胡 涛，孙传伟

(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏 南京 210016)

舰船空气艉流场试验及仿真技术研究

胡 涛，孙传伟

(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏 南京 210016)

开展了SFS2标准舰船模型空气艉流场风洞试验及CFD仿真计算工作，对比分析了国内外试验及仿真结果，给出了飞行甲板上流场的基本分布规律。结果表明，气流吹过舰体及机库后在飞行甲板上形成了复杂的涡流区，对舰载直升机的飞行安全有直接的影响。

流场；风洞；飞行甲板；舰载直升机

0 引言

舰载直升机着/离舰过程是典型的动态配合过程。此时，舰船空气艉流场是直升机起降过程中的主要影响因素，对直升机起降安全有重要的影响，是舰载直升机发生安全事故的主要诱因之一。深入研究舰船空气艉流场特性是舰载直升机安全起降的重要保障。

国内外研究舰船空气艉流场的形式主要有风洞试验、CFD仿真计算及海上实测，三者之间互为验证。

在国外，风洞试验使用了激光多普勒测速法(LDV)、热线测速法、粒子图像测速法(PIV)[1-3]、多孔压力探针测量[4]等。1998年国际合作项目TTCP相继提出标准简化护卫舰模型SFS (Simple Frigate Shape)和SFS2(Simple Frigate Shape-II)，开展了相关的风洞试验及CFD仿真计算工作，在风洞里进行了SFS流场可视化试验及SFS2空气艉流场热线测速试验。国内赵维义[5]等开展了舰船空气艉流场PIV试验，顾蕴松[6]等开展了七孔探针测试系统测量军舰艉流场试验。

CFD仿真计算主要是使用不同的求解器、湍流模型及边界条件等建模。1998年，Reddy[7]等采用结构化网格、Fluent求解器、RNG k-ε湍流模型对SFS流场展开仿真计算。2000年，Polsky[8,9]等采用非结构网格、COBALT求解器、雷诺平均N-S及MILES湍流模型对LHA流场进行全尺寸仿真。2007年，Syms[10]采用PowerFLOW求解器、lattice-Boltzmann方法对SFS和SFS2流场开展仿真计算。2009年，Forrest[11]等采用DES(detached-eddy simulation)方法对SFS2流场进行仿真计算，考虑了海面大气边界层(atmospheric boundary layer)影响。国内，哈尔滨工程大学[12]及中国舰船研究设计中心[13]开展了大量的CFD仿真计算研究。

本文利用南航直升机所低速风洞及PIV流场测量设备，以SFS2为研究对象，开展了相关风洞试验及CFD仿真计算研究。

1 PIV风洞试验

风洞为开口回流式低速风洞，开口试验段截面为矩形，尺寸为宽3.4m×高2.4m，最大稳定风速50m/s。SFS2为木质模型，缩比比例1：100，全长L=1386mm,宽B=137mm，高H=167mm，其中飞行

甲板长l=275mm,机库高h=61mm。

试验照明激光器为镭宝Nd: YAG双脉冲式激光器，单脉冲输出功率200mJ，脉宽6～8ns，频率5Hz。高速CCD相机分辨率2456(H)×2058(V)像素，拍摄范围300mm×250mm。

试验采用二维PIV测量方式，将甲板上方区域划分为5个纵向、4个横向测量面，各个截面位置如图1所示。

图1 测量截面位置示意图(单位：mm)

2 CFD仿真计算

CFD仿真计算包括模拟风洞试验条件进行的1：100缩比仿真和模拟海上航行条件进行的1：1全尺寸仿真。网格生成使用ANSYS ICEM软件，缩比仿真计算域为长方体，全部采用非结构网格，而全尺寸仿真计算域为分成内外区域的圆柱体，轴心通过飞行甲板中心，其中内区域采用非结构网格，外区域采用结构网格，网格情况对比见表1。

表1 网格情况对比

为获得SFS2不可压平均流场，选用Fluent双精度压力基稳态求解器，湍流模型为RNG k-ε模型并考虑涡流修正，近壁面处理选用标准壁面函数，压力速度耦合选用SIMPLEC格式，动量、湍动能k、湍流耗散率ε等变量的离散格式为二阶迎风格式。

3 结果与对比

前人已经证明类似SFS2大钝体绕流，流速大小对流场流态影响小，因此从国外文献[11]中获取相关数据进行对比分析是可行的。

图2、图3展示了0°风向角下无量纲三维平均分速度u、v、w变化曲线。由于受到测量方法及测量截面的限制，PIV风洞试验的纵向分速度u和横向分速度v数据点从5个纵截面对应位置处获得，而垂向分速度v数据点从相邻2个横截面对应位置处获得。可以看出，国内外风洞试验及仿真计算的三维平均分速度变化曲线是类似的，特别是国外试验、国外仿真计算及PIV风洞试验的三维平均分速度数据吻合良好，而此次仿真计算的w数据吻合较好，u、v数据在飞行甲板某些区域偏差稍大。误差的存在与试验方法、湍流模型、边界条件甚至雷诺数等有关。

图2 0°风向角下无量纲平均分速度u(左)和平均分速度w(右)变化曲线(x/l=0.5，z/h=1)

图3 0°风向角下无量纲平均分速度v变化曲线(z/h=1)

图4、图5展示了SFS2在0°风向角下PIV风洞试验及CFD仿真计算的飞行甲板纵向对称面内流线云图。可以看出气流流过机库后形成了一个复杂的涡流区，飞行甲板上方流速变化大，并诱导产生了较大的下洗速度。

图4 0°风向角下PIV风洞试验纵向对称面流线云图

图5 0°风向角下1：100 CFD仿真(左)和1：1 CFD

三者纵向对称面的流场流态类似，涡流区范围与飞行甲板再附点位置数值上略有差异，见表2。

图6展示了SFS2在左舷45°风向角下PIV风洞试验及1：1 CFD仿真计算的x/l=0.6截面流线云图。可以看出气流流经飞行甲板时有加速并产生了较强的上洗速度，在甲板右舷区域还形成了涡流区。

表2 0°风向角下纵向对称面流场对比(h表示机库高)

图6 左舷45°风向角下PIV风洞试验(左)1：1 CFD仿真(右)x/l=0.6截面流线云图

综上所述，气流吹过舰体及机库后在飞行甲板上形成复杂的涡流区，流速梯度大，并随着风向角变化而变化。舰载直升机的稳定性及操纵性对甲板上涡流区范围和垂向速度变化敏感，飞行安全受到直接影响。

4 总结

PIV风洞试验及CFD仿真计算结果初步反映了舰船空气艉流场的平均特性，甲板上涡流区及垂向速度变化对舰载直升机飞行安全有直接影响。为了全面准确地了解舰船空气艉流场的其他特性，今后的研究内容包括非定常流场计算，论证雷诺数对流场数据的影响，考虑舰船运动对流场的影响，考虑舰船流场与直升机旋翼下洗流场耦合效应等。

[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.

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[5] 赵维义，王占勇. 舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究[J]. 海军航空工程学院学报，2007,22(4).

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[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] 吕 红.舰船周围气流场数值模拟方法及分布规律的研究[D]. 哈尔滨：哈尔滨工程大学硕士学位论文，2008.

[13] 曲 飞，陆 超，姜治芳，等. 舰船舰面空气流场的CFD数值模拟探讨[J]. 中国舰船研究，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 基金项目：江苏高校优势学科建设工程资助项目。 作者简介：胡 涛(1990-) 男，湖北荆州人，南京航空航天大学硕士研究生，主要研究方向：直升机飞行力学。

1673-1220(2016)02-011-04

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