賀少華，譚大力，顏世偉

（92942部隊，北京100161）

1 國外艦載直升機風限圖研究概況

艦載直升機驅護艦起降區(qū)域狹小，起降作業(yè)須克服艦船的橫搖、縱搖和深沉運動以及飛行甲板空氣流場的影響。國外艦船氣流場研究始于20世紀90年代中期，為檢驗海、陸、空直升機在各種艦船飛行甲板上的起降可行性，美國海軍于1998年開始了艦載直升機艦機融合程序（Joint Shipboard Helicopter Integration Process，JSHIP）研究項目[1]。對于一給定的艦—機組合，艦—機協(xié)同操作能力包絡（Ship-Helicopter Operating Limits，SHOL），也稱甲板風風限圖（Wind Over Deck Envelop，WOD Envelop），規(guī)定了該型艦載機在該型艦船上起降時允許的最大風況、艦船運動幅值（一般為橫搖、縱搖）。通常，一個完整的風限圖包含艦—機型號、著艦路徑、能見度（晝間或夜間）等信息。

在艦機風限圖研究（獲?。┓矫妫商m海軍在艦機風限圖獲取方面積累了較豐富的經(jīng)驗，已為多型艦載直升機和航空艦船的艦機組合繪制了風限圖，艦載直升機重量從4 040～9 715 kg 不等，艦船排水量從485～17 000 t 不等，最極限的情況是，該國為一型重量為4 040 kg 艦載直升機與排水量僅為485 t 的艦船繪制了風限圖，該型艦船的飛行甲板尺寸僅為7 m×7.6 m[2]。荷蘭海軍早期獲取風限圖的過程主要為：通過岸基懸停實驗獲得艦載直升機在自然風條件下的操控和發(fā)動機能力邊界；同時，通過縮比模型風洞實驗和實船測試得到艦載直升機艦船起降環(huán)境數(shù)據(jù)（主要包括飛行甲板空氣流場特性數(shù)據(jù)和艦船運動特性數(shù)據(jù)）；基于岸基測試得到的艦載直升機特性和海上艦船起降環(huán)境數(shù)據(jù)，經(jīng)計算分析，得到了理論風限圖（Candidate Flight Envelope）?；诶碚擄L限圖，開展海上實裝飛行驗證試驗，得到最終可用于實際作業(yè)的風限圖。美、英等國海軍獲取風限圖的方法在早期與荷蘭海軍基本相同，美國海軍更多倚重于海上實裝飛行試驗。

上述獲取風限圖的方法主要依賴于岸基、海上實裝試驗。隨著建模仿真及計算機水平的不斷提高，建模仿真技術開始越來越多地應用于風限圖相關研究中，包括艦船空氣流場特征建模仿真、艦船運動特征建模仿真、飛行員人員特征建模仿真以及艦—環(huán)—機（人）整體動力學行為建模仿真等[3-6]。

實際上，艦載直升機起降是一個涉及艦、環(huán)、機（包括飛行員）的多參數(shù)耦合的復雜動力學（運動學）系統(tǒng)問題，且是一個包含時間t 的時變系統(tǒng)。采用數(shù)學物理方法對該問題進行建模仿真，面臨兩大難題：一是“方程”難建立；二是求解“方程”也很困難?，F(xiàn)有研究均對該系統(tǒng)進行了一定程度的簡化。如，不考慮飛行員因素、不考慮時間t、將艦—環(huán)—機“先分后合”進行研究（忽略它們之間的耦合）等。艦—環(huán)—機實時、整體建模仿真目前還是一個世界性難題。

基于以上情況，結合飛行模擬器技術的進步，國外提出并實現(xiàn)了一種折中的辦法，即基于飛行模擬的理論風限圖獲取方法，避免了復雜的飛行員行為建模仿真以及實裝飛行代價大、風險高等問題。美國海軍JSHIP項目的主要任務之一就是借助美國航空航天局Ames 研究中心的垂直運動模擬器，建立一種基于真實飛行員模擬飛行試驗的理論風限圖繪制方法。

2003年，英國國防部開始了對艦機動力學接口研究（Ship/Air Interface Framework，SAIF）的專項資助，旨在基于Culdrose、Cornwall 等皇家海軍航空站的Merlin 直升機訓練模擬器進行風限圖預測。通過SAIF專項，建立了一個基于Merlin模擬器的通用計算機仿真系統(tǒng)，系統(tǒng)能對不同艦—機組合的艦載直升機起降過程進行仿真，包括艦載無人機。SAIF項目已經(jīng)開展Merlin直升機在23型護衛(wèi)艦和45型驅逐艦上的風限圖仿真試驗[7]。

英國利物浦大學研制了一套全自由度飛行模擬器HELIFLIGHT-R。HELIFLIGHT-R構造了一個逼真虛擬仿真環(huán)境，已應用在為得到理論風限圖的模擬飛行試驗中?；贖ELIFLIGHT-R 的模擬飛行試驗能夠讓人們對風限圖有更清楚的理解，進而為實際飛行試驗提供參考和指導。HELIFLIGHT-R是一臺全功能飛行模擬器，它有220×70 度仿真視景、六自由度基礎運動平臺、四軸力反饋系統(tǒng)等功能。飛行力學模型用FLIGHTLAB 和Matlab/Simulink 軟件建立，目前已建立典型固定翼、旋翼和傾轉翼艦載機飛行力學模型庫。用Presagis’Creator Pro和VEGA軟件建立外部環(huán)境數(shù)據(jù)庫，允許用戶對能見度、云厚、雨、霧以及海況、排煙和直升機旋翼下洗氣流對水面影響等效果進行選擇（配置）。視景可通過球幕顯示，也可通過投影系統(tǒng)投影在艙頂內(nèi)表面進行顯示。運動、視景，結合真實的聲音播放，給飛行員提供了極具沉浸感的虛擬環(huán)境。系統(tǒng)能夠實時監(jiān)控和記錄模擬飛行過程數(shù)據(jù)，支撐開展飛行講評和數(shù)據(jù)分析，包括艦載機位置、姿態(tài)、加速度以及飛行員的操控動作等，另外，座艙里的攝像設備記錄飛行過程視頻和音頻，采用追蹤視角對艦載機進行影像記錄[7]。

2 基于飛行模擬獲取理論風限圖

艦載直升機六自由度起降飛行模擬需要：飛行模擬器（如HELIFLIGHT-R）、艦船氣流場特征數(shù)據(jù)、母艦運動模型和環(huán)境模型等。

2.1 艦船氣流場特征數(shù)據(jù)的獲取

艦船氣流場特征數(shù)據(jù)獲取可采用實船試驗[8]、縮比模型風洞試驗[9]和CFD 建模仿真[10-11]等方法。實船試驗能夠得到高質量數(shù)據(jù)，但是，受環(huán)境條件、人力、測量設備、飛行員、艦載機等多因素影響，且需要針對不同風向、風速組合，實船試驗代價非常高，且存在安全風險。風洞縮比模型試驗（一般1 ∶100）可以針對不同風況得到有價值的測量數(shù)據(jù)，但是，很難對母艦—旋翼機耦合效應進行模擬，且由于雷諾數(shù)減小，非定常流動的脈動頻率、流動分離、漩渦等特征都會發(fā)生變化，與實際存在差異。雖然有研究發(fā)現(xiàn)這些特征的基本形態(tài)與雷諾數(shù)弱相關[12]，但該發(fā)現(xiàn)并未在理論上得到證實。相比實船試驗和縮比模型風洞試驗，CFD建模仿真方法是一種綜合較優(yōu)方法，能較好兼顧母艦氣流場和艦—機耦合仿真。目前，隨著計算能力的不斷提高，實時艦—環(huán)—機耦合動力學仿真也將不再難以開展。

早期，利物浦大學采用定常CFD 計算方法，將計算得到的母艦定常氣流速度場施加到直升機飛行力學模型中，直升機起降時的氣動載荷更接近真實（相比不施加時）。飛行員們反映，考慮母艦氣流場時，模擬駕控感受明顯更真實，但是，由于缺乏對母艦氣流場不穩(wěn)定特征的考慮，模擬飛行缺少真實的“顛簸”感。隨著計算機計算水平的不斷提高，非定常氣流場CFD仿真成為了可能，且能夠考慮更加精細的艦船幾何特征。湍流采用DES 模型（Detached Eddy Simulation）。DES 模型是一種結合了LES 模型（Large Eddy Simulation）和URANS 模型（Unsteady Reynolds Averaged Navistokes Simulation）的高級湍流模型，LES 模型計算資源消耗大，不宜運用在艦船近壁區(qū)（為捕捉到近壁區(qū)的小尺度渦，要求該區(qū)域的網(wǎng)格更加細密），故近壁區(qū)選擇URANS 湍流模型，而將LES 模型用于遠壁區(qū)氣流（尺寸更大的渦）的模擬。研究表明，DES模型非常適合在包含“陡壁”的物體上。如，艦船的上層建筑，它能夠精確地捕捉到流動分離特征。如圖1所示，DES湍流模型能夠更好地捕捉到不穩(wěn)定氣流場特征，而URANS將大部分的不穩(wěn)定特征過濾掉了。

圖1 飛行甲板上空某點氣流速度時間歷程Fig.1 Time history of air velocity at a point above the flight deck

艦船氣流場CFD 仿真的合理性已經(jīng)得到縮比模型風洞試驗和海上實船測試數(shù)據(jù)的驗證，這在以往公開文獻中多次提及。如，F(xiàn)orrest&Owen[13]以一個通用護衛(wèi)艦簡化模型為研究對象，風洞試驗數(shù)據(jù)由加拿大國家研究委員會提供，通過熱線風速儀測量得到；海上實船數(shù)據(jù)則由英國國防科學技術實驗室提供，使用超聲流量計測量了23型護衛(wèi)艦飛行甲板氣流場特征。

艦船非定常氣流場可由商業(yè)軟件Ansys Fluent仿真得到，將艦船幾何模型導入Ansys ICEM軟件中，進行幾何清理和修補，去除細小幾何特征，得到適合進行網(wǎng)格劃分的較規(guī)則幾何體。鞭狀天線、護欄及甲板上的其他細小幾何特征對流場特征影響很小，如果不對其進行清理，將大幅增加網(wǎng)格劃分的難度和網(wǎng)格規(guī)模，也影響網(wǎng)格質量，耗費大量計算資源。通常，可以將直徑小于0.3 m 的幾何對象清理掉。圖2為23型護衛(wèi)艦的CFD計算網(wǎng)格模型。

圖2 23型護衛(wèi)艦的CFD非結構化網(wǎng)Fig.2 Unstructured CFD mesh for type 23 frigate

基于DES模型進行艦船氣流場CFD仿真，求解時間步長為0.01 s，即能捕捉到100 Hz 以下的非穩(wěn)態(tài)氣流場特征。仿真得到隨時間變化的起降空域內(nèi)各點的三向氣流速度（u，v，w，t），以查詢表的形式存儲。圖3為23型護衛(wèi)艦艦載直升機的關注起降空域，艦載直升機從左舷后方進近著艦，需要存儲該空域內(nèi)的氣流場特征數(shù)據(jù)。

圖3 23型護衛(wèi)艦飛行甲板氣流場關鍵空域Fig.3 Key space of air-wake of flight desk for type 23 frigate

2.2 對艦船運動的考慮

飛行模擬還需考慮艦船運動。艦船運動特征取決于艦船設計、海況、航速、裝載等，在進行飛行模擬時，一般選取某型船的某種典型海況下的運動特征，該運動特征在飛行員看來至少感覺是真實的。雖可采用相關建模仿真軟件進行仿真，但國外通常選擇采用實測方法記錄艦船運動，對于其他未記錄海況和類似船型，采用比例縮放的方法。一般來說，在艦船（飛行甲板）運動過程中，當其運動幅值處于限定值以內(nèi)時，就可將這段時間定義為平穩(wěn)期。艦船平穩(wěn)期雖客觀存在，但持續(xù)時間是否滿足需要，還需具體分析。如只是將運動幅值是否超限作為運動是否平穩(wěn)的標準，那么平穩(wěn)期將難以定義，因為艦船運動總是在平穩(wěn)和非平穩(wěn)之間反復，二者的界限沒有劃定。文獻[14]給出的艦船運動平穩(wěn)期的定義為：①艦船運動不能超限；②非平穩(wěn)期向平穩(wěn)期轉變的標志為，當運動在這個峰值（波峰或波谷）超限時，下一個峰值必須在限定值的0.8 以內(nèi)。圖4 所示為實測得到的某型護衛(wèi)艦運動時間歷程，平穩(wěn)期為矩形框內(nèi)所示，持續(xù)時間分別為2.6 s、19.0 s、4.8 s 和24.2 s。

圖4 艦船運動平穩(wěn)期（矩形框內(nèi)的即為運動平穩(wěn)期）Fig.4 Quiescent periods for ship motions，the ship is quiescent within the rectangles

2.3 氣流載荷施加

以海鷹直升機為研究對象，處于艦船氣流場中的艦載直升機氣流載荷施加點見圖5。載荷包括不穩(wěn)定氣流產(chǎn)生的力和力矩。CFD 計算到的氣流三向速度分量（u，v，w）在空間點位置（x，y ，z）隨時間變化。實際計算中，查詢表中（x，y，z）必須轉換成圖5中的氣流載荷計算點坐標，包括主旋翼上的點坐標。

2.4 試驗測試及著艦難度量化

典型的飛行模擬測試程序包含了不同風況下的進近和甲板著落。如，英國皇家海軍，通常每隔15°和5 kn 一個風況。由經(jīng)驗豐富的海軍試飛員進行模擬飛行試驗，著艦方式為左后方進近著艦，包含3 個階段，如圖6 所示。首先，在左舷保持與艦平行飛行；然后，橫移到飛行甲板著艦點上空、懸停；最后，等待時機（母艦運動平靜期）垂直下降著艦。

圖5 海鷹直升機模型及氣流載荷施加點示意圖Fig.5 Seahawk helicopter model and location of airload computation points

圖6 英國皇家海軍艦載直升機著艦路徑示意圖Fig.6 Final stages of the recovery of a Royal Navy helicopter to a single spot frigate

為向模擬飛行試驗飛行員提供逼真的、身臨其境的體驗，最基本的要求是飛行員能夠從基座運動和視覺場景中獲得正確和足夠反饋或提示。雖然基座運動在飛行模擬時不是必需的，但當飛行員在高負荷下操作，艦載機處于其可控制范圍邊界時，前庭運動提示的重要性已經(jīng)被證實，特別是在不良視覺環(huán)境中或視覺提示較少時。Wang 等人[15]使用利物浦大學HELIFLIGHT-R 模擬器進行了一系列的著艦和懸停操作，外部場景考慮了白天、黃昏、霧和夜晚等不同環(huán)境（能見度）?；\動和視覺提示的重要性得到了證實，兩者之間的相互依存性也得到了證實。圖7 顯示了飛行員在23型護衛(wèi)艦著艦點上空保持懸停時，飛行員的控制活動差異，實線表示考慮前庭運動時的控制活動；虛線表示不考慮前庭運動提示時的控制活動?？刂苹顒?，包括左圖所示的橫向操縱動作和右圖所示的腳蹬動作。白天，飛行員可使用視覺提示（目視）保持位置，有無前庭運動提示控制活動差異不明顯，但隨著視覺提示的減少（晚上），在沒有前庭運動提示的時候，飛行員的控制動作顯示出更大地偏移。

圖7 飛行員控制活動Fig.7 Pilot control activity without motion

在受控模擬環(huán)境中進行著艦，可以方便地定義和重復測試點?？梢杂肈IPES或Bedford法來量化飛行員著艦操控負擔等級（著艦難度等級）[17]，并結合測試得到的起降過程飛機操縱數(shù)據(jù)，如總距、周期變距、尾槳距操縱余量等。另外，較大直升機的姿態(tài)角會影響直升機在不同風況下降落甲板的動平衡性能，也會影響飛行員的視野，不利于飛行員進行判斷，風限圖分析計算中設定直升機著艦時機身俯仰角和機身滾轉角不超過一定范圍。飛行員著艦難度等級評定Bedford法將著艦難度設定為1～10級：1級表示難度不大，10 級表示飛行員不得不放棄任務。在Bedford 法中，要求飛行員自我衡量他們在執(zhí)行指定任務（主要任務）時還有多少冗余能力。冗余能力表示飛行員執(zhí)行次要任務的能力，如保持對任務的清醒意識、監(jiān)控飛機系統(tǒng)或收聽無線電通信等。主要任務帶來的工作負擔越重，用于關注這些次要任務的冗余能力就越少。Bedford 法適用于任何任務，但DIPES 正如其名，專門為艦載機飛行甲板著艦而設計。DIPES 根據(jù)飛行員工作量、表現(xiàn)、精度和一致性對每次著艦進行評分：3級或更低表明在該環(huán)境條件下，安全著艦可以在一定精度內(nèi)重復實現(xiàn)，即在一定精度內(nèi)，安全著艦是可行的；等級為4或5則表示相反，將這種環(huán)境條件劃屬風限圖之外，即在這些條件下禁止直升機著艦。除了飛行員給出的具體意見外，還可以為每個等級分配一些字母后綴，以說明操控負擔（工作量）增加的原因。譬如，‘T’表示turbulence，即由湍流增加的負擔；‘D’表示deck motion，即由甲板運動增加的負擔。

許多國家海軍使用DIPES 來確定理論風限圖。Bedford法用于評估著艦每一個階段的任務難度，并可用于量化評估任意空間位置氣流場造成的任務難度，進而可以用來評估艦船上層建筑設計對艦載直升機著艦的影響。

圖8 來自Hodge 等人[16]的數(shù)據(jù)，顯示了飛行員在23型護衛(wèi)艦著艦點上空將飛機保持在懸停位置時，使用Bedford 法得出的工作負荷等級，風向分別為逆風0°和來自右舷艦首45°的風。左圖為采用定常CFD仿真數(shù)據(jù)，右圖為采用非定常CFD仿真數(shù)據(jù)?？梢钥闯?，相比定常氣流場，非定常氣流場要求飛行員必須付出更多努力才能更好地完成懸停操作，特別是在45°風的時候。這再次表明了非定常氣流場（相比定常氣流場）對飛行模擬的重要性。

圖8 采用Bedford法表示的飛行員在定常和非定常氣流場中保持懸停的難度等級（示意圖）Fig.8 Bedford workload ratings for a station-keeping task in steady and unsteady airwakes

除了真實飛行試驗，其他方法得到的風限圖往往偏保守（包絡相比實際狹?。?。圖9 顯示了SH-60B 海鷹直升機在23型護衛(wèi)艦按照艦艉左舷著艦方式著艦、±90°甲板風范圍內(nèi)的風限圖，數(shù)據(jù)由Forrest等人[18]提供，實線表示由DIPES 定義的極限包絡，虛線表示尾槳機構承受側風極限包絡。

圖9 SH-60B海鷹直升機在23型護衛(wèi)艦的著艦風限圖Fig.9 DIPES Ratings and SHOL diagrams for a type 23 Frigate and SH-60B seahawk helicopter

3 總結

為獲取艦載直升機實用風限圖，僅依靠實裝飛行試驗或建模仿真都是非常困難的。通過起降飛行模擬試驗獲取理論風限圖，結合少量的海上實裝飛行驗證試驗是一種綜合較優(yōu)的方法。本文對飛行模擬試驗在理論風限圖繪制中的作用、方法等進行了研究綜述。得到的主要結論為：飛行模擬器中的母艦氣流場數(shù)據(jù)、母艦運動可由建模仿真或試驗測試得到，且必須考慮母艦氣流場的非定常特性；只有當飛行員視景或視覺反饋受限時（如能見度降低時），飛行模擬器基座的六自由度運動才是必需的；用DIPES 或Bedford方法量化飛行員主觀操縱負擔，結合記錄的客觀操縱數(shù)據(jù)，評判起降難度；典型的飛行模擬試驗程序包含了不同風況下的進近和甲板著艦，通常每隔15°和5 kn 一個風況；除了真實飛行試驗，其它方法得到的風限圖通常偏保守（包絡相比實際狹?。?。

雖然理論風限圖模擬飛行試驗的準確性尚未得到充分驗證，目前尚無法完全替代海上實船起降飛行試驗，但可用于對風限圖的先期摸索，可指導開展海上實船起降飛行試驗，提高海上實船起降飛行試驗的效率和安全性。通過海上實船起降飛行試驗校驗理論風限圖，最終得到可用于實際的風限圖。