Experimental investigation of helicopter-ship dynamic interface

Shipboard operation is one of the most challenging tasks for rotorcraft pilots. In such an operation, due to the combination of moving flight deck, unsteady profile of the environmental wind and flying close to the hangar wall and superstructure of the ship, the velocity field over the deck becomes highly unsteady and turbulent which can negatively affect the performance and handling quality of the rotorcraft and may endanger the safety of the operation. Safety analysis for such demanding missions needs a series of at-sea trials which are inherently hazardous and extremely expensive. Consequently, development of the helicopter-ship Dynamic Interface (DI) simulation is considered a viable solution that reduces the cost and hazards of time-consuming at-sea test campaigns. Towards the development of a high-fidelity Dynamic Interface simulation, scaled experiments are proven to be beneficial and effective by providing reliable data collected from the controlled environment of the wind tunnel. In this research, an experimental setup is developed to investigate the helicopter-ship Dynamic Interface, with the main focus on the aerodynamic interaction between the ship airwake and rotor inflow and its effect on the aerodynamic response of the rotor. Two wind tunnel test campaigns are carried out, each followed by a numerical simulation with the usage of experimental measurements to improve the prediction of aerodynamic loads obtained from a fully-coupled environment. The test setup consists of a 1:12.5-scale model of Simple Frigate Shape 1 and a helicopter model, including the fuselage and a 4-bladed rotor. The first test campaign is divided into two main parts. In the first part, the topology of the flow field over the deck without the presence of the helicopter is investigated in three wind velocities, equivalent of 20, 35 and 50 knot in full scale, and three wind directions, including Headwind, Red15 and Red30. Pressure measurements and Particle Image Velocimetry on the flight deck are performed to characterize the main topology of the flow field over the deck and to understand the effect of the test parameters, namely wind velocity and direction, on the flow structure. Furthermore, Atmospheric Boundary Layer consistent with the coastal area is simulated, to consider the effect of a turbulent wind profile on the ship airwake. In the second part of the test campaign, the helicopter model is placed in a series of points, representative of a typical stern landing trajectory and a vertical descent above the landing spot. The rotor loads are measured at each point using a six-axis balance rigidly mounted inside the fuselage. Furthermore, in a selected number of points, the induced flow over the longitudinal symmetry axis of the rotor, while being immersed in the airwake of the ship, is visualized by means of Particle Image Velocimetry. Then, a nonlinear multi-body model of the experimental rotor is developed to identify a flow distortion element that reconstructs the variation of the rotor induced velocity due to the interaction with the ship airwake. This term is expected to reproduce the steady-state aerodynamic loads of the rotor while the helicopter is moving through the airwake of the ship. The second wind tunnel experiment aims to quantify the unsteady aerodynamic response of the rotor operating in various wind conditions and positions over the deck. This unsteady response reflects in handling qualities and workload of the pilot to maintain the attitude and position of the helicopter while performing a launch or recovery test. Consequently, correct modelling of the unsteady loads over the low-frequency bandwidth of interest is significantly important to obtain a more realistic level of pilot workload in Dynamic Interface simulation. For the purpose of this test campaign, a new helicopter model is designed and manufactured which has a complete swashplate mechanism so that collective and cyclic commands can be applied to trim the aerodynamic loads. Taking advantage of the trim capability, the tests are performed in higher advance ratio with respect to the previous campaign. Furthermore, a "Dynamic Landing" manoeuvre is tested in which the helicopter is approaching the deck with a constant velocity, while the controls are applied to maintain the trim condition. Five wind conditions are selected, including Headwind with the velocity of 20 and 35 knot, Red30 with 20 and 25 knot and Red60 with 20 knot, all represented in full-scale values. After trimming the rotor loads at each test point, the time history of the aerodynamic loads is measured to be used for the unsteady assessment. Finally, the measured loads are employed to design the stochastic filters, based on the Autoregressive modelling technique, to reproduce the experimental spectra across the bandwidth of interest. Furthermore, one-way coupled simulation is performed by implementing the unsteady airwake of the isolated-ship, obtained from a time-accurate Computational Fluid Dynamics simulation, in the multibody simulation environment. Power Spectral Densities and unsteadiness of the aerodynamic loads obtained from the stochastic filters are compared with those from the experiment and simulation based on the one-way coupling approach.

Le operazioni appontaggio su nave rappresentano uno dei compiti più impegnativi per i piloti di elicottero. In tali operazioni il campo di velocità sul ponte può divenire altamente complesso e turbolento influendo negativamente sulle prestazioni e sulla qualità del pilotaggio dell'aeromobile sino ad arrivare a mettere in pericolo la sicurezza delle operazioni. Questo avviene a causa dell’effetto combinato del movimento del ponte di volo, del profilo di velocità del vento atmosferico e dall’interferenza generata dal volo vicino alla parete dell'hangar e alle sovrastrutture della nave. L'analisi della sicurezza di missioni così impegnative richiede una serie di prove in mare, spesso intrinsecamente pericolose, ed estremamente costose. Di conseguenza, lo sviluppo delle simulazioni per la definizione dell’interfaccia dinamica (DI) elicottero-nave è considerato una soluzione praticabile, potenzialmente in grado di ridurre i costi e i rischi delle lunghe campagne di test in mare. Per lo sviluppo di una simulazione di interfaccia dinamica ad alta fedeltà, gli esperimenti in scala si sono dimostrati utili ed efficaci fornendo dati affidabili raccolti nell'ambiente controllato della galleria del vento. In questa ricerca, viene sviluppata una configurazione sperimentale per studiare l'interfaccia dinamica elicottero-nave, con particolare attenzione alle interazioni aerodinamiche tra la scia vorticosa della nave e quella generata dal rotore e all’effetto che tali interazioni hanno sulla risposta aerodinamica del rotore. La ricerca riporta i risultati di due campagne di test in galleria del vento, ciascuna seguita da simulazioni numeriche basate sui risultati sperimentali e aventi l’obiettivo di migliorare la previsione dei carichi aerodinamici ottenuti sfruttando una ambiente come quello della galleria dove l’aerodinamica risulta naturalmente completamente accoppiata. La configurazione di prova consiste in un modello in scala 1:12.5 di Fregata Simple Shape 1 e un modello di elicottero, composto dalla fusoliera e un rotore a 4 pale. La prima campagna di test è divisa in due parti principali. Nella prima parte, la topologia del campo di moto sul ponte della nave senza la presenza dell'elicottero è stata studiata per tre velocità del vento, equivalenti a 20, 35 e 50 nodi in scala reale, e tre direzioni del vento, tra cui Headwind, Red15 e Red30. Le misure di pressione e la particle image velocimetry sul ponte di volo sono state eseguite per caratterizzare la topologia principale del campo di moto sul ponte e per comprendere l'effetto dei parametri di prova, ovvero velocità e direzione del vento, sulla struttura del flusso stesso. Inoltre, è stato simulato in galleria lo strato limite atmosferico coerente con l'area costiera, per tener conto dell'effetto di un profilo del vento turbolento che impatta sulla nave. Nella seconda parte della campagna di test, il modello di elicottero è stato posizionato in una serie di punti, rappresentativi di una tipica traiettoria di atterraggio di poppa e di una discesa verticale sopra il punto di atterraggio. I carichi del rotore sono stati misurati in ogni punto utilizzando una bilancia a sei assi montata rigidamente all'interno della fusoliera. Inoltre, in un numero selezionato di punti, il flusso indotto sull'asse di simmetria longitudinale del rotore immerso nella scia della nave, è stato visualizzato attraverso la Particle Image Velocimetry. Utilizzando un modello multicorpo non lineare del rotore provato in galleria è stato possibile identificare la distorsione del flusso capace di ricostruire la variazione della velocità indotta dal rotore dovuta all'interazione con la nave. Questo termine permette di riprodurre i carichi aerodinamici stazionari del rotore mentre l'elicottero si muove attraverso le diverse posizioni vicino al ponte della nave. Il secondo esperimento in galleria del vento aveva invece l’obiettivo di quantificare la risposta aerodinamica instazionaria del rotore operante in varie condizioni di vento e posizioni rispetto al ponte. L’instazionarietà, infatti, ha un impatto significativo sulle qualità e sul carico di lavoro del pilota per mantenere l'assetto e la posizione dell'elicottero durante l'esecuzione di decollo o atterraggio. Di conseguenza, la corretta modellazione dei carichi instazionari alle basse frequenze risulta molto importante per poter ottenere una valutazione più realistica del carico di lavoro del pilota durante le simulazioni di interfaccia dinamica. Ai fini di questa campagna di test, è stato progettato e prodotto un nuovo modello di elicottero con un piatto oscillante completo in grado di modificare il passo collettivo e i passi ciclici per ottenere i carichi aerodinamici richiesti. Sfruttando tali capacità, è stato possibile eseguire le prove a rapporti di avanzamento più elevati rispetto alla campagna precedente. Inoltre, sono state effettuate prove di "Dynamic Landing" per verificare cosa accade durante una manovra durante la quale l'elicottero si avvicina al ponte con una velocità costante, mentre mantiene i comandi in posizione per mantenere l’assetto. In questo caso sono state selezionate cinque condizioni di vento, tra cui vento frontale con la velocità di 20 e 35 nodi, Red30 con 20 e 25 nodi e Red60 con 20 nodi. Dopo aver equilibrato i carichi del rotore per ogni punto di prova, è stata misurata l’evoluzione temporale dei carichi aerodinamici comparandola con quella dei test precedenti. Inoltre, i carichi misurati sono stati impiegati per progettare dei filtri stocastici, basati sulla tecnica di modellazione autoregressiva, per riprodurre gli spettri di carico sperimentali nella banda di interesse. Infine, sono state sviluppate simulazioni multicorpo del rotore basate sull’utilizzo del campo di moto predetto per la nave isolata basato sui risultati di un modello di fluidodinamica computazionale. Le densità spettrali di potenza e le instazionarietà dei carichi aerodinamici ottenuti utilizzando i filtri stocastici sono state confrontate con quelle dell'esperimento e della simulazione numerica.