陳立霞 汪正中 辛冀 王明鎮(zhèn) 焦俊

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

關(guān)鍵詞：光滑粒子動(dòng)力學(xué)；直升機(jī)；水上迫降；仿真；載荷

中圖分類號：V221文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.004

基金項(xiàng)目：民用飛機(jī)專項(xiàng)科研技術(shù)研究項(xiàng)目（MJ-2014-F-15）

直升機(jī)水上迫降是指按陸基要求設(shè)計(jì)的直升機(jī)在水面上空飛行，遇到發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障或燃油用盡，應(yīng)急降落在水上，機(jī)組和乘員安全撤離直升機(jī)的過程。水上迫降是保障安全的最后一道防線，是設(shè)計(jì)中必須首先解決的關(guān)鍵技術(shù)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(jī)上的載荷與地面墜撞完全不同。因此，有必要對直升機(jī)水上迫降的載荷、運(yùn)動(dòng)等力學(xué)問題展開專門的研究[1]。直升機(jī)水上迫降研究傳統(tǒng)的方法主要以真實(shí)飛機(jī)試驗(yàn)和模型試驗(yàn)為主，驗(yàn)證其迫降能力是否滿足要求，同時(shí)也指導(dǎo)設(shè)計(jì)工作。由于直升機(jī)重心較高、浮力較小、水上迫降穩(wěn)定性較差，在水上迫降時(shí)容易翻沉，導(dǎo)致乘員和機(jī)組人員的存活率降低，因此提出了直升機(jī)的應(yīng)急氣囊裝置[2]，能夠有效提高直升機(jī)迫降的成功率，為乘員和機(jī)組人員的逃生和救援增加時(shí)間。直升機(jī)應(yīng)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(wù)的直升機(jī)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(jì)50年代，美國國家航空航天局（NASA）和歐洲航空試驗(yàn)中心將理論成果投入應(yīng)用早期的航天試驗(yàn)中，并積累了大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。隨著建模技術(shù)的發(fā)展和流固耦合的研究深入，近年來，水上迫降的文獻(xiàn)報(bào)道和研究大多集中于數(shù)值研究。相比試驗(yàn)研究的高成本、低效率，數(shù)值計(jì)算建立在理論基礎(chǔ)上，不僅時(shí)間周期短、效率高，而且推動(dòng)了入水理論的發(fā)展，加深了對飛行器入水現(xiàn)象的認(rèn)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(jì)算軟件PAM-CRASH模擬了固定翼飛機(jī)以及WG30直升機(jī)的水上迫降計(jì)算方法[6]。2007年，Streckwall等[7]研究了在飛機(jī)水上迫降過程中的液體自由表面以及自由運(yùn)動(dòng)問題，使用光滑粒子動(dòng)力學(xué)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(jī)水面碰撞問題。Paul等[9]研究了使用光滑粒子動(dòng)力學(xué)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(yàn)相結(jié)合，利用MSC.PATRAN/DYTRAN軟件，研究了飛機(jī)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(dòng)網(wǎng)格法，模擬某型客機(jī)在平靜水面上的迫降過程，研究俯仰角對著水沖擊力學(xué)性能的影響規(guī)律。2011年，方超[12]應(yīng)用任意拉格朗日歐拉（ALE）法對民航固定翼飛機(jī)進(jìn)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(jī)進(jìn)行了水上迫降仿真分析，得到了飛機(jī)著水俯仰角為12°，起落架收起為該飛機(jī)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(jī)的水上迫降力學(xué)性能，得出SAX-40飛機(jī)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(gòu)沖擊動(dòng)力學(xué)技術(shù)的發(fā)展進(jìn)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(jī)水上迫降，建模時(shí)需要考慮將機(jī)身、氣囊和連接帶建立柔性體模型，仿真過程將會(huì)涉及直升機(jī)與水域流固耦合、氣囊與水域流固耦合、直升機(jī)與氣囊耦合，耦合復(fù)雜，計(jì)算量較大。若采用ALE法進(jìn)行仿真，由于網(wǎng)格的存在需要進(jìn)行空間離散，自由面大變形將導(dǎo)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(shí)大，前后處理繁瑣，計(jì)算時(shí)間長和計(jì)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(jìn)行描述，處理入水沖擊這類自由表面大變形的流動(dòng)問題具有天然優(yōu)勢，也能更好地捕捉水面的波動(dòng)、水花飛濺等實(shí)際物理情況，并得到詳細(xì)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)[15]。牟曉偉等[16]針對國產(chǎn)民用直升機(jī)型號合格審查的問題進(jìn)行了比較詳細(xì)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(jī)的水上迫降適航取證提出了技術(shù)要求。依據(jù)條款要求，可以采用模型試驗(yàn)與仿真分析相結(jié)合的方法，通過縮比模型試驗(yàn)驗(yàn)證縮比模型的仿真結(jié)果，進(jìn)而對全尺寸模型進(jìn)行仿真計(jì)算，從而可以預(yù)測全機(jī)的著水載荷。

本文針對帶柔性體氣囊的直升機(jī)，基于光滑粒子動(dòng)力學(xué)法，建立了該模型的水上迫降仿真計(jì)算模型，并通過該模型的水動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證其可靠性。同時(shí)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(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、氣囊連接帶與機(jī)身連接件強(qiáng)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(yàn)證。

1水上迫降動(dòng)力學(xué)建模

直升機(jī)水上迫降試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶?個(gè)柔性氣囊，構(gòu)型如圖1所示。該試驗(yàn)在中國特種飛行器研究所的水動(dòng)力研究中心進(jìn)行，為某民機(jī)水上迫降適航取證試驗(yàn)。試驗(yàn)涉及到的水載荷包括氣囊載荷、連接帶載荷和機(jī)身載荷等，根據(jù)載荷結(jié)果可對機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)和加強(qiáng)?？紤]到機(jī)身結(jié)構(gòu)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(shí)機(jī)身材料屬性將機(jī)身、氣囊和連接帶建立柔性體模型。水域采用SPH法進(jìn)行建模。

1.1光滑粒子動(dòng)力學(xué)法SPH

光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)法是為求解流體動(dòng)力學(xué)問題而提出的，而流體動(dòng)力學(xué)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(jìn)行離散化；其次，需要一種方法來獲取任一點(diǎn)上的變量函數(shù)及其導(dǎo)數(shù)的近似值；最后，將近似函數(shù)應(yīng)用于PDEs來獲得一系列離散化的、只與時(shí)間相關(guān)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(biāo)準(zhǔn)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(yīng)具有區(qū)域性、非負(fù)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(jī)體建模

直升機(jī)水上迫降是一個(gè)復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)過程，它涉及到機(jī)體、空氣、水面之間的相互作用，既有空氣對機(jī)體的氣動(dòng)升力和阻力，又有機(jī)體與水面之間的抨擊和摩擦阻力。因此，在建立數(shù)學(xué)模型時(shí)，應(yīng)建立包括直升機(jī)機(jī)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(jī)水上迫降數(shù)值計(jì)算原始幾何模型由CATIA生成，在計(jì)算規(guī)模允許的前提下，盡量考慮到結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)形式，然后利用HyperMesh軟件進(jìn)行模型重建和幾何清理，最后得到既能表征結(jié)構(gòu)，又便于劃分網(wǎng)格的幾何模型。

機(jī)身的總體結(jié)構(gòu)可以看作薄壁桶形結(jié)構(gòu)，所以在建模時(shí)選擇了薄殼單元，該單元有4節(jié)點(diǎn)四邊形殼單元、薄壁殼單元和3節(jié)點(diǎn)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(jì)算精度相當(dāng)高。Hughes-Liu薄殼單元由8節(jié)點(diǎn)六面體單元退化得到的4節(jié)點(diǎn)四邊形薄殼單元。直升機(jī)機(jī)身為剛體建模，氣囊和連接帶為柔性體建模。

1.3.1機(jī)身建模

原始幾何模型很多部分因?yàn)檫^小的面和曲率過大的曲面而銜接不好導(dǎo)致產(chǎn)生重合面，從而對網(wǎng)格劃分產(chǎn)生一定影響。嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致無法進(jìn)行計(jì)算，且單元規(guī)模過大會(huì)導(dǎo)致求解計(jì)算的時(shí)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(huì)對后期計(jì)算影響較大。原始幾何模型清理時(shí)可以忽略對數(shù)值計(jì)算不影響的面和線，如去掉機(jī)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(huì)考慮通過另外的方式加載到DYNA計(jì)算當(dāng)中。清理過程要保證機(jī)身面的連續(xù)性，保持合理的直升機(jī)幾何特征，從而不改變直升機(jī)的結(jié)構(gòu)特性。

網(wǎng)格單元尺寸為0.0025m，單元數(shù)為57456，節(jié)點(diǎn)數(shù)為54382。機(jī)身幾何模型如圖3所示。機(jī)體主要采用鋁和鈦，其中蒙皮主要由鋁合金構(gòu)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(jī)身和后機(jī)身的兩側(cè)，每個(gè)氣囊有4個(gè)連接點(diǎn)通過連接帶與機(jī)身相連，氣囊大小一致。導(dǎo)入HyperMesh進(jìn)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(jī)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(jī)身結(jié)構(gòu)位置如圖5所示。

2直升機(jī)模型水上迫降仿真計(jì)算

2.1軟件介紹

仿真計(jì)算采用ANSYS/LS-DYNA軟件，它是通用顯式動(dòng)力分析程序，適合求解各種二維、三維非線性結(jié)構(gòu)的高速碰撞、爆炸和金屬成形等非線性動(dòng)力沖擊問題，同時(shí)可以求解傳熱、流體及流固耦合問題。在工程應(yīng)用領(lǐng)域被廣泛認(rèn)可為最佳的分析軟件，并通過多次與試驗(yàn)對比驗(yàn)證了其計(jì)算的可靠性。計(jì)算模型的前后處理軟件采用Ls-PrePost軟件，前處理主要設(shè)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(jì)算工況

仿真計(jì)算可得到直升機(jī)水上迫降過程中的重心處的各向加速度、機(jī)身姿態(tài)角和氣囊與機(jī)身連接帶的軸向力等的變化。為與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)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(jìn)行了6個(gè)工況的計(jì)算，見表3。

2.3坐標(biāo)系

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

2.4仿真結(jié)果與試驗(yàn)驗(yàn)證

對于直升機(jī)模型，給出整個(gè)迫降過程中直升機(jī)試驗(yàn)氣囊的各向受力，針對著水工況還對比分析了直升機(jī)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(jìn)行濾波。

2.4.1機(jī)身加速度對比分析

對比直升機(jī)著水工況1，試驗(yàn)和仿真計(jì)算的直升機(jī)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(yàn)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(jì)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(jī)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(yàn)時(shí)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(shí)刻的軸向力進(jìn)行了三向分解并求和，從而與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。據(jù)表2的著水工況，試驗(yàn)和計(jì)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(yàn)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(jì)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(jìn)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(shí)，機(jī)身Z向加速度（過載）較大；相同重心位置著水時(shí)，俯仰角為6°、8°、10°時(shí)Z向加速度（過載）依次減小，滾轉(zhuǎn)角0°時(shí)Z向加速度（過載）較大，偏航角為0°時(shí)Z向加速度（過載）較大。由此可得到機(jī)身著水時(shí)，為避免Z向加速度（過載）較大，保證機(jī)身結(jié)構(gòu)承受力，應(yīng)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(dòng)力學(xué)法（SPH），建立了水上迫降計(jì)算方法，給出了某民用直升機(jī)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(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了相關(guān)性分析，可得到以下結(jié)論：

（1）采用本文建立的直升機(jī)水上迫降計(jì)算方法得到的結(jié)果與試驗(yàn)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(jì)算分析重心前后限、機(jī)身姿態(tài)角對著水載荷的影響，可指導(dǎo)直升機(jī)水上迫降時(shí)的入水姿態(tài)，提高迫降時(shí)直升機(jī)和機(jī)組人員的生存率。

（3）本文針對縮比模型的計(jì)算方法及分析結(jié)論可應(yīng)用于近似構(gòu)型直升機(jī)的縮比模型，通過采用相關(guān)修正系數(shù)也可應(yīng)用于全尺寸直升機(jī)水上迫降的載荷預(yù)測；此方法可用于對機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核或?yàn)闄C(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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