楊俊

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）

共軸式直升機(jī)艦面起降風(fēng)限圖計(jì)算

楊俊

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）

通過(guò)建立共軸雙旋翼直升機(jī)的艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型，計(jì)算了某型共軸雙旋翼直升機(jī)在某型艦上的起降特性。根據(jù)相關(guān)判據(jù)，得出該機(jī)艦組合的起降風(fēng)限圖。起降風(fēng)限圖為該直升機(jī)在艦上的安全起降提供了指導(dǎo)，有重要的實(shí)際意義。

共軸直升機(jī)；飛行動(dòng)力學(xué)；艦面起降；風(fēng)限圖

艦載直升機(jī)以艦船為活動(dòng)基地，能在海上擔(dān)負(fù)偵察、搜救、運(yùn)輸、反潛、兩棲突擊、空中預(yù)警，以及電子戰(zhàn)、水雷戰(zhàn)等多種使命任務(wù)[1]，因而引起各國(guó)海軍的普遍重視。但由于海上風(fēng)浪頻繁、氣候多變，艦船起降甲板狹小且處于航行、搖擺、深沉等運(yùn)動(dòng)中，以及艦船上層建筑帶來(lái)的起降甲板流場(chǎng)紊流等原因，艦載直升機(jī)的飛行安全問(wèn)題顯得格外突出。有關(guān)文獻(xiàn)顯示，艦載直升機(jī)的安全事故大約是宇航員的5倍，轟炸機(jī)飛行員的10倍，民航飛行員的54倍[2]。

直升機(jī)艦面起降風(fēng)限圖是指某一特定直升機(jī)在特定艦船上的風(fēng)速/風(fēng)向安全起降包線，直接影響到艦載直升機(jī)飛行安全，并關(guān)系到艦載機(jī)的出動(dòng)/回收效率。20世紀(jì)70年代初，一些航空發(fā)達(dá)國(guó)家就開始了機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合試驗(yàn)[3]。該方法真實(shí)可靠，但試驗(yàn)費(fèi)用高，耗時(shí)耗力，風(fēng)險(xiǎn)系數(shù)高。由于試驗(yàn)海況難以把握，出于安全考慮，試驗(yàn)難以觸及直升機(jī)和艦船的性能邊界，從而不能充分發(fā)掘機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合的真實(shí)潛力[4]。因此，預(yù)先從理論上進(jìn)行相關(guān)的研究，計(jì)算直升機(jī)艦面起降的理論風(fēng)限圖，對(duì)提高機(jī)艦動(dòng)態(tài)配合試驗(yàn)安全性和試驗(yàn)效率，降低試驗(yàn)費(fèi)用，起著重要的作用。

本文首先采用Peters-He動(dòng)態(tài)入流理論[5]，分別計(jì)算共軸式直升機(jī)上下旋翼流場(chǎng)；然后，通過(guò)旋翼干擾模型、艦面效應(yīng)模型得到經(jīng)上下旋翼相互干擾、機(jī)艦干擾后的旋翼流場(chǎng)；再疊加艦艉甲板當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)后，得到最終的旋翼流場(chǎng)。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合葉素理論[6]，建立了共軸直升機(jī)的艦面起降旋翼氣動(dòng)模型。旋翼氣動(dòng)模型、機(jī)身氣動(dòng)模型與機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型組成完整的直升機(jī)艦面起降動(dòng)力學(xué)模型。通過(guò)求解該模型，得出直升機(jī)在艦船上起降的操縱量和機(jī)身姿態(tài)。依據(jù)相應(yīng)規(guī)范，制定出該直升機(jī)在該艦上的起降風(fēng)限圖。

1 共軸式直升機(jī)艦面起降動(dòng)力學(xué)模型

1.1 艦面起降旋翼氣動(dòng)模型

1.1.1 旋翼誘導(dǎo)速度模型

利用著名的Peters-He有限狀態(tài)入流模型分別計(jì)算上下旋翼誘導(dǎo)速度。該模型利用非定常旋翼動(dòng)態(tài)尾跡計(jì)算整個(gè)旋翼流場(chǎng)的誘導(dǎo)速度分布，是飛行動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域中公認(rèn)的計(jì)算旋翼流場(chǎng)模型：

式（1）中：N為需要的諧波次數(shù)；Sr為每個(gè)諧波函數(shù)需要的徑向型函數(shù)個(gè)數(shù)；是徑向位置函數(shù)；和是入流中的狀態(tài)變量。

該旋翼誘導(dǎo)速度模型未計(jì)入旋翼相互干擾和艦面效應(yīng)的影響。

1.1.2 上下旋翼氣動(dòng)干擾模型

共軸式直升機(jī)上下旋翼，在不同飛行狀態(tài)中存在不同程度的氣動(dòng)干擾，其主要原因是飛行中上下尾渦的相互誘導(dǎo)。這種干擾使共軸直升機(jī)氣動(dòng)特性分析十分復(fù)雜。目前俄羅斯、歐美等國(guó)家對(duì)雙旋翼之間干擾有一定的理論和試驗(yàn)研究，采用的是綜合葉素理論、動(dòng)量理論和渦流理論等手段[7]。但相對(duì)于單旋翼直升機(jī)，缺乏一定的系統(tǒng)性和公認(rèn)性。國(guó)內(nèi)目前更多的研究在于數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)上，主要側(cè)重于雙旋翼尾跡形態(tài)以及上下旋翼的氣動(dòng)特性的試驗(yàn)測(cè)試[8-10]和數(shù)值計(jì)算[11-13]。這些理論和試驗(yàn)表明，共軸式直升機(jī)在懸停、前飛狀態(tài)下，上下旋翼槳盤處軸向誘導(dǎo)速度分布與單旋翼直升機(jī)類似。因此，本節(jié)采用旋翼相互干擾因子[14]來(lái)處理旋翼間的干擾問(wèn)題：

式（2）中：vi1和vi2分別是下、上旋翼槳盤平面任意一點(diǎn)的軸向誘導(dǎo)速度；K1和K2是下、上旋翼尾跡傾角的經(jīng)驗(yàn)函數(shù)；v1和v2分別是下、上旋翼干擾前的誘導(dǎo)速度，由上節(jié)計(jì)算得出；δ1v2是上旋翼尾跡在下旋翼槳盤處的誘導(dǎo)速度，作為附加的誘導(dǎo)速度疊加到下旋翼槳盤中；δ2v1是下旋翼尾跡在上旋翼槳盤處的誘導(dǎo)速度，作為附加的誘導(dǎo)速度疊加到上旋翼槳盤中；δ1和δ2為共軸雙旋翼氣動(dòng)力相互干擾因子，是經(jīng)驗(yàn)系數(shù)，在實(shí)際計(jì)算中選取。

1.1.3 艦面效應(yīng)模型

直升機(jī)在艦船甲板上方飛行時(shí)，旋翼下洗氣流沖擊甲板，產(chǎn)生類似于直升機(jī)地面效應(yīng)的艦面效應(yīng)，從而改變了直升機(jī)的旋翼尾跡。不同于地面效應(yīng)，直升機(jī)懸停高度和水平位置均影響直升機(jī)的艦面效應(yīng)[15]。本文采用Hong Zhang[16]提供的方法，用二維曲線擬合，得到考慮艦面效應(yīng)的旋翼誘導(dǎo)速度：

式（3）中：(vi)ige為考慮艦面效應(yīng)后的旋翼誘導(dǎo)速度；(vi)oge為上節(jié)未考慮艦面效應(yīng)所得的誘導(dǎo)速度分布；a、b、c、d是水平位置(x,y)的函數(shù)；h為直升機(jī)懸停高度相對(duì)旋翼半徑的無(wú)量綱值。

1.1.4 艦艉甲板流場(chǎng)模型

采用CFD方法得到了某型艦在不同來(lái)流角時(shí)的艉部甲板流場(chǎng)。計(jì)算來(lái)流方向?yàn)榕灤髠?cè)，來(lái)流角有0°～90°，間隔為15°。圖1分別顯示了0°來(lái)流時(shí)艦艉甲板中心縱剖面、30°來(lái)流時(shí)距起降甲板6 m高度水平剖面的流線圖。圖中“+”字標(biāo)記為直升機(jī)起降時(shí)旋翼中心所在位置。

從圖1可以看出，由于機(jī)庫(kù)的遮蔽作用，機(jī)庫(kù)后方區(qū)域有渦流區(qū)的存在。渦流區(qū)會(huì)對(duì)直升機(jī)的平衡和操穩(wěn)性能帶來(lái)影響。文獻(xiàn)[2]認(rèn)為，渦流區(qū)周圍為低壓區(qū)，當(dāng)置于其中時(shí)，起降中的直升機(jī)會(huì)感受到“吸力”的作用，可能導(dǎo)致著艦危險(xiǎn)發(fā)生。此外，甲板流場(chǎng)還有較大的下洗和側(cè)洗速度，從而可能帶來(lái)如拉力損失、功率不足、操縱超限，以及機(jī)身姿態(tài)過(guò)大等問(wèn)題。

將本節(jié)所得艦艉起降甲板流場(chǎng)(vi)ship疊加到1.1.3節(jié)所得的旋翼流場(chǎng)中，得到考慮旋翼干擾、艦面效應(yīng)及艦艉流場(chǎng)后的直升機(jī)旋翼流場(chǎng)：

再應(yīng)用葉素理論，即可準(zhǔn)確計(jì)算旋翼的氣動(dòng)力。

1.2 機(jī)身氣動(dòng)模型

將機(jī)身視為剛體，其運(yùn)動(dòng)由機(jī)身平動(dòng)和繞自身重心的轉(zhuǎn)動(dòng)組成。通過(guò)1∶5的縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了機(jī)身、平垂尾在不同側(cè)滑角和機(jī)身俯仰角的氣動(dòng)特性。氣動(dòng)特性試驗(yàn)數(shù)據(jù)均是以直升機(jī)重心為參考點(diǎn)。直升機(jī)艦面起降時(shí)，根據(jù)來(lái)流不同的風(fēng)向角，即可由試驗(yàn)數(shù)據(jù)插值得出機(jī)身氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。

1.3 機(jī)體動(dòng)力學(xué)方程

文獻(xiàn)[17]給出了常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機(jī)的機(jī)體動(dòng)力學(xué)方程。對(duì)于共軸雙旋翼直升機(jī)，沒(méi)有尾槳，而由上下兩副旋翼反轉(zhuǎn)消除機(jī)身反扭矩。其運(yùn)動(dòng)方程為：

式（5）中：S1、S2、H、V和F分別表示下旋翼、上旋翼、平尾、垂尾和機(jī)身；G為直升機(jī)重力；θ和?為直升機(jī)俯仰角和滾轉(zhuǎn)角。

采用機(jī)體坐標(biāo)系：坐標(biāo)原點(diǎn)在直升機(jī)重心處，X軸平行于機(jī)體構(gòu)造基準(zhǔn)線，向前為正；Y軸垂直X軸，向上為正；Z軸由右手定則確定。該模型是個(gè)復(fù)雜的非線性系統(tǒng)，系統(tǒng)的狀態(tài)變量較多，且一些狀態(tài)變量相互隱含，求解困難。目前只能采用數(shù)值方法求解。

2 直升機(jī)艦面起降特性計(jì)算

本文用Newton-Raphson[18]方法求解直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程。機(jī)身、平垂尾的氣動(dòng)力由風(fēng)洞試驗(yàn)確定。通過(guò)求解機(jī)體動(dòng)力學(xué)方程得到的旋翼氣動(dòng)力，代入直升機(jī)艦面起降氣動(dòng)模型，得出直升機(jī)起降時(shí)的操縱量和機(jī)身姿態(tài)。計(jì)算合成風(fēng)速為0～40 kn，步長(zhǎng)為5 kn；合成風(fēng)向-90°～+90°，步長(zhǎng)為15°。圖2a）～f）給出了該直升機(jī)艦面起降時(shí)直升機(jī)操縱和姿態(tài)的變化曲線。

計(jì)算結(jié)果顯示，直升機(jī)的艦面起降特性與陸基飛行特性基本一致。隨著來(lái)流風(fēng)速和風(fēng)向角度的增大，直升機(jī)的操縱和平衡有較大的變化，高風(fēng)速和大角度下，直升機(jī)不能保持平衡姿態(tài)。受風(fēng)速和風(fēng)向影響最嚴(yán)重的是滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，其次是橫向操縱。

3 艦面起降風(fēng)限圖制定

3.1 艦面起降安全判據(jù)

由于直升機(jī)艦面起降的特殊性，為保證起降安全，直升機(jī)艦面起降配平后，各操縱量必須留有足夠的余量，且機(jī)身姿態(tài)角不能太大。關(guān)于直升機(jī)安全起降的具體準(zhǔn)則，目前各國(guó)尚沒(méi)有統(tǒng)一的規(guī)范。本文根據(jù)文獻(xiàn)[19]，制定以下起降安全判據(jù)：縱向操縱余量＞10%，橫向操縱余量＞10%，總距操縱余量＞10%，腳蹬操縱余量＞15%，直升機(jī)俯仰角＜±4°，直升機(jī)滾轉(zhuǎn)角＜±5°。

3.2 艦面起降風(fēng)限圖制定

由上節(jié)計(jì)算結(jié)果和本節(jié)3.1所采用的起降安全判據(jù)，分析相關(guān)直升機(jī)起降風(fēng)限圖形態(tài)[4]，制定的該直升機(jī)在某型艦上的起降風(fēng)限圖如圖3所示，單位：m/s。

圖3顯示，該直升機(jī)的艦面起降風(fēng)限圖左右對(duì)稱，這與其共軸構(gòu)型的氣動(dòng)特性是一致的；小風(fēng)向角-15°～+15°范圍內(nèi)，起降風(fēng)速可以達(dá)到20 m/s；隨著風(fēng)向角增加，起降允許風(fēng)速減小。側(cè)向風(fēng)±60°～±90°范圍內(nèi)，只能承受7.5 m/s的起降風(fēng)速。順風(fēng)方向原則上不允許著艦，但從實(shí)際情況考慮，著艦風(fēng)速限制在2.5 m/s。

4 結(jié)論

本文通過(guò)建立并求解某型共軸式直升機(jī)的艦面起降模型，得到該直升機(jī)在艦上的起降特性和起降風(fēng)限圖。計(jì)算結(jié)果表明，該直升機(jī)在艦面的飛行特性與陸基前飛特性基本一致，為計(jì)算的可靠性提供了佐證；起降風(fēng)限圖顯示，該直升機(jī)頂風(fēng)起降承受的風(fēng)速最大，因而最安全；側(cè)風(fēng)起降能承受的風(fēng)速最小，因而應(yīng)該盡量避免。該直升機(jī)艦面起降包線主要由機(jī)身滾轉(zhuǎn)姿態(tài)和橫向操縱范圍限制。

直升機(jī)艦面起降風(fēng)限圖的制定是一個(gè)反復(fù)計(jì)算、試飛、分析、修正的過(guò)程，并最終通過(guò)海上試飛來(lái)確定。在理論分析的基礎(chǔ)上，需要開展大量的飛行試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。本文計(jì)算的共軸直升機(jī)艦面起降風(fēng)限圖，為海上飛行試驗(yàn)提供了理論依據(jù)和方向，對(duì)提高海上試飛安全，提升試飛效率，降低試飛費(fèi)用，起到重要的作用。

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Computation of Save Operation Envelope of a Coaxial Helicopter on Shipboard

YANG Jun
（China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen Jiangxi 333001,China）

This paper sets up a flight dynamic model of a coaxial helicopter and,computes the take-off and landing charac?teristics on shipboard.Finally,the safe operating envelope(SOE)for the combination of the very helicopter and ship was obtained,according to some criterions.The SOE provided a guidance for helicopter safely taking-off and landing on ship, which was significant in practice.

coaxial helicopter;flight dynamics;taking-off and landing on shipboard;save operating envelope

V212.4

：A

1673-1522（2017）01-0149-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.01.009

2016-12-19；

：2017-01-12

部委科研基金資助項(xiàng)目（15-cpb-06）

楊 ?。?984-），男，工程師，碩士。