李軍亮，胡國才，王 浩

（1.海軍航空工程學院 a.研究生管理大隊；b.飛行器工程系，山東 煙臺 264001；2.海軍裝備部，北京 100841）

艦載直升機是以艦船為活動基地并能遂行各種作戰(zhàn)任務的直升機。隨著現(xiàn)代海戰(zhàn)向立體化、多層面發(fā)展，各國海軍迫切需要掌握海上制空權。由于艦載直升機在海上擔負偵察、搜救、運輸、反潛、兩棲突擊、空中預警，以及電子戰(zhàn)、水雷戰(zhàn)等多種使命，它的作用日益突出。

但是艦載直升機是以艦船為基地，主要在海上活動，其使用環(huán)境與陸用直升機有明顯不同。海上風浪頻繁、氣候多變、艦船航行還會引起相對風力。大風容易引起直升機槳葉揮舞擺振，造成起動或停轉困難。據(jù)美國安全中心統(tǒng)計，艦載直升機危及飛行安全的因素，造成事故大約是宇航員的5倍，轟炸機飛行員的10倍，民航飛行員的54倍[1]。

為確保艦載直升機的飛行安全，文獻[2-4]綜合考慮直升機艦上起降的特點及其影響因素，通過分析不同飛行狀態(tài)下迎角、滾轉角、總距、周期變距及尾槳距的限制，制定了比較嚴格的理論風限圖的計算條件。本文將研究不同方向和大小的側風對直升機懸停性能的影響，確定某型艦載直升機懸停時的風限。

1 側風條件下的直升機飛行動力學模型

1.1 風向的定義和選取

直升機相對空氣速度AV，風速WV 及直升機相對地面的速度 VK之間的關系為[5]VK=VA+VW。假如側風為水平風，風定義風向如圖1所示。

圖1中 Oxdydzd為地軸系，箭頭表示風向，定義風速方向與Xd間的夾角為ξ （右側風時為正），圓周半徑為風速大小，則風速 VW在 Xd、Zd上的分量：

直升機空速在地軸系的分量為Vxa、Vya、Vaz，則其在側風條件下體軸系的對地速度為

式中：TDF為地軸系到體軸系的轉換矩陣。同樣可以再通過坐標轉化的方式，將體軸系上的速度和角速度轉化到槳軸系。

1.2 旋翼氣動力模型

假定旋翼槳葉為當量鉸帶彈簧約束的剛硬直槳葉，計入預錐角和預掠角，槳葉的扭轉方向及操縱線系剛硬。假設當量鉸外伸量為e，第k 片槳葉的揮舞角為βk、方位角為ψk（尾槳方向為0°），直升機定直前飛時，相對槳葉剖面r1的氣流速度為

式中：uT、up分別為垂直和平行于槳轂平面的氣流速度；μ為前進比；λ為旋翼誘導速度；αs為旋翼平面與飛行速度間夾角，上標“?”表示無因次量。

定直前飛的平衡計算中，誘導速度采用非均勻分布：

采用定常入流模型，誘導速度應滿足以下平衡方程[6]：

式中：L為增益矩陣（見文獻[6-7]）；CT為旋翼拉力；CL為旋翼氣動滾轉力矩系數(shù)；CM為旋翼氣動俯仰力矩系數(shù)。

設剖面迎角α，升力線斜率為a，阻力系數(shù)為cd0，剖面弦長b，旋翼半徑R，大氣密度ρ，則根據(jù)升力線理論，槳葉微元的升力和阻力分別為：

分解到槳葉活動坐標系上，得

將上述關系代入式(7)、(8)，得

得到槳葉微元的升力和阻力后，就可以方便地導出槳轂氣動力和氣動力矩[8-9]：

定常入流方程(6)中的旋翼拉力系數(shù)CT、滾轉力矩系數(shù)CL及俯仰力矩系數(shù)CM，可分別由經(jīng)過無因次化得到。

把槳轂的氣動力和氣動力矩轉換為對機體質(zhì)心的氣動力和氣動力矩，與其他旋翼力和力矩合成為旋翼對機體產(chǎn)生的力和力矩。尾槳產(chǎn)生的力和力矩可以由同樣方法得到。機身（含平尾和垂尾）的力和力矩由風洞試驗得到。

1.3 懸停平衡方程

在機體坐標系下，直升機飛行動力學方程為：

式中：Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz分別為作用在直升機上的力和力矩在體軸系中的分量。

對直升機而言，力和力矩分別來自直升機重力、旋翼、尾槳、機身（含平尾和垂尾），即

式中：?、φ分別為直升機俯仰、滾轉姿態(tài)角；下標MR、TR、F分別表示旋翼、尾槳、機身。

當直升機穩(wěn)定平飛時，作用在直升機的合力和合力矩為零。該模型是一個復雜的非線性系統(tǒng)，系統(tǒng)的狀態(tài)變量比較多，且一些狀態(tài)變量相互隱含，給求解帶來了很大的困難。目前，只能借助于數(shù)值模擬的手段對系統(tǒng)的運動特性進行分析研究。本文采用牛頓法求解。

2 計算結果及分析

直升機保持懸停的狀態(tài)下，假定側風風速5～35 m/s（間隔5 m/s），風向0～2π（間隔π/4），計算結果如圖2至圖7所示。

圖2 總距隨風速矢量的變化

圖3 橫向周期變距隨風速和風向的變化

圖4 縱向周期變距隨風速和風向的變化

圖5 尾槳總距隨風速和風向的變化

圖6 滾轉角隨風速和風向的變化

圖7 俯仰角隨風速和風向的變化

軍用直升機飛行品質(zhì)規(guī)范規(guī)定[10]，直升機應該可以在駕駛員操縱量較小的情況下，在小于16 m/s的相對于航向任意方向的風速中懸停。從圖2至圖7可以看出當風速小于15 m/s時，總距、橫向周期變距、縱向周期變距及尾槳槳距的變化都比較小，這和文獻[10]的規(guī)定是一致的。風速大于15 m/s時，各個操縱量隨風向的變化范圍比較大。文獻[3]給出了樣機在側風中操縱量的最大操縱范圍和安全操縱范圍，見表1。

表1 樣機操縱范圍

由圖2至圖7可以看出直升機在處于懸停狀態(tài)時，風速和風向變化對直升機縱向周期變距和橫向周期變距的變化影響不大，其操縱量都在文獻[3]規(guī)定的范圍之內(nèi)。但是風速較大時，不同風向?qū)ξ矘挠绊懕容^大：當風速為30 m/s 且從正左側吹來時，尾槳的操縱量為39.82o接近了尾槳操縱的安全極限；當風速為35 m/s 且從正左側吹風時，尾槳的操縱量為43.01o超過了文獻[3]中規(guī)定的尾槳操縱的最大范圍41.85o（見表1）。

3 結論

研究表明，某型艦載直升機在側風中懸停風速小于15 m/s時，直升機的總距、橫向周期變距、縱向周期變距以及尾槳槳距的操縱量比較小，風向變化對操縱量影響不大。風速大于15 m/s時風向變化對直升機的操縱影響比較大，尤其是風向為正左側（ξ為3π/2）時直升機的尾槳操縱量最大，當風速達到30 m/s 風向正左側時尾槳的操縱量為39.82o達到了尾槳安全操作極限，說明該型艦載直升機在側風中懸停時最大風速不得超過30 m/s。

[1]趙維義,王占勇.艦船空氣尾流場對直升機著艦的影響研究[J].海軍航空工程學院學報,2007,22(4):435-438.

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[8]胡國才,李軍亮,柳泉.直升機旋翼及粘彈減擺器定常響應計算[C]//第二十五屆全國直升機年會學術論文集,2009,405-410.

[9]曹義華.直升機飛行力學[M].北京:北京航空航天大學出版社,2005:61-70.

[10]軍用直升機飛行品質(zhì)規(guī)范[M].北京:航空工業(yè)出版社,1990.