艦船空氣艉流場試驗及仿真技術研究

胡 濤，孫傳偉

(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)

艦船空氣艉流場試驗及仿真技術研究

胡 濤，孫傳偉

(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)

開展了SFS2標準艦船模型空氣艉流場風洞試驗及CFD仿真計算工作，對比分析了國內外試驗及仿真結果，給出了飛行甲板上流場的基本分布規律。結果表明，氣流吹過艦體及機庫后在飛行甲板上形成了復雜的渦流區，對艦載直升機的飛行安全有直接的影響。

流場；風洞；飛行甲板；艦載直升機

0 引言

艦載直升機著/離艦過程是典型的動態配合過程。此時，艦船空氣艉流場是直升機起降過程中的主要影響因素，對直升機起降安全有重要的影響，是艦載直升機發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安全起降的重要保障。

國內外研究艦船空氣艉流場的形式主要有風洞試驗、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相繼提出標準簡化護衛艦模型SFS (Simple Frigate Shape)和SFS2(Simple Frigate Shape-II)，開展了相關的風洞試驗及CFD仿真計算工作，在風洞里進行了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]等采用結構化網格、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]等采用非結構網格、COBALT求解器、雷諾平均N-S及MILES湍流模型對LHA流場進行全尺寸仿真。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，Forrest[11]等采用DES(detached-eddy simulation)方法對SFS2流場進行仿真計算，考慮了海面大氣邊界層(atmospheric boundary layer)影響。國內，哈爾濱工程大學[12]及中國艦船研究設計中心[13]開展了大量的CFD仿真計算研究。

本文利用南航直升機所低速風洞及PIV流場測量設備，以SFS2為研究對象，開展了相關風洞試驗及CFD仿真計算研究。

1 PIV風洞試驗

風洞為開口回流式低速風洞，開口試驗段截面為矩形，尺寸為寬3.4m×高2.4m，最大穩定風速50m/s。SFS2為木質模型，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,機庫高h=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洞試驗條件進行的1：100縮比仿真和模擬海上航行條件進行的1：1全尺寸仿真。網格生成使用ANSYS ICEM軟件，縮比仿真計算域為長方體，全部采用非結構網格，而全尺寸仿真計算域為分成內外區域的圓柱體，軸心通過飛行甲板中心，其中內區域采用非結構網格，外區域采用結構網格，網格情況對比見表1。

表1 網格情況對比

為獲得SFS2不可壓平均流場，選用Fluent雙精度壓力基穩態求解器，湍流模型為RNG k-ε模型并考慮渦流修正，近壁面處理選用標準壁面函數，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格式。

3 結果與對比

前人已經證明類似SFS2大鈍體繞流，流速大小對流場流態影響小，因此從國外文獻[11]中獲取相關數據進行對比分析是可行的。

圖2、圖3展示了0°風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風洞試驗的縱向分速度u和橫向分速度v數據點從5個縱截面對應位置處獲得，而垂向分速度v數據點從相鄰2個橫截面對應位置處獲得。可以看出，國內外風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風洞試驗的三維平均分速度數據吻合良好，而此次仿真計算的w數據吻合較好，u、v數據在飛行甲板某些區域偏差稍大。誤差的存在與試驗方法、湍流模型、邊界條件甚至雷諾數等有關。

圖2 0°風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°風向角下PIV風洞試驗及CFD仿真計算的飛行甲板縱向對稱面內流線云圖。可以看出氣流流過機庫后形成了一個復雜的渦流區，飛行甲板上方流速變化大，并誘導產生了較大的下洗速度。

圖4 0°風向角下PIV風洞試驗縱向對稱面流線云圖

圖5 0°風向角下1：100 CFD仿真(左)和1：1 CFD

三者縱向對稱面的流場流態類似，渦流區范圍與飛行甲板再附點位置數值上略有差異，見表2。

圖6展示了SFS2在左舷45°風向角下PIV風洞試驗及1：1 CFD仿真計算的x/l=0.6截面流線云圖。可以看出氣流流經飛行甲板時有加速并產生了較強的上洗速度，在甲板右舷區域還形成了渦流區。

表2 0°風向角下縱向對稱面流場對比(h表示機庫高)

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

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

4 總結

PIV風洞試驗及CFD仿真計算結果初步反映了艦船空氣艉流場的平均特性，甲板上渦流區及垂向速度變化對艦載直升機飛行安全有直接影響。為了全面準確地了解艦船空氣艉流場的其他特性，今后的研究內容包括非定常流場計算，論證雷諾數對流場數據的影響，考慮艦船運動對流場的影響，考慮艦船流場與直升機旋翼下洗流場耦合效應等。

[1] Mora R B. Experimental investigation of the flow on a Simple Frigate Shape (SFS)[J].The Scientific World Journal, Article ID 818132, Volume 2014.

[2] Woodson S H. Ghee T A. A Computational and Experimental Determination of the Air Flow Around the Landing Deck of a US Navy Destroyer (DDG)[C]. 23th AIAA Applied Aerodynamics Conference, Toronto, 2005.

[3] Nacakli Y，Landman D. Helicopter Downwash/Frigate Airwake Interaction Flowfield PIV Surveys in a Low Speed Wind Tunnel[C].AHS International 67th Annual Forum & Technology Display, Virginia Beach,2011.

[4] Miklosovic D S, Kang H S，Snyder M R. Ship Air Wake Wind Tunnel Test Results[C]. 29th AIAA Applied Aerodynamics Conference, Honolulu, 2011.

[5] 趙維義，王占勇. 艦船空氣尾流場對直升機著艦的影響研究[J]. 海軍航空工程學院學報，2007,22(4).

[6] 陸 偉，顧蘊松. 軍艦尾流場特性及其控制[C]. 第九屆全國實驗流體力學學術會議論文，2001.

[7] Reddy K R, Toffoletto R, Jones K R W. Numerical simulation of ship airwake[J]. Computers & Fluids, 2000, 29.

[8] Polsky S A, Bruner C W S. Time-Accurate Computational Simulations of an LHA Ship Airwake[C]. 18th Applied Aerodynamics Conference and Exhibit, Denver, 2000.

[9] Polsky S A. CFD Prediction of Airwake Flow fields for Ships Experiencing Beam Winds[C]. 21th AIAA Applied Aerodynamics Conference, Florida, 2003.

[10] Syms G F. Simulation of simplified-frigate airwakes using a lattice-Boltzmann method[J]. Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics, 2008 ,96.

[11] Forrest J S, Owen I. An investigation of ship airwakes using Detached-Eddy Simulation[J]. Computers & Fluids, 2010,39.

[12] 呂 紅.艦船周圍氣流場數值模擬方法及分布規律的研究[D]. 哈爾濱：哈爾濱工程大學碩士學位論文，2008.

[13] 曲 飛，陸 超，姜治芳，等. 艦船艦面空氣流場的CFD數值模擬探討[J]. 中國艦船研究，2009，4(5).

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：江蘇高校優勢學科建設工程資助項目。 作者簡介：胡 濤(1990-) 男，湖北荊州人，南京航空航天大學碩士研究生，主要研究方向：直升機飛行力學。

1673-1220(2016)02-011-04

V211.7

A