徐廣, 胡國才, 王允良

(海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

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直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合著艦仿真研究

徐廣, 胡國才, 王允良

(海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

摘要:針對直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合研究的需求,開發(fā)了一種艦載直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合耦合模型。該模型以直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型為主體,包括了幾個(gè)子系統(tǒng)模型,同時(shí)考慮了子系統(tǒng)間的相互影響與耦合作用。以UH-60A直升機(jī)與某型艦船的動(dòng)態(tài)配合為例進(jìn)行了著艦降落仿真研究。結(jié)果表明:流場、艦效和艦船運(yùn)動(dòng)等艦載因素加劇了直升機(jī)著艦過程中的機(jī)體姿態(tài)變化,增大了觸艦速度,加大了著艦風(fēng)險(xiǎn)。

關(guān)鍵詞:艦載直升機(jī); 動(dòng)態(tài)配合; 著艦; 多系統(tǒng)耦合模型

0引言

直升機(jī)著艦影響因素眾多,國內(nèi)外許多學(xué)者從不同角度出發(fā)做了大量研究。由JSHIP項(xiàng)目開發(fā)的DIMSS[1-3]是一個(gè)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合的較為全面的仿真系統(tǒng),該系統(tǒng)包括實(shí)時(shí)艦尾流模型、直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型、艦船運(yùn)動(dòng)模型和輔助嵌入子系統(tǒng)。可用于實(shí)時(shí)飛行仿真測試和駕駛員操縱訓(xùn)練。在飛控系統(tǒng)和駕駛員操縱方面,大量學(xué)者致力于艦載環(huán)境下飛控系統(tǒng)的研究,保持直升機(jī)在艦尾流飛行中的姿態(tài)穩(wěn)定,達(dá)到減緩駕駛員工作負(fù)荷的目的[4-6]。在艦尾流模型方面,目前主要采用一種定常流結(jié)合隨機(jī)尾流的形式,發(fā)展了一些考慮機(jī)-艦環(huán)境的流場模型[7-9]。在艦船運(yùn)動(dòng)和艦效方面,文獻(xiàn)[10]在有限狀態(tài)艦效模型的基礎(chǔ)上,考慮了直升機(jī)在未進(jìn)入、半進(jìn)入和完全進(jìn)入艦面甲板時(shí)的情況,開發(fā)了一種適合不規(guī)則、傾斜平面的動(dòng)態(tài)艦面效應(yīng)模型[11],并成功地應(yīng)用于FLIGHTLAB飛行仿真軟件。

上述研究主要集中于直升機(jī)進(jìn)場和懸停跟進(jìn)階段,關(guān)于著艦降落的研究并不多。事實(shí)上,該階段直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)受到艦船空氣流場、艦面效應(yīng)等因素的影響,是著艦的關(guān)鍵階段。直升機(jī)的著艦時(shí)長、偏離著艦點(diǎn)位移、觸艦速度、機(jī)體姿態(tài)等都是衡量著艦安全的重要指標(biāo)。綜上所述,本文開發(fā)了一種艦載直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合耦合模型,用于著艦動(dòng)力學(xué)的研究。

1直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合耦合模型

1.1模型概述

本文提出的直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合耦合模型是一種多系統(tǒng)耦合模型,涵蓋了直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型、空氣動(dòng)力學(xué)模型、飛控系統(tǒng)、飛行環(huán)境、艦船運(yùn)動(dòng)、艦效作用、駕駛員操縱等各方面因素以及各子系統(tǒng)之間的相互影響,同時(shí),為滿足著艦研究的需求加入了觸艦系統(tǒng),如圖1所示。

直升機(jī)模型采用了一種高階非線性動(dòng)力學(xué)模型[12]。艦面流場模型采用一種穩(wěn)定流場結(jié)合隨機(jī)流場的方式[13],在穩(wěn)定流場方面,采用CFD計(jì)算結(jié)果作為流場的穩(wěn)態(tài)分量,隨機(jī)流場則與艦船運(yùn)動(dòng)和紊流相關(guān)。艦船運(yùn)動(dòng)模型主要考慮工程上常用的母艦縱搖、橫搖和升沉運(yùn)動(dòng)方程;艦面效應(yīng)與直升機(jī)-艦船的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和位置相關(guān),影響直升機(jī)氣動(dòng)特性;在觸艦系統(tǒng)中,以起落架模型為基礎(chǔ),考慮艦船運(yùn)動(dòng)與直升機(jī)相對艦船甲板位置,判斷直升機(jī)觸艦的時(shí)刻。

1.2子模型的集成

由于操縱控制輸入、艦船運(yùn)動(dòng)模型等對直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型并沒有直接影響,這里主要考慮直升機(jī)模型與流場模型和艦面效應(yīng)的集成。與流場模型集成時(shí),主要考慮風(fēng)速對直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響,在當(dāng)?shù)厍斑M(jìn)比中考慮當(dāng)?shù)氐牧鲌鲲L(fēng)速矢量,從而計(jì)算考慮流場后的葉素氣動(dòng)載荷;與艦面效應(yīng)模型集成時(shí),主要考慮艦船運(yùn)動(dòng)與直升機(jī)相對甲板高度的變化對旋翼氣動(dòng)特性的影響,具體表現(xiàn)在旋翼入流的變化。

綜上所述,集成了一個(gè)適于流場環(huán)境研究的飛行動(dòng)力學(xué)模型[14],其非線性運(yùn)動(dòng)方程組可表示為:

(1)

式中:u=[θcol,θlat,θlon,θped]T為操縱輸入;w為流場風(fēng)速矢量;x為狀態(tài)向量:

(2)

2計(jì)算方法

針對式(2)給出的直升機(jī)運(yùn)動(dòng)方程,給定狀態(tài)量初始值x(0)、外部流場輸入w(t)和操縱輸入時(shí)間歷程u(t),其動(dòng)態(tài)響應(yīng)可以表示為:

(3)

對于表示成標(biāo)準(zhǔn)一階常微分方程組形式的直升機(jī)運(yùn)動(dòng)方程組,采用四階Runge-Kutta法計(jì)算直升機(jī)在著艦過程中的動(dòng)態(tài)響應(yīng),具體流程如圖2所示,該模型響應(yīng)計(jì)算的驗(yàn)證詳見文獻(xiàn)[13]。

圖2　艦載直升機(jī)著艦降落仿真流程圖Fig.2　The flow chart of landing simulation for shipborne helicopter

3計(jì)算結(jié)果與分析

3.1艦面流場對結(jié)果的影響

根據(jù)艦載直升機(jī)操作流程手冊[15]可知:駕駛員在操縱直升機(jī)著艦時(shí),需觀察甲板運(yùn)動(dòng)和海浪周期,然后在飛行甲板接近或達(dá)到水平姿態(tài)時(shí)著艦,避免在飛行甲板上方長時(shí)間懸停。下落過程中,駕駛員主要操縱總距桿,并結(jié)合實(shí)際情況配合周期桿的操縱,保證直升機(jī)安全著艦。

母艦的運(yùn)動(dòng)選取中等海況條件下的工程模型,母艦縱搖、橫搖和升沉運(yùn)動(dòng)方程見文獻(xiàn)[16]。選取陸基、艦基無紊流和艦基有紊流三種流場條件進(jìn)行計(jì)算對比。其中,陸基流場條件為:定常風(fēng)15 m/s,迎機(jī)頭偏右60°方向。艦基流場條件為:甲板合成風(fēng)15 m/s,迎艦艏偏右舷60°方向,艦面紊流模型垂向強(qiáng)度2 m/s,無紊流時(shí)該強(qiáng)度為0 m/s,紊流尺度由飛行高度決定。

根據(jù)駕駛員飛行操縱經(jīng)驗(yàn),直升機(jī)在著艦區(qū)甲板上方懸停高度約為5 m,在直升機(jī)觸艦前將總距桿下放至總距總行程約1/3處。因此,仿真設(shè)定具體的操縱輸入為:駕駛員在1.0～1.4 s的時(shí)間內(nèi)下放總距桿5.08 cm(2 inch),同時(shí)采用壓桿聯(lián)動(dòng)操縱系統(tǒng)[12]控制周期桿和腳蹬位置,保證直升機(jī)偏航方向的穩(wěn)定。以直升機(jī)在飛行甲板著艦點(diǎn)上方懸停作為仿真的初始點(diǎn),以任意起落架輪觸及飛行甲板作為仿真終點(diǎn)。

表1給出了不同流場條件下直升機(jī)觸艦時(shí)刻的狀態(tài)量。對比艦基和陸基條件的計(jì)算結(jié)果可知,艦基流場條件下直升機(jī)觸艦時(shí)刻的垂直速度、水平偏移速度以及滾轉(zhuǎn)和俯仰角速度大于陸基流場條件的計(jì)算結(jié)果,表明艦面流場非線性、不規(guī)則性對直升機(jī)的觸艦速度起到了加劇作用。對比有、無紊流兩種條件的計(jì)算結(jié)果,總體而言,有紊流條件下各個(gè)狀態(tài)量的計(jì)算結(jié)果要略高于無紊流條件,在滾轉(zhuǎn)角速度方面則相反。事實(shí)上,基于紊流的隨機(jī)特性,直升機(jī)對紊流的響應(yīng)并沒有規(guī)律,對觸艦速度起到的加劇或減緩作用也是隨機(jī)的。

表1　不同流場條件下直升機(jī)觸艦時(shí)刻狀態(tài)量

圖3給出了不同流場條件下直升機(jī)著艦降落過程中的歐拉角速度變化響應(yīng)曲線。對比艦基、陸基兩種流場條件的計(jì)算結(jié)果,不難發(fā)現(xiàn)前者的歐拉角速度變化明顯比后者劇烈,這是由艦面流場的非線性、不規(guī)則等特點(diǎn)決定的。對比有、無紊流兩種條件的計(jì)算結(jié)果可知,無紊流條件下的歐拉角速度變化曲線較為平滑,而有紊流條件下的計(jì)算結(jié)果則呈現(xiàn)了不規(guī)則性與隨機(jī)性,尤其在響應(yīng)的初始階段,即直升機(jī)相對艦面懸停并隨艦跟進(jìn)的1 s內(nèi),角速度曲線就呈現(xiàn)了明顯的變化趨勢,表明了紊流對直升機(jī)姿態(tài)的影響是不容忽視的。綜上所述,艦面流場的非線性、不規(guī)則和時(shí)空特性是影響直升機(jī)著艦安全的重要因素。

圖3　不同流場條件下直升機(jī)的歐拉角速度Fig.3　Helicopter Euler angular rates under 　different airflow field conditions

3.2艦面效應(yīng)對計(jì)算結(jié)果的影響

直升機(jī)在著艦過程中,由于艦船存在升沉運(yùn)動(dòng),使得艦面甲板在空間軸系中的位置發(fā)生了改變,導(dǎo)致了艦效作用的變化。

選取不考慮艦效、不考慮艦船運(yùn)動(dòng)和兩者均考慮三種條件進(jìn)行計(jì)算對比。仿真時(shí),流場條件均相同,其余仿真條件以及駕駛員對總距桿的操縱速度均與3.1節(jié)相同。表2給出了不同艦效條件下直升機(jī)觸艦時(shí)刻的狀態(tài)量。

表2　不同艦效條件下直升機(jī)觸艦時(shí)刻狀態(tài)量

對比有、無艦效兩種條件的計(jì)算結(jié)果可知,艦效作用延緩了直升機(jī)著艦下降過程,增加了著艦時(shí)間和觸艦時(shí)刻的水平偏移量,加劇了直升機(jī)滾轉(zhuǎn)和俯仰姿態(tài)的變化。對比有、無艦船運(yùn)動(dòng)兩種條件的計(jì)算結(jié)果,發(fā)現(xiàn)考慮艦船運(yùn)動(dòng)所需的觸艦時(shí)間略多于不考慮艦船運(yùn)動(dòng)的情況,這是由于觸艦時(shí)刻約為艦船升沉周期的1/4處,艦船甲板正處于下沉周期。下降過程時(shí)間的延長,增加了直升機(jī)在觸艦時(shí)刻的姿態(tài)變化量和水平偏移量。

圖4給出了不同艦效條件下直升機(jī)著艦降落過程中的歐拉角速度變化曲線。由圖可知,有、無艦效作用兩種條件下的計(jì)算結(jié)果是大不相同的。在響應(yīng)的初始階段,考慮艦效作用的角速度響應(yīng)曲線呈現(xiàn)出較為明顯的變化趨勢,這是由于考慮艦效后,旋翼誘導(dǎo)速度與葉素當(dāng)?shù)厍斑M(jìn)比和旋翼拉力系數(shù)相關(guān),而葉素剖面氣流具有時(shí)空特性。因此,旋翼的氣動(dòng)特性隨之變化,從而影響了直升機(jī)的歐拉角速度。在均考慮艦效作用的兩種條件下,響應(yīng)初期兩者角速度的變化趨勢大體相同,但在響應(yīng)后期,考慮艦船運(yùn)動(dòng)的角速度變化比不考慮艦船運(yùn)動(dòng)的結(jié)果更為劇烈一些。這是由于艦船的升沉運(yùn)動(dòng)改變了旋翼距離艦面甲板的垂直距離,在響應(yīng)后期,艦船處于下沉周期內(nèi),因此,兩條曲線呈現(xiàn)出明顯的不同。

圖4　不同艦效條件下直升機(jī)的歐拉角速度Fig.4　Helicopter Euler angular rates under different ship deck ground effect conditions

4結(jié)論

(1)建立了一個(gè)艦載直升機(jī)-艦船動(dòng)態(tài)配合耦合模型,考慮了子系統(tǒng)之間的耦合與相互影響,適用于直升機(jī)著艦仿真研究。

(2)艦面流場由于其非線性、不均勻性的特點(diǎn),在著艦降落過程中對直升機(jī)的線速度和角速度起到了加劇作用,增大了觸艦時(shí)刻直升機(jī)的偏移量和姿態(tài)改變量,尤其是紊流的時(shí)空特性增加了直升機(jī)角速度變化的幅度和隨機(jī)性,對直升機(jī)狀態(tài)的影響不容忽視。

(3)艦效作用延緩了直升機(jī)著艦過程,導(dǎo)致流場等未知因素危及著艦安全的可能性增加,同時(shí),著艦時(shí)間的延長增加了偏移量與機(jī)體姿態(tài)變化量。艦船的升沉運(yùn)動(dòng)通過影響艦面效應(yīng),加劇了直升機(jī)的角速度變化幅度。

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(編輯：方春玲)

Research on shipborne helicopter-ship dynamic interface and simulation of landing on the flight deck

XU Guang, HU Guo-cai, WANG Yun-liang

(Department of Airborne Vehicle Engineering, NAEI, Yantai 264001, China)

Abstract:A shipborne helicopter-ship dynamic interface coupled model is developed for the need of research on helicopter-ship dynamic interface. In this model, helicopter flight dynamic model is taken as the main body, including some subsystems, with the consideration of the interrelationships and coupling effects between these subsystems. The simulation of UH-60A helicopter in landing on the deck of a certain ship is calculated and analyzed, which shows that with the consideration of the shipborne factors including airflow field, ship deck ground effect and ship motion, the variety of the body attitude angles are intensified, the velocities and angular rates increase, and landing safety reduced.

Key words:shipborne helicopter; dynamic interface; landing on the flight deck; multiple systems coupled model

中圖分類號：V212.4

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0020-04

作者簡介:徐廣(1987-)，男，浙江嵊州人，博士研究生，研究方向?yàn)橹鄙龣C(jī)飛行動(dòng)力學(xué)、機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合。

基金項(xiàng)目:航空科學(xué)基金資助(20145784010)

收稿日期:2015-06-12;

修訂日期:2015-10-19; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-01-10 14:14