帶應急漂浮系統(tǒng)直升機水上迫降性能研究

陳立霞 汪正中 辛冀 王明鎮(zhèn) 焦俊

摘要：針對直升機水上迫降問題，以光滑粒子動力學方法離散水域進行建模，發(fā)展了機身著水載荷的理論分析模型。以帶柔性氣囊直升機構型的水上迫降為算例，開展了仿真分析。仿真計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)的對比顯示，機身過載和氣囊連接帶的載荷的計算誤差均在18%以內(nèi)，驗證了仿真模型的分析精度，可用于支持民用直升機水上迫降過程的強度和結(jié)構設計。從提高直升機生存率的角度出發(fā)，開展了不同著水工況下的仿真計算，對機身姿態(tài)角、重心位置等因素對各項著水載荷的影響進行了深入分析，給出了直升機水上迫降時的建議機身姿態(tài)。研究成果可為直升機水上迫降適航取證提供技術支持。

關鍵詞：光滑粒子動力學；直升機；水上迫降；仿真；載荷

中圖分類號：V221文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.004

基金項目：民用飛機專項科研技術研究項目（MJ-2014-F-15）

直升機水上迫降是指按陸基要求設計的直升機在水面上空飛行，遇到發(fā)動機發(fā)生故障或燃油用盡，應急降落在水上，機組和乘員安全撤離直升機的過程。水上迫降是保障安全的最后一道防線，是設計中必須首先解決的關鍵技術問題之一。從抗墜毀角度考慮，撞擊過程中，水上迫降施加在直升機上的載荷與地面墜撞完全不同。因此，有必要對直升機水上迫降的載荷、運動等力學問題展開專門的研究[1]。直升機水上迫降研究傳統(tǒng)的方法主要以真實飛機試驗和模型試驗為主，驗證其迫降能力是否滿足要求，同時也指導設計工作。由于直升機重心較高、浮力較小、水上迫降穩(wěn)定性較差，在水上迫降時容易翻沉，導致乘員和機組人員的存活率降低，因此提出了直升機的應急氣囊裝置[2]，能夠有效提高直升機迫降的成功率，為乘員和機組人員的逃生和救援增加時間。直升機應急氣囊在國外得到大力發(fā)展[3-4]，目前已經(jīng)批量裝備到各型執(zhí)行海上任務的直升機上，而在國內(nèi)正處于起步階段。

在飛行器入水理論工作上，20世紀50年代，美國國家航空航天局（NASA）和歐洲航空試驗中心將理論成果投入應用早期的航天試驗中，并積累了大量的試驗數(shù)據(jù)。隨著建模技術的發(fā)展和流固耦合的研究深入，近年來，水上迫降的文獻報道和研究大多集中于數(shù)值研究。相比試驗研究的高成本、低效率，數(shù)值計算建立在理論基礎上，不僅時間周期短、效率高，而且推動了入水理論的發(fā)展，加深了對飛行器入水現(xiàn)象的認識。1994年，Brooks等[5]通過分析Apollo指令艙的墜水沖擊過程，利用有限元軟件LS-DYNA3D仿真模擬。1995年，德國航空航天中心（DLR）利用顯式有限元計算軟件PAM-CRASH模擬了固定翼飛機以及WG30直升機的水上迫降計算方法[6]。2007年，Streckwall等[7]研究了在飛機水上迫降過程中的液體自由表面以及自由運動問題，使用光滑粒子動力學方法（SPH）較好地處理這類問題。2009年，Nathalie等[8]對簡單形體水面沖擊問題做了研究，證明了SPH方法在研究水面沖擊問題的可靠性，然后研究了直升機水面碰撞問題。Paul等[9]研究了使用光滑粒子動力學方法（SPH）解決流固耦合問題，在PAM-CRASH軟件中建立水波模型與物體沖擊。

近年來，國內(nèi)對飛行器入水沖擊問題也開展了大量研究。2008年，胡大勇等[10]采用解耦的方法，將仿真與試驗相結(jié)合，利用MSC.PATRAN/DYTRAN軟件，研究了飛機在迫降過程中的入水沖擊載荷。2009年，屈秋林[11]等利用VOF（Volume of Fluid）方法和動網(wǎng)格法，模擬某型客機在平靜水面上的迫降過程，研究俯仰角對著水沖擊力學性能的影響規(guī)律。2011年，方超[12]應用任意拉格朗日歐拉（ALE）法對民航固定翼飛機進行了水上迫降過程的仿真，得到了一些過載曲線。2012年，閆家益[13]基于SPH法對某型固定翼飛機進行了水上迫降仿真分析，得到了飛機著水俯仰角為12°，起落架收起為該飛機的最佳迫降狀態(tài)。2013年，郭保東等研究了混合翼身布局飛機的水上迫降力學性能，得出SAX-40飛機在水上迫降過程中有彈離水面的不穩(wěn)定趨勢。劉小川等[14]對航空結(jié)構沖擊動力學技術的發(fā)展進行了研究。

綜合來看，國內(nèi)外對飛行器入水沖擊問題的研究采用理論方法主要有兩種：基于網(wǎng)格的ALE法和無網(wǎng)格的SPH法。針對帶柔性氣囊的直升機水上迫降，建模時需要考慮將機身、氣囊和連接帶建立柔性體模型，仿真過程將會涉及直升機與水域流固耦合、氣囊與水域流固耦合、直升機與氣囊耦合，耦合復雜，計算量較大。若采用ALE法進行仿真，由于網(wǎng)格的存在需要進行空間離散，自由面大變形將導致網(wǎng)格變形或纏結(jié)，且對網(wǎng)格質(zhì)量要求高，網(wǎng)格劃分耗時大，前后處理繁瑣，計算時間長和計算穩(wěn)定性不能保證。因此，選取SPH法，采用光滑粒子來對流場進行描述，處理入水沖擊這類自由表面大變形的流動問題具有天然優(yōu)勢，也能更好地捕捉水面的波動、水花飛濺等實際物理情況，并得到詳細的動力學響應[15]。牟曉偉等[16]針對國產(chǎn)民用直升機型號合格審查的問題進行了比較詳細的研究。中國民航規(guī)章CCAR-29-R1的563條和801條條款對直升機的水上迫降適航取證提出了技術要求。依據(jù)條款要求，可以采用模型試驗與仿真分析相結(jié)合的方法，通過縮比模型試驗驗證縮比模型的仿真結(jié)果，進而對全尺寸模型進行仿真計算，從而可以預測全機的著水載荷。

本文針對帶柔性體氣囊的直升機，基于光滑粒子動力學法，建立了該模型的水上迫降仿真計算模型，并通過該模型的水動試驗結(jié)果驗證其可靠性。同時分析了姿態(tài)角、重心前后限等因素對著水載荷的影響。為直升機的機身結(jié)構設計、氣囊連接帶與機身連接件強度校核提供了依據(jù)，可用于其水上迫降取證和適航條款驗證。

1水上迫降動力學建模

直升機水上迫降試驗模型帶4個柔性氣囊，構型如圖1所示。該試驗在中國特種飛行器研究所的水動力研究中心進行，為某民機水上迫降適航取證試驗。試驗涉及到的水載荷包括氣囊載荷、連接帶載荷和機身載荷等，根據(jù)載荷結(jié)果可對機身結(jié)構進行設計和加強。考慮到機身結(jié)構變形和破損情況，為得到更精確的載荷結(jié)果，因此根據(jù)真實機身材料屬性將機身、氣囊和連接帶建立柔性體模型。水域采用SPH法進行建模。

1.1光滑粒子動力學法SPH

光滑粒子流體動力學法是為求解流體動力學問題而提出的，而流體動力學問題的求解主要是基于密度、速度、能量等變量場的偏微分方程組（PDEs），但難以求得解析解，因此必須尋求數(shù)值解法。為此，首先必須對PDEs所定義的問題域進行離散化；其次，需要一種方法來獲取任一點上的變量函數(shù)及其導數(shù)的近似值；最后，將近似函數(shù)應用于PDEs來獲得一系列離散化的、只與時間相關的常微分方程（ODE）。這一系列離散化的常微分方程可用傳統(tǒng)的有限差分法中的任一種標準積分程序來求解。SPH方法的核心是一種插值理論，其原理如圖2所示。在此方法中，粒子“i”代表的宏觀變量（如密度、壓力和內(nèi)能等）都能方便地用與其相距一定距離范圍內(nèi)所有粒子“j”的值，通過積分插值得到。

核函數(shù)應具有區(qū)域性、非負性、歸一性及單調(diào)性等特性。

1.2水域建模

在本模型中，水域建模參數(shù)見表1。

1.3機體建模

直升機水上迫降是一個復雜的運動過程，它涉及到機體、空氣、水面之間的相互作用，既有空氣對機體的氣動升力和阻力，又有機體與水面之間的抨擊和摩擦阻力。因此，在建立數(shù)學模型時，應建立包括直升機機身、迫降水域的幾何模型以及針對模型材料、單元類型的有限元模型。

該直升機水上迫降數(shù)值計算原始幾何模型由CATIA生成，在計算規(guī)模允許的前提下，盡量考慮到結(jié)構的細節(jié)形式，然后利用HyperMesh軟件進行模型重建和幾何清理，最后得到既能表征結(jié)構，又便于劃分網(wǎng)格的幾何模型。

機身的總體結(jié)構可以看作薄壁桶形結(jié)構，所以在建模時選擇了薄殼單元，該單元有4節(jié)點四邊形殼單元、薄壁殼單元和3節(jié)點的三角形殼單元。柔性體的仿真使用Hughes-Liu薄殼單元，這類殼單元的計算精度相當高。Hughes-Liu薄殼單元由8節(jié)點六面體單元退化得到的4節(jié)點四邊形薄殼單元。直升機機身為剛體建模，氣囊和連接帶為柔性體建模。

1.3.1機身建模

原始幾何模型很多部分因為過小的面和曲率過大的曲面而銜接不好導致產(chǎn)生重合面，從而對網(wǎng)格劃分產(chǎn)生一定影響。嚴重時可導致無法進行計算，且單元規(guī)模過大會導致求解計算的時間變長。另外，在模型邊界基本框架圖中，自由邊、兩面共享邊、三面及以上共享邊的存在也會對后期計算影響較大。原始幾何模型清理時可以忽略對數(shù)值計算不影響的面和線，如去掉機身內(nèi)的支撐面、尾翼上的重合面等。這些部分的影響一般會考慮通過另外的方式加載到DYNA計算當中。清理過程要保證機身面的連續(xù)性，保持合理的直升機幾何特征，從而不改變直升機的結(jié)構特性。

網(wǎng)格單元尺寸為0.0025m，單元數(shù)為57456，節(jié)點數(shù)為54382。機身幾何模型如圖3所示。機體主要采用鋁和鈦，其中蒙皮主要由鋁合金構成，內(nèi)部主承力件為鈦合金，材料參數(shù)見表2。在仿真過程中，不考慮材料失效。

1.3.2氣囊及連接帶建模

氣囊為圓柱形，對稱布置在前機身和后機身的兩側(cè)，每個氣囊有4個連接點通過連接帶與機身相連，氣囊大小一致。導入HyperMesh進行網(wǎng)格劃分，具體的劃分流程與柔性模型建模類似。氣囊采用織物材料屬性，采用Belytschko-Tsay殼單元。氣囊網(wǎng)格模型如圖4所示。氣囊與直升機通過連接帶相連，連接帶采用Cable材料屬性，其只可承受拉力。氣囊與機身結(jié)構位置如圖5所示。

2直升機模型水上迫降仿真計算

2.1軟件介紹

仿真計算采用ANSYS/LS-DYNA軟件，它是通用顯式動力分析程序，適合求解各種二維、三維非線性結(jié)構的高速碰撞、爆炸和金屬成形等非線性動力沖擊問題，同時可以求解傳熱、流體及流固耦合問題。在工程應用領域被廣泛認可為最佳的分析軟件，并通過多次與試驗對比驗證了其計算的可靠性。計算模型的前后處理軟件采用Ls-PrePost軟件，前處理主要設定模型姿態(tài)、著水速度等，后處理主要用于結(jié)果輸出和過程演示。

2.2計算工況

仿真計算可得到直升機水上迫降過程中的重心處的各向加速度、機身姿態(tài)角和氣囊與機身連接帶的軸向力等的變化。為與試驗結(jié)果進行充分對比，并考慮到重心前后限、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角及偏航角變化產(chǎn)生的影響，進行了6個工況的計算，見表3。

2.3坐標系

直升機坐標系定義如圖6所示。其中，原點O：直升機縱向?qū)ΨQ面與地板平面相交線的最前端；X軸：選取機身地板軸線，逆航向為正；Y軸：過原點O且垂直于飛機對稱面，順航向看向右為正；Z軸：在機身對稱平面內(nèi)、過原點O且垂直于X軸，向上為正。

2.4仿真結(jié)果與試驗驗證

對于直升機模型，給出整個迫降過程中直升機試驗氣囊的各向受力，針對著水工況還對比分析了直升機的各向加速度的變化趨勢。其中所有的曲線都使用SAE CFC濾波器進行濾波。

2.4.1機身加速度對比分析

對比直升機著水工況1，試驗和仿真計算的直升機模型X、Z向加速度對比結(jié)果如圖7、圖8所示。X、Z向加速度對比結(jié)果見表4。由對比結(jié)果可知，X向和Z向加速度（過載）的峰值的理論與試驗結(jié)果相差不大，在10%以內(nèi)，且曲線變化趨勢一致。

根據(jù)X向加速度對比曲線可知，計算結(jié)果曲線的震蕩性較大，這是由于SPH粒子法的離散性使得機身尾部繞流作用不明顯產(chǎn)生的。

2.4.2氣囊連接帶載荷對比分析

模型試驗時測量的為左后氣囊連接帶的三向合力（X、Y、Z），根據(jù)仿真結(jié)果為各連接帶軸向力的情況，對相同時刻的軸向力進行了三向分解并求和，從而與試驗結(jié)果進行對比。據(jù)表2的著水工況，試驗和計算的對比結(jié)果見表5。由對比結(jié)果可以看出，氣囊受力的仿真結(jié)果相對試驗結(jié)果偏大，約13%～18%，但量級一致，且各向受力的分布趨勢一致。

3參數(shù)敏感性分析

針對表2中所列計算工況的載荷結(jié)果，分別對重心前后限、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角及偏航角對重心處Z向加速度的影響進行了對比分析，如圖9所示。

由對比結(jié)果可知，相同姿態(tài)角，重心前限著水時，機身Z向加速度（過載）較大；相同重心位置著水時，俯仰角為6°、8°、10°時Z向加速度（過載）依次減小，滾轉(zhuǎn)角0°時Z向加速度（過載）較大，偏航角為0°時Z向加速度（過載）較大。由此可得到機身著水時，為避免Z向加速度（過載）較大，保證機身結(jié)構承受力，應選擇重心后限、俯仰角6°、偏航角和滾轉(zhuǎn)角不為0°的著水姿態(tài)。

4結(jié)束語

本文基于光滑粒子動力學法（SPH），建立了水上迫降計算方法，給出了某民用直升機的縮比模型在迫降過程中重心處加速度及氣囊連接帶載荷，并對計算結(jié)果和試驗結(jié)果進行了相關性分析，可得到以下結(jié)論：

（1）采用本文建立的直升機水上迫降計算方法得到的結(jié)果與試驗結(jié)果具有良好的一致性，可以很好地描述著水過程中的重心處各向加速度及氣囊連接帶載荷的變化情況。

（2）通過計算分析重心前后限、機身姿態(tài)角對著水載荷的影響，可指導直升機水上迫降時的入水姿態(tài)，提高迫降時直升機和機組人員的生存率。

（3）本文針對縮比模型的計算方法及分析結(jié)論可應用于近似構型直升機的縮比模型，通過采用相關修正系數(shù)也可應用于全尺寸直升機水上迫降的載荷預測；此方法可用于對機身結(jié)構進行強度校核或為機身結(jié)構設計提供依據(jù)。

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Research on the Performance of Helicopter with Emergency Floating System for Ditching

Chen Lixia1，Wang Zhengzhong1，Xin Ji1，Wang Mingzhen2，Jiao Jun2

1. Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

2. China Special Aircraft Research and Development Institute，Jingmen 448035，China

Abstract： In order to solve the problem of helicopter ditching， the theoretical analysis model is developed by using the method of smooth particle dynamics in discrete water area. The simulation analysis is carried out for an example of helicopter with flexible airbags. The comparison between simulation results and test data shows that the fuselage and airbag connected with load calculation error are within 18% and verifies that the analysis precision of the simulation model can be used to support civil helicopter ditching intensity and structure design. From the perspective of improving survival rates of helicopter， the simulation calculation under different conditions is carried out. This paper makes a thorough analysis on the influence of fuselage attitude angle and center of gravity position on helicopter water loads， which proposes the fuselage attitude during helicopter ditching on water. The results can be applied to the helicopter ditching airworthiness certificate.

Key Words： SPH； helicopter； ditching； simulation； loads