艦面流場下的直升機平衡特性分析

徐廣，胡國才，陶楊，王允良

(海軍航空工程學院飛行器工程系，山東煙臺264001)

0 引言

艦面流場即艦載直升機的飛行環境，是直升機-艦動態配合的直接影響因素，對直升機的動力學建模、平衡特性研究以及飛行仿真都有及其重要的影響?！皯彝！备M是直升機著艦過程中的重要環節。在艦面懸停過程中，保持直升機在艦面流場環境下的平衡尤為重要。在艦載環境下，綜合考慮海情、艦船運動、甲板上層建筑等因素的影響，艦面流場變得復雜多變，造成了直升機安全起降、懸停作業的困難。不少學者對不同流場環境對直升機飛行特性的影響做了研究，如Labows［1］通過實驗測試了側風經過機庫后形成的流場環境對黑鷹直升機懸停平衡操縱量的影響。Horn等［2］通過 CFD(Computational Fluid Dynamics)軟件模擬計算了城市建筑流場，并結合飛行員模型研究了該流場對直升機起降操縱特性的影響。陳仁良［3］重點考慮了直升機進入、沉浸和退出突風過程中，突風對飛行特性的影響，并計算了整個過程中直升機對離散突風的響應。李軍亮等［4］研究了側風條件下的直升機懸停配平，并計算了不同風速和風向角下的直升機平衡值。

本文為研究艦面流場環境對直升機平衡特性的影響，先采用CFD流體仿真軟件模擬計算某直升機母艦甲板上方的流場，再將流場中的風速疊加到直升機旋翼與其他部件中去，形成一個適用于艦面流場計算仿真的飛行動力學模型，最后對該模型進行配平和響應計算，研究分析艦面流場對直升機平衡特性的影響。

1 艦面流場仿真

以某型艦船為例，計算其艦面甲板上方的流場。對艦上建筑與部件的形狀作適當簡化，忽略對艦面流場影響較小的建筑與部件。對母艦甲板上方流場的CFD計算，通過 FLUENT有限體積法求解器完成。

以迎艦艏偏30°方向，大小為15 m/s的定常風經過艦面高層建筑后在艦面甲板上方形成的流場環境為例，選取離艦面停機坪上方約5 m處的區域作為直升機懸停跟進的位置。

計算結果表明，該流場縱向氣流和橫向氣流的分布較為均勻，垂向氣流的變化幅度較大。該位置水平面處的垂向流場分布如圖1所示。經大量研究表明，該下沖氣流是海風經高層建筑后由于陡壁效應引起的，是艦面流場環境下影響直升機安全起降和平穩飛行的重要因素，本文重點研究該氣流對直升機平衡特性的影響。

圖1 停機坪流場水平面垂向氣流分布Fig.1 Vertical flow distribution in parking apron

2 直升機動力學模型

本文在一個高階非線性飛行動力學模型［5-6］的基礎上，考慮流場因素的影響，建立一個適用于艦面流場的直升機動力學模型。旋翼模型以葉素理論為基礎，采用等圓環面積法劃分葉素;氣動力模型方面，采用準定常非線性氣動力模型;在槳葉運動方面采用了旋翼槳葉揮舞擺振耦合的剛性槳葉二階動力學模型;旋翼入流采用動態入流理論［7］;機身、平尾和垂尾的氣動載荷采用關于迎角、側滑角和馬赫數的查表函數的形式求得。尾槳采用簡單的Bailey模型［8］進行計算。

同時，由于流場的非線性、不均勻性等特點，會對直升機各部件的氣動載荷分布產生變化。由于槳葉直徑遠大于流場尺度，槳葉不同分段處的流場風速各不相同，其梯度變化也較大，對葉素氣動載荷計算結果的影響不可估量，對整體旋翼的氣動載荷造成了影響，因此，本文采用了一種旋翼空間離散模型，從槳葉剖面的相對氣流速度項出發，將旋翼的前進比細化為每片槳葉不同分段位置處的當地前進比，在當地前進比中考慮當地的流場風速矢量，從而修改了對槳葉任意葉素剖面氣流速度的計算公式，計算得到了流場中的旋翼氣動載荷。流場對機身、尾翼和尾槳模型的影響可采用簡化的方法，將各自部件重心位置處的流場風速矢量疊加到部件的相對速度中即可。

由此得到直升機的非線性狀態方程組:

3 平衡特性分析

3.1 配平計算

本文采用了UH-60A黑鷹直升機作為樣例直升機，所有仿真均以直升機在流場中的配平值作為初始值，因此，首先對其進行艦面流場環境下的配平計算。為提高配平計算效率，本文采用了一種嵌入式LM算子的粒子群算法［9］。

以迎艦艏偏右舷30°方向，大小為15 m/s的海風經過艦面高層建筑后在艦面甲板上方形成的流場環境為例，采用對應的CFD仿真計算結果。同時，為分析艦面流場對直升機平衡特性的影響，以直升機在對應的陸基常值風條件下的計算結果作為對比。此外，直升機動力學模型的不同也會對結果產生影響。因此，本文在仿真中選取了旋翼離散模型(以葉素在不同位置處的風速作為當地氣流速度)和無離散模型(以旋翼中心處的風速作為旋翼所有葉素的氣流速度)兩種模型作對比驗證。

3.2 流場對旋翼入流的影響

圖2給出了第1片槳葉徑向分段的葉素在不同槳葉方位角位置處的垂向氣流速度Vcx。由圖可知，葉素的垂向氣流速度分布隨著槳葉方位角變化，呈現出不規則圓頻率曲線的趨勢。內段葉素氣流速度更接近槳盤中心，分布也更為均勻，隨著葉素由內段到外段，氣流速度的變化幅度和分布的隨機性也隨之增大。

圖2 葉素垂向風速分布圖Fig.2 Blade element vertical velocity distribution

圖3 給出了葉素入流Vrl的變化，以旋翼無離散模型計算的入流速度作為對比。葉素的入流取決于旋翼入流模型和葉素氣流速度的影響，本文采用了動態入流模型，兩種模型是一致的。在氣流場方面，無離散模型中所有葉素處的氣流速度均取自旋翼中心處，因此，其入流速度呈現的是標準的圓頻率曲線。而在旋翼離散模型中，由圖2可以看出，葉素氣流的分布存在非線性、不均勻等特性，基于此，該模型中的葉素入流并不規則，且離旋翼中心越遠的葉素入流與圓頻率曲線差距越大。

圖3 葉素入流分布Fig.3 Blade-element inflow distribution

3.3 流場對旋翼載荷和功率的影響

圖4 和圖5分別給出了單片槳葉的拉力Fdp和旋翼的拉力Fxy隨槳葉方位角的變化趨勢。由于UH-60A直升機是4片槳葉對稱分布，平衡狀態下的旋翼拉力也是對稱分布的，因此，圖5只給出了1/4旋翼旋轉周期的旋翼拉力。陸基流場和艦基流場兩種環境下的槳葉拉力相差較大，這是由于海面自由風經過艦面甲板上方的高層建筑后，改變了氣流場的結構，從而影響了槳葉和旋翼的氣動力。旋翼離散模型計算的單片槳葉拉力和旋翼拉力在與無離散模型計算的對比中，槳葉旋轉一周的平均拉力非常接近，其中后者隨槳葉方位角的變化趨勢與定常風場環境下的旋翼拉力較為相似，而前者的變化趨勢略有不同，幅度較前者要劇烈一些，表明旋翼氣動載荷受流場因素的影響較為明顯，尤其是槳盤上垂向氣流的不均勻分布影響了旋翼周向位置上的拉力分布，不能簡單地用旋翼中心處的氣流替代。旋翼離散模型在旋翼垂向載荷計算方面顯然更能體現艦載環境的特點，計算結果也是更為準確的。

圖4 單片槳葉拉力Fig.4 Single blade thrust

圖5 旋翼拉力Fig.5 Main rotor thrust

圖6 給出了旋翼功率Pxy隨槳葉方位角的變化趨勢。

圖6 旋翼功率Fig.6 Main rotor power

由圖可知，相較于旋翼拉力，旋翼功率隨著槳葉方位角的變化較為平緩，而旋翼的功率主要由旋翼扭矩決定，槳葉切向載荷又是扭矩的主要影響因素，這表明槳葉切向氣動載荷受氣流場的影響不大。陸基和艦基環境在流場方面的差異在上文中已進行了詳細分析。實際上，由于槳葉處于高速旋轉中，葉素在氣流場中的切向氣流速度相較于槳葉轉速而言對氣動力的貢獻較小，甚至可忽略不計。但是由于垂向氣流分布的區別造成了旋翼整體氣動載荷的區別，從而導致兩種模型在旋翼扭矩和功率的計算上存在著細微差距，但在旋翼切向氣動載荷計算方面，兩種模型計算的區別不大。

3.4 流場對機體姿態的影響

直升機的平衡狀態一般是指旋翼旋轉周期下的平均加速度為零。實際上，由于旋翼在每個方位角處的載荷不同，導致機體在每個時刻下均存在加速度，隨著時間的延長和誤差的積累，會造成機體姿態的變化，影響直升機的平衡。

圖7給出了機體姿態角加速度隨槳葉方位角的變化趨勢，并與旋翼無離散模型的計算結果進行了對比。由圖可知，平衡狀態下兩種模型計算的角加速度數量級均較小，且周期平均角加速度均接近于零。

圖7 機體姿態角加速度Fig.7 Attitude angle acceleration

圖8 給出了直升機機體偏航角速率隨時間的響應。

圖8 機體偏航角速率響應Fig.8 Response of yaw rate

由圖8可知，隨著加速度的積累，仍不可避免地破壞了直升機姿態的平衡。其中，旋翼離散模型的姿態角速率變化較快，實際上，由于機體加速度的積累，機體姿態逐漸偏離平衡狀態，不同時刻下同一處葉素在空間流場中位置是不同的，從而導致每一時刻下的葉素入流也存在差異，影響了模型的氣動載荷。旋翼無離散模型由于將旋翼所處的氣流場視為同一風速，尚不明顯，而旋翼離散模型中，艦面流場氣流的不均勻分布加劇了這一影響，導致姿態角速率在響應的后期發散加快。三個姿態方向的相互耦合加速破壞了機體的平衡，進一步加劇了機體姿態偏離初始平衡狀態。這就對直升機在艦面流場環境下的操縱提出了更高的要求，需要開發適用于艦載環境的飛行控制系統維持直升機在母艦甲板上方懸停過程中的姿態穩定，以配合下一步直升機著艦的過程。

4 結論

(1)建立了某型艦船的CFD仿真模型，通過數值仿真，得到了不同環境條件下的母艦甲板上方的流場分布。由分析可知，由于機庫等高層建筑的存在改變了流場的結構，在甲板上方形成了下沖氣流，因此會對直升機的懸停、起降和空中作業產生嚴重的影響。

(2)建立了適用于艦載環境的直升機飛行動力學模型，考慮了旋翼徑向與流場尺度的關系，對旋翼槳盤進行了離散計算，將流場氣流速度通過旋翼分段的位置疊加到每一處葉素中，修正了葉素的氣動載荷計算公式。

(3)通過對旋翼入流、載荷和功率的分析，表明艦面流場在直升機旋翼處的垂向氣流分布是不均勻的，對槳葉和旋翼垂向載荷的影響較為明顯。通過對機體姿態響應的分析，表明艦面流場環境對直升機機體姿態的影響是巨大的，其流場特性決定了保持機體姿態平衡的困難度，亟待開發一種適用于艦載環境的飛行控制系統。

［1］ Labows S J.UH-60 blackhawk disturbance rejection study for hover low speed handling qualities criteria and turbulence modeling［D］.California:Naval Postgraduate School，2000.

［2］ Horn JF，Keller JD，Whitehouse GR，et al.Analysis of urban airwake effects on heliport operations at the chicago children’s memorial hospital［R］.Report for Illinois Department of Transportation，2001.

［3］ 陳仁良.直升機對離散突風的響應［D］.南京:南京航空航天大學，1988.

［4］ 李軍亮，胡國才，王浩.側風對艦載直升機懸停性能的影響［J］.海軍航空工程學院學報，2010，25(2):129-132.

［5］ Howlett J J.UH-60A black hawk engineering simulation program［R］.NASA-CR-166309，1981.

［6］ Kim F D.Formulation and validation of high-order mathematical models of helicopter flight dynamics［D］.Maryland:University of Maryland，1994.

［7］ Pitt D M，Peters D A.Theoretical prediction of dynamic inflow derivatives［J］.Vertica，1981，5(1):21-34.

［8］ Bailey F J.A simplified theoretical method of determining the characteristics of a lifting rotor in forward flight［R］.NASA-TR-716，1941.

［9］ Xu G，Hu GC，Chen JF.A new PSOalgorithm LM operator embedded in for solving systems of nonlinear equations［C］//Sixth International Conference on Intelligent Human-Machine Systems And Cybernetics.Hangzhou:IEEE Computer Society，2014:142-145.