بررسی میدان ویک بر روی عرشه پرواز یک شناور تریماران مبتنی بر انحنای بهینه روسازه

بررسی میدان ویک بر روی عرشه پرواز یک شناور تریماران مبتنی بر انحنای بهینه روسازه 4 کريم اکبری وکیل آبادی 3 رحیم مالمیر 2 ابوالفتح عسکريان 1 عباس حسن آبادی Akbari.Karim@gmail.com 3- استاديار و عضو هیئت علمي دانشگاه علوم دريايي امام خمیني )ره( دانشکده مهندسي مکانیک 2- مربي و عضو هیئت علمي دانشگاه علوم دريايي امام خمیني )ره( دانشکده مهندسي مکانیک 1- دانشجوی دکتری دانشگاه صنعتي امیرکبیر دانشکده مهندسي دريا 4- کارشناس ارشد کشتي سازی و مدرس دانشگاه علوم دريايي امام خمیني )ره( دانشکده مهندسي مکانیک چکیده طراحي عرشه پرواز يکي از کلیدیترين بخش های اصلي در فرايند طراحي شناورهای نظامي است. وجود سازه جلوی عرشه پرواز از محدوديتهای تاثیرگذار بر روی عملکرد نشست و برخاست هليکوپتر بر روی عرشه اينگونه شناورها است. وجود آشیانه پرواز و يا هر نوع سازه ای ديگر در جلوی عرشه پرواز سبب ورود جريان آشفته به صفحه عرشه پرواز مي گردد لذا طراحان کشتي بايستي شکل روسازه شناور را بگونه ای طراحي نمايند 3 برای استفاده در صنايع نظامي با روسازههای غیر معمول که حداقل جريان آشفته بر روی عرشه پرواز وجود داشته باشد. امروزه از تريماران ها 2 بر روی عرشه مورد توجه قرار گرفتهاند. از پیچیده ترين مسائل زاويه بندی روسازه بوده که عالوه بر رعايت الزامات رادارگريزی بايد بهترين ويک پرواز را ايجاد نمايد. در ابتدا برای انتخاب صحیحترين مدل پیشبیني جريان در جريان مغشوش مدلسازی جريان روی يک پله مورد بررسي قرار گرفت. شش تغییر در هندسه پايه داده شد که اين هندسهها در جهت کاهش ناحیه چرخش در منطقه فرود هلیکوپتر با يکديگر مورد بررسي قرار گرفتند و در انتها بهترين هندسه مبتني بر جريان ويک بر روی عرشه انتخاب شده است. واژگان کلیدی: روسازه تریماران جریان چرخشی اختالف فشار عرشه پرواز. 65/05/32 65/33/02 تاريخ دريافت مقاله: تاريخ پذيرش مقاله: 1 Trimaran 2 Wake 13

فصلنامه علمي - 1- مقدمه اتصال مجدد جريان اليه مرزی جدا شده در بسیاری از جريانهای آيرودينامیکي اتفاق ميافتد. يکي از سادهترين جريانهايي که با اين پديده مواجه است جريان روی پله مي باشد. منظور از لغت پله معادل فارسي عبارت رايج بکوارد 3 مي باشد. برای استفاده از يک مدل توربوالنس در يک استپ جريان همراه با جدايش اين مدل حداقل بايد بتواند جريان ساده روی پله را به خوبي مدل نموده تا به عنوان يک معیار برای محک زدن مدلهای توربوالنسي مختلف به کار برد. در اين پژوهش جريان روی يک پله به کمک مدلهای توربوالنس يک معادلهای دو معادلهای و مدلهای تنش رينولدز) )RSM 2 مختلف موجود در نرمافزار فلوئنت مورد تحلیل قرار گرفته و با نتايج آزمايشگاهي ارائه شده توسط درايور و سیگمیلر ]3[ 1 مقايسه شده است. پس از انتخاب صحیحترين مدل پیشبیني جريان در ناحیه جدايي برای جريان مغشوش از آن برای هندسه مورد نظر کمک گرفته شده است. عالوه بر نتايج حاصل از آزمايشات تونل باد امروزه بهره گیری از روشهای شبیهسازی به نحو گستردهای توسعه يافته است. با وجود تمام پیشرفتهايي که در روشهای محاسباتي حاصل شده است پیشبیني دقیق و صحیح جريان با توجه به فیزيک جريان و پیچیدگيهای هندسي موجود کار آساني نیست لذا ايجاد هندسه تولید شبکه و حل آن نیاز به ابزارهای قوی شبکهسازی و الگوريتمه یا حل قابل اعتماد و منابع رايانه ی مناسب دارد. روشه یا حجم محدود يا تفاضل محدود که به معادالت حاکم اعمال ميشود به عنوان روشهای استانداردی در حل مسائل صنعتي جريان خارجي مطرح هستند و میزان حافظه و زمان محاسباتي مورد نیاز عامل محدود کنندهای در انتخاب تعداد سلوله یا بکار رفته و نوع مدل اغتشاشي است] 2 [. وجود ناحیه چرخش در منطقه فرود نشست و برخاست هلیکوپتر را دشوار کرده و منجر به ناپايداری و دشواری درکنترل وسیله پروازی ميشود. با توجه به اهمیت اين موضوع شکل )1( نمونهای از شناور نظامی تریماران ]11[. هدد از انجام اين تحقیق کوچک سددداختن منطقه چرخش اسدددت. جهت نیل به اين هد چند هندسددده مختلف که در منطقه فرود هلیکوپتر قرار دارد انتخاب گرديد. برای داشدددتن حداقل جريان چرخشددي بر روی عرشدده نیاز به ديواره های با انحنای مناسب است ولي با توجه به اعمال الزامات رادارگريزی استفاده از ديوارههای زاويه دار به جای منحني شکل پیشنهاد شدده اسدت ]30[. شدناور تريماران دارای يک بدنه اصلي و دو بدنه کناری است. در طراحي شناور تريماران چیدمان بدنه ها بگونه ای انجام مي شددود که حداقل اندرکنش بر روی يکديگر داشدته باشدند. برای کاهش مقاومت موز سدازی معموال بدنۀ 4 بوده و از بدنه های جانبي برای متعادل کردن اصدددلي باريک آن بهره گرفته مي شود. در سددال 2002 المار و همکاران ]1[ تاثیر کناره های شددیب 5 دار بدنه شدناور را به کمک روش آزمايشگاهي "روش سرعت سدددنجي تصدددويری ذرات ( 9 (" PIV مورد مطدالعه قرار دادند. اندازهگیریها برای سده هندسده: با گوشه تیز زاويه ماليم با گوشه فلپ 2 دار انجام شده است. بدا توجده بده هزينده کمتر روشهدای عدددی در مقايسددده با روشهای آزمايشددگاهي کاريا ]4[ هندسددههای مختلفي را به کمک روشهای عددی مورد مطالعه و مقايسه قرار داد. يکي از مهمترين موارد در مطدالعدات عدددی اعتبار سدددنجي آنها با مطالعات آزمايشدگاهي اسدت که اين مهم را بصدورت جداگانه اشنايدر و همکاران ]5[ بررسي کرد. 5 Chamfer 6 Particle Image Velocimetry 7 Flap 1 Backward Step 2 Reynolds Stress Model 3 Driver & Seegmiller 4 Slender 12

d ( ρ2 k εμ ) = 1.72 θ dθ θ 3 1 + C θ θ = θ eff θ, C θ 100 )9( )2( 2- تئوری حاکم بر مساله معادالت حاکم بر مساله به شرح زير است ]9[: معادله پیوستگي:. V = 0 )3( معادله مومنتوم )ناويراستوکس(: ρ DV Dt = P +. (μ V ) + ρb )2( B برآيند نیروهای حجمي بر واحد جرم است. برای مدلسازی تنشهای تالطم رينولدز از مدل دو معادلهای RNG k-ε اسدتفاده شدده است. جزيیات مربوب به اين مدلها توسدط ديويد ويلکاکس] 9 [ ارائه شدده اسدت. اين مدل از يک تئوری آماری)تئوری )Renormalization Group بدسدت آمده و در موارد زير با مدل استاندارد تفاوت دارد - وجود يک ترم اضافي در معادله ε که دقت مدل را برای جريانهای همراه با نرخ کرنش شديد افزايش ميدهد. - اثرات چرخش روی توربوالنسي جريان در اين مدل لحاظ شده و دقت مدل برای جريانهای چرخشي افزايش مي- دهد. - استفاده از يک رابطه تحلیلي برای محاسبه عدد پرانتل تالطم )بجای استفاده از ضريب ثابت( - در حالي که مدل استاندارد فقط برای جريانهای با رينولدز باال مناسب است اين مدل برای رينولدزهای پايین هم قابل استفاده ميباشد نزديکي ديوراه به خوبي مدل شود.( معادالت انتقالي برای کمیتهای k و ε )1( )البته به شرطي که رفتار جريان در به صورت زير است: k k + U U t j = τ i x ij ε + j x j [(α x k θ eff ) k ] j x j ε + U ε ε t j = C x ε1 j τ U i k ij [(α x ε θ eff ) ε ] R j x ε j x j C ε2 ε 2 k + )4( رابطه لزجت تالطم را مي توان بصورت زير نوشت: θ T = C μ k 2 ε )5( در روابط فوق و هستند Cε1 α ε α k Cμ υeff از رابطه زير بدست ميآيد: و Cε2 ضدددرايدب ثدابدت همچنین ترم Rε )8( که به معادله ε اضافه شده برابر است با: R ε = C μη 3 (1 η η 0 ) ε2, 1+βη 3 k η = S k, η ε 0 = 4.38, β = 0.012 3- اعتبارسنجی مدل استفاده شده در تحلیل ها برای بررسدي صدحت مدل استفاده شده در تحلیل ها منطبق بر نتايج نشدان ارائه شده در شکل )2( مي توان بیان نمود که 3 نمي تواند در هیچ يک از نواحي شبیه مدل اسدااالرت آالرمز سددازی نتايج خوبي را به دنبال داشددته باشددد. عليرغم اينکه مدل stress-w توانايي پیش بیني رفتار جريان در ناحیه بعد از جددايش را بده نحو مطلوبي دارد ولي در مقدايسددده بدا نتدايج آزمايشددگاهي دقت خوبي در ناحیه جدايش جريان را نخواهد داشت. اگرچه دو مدل k-ω و k-ε,rng در محاسدددبه سدددرعت دقت کمتری نسبت به مدل اسااالرت آالرمز دارند)به جز در نزديکي ديواره( اما در محاسبه گراديان سرعت روی ديواره با نگرش به نمودار تنش برشدددي عملکرد بهتری دارد. بنابراين با توجه به عملکرد مددل k-ε,rng در پیش بیني تنش برشدددي بر روی ديواره و از طرفي اهمیدت ناحیه جدايش در اين تحقیق مدل k-ε,rng برای شدبیهسدازی مدل آشفتگي جريان در مسئله اصلي انتخاب شده است. شکل) 2 ( مقایسه نمودارهای ضریب تنش برشی دیواره. 1 Spalart-Allmaras 11

P [ Pa ] فصلنامه علمي - V=10m/s V=20m/s V=30m/s 1- مدلسازی دامنه و شبکه محاسباتی برای بررسي دقیق فرايند ايجاد ويک هندسه پايه و هندسههای مختلف ديگری جهت کاهش ناحیه جدايش جريان در پشت سازه در نرم افزار گمبیت ايجاد گرديد )شکل )1((. هندسه های مختلف با ابعاد واقعي در نرم افزار گمبیت مدل سازی گرديد و شبکه بندی در نواحي دوردست از ديواره ها به صورت شبکه بندی سازمان يافته انجام شده است. حدود 32 میلیون شبکه برایهر هندسه ايجاد گرديد. نحوه طراحي شبکه به شکلي بوده است که در کنار ديواره ها و در مناطقي که تغییرات زياد فشار يا سرعت وجود دارد شبکه ريزتر و با تعداد بیش تر لحاظ گردد. اين امر باعث مي شود که در مدل توربوالنسي روی ديواره ها مقادير y+ مقادير مناسبي بدست آمده و نتايج مورد اعتماد باشد. مطالعه شبکه برای هندسه پايه در بحراني ترين سرعت )سرعت 40 متربرثانیه( انجام شده است. تعداد شش هشت 34 32 30 و 39 میلیون شبکه مورد بررسي قرار گرفته و مطابق شکل 1 مشاهده مي شود که با افزايش تعداد شبکه از 32 به 34 و 39 میلیون نمودار فشار تغییرات بسیار اندک )به ترتیب 3/4 و 3/5 درصد( داراست. با توجه به ايت درصد اختال ناچیز از تعداد 32 میلیون شبکه بهره گرفته شد و مي توان گفت که در اين تعداد شبکه استقالل از شبکه مناسبي برای حل انتخاب شده است. 5- بحث و تفسیر نتایج چهار سرعت مختلف 10 20 30 و 40 متربرثانیه که معادل با 90 40 20 و 80 گره دريايي است برای اين مدل سازی انتخاب گرديد. شکل )4( نشاندهنده بردارهای سرعت برای سرعت های 30 10 20 و 40 متربرثانیه روی صفحه Y-X در فاصلهm 2.8=Z از کف سازه ميباشد. 400 200 mesh No.=6.0E+6 mesh No.=1.0E+7 mesh No.=1.4E+7 mesh No.=8.0E+6 mesh No.=1.2E+7 mesh No.=1.6E+7 V=40m/s شکل )1( بردارهای سرعت روی صفحه Y-X در فاصله 2.8=Z m از کف سازه. شکل )3( مقایسه نمودارهای ضریب تنش 0-200 0 5 10 15 20 25 X [ m ] -400 برشی دیواره. 14

شکل )5( نشاندهنده بردارهای سرعت برای سرعت های 30 10 20 و 40 متربرثانیه روی صفحه تقارن Z-X است. در شکلهای )4( و )5( توزيع گرافیکي سرعت پشت روسازه در سرعتهای 10 20 30 و 40 متربرثانیه نشان داده شده است. مشاهده ميگردد که در سرعت 40 متربرثانیه, حالت بحراني بوجود آمده و بیشترين گردابه ايجاد ميشود. از مهمترين مواردی که بر عملکرد عملیات نشست و برخاست هلي کوپتر تاثیرگذار مي باشد توزيع فشار در نقاب مختلف از عرشه پرواز است. برای اين منظور در شکل )9( چهار خط راهنما برای نشان دادن تغییرات فشار در راستای طولي بر روی عرشه نشان داده شده است. تغییرات فشار بر روی اين خطوب در شکلهای )2( الي )30( ارائه داده شده است.همانگونه که در شکلها مشاهده ميشود بیشترين اختال فشار مربوب به سرعت 40 متربرثانیه است. برای درک بهتر نمودارهای نشان داده شده حداکثر اختال فشار در امتداد خطوب نشان داده شده برای تمامي حاالت در جدول) 3 (( آورده شده است. V=10m/s V=20m/s شکل )6( خطوط راهنما برای نشان دادن توزیع فشار. V=30m/s شکل )7( تغییرات فشار در امتداد خط 0=Z (. Line 1 ( Z-X هندسه V=40m/s شکل )5( بردارهای سرعت درصفحه تقارن پایه. 15

فصلنامه علمي - سرعت 40 متربرثانیه روی دو صفحه مختلف نشان داده شده در شکلهای )32( و )31( مورد بررسي قرار گرفته است. شکل )8( تغییرات فشار در امتداد خط.)Line 2 ( 1.2=Z m 1( هندسه پایه روسازه تریماران. شکل )9( تغییرات فشار در امتداد خط.)Line 3 ( 2.8=Z m 2( اعمال یک شیب 15 درجه از کنارهها. شکل )11( تغییرات فشار خط.)Line 4 ( Z=4.4 m جدول) 1 ( حداکثر اختالف فشار روی خطوط نشان داده شده در )شکل 6 ( 3( اعمال دو شیب 15 درجه از کنارهها. P max - P min [ Pa ] V [ m/s ] 10 20 30 40 Line 1 (Z=0) 23.91 165.73 322.14 503.14 Line 2 (Z=1.2m) 22.83 163.37 320.81 517.63 Line 3 (Z=2.8m) 29.72 143.62 288.44 483.15 Line4 (Z=4.4m) 31.33 111.96 236.33 521.93 با توجه به اينکه بیشترين اختال فشار مربوب به سرعت 40 متربرثانیه است بردارهای سرعت برای هندسهه یا مختلف در 1( اعمال یک شیب 31 درجه از باال. 19

5( اعمال دو شیب 31 درجه از باال. 2( یک شیب 15 درجه از کنارهها. 6( اعمال همزمان یک شیب 31 درجه از باال و یک شیب 15 درجه از کنارهها. 3( دو شیب 15 درجه از کنارهها. 7( اعمال یک شیب 51 درجه از باال. شکل )11( هندسههای ایجاد شده در نرمافزار گمبیت. 1( یک شیب 31 درجه از باال. 1( هندسه پایه روسازه تریماران. 5( دو شیب 31 درجه از باال. 12

فصلنامه علمي - 6 (یک شیب 31 درجه از باال و یک شیب 15 درجه از کنارهها. 2( یک شیب 15 درجه از کنارهها. 3( دو شیب 15 درجه از کنارهها. 7( یک شیب 51 درجه از باال. شکل) 12 ( بردارهای سرعت روی صفحه Y-X در فاصله Z=2.8 m از کف سازه برای سایر هندسهها. 1( یک شیب 31 درجه از باال. 1( هندسه پایه روسازه تریماران. 5( دو شیب 31 درجه از باال. 18

از پشت روسازه )نشان داده شده در شکل )34( Plane1( ))Plane 5 تا در شکل )35( نشان داده شده است. اين نتايج بصورت کمي در جدول )2( ارائه شده است. Plane 2 Plane 1 Plane 5 6( همزمان یک شیب 31 درجه از باال و یک شیب 15 درجه از کنارهها. Plane 4 Plane 3 شکل )11( پنج صفحه در فواصل 11/25 5/625 2/8125 1 و 22/5 متر از پشت روسازه. 7( یک شیب 51 درجه از باال. شکل) 13 ( بردارهای سرعت روی صفحه تقارن Z-X برای سایر هندسهها. 1-5- مقدار میانگین فشار روی صفحاتی پشت روسازه جهت تحلیل و انتخاب هندسه مناسب مبتني بر حداقل اختال فشار در پشت روسازه نیاز است که چندين صفحه عرضي بر روی عرشه انتخاب گردد. در شکل )34( پنج صفحه عرضي برای اين گرديد. انتخاب موضوع مقدار میانگین فشار در صفحاتي در فواصل صفر 33/25 5/925 2/8325 و 22/5 متر 6- نتیجهگیری بدا توجه به نتايج ارائه شدددده در شدددکل )34( و با در نظر گرفتن اين نکتده کده تقريبدا مرکز ثقل هلیکوپتر در مرکز صفحه چهار و دماغه هلیکوپتر تقريبا در راستای صفحه دو قدرار مديگدیدرد بندابراين بهترين مالک برای بررسدددي هندسهه یا مختلف اختال میانگین فشار بین صفحات دو و چهار خواهد بود. مطابق آنچه در شکل )35( و جدول )2( مشداهده شد در سرعت 40 متربرثانیه اعمال دو شیب 45 درجده از کندارههدا )case5( باعث ايجاد کمترين اختال فشدددار در نداحیه فرود هلیکوپتر ميشدددود به گونهای که اختال میانگین فشار تا %45 نسبت به هندسه پايه کاهش يافته که بهترين انتخاب مي باشد. جدول )2( اختالف میانگین فشار در سرعت 40 m/s بین صفحه 1 و صفحات 2 1 و 3 نشان داده شده در )شکل )11((. ΔP [ Pa ] Case1 Case2 Case3 Case4 Case5 Case6 Case7 Plane4 - Plane1 269.9 190 164.4 179.3 169.9 160.3 369.3 Plane4 - Plane2 274.8 178 156.8 157 150.7 155.9 328.9 Plane4 - Plane3 128.2 130 123 123.9 112.4 126.9 216.3 16

فصلنامه علمي - 40

شکل )15( اختالف میانگین فشار بین صفحه 1 و صفحات 2 1 و 3 نشان داده شده در )شکل )7((. [11] Forrest, J. S., Hodge, S. J., Owen, I., and Padfield, G. D., Towards Fully Simulated Ship-Helicopter Operating Limits: The Importance of Ship Airwake Fidelity, American Helicopter Society 64th Annual Forum, Vol. 1, Montréal, Canada, pp. 339 351, 2008. [12] Forrest, J. S., Hodge, S. J., Owen, I., and Padfield, G. D., An Investigation of Ship Airwake Phenomena Using Time-Accurate CFD and Piloted Helicopter Flight Simulation, 34 th European Rotorcraft Forum, Liverpool, UK, 2008. [13] Advani, S. K. and Wilkinson, C. H., Dynamic Interface Modelling and Simulation - A Unique Challenge, Royal Aeronautical Society Conference on Helicopter Flight Simulation, London, UK, 2001. [14] Cheng, F., Mayoss, C. and Blanchard, T., The Development of Trimaran Rules, Lloyd s Register Technical Papers, 2006. [15] Roscoe, M. F. and Thompson, Capt. J. H., JSHIP s Dynamic Interface Modeling and Simulation System: A Simulation of the UH-60A Helicopter/LHA Shipboard Environment Task, American Helicopter Society 59th Annual Forum, Phoenix, AZ, 2003. [16] Forrest, J. S. and Owen, I., An Investigation of Ship Airwakes Using Detached-Eddy Simulation, Computers & Fluids, 2009. [17] Cheng, F., Mayoss, C. and Blanchard, T., The Development of Trimaran Rules, Lloyd s Register Technical Papers, 2006. 7- مراجع [1] Driver, D. M. and Seegmiller, H. L. Features of a Reattaching Turbulent Shear Layer in Divergent Channel Flow, AIAA journal, Vol.23, No.2, pp.163-171, 1985. [2] Bunnell, J. W., An Integrated Time-Varying Air Wake in a UH-60 Black Hawk Shipboard Landing Simulation, AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit, Montréal, Canada, 2001. [3] Lamar, J. E., Subscale Ship Air wake Studies Using Novel Vortex Flow Devices with Smoke, Laser-Vapor- Screen and Particle Image Velocimetry, 2007. [4] Kääriä, C. H., Investigating the Impact of Ship Superstructure Aerodynamics on Maritime Helicopter Operations, The University of Liverpool, 2012. [5] Snyder, M. R., Comparison of Experimental and Computational Ship Air Wakes for YP Class Patrol Craft, Defense Technical Information Center, 2010. [6] David C., Wilcox, Turbulence Modeling For CFD, 2nd Edition, 1998. [7] Mandarino, T. Coppola M., The design of Trimaran Ships: General Review and Practical Structural Analysis. Practical Design of Ships and Other Floating Structures, Elsevier 8 th International Symposium- PRADS, Vol.1, 2001. [8] Matveev, K. I., Dubrovsky, V. A., Aerodynamic Characteristics of a Hybrid Trimaran Model, Ocean Engineering, Vol.34, No.3, pp.616-620, 2007. [9] Wilcox, D. C., Turbulence Modeling For CFD, 2nd Edition, 1994. [10] Forrest, J. S., Owen, I., Padfield, G. D., and Hodge, S. J., Detached-Eddy Simulation of Ship Airwakes for Piloted Helicopter Flight Simulation, 1 st International Aerospace CFD Conference, Paris, France, 2007. 43