（海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，山東青島266041）

直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合，主要是指在海上紊流、載艦運(yùn)動(dòng)、艦面非定常流場(chǎng)、艦面設(shè)備障礙、視線不佳等因素共同作用下艦載直升機(jī)在直升機(jī)進(jìn)場(chǎng)/離場(chǎng)、起飛/降落階段與載艦相互配合完成起降等任務(wù)的過程[1]。該研究最有代表性的是美國于1998年實(shí)施的JSHIP（Joint Shipboard Helicopter Integration Process）計(jì)劃[2]，意圖通過研究和試驗(yàn)驗(yàn)證，增加聯(lián)合軍事行動(dòng)中空軍和陸軍直升機(jī)在海軍艦艇上操縱的能力。

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和湍流理論的高速發(fā)展，運(yùn)用CFD分析艦面流場(chǎng)成為方便的手段。另一方面，直升機(jī)飛行仿真技術(shù)的進(jìn)步也為直升機(jī)在艦尾流中的空氣動(dòng)力學(xué)分析奠定了基礎(chǔ)。國外在此領(lǐng)域開發(fā)了FLIGHTLAB[3-4]，GENHEL[5]等直升機(jī)飛行仿真軟件，經(jīng)過大量的試驗(yàn)驗(yàn)證并得到廣泛應(yīng)用。由此，將CFD技術(shù)與直升機(jī)飛行仿真結(jié)合起來研究直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合問題成為一條可行的思路。國外已經(jīng)開展的相關(guān)研究，依照各自研究目標(biāo)的區(qū)別有不同的側(cè)重點(diǎn)，可總結(jié)為2類：一是對(duì)CFD流場(chǎng)仿真精度及其影響因素的研究[6-10]；二是關(guān)注直升機(jī)的實(shí)時(shí)仿真和飛行模擬器的開發(fā)[11-12]。

綜合以上分析認(rèn)為，采用艦面流場(chǎng)CFD仿真與直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)合的思路開展研究是較為可行的方案。誠然，CFD手段模擬艦面尾流也存在著一些問題，例如艦船幾何外形的簡(jiǎn)化可能造成流場(chǎng)失真，湍流模型的采用導(dǎo)致的耗散問題，網(wǎng)格精度有限、求解格式精度等問題都可能對(duì)結(jié)果造成影響。但在目前研究的范圍內(nèi)，使用成熟的CFD和飛行仿真技術(shù)為依托，對(duì)動(dòng)態(tài)配合中的影響因素全面地分析，并采用盡可能高的建模精度處理各個(gè)單元，能夠提供目前需要的足夠好的結(jié)果；同時(shí)，流場(chǎng)數(shù)據(jù)作為直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)仿真的輸入條件，對(duì)動(dòng)態(tài)配合過程仿真的影響很大，對(duì)其仿真精度的提高是研究的重要方向。

1 動(dòng)態(tài)配合過程中的影響因素分析

直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合的復(fù)雜性來源于2個(gè)方面：一是動(dòng)態(tài)配合過程中氣流場(chǎng)始終是變化的、非定常的；二是整個(gè)過程中受到的影響因素很多，并且各因素之間大多存在著耦合關(guān)系。鑒于問題的復(fù)雜性，這里將討論直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合的各影響因素及其相互作用，并對(duì)模型進(jìn)行適當(dāng)假設(shè)和簡(jiǎn)化。

直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合特性的模型單元有：海面風(fēng)、艦的物理模型、海面波浪、艦的運(yùn)動(dòng)模型、直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型，各模型單元間的耦合關(guān)系見圖1。

圖1 直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合模型單元耦合作用示意圖Fig.1 Coupling effect schematic diagram of model units in helicopter/ship dynamic interface

由圖1可見，各模型單元之間的影響最終都通過艦面流場(chǎng)與旋翼尾流場(chǎng)2 者之間的影響發(fā)揮作用、這也是直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合的關(guān)鍵和仿真的難點(diǎn)。模型單元之間影響分析如下。

1）①、②為艦面流場(chǎng)仿真過程，此過程國內(nèi)外研究已很完善。

2）海面對(duì)艦面流場(chǎng)的影響（③）指艦面流場(chǎng)計(jì)算中海面作為控制域的邊界條件對(duì)流場(chǎng)的作用，由于艦面距離海面有相當(dāng)?shù)木嚯x，海面對(duì)大氣來流的粘性作用可以忽略不計(jì)，因而通常將海面邊界條件設(shè)置為無粘的光滑固壁[13-14]。

3）④是依據(jù)海況研究艦船運(yùn)動(dòng)規(guī)律的過程，對(duì)于動(dòng)態(tài)配合研究來說，可以不作詳細(xì)考慮，而直接將艦的運(yùn)動(dòng)模型作為輸入條件。艦的運(yùn)動(dòng)對(duì)直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合的影響體現(xiàn)在3個(gè)方面：一是直升機(jī)著艦過程中，艦船的搖晃、升沉使駕駛員對(duì)艦船位置、直升機(jī)與艦的相對(duì)距離難以把握并由此造成很大的心理壓力，一般認(rèn)為艦船運(yùn)動(dòng)對(duì)駕駛員的目視操縱有一定影響[15]，對(duì)人在回路仿真應(yīng)予考慮，非人在回路仿真可忽略；二是艦的運(yùn)動(dòng)造成的艦面流場(chǎng)隨之進(jìn)行的周期性變化（⑤）；三是旋翼尾流作用在甲板上產(chǎn)生的艦面效應(yīng)并因艦的運(yùn)動(dòng)形成動(dòng)態(tài)“艦面效應(yīng)”[16-18]（⑥）。對(duì)于⑤，海面風(fēng)作用下的艦面流場(chǎng)本身就是非定常的，考慮艦的運(yùn)動(dòng)將使問題變得極為復(fù)雜。國外在研究動(dòng)態(tài)配合問題時(shí)對(duì)該影響也從未予以考慮。另外本文分析，雖然艦的運(yùn)動(dòng)幅度很大但頻率并不高，所引起的艦面氣流速度變化不快，相比之下，垂直方向上旋翼誘導(dǎo)速度遠(yuǎn)大于艦的升沉速度。因此，考慮了甲板運(yùn)動(dòng)對(duì)旋翼氣流影響之“動(dòng)態(tài)艦效”意義遠(yuǎn)大于前者。

4）過程⑦是直升機(jī)按照艦尾流提供的速度場(chǎng)計(jì)算旋翼載荷并進(jìn)行全機(jī)仿真的過程，其具體方案將于后面進(jìn)行討論。在流場(chǎng)計(jì)算中，只考慮⑦忽略⑧被稱為單向耦合，一般采用速度的疊加原理[19]。有關(guān)動(dòng)態(tài)配合的絕大多數(shù)研究沒有考慮⑧的影響，文獻(xiàn)[20]對(duì)直升機(jī)和艦尾流之間的特殊區(qū)域的干擾進(jìn)行了全耦合仿真，設(shè)計(jì)了飛行仿真軟件和CFD流場(chǎng)計(jì)算軟件之間的接口，在流場(chǎng)計(jì)算迭代過程的每一步之后都將結(jié)果實(shí)時(shí)傳給對(duì)方作為初始條件。但需要注意：一是整個(gè)過程的計(jì)算量極為龐大，需要的計(jì)算機(jī)硬件的規(guī)模驚人，一般難達(dá)到；二是從全耦合仿真結(jié)果來看，該方案對(duì)于流場(chǎng)圖像的影響較大，但是反映到研究動(dòng)態(tài)配合所注重的艦載環(huán)境對(duì)于直升機(jī)操縱的影響上要小很多。鑒于艦面不同位置處2種流場(chǎng)影響系數(shù)的大小，可作如下分區(qū)處理：在直升機(jī)遠(yuǎn)離艦面和上層建筑的區(qū)域，流場(chǎng)的改變對(duì)直升機(jī)操縱產(chǎn)生的影響甚微；接近甲板時(shí)，該影響作為“艦面效應(yīng)”予以考慮；在接近上層建筑時(shí)產(chǎn)生所謂“陡壁效應(yīng)”，這一效應(yīng)改變了旋翼誘導(dǎo)的速度分布，等同于“有限區(qū)域內(nèi)懸停地效”[19]可在進(jìn)一步的研究中予以考慮。

5）過程⑨是直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)仿真過程，由旋翼的氣動(dòng)/動(dòng)力學(xué)模型、機(jī)身氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)學(xué)模型、尾槳?dú)鈩?dòng)模型、平尾動(dòng)力學(xué)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型等各個(gè)部件組成。

2 艦面流場(chǎng)的CFD仿真

運(yùn)用成熟的CFD 軟件對(duì)艦面及其周圍流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，內(nèi)容包括艦體三維建模、計(jì)算域網(wǎng)格劃分、流場(chǎng)求解等。

例如，某LHA艦的水線以上三維模型及其計(jì)算域網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖2 LHA三維模型及外流場(chǎng)網(wǎng)格劃分Fig.2 LHA 3D model and its external flow gridding division

2.1 求解設(shè)置

求解一般不考慮溫度的變化，采用三維非定常粘性不可壓縮流動(dòng)的控制方程。

1）連續(xù)方程為

式中，ui為速度矢量u 在xi方向上的分量。

2）粘性不可壓流體的動(dòng)量守恒方程為

式中：p為壓力；ρ為流體的密度；υ為流體的運(yùn)動(dòng)學(xué)粘性系數(shù)；t代表時(shí)間；fi表示體積力。在此計(jì)算中，時(shí)間體積力即重力忽略不計(jì)。

有關(guān)艦面流場(chǎng)的定常N-S 方程的計(jì)算，國內(nèi)外進(jìn)行了大量的研究[21-24]，風(fēng)洞試驗(yàn)中表現(xiàn)的粘性—渦相互干擾的流場(chǎng)特征在仿真中都被反映出來；且在某些特定的飛行路徑上計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。然而研究不同的湍流模型如Laminar N-S、MILES、k-ε和SST 等[25-28]，發(fā)現(xiàn)穩(wěn)態(tài)CFD 解不能預(yù)測(cè)紊流場(chǎng)的時(shí)均值，并且湍流模型在計(jì)算中加入了太多的耗散。

數(shù)值求解通常采用商用CFD軟件FLUENT，求解器為適合低速不可壓流動(dòng)求解的基于壓力的求解器以及耦合求解方法，控制方程的時(shí)間空間離散格式為二階迎風(fēng)格式。

依照文獻(xiàn)[29]給出的建議，艦艏距上游入口邊界1倍艦長(zhǎng)，艦艉距下游出口邊界2.5倍艦長(zhǎng)，以此確定本研究的計(jì)算域?yàn)椋? 125 m×400 m×200 m，則XY 平面內(nèi)阻塞率為0.6%，YZ 面阻塞率約為0.6%，XZ 面阻塞率約為2.54%，滿足計(jì)算域阻塞率的要求。

2.2 算法實(shí)施

鑒于傳統(tǒng)湍流模型難以處理包含大分離區(qū)的高雷諾數(shù)外流問題以及大渦模擬在該問題上的局限性，Spalart提出了當(dāng)前使用的這種湍流模型DES[30]。最近的研究表明，DES 生成的艦船尾流頻譜比非定常RANS方法更接近實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[11]。它修正了Spalart-Allmaras（S-A）模型中距離壁面的距離d 成為

在未修正的S-A模型中，d是產(chǎn)生渦粘的尺度大小。通過應(yīng)用新的長(zhǎng)度度量d～，將其大小與當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格步長(zhǎng)Δ 聯(lián)系起來，在遠(yuǎn)離壁面的區(qū)域，渦粘的產(chǎn)生是很有限的，使得DES可以明確地處理中型到大型的網(wǎng)格。常數(shù)CDES默認(rèn)值為0.65，該值經(jīng)過多次驗(yàn)證取值是合適的。

1）時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)定：基于乃奎斯特判據(jù)，時(shí)間步長(zhǎng)的設(shè)置要保證控制域中的當(dāng)?shù)谻FL數(shù)不超過1。假設(shè)流場(chǎng)中Umax=1.5U∞，利用Δt=Δ0/Umax，得Δt=0.01 s，然后用船舷長(zhǎng)度和自由流速度對(duì)其進(jìn)行無量綱化。對(duì)仿真關(guān)于時(shí)間步長(zhǎng)的敏感度進(jìn)行分析，認(rèn)為可以采用更高的頻率來分析湍流能量的發(fā)展，但是這些頻率都遠(yuǎn)高于直升機(jī)氣動(dòng)響應(yīng)的頻率范圍（1～2 Hz），因此目前設(shè)置的時(shí)間步長(zhǎng)是合適的。

2）工況設(shè)定：為獲得流場(chǎng)在不同風(fēng)向下的圖像模式，設(shè)置風(fēng)向從左舷90°經(jīng)船頭到右舷90°每30°一個(gè)狀態(tài)，共7個(gè)工況。

3）數(shù)據(jù)記錄：每一工況計(jì)算解需要記錄40s的數(shù)據(jù)以完成記錄流場(chǎng)中可能出現(xiàn)的周期性變化情況，因而需要進(jìn)行的迭代步數(shù)為4 000次，其中的1 000次迭代數(shù)據(jù)視為流場(chǎng)的初始化而被省略。而對(duì)剩下的3 000次迭代進(jìn)行記錄。

3 針對(duì)動(dòng)態(tài)配合的艦面流場(chǎng)數(shù)據(jù)處理

動(dòng)態(tài)配合采用的CFD 數(shù)據(jù)是一段時(shí)間內(nèi)以時(shí)間步長(zhǎng)（如0.1 s）生成的速度變化數(shù)據(jù)，但飛行仿真中采用的時(shí)間步長(zhǎng)及速度數(shù)據(jù)的格式與艦面流場(chǎng)結(jié)果可能并不一致。因此，需要對(duì)艦尾流場(chǎng)的數(shù)據(jù)進(jìn)行重構(gòu)。

3.1 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換

首先，由于數(shù)據(jù)格式的不同，需要將非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格CFD 數(shù)據(jù)經(jīng)過插值得到矩形網(wǎng)格中的CFD 流場(chǎng)數(shù)據(jù)。CFD 得到的艦尾流速度場(chǎng)是基于艦體坐標(biāo)系定義的，因而該速度場(chǎng)首先需要轉(zhuǎn)換到慣性坐標(biāo)系中；然后，再轉(zhuǎn)換到直升機(jī)各部件計(jì)算所采用的特定坐標(biāo)系中。對(duì)于機(jī)身、平尾和尾槳，需要進(jìn)行下面的轉(zhuǎn)換：

式（4）中：vs是在艦體坐標(biāo)系中的艦尾流速度；vb是直升機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系中的艦尾流速度；是從艦體坐標(biāo)系到慣性坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；是從慣性坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

對(duì)于主旋翼的每個(gè)葉素來講，艦尾流速度要經(jīng)過下式轉(zhuǎn)化到槳葉坐標(biāo)系中：

式（5）中：vr是槳葉坐標(biāo)系中的艦尾流速度；是從機(jī)體坐標(biāo)系到槳轂坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；是從槳轂坐標(biāo)系到槳葉坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

3.2 時(shí)間延拓

由于存儲(chǔ)的艦尾流的速度信息只能是有限時(shí)間內(nèi)的（如40 s），而直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合的過程很可能超過此時(shí)間范圍，因而需要將速度—時(shí)間歷程延長(zhǎng)?？刹扇〉姆桨甘菍⒁勋@得數(shù)據(jù)進(jìn)行周期性拓延，但此時(shí)流場(chǎng)的40 s時(shí)刻的速度信息與0時(shí)刻的速度信息通常不是相等的，為防止速度場(chǎng)出現(xiàn)突變，可將流場(chǎng)35 s～40 s的數(shù)據(jù)與0～5 s 數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，即在連接處產(chǎn)生5 s的重疊，設(shè)計(jì)一個(gè)算法（如正弦濾波器）計(jì)算新產(chǎn)生的流場(chǎng)速度，如圖3所示。

圖3 拓延尾流數(shù)據(jù)采用的正弦函數(shù)法Fig.3 Sine function method used in flow data extension

3.3 空間匹配

鑒于尾流數(shù)據(jù)的時(shí)間步長(zhǎng)與飛行仿真的時(shí)間步長(zhǎng)不一，需要首先采用一個(gè)簡(jiǎn)單的線性插值重新計(jì)算尾流速度場(chǎng)以匹配飛行仿真的頻率。進(jìn)一步的動(dòng)態(tài)配合仿真中，將對(duì)多區(qū)域、多路徑經(jīng)過的直升機(jī)提供流場(chǎng)數(shù)據(jù)。依據(jù)下列條件選擇不同空間的控制域提取流場(chǎng)數(shù)據(jù)：進(jìn)場(chǎng)/離場(chǎng)方位角；執(zhí)行的任務(wù)階段——進(jìn)場(chǎng)/離場(chǎng)或者橫越甲板等；起降點(diǎn)位置的不同。

通過截取特定空間區(qū)域內(nèi)的流場(chǎng)數(shù)據(jù)可為直升機(jī)在特定軌跡上提供入流信息。直升機(jī)各氣動(dòng)部件經(jīng)過一定的簡(jiǎn)化對(duì)流場(chǎng)數(shù)據(jù)的引用采用24點(diǎn)模型，該模型由美國ART 公司提出，通過對(duì)旋翼槳葉分段、機(jī)身特定點(diǎn)、尾槳和平尾等主要?dú)鈩?dòng)部件的特征點(diǎn)提取，簡(jiǎn)化了計(jì)算效率。

3.4 軌跡仿真

建立目標(biāo)直升機(jī)的各部件空氣動(dòng)力學(xué)模型，以上述空間流場(chǎng)數(shù)據(jù)為輸入條件，在特定的著艦/離艦或其它動(dòng)態(tài)配合要求科目的飛行軌跡上進(jìn)行仿真，對(duì)直升機(jī)姿態(tài)角變化、穩(wěn)定性和操縱性進(jìn)行評(píng)價(jià)。直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合的過程可分為3個(gè)典型階段進(jìn)行仿真：甲板“懸?！?、橫越甲板、進(jìn)場(chǎng)/離場(chǎng)，見圖4。

圖4 直升機(jī)在LHA上著艦過程Fig.4 Process of helicopter landing on LHA

4 結(jié)論

直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合性能關(guān)系到艦載直升機(jī)的飛行安全和作戰(zhàn)效能的發(fā)揮，隨著計(jì)算機(jī)仿真科學(xué)的發(fā)展，逐漸從海上試驗(yàn)轉(zhuǎn)向以仿真研究為主要研究手段。然而由于機(jī)艦配合影響因素眾多、過程復(fù)雜，要得出對(duì)直升機(jī)的艦載操縱有指導(dǎo)意義的結(jié)論，既需要對(duì)涉及的單元模塊進(jìn)行精確建模，又要根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)化，得到適合當(dāng)前任務(wù)需求的仿真思路。通過分析，本文主要對(duì)直升機(jī)/艦動(dòng)態(tài)配合仿真研究現(xiàn)狀和研究思路得出如下結(jié)論：

1）以艦面流場(chǎng)的CFD仿真結(jié)果作為輸入，進(jìn)行直升機(jī)全機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)仿真，得出直升機(jī)在艦載特殊環(huán)境下的操縱性和穩(wěn)定性，是進(jìn)行動(dòng)態(tài)配合仿真研究的一條可行思路。

2）旋翼尾流場(chǎng)和艦面流場(chǎng)2種非定常流場(chǎng)相互耦合、難以精確求解，在艦面上方不同位置處考慮其最關(guān)鍵影響因素即可，主要是直升機(jī)接近甲板時(shí)產(chǎn)生的“艦面效應(yīng)”和“陡壁效應(yīng)”。

3）艦面流場(chǎng)仿真結(jié)果是一段時(shí)間內(nèi)的速度場(chǎng)分布，作為直升機(jī)飛行仿真的輸入時(shí)存在坐標(biāo)系、時(shí)間、頻率、空間上的不匹配，因而飛行仿真的首要步驟是對(duì)艦尾流場(chǎng)的重構(gòu)。

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