唐宏清，王華明

（南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院，南京210016）

艦載直升機(jī)近艦面跟進(jìn)懸停是其艦面起降的重要階段，在此期間其平衡特性受艦面流場(chǎng)環(huán)境影響顯著。目前常用的研究手段是：首先通過(guò)數(shù)值仿真確定艦面流場(chǎng)，其次采用葉素理論將直升機(jī)的主要?dú)鈩?dòng)面（旋翼、尾槳）離散成若干微元，通過(guò)艦面流場(chǎng)與旋翼（尾槳）流場(chǎng)的耦合獲得微元?dú)鈩?dòng)中心的總流場(chǎng)速度，進(jìn)而確定旋翼（尾槳）氣動(dòng)力，建立適用于艦面起降的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型[1?5]。將所建模型作為仿真對(duì)象，進(jìn)而可以研究無(wú)人直升機(jī)的艦面起降仿真及風(fēng)限圖計(jì)算，對(duì)于設(shè)計(jì)自主起降控制率和保障艦面起降安全具有重要的工程價(jià)值。

目前Matlab、C、Fortran等程序設(shè)計(jì)語(yǔ)言仍是直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模的主要實(shí)現(xiàn)方式，由此建立的程序語(yǔ)言類模型不僅缺少層次感、可重用性，而且很難與后續(xù)的直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證進(jìn)行對(duì)接。Simulink是整合于Matlab中的系統(tǒng)建模和仿真專用平臺(tái)，借助其建模有如下特點(diǎn)及優(yōu)勢(shì)：以塊作為基本建模單元，只需依據(jù)系統(tǒng)的描述形式（一般為微分方程）用信號(hào)線連接不同功能的塊，即可建立塊圖形式的仿真模型；其航空航天塊庫(kù)將航空航天領(lǐng)域系統(tǒng)建模與仿真的常用操作、計(jì)算程序封裝成一系列可直接使用的塊，顯著地提升了建模效率；其線性分析工具箱克服了牛頓迭代法[6]和優(yōu)化求解法[7]的缺點(diǎn)，可直觀、高效地對(duì)模型進(jìn)行配平計(jì)算。國(guó)內(nèi)學(xué)者應(yīng)用Simulink研究直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的建立、配平和線化雖起步較晚，但仍取得了較大的成果。2006年，于志等借助Simulink平臺(tái)搭建了黑鷹（UH?60）直升機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型，并通過(guò)模型配平獲得了該機(jī)的平衡特性，最后指出應(yīng)用Simulink平臺(tái)建立直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型可以極大地提升模型的封裝性、層次性和可拓展性[8]；隨后，翁智勇也以UH?60直升機(jī)為研究對(duì)象，應(yīng)用Simulink建立了該機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)仿真模型，以研究直升機(jī)懸停和前飛時(shí)的操縱響應(yīng)[9]。從公開發(fā)表的文獻(xiàn)來(lái)看，目前國(guó)內(nèi)鮮有學(xué)者應(yīng)用Simulink研究無(wú)人直升機(jī)的艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)建模及配平仿真。

本文采用CFD軟件計(jì)算SFS2艦在不同風(fēng)速和風(fēng)向下尾部飛行甲板上方的流場(chǎng)，在Simulink平臺(tái)中建立單旋翼帶尾槳式直升機(jī)的艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)仿真模型，并使用其專用配平工具——線性分析工具箱，對(duì)某型無(wú)人直升機(jī)懸停于載艦飛行甲板上方時(shí)的平衡特性進(jìn)行仿真計(jì)算，以分析艦船尾流場(chǎng)風(fēng)向、風(fēng)速對(duì)該機(jī)近艦面懸停時(shí)的影響。

1 艦船流場(chǎng)計(jì)算

1.1 計(jì)算模型

為了模擬艦面的氣動(dòng)環(huán)境，建立了護(hù)衛(wèi)艦SFS2的外形數(shù)模（圖1），采用CFD軟件STAR?CCM+計(jì)算了來(lái)流風(fēng)向角在-90°～90°（間隔15°）變化時(shí)，艦船飛行甲板上方的流場(chǎng)。SFS2艦長(zhǎng)lsh=138.7 m，其他相關(guān)數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[3]。

圖1 SFS2艦船外形數(shù)模Fig.1 Mathematic model of SFS2 ship contour

1.2 邊界條件與網(wǎng)格生成

流場(chǎng)計(jì)算域采用長(zhǎng)方體（長(zhǎng)為10lsh、寬為7lsh、高為5lsh），以簡(jiǎn)化后續(xù)的網(wǎng)格劃分及入口風(fēng)向設(shè)置。計(jì)算域的邊界條件為：速度入口、壓力出口、滑移壁面和無(wú)滑移壁面。為了使生成的流體網(wǎng)格大部分為計(jì)算性能較好的六面體網(wǎng)格，本文采用Star?CCM+中的切割體網(wǎng)格生成器進(jìn)行網(wǎng)格劃分。同時(shí)，為了能捕捉到飛行甲板和艦船周圍的流場(chǎng)信息，本文使用混合尺寸網(wǎng)格劃分策略，在計(jì)算域內(nèi)部從里到外設(shè)置了3個(gè)長(zhǎng)方體網(wǎng)格加密區(qū)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行甲板和艦船周圍的網(wǎng)格密度控制，最終生成的流體網(wǎng)格數(shù)量約為343萬(wàn)個(gè)（圖2）。另外，針對(duì)艦船尾流場(chǎng)雷諾數(shù)高和極不穩(wěn)定的特點(diǎn)，本文采用K?Epsilon模型模擬尾流場(chǎng)的湍流分量。

圖2 計(jì)算域網(wǎng)格劃分Fig.2 Grid division of computing domain

1.3 流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果

圖3展示了來(lái)流風(fēng)向角0°、風(fēng)速Vw=10 m/s時(shí)，SFS2艦船縱向?qū)ΨQ面內(nèi)的X方向速度云圖。從圖3中可知，由于該艦船高層建筑的阻擋作用，導(dǎo)致了氣流分離的產(chǎn)生，形成了4個(gè)大尺度的渦流區(qū)（圖3中青色區(qū)域）。

圖3 艦船縱向?qū)ΨQ面內(nèi)X方向速度云圖Fig.3 Velocity cloud chart in X?direction in longitudinal symmetry plane of ship

圖4～5展示了艦船機(jī)庫(kù)后方15 m處橫截面內(nèi)X、Z方向的速度分布云圖。由圖4～5可知，X、Z方向的速度基本呈現(xiàn)對(duì)稱分布，與實(shí)際情況基本一致：機(jī)庫(kù)后方形成了渦流區(qū)（圖4中顏色由青色逐漸變?yōu)樗{(lán)色），在甲板正上方產(chǎn)生了較大的下沖氣流（圖5中藍(lán)色區(qū)域）。

圖4 機(jī)庫(kù)后方15 m處橫截面內(nèi)X方向速度云圖Fig.4 Velocity cloud in X?direction in cross section 15 m behind the hangar

圖5 機(jī)庫(kù)后方15 m處橫截面內(nèi)Z方向速度云圖Fig.5 Velocity cloud in Z?direction in cross section 15 m behind the hangar

為了驗(yàn)證本文計(jì)算結(jié)果的正確性，選取機(jī)庫(kù)后方6.858 m處橫截面（25%甲板長(zhǎng)度）的X方向速度計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[10]的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。圖6為該截面內(nèi)高10.668 m（35 ft）處的對(duì)比結(jié)果，從圖6中可以看出，本文的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

圖6 25%甲板長(zhǎng)度X方向速度計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.6 Comparison of calculation results of X?direction ve?locity at 25%deck length

1.4 流場(chǎng)數(shù)據(jù)處理與應(yīng)用

由于混合尺寸網(wǎng)格的使用，Star?CCM+導(dǎo)出的流場(chǎng)速度分量為流體域內(nèi)各個(gè)非均勻網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的計(jì)算結(jié)果。為了簡(jiǎn)化流場(chǎng)數(shù)據(jù)使用，精簡(jiǎn)數(shù)據(jù)容量，提高計(jì)算效率，本文使用Tecplot軟件的線性插值功能實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)速度分量從非均勻網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)至均勻網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的映射，最終完成了艦船尾流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)的建立。

為了驗(yàn)證均勻映射后流場(chǎng)的正確性，選取機(jī)庫(kù)后方15 m處橫截面內(nèi)高5 m處的位置，應(yīng)用Tec?plot軟件對(duì)Star?CCM+計(jì)算的非均勻網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)速度與映射后的均勻網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)速度(VX、VZ)進(jìn)行了對(duì)比，如圖7所示，可以看出兩者十分吻合。

圖7 X方向和Z方向節(jié)點(diǎn)速度對(duì)比Fig.7 Comparison of node specd in X-and Z-directions

當(dāng)直升機(jī)在艦船附近飛行時(shí)，根據(jù)實(shí)時(shí)計(jì)算出的氣動(dòng)中心（如槳葉單元中心、尾槳槳轂中心等）位置矢量進(jìn)行插值，便可從流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)中獲得氣動(dòng)中心處的流場(chǎng)速度。將插值獲得的流場(chǎng)速度疊加至氣動(dòng)中心的原速度上，從而將艦船尾流場(chǎng)耦合至直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型。

2 直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)建模

2.1 坐標(biāo)系

圖8展示了本文建模使用的部分坐標(biāo)系及其位置。艦船坐標(biāo)系（下標(biāo)sh）的原點(diǎn)與載艦機(jī)庫(kù)門下方的中點(diǎn)重合，Xsh軸為艦船縱向?qū)ΨQ軸，指向船尾為正，Zsh軸與Xsh軸垂直且正向朝上，Ysh軸依據(jù)右手法則確定。機(jī)體坐標(biāo)系（下標(biāo)B）的原點(diǎn)與機(jī)體重心重合，XB軸沿機(jī)身縱向?qū)ΨQ軸且正向朝前，ZB軸與XB軸垂直且正向朝下，YB軸由右手法則確定。地面坐標(biāo)系（下標(biāo)E）的XE軸指向直升機(jī)初始航向，ZE軸指向地心，YE軸由右手定則確定，原點(diǎn)與艦船坐標(biāo)系的原點(diǎn)重合，因?yàn)楸疚臅翰豢紤]艦船的縱搖、橫搖和沉浮運(yùn)動(dòng)，且將艦船的航行速度等價(jià)為艦船靜止而氣流沿反方向從船前吹來(lái)。飛行動(dòng)力學(xué)建模涉及的其他坐標(biāo)系參考文獻(xiàn)[11]。

圖8 建模坐標(biāo)系Fig.8 Coordinate systems of modeling

2.2 Simulink建模

本文利用Simulink平臺(tái)基于組件的建模特點(diǎn)，同時(shí)結(jié)合單旋翼帶尾槳式直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模的理論方法[6,12?13]，將整個(gè)模型分成旋翼、尾槳、機(jī)身、平尾和垂尾5個(gè)頂層組件，先用Simulink分別建立各組件的氣動(dòng)力計(jì)算模型并進(jìn)行驗(yàn)證，然后組裝成直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型。

旋翼的氣動(dòng)力與誘導(dǎo)速度、槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)和艦面流場(chǎng)密切相關(guān)，本文采用動(dòng)力入流方程[14?16]計(jì)算旋翼的誘導(dǎo)速度，采用錐度角、后倒角和側(cè)倒角描述槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng)[17]，利用Matlab Function塊建立旋翼誘導(dǎo)速度模型和槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)模型。為了計(jì)入艦船尾流對(duì)旋翼氣動(dòng)載荷的影響，將槳盤沿周向和徑向離散成若干葉素，先計(jì)算各葉素相對(duì)地面坐標(biāo)系的位置矢量，然后從數(shù)據(jù)庫(kù)中提取艦船尾流信息，通過(guò)三維插值獲得各葉素處的艦面氣流速度，將其與旋翼流場(chǎng)合成后計(jì)算各葉素氣動(dòng)力，最終獲得整個(gè)旋翼的氣動(dòng)力。為了便于定義循環(huán)次數(shù)和提取每次循環(huán)的計(jì)算結(jié)果，本文使用For Each Subsystem塊實(shí)現(xiàn)單個(gè)仿真時(shí)間步上的葉素方位角循環(huán)計(jì)算。

尾槳?dú)鈩?dòng)力計(jì)算原理與旋翼類似，可以通過(guò)對(duì)旋翼組件的重用完成尾槳組件的建模。機(jī)身、平尾和垂尾組件通過(guò)各自的實(shí)時(shí)流場(chǎng)信息及氣動(dòng)力系數(shù)插值表實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)力的計(jì)算。在計(jì)入艦船尾流場(chǎng)對(duì)尾槳、機(jī)身等組件的氣動(dòng)力影響時(shí)，首先根據(jù)各組件氣動(dòng)中心相對(duì)地面坐標(biāo)系的位置矢量進(jìn)行插值獲得氣動(dòng)中心處的艦面氣流速度，然后將其與氣動(dòng)中心的原速度疊加獲得合氣流速度，進(jìn)而根據(jù)合氣流速度計(jì)算各組件的氣動(dòng)力。

將直升機(jī)近艦面飛行視為剛體運(yùn)動(dòng)，應(yīng)用Simulink航空航天塊庫(kù)中的6?DOF(Euler angles)塊構(gòu)建直升機(jī)運(yùn)動(dòng)微分方程（如式（1～2）所示），輸入量為直升機(jī)在機(jī)體坐標(biāo)系下的合力及合力矩，輸出量為直升機(jī)的位置、姿態(tài)、速度和加速度，即有

式中：VB=(u,v,w)T為直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)線速度，ωB=(p,q,r)T為角速度，mh為直升機(jī)的質(zhì)量，Ih為直升機(jī)的慣量矩陣，F(xiàn)sumB=(Fx,Fy,Fz)T為機(jī)體坐標(biāo)下直升機(jī)各組件氣動(dòng)力與重力的總和，MsumB=(Mx,My,Mz)T為機(jī)體坐標(biāo)系下各組件氣動(dòng)力矩的總和。

最終建立的直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)Simulink模型如圖9所示。

圖9中旋翼模型（Main_Rotor）的內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖10所示，圖10中cal_elem_force_moment子系統(tǒng)即為一個(gè)For Each Subsystem塊。

圖9 直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型Simulink塊圖Fig.9 Simulink block diagram of flight dynamics model of helicopter shipboard operations

圖10 旋翼模型Simulink塊圖Fig.10 Simulink block diagram of main rotor model

3 直升機(jī)艦面懸停平衡特性仿真

3.1 算例直升機(jī)與流場(chǎng)環(huán)境

本文以某型單旋翼帶尾槳式的無(wú)人直升機(jī)為算例，以研究該機(jī)的艦面懸停平衡特性。算例無(wú)人直升機(jī)旋翼構(gòu)型為蹺蹺板式，總質(zhì)量為420 kg，旋翼和尾槳主要參數(shù)如表1所示。

表1 旋翼和尾槳的主要參數(shù)Table 1 Main parameter s of r otor and tail rotor

本文假設(shè)近艦面懸停時(shí)，算例無(wú)人直升機(jī)重心在SFS2艦船坐標(biāo)系中的位置坐標(biāo)為(15 m,0 m,4 m)，以該點(diǎn)為中心，并結(jié)合算例直升機(jī)的全機(jī)尺寸，從SFS2艦船的流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)中選取一個(gè)長(zhǎng)方體區(qū)域作為配平計(jì)算的艦面流場(chǎng)環(huán)境。

3.2 基于線性分析工具箱的配平計(jì)算

線性分析工具箱是Simulink專門用于配平、線化動(dòng)力學(xué)模型的工具。相比于常用的配平方法，線性分析工具箱的動(dòng)力學(xué)模型配平方法不僅形象簡(jiǎn)單、求解速度快，而且對(duì)操作點(diǎn)的初值要求極低。因此，本文使用Simulink線性分析工具箱作為直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的配平工具。

應(yīng)用該工具箱配平主要包含兩個(gè)步驟：一是約束操作點(diǎn)，即對(duì)模型狀態(tài)量、根輸入和根輸出的屬性添加適當(dāng)約束；二是優(yōu)化求解，即利用解算函數(shù)findop計(jì)算出給定約束下的平衡操作點(diǎn)。其配平的關(guān)鍵和難點(diǎn)在于根據(jù)直升機(jī)的飛行狀態(tài)對(duì)Simulink模型施加適當(dāng)合理的操作點(diǎn)約束，而且約束不能重復(fù)。

3.3 艦面懸停平衡特性分析

將建立的艦船尾流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)作為飛行環(huán)境，應(yīng)用線性分析工具箱對(duì)算例直升機(jī)展開近艦面懸停配平仿真，獲得了相應(yīng)的平衡特性如圖11～16所示。圖11展示了算例直升機(jī)旋翼總距在不同風(fēng)向、風(fēng)速下的平衡計(jì)算結(jié)果。圖11顯示結(jié)果曲線具有對(duì)稱性的特點(diǎn)。當(dāng)甲板上方以正向來(lái)流為主時(shí)（即較小的風(fēng)向角），隨著風(fēng)速的增加，總距逐漸減?。欢诖髠?cè)風(fēng)下，隨著風(fēng)速的增大，旋翼總距先減小后增大，其原因是該風(fēng)況下艦尾飛行甲板上方存在較大的側(cè)風(fēng)分量，直升機(jī)的廢阻顯著增大，進(jìn)而引起了旋翼總距增大。在0°風(fēng)向角時(shí)，旋翼總距基本不變是圖5所示的下沖氣流引起的，即甲板上方的下沖氣流抵消了槳盤平面流量增大造成的總距減小。

圖11 旋翼總距隨風(fēng)向和風(fēng)速變化曲線Fig.11 Variation curves of rotor collective pitch with wind direction and wind speed

圖12～13展示了算例直升機(jī)橫向平衡特性隨風(fēng)向、風(fēng)速的變化。由圖12可知，橫向周期變距和滾轉(zhuǎn)角隨風(fēng)向、風(fēng)速的變化趨勢(shì)，呈現(xiàn)出反對(duì)稱的特點(diǎn)。當(dāng)甲板上方以右側(cè)風(fēng)為主時(shí)（即風(fēng)向角小于0°），直升機(jī)的橫向周期變距、滾轉(zhuǎn)角隨著風(fēng)速的增大均增大（分別對(duì)應(yīng)右壓桿、右滾）；而左側(cè)風(fēng)為主時(shí)（風(fēng)向角大于0°），則相反。上述現(xiàn)象與實(shí)際飛行一致，即右側(cè)風(fēng)吹向甲板可以視為大氣靜止而直升機(jī)往右側(cè)飛行，因而需要右壓桿操縱，產(chǎn)生右滾姿態(tài)。圖13顯示甲板側(cè)風(fēng)對(duì)算例直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)影響顯著，原因是該風(fēng)況下的機(jī)身、垂尾出現(xiàn)了較大的橫向阻力，故需要重力提供反向的橫向力分量以維持橫向平衡，從而形成了較大的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)。但由于尾槳拉力（向右）也參與直升機(jī)的橫向平衡，所以大風(fēng)向、風(fēng)速下的直升機(jī)左滾姿態(tài)比右滾姿態(tài)更大。

圖12 橫向周期變距隨風(fēng)向和風(fēng)速變化曲線Fig.12 Variation curves of lateral cyclic pitch with winddirection and wind speed

圖13 滾轉(zhuǎn)角隨風(fēng)向和風(fēng)速變化曲線Fig.13 Variation curves of roll angle with wind direction and wind speed

圖14～15展示了算例直升機(jī)縱向平衡特性隨風(fēng)向、風(fēng)速的變化。由圖14可知，縱向周期變距、俯仰角隨風(fēng)向及風(fēng)速的變化趨勢(shì)，呈現(xiàn)出一定的對(duì)稱性。當(dāng)甲板上方以正向來(lái)流為主時(shí)（即較小的風(fēng)向角），直升機(jī)的縱向周期變距、俯仰角隨風(fēng)向、風(fēng)速的變化不大，因?yàn)榇藭r(shí)艦船高層建筑的阻擋減弱了抵達(dá)艦面懸停處的正向來(lái)流速度，故直升機(jī)的縱向平衡特性變化較小。大側(cè)風(fēng)下的俯仰角變化是由該風(fēng)況下機(jī)身復(fù)雜的氣動(dòng)特性引起的。算例直升機(jī)機(jī)身在大側(cè)風(fēng)下提供了較大的前向力，故需重力向后傾斜產(chǎn)生反向分量以維持縱向力平衡，因而直升機(jī)產(chǎn)生了較大的抬頭姿態(tài)。

圖14 縱向周期變距隨風(fēng)向和風(fēng)速變化曲線Fig.14 Variation curves of longitudinal cyclic pitch angle with wind direction and wind speed

圖15 俯仰角隨風(fēng)向和風(fēng)速變化曲線Fig.15 Variation curves of pitch angle with wind direction and wind speed

圖16展示了算例直升機(jī)尾槳總距在不同風(fēng)向、風(fēng)速下的平衡計(jì)算結(jié)果。由圖16可知，結(jié)果曲線也呈現(xiàn)出反對(duì)稱的特點(diǎn)。右側(cè)風(fēng)時(shí)，尾槳總距隨著風(fēng)速的增大逐漸增大；而左側(cè)風(fēng)時(shí)，則相反。上述現(xiàn)象的出現(xiàn)與側(cè)風(fēng)吹來(lái)時(shí)尾槳拉力的變化密不可分。當(dāng)甲板上方以右側(cè)風(fēng)為主時(shí)，尾槳槳葉剖面迎角的減小致使其拉力不足以維持航向力矩平衡，故需增大尾槳總距；再者，尾槳拉力還需平衡機(jī)身、垂尾產(chǎn)生的較大偏航力矩（向右），進(jìn)而需進(jìn)一步地增大尾槳總距。

圖16 尾槳總距隨風(fēng)向和風(fēng)速變化曲線Fig.16 Variation curves of tail rotor collective pitch with wind direction and wind speed

4 結(jié) 論

本文利用Simulink平臺(tái)建立了耦合艦面流場(chǎng)的直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)仿真模型，并使用該平臺(tái)的線性分析工具箱對(duì)算例無(wú)人直升機(jī)進(jìn)行了配平仿真，得到了該機(jī)近艦面懸停時(shí)的平衡特性：

（1）較小的來(lái)流風(fēng)向、風(fēng)速時(shí)，直升機(jī)氣動(dòng)面受正向來(lái)流影響不大，致使其操縱量與姿態(tài)角隨風(fēng)向、風(fēng)速的變化較小，但旋翼總距受0°風(fēng)向角時(shí)甲板下沖氣流的影響較大，導(dǎo)致其隨風(fēng)速的增大基本不變。

（2）隨著風(fēng)向、風(fēng)速的增大，尾流側(cè)向速度分量對(duì)旋翼、機(jī)身和垂尾的氣動(dòng)力、力矩產(chǎn)生了較大影響，直升機(jī)操縱量、姿態(tài)角隨之產(chǎn)生了較大的變化，特別是尾槳操縱與滾轉(zhuǎn)角。

（3）直升機(jī)橫向周期變距、尾槳總距及滾轉(zhuǎn)角隨著來(lái)流風(fēng)向、風(fēng)速的變化趨勢(shì)，呈現(xiàn)出反對(duì)稱的特點(diǎn)，而其余操縱及姿態(tài)的變化趨勢(shì)則表現(xiàn)出一定的對(duì)稱性。

由此可見(jiàn)，本文建立的艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)Simulink模型，能夠較好地捕捉到算例無(wú)人直升機(jī)近艦面懸停時(shí)艦面流場(chǎng)對(duì)其平衡特性的影響，可以用于開展艦面起降仿真及風(fēng)限圖計(jì)算相關(guān)的研究。