民用直升机水上迫降姿态响应分析
2020-03-31
（中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001）
0.引言
随着直升机技术的发展，其在全球许多方面都发挥着重要的作用，在军事作战中，直升机可以承担货物运输、敌情侦察、支援火力、等重要工作；在民用中，直升机承担了抢险救灾作业等特种任务，已经成为生活中不可或缺的一部分[1]。然而，其本身在发挥能力的同时，更应该重视其安全问题，在直升机的机体结构受损后的人员安全问题显得更突出。其中，直升机在水面完成应急迫降后的人员救生是迫降问题研究的一个重要方面。直升机的水上迫降过程是一个复杂的耦合问题，进行理论研究、数值模拟分析和试验方法是研究直升机水上迫降问题的重要手段。
直升机水上迫降的理论分析方法，涉及到水面边界层的耦合变形，是一种复杂非线性的问题。Karman[2]的着水问题是比较著名的理论，此研究方法是将整个系统作为假设的初始研究目标，理论定律符合物体动量守恒，其解决问题的思路主要是应用附加质量。视为楔形体是该理论的简化方法，主要因为其几何形状简单，推导过程比较简便，并且着水过程的初始条件可以通过改变楔形体的底角来实现，便于问题分析，其模型如图1所示。
图1 楔形体入水模型
现代直升机设计中基本上放弃了船体构型而采用平底构型，因为船体构型使直升机总体布局不够紧凑，会增加直升机的全机重量和增加全机阻力。平底构型的直升机不能采用楔形体入水模型，随着CFD和有限元分析方法的发展直升机水上迫降分析方法主要有：MAC法[3]、标高法、VOF法[4]以及Level Set法[5]。离散控制方程的方法可以分为：有限体积法、有限差分法[6]、边界元法、有限元法[7]及粒子法。在研究分析直升机水上迫降等非线性大变形大动态问题时，粒子法不受网格的限制，不会因为网格间的相互影响达不到结果收敛，但是在研究直升机水上迫降姿态响应时该方法不太适用，而基于有限元分析的VOF法可以有效的解决直升机水上迫降姿态响应计算问题[8]。
本文基于VOF方法，采用STAR-CCM+软件进行直升机水上迫降姿态响应仿真分析，将A型民用直升机数值模拟结果与模型试验结果进行对比，验证了直升机水上迫降姿态响应分析数值模拟方法的合理性。并且应用该方法对某型民用直升机水上迫降姿态响应研究，分析直升机水上迫降过程尾部吸力对直升机俯仰角姿态的影响，发现底部压力分布是影响直升机姿态的关键因素。
1.直升机水上迫降研究方法
1.1 理论研究方法
本文通过对时间和空间离散求解不可压缩N-S控制方程，有限体积法（Finite Volume Method, FVM）是空间离散的主要手段，其方法中每个网格节点周围因为模型的网格存在形成了独立的微小控制体，每个控制体的体积分要通过质量、动量守恒方程实现转化，然后将整个计算域的离散方程组进行求解。直升机的水上迫降过程伴随着姿态的显著调整和周围流场的剧烈变化，属于瞬态问题，故采用非定常求解器求解流体方程。湍流模型选择可实现的k-ε湍流模型，该模型主要用来解决分离流问题和边界层流动问题。水上迫降问题涉及自由液面，水上降落过程中会对周围流场产生重要影响，自由液面的捕捉要精确，本次直升机水上迫降研究应用VOF法实现自由液面的模拟，设置水和空气两相流体，水相和空气相均为不可压缩流体，且赋予流体相应的属性。
1.2 水上迫降姿态研究方法
基于VOF法，应用STAR-CCM+对全尺寸直升机水上迫降姿态响应进行数值模拟，并讨论分析水上迫降过程中直升机底部压力分布情况以及俯仰角的变化情况。采用欧拉多相流，通过模型中结构与流体之间相互作用来模拟真实的接触环境，将直升机触水的初始条件施加到流体域，并且流体域又对所建立的模型结构施加条件。水上迫降研究方法的优势体现在能够完整地实现直升机水上迫降过程的姿态响应，从而能够反映出直升机水上迫降过程中所出现的物理现象，可以让模拟姿态结果更加准确，为直升机的应急漂浮系统方案布置设计提供技术支持。
2.水上迫降姿态响应分析
2.1 数值模拟方法验证
为了验证数值模拟方法的合理性，本节将A型民用直升机水上迫降试验作为验证算例[9]，对全尺寸直升机水上迫降姿态响应进行数值模拟，通过数值模拟结果与模型试验结果进行对比，验证直升机水上迫降姿态响应数值模拟方法的合理性。A型直升机的应急漂浮系统方案布置如图2所示，将直升机导入STAR-CCM+进行模型建立并划分网格，直升机区域网格尺寸为0.4m，流体区域的网格尺寸为2m，加密区域的网格尺寸为0.25m，模型网格划分示意图如图3所示。
图3 模型网格划分
在国内外水上迫降的试验中，直升机的初始姿态角一般都在6°～10°，在本次对照的试验结果中，试验选取6°作为直升机的初始姿态角，因此算例选取6°作为直升机水上迫降的初始姿态角。同样直升机触水瞬间的前飞速度取15.4m/s，垂直下降速度取1.5m/s，速度选取符合《中国民用航空规章》对直升机水上迫降的要求，数值模拟仿真俯仰角计算结果与模型试验结果曲线如图4所示。
图4 俯仰角时间历程曲线
从俯仰角时间历程曲线可以发现：A型直升机的计算结果与模型试验结果的俯仰角变化趋势相同，在水上迫降过程随着时间的变化首先会出现低头，然后随着时间的推移，直升机出现抬头，计算结果俯仰角达到11.83°，模型试验结果俯仰角达到11.02°，从计算结果可以验证对直升机水上迫降姿态响应数值模拟的方法是合理的。
2.2 直升机水上迫降姿态分析
现代直升机设计时，更趋向于采用外置油箱、宽机身方案，可以有效降低直升机的全机高度，提升舱内空间更多的满足用户的需求。但这种设计会加大机体底部的面积，在水上迫降时，对直升机姿态的影响也会加大。为了更好地分析直升机水上迫降姿态响应，本节对某型民用直升机水上迫降姿态响应进行数值模拟分析。该型机的应急漂浮系统布置方案如图5所示，将直升机导入STARCCM+进行模型建立并划分网格，直升机区域网格尺寸为0.4m，流体区域的网格尺寸为2m，加密区域的网格尺寸为0.25m，通过计算结果分析得出应急漂浮系统布置方案对俯仰姿态角的影响。
图5 应急漂浮系统布置方案
直升机进行水上迫降数值模拟仿真计算时，同样选取俯仰姿态角初始角度为6°，按照《中国民用航空规章》前飞速度取15.4m/s，垂直下降速度取1.5m/s，数值模拟仿真计算结果曲线如图6所示。
图6 俯仰角时间历程曲线
从俯仰角时间历程曲线可以发现：直升机在水上迫降过程随着时间的变化首先会出现低头，然后随着时间的推移，直升机出现抬头，抬头仰角达到17.51°，其仰角抬头姿态过大，存在直升机尾桨触水的风险。现在对A型直升机与该型机的数值模拟结果出现的差异进行对比分析，从直升机底部压力分布进行分析研究，直升机底部压力分布如图7所示。
图7 不同时刻直升机底部压力分布
从机体底部压力分布图中发现，该型直升机机体底部在0.5s时刻形成严重的负压区，并且在重心前端压力过大，导致直升机入水过程产生抬头力矩，使得直升机抬头仰角过大，A型直升机机体底部压力分布要优于该型机的底部压力分布。当直升机与水面接触时由于伯努利效应机体底部出现负压区，并以吸力的形式作用在直升机后机身产生一个正向的抬头力矩，这种现象被称为尾部吸力[10]。从两种型号直升机机身底部可以发现该型机的机身相比A型机的机身较宽，伯努利效应更加明显，引起直升机俯仰角过大。在实际直升机水上迫降过程中，当机身底部较宽时应注意直升机引起的伯努利效应，可以通过改变直升机底部外形进行改善，保证直升机水上迫降的安全性。
3.结论
本文基于有限体积法和VOF方法，对某型民用直升机水上迫降姿态响应数值模拟计算，得出以下结论：
（1）A型直升机的计算结果与模型试验结果的俯仰角变化趋势相同，在水上迫降过程随着时间的变化首先会出现低头，然后出现抬头，计算结果俯仰角达到11.83°，模型试验结果俯仰角达到11.02°，从计算结果可以验证直升机水上迫降姿态响应数值模拟方法是合理的。
（2）通过对两种型号直升机的底部压力分布对比分析，发现直升机与水面接触由于伯努利效应机体底部出现负压区，并以吸力的形式作用在直升机后机身产生一个正向的抬头力矩，当直升机机身底部较宽时，伯努利效应更加明显，引起直升机俯仰角过大。在实际直升机水上迫降过程中，当机身底部较宽时应注意直升机引起的伯努利效应，可以通过改变直升机底部外形进行改善，保证直升机水上迫降的安全性。
