趙 俊，馬東林，劉紀福，羅 駿

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

艦載直升機是能夠在艦船上起降、停留和維護保障，并能長期駐艦使用的直升機的統(tǒng)稱。由于當前水面艦艇所面臨的水下威脅日益嚴峻以及海洋資源勘探不斷深入，艦載直升機在軍事和國民經(jīng)濟領域的地位不斷提升。然而，從直升機上艦之初，其較高的事故發(fā)生率就引起了廣泛的關注。據(jù)美國安全中心統(tǒng)計數(shù)據(jù)顯示，艦載直升機飛行事故發(fā)生率約為宇航飛行器的5倍、軍用飛行器的10倍、民航飛行器的54倍[1]。而從飛行員的反饋來看，艦艉流場對直升機的干擾是引起著艦失敗的重要原因。因此，直升機著艦過程中的飛行安全邊界問題一直是研究人員關注的重點和熱點[2-4]。

在早期研究中，研究人員側(cè)重于分析艦艉流場對直升機的氣動干擾特征。Narducci等[5]基于OVERFLOW求解器，采用動量源模型對V-22/LHD耦合流場進行了數(shù)值模擬研究，并與海上實測結(jié)果進行了對比。結(jié)果顯示，該方法可以較好地模擬耦合流場的速度分布，表明了動量源模型在機/艦耦合流場模擬中的有效性。隨后，Lee等[6-7]采用嵌套網(wǎng)格技術對旋翼進行實體建模，開展了機/艦耦合流場非定常特性的模擬，首次從艦船結(jié)構設計的角度指出，當艦載直升機靠近機庫門時，旋翼的周期性尾跡會使得機庫門產(chǎn)生交變載荷，可能導致機庫門結(jié)構出現(xiàn)疲勞問題。隨著研究的深入，研究人員開始關注艦艉流對直升機飛行特性的影響，并將基于操縱余量獲得的艦載直升機風限圖作為直升機飛行安全邊界的重要評判準則。Bogstad[8]和Roper[9]等采用定常CFD求解的方式獲得艉流場數(shù)據(jù)，并將其用于直升機飛行特性計算。計算結(jié)果較好地反映了真實條件直升機操縱余量的變化。Lee等[10]以全尺寸的LHA艦船和UH-60A直升機為組合模型，采用CFD求解器PUMA2，研究了“直通式”甲板流場對直升機飛行特性的影響。盡管艦船艉流的模擬相對簡單(無粘控制方程)，但從結(jié)果卻可清晰地看出艦艉流對于飛行員操作的強干擾作用。國內(nèi)的楊俊[11]對定常艉流場影響下的常規(guī)共軸直升機平衡特性進行了初步研究，獲得了不同風速及風向角情形下共軸直升機操縱量的變化規(guī)律。上述研究為分析直升機著艦飛行安全邊界提供了良好的基礎。然而，在這些研究中，更側(cè)重于分析直升機在典型位置處的操縱量，直升機著艦路徑對飛行特性的影響研究則涉及較少，使得上述研究成果在指導實際著艦飛行時仍存在不足。

鑒于此，本文擬開展著艦路徑對艦載直升機飛行特性的影響研究。首先，建立適合于著艦飛行研究的直升機飛行力學模型，構建CFD向飛行力學計算的數(shù)據(jù)傳遞策略，從而形成一套適用直升機/艦船動態(tài)界面數(shù)值分析的方法；然后，基于該方法，研究了著艦過程中直升機在典型位置處的平衡特性，并進一步對比分析了不同著艦路徑下直升機風限圖的變化特征，以期望得出一些對直升機著艦分析有價值的結(jié)論。

1 直升機著艦飛行特性數(shù)值分析方法

1.1 基于分離渦模型(DES)的高精度艦船流場數(shù)值方法

氣流流經(jīng)艦船上層建筑時會在其銳緣發(fā)生流動分離，從而在艦船附近形成包含不穩(wěn)定剪切層、大尺度渦結(jié)構等特征的復雜流場，對其進行高精度模擬，獲得高置信度的艉流場數(shù)據(jù)是開展直升機著艦飛行特性研究的前提。從國外數(shù)值研究來看，DES方法能夠較好地捕捉艦船流場特征，因此本文采用該方法來對艦船流場進行數(shù)值模擬。該方法的基本思想是在艦船邊界層內(nèi)采用雷諾平均N-S方程(RANS)進行求解，而在湍流充分發(fā)展區(qū)域采用大渦模擬(LES)進行求解。

在DES方法中，通過將當?shù)鼐W(wǎng)格尺度與RANS計算得到的網(wǎng)格中心到壁面的法向距離進行比較來進行 RANS 方法和LES方法之間的轉(zhuǎn)換。DES方法中的長度尺度可以定義為：

(1)

式中：CDES為常數(shù)，在本文艦船流場計算中可取CDES=0.65；Δ為網(wǎng)格單元的特征尺度，Δ=max(Δx,Δy,Δz)。當dRANSCDESΔ時，則采用LES方法進行求解。

依據(jù)Polsky等人[12]的研究成果，本文選取k-ωSST 湍流模型以提高RANS方法對于艦船邊界層流動的模擬精度。在應用k-ωSST 湍流模型時，還涉及到k和ω的選取，其初始值可根據(jù)湍流強度I以及湍流尺度l來確定：

(2)

1.2 CFD向飛行動力學模型的數(shù)據(jù)傳遞策略

常規(guī)直升機飛行動力學模型已比較成熟，本文不再對其建模進行具體描述。此處將重點介紹CFD向飛行動力學模型的數(shù)據(jù)傳遞策略。本文基于“單向耦合”思想建立直升機著艦飛行特性數(shù)值分析方法。在該方法中，旋翼和機體被離散為若干氣動計算點，如圖1所示。其中，每片槳葉上有10個氣動計算點，機身、平尾、垂尾、尾槳各一個，共44個氣動載荷計算點，通過向各點導入流場數(shù)據(jù)來模擬艉流場對直升機的干擾。

圖1 直升機氣動載荷計算點示意圖

以槳葉微段為例，假設在時刻t0，艉流場的瞬時速度場為Wgust(t0，uG0，vG0，wG0)，槳葉微段在槳葉坐標下的坐標為(t0，xb0，yb0，zb0)，旋翼槳轂中心在機體坐標系下的坐標為(xMR，yMR，zMR)，則其在艦船坐標系下的坐標可表示為：

(3)

式中，TRb、THR、TBH、TEB以及TCE分別表示槳葉坐標系到旋翼旋轉(zhuǎn)坐標系轉(zhuǎn)換矩陣、旋翼旋轉(zhuǎn)坐標系到槳轂坐標系轉(zhuǎn)換矩陣、槳轂坐標系到機體坐標系轉(zhuǎn)換矩陣、機體坐標系到慣性坐標系轉(zhuǎn)換矩陣、慣性坐標系到艦船坐標系轉(zhuǎn)換矩陣。

在獲得槳葉微段在艦船坐標系下的位置坐標后，采用距離導數(shù)加權方法對艉流場數(shù)據(jù)進行插值，如下式所示：

(4)

其中：

(5)

式中：s表示槳葉微段中心待插值的速度分量；si為與微段中心相鄰數(shù)據(jù)點的速度分量；(xCi,yCi,zCi)為該相鄰點的位置坐標；di表示該相鄰點到微段中心的距離；α為調(diào)節(jié)距離權倒數(shù)的指數(shù)；n為相鄰數(shù)據(jù)點的個數(shù)。由于在本文的研究中，艉流場數(shù)據(jù)采用結(jié)構網(wǎng)格的形式進行存儲，槳葉微段中心最終會落到數(shù)據(jù)域某個矩形單元內(nèi)，因此n=8。實踐表明，α=2即可保證較高的插值精度。

通過上述插值即可得到微段中心在艦船坐標系下的艉流場擾動速度分量，然后將該速度分量轉(zhuǎn)換到槳葉坐標系下即完成了一次插值過程。轉(zhuǎn)換后微段中心的艉流場速度分量為：

(6)

通過坐標轉(zhuǎn)換將艦船流場速度分量變換到槳葉坐標系下，然后通過線性疊加的方式將艉流場分量以擾動的形式添加到微段氣動計算點，即可計算槳葉微段氣動力，最終獲得旋翼氣動力和力矩。其他部件氣動計算點與此類似，在此不再贅述。通過將槳葉揮舞運動方程與剛體動力學方程聯(lián)立即可得到直升機飛行動力學方程，其簡化形式為：

(7)

式中：t是時間變量；X、U分別為直升機狀態(tài)變量和操縱變量；Wgust為艉流場引起的直升機各部件相對速度。

1.3 基于直升機平衡特性的風限圖計算方法研究

風限圖是指某一艦載直升機/艦船組合，在給定晝夜、海況、起降方式、任務重量等條件下，直升機在其載艦上起降時不同風速、風向的最大安全邊界。本文研發(fā)了一種基于直升機平衡特性的新的風限圖快速計算方法。該方法的基本策略為：對著艦路徑進行離散，選取其中關鍵位置，對不同風向角及風速下直升機的平衡特性進行計算，計算中直升機與艦船保持相對懸停狀態(tài)；與理論風限圖判據(jù)進行對比從而獲得在該位置處的風限圖；在獲得不同位置處的風限圖后，綜合各風速安全邊界，即在同一風向角下取較小的風速值，最終合成的風限圖可視為此著艦路徑下的著艦安全邊界。

一般而言，直升機與不同尺寸艦船進行組合時，其理論風限圖的安全判據(jù)并不相同。本文在UH-60A路基操縱規(guī)范[13]的基礎上，考慮到艉流場的擾動及SFS2艦船后臺階構型對飛行員視野和操縱空間的限制，選定如表1所示的約束條件作為風限圖繪制的判據(jù)。此外，在進行風限圖計算時，還要考慮UH-60A直升機的固有風速限制。例如，旋翼在啟動和停轉(zhuǎn)過程中要求任意方向上的來流速度不超過22.5 m/s，直升機側(cè)飛速度不超過17.5 m/s。

表1 理論風限圖安全判據(jù)

1.4 算例驗證

由于缺乏試驗數(shù)據(jù)，本文以UH-60A /SFS2組合為算例，將直升機載荷計算值與K??ri?[14]的計算結(jié)果進行對比，以驗證本文所建立的直升機著艦飛行特性數(shù)值分析方法的有效性。在該算例中，采用DES方法對SFS2艉流場進行求解，風速為40 kts(20.58 m/s)，風向角為0°。將獲得的艉流場數(shù)據(jù)導入到飛行力學模型中，初始的總距、縱/橫向周期變距值分別為15.25°、2.36°和-2.56°，計算結(jié)果如圖2所示。可以看到，本文計算得到的旋翼時均拉力變化趨勢與Kri[14]的計算結(jié)果基本一致。進一步分析時均拉力可以看出，在移動至著艦域中心(y/B=0.0)過程中，旋翼拉力減小了10%，這也與實際著艦飛行試驗相符。這充分說明了本文所建立的方法的有效性。

圖2 直升機時均拉力系數(shù)變化曲線

2 著艦路徑對艦載直升機飛行特性的影響

2.1 計算模型及網(wǎng)格劃分

本文以UH-60A和SFS2艦船為組合開展著艦路徑對艦載直升機飛行特性影響研究。采用網(wǎng)格生成軟件生成10Ls(長)×8Ls(寬)×6Ls(高)的矩形計算域網(wǎng)格(Ls為艦船長度)。入口及出口邊界分別設定為速度入口和壓力出口條件，艦體為無滑移壁面，海平面及其他計算域表面均設定為滑移壁面。為模擬物面粘性邊界層的作用，在艦體表面生成邊界層網(wǎng)格。邊界層第一層網(wǎng)格厚度為1.5 mm(y+值范圍為25～320)，保證滿足湍流模型計算所使用的壁面函數(shù)的y+條件；邊界層網(wǎng)格增長率為1.1。艦體附近網(wǎng)格尺寸(Δ0/H)約為4.5×10-2，以保證對艦船附近流動特征的精細捕捉；最終SFS2計算模型的總網(wǎng)格數(shù)量為7.2×106。艦船坐標系原點位于甲板與機庫交線的中點上，x軸指向艦尾，y軸指向右舷，z軸垂直甲板指向上方，如圖3所示。

圖3 SFS2計算域網(wǎng)格

艉流場數(shù)據(jù)域長度為1.0L，寬為2.0B，高為2.0H，覆蓋了直升機橫向側(cè)移及在各位置處姿態(tài)變化所經(jīng)歷的空間范圍。其中，L、B、H分別為甲板的長、寬以及機庫高度。艉流場數(shù)據(jù)采用DES方法進行數(shù)值模擬獲得，數(shù)據(jù)時長為30 s。本文主要研究艉流場空間特性對直升機平衡特性的影響，因此還要對非定常艉流數(shù)據(jù)進行時均化處理。為了便于說明，本文采用國外標準海軍術語[15]來描述艦船相對來流方向，即當來流分別從右舷和左舷吹來時，定義為“Green”和“Red”。因此，右舷和左舷30°來流可分別表示為G30、R30 WOD(wind-over-deck)，0°風向角表示為0 WOD。

2.2 典型位置下直升機的平衡特性

直升機在垂直降落到甲板之前，會在著艦點上方約與機庫同高度處(即(0.5L，0B，1H))保持相對懸停以等待艦船運動的靜息期。因此，直升機在該位置處的平衡特性對于分析直升機著艦過程中的操縱余量具有較好的參考價值。圖4計算了此位置處直升機在時均艉流場中配平的操縱量、姿態(tài)角及需用功率隨風速及風向角的變化曲線。圖中正、負風向角分別表示左舷風和右舷風。在所研究的風速及風向角范圍內(nèi)，總距桿量僅在40%～60%間波動(圖4(a))，即飛行員有充足的總距操縱余量來維持高度的穩(wěn)定。這也表明在一般情形下，總距操縱余量對飛行員著艦操作影響較小。此外，從其變化趨勢可以看到，在較小風向角時飛行員需要施加更多的總距桿量以保持垂向受力平衡。

從橫向操縱桿量的變化趨勢(圖4(b))可以看到，對于右舷風，隨著來流速度增大，直升機橫向桿量增加，使得直升機向右滾轉(zhuǎn)幅度加大(圖4(e))；而對于左舷來流，隨著風速增大，橫向桿量逐漸減小(即向左的橫向桿量增大)，導致直升機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)更加向左傾斜。值得注意的是，在右舷風-30°≤WOD≤0°范圍內(nèi)，直升機仍施加了向左的橫向桿量。這是由于尾槳提供了部分向右的側(cè)向力。也正是由于此原因，在相同風速時，右舷風情形下直升機向右滾轉(zhuǎn)的幅度小于左舷風情形下直升機的左傾幅度(圖4(e))。不僅如此，從圖4(e)還可看到，在左側(cè)風情形下，由于來流中的正向側(cè)洗分量會增大尾槳槳葉有效迎角，使得尾槳拉力增大，進而導致機頭左偏，因此隨著風速、風向角增加，直升機配平的腳蹬量增大(使機頭向右偏)；而右側(cè)風情形下腳蹬量的變化趨勢恰好相反，且當風速、風向角增大到一定程度時，出現(xiàn)了負腳蹬操縱，表明在這些情形下飛行員已無法維持機頭朝向的穩(wěn)定。這也意味著，腳蹬余量是限制飛行員著艦操作的重要因素，尤其是在大側(cè)風情形下。

圖4 直升機在時均艦艉流場中的平衡特性隨風速和風向角的變化曲線

由于UH-60A直升機尾槳具有20°傾角，因此尾槳拉力的變化還會對縱向桿量操縱帶來影響。在左舷風情形下，尾槳拉力增大會給直升機附加低頭力矩，飛行員需要施加向后的縱向桿量以抵消這種影響。因此從圖4(c)可以看到，在該風向條件下，隨著風速、風向角增加，直升機配平的縱向桿量逐漸增大，而右舷風情形正好相反。

為了進一步分析上述直升機平衡特性變化趨勢的內(nèi)在原因，圖5給出了0 WOD和G30 WOD情形下z/H=1.0平面內(nèi)的時均橫向速度分量分布云圖，還標示出了旋翼和尾槳的相對位置。在側(cè)風情形下，從機庫迎風側(cè)垂直邊緣形成的擺動剪切層結(jié)構將著艦域劃分為橫向速度區(qū)別較為明顯的兩個區(qū)域，圖中分別標示為Ⅰ和Ⅱ。受剪切層與主流動量交換的影響，區(qū)域Ⅱ內(nèi)的橫向速度明顯小于區(qū)域I，即剪切層對自由來流中的側(cè)洗有顯著的削弱作用。從圖5中還可以看到，在G30 WOD情形下尾槳恰好進入側(cè)洗較強的主流區(qū)I，可以推測，當-30°

圖5 不同風向角下z/H=1.0平面內(nèi)各時均速度分量分布云圖

2.3 不同著艦路徑下直升機風限圖研究

圖6計算給出了直升機分別在著艦點、右舷及左舷上方懸停時的風限圖。由圖4(d)可知，對于右旋直升機，受腳蹬量的影響，其抗右側(cè)風能力顯著弱于抗左側(cè)的風能力。因此從圖6(a)可以看到，即使在著艦域中心，直升機風限圖左、右風速邊界并不對稱，且右側(cè)風速安全邊界要小于左側(cè)情形，尤其在大風向角情形下。此外，在左側(cè)大風向角情形下，限制風限圖風速邊界的主要因素為滾轉(zhuǎn)角。這是由于尾槳提供了部分向右的側(cè)向力，導致在相同風速時，左側(cè)風情形下機身左傾的幅度要大于右側(cè)風情形下機身右傾的幅度。因此，隨著風速及風向角的增大，左側(cè)風情形下機身的滾轉(zhuǎn)角先達到滾轉(zhuǎn)角判據(jù)。盡管如此，風限圖左側(cè)風速安全邊界仍高于右側(cè)，這表明相較于滾轉(zhuǎn)角限制因素，直升機在著艦過程中對腳蹬余量更為敏感。

圖6 直升機在不同懸停位置處的風限圖(UH-60A/SFS2)

當直升機位于右舷上方(圖6(b))，由圖5可知，此時尾槳進入負向側(cè)洗速度較大的主流區(qū)(Ⅰ)，這使得尾槳拉力大幅降低，飛行員需要施加更多的腳蹬量以維持機頭的朝向穩(wěn)定。因此，從整體上看，此位置處風限圖右側(cè)風速安全邊界要小于著艦點上方情形。而當直升機處于左舷上方時，受擺動剪切層與主流動量交換的影響，其尾槳受負向側(cè)洗速度的作用較小。不僅如此，相對于著艦點上方情形，該情形下的尾槳更加遠離主流區(qū)(Ⅰ)，即使在G30 WOD時，直升機尾槳仍位于較小的負向側(cè)洗速度區(qū)(Ⅱ)；而在相同風向角時(例如G30)，著艦點上方情形時的尾槳已進入負向側(cè)洗速度較大的主流區(qū)(Ⅰ)(圖5)。這就使得直升機在左舷上方懸停時風限圖右側(cè)風速安全邊界最大。

基于本文所提出的風限圖快速計算方法，將圖6(a)分別和(b)、(c)進行合成，即可近似表示直升機從右舷/左舷橫向側(cè)移至著艦點上方過程中的風限圖，如圖7所示。可以看到，當右旋直升機從艦船左側(cè)進行橫向側(cè)移時，其風限圖與在著艦點上方保持相對懸停時的風限圖一致。這進一步說明了著艦點上方與機庫相同高度位置處直升機的平衡特性具有較強的代表性。事實上，國外采用虛擬飛行仿真技術繪制理論風限圖時，也會要求飛行員在該位置處保持相對懸停狀態(tài)20 s左右，以其工作載荷作為風速安全邊界的判斷依據(jù)[15]。此外，對比圖7(a)和(b)可以看到，當右旋直升機從艦船右側(cè)進場時，風限圖右側(cè)風速邊界明顯小于從左側(cè)進場情形。由上文分析可知，這主要是由于尾槳氣動環(huán)境不同所引起的。這也意味著，若從直升機操縱余量(尤其是腳蹬余量)的角度出發(fā)，右旋直升機從艦船背風側(cè)(即左舷)進場相對較好。

圖7 直升機分別從左舷和右舷著艦時的風限圖(UH-60A/SFS2)

3 結(jié)論

本文建立了常規(guī)直升機著艦飛行特性數(shù)值分析方法。采用該方法對著艦過程中直升機在典型位置的平衡特性進行了研究，并重點分析了不同著艦路徑下直升機的風限圖特征及其影響機理，得出結(jié)論如下：

1) 本文建立的常規(guī)直升機著艦飛行特性數(shù)值分析方法，能夠準確地計算直升機飛行過程中的平衡特性，較好地實現(xiàn)了飛行力學和CFD方法間的單向耦合，適用于直升機著艦飛行特性研究。

2) 在一般情形下，總距操縱余量對飛行員著艦操作影響較小，而腳蹬余量往往是限制飛行員著艦操作的重要因素，尤其是在大側(cè)風情形下。

3) 若從直升機操縱余量(尤其是腳蹬余量)的角度出發(fā)，右旋直升機從艦船背風側(cè)(即左舷)進場相對較好，此時直升機飛行安全邊界相對較大。