民用直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)分析

（中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

隨著直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，其在全球許多方面都發(fā)揮著重要的作用，在軍事作戰(zhàn)中，直升機(jī)可以承擔(dān)貨物運(yùn)輸、敵情偵察、支援火力、等重要工作；在民用中，直升機(jī)承擔(dān)了搶險救災(zāi)作業(yè)等特種任務(wù)，已經(jīng)成為生活中不可或缺的一部分[1]。然而，其本身在發(fā)揮能力的同時，更應(yīng)該重視其安全問題，在直升機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)受損后的人員安全問題顯得更突出。其中，直升機(jī)在水面完成應(yīng)急迫降后的人員救生是迫降問題研究的一個重要方面。直升機(jī)的水上迫降過程是一個復(fù)雜的耦合問題，進(jìn)行理論研究、數(shù)值模擬分析和試驗(yàn)方法是研究直升機(jī)水上迫降問題的重要手段。

直升機(jī)水上迫降的理論分析方法，涉及到水面邊界層的耦合變形，是一種復(fù)雜非線性的問題。Karman[2]的著水問題是比較著名的理論，此研究方法是將整個系統(tǒng)作為假設(shè)的初始研究目標(biāo)，理論定律符合物體動量守恒，其解決問題的思路主要是應(yīng)用附加質(zhì)量。視為楔形體是該理論的簡化方法，主要因?yàn)槠鋷缀涡螤詈唵?，推?dǎo)過程比較簡便，并且著水過程的初始條件可以通過改變楔形體的底角來實(shí)現(xiàn)，便于問題分析，其模型如圖1所示。

圖1 楔形體入水模型

現(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計(jì)中基本上放棄了船體構(gòu)型而采用平底構(gòu)型，因?yàn)榇w構(gòu)型使直升機(jī)總體布局不夠緊湊，會增加直升機(jī)的全機(jī)重量和增加全機(jī)阻力。平底構(gòu)型的直升機(jī)不能采用楔形體入水模型，隨著CFD和有限元分析方法的發(fā)展直升機(jī)水上迫降分析方法主要有：MAC法[3]、標(biāo)高法、VOF法[4]以及Level Set法[5]。離散控制方程的方法可以分為：有限體積法、有限差分法[6]、邊界元法、有限元法[7]及粒子法。在研究分析直升機(jī)水上迫降等非線性大變形大動態(tài)問題時，粒子法不受網(wǎng)格的限制，不會因?yàn)榫W(wǎng)格間的相互影響達(dá)不到結(jié)果收斂，但是在研究直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)時該方法不太適用，而基于有限元分析的VOF法可以有效的解決直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)計(jì)算問題[8]。

本文基于VOF方法，采用STAR-CCM+軟件進(jìn)行直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)仿真分析，將A型民用直升機(jī)數(shù)值模擬結(jié)果與模型試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，驗(yàn)證了直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)分析數(shù)值模擬方法的合理性。并且應(yīng)用該方法對某型民用直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)研究，分析直升機(jī)水上迫降過程尾部吸力對直升機(jī)俯仰角姿態(tài)的影響，發(fā)現(xiàn)底部壓力分布是影響直升機(jī)姿態(tài)的關(guān)鍵因素。

1.直升機(jī)水上迫降研究方法

1.1 理論研究方法

本文通過對時間和空間離散求解不可壓縮N-S控制方程，有限體積法（Finite Volume Method, FVM）是空間離散的主要手段，其方法中每個網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)周圍因?yàn)槟Ｐ偷木W(wǎng)格存在形成了獨(dú)立的微小控制體，每個控制體的體積分要通過質(zhì)量、動量守恒方程實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)化，然后將整個計(jì)算域的離散方程組進(jìn)行求解。直升機(jī)的水上迫降過程伴隨著姿態(tài)的顯著調(diào)整和周圍流場的劇烈變化，屬于瞬態(tài)問題，故采用非定常求解器求解流體方程。湍流模型選擇可實(shí)現(xiàn)的k-ε湍流模型，該模型主要用來解決分離流問題和邊界層流動問題。水上迫降問題涉及自由液面，水上降落過程中會對周圍流場產(chǎn)生重要影響，自由液面的捕捉要精確，本次直升機(jī)水上迫降研究應(yīng)用VOF法實(shí)現(xiàn)自由液面的模擬，設(shè)置水和空氣兩相流體，水相和空氣相均為不可壓縮流體，且賦予流體相應(yīng)的屬性。

1.2 水上迫降姿態(tài)研究方法

基于VOF法，應(yīng)用STAR-CCM+對全尺寸直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬，并討論分析水上迫降過程中直升機(jī)底部壓力分布情況以及俯仰角的變化情況。采用歐拉多相流，通過模型中結(jié)構(gòu)與流體之間相互作用來模擬真實(shí)的接觸環(huán)境，將直升機(jī)觸水的初始條件施加到流體域，并且流體域又對所建立的模型結(jié)構(gòu)施加條件。水上迫降研究方法的優(yōu)勢體現(xiàn)在能夠完整地實(shí)現(xiàn)直升機(jī)水上迫降過程的姿態(tài)響應(yīng)，從而能夠反映出直升機(jī)水上迫降過程中所出現(xiàn)的物理現(xiàn)象，可以讓模擬姿態(tài)結(jié)果更加準(zhǔn)確，為直升機(jī)的應(yīng)急漂浮系統(tǒng)方案布置設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持。

2.水上迫降姿態(tài)響應(yīng)分析

2.1 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的合理性，本節(jié)將A型民用直升機(jī)水上迫降試驗(yàn)作為驗(yàn)證算例[9]，對全尺寸直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬，通過數(shù)值模擬結(jié)果與模型試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，驗(yàn)證直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)數(shù)值模擬方法的合理性。A型直升機(jī)的應(yīng)急漂浮系統(tǒng)方案布置如圖2所示，將直升機(jī)導(dǎo)入STAR-CCM+進(jìn)行模型建立并劃分網(wǎng)格，直升機(jī)區(qū)域網(wǎng)格尺寸為0.4m，流體區(qū)域的網(wǎng)格尺寸為2m，加密區(qū)域的網(wǎng)格尺寸為0.25m，模型網(wǎng)格劃分示意圖如圖3所示。

圖3 模型網(wǎng)格劃分

在國內(nèi)外水上迫降的試驗(yàn)中，直升機(jī)的初始姿態(tài)角一般都在6°～10°，在本次對照的試驗(yàn)結(jié)果中，試驗(yàn)選取6°作為直升機(jī)的初始姿態(tài)角，因此算例選取6°作為直升機(jī)水上迫降的初始姿態(tài)角。同樣直升機(jī)觸水瞬間的前飛速度取15.4m/s，垂直下降速度取1.5m/s，速度選取符合《中國民用航空規(guī)章》對直升機(jī)水上迫降的要求，數(shù)值模擬仿真俯仰角計(jì)算結(jié)果與模型試驗(yàn)結(jié)果曲線如圖4所示。

圖4 俯仰角時間歷程曲線

從俯仰角時間歷程曲線可以發(fā)現(xiàn)：A型直升機(jī)的計(jì)算結(jié)果與模型試驗(yàn)結(jié)果的俯仰角變化趨勢相同，在水上迫降過程隨著時間的變化首先會出現(xiàn)低頭，然后隨著時間的推移，直升機(jī)出現(xiàn)抬頭，計(jì)算結(jié)果俯仰角達(dá)到11.83°，模型試驗(yàn)結(jié)果俯仰角達(dá)到11.02°，從計(jì)算結(jié)果可以驗(yàn)證對直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)數(shù)值模擬的方法是合理的。

2.2 直升機(jī)水上迫降姿態(tài)分析

現(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計(jì)時，更趨向于采用外置油箱、寬機(jī)身方案，可以有效降低直升機(jī)的全機(jī)高度，提升艙內(nèi)空間更多的滿足用戶的需求。但這種設(shè)計(jì)會加大機(jī)體底部的面積，在水上迫降時，對直升機(jī)姿態(tài)的影響也會加大。為了更好地分析直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)，本節(jié)對某型民用直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬分析。該型機(jī)的應(yīng)急漂浮系統(tǒng)布置方案如圖5所示，將直升機(jī)導(dǎo)入STARCCM+進(jìn)行模型建立并劃分網(wǎng)格，直升機(jī)區(qū)域網(wǎng)格尺寸為0.4m，流體區(qū)域的網(wǎng)格尺寸為2m，加密區(qū)域的網(wǎng)格尺寸為0.25m，通過計(jì)算結(jié)果分析得出應(yīng)急漂浮系統(tǒng)布置方案對俯仰姿態(tài)角的影響。

圖5 應(yīng)急漂浮系統(tǒng)布置方案

直升機(jī)進(jìn)行水上迫降數(shù)值模擬仿真計(jì)算時，同樣選取俯仰姿態(tài)角初始角度為6°，按照《中國民用航空規(guī)章》前飛速度取15.4m/s，垂直下降速度取1.5m/s，數(shù)值模擬仿真計(jì)算結(jié)果曲線如圖6所示。

圖6 俯仰角時間歷程曲線

從俯仰角時間歷程曲線可以發(fā)現(xiàn)：直升機(jī)在水上迫降過程隨著時間的變化首先會出現(xiàn)低頭，然后隨著時間的推移，直升機(jī)出現(xiàn)抬頭，抬頭仰角達(dá)到17.51°，其仰角抬頭姿態(tài)過大，存在直升機(jī)尾槳觸水的風(fēng)險?，F(xiàn)在對A型直升機(jī)與該型機(jī)的數(shù)值模擬結(jié)果出現(xiàn)的差異進(jìn)行對比分析，從直升機(jī)底部壓力分布進(jìn)行分析研究，直升機(jī)底部壓力分布如圖7所示。

圖7 不同時刻直升機(jī)底部壓力分布

從機(jī)體底部壓力分布圖中發(fā)現(xiàn)，該型直升機(jī)機(jī)體底部在0.5s時刻形成嚴(yán)重的負(fù)壓區(qū)，并且在重心前端壓力過大，導(dǎo)致直升機(jī)入水過程產(chǎn)生抬頭力矩，使得直升機(jī)抬頭仰角過大，A型直升機(jī)機(jī)體底部壓力分布要優(yōu)于該型機(jī)的底部壓力分布。當(dāng)直升機(jī)與水面接觸時由于伯努利效應(yīng)機(jī)體底部出現(xiàn)負(fù)壓區(qū)，并以吸力的形式作用在直升機(jī)后機(jī)身產(chǎn)生一個正向的抬頭力矩，這種現(xiàn)象被稱為尾部吸力[10]。從兩種型號直升機(jī)機(jī)身底部可以發(fā)現(xiàn)該型機(jī)的機(jī)身相比A型機(jī)的機(jī)身較寬，伯努利效應(yīng)更加明顯，引起直升機(jī)俯仰角過大。在實(shí)際直升機(jī)水上迫降過程中，當(dāng)機(jī)身底部較寬時應(yīng)注意直升機(jī)引起的伯努利效應(yīng)，可以通過改變直升機(jī)底部外形進(jìn)行改善，保證直升機(jī)水上迫降的安全性。

3.結(jié)論

本文基于有限體積法和VOF方法，對某型民用直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)數(shù)值模擬計(jì)算，得出以下結(jié)論：

（1）A型直升機(jī)的計(jì)算結(jié)果與模型試驗(yàn)結(jié)果的俯仰角變化趨勢相同，在水上迫降過程隨著時間的變化首先會出現(xiàn)低頭，然后出現(xiàn)抬頭，計(jì)算結(jié)果俯仰角達(dá)到11.83°，模型試驗(yàn)結(jié)果俯仰角達(dá)到11.02°，從計(jì)算結(jié)果可以驗(yàn)證直升機(jī)水上迫降姿態(tài)響應(yīng)數(shù)值模擬方法是合理的。

（2）通過對兩種型號直升機(jī)的底部壓力分布對比分析，發(fā)現(xiàn)直升機(jī)與水面接觸由于伯努利效應(yīng)機(jī)體底部出現(xiàn)負(fù)壓區(qū)，并以吸力的形式作用在直升機(jī)后機(jī)身產(chǎn)生一個正向的抬頭力矩，當(dāng)直升機(jī)機(jī)身底部較寬時，伯努利效應(yīng)更加明顯，引起直升機(jī)俯仰角過大。在實(shí)際直升機(jī)水上迫降過程中，當(dāng)機(jī)身底部較寬時應(yīng)注意直升機(jī)引起的伯努利效應(yīng)，可以通過改變直升機(jī)底部外形進(jìn)行改善，保證直升機(jī)水上迫降的安全性。