英语原文共 15 页，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料

舵剖面形状对船舶操纵性的影响

摘 要

船舶舵的剖面形状会影响船舶产生的力，进而影响船舶的操纵性能。因此，计算舵产生的力和力矩时应考虑舵的剖面形状。本文采用RANS（一种确定各种配置文件的水动力特性的方法），即用升力和阻力系数来替代经验估计的舵法向力系数。RANS法在经典的NACA 0012翼型剖面上的到证实，且已经应用于NACA系列，楔尾系列和IFS系列。此外，二维开放水域RANS的结果是可以对螺旋桨滑流和舵展弦比进行修正。本文提出了用于测试曲线的法向力系数的新回归公式。然后将这些公式集成到标准MMG模型中。以KVLCC2油轮作为参考船，操纵模型通过MARIN执行的自由运行测试进行验证。最后，各种舵剖面形状条件下的参考船的船舶操纵性将在回转和Z型实验中量化。模拟结果证实，楔形尾部系列是最有效率的（最大的操纵力），而NACA系列在测试的剖面形状中是最效用的（最高提升阻力比）。IFS系列则实现了效率和效用的平衡。

关键字：舵剖面形状；船舶操纵性；RANS法；操纵模拟；KVLCC2油轮。

概论

舵是船舶中最常见的转向装置。他们决定船舶对导航命令的响应，并影响操作性。

为了满足国际海事组织（IMO）规定的操纵性标准（国际海事组织，2002，B），船舶的舵必须提供足够的转向力和力矩。此外，舵的诱导阻力也影响整体燃料消耗。因此，舵不仅影响航行安全，还会影响到运输效率。所以在舵的初步设计阶段，必须考虑好舵的剖面形状对操作水动力性能有重大影响，此外，刘嘉伦和Hekkenberg（2016）对于舵的设计选择还考虑了及其对船舶操纵性，燃料消耗和舵的气蚀的影响。

安川和吉村（2014）介绍了船舶操纵模拟的标准MMG模型。MMG模型基于舵的法向力(F_N)计算舵力（X_R和Y_R）和力矩（N_R)，如下式所示：

（1.1）

rho;---液体密度；

A_R---舵面积；

V_R---液体流入舵的速度；

C_N---舵的法向力系数，由舵的剖面形状确定。一般来说，C_N可以通过经验公式获得（藤井, 1960; 藤井 and 津田, 1961,1962)，具体如下所示：

（1.2）

Lambda;_G---舵的展弦比，即舵的展长（BR)与舵的舷长（CR)的比值；

alpha;_r---舵的有效舵角。

通常舵的作用力由主要取决于A_R，V_R和C_N(由公式（1.1）和公式（1.2））表现）的舵力（Y_R)来判断。

舵面积（A_R）由受制于舵机的设计吃水和容量限制的舵的展长和舷长确定。达到需求的舵面积对于海船而言可能不是问题，但对内陆船只来说却是非常关键的（刘嘉伦 et al。，2015）。当舵的尺寸有限时，双舵或多舵配置就是解决方案。比如，该解决方案经常应用于具有多个舵的内陆船只和具有双舵的大型海上船只上。

舵的流入速度（V_R）与船舶速度，螺旋桨工作载荷，螺旋桨转速以及舵相对于螺旋桨的位置有关。因此，舵法向力系数（C_N）主要取决于舵剖面形状。由于经验方法（公式（1.2））仅考虑展弦比，因此不能对与舵的受力和力矩有关的船舶操纵性进行分析。

为了获得各种剖面形状的法向力系数，需要对舵流体动力特性，即升力和阻力系数进行分析。传统上这些系数在风洞（Thieme，1965），拖（Vantorre，2001）或流体动力学计算软件（CFD）（Souml;ding，1998; El Moctar，2001）中获得。但还是需要研究各种情况来作为初步研究，即便是使用CFD方法在收敛和准确性方面可能会遇到麻烦。因此，本文采用雷诺兹平均纳维-斯托克斯（RANS）方法来得到操纵模拟下的不同剖面形状的实际舵力系数。

本文介绍了基于RANS计算的KVLCC2油轮的9种舵剖面形状（来自3个系列，即国家航空咨询委员会（NACA），Schiffbau（IFS）研究所和楔形尾）的操纵模拟的结果。第2章讨论了舵剖面形状的特性。第3章描述了使用RANS方法的在NACA 0012剖面形状的风洞得到验证的网格和求解器。第4章介绍了测试剖面形状的流体力学特性。然后对螺旋桨滑流和舵展弦比对结果的影响进行修正。第5章介绍了用于操纵模拟的通过了KVLCC2的油轮上NACA 0018剖面形状舵的自由运行测试的验证的数学模型。第6章介绍了KVLCC2油轮在各种舵剖面形状下进行回转和Z型运动时操纵性能。最后在第七章得出结论。

舵剖面形状

舵的剖面形状通常分为不同的系列，其最大厚度和位置不同。不同的舵系列具有不同的流体动力特性（Thieme，1965）。舵剖面形状的选择应取决于船舶资料和航行条件。Mulholland和Turnock（2007）提出了舵类型的概述。本文比较了3个舵系列，即NACA，楔尾和IFS的9个剖面形状的流体力学特性。

2.1 NACA系列

因为能得到高效的舵，即能够以最小的阻力来产生足够的升力，NACA系列应用最为广泛。传统的NACA 00系列适用于大型船舶，而低阻尼NACA 65/66系列更适用于易受气蚀影响的高速船舶（Molland和Turnock，2007）。在本文中，将对5个NACA系列的舵剖面形状进行验证和比较，如图2.1所示：

图2.1 测试NACA舵图谱

NACA 0012的剖面形状作为RAN方法的验证剖面形状。而NACA 0018剖面形状用于对操纵模型的验证，因为它是KVLCC2油轮的原始舵剖面形状。此外，测试NACA 0015，NACA 0020和NACA 0025剖面形状与其他类似厚度的系列相比较。

2.2 楔尾系列

内河船只通常使用楔尾和鱼尾（Schilling）剖面形状，以在浅水中以较慢的速度改善舵的效率。生成楔尾舵的基本方法是将尾部连接到NACA剖面形状。通常，鱼尾舵具有比楔尾舵更平滑的几何形状和更好的性能。然而，关于鱼尾舵几何形状的信息很少被公开。楔尾和鱼尾舵通常具有比NACA系列更大的失速角，因为它们的尾部不仅可以产生高升力而且具有额外的阻力（Thieme，1965; Molland和Turnock，2007）。由于在文献中没有发现均匀的几何形状，我们设计了基于NACA 0015，NACA 0020和NACA 0025几何形状的三个楔尾舵。这些楔尾剖面形状有在0.95C_R的凹点和0.1C R的后缘厚度，如图2.1所示：

图2.2 测试楔尾舵图谱

2.3 IFS系列

IFS系列的开发是萎了达到以通过优化剖面形状周围的压力分布来实现升力系数的急速上升，延迟失速和最大升力系数的增加（Molland和Turnock，2007）。 Thieme（1965）提出了IFS系列的风洞试验。图2.33显示了3个测试的IFS剖面形状，即IFS56 TR15，IFS61 TR25和IFS62 TR25。

图2.3 测试IFS舵图谱

第三章 RANS方法

为了获得每个剖面形状的流体力学特性，本文应用了RANS方法。本节介绍基于NACA 0012剖面形状的网格生成，求解器选择和模型验证。

3.1 网格生成

网格是以离散的形式呈现物理模型，其上可以数字化地解析控制方程。为了得到可靠的CFD解决方案，必须在存在流体特性梯度的区域中对网格进行充分的细化。本文使用带围绕剖面形状结构化膨胀的和和非结构化单元填充域的混合网格。混合网格比结构化网格更容易生成和在复杂几何图形上收敛。此外，混合网格可以比纯非结构化网格更好地模拟粘性效应。图3.1显示出了NACA 0012剖面形状的网格。其他测试舵剖面形状的网格的生成方案相同。

图3.1 测试NACA 0012剖面形状图的网格结构和边界条件

流体被设定为不可压缩流体。如3.1所示，区域的左，顶部与底部和右侧的边界条件分别别被设定为是为速度入口，对称（无剪力墙）和压力孔。测试的剖面形状雷诺数Re为6times;10⁶。超过这个值，Re对升力和阻力系数的影响会很小（Ladson，1988）。对于1 m弦长的舵模型，相应的流入速度为6.0289m/s。流体保持垂直于入口边界，同时剖面形状旋转指定的攻角。网格实现在宽度为60 C_R和长度为90 C _R的矩形域中，来弱化远场边界的影响。位于区域前面的剖面形状，最左边30 C _R，最右边到59 C _R，垂直方向上无边界。这块区域已经足够大到能尽量减少对舵水动力的边界位置的影响，而有不会过大导致的计算资源和时间的浪费。为了提高解决方案的准确性并捕获尾流区域，定义了内部域来细化舵周围的网格。内部域的尺寸如图3.1所示。对于壁效应，剖面形状由50个结构化的膨胀层覆盖。域的其余部分填充有非结构化网格。

3.2 数值计算方法

Navier-Stokes方程实际上是用数字求解器以离散形式解决，而不是用连续偏微分方程的求解。本文在ANSYS Fluent 16.1中应用了压力耦合求解器（PBCS）。 PBCS以耦合的方式解决动量和基于压力的连续性方程，并加快整体收敛（Keating，2011）。一个二阶逆风空间方案用于减小离散化误差。这三个共同的湍流模型是Spalart-Allmaras，Realisableminus;ϵ ,和k-w剪切应力传输（k-wSST）来构造湍流效应。Eleni等人（2012）评估了这三个模型的性能，得出结论：omega;-kSST模型与实验数据有很好的一致性。因为它整合了近壁区域中最好的k-w模型和远场中的k-ε模型。因此，本文应用k-w SST模型进行湍流建模。对于k-w剪切应力传输（SST）湍流模型，第一层的无量纲高度y 小于1。基于Re和y _，第一个单元格高度为4.46E-6 C _R，网格增长率为1.1。

3.3 网格的独立性

网格独立性测试表明，这些解决方案与网格的变化无关。本文根据沿舵剖面形状的翼舷单元大小对网格进行了细化，确定了边界层的展舷比。这种细化参数解决了网格质量的关键影响因素，并通过整体细化避免了元件的浪费（Sternet al，1999）。由于第一个单元格高度为4.46E-6 C R，所以在范围内测试翼舷单元尺寸为2.68times;10-3~2.23times;10-4。展舷比的对应范围在50~600，间隔为50。将RANS结果与风洞试验进行比较（Ladson，1988）。图3.2显示出了升力和阻力系数的相对差异，即在10°的攻角下，展舷比的减小，即单元数量的增加。这表明阻力系数的精度比升力系数的精度更为敏感。40万个单元的网格足以使结果独立于网格。

图3.2 升力和阻力系数在10°的攻角下的网格独立性研究图

3.4 RANS方法的验证

为了验证RANS方法，在0°-15°的范围内以1°的间隔的攻角上使用经典验证剖面形状NACA 0012。将升力和阻力系数与一个实验数据（Ladson，1988）和三个独立的CFD代码（Langley研究中心，2014年）进行了比较，这些CFD代码是CFL3D（美国国家航空和航天局，美国），FUN3D（美国国家航空和航天局，美国）和NTS（NTS，俄罗斯），如图3.3所示。值得一提的是，三个基准差价合约案例在500C R的范围内以结构化网格进行。 每个CFD情况下有三个数据点，分别在角度为5°，10°和15°上。

图3.3 数值和实验测试结果的对比的流线图

图3.2中的比较显示了具有混合网格的RANS方法准确预测了升力系数，但高估了阻力系数。升力预测的不准确主要是由于数值扩散。RANS方法对阻力系数的估计比CFD基准值高得多，因为混合网格引入比基准情况下应用的结构化网格更大的离散误差。高估数据的结果是由于实验是在流体在剖面形状周围完全湍流的假设前提下，而实际上在剖面形状前缘附近会是有层流和过渡部分（Eleni et al。，2012）。

通过使用完全结构化的网格，较大的域或更高级的CFD方法（如大涡模拟或直接数值模拟（DNS）），可以提高阻力系数的准确性。然而，这些改进在计算资源和时间上是相当昂贵的。由于阻力系数是一个相对较小的值，且对法向力系数的影响比升力系数对法向力系数的的影响小很多，缩所以这里我们接受0°~15°范围内角度的阻力系数的误差。

前文所提供的验证证明了RANS方法对NACA系列的可用性。对于IFS系列，在Thieme（1965）的文献中仅发现了低雷诺数结果。对于可这些数据能受低雷诺数影响，所以对IFS系列的验证未执行。由于NACA和IFS系列均采用流线型型材，所以对于该方法适用于IFS系列的假设是合理的。然而，文献中没有系统的几何形状和楔尾舵的验证数据。楔尾系列可能导致在较大的攻角下比NACA和IFS系列发生更强的流动分离，而不会显着改变失速角，这导致使用RANS方法的不确定性。

由于需要考虑实验数据的可用性，验证仅在0°~15°下进行。对于大于15°的攻角，计算结果的不确定性由较少的验证和较强的流量分离引起，特别是对于楔尾系列。阻力系数的准确度也变得越来越重要，因为它法向力系数的影响会越来越大。为了减小这些不确定性，在第四章中，法向力系数的回归公式将基于0°~10°范围内的数据点。结果显示在应用的舵角的全范围内，即0°

全文共12943字，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料

资料编号：[143201]，资料为PDF文档或Word文档，PDF文档可免费转换为Word