湍流耗散率ε等變量的離散格式為二階迎風(fēng)格式。

3 結(jié)果與對比

前人已經(jīng)證明類似SFS2大鈍體繞流，流速大小對流場流態(tài)影響小，因此從國外文獻(xiàn)[11]中獲取相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析是可行的。

圖2、圖3展示了0°風(fēng)向角下無量綱三維平均分速度u、v、w變化曲線。由于受到測量方法及測量截面的限制，PIV風(fēng)洞試驗的縱向分速度u和橫向分速度v數(shù)據(jù)點從5個縱截面對應(yīng)位置處獲得，而垂向分速度v數(shù)據(jù)點從相鄰2個橫截面對應(yīng)位置處獲得。可以看出，國內(nèi)外風(fēng)洞試驗及仿真計算的三維平均分速度變化曲線是類似的，特別是國外試驗、國外仿真計算及PIV風(fēng)洞試驗的三維平均分速度數(shù)據(jù)吻合良好，而此次仿真計算的w數(shù)據(jù)吻合較好，u、v數(shù)據(jù)在飛行甲板某些區(qū)域偏差稍大。誤差的存在與試驗方法、湍流模型、邊界條件甚至雷諾數(shù)等有關(guān)。

圖2 0°風(fēng)向角下無量綱平均分速度u(左)和平均分速度w(右)變化曲線(x/l=0.5，z/h=1)

圖3 0°風(fēng)向角下無量綱平均分速度v變化曲線(z/h=1)

圖4、圖5展示了SFS2在0°風(fēng)向角下PIV風(fēng)洞試驗及CFD仿真計算的飛行甲板縱向?qū)ΨQ面內(nèi)流線云圖。可以看出氣流流過機(jī)庫后形成了一個復(fù)雜的渦流區(qū)，飛行甲板上方流速變化大，并誘導(dǎo)產(chǎn)生了較大的下洗速度。

圖4 0°風(fēng)向角下PIV風(fēng)洞試驗縱向?qū)ΨQ面流線云圖

圖5 0°風(fēng)向角下1：100 CFD仿真(左)和1：1 CFD

三者縱向?qū)ΨQ面的流場流態(tài)類似，渦流區(qū)范圍與飛行甲板再附點位置數(shù)值上略有差異，見表2。

圖6展示了SFS2在左舷45°風(fēng)向角下PIV風(fēng)洞試驗及1：1 CFD仿真計算的x/l=0.6截面流線云圖?？梢钥闯鰵饬髁鹘?jīng)飛行甲板時有加速并產(chǎn)生了較強(qiáng)的上洗速度，在甲板右舷區(qū)域還形成了渦流區(qū)。

表2 0°風(fēng)向角下縱向?qū)ΨQ面流場對比(h表示機(jī)庫高)

圖6 左舷45°風(fēng)向角下PIV風(fēng)洞試驗(左)1：1 CFD仿真(右)x/l=0.6截面流線云圖

綜上所述，氣流吹過艦體及機(jī)庫后在飛行甲板上形成復(fù)雜的渦流區(qū)，流速梯度大，并隨著風(fēng)向角變化而變化。艦載直升機(jī)的穩(wěn)定性及操縱性對甲板上渦流區(qū)范圍和垂向速度變化敏感，飛行安全受到直接影響。

4 總結(jié)

PIV風(fēng)洞試驗及CFD仿真計算結(jié)果初步反映了艦船空氣艉流場的平均特性，甲板上渦流區(qū)及垂向速度變化對艦載直升機(jī)飛行安全有直接影響。為了全面準(zhǔn)確地了解艦船空氣艉流場的其他特性，今后的研究內(nèi)容包括非定常流場計算，論證雷諾數(shù)對流場數(shù)據(jù)的影響，考慮艦船運動對流場的影響，考慮艦船流場與直升機(jī)旋翼下洗流場耦合效應(yīng)等。

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An Experimental and Computational Investigation of Ship Airwakes

HU Tao，SUN Chuanwei

(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

A wind tunnel experiment and CFD simulations of the SFS2 simplified frigate ship airwakes have been performed ?respectively, as well as contrast analysis of the test and the simulation results at home and abroad, providing basic flow field distribution characteristics on the flight deck. The results showed that a complex recirculation zone was formed on the flight deck after air blowing through the hull and hangar, which directly impacted on the flight safety of shipborne helicopters.

flow field; wind tunnel; flight deck; shipborne helicopter

2015-11-27 基金項目：江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目。 作者簡介：胡 濤(1990-) 男，湖北荊州人，南京航空航天大學(xué)碩士研究生，主要研究方向：直升機(jī)飛行力學(xué)。

1673-1220(2016)02-011-04

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