艦艉流時/頻特征對直升機飛行特性影響研究

2021-11-13 01:57:16鄧景輝

西北工業大學學報 2021年5期

鄧景輝

(中國直升機設計研究所, 江西景德鎮 333001)

氣流流經艦船時，在其邊緣發生流動分離，形成大尺度的湍流渦結構，使得著艦飛行過程中直升機、艦船和近艦面空氣流場三者形成的耦合動態界面(dynamic interface)[1-2]具有嚴重的干擾和非定常特征，飛行員必須持續調整操縱桿量輸入以維持直升機姿態的穩定，導致其工作載荷增大；不僅如此，來流受到上層建筑的阻塞作用后，會在其背風側形成范圍較大的低速回流區，受此影響，旋翼拉力會顯著降低，出現所謂的拉力損失現象(thrust deficit)[3]，飛行員還必須增大總距桿量輸入以維持高度穩定，這無疑使得著艦操縱更加復雜。正因如此，艦艉流時/頻特征對直升機飛行特性的影響一直是研究者關注的重點。

早期的研究者主要通過研究孤立流場特征以定性分析艉流場對直升機氣動載荷特征的影響，這對于預測著艦飛行顯然是不足的。隨著CFD技術及計算水平的提升，一些研究者基于“速度耦合”[4-6]的思想，將直升機飛行力學與CFD相結合，發展了可用于著艦飛行研究的機/艦動態界面數值模擬方法。其中，艉流場數據由CFD計算獲得，通過線性疊加的方式導入到飛行動力學模型中。通過該方法，Hodge等[7]成功地模擬了著艦過程中飛行員操縱量變化的時間歷程。然而，由于在該方法中僅考慮了艉流場對直升機的影響(因此也稱為“單向耦合”)，對于直升機近艦面的強耦合現象(例如環流)無法模擬。正因如此，研究者又提出了“雙向/速度耦合”法，即首先進行機/艦耦合流場的模擬，再將干擾流場信息傳遞至飛行動力學模型中。Alpman等[8]采用動量源模型對機/艦動態界面進行了模擬，成功捕捉到了旋翼與機庫間的環流現象。Bridge等[9]則綜合分析了無耦合、單向耦合以及雙向耦合對著艦飛行過程中操縱載荷的影響。結果發現，相較于單向耦合，在大部分位置上雙向耦合對計算結果精度并沒有實質性的提升。

由于機/艦動態界面數值模擬對CFD方法、飛行動力學模型及計算機性能均有較高的要求，國內在該領域的研究起步較晚，但也取得了一些有價值的成果。孫鵬等[10]基于FLUENT軟件對不同風向角情形下的旋翼/艦船氣動干擾特征進行了研究，并分析了艦船流場干擾對槳盤拉力分布的影響。孫傳偉、章曉冬等[11-12]研究了艦船流場對直升機操縱量的影響，初步分析了直升機進入著艦域后的操縱策略。楊俊[13]進一步研究了艦艉流場對共軸雙旋翼直升機操縱量的影響，并定性地分析了共軸雙旋翼直升機操縱量、姿態角對風速及風向的敏感性。上述研究對于認識直升機著艦時的氣動及飛行力學特性有良好的價值，然而這些研究側重于分析著艦過程中飛行員操縱量的變化規律，對于艉流場對直升機的作用機理以及各因素對著艦操縱影響程度等問題的研究則涉及較少。鑒于上述原因，本文開展直升機/艦船動態界面數值方法及非定常干擾機理研究。首先，建立適合于著艦飛行研究的直升機飛行動力學模型，構建CFD與飛行動力學間的數據傳遞策略，從而形成一套直升機/艦船動態界面數值分析的方法。然后，基于所建立的方法，分別從直升機平衡特性及非定常氣動載荷的角度分析著艦過程中的操縱余量及飛行員的工作載荷變化特征，以揭示直升機/艦船動態界面的干擾機理。

1 直升機/艦船動態界面數值分析方法

1.1 基于分離渦模型(DES)的高精度艦船流場數值方法

艦船流場包含不穩定剪切層、大尺度脫落渦結構等非定常特征，對其進行高精度模擬、獲得高置信度的非定常艉流場數據是開展流動機理分析以及機/艦動態界面研究的前提。為兼顧計算精度和計算效率，本文采用DES方法來對艦船流場進行數值模擬。該方法的基本思想是在艦船邊界層內采用雷諾平均N-S方程(RANS)進行求解，而在湍流充分發展區域采用大渦模擬(LES)進行求解。由于RANS方法允許附面層網格具有各向異性，這就顯著減少了網格總量，從而提高計算效率。

在DES方法中，通過將當地網格尺度與RANS計算得到的網格中心到壁面的法向距離進行比較從而進行 RANS 方法和LES方法之間的轉換。DES方法中的長度尺度可以定義為

(1)

式中:CDES為常數，本文艦船流場計算中可取CDES=0.5;Δ為網格單元的特征尺度，Δ=max(Δx,Δy,Δz)。當dRANSCDESΔ時，則采用LES方法進行求解。

依據Polsky等[14]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，其初始值可根據湍流強度I以及湍流尺度l來確定

(2)

1.2 耦合艦船流場的直升機飛行動力學模型

本文基于“單向耦合”思想建立機/艦動態界面分析方法。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據以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坐標系轉換矩陣、旋翼旋轉坐標系到槳轂坐標系轉換矩陣、槳轂坐標系到機體坐標系轉換矩陣、機體坐標系到慣性坐標系轉換矩陣、慣性坐標系到艦船坐標系轉換矩陣。

在獲得槳葉微段在艦船坐標系下的位置坐標后，采用距離導數加權方法對艉流場數據進行插值，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換到槳葉坐標系下即完成了一次插值過程。轉換后微段中心的艉流場速度分量為

(4)

式中，TbR,TRH,THB,TBE,TEC分別為矩陣TRb,THR,TBH,TEB以及TCE的逆矩陣。

通過坐標轉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，獲得槳葉微段在艦船艉流場擾動下的速度分量后即可進一步求解旋翼氣動力。其他部件氣動計算點與此類似，在此不再贅述。將各部件氣動力及力矩在機體重心處進行合成，即可得到機體坐標系下直升機重心所受的合力FX,FY,FZ及合力矩L,M,N。由牛頓第二定律及動量矩定理即可得直升機重心移動及其繞重心轉動的動力學方程。將槳葉揮舞運動方程與剛體動力學方程聯立即可得到直升機飛行動力學方程，其簡化形式為

(5)

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

1.3 算例驗證

本文以具有豐富飛行試驗數據的UH-60A直升機為算例[15]來驗證直升機飛行動力學模型的準確性。此外，對UH-60A /SFS2組合下的直升機氣動載荷進行計算，并與K??ri?等[16]的計算結果進行對比，以驗證本文所建立的直升機/艦船動態界面數值分析方法的有效性。

1) UH-60A直升機飛行力學模型驗證

圖2給出了直升機穩定飛行時直升機操縱量和姿態角與飛行試驗數據[15]的對比。其中，直升機總質量為7 257 kg，飛行高度為1 600 m。可以看到，計算結果與飛行試驗吻合較好，表明本文建立的直升機飛行動力學模型是有效的。

圖2 直升機穩定飛行時配平結果與飛行試驗數據對比

2) 機/艦動態界面數值方法有效性驗證

采用DES方法對SFS2艉流場進行求解，風速為20.58 m/s，風向角為0°，SFS2計算域網格總量約為7×106。計算過程中，首先采用RANS方法求解定常流場以縮短計算時間，然后繼續采用DES方法計算非定常艦船流場，5 s后流場拓撲結構基本穩定，繼續計算30 s并輸出非定常流場數據。將獲得的艉流場數據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°，計算結果如圖3所示。可以看到，本文計算得到的旋翼時均拉力變化趨勢與K??ri?等[16]的計算結果基本一致。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直升機/艦船動態界面數值方法的有效性。

圖3 直升機時均拉力系數變化曲線

2 艦艉流場時空特性對直升機著艦飛行特性影響研究

2.1 計算模型及網格劃分

一般而言，直升機著艦可劃分為4個階段：減速跟隨階段、相對懸停跟進階段、橫向側移階段以及垂直下降階段，如圖4所示。由于在橫向側移階段，直升機受艉流場空間特性及非定常湍流結構影響加強，容易誘發著艦安全事故，因此，本文以UH-60A和SFS2艦船為組合，重點圍繞直升機橫向側移過程展開研究。

圖4 艦載直升機標準著艦技術示意圖

采用網格生成軟件生成10Ls(長)×8Ls(寬)×6Ls(高)的矩形計算域網格(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。艦體表面邊界層網格對艦艉流動特征影響較小，只需保證在邊界層內有足夠層數網格單元即可。因此在各工況條件下，邊界層第一層網格厚度為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的y+條件，邊界層網格增長率為1.1。艦體附近網格尺寸(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計算模型的總網格數量為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5a)所示。

艉流場數據域長度為1.0L，寬為2.0B，高為2.0H，覆蓋了直升機橫向側移及在各位置處姿態變化所經歷的空間范圍。其中，L,B,H分別為甲板的長、寬以及機庫高度，如圖5b)所示。艉流場數據采用DES方法進行數值模擬獲得，數據時長為30 s，時間步長Δt為0.01 s(即100 Hz)，輸出頻率設為4Δt(即25 Hz)。

圖5 SFS2艦船模型計算域網格及艉流場數據輸出區域

在獲得直升機各部件氣動載荷時間歷程后，采用Lee和Zan[17]所提出的方法以評估非定常擾動對飛行員工作載荷的影響水平：對氣動載荷時間歷程數據進行FFT變換獲得功率譜密度(PSD)曲線，該曲線在飛行員閉環響應帶寬(0.2～2 Hz)內積分值的平方根即為非定常載荷水平(文中以RMS表示)，可用于評估飛行員工作載荷，如圖6所示。

圖6 非定常載荷水平計算示意圖

為了便于說明，本文采用國外標準海軍術語[18]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 艉流場空間特性對直升機平衡特性影響研究

圖7給出了0 WOD及G30 WOD情形下直升機在不同高度(100H,1.25H)進行側移時、其配平操縱量的變化曲線。在0 WOD情形下，隨著直升機向著艦域中心移動，飛行員輸入的總距桿量不斷增加(見圖7a))。在G30 WOD情形下，直升機的總距桿量要明顯小于0 WOD情形，這表明在該情形下，直升機能夠具有更多的總距操縱余量。值得注意的是，在G30 WOD情形下，流場中的側洗分量會導致尾槳拉力降低，從而使得該過程中的腳蹬余量大幅降低(見圖7d))。由于UH-60A直升機尾槳有20°的側傾角，尾槳拉力的迅速下降(-0.5≤y/B≤0.0)還會導致低頭力矩顯著減小，飛行員需要施加向前的縱向操縱桿量使得槳盤前傾以抵消此影響。因此，從圖7c)可以看到，在此范圍內直升機配平的縱向桿量迅速減小。

在熔煉過程中，爐渣中的ZnO與Fe2O3直接結合形成鐵酸鋅ZnFe2O4，鐵酸鋅也成為鋅鐵尖晶石，其穩定性強，熔點高，使爐渣粘度增大，渣流動性降低，不易被還原分解，爐渣中氧化鉛這種渣環境下的還原煙化難度增大，不利于降低爐渣含鉛量。

圖7 不同風向角及側移路徑高度下直升機平衡特性變化曲線

圖8給出了0 WOD和G30 WOD情形下z/H=1.0平面內的橫向時均速度分量分布云圖，圖中還標示出了旋翼和尾槳的相對位置。在側風情形下，從機庫迎風側垂直邊緣形成的擺動剪切層結構將著艦域劃分為橫向速度區別較為明顯的2個區域(見圖8)，圖中分別標示為Ⅰ和Ⅱ。受剪切層與主流動量交換的影響，區域Ⅱ內的橫向速度明顯小于區域I，即剪切層對自由來流中的側洗有顯著的削弱作用。從圖8中可以看到，在G30 WOD情形下，尾槳逐漸進入側洗較強的主流區I，這就使得該過程中的腳蹬量逐漸降低(見圖7d))。而著艦域內的下洗速度進一步加劇了尾槳拉力損失現象，飛行員需要施加更多的腳蹬操縱以保持機頭朝向的穩定。

圖8 不同風向角下z/H=1.0平面內橫向時均速度分量分布云圖

2.3 艉流場時/頻域特性對直升機非定常載荷水平影響研究

從飛行員實際著艦經歷可知，艉流場中湍流渦結構引起的非定常擾動是危及著艦安全的重要因素。因此，針對此非定常干擾現象，本節繼續開展直升機/艦船動態界面干擾特征研究。

圖9顯示了0 WOD情形下，尾槳(CTT)拉力系數時間歷程曲線。可以直觀地看到，受艦艉流中湍流渦結構的影響，尾槳拉力出現顯著非定常波動；且隨著直升機向甲板中部移動，其所受非定常干擾的強度有增大的趨勢。值得注意的是，當直升機位置由y/B=-1.0移動到y/B=-0.5時，尾槳拉力時均值基本保持不變，這表明兩位置處艉流場空間特性基本一致。然而其所受非定常擾動幅度顯著增大。

圖9 不同位置處尾槳拉力系數時間歷程曲線

這說明僅從直升機配平特性(即操縱余量)角度無法準確預估著艦過程中所面臨的風險。

圖10進一步給出了橫向側移路徑上不同位置處尾槳拉力功率譜密度(PSD)曲線?？梢钥吹?，尾槳非定常拉力波動在飛行員閉環響應帶寬(0.2～2 Hz)范圍內具有較大能量(即RMS值)。這表明飛行員必須持續調整腳蹬量以保持直升機航向的穩定。

圖10 不同位置處尾槳拉力功率譜密度(PSD)曲線

圖11給出了該風向角情形下不同高度側移路徑時的旋翼、尾槳拉力RMS值變化曲線。此外，圖中還給出了0 WOD情形下的旋翼、尾槳拉力RMS值作為對比。從整體上看，在此側風情形下飛行員工作載荷要顯著高于0 WOD情形。尤其在橫向側移初始位置，旋翼拉力RMS值達到0WOD情形的2.35倍。不僅如此，此位置也處于直升機懸停跟進路徑上(即著艦階段(2))，這就意味著在右舷風情形下，若飛行員仍采用標準著艦方案進行著艦操縱，則其在著艦域外側就會受到較強的垂向非定常擾動。由于此時直升機距海面高度較低，飛行員必須持續調整總距操縱桿量以保持高度穩定。這會使得飛行員難以保持相對懸停跟進狀態。

圖11 橫向側移過程中旋翼、尾槳拉力RMS值變化曲線

為分析此差異的形成機理，圖12示出了z/H=1.0平面橫向及垂向的湍流強度云圖，圖中還標示出了直升機在y/B=-0.75和y/B=-0.5時旋翼和尾槳相對飛行甲板的位置。圖中右列給出的是2種風向角情形下，離機庫不同距離處的湍流強度分布以進行定量對比分析。可以清晰地看到，在G30 WOD情形下，艦船流場湍流脈動水平相對較高。這就導致在此風向角情形下飛行員工作載荷顯著高于0 WOD情形。

從圖12b)可以看到，此風向角情形下垂向湍流強度主要集中在甲板左舷。垂向速度大幅脈動能直接導致槳葉有效迎角振蕩，因此當槳葉經過此區域時，旋翼拉力會產生顯著非定常波動。圖中可見，在y/B≤-0.75范圍內，旋翼前行側完全浸沒在強垂向速度脈動區域；而隨著直升機向甲板中部移動，其旋翼右側部分逐漸離開此區域，至y/B=0.0時，前行側槳葉已部分處于均勻流環境。這就使得在此過程中，旋翼拉力RMS值呈遞減的變化趨勢。

此外，尾槳拉力RMS值在橫向側移過程中呈現先增大后減小的變化趨勢，并在y/B=-0.25位置達到峰值。由圖12a)可知，在G30 WOD情形下，橫向側移過程中，尾槳逐漸進入到此強橫向速度脈動區域，由于橫向速度分量直接影響尾槳槳葉有效迎角，這導致尾槳拉力RMS值迅速增大，并在y/B=-0.25位置達到峰值；而隨著直升機繼續向著艦域中部移動，尾槳逐漸離開該區域，使得尾槳拉力RMS值開始下降。

圖12 G30 WOD情形下平面橫向及垂向湍流強度分布

圖13給出的是2種風向角情形下直升機在左舷及著艦點上方時的氣動力和力矩RMS值對比。與上文研究結果類似，G30情形下直升機在各方向上的氣動載荷RMS值均高于0 WOD情形。不僅如此，圖中顯示在著艦過程中，直升機偏航力矩所受的非定常擾動最為顯著。尤其是G30 WOD情形，在著艦點上方時，直升機偏航力矩RMS值分別達到其滾轉力矩、俯仰力矩RMS值的5.3倍和3.8倍，且直升機在左舷上方時也有相似的結果(見圖13b))。這就意味著相較于滾轉及俯仰姿態角，直升機在進入著艦域后其航向姿態將發生更為顯著的非定常振蕩，飛行員必須不斷調整腳蹬操縱以保持直升機機頭朝向的穩定。此外，圖13a)顯示，旋翼拉力所受的非定常擾動水平同樣遠高于其他坐標軸方向的氣動力，在著艦點上方時，直升機拉力RMS值分別達到其側向力、阻力RMS值的1.9倍和6.2倍。綜上可得出結論，常規單旋翼直升機在其旋翼軸方向氣動力和力矩(即拉力和偏航力矩)的非定常波動是導致著艦過程中飛行員工作載荷增大的關鍵因素。