張衛(wèi)國，譚劍鋒，劉亞奎，楊仕鵬，王暢

1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

2.南京工業(yè)大學(xué) 機(jī)械與動力工程學(xué)院，南京 211816

0 引言

當(dāng)直升機(jī)在含有大量沙塵等離散相顆粒的干燥環(huán)境中貼地飛行時(shí)，沙塵等顆粒被旋翼下洗流卷起，在直升機(jī)周圍形成嚴(yán)重阻礙飛行員視線的沙云，產(chǎn)生直升機(jī)“沙盲（Brownout）”現(xiàn)象。各種布局形式的直升機(jī)均會產(chǎn)生“沙盲”現(xiàn)象。不同型號直升機(jī)形成的沙云有所不同，同型號的直升機(jī)在不同飛行姿態(tài)下形成的沙云也可能存在差異。沙云通常整體包裹直升機(jī)或環(huán)繞直升機(jī)分布（圖1），嚴(yán)重威脅直升機(jī)飛行安全：1）彌漫于直升機(jī)周圍的旋轉(zhuǎn)沙云使飛行員無法準(zhǔn)確判斷直升機(jī)飛行姿態(tài)甚至產(chǎn)生錯(cuò)覺，極易采取錯(cuò)誤的“糾正飛行狀態(tài)”操作，誘發(fā)事故；2）沙云使飛行員無法有效收集地表實(shí)景信息，難以有效完成預(yù)定任務(wù)；3）沙粒磨損旋翼槳葉，堵塞發(fā)動機(jī)濾清器，嚴(yán)重降低直升機(jī)核心部件的使用壽命；4）揚(yáng)起的沙塵會侵蝕機(jī)載航電設(shè)備，并與槳葉高速摩擦形成干擾電磁場，影響航電設(shè)備正常工作。

圖1 V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)“沙盲”現(xiàn)象Fig.1 The brownout phenomenon of V-22 Osprey tiltrotor

“沙盲”作戰(zhàn)環(huán)境是美軍直升機(jī)作戰(zhàn)（尤其是兩棲作戰(zhàn)或特種作戰(zhàn)）的常規(guī)環(huán)境，是造成直升機(jī)損毀的重要風(fēng)險(xiǎn)因素。美國國防部航空安全技術(shù)報(bào)告指出：由“沙盲”導(dǎo)致的低能見度環(huán)境（Degraded Visual Environments,DVEs）引發(fā)了近乎半數(shù)的空軍直升機(jī)墜機(jī)事故，同時(shí)也是美國陸軍直升機(jī)損毀的主要因素[1]。伊拉克戰(zhàn)爭和阿富汗戰(zhàn)爭期間，美軍直升機(jī)飛行事故中約75%由“沙盲”導(dǎo)致[2]，如圖2所示。美國國防部直升機(jī)生存力研究報(bào)告指出：在“伊拉克自由行動”（Operation Iraqi Freedom,OIF）和“持久自由行動”（Operation Enduring Freedom,OEF）中，若包含由“沙盲”引發(fā)的直升機(jī)撞擊障礙物（如電線桿等）事故，則“沙盲”導(dǎo)致的直升機(jī)損毀數(shù)約占總損毀數(shù)的37%，導(dǎo)致的死亡人數(shù)約占總死亡人數(shù)的49%[3]，直接經(jīng)濟(jì)損失達(dá)1 億美元/年[4]。

圖2 “沙盲”現(xiàn)象引發(fā)事故統(tǒng)計(jì)Fig.2 Statistic on accidents caused by brownout

2001—2008 年，由“沙盲”引發(fā)的事故導(dǎo)致美軍損失了20 架直升機(jī)和50 名作戰(zhàn)人員。此外，直升機(jī)非戰(zhàn)斗損毀統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明：130 架次直升機(jī)損毀中約有31 架次由“沙盲”導(dǎo)致，占總損毀數(shù)的24%[3]，如圖3所示。

圖3 非戰(zhàn)斗損毀直升機(jī)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)[3]Fig.3 Statistic on non-combat damaged helicopters[3]

美軍多軍種聯(lián)合開展了直升機(jī)沙塵環(huán)境安全著陸研究，陸軍航空卓越中心專門成立了“沙盲”研究辦公室，試圖尋找解決“沙盲”問題的途徑和技術(shù)。美國發(fā)布的《國防部作戰(zhàn)試驗(yàn)鑒定局2021 財(cái)年報(bào)告》指出：沙塵天氣或“沙盲”現(xiàn)象導(dǎo)致最新型CH–53K 重型直升機(jī)難以滿足在低能見度環(huán)境下保持更高性能余量的作戰(zhàn)要求，嚴(yán)重限制了該機(jī)型的飛行時(shí)間；“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)也存在相同的問題。美國國防部直升機(jī)生存力研究報(bào)告強(qiáng)調(diào)：開展解決“沙盲”問題相關(guān)技術(shù)的研究非常必要且非常迫切。為此，美國海軍與西科斯基飛行器公司成立了專門的工程突擊團(tuán)隊(duì)，對CH–53K 重型直升機(jī)實(shí)施了更為完善的測試計(jì)劃。

本文從直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法、試驗(yàn)方法、形成機(jī)理、抑制方法等4 個(gè)方面綜述國內(nèi)外相關(guān)研究進(jìn)展。

1 直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法研究進(jìn)展

直升機(jī)“沙盲”數(shù)值仿真有助于認(rèn)識沙云的形成和演化規(guī)律，檢驗(yàn)“沙盲”抑制技術(shù)的應(yīng)用范圍和使用效果。直升機(jī)近地干擾流場和沙粒復(fù)雜運(yùn)動計(jì)算方法是直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法的核心。

1.1 直升機(jī)近地干擾流場計(jì)算方法

旋翼近地干擾流場是“沙盲”現(xiàn)象形成的源頭，對近地干擾流場進(jìn)行計(jì)算，是分析直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象的前提[5]。針對直升機(jī)近地干擾流場，早期研究者基于源或匯模擬旋翼，并通過鏡像源或匯體現(xiàn)地面邊界條件（圖4），建立了模擬地面效應(yīng)的鏡面方法[6-7]，但該方法未考慮旋翼尾跡與地面干擾影響。

圖4 基于源或匯的地面鏡面方法[6]Fig.4 Surface mirror method based on source or sink[6]

Rossow[8]通過增加圓柱渦面，考慮了旋翼尾跡效應(yīng)（圖5）?；诏B加原理，何承健等[9]根據(jù)經(jīng)典旋翼渦流理論和映像法計(jì)算了地面渦位置，并通過假定旋翼槳尖逸出的尾渦以渦圈形式隨尾流移動來考慮旋翼尾流效應(yīng)和卷起，但未考慮旋翼槳葉片數(shù)和尾流收縮效應(yīng)。DuWaldt[10]通過采用連續(xù)畸變螺旋渦線模型，考慮了槳葉槳尖渦和尾流收縮效應(yīng)影響，并采用鏡像尾跡模型體現(xiàn)地面效應(yīng)，但未考慮旋翼槳尖渦與地面的非定常干擾。Ferguson[11]和Preston[12]等耦合了動量理論和射流理論，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)估算地面效應(yīng)修正因子，兼顧旋翼尾流收縮效應(yīng)，建立了旋翼地面效應(yīng)氣動分析簡化模型（圖6），用于分析地面效應(yīng)下的旋翼性能，但該方法需大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)以獲得修正因子，難以應(yīng)用于構(gòu)型復(fù)雜的直升機(jī)。

圖5 基于圓柱渦面的尾跡效應(yīng)模型[8]Fig.5 Wake effect model based on cylindrical vortex surface[8]

圖6 基于動量理論和射流的尾流模型[11]Fig.6 Wake model based on momentum theory and jet flow[11]

渦方法從求解渦量運(yùn)動方程和輸運(yùn)方程出發(fā)，能夠直觀反映旋翼槳尖渦與地面干擾的主要因素。該方法概念明確，計(jì)算速度快，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于直升機(jī)近地干擾流場研究。Wachspress 等[13-14]采用基于自由尾跡模型（free-wake）的CHARM 軟件研究旋翼近地面干擾流場，以鏡像模型模擬地面（圖7），體現(xiàn)地面法向速度邊界條件，但該方法未反映地面切向邊界條件的影響，且難以應(yīng)用于復(fù)雜地面。Keller[15]和辛冀[16]等耦合自由尾跡和面元法建立了旋翼/地面氣動干擾模型，研究旋翼近地流場特性。D'Andrea[17]采用類似的面元–時(shí)間步進(jìn)自由尾跡模型，開發(fā)了ADPANEL 軟件，研究旋翼近地非定常流動現(xiàn)象，結(jié)果表明自由尾跡方法能夠捕捉旋翼尾跡靠近地面的擴(kuò)張?zhí)匦裕▓D8）。但上述方法均未考慮旋翼槳尖渦與地面的黏性效應(yīng)。

圖7 CHARM 軟件的地面鏡面模型[14]Fig.7 Ground mirror model for the software of CHARM[14]

圖8 ADPANEL 的地面面元模型[17]Fig.8 Ground surface element model of ADPANEL[17]

Phillips 等[18]建立了基于渦量的輸運(yùn)模型（Vorticity Transport Model,VTM）和無黏地面模型，研究旋翼近地復(fù)雜流動現(xiàn)象，結(jié)果表明直升機(jī)近地面干擾存在顯著的非定常、非線性流動。馬里蘭大學(xué)Leishman 研究團(tuán)隊(duì)[19-20]采用時(shí)間精確自由尾跡模型和地面鏡像模型（圖9）研究旋翼近地面流場，結(jié)果表明直升機(jī)近地面干擾誘發(fā)旋翼槳尖渦纏繞，產(chǎn)生了復(fù)雜的三維、非定常地面流動。但上述方法仍未體現(xiàn)黏性對旋翼槳尖渦和地面流動的影響。

圖9 直升機(jī)地面鏡像模型[20]Fig.9 Ground mirror model of Helicopter[20]

針對上述問題，Zhao 等[21]基于拉格朗日體系，耦合升力線模型和黏性渦粒子法并嵌入地面鏡像模型，研究了地面效應(yīng)下CH–53E 直升機(jī)和XV–15 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼流場。在研究中考慮了旋翼槳尖渦的黏性作用，但未考慮地面黏性效應(yīng)。2018—2020年，譚劍鋒等[22-24]建立了黏性地面模型（圖10），耦合黏性渦粒子法研究BO105 通用直升機(jī)、CH–47D“支奴干”直升機(jī)等機(jī)型的近地面干擾流場特性，結(jié)果表明直升機(jī)與地面非定常干擾會誘發(fā)地面射流、上洗流及噴泉效應(yīng)等，計(jì)算得到的流場特性與試驗(yàn)現(xiàn)象基本一致。

圖10 黏性地面模型[23]Fig.10 Model of viscous ground[23]

上述研究表明，旋翼槳尖渦和黏性地面會顯著影響直升機(jī)近地干擾流場，渦方法具備分析直升機(jī)近地面干擾誘發(fā)的地面射流、上洗流、噴泉效應(yīng)、回流等復(fù)雜流動特性的能力。但是，基于渦方法的直升機(jī)近地面干擾流場分析方法未精確考慮地面黏性邊界層，尚需進(jìn)一步發(fā)展完善。

為了提高近地面復(fù)雜流場的模擬精度，研究者還采用CFD（Computational Fluid Dynamics）方法對旋翼近地面干擾復(fù)雜流場特性開展了研究。Ryerson 等[25]采用時(shí)間平均Navier-Stokes 方程數(shù)值模擬旋翼近地復(fù)雜流場，并應(yīng)用于沙云數(shù)值模擬，但該方法中未包含模擬沙塵起跳的壁面隨機(jī)湍流模型。Wenren[26]和Haehnel[27]等采用升力線模型和不可壓縮CFD 求解器SAGE，耦合渦量加密技術(shù)，模擬直升機(jī)旋翼靠近地面的復(fù)雜流場。Wenren 等[28]采用CFD 和渦量增強(qiáng)技術(shù)研究了旋翼近地復(fù)雜流動現(xiàn)象。Thomas 等[29-30]采用CFD 軟件OVERTUNS研究旋翼近地面干擾的流動特性，研究結(jié)果表明旋翼近地干擾流場高精度分析需要龐大的計(jì)算量，且存在旋翼槳尖渦數(shù)值耗散過快的問題。針對這一問題，Lakshminarayan 等[31]將自由尾跡與OVERTUNS耦合，通過GPU 加速器研究旋翼近地面干擾下的非定常流場特性，并疊加渦量追蹤加密（Vortex-Tracking Grids,VTGs）技術(shù)，研究“沙盲”狀態(tài)下的旋翼槳尖渦結(jié)構(gòu)（如圖11所示）。研究結(jié)果表明：靠近地面的槳尖渦時(shí)變特性對地面流場影響顯著；為實(shí)現(xiàn)旋翼槳尖渦與地面干擾的高精度模擬，網(wǎng)格量需求巨大，計(jì)算周期超長。因此，在準(zhǔn)確捕捉旋翼槳尖渦與地面邊界層非定常干擾等方面，仍需開展進(jìn)一步研究。

南京航空航天大學(xué)招啟軍、徐國華等[32-33]采用基于RANS 的CFD 方法和旋翼配平方程，研究了地面干擾下的旋翼誘導(dǎo)速度和地面渦特性。受數(shù)值耗散限制，地面干擾下的旋翼槳尖渦渦對發(fā)展與融合、地面射流等復(fù)雜流動尚待深入研究。Ramasamy等[34-35]采用基于 OVERFLOW 和 SAMARC 的Helios 軟件，研究了CH–47D 直升機(jī)單旋翼與地面非定常干擾流場特性（圖12），網(wǎng)格量高達(dá)4.5 億。研究結(jié)果顯示：對于“沙盲”現(xiàn)象所關(guān)注的旋翼與地面復(fù)雜流場，即使旋翼旋轉(zhuǎn)35 圈之后，旋翼復(fù)雜的啟動渦系仍然存在，且地面射流范圍仍未達(dá)到5 倍旋翼直徑。因此，雖然采用多種技術(shù)的CFD 方法能夠?qū)崿F(xiàn)旋翼近地面干擾流場模擬，但需面臨CFD 方法計(jì)算量龐大和數(shù)值耗散等問題。2017—2021年，Rovere 等[36]采用CFD 軟件HMB3 研究了直升機(jī)與地面、建筑的干擾流場，結(jié)果表明旋翼近地面干擾誘發(fā)了顯著的地面射流，且旋翼槳尖渦與地面的非定常干擾顯著改變了近地流場。

圖12 采用Helios 軟件計(jì)算的旋翼近地面干擾流場[35]Fig.12 Interference flow field of rotor near ground resolved by Helios[35]

經(jīng)過幾十年發(fā)展，CFD 方法已經(jīng)可以實(shí)現(xiàn)旋翼流場的高精度模擬，但由于存在旋翼槳尖渦與地面邊界層非定常干擾的影響，旋翼與地面非定常干擾流場的計(jì)算精度仍然受到數(shù)值耗散和網(wǎng)格數(shù)量等因素的限制。此外，針對直升機(jī)貼地飛行“沙盲”現(xiàn)象的計(jì)算分析，還需額外考慮起伏不平、時(shí)變的沙床表面，以及沙床近壁邊界層脈動湍流對旋翼與地面非定常干擾流場的影響。

1.2 “沙盲”計(jì)算方法

直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象呈現(xiàn)為沙粒的復(fù)雜動力學(xué)行為。在旋翼與近地面非定常干擾流場作用下，沙床表面沙粒遷移、聚集、起跳、揚(yáng)起，形成沙云，沙云在旋翼流場作用下懸浮、回流，最終導(dǎo)致“沙盲”。

將前述基于渦方法的直升機(jī)近地面干擾流場計(jì)算方法與沙粒動力學(xué)計(jì)算方法耦合，研究者開展了直升機(jī)“沙盲”數(shù)值計(jì)算方法研究。Wachspress[14]、Keller[15]和Whitehouse[37]等將基于自由尾跡和面元法的旋翼/地面氣動干擾模型與沙粒運(yùn)動模型，以及可視化模型LDTRAN（Lagrangian Deposition and TRajectory ANalysis）耦合（圖13），研究直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象。

圖13 LDTRAN 模型[15]Fig.13 LDTRAN Model[15]

美國陸軍將LDTRAN 用于分析沙云對旋翼飛行器飛行通道的影響。LDTRAN 的核心是判斷地表不同類型沙粒揚(yáng)起的條件。采用與大氣運(yùn)動學(xué)研究中類似的方法，引入地表粗糙度，假設(shè)地表沙粒分布高于地面的特征位移厚度。當(dāng)特征位移厚度高度位置的水平速度足以克服沙床表面沙粒的滑動摩擦力時(shí)，沙粒將被揚(yáng)起，揚(yáng)起條件為：

式中：Cd為沙粒的阻力系數(shù)，dp為沙粒直徑；u 為沙粒和空氣相對速度大小，由旋翼/地面氣動干擾模型計(jì)算；μ為靜摩擦系數(shù)；ρ為空氣密度；ρp為沙粒密度；g 為重力加速度大小。研究結(jié)果表明上述方法可模擬直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象，但該方法未考慮沙粒摩擦和碰撞特性。D'Andrea 等[17,38]耦合基于面元–時(shí)間步進(jìn)自由尾跡模型的ADPANEL 軟件和粒子輸運(yùn)模型（Particle Transport Model，PTM），研究了EH–101 直升機(jī)和縱列式直升機(jī)的“沙盲”特性（圖14）。

圖14 ADPANEL-PTM[17]Fig.14 ADPANEL-PTM[17]

PTM 模型針對單個(gè)沙?；诶窭嗜辗椒ê团ｎD第二定律建立運(yùn)動方程，并假設(shè)重力和流體阻力是沙粒運(yùn)動中的主要作用力：

式中：mp、vp、Ap、F分別為沙粒的質(zhì)量、速度、橫截面積和所受合外力。

采用二階精度時(shí)間格式求解方程（2）和（3），可以得到沙粒在流場中的運(yùn)動軌跡，設(shè)定輸沙率，即可模擬沙粒從地表揚(yáng)起的過程。Marticorena 和Bergametti[38]認(rèn)為：沙床表面速度超過沙粒揚(yáng)起的最低速度閾值時(shí)，沙粒將進(jìn)入流場。Bagnold 提出了根據(jù)沙粒特性估計(jì)該速度閾值的簡單表達(dá)式：

式中，vt為沙粒揚(yáng)起的速度閾值，A=0.110 9，β=3×10-4N/m。Iversen 和White 開展了大量實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了該式的正確性。

Phillips 等[39]耦合渦量輸運(yùn)模型VTM 和粒子輸運(yùn)模型PTM 研究了旋翼的“沙盲”現(xiàn)象?；谂ｎD第二定理和Eulerian 體系建立了沙粒動力學(xué)方程：

式中：v 為沙粒相對地表的運(yùn)動速度；vg為沙粒在重力作用下的沉降速度；νp為沙粒擴(kuò)散常數(shù)；ρm為沙粒質(zhì)量濃度（文中簡稱“沙塵濃度”）；Sp為從沙床表面進(jìn)入流場的沙通量。

上述方法采用基于經(jīng)驗(yàn)的沙通量簡化沙粒揚(yáng)起過程，但其中未考慮沙粒起跳真實(shí)特性等因素。Leishman 研究團(tuán)隊(duì)[40-43]采用時(shí)間精確自由尾跡模型和地面鏡像模型耦合沙粒輸運(yùn)方程的沙粒動力學(xué)模型（圖15）模擬直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象。沙粒輸運(yùn)方程的動力學(xué)模型以BBO（Basset–Boussinesq–Oseen）方程為基礎(chǔ)，忽略Basset 力、浮力、附加質(zhì)量力和升力（假設(shè)除了重力和阻力，其他力的大小跟空氣密度與沙粒密度的比值成正比），則動力學(xué)模型為：

圖15 基于沙粒輸運(yùn)方程的沙粒動力學(xué)模型[43]Fig.15 Model of sand particle dynamics based on sand particle transport equation[43]

該方法采用了基于經(jīng)驗(yàn)的Bagnold 沙粒揚(yáng)起速度閾值模型（式（4））和沙粒摩擦速度閾值模型（式（1）），并嵌入了Shao 等[44]的沙粒夾帶和起跳概率模型。與PTM 等方法相比，該方法考慮了沙粒夾帶和起跳因素，能夠較好地模擬直升機(jī)“沙盲”輪廓。研究結(jié)果表明[40-43]：沙粒運(yùn)動軌跡受旋翼槳尖渦和飛行姿態(tài)的影響明顯；在直升機(jī)機(jī)動狀態(tài)下，旋翼近地面干擾的非定常尾跡結(jié)構(gòu)會顯著影響沙云特性。

但是，該方法采用基于經(jīng)驗(yàn)的假設(shè)模型對沙粒遷移、起跳和夾帶過程進(jìn)行模擬，沙粒動力學(xué)方程計(jì)算量龐大，降低了直升機(jī)“沙盲”數(shù)值模擬效率。Govindarajan 等[45]采用Gaussian 方法、k 均值方法和Osiptsov’s 方法等聚類方法，將局部沙粒集聚并當(dāng)量化為一個(gè)等效沙粒簇，降低沙粒動力學(xué)方程求解量，提高直升機(jī)“沙盲”數(shù)值模擬效率。Hu 等[46]將聚類方法與快速多極子方法FMM（Fast Multipole Method）和GPU 并行算法耦合，提高了“沙盲”數(shù)值模擬效率，但存在由沙粒集聚當(dāng)量化所導(dǎo)致的沙粒軌跡累積誤差，且計(jì)算效率與計(jì)算精度呈反比。譚劍鋒等[47-48]將黏性渦粒子法與離散單元法（Discrete Element Method,DEM）耦合，建立了直升機(jī)“沙盲”數(shù)值分析方法（圖16），用于模擬直升機(jī)貼地飛行和著陸–起飛狀態(tài)下的“沙盲”現(xiàn)象。

圖16 沙粒DEM 模型[47-49]Fig.16 Sand particle DEM model[47-49]

根據(jù)離散單元法DEM[17-18]，計(jì)算得到沙粒復(fù)雜運(yùn)動軌跡和沙云空間形態(tài)，沙粒動力學(xué)模型為：

式中：mp和vp為沙粒質(zhì)量和速度；I 和ωp為沙粒慣量和角速度；Fi、Fg為沙粒內(nèi)部力和沙粒重力，F(xiàn)f為旋翼近地面干擾流場和側(cè)風(fēng)對沙粒的氣動力；T 為沙粒受到的力矩。

采用以上方法模擬的“沙盲”輪廓與飛行測試結(jié)果較為吻合。研究結(jié)果表明[47-48]：旋翼槳尖渦、地面渦主導(dǎo)的直升機(jī)近地面流場誘發(fā)沙粒揚(yáng)起，最終形成了直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象。此外，譚劍鋒等[49-50]還提出了背景網(wǎng)格映射–分裂加速計(jì)算技術(shù)（Background Mapping-Splitting method,BMS），顯著提升了直升機(jī)“沙盲”數(shù)值模擬效率，但方法尚未考慮近壁湍流脈動起沙特性。

與渦方法相比，采用CFD 方法可提高直升機(jī)近地干擾流場計(jì)算精度。眾多研究者將CFD 方法與沙粒動力學(xué)計(jì)算方法耦合，研究直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象。Ryerson[25]、 Wenren[26]等將不可壓CFD 求解器SAGE 與沙粒輸運(yùn)模型耦合，研究直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象。假設(shè)沙粒為連續(xù)流場，并考慮沙粒重量和受到的阻力，基于Eulerian 體系建立如下沙粒連續(xù)方程：

式中：qf為空氣速度場，qp為沙云顆粒流；adrag為顆粒流在旋翼流場中所受阻力作用下產(chǎn)生的加速度，agrav為顆粒流的重力加速度。該方法假設(shè)沙云為連續(xù)場（圖17），未考慮沙粒的稀相特性。

圖17 沙粒連續(xù)場模型[26]Fig.17 Sand particle continuous field model[26]

Haehnel 等[27]將不可壓CFD 求解器Rot3DC 和沙粒夾帶–色散（Particle Entrainment and Dispersion,PED）模型耦合，模擬直升機(jī)近地面“沙盲”。PED 模型包括沙粒由地面揚(yáng)起的夾帶模型及在流場中運(yùn)動的色散模型，沙粒運(yùn)動方程表述為對流–擴(kuò)散方程：

式中：u?,t為摩擦速度閾值，可由Bagnold 模型或Shao 等的模型得到；f 為質(zhì)量分?jǐn)?shù)。

上述方法將沙粒夾帶過程簡化為與邊界條件和穩(wěn)定質(zhì)量通量相關(guān)的函數(shù)，未考慮沙粒真實(shí)的夾帶過程和起沙過程。Thomas 等[29]將CFD 軟件OVERTURNS 和Leishman 研究團(tuán)隊(duì)開發(fā)的拉格朗日沙粒跟蹤方法耦合，并采用自由尾跡–CFD 混合方法和GPU 加速方法降低直升機(jī)近地面“沙盲”現(xiàn)象模擬計(jì)算量[30]。德國宇航中心DLR 的Kutz 等[51]將DLR 開發(fā)的CFD 軟件FLOWer 與拉格朗日沙粒跟蹤方法耦合，研究直升機(jī)近地面“沙盲”現(xiàn)象。Barakos 等[52]將CFD 軟件HMB3 與粒子輸運(yùn)模型PTM 模型耦合，研究直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象。上述研究結(jié)果表明：耦合CFD 與拉格朗日沙粒跟蹤方法可以較好地分析直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象和沙云輪廓。但上述方法均采用基于經(jīng)驗(yàn)的Bagnold 沙粒揚(yáng)起速度閾值模型、沙粒摩擦速度閾值模型及Shao 的沙粒夾帶和起跳概率模型，并未考慮沙粒遷移、聚集和起跳等真實(shí)過程，在分析直升機(jī)“沙盲”形成過程方面仍存在不足。

胡健平、徐國華等[53-54]等采用CCM+軟件和離散動力學(xué)EDEM 軟件模擬由不同粒徑沙粒構(gòu)成的直升機(jī)沙云形狀，開展了全尺寸直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象初步研究（圖18）。通過分析沙云中的沙粒粒徑分布（圖19）發(fā)現(xiàn)：在直升機(jī)近地干擾流場作用下，質(zhì)量較小的細(xì)微沙粒（粒徑1～10 μm）揚(yáng)起高度和數(shù)量均隨時(shí)間逐漸增大，是沙云的主要成分；而大尺寸沙粒（粒徑100～1 000 μm）受到重力影響，主要表現(xiàn)為近地表躍移。受龐大計(jì)算量的限制，計(jì)算的沙粒數(shù)量較少，未能體現(xiàn)沙粒遷移、聚集、起跳和揚(yáng)起等過程，也未考慮近地面湍流脈動起沙特性。

圖18 CFD 與EDEM 耦合模型[53]Fig.18 Coupled model of CFD and EDEM[53]

圖19 直升機(jī)“沙云”中的沙粒直徑分布[53]Fig.19 Distribution of sand radius in helicopter dust cloud[53]

Porcù等[55]耦合基于半隱式歐拉方程的沙粒運(yùn)動模型和預(yù)先計(jì)算的流場，嵌入MPI 和GPU 并行技術(shù)，以提高“沙盲”數(shù)值模擬效率?；谂ｎD定理（F=mpap），采用半隱式Euler 格式求解沙粒軌跡：

上述方法忽略了沙粒的接觸碰撞，未考慮沙粒的揚(yáng)起過程。由于沙粒–沙粒接觸碰撞、沙粒–地面接觸碰撞會改變沙粒運(yùn)動特征和沙云形成特性，增加了聚類方法的累積誤差和“沙盲”數(shù)值模擬計(jì)算量，給聚類方法和基于MPI 和GPU 的并行方法帶來了較大挑戰(zhàn)。

1.3 沙塵濃度預(yù)測

Whitehouse[14,37]、Keller[15]等采用基于物理視覺的渲染模型來表征直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象中的沙塵濃度對飛行員視野的影響。該模型基于單點(diǎn)散射，考慮沙粒簇對光線的散射、吸收等效果。采用高斯分布函數(shù)計(jì)算沙塵濃度：

式中：N、r、σ分別為沙粒簇的沙粒數(shù)量、半徑和擴(kuò)散系數(shù)。

該方法主要從視覺角度考慮沙粒簇的影響，未反映沙塵濃度。Haehnel 等[27]將“沙云”當(dāng)量化為顆粒流場而非沙粒離散體。沙粒顆粒濃度?p滿足如下方程：

該方法可以將沙粒顆粒濃度與旋翼流場、沙云模擬直接耦合，但未考慮沙粒的離散特性。

Leishman 研究團(tuán)隊(duì)[40-43]采用拉格朗日沙粒跟蹤方法求解單個(gè)沙粒的空中運(yùn)動軌跡，而后求出空間體積內(nèi)的沙粒數(shù)量，進(jìn)而定義直升機(jī)飛行員視覺區(qū)域內(nèi)的沙塵濃度。在直升機(jī)著陸過程中，飛行員無需全方位視野，僅需較小的清晰視野（Field of View,FOV）。如圖20所示，飛行員聚焦視野區(qū)可在駕駛艙視野區(qū)移動掃掠，在任一聚焦視野區(qū)內(nèi)若能清晰觀測地面（沙塵濃度較低、能見度較好），直升機(jī)即可安全著陸或起飛。為此，直升機(jī)飛行員聚焦視野區(qū)的沙塵濃度ρp可用直升機(jī)航向的單位偏航角?p和單位俯仰角θp所形成的視覺區(qū)域掃掠體積內(nèi)的沙粒數(shù)np（?p,θp）定義：

圖20 直升機(jī)駕駛艙視野區(qū)域Fig.20 Pilot’s view of helicopter

地面沙粒并不影響飛行員視野，只有揚(yáng)起的沙塵才會影響，因此沙塵濃度仍需考慮沙塵揚(yáng)起因素。譚劍鋒等[56]將沙塵濃度ρp定義為掃掠的飛行員聚焦視野區(qū)內(nèi)沙粒數(shù)量的最小值與揚(yáng)起沙粒數(shù)量的比值：

式中：-21° ≤ i ≤ -1°，-62° ≤ j ≤ 22°；ns為位于飛行員雙目位置極坐標(biāo)夾角θs和?s的單位視角范圍內(nèi)的沙粒數(shù)量（圖21）；Ns為揚(yáng)起沙粒數(shù)量。

圖21 飛行員視野坐標(biāo)Fig.21 Frame of pilot’s view

通過直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法得到沙粒空間運(yùn)動軌跡，采用上述“沙盲”濃度預(yù)測模型得到直升機(jī)駕駛員視覺區(qū)域的沙塵濃度，繼而判斷沙塵對飛行員視覺區(qū)域的影響，并應(yīng)用于直升機(jī)懸停、前飛、著陸–起飛和側(cè)風(fēng)狀態(tài)下直升機(jī)周圍空間沙塵濃度分布的預(yù)測。

經(jīng)過近20年發(fā)展，目前的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法主要由基于渦方法或CFD 方法的直升機(jī)近地面干擾流場計(jì)算方法和拉格朗日沙粒跟蹤方法耦合構(gòu)成，優(yōu)點(diǎn)如下：

1）基于渦方法的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法能夠較好地捕捉近地面的旋翼槳尖渦纏繞、地面射流、上洗流等復(fù)雜流場特性。

2）基于CFD 方法的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法能夠較好地捕捉“沙盲”現(xiàn)象所關(guān)注的旋翼近地面干擾產(chǎn)生的復(fù)雜流場和啟動渦變化結(jié)構(gòu)。

3）耦合拉格朗日沙粒跟蹤方法和渦方法（或CFD 方法）的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法均能模擬沙?？臻g運(yùn)動軌跡、沙云輪廓和“沙盲”現(xiàn)象。

目前的研究方法還存在以下不足：

1）基于渦方法的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法仍未能精確模擬地面的黏性邊界層，也未考慮復(fù)雜沙床結(jié)構(gòu)和近壁邊界層湍流脈動。

2）基于CFD 方法的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法也未能較好地考慮復(fù)雜沙床結(jié)構(gòu)和近壁邊界層湍流脈動，且存在旋翼槳尖渦數(shù)值耗散偏大、計(jì)算量龐大等問題。

3）耦合拉格朗日沙粒跟蹤方法和渦方法（或CFD 方法）的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法均采用了基于半經(jīng)驗(yàn)的沙粒夾帶模型、沙粒起跳模型及基于速度閾值的沙通量模型計(jì)算沙粒揚(yáng)起過程，未能較好地體現(xiàn)沙粒遷移、聚集和起跳等過程和沙云形成發(fā)展過程。

2 直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)方法研究進(jìn)展

直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象具有復(fù)雜的非定常性和多相流特點(diǎn)，數(shù)值模擬難以完全體現(xiàn)其全過程特征?！吧趁ぁ痹囼?yàn)是研究“沙盲”現(xiàn)象的另一個(gè)重要手段，可以加深對直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象機(jī)理的認(rèn)知，輔助物理模型的建立，驗(yàn)證計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，以及評估直升機(jī)“沙盲”的程度等。

2.1 直升機(jī)近地干擾流場試驗(yàn)

Saijo 等[57]采用煙流、絲線、紋影等手段，在風(fēng)洞及外場飛行環(huán)境下測量了直升機(jī)近地面飛行產(chǎn)生的回流、上洗流及地面渦等大尺度流動結(jié)構(gòu)（圖22），并由此形成了對流場結(jié)構(gòu)形態(tài)與演化過程的宏觀認(rèn)識（圖23）。

圖22 旋翼近地面干擾流場的風(fēng)洞試驗(yàn)[57]Fig.22 Wind tunnel test of interference flow field of rotor near ground[57]

圖23 旋翼近地面干擾的宏觀流動[57]Fig.23 Macroscopic flow of rotor and ground interference[57]

隨著旋翼流場高空間解析度和高時(shí)間分辨率測量技術(shù)的進(jìn)步，研究者開展了旋翼尾流的近地面流場時(shí)空演化細(xì)節(jié)研究，為直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)奠定了流場測試技術(shù)基礎(chǔ)。格拉斯哥大學(xué)的Nathan[58]和馬里蘭大學(xué)Leishman 研究團(tuán)隊(duì)[5,59-60]采用高速攝影和PIV 技術(shù)開展了不同離地高度懸停狀態(tài)下的小直徑旋翼流場試驗(yàn)研究，如圖24（a）和圖25（a）所示。研究結(jié)果表明，近地面的流場演化由旋翼槳尖渦及旋翼下洗流、地面和渦系的自誘導(dǎo)作用行為主導(dǎo)，如圖24（b）和圖25（b）所示。在地面壓縮效應(yīng)作用下，槳尖渦渦量增強(qiáng)并融合，渦核擴(kuò)張，槳尖渦之間互誘導(dǎo)生成非周期性的渦對，槳尖渦沖擊地面產(chǎn)生次生渦結(jié)構(gòu)和分離氣泡（圖26），顯著增大了地面射流和剪切應(yīng)力強(qiáng)度。此外，對地面的非定常壓力場測量結(jié)果表明，除旋渦、湍流在地表直接產(chǎn)生的剪切夾帶作用外，旋渦運(yùn)動產(chǎn)生的負(fù)壓場也對地表沙塵產(chǎn)生了向上的作用力。

圖24 旋翼近地面干擾流場結(jié)構(gòu)[58]Fig.24 The structure of rotor and ground interference flow field[58]

圖25 懸停狀態(tài)下的旋翼近地面干擾流場試驗(yàn)研究[5]Fig.25 Experimental studies of interference flow field of hovering rotor and ground[5]

圖26 槳尖渦沖擊地面產(chǎn)生的次生渦結(jié)構(gòu)和分離氣泡[60]Fig.26 Secondary vortex structure and separation bubble generated by the hitting process of blade tip vortex and ground[60]

2.2 直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)

Rodgers[61]針對H–21 縱列式直升機(jī)開展了懸停狀態(tài)下的“沙盲”試驗(yàn)（圖27）。Whitehouse 等[37]和Nathan 等[62]開展了旋翼模型“沙盲”試驗(yàn)，測試了“沙盲”狀態(tài)下的能見度，但未測量沙粒運(yùn)動軌跡和流場特性（圖28）。Leishman 研究團(tuán)隊(duì)[60,63-65]采用高速PIV 的單相流和兩相流測試技術(shù)開展了直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)（圖29），研究了小尺寸旋翼模型“沙盲”狀態(tài)下的沙粒揚(yáng)起過程及地效下旋翼渦系結(jié)構(gòu)對沙粒揚(yáng)起的作用過程。研究結(jié)果表明：在地面影響下，旋翼槳尖渦發(fā)生了拉伸和融合，表現(xiàn)出高度的三維非定常特性，導(dǎo)致沙粒產(chǎn)生聚集、碰撞、起跳和懸浮等復(fù)雜運(yùn)動（圖30）。

圖27 H–21 直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)[61]Fig.27 Experiment of brownout with H–21 helicopter[61]

圖28 沙盲測試系統(tǒng)[37]Fig.28 Test system for brownout[37]

圖29 兩相流測試系統(tǒng)[63]Fig.29 Test system of two phase flow[63]

飛行試驗(yàn)是另一個(gè)重要的試驗(yàn)研究手段。DARPA（Defense Advanced Research Projects Agency）開展了“Sandblaster”項(xiàng)目[66]，通過對在機(jī)身各部位采集的沙粒情況進(jìn)行分析，獲得直升機(jī)懸停–飛行過程中的沙云形態(tài)及沙粒粒徑分布和沙塵濃度分布。研究結(jié)果表明[41,66]：沙云中的沙粒尺度為1～1 000 μm，其中細(xì)微沙粒（粒徑1～10 μm）含量最高，且在空中懸浮時(shí)間更長，是導(dǎo)致能見度惡化的主要因素；質(zhì)量較大的大尺寸沙粒（粒徑100～1 000 μm）含量相對較低（圖31）。機(jī)身周圍沙通量與氣流流量之比的平均值小于0.1%，沙粒離開地面后的輸運(yùn)過程可近似為單相流進(jìn)行分析，從而合理地簡化“沙盲”計(jì)算。

圖31 沙云中不同粒徑沙粒的濃度及質(zhì)量密度[66]Fig.31 Concentration and mass density of sand particles of different particle size scales in dust clouds[66]

美國陸軍聯(lián)合研究項(xiàng)目辦公室的Tanner 和Wong[67-68]在美國陸軍尤馬（Yuma）試驗(yàn)場開展了基于 3D –Z（ Three Dimensional Landing Zone）的EH–60L 直升機(jī)“沙盲”飛行試驗(yàn)，開啟了全尺寸直升機(jī)“沙盲”飛行試驗(yàn)的先例。美國空軍也開展了EH–60L 直升機(jī)“沙盲”飛行試驗(yàn)，在試驗(yàn)場布置了多臺相機(jī)進(jìn)行拍攝，并對拍攝圖像進(jìn)行了拼接和識別，獲得了直升機(jī)下降飛行過程中的沙云外輪廓和相對運(yùn)動速度（圖32）。另外，美國最新型CH–53K重型通用直升機(jī)還在尤馬試驗(yàn)場進(jìn)行了低能見度環(huán)境測試[69]。

圖32 EH–60L 直升機(jī)的沙盲飛行試驗(yàn)測試系統(tǒng)[68]Fig.32 Flight test system of EH–60L helicopter brownout[68]

通過直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)主要為不同試驗(yàn)參數(shù)（離地高度、旋翼距離和槳盤載荷等）下沙云中的風(fēng)沙兩相流場數(shù)據(jù)、沙塵濃度數(shù)據(jù)和沙粒粒徑分布數(shù)據(jù)[63-66]。為從數(shù)據(jù)中獲取沙云演化過程及沙云與飛行員能見度之間的關(guān)系，并將其應(yīng)用于部分?jǐn)?shù)學(xué)模型，需對不同的試驗(yàn)數(shù)據(jù)分別進(jìn)行處理。風(fēng)沙兩相流場數(shù)據(jù)目前大多以PIV 設(shè)備獲取，采用粒度分辨法或灰度閾值判別法分離粒子圖像中的氣固兩相，分別獲取空氣和沙粒的運(yùn)動速度，由氣相流場得到旋翼槳尖渦和其他典型渦結(jié)構(gòu)，并對渦核進(jìn)行識別。沙塵濃度和粒度分布數(shù)據(jù)反映了沙云強(qiáng)度，可以之建立沙塵濃度和能見度之間的關(guān)系，并基于二者最大相關(guān)性結(jié)果確定最優(yōu)函數(shù)表征。通過測量和分析沙塵濃度的空間分布及其隨時(shí)間的變化，揭示直升機(jī)“沙盲”狀態(tài)下飛行員視域范圍內(nèi)的沙塵濃度時(shí)空演化規(guī)律，建立“沙盲”形成的多參數(shù)經(jīng)驗(yàn)預(yù)測模型。此外，針對“沙盲”現(xiàn)象拍攝的大視場圖像數(shù)據(jù)[68]主要用于圖像拼接和識別，以獲取沙云的整體輸運(yùn)演化規(guī)律。

3 直升機(jī)“沙盲”形成機(jī)理研究進(jìn)展

直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象涉及氣流與沙粒的兩相作用。Leishman 研究團(tuán)隊(duì)[60,63-65]基于試驗(yàn)總結(jié)了旋翼近地面氣流與沙粒兩相速度場的演化過程。在地面的干擾作用下，旋翼槳尖渦運(yùn)動軌跡逐漸擴(kuò)張、拉伸（與黏性和湍流作用不同，地面附近旋翼槳尖渦的拉伸導(dǎo)致渦量增強(qiáng)）。受到地面擴(kuò)展邊界的約束，旋翼誘導(dǎo)的下洗流逐漸從垂直方向轉(zhuǎn)為水平方向，并在接近地面時(shí)產(chǎn)生較強(qiáng)的地面射流（與常規(guī)射流相比，旋翼近地面干擾形成的地面射流具有顯著的非定常三維特性）。在地面射流作用下，沙床表面沙粒發(fā)生滾動，當(dāng)氣流作用力增大，沙粒進(jìn)入流場，并發(fā)生水平徑向躍移。在重力作用下，沙?；芈洳⒆矒羯炒脖砻嫔沉?，濺起更多沙粒。此外，旋翼槳尖渦正下方地面邊界層速度增大，地表壓強(qiáng)降低，并在斜下方誘發(fā)邊界層分離和向上的速度場，影響地面邊界層特性；同時(shí)，產(chǎn)生了沙粒夾帶效應(yīng)，使沙床表面沙粒進(jìn)入流場，而質(zhì)量更大的沙粒發(fā)生躍移，并在相鄰槳尖渦之間形成沙粒堆積。受到旋翼槳尖渦周期特性的影響，相鄰的槳尖渦相互纏繞，形成渦對并卷起，最終融合為更大的渦結(jié)構(gòu)。在連續(xù)的槳尖渦作用下，被夾帶的沙粒逐漸增多，細(xì)小沙粒隨著旋翼槳尖渦誘發(fā)的上洗流向上運(yùn)動、揚(yáng)起，形成沙云。

如圖33所示，直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象涉及沙粒起動的4 類基礎(chǔ)過程：1）由地面射流引起的躍移；2）沙粒相互撞擊導(dǎo)致的躍移；3）旋渦誘導(dǎo)和負(fù)壓影響產(chǎn)生的躍移；4）輸運(yùn)過程中渦系誘發(fā)上升氣流引起的二次躍移。此外，直升機(jī)近地干擾流場對沙床的侵蝕會增強(qiáng)近地面的湍流運(yùn)動，加劇旋渦的互誘導(dǎo)效應(yīng)，進(jìn)一步促進(jìn)沙粒從沙床釋放進(jìn)入空中。

圖33 沙粒揚(yáng)起過程[64]Fig.33 Lifting process of dust particles[64]

直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)[63-65,68]和數(shù)值模擬[29-30,40-43,47-50,53]研究表明：在旋翼近地面干擾形成的地面射流推動下，沙粒向旋翼外側(cè)運(yùn)動；同時(shí)，沙粒還受到了旋翼槳尖渦的誘導(dǎo)作用。旋翼槳尖渦正下方流動速度較快，沙粒運(yùn)動速度也較快，而槳尖渦之間的沙粒受流場作用發(fā)生躍移，并在沙粒碰撞作用下停止運(yùn)動，堆積于旋翼槳尖渦之間，而旋翼槳尖渦處則形成明顯的“空白區(qū)”。在旋翼槳尖渦的連續(xù)作用下，堆積的沙粒被槳尖渦夾帶進(jìn)入流場，向上運(yùn)動、揚(yáng)起。受地面射流和槳尖渦作用，細(xì)小沙粒的揚(yáng)起高度增大，并沿著旋翼速度場運(yùn)動。在重力和流體力作用下，沙粒向旋翼上方和內(nèi)側(cè)運(yùn)動，逐漸形成沙云并越來越明顯，逐漸包圍直升機(jī)，形成典型的“沙盲”現(xiàn)象。

直升機(jī)懸停狀態(tài)下的沙云水平截面呈類圓形，而直升機(jī)前飛狀態(tài)下的沙云水平截面則呈明顯的類橢圓形。直升機(jī)起飛、懸停和降落時(shí)，旋翼產(chǎn)生的非定常下洗流與地面干擾，形成地面射流、上洗流和回流等復(fù)雜流動，導(dǎo)致沙粒遷移、聚集、起跳、揚(yáng)起，形成沙云，并在旋翼流場作用下懸浮、回流，最終導(dǎo)致“沙盲”現(xiàn)象（圖34）。

圖34 “沙盲”現(xiàn)象的流場與沙塵特性示意圖[54]Fig.34 A schematic of characteristics of flow field and sand dust in brownout phenomenon[54]

國內(nèi)外研究者采用數(shù)值模擬和試驗(yàn)手段開展了直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象形成機(jī)理研究，但主要針對直升機(jī)穩(wěn)定懸停狀態(tài)，尚未涵蓋直升機(jī)沙地起降的平飛和下滑等過程，旋翼槳尖渦與地面干擾形成的復(fù)雜流動驅(qū)動沙粒遷移的機(jī)理也亟待開展研究。沙粒在沙床表面的遷移過程中如何起跳、揚(yáng)起形成沙云，沙云如何演化發(fā)展為“沙盲”，“沙盲”如何維持、衰減等問題仍未完全明確。

4 直升機(jī)“沙盲”抑制方法研究進(jìn)展

近年來，歐美直升機(jī)研究機(jī)構(gòu)提出了旋翼系統(tǒng)改進(jìn)、飛行策略優(yōu)化、預(yù)警和輔助系統(tǒng)、噴灑液體或聚合物等多種可能抑制直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象的方法。

4.1 旋翼系統(tǒng)改進(jìn)

為提高直升機(jī)在高含沙量地域下的起降安全性，各直升機(jī)研發(fā)強(qiáng)國已將直升機(jī)旋翼的“沙盲”抑制能力提升至與旋翼性能和噪聲抑制同等重要的地位。

基于直升機(jī)“沙盲”影像資料[69]，研究者對比了不同型號直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象的形成速度及沙塵濃度、沙云尺度（圖35）。研究結(jié)果表明：“沙盲”現(xiàn)象的強(qiáng)度受旋翼槳盤載荷、尾流強(qiáng)度、平均下洗速度、旋翼大尺度回流減縮頻率等因素影響；采用減小槳盤載荷的方法可以降低“沙盲”現(xiàn)象的強(qiáng)度。該方法主要基于降低旋翼下洗流對地面沖擊強(qiáng)度的思路。但是，減小旋翼槳盤載荷，將會增大旋翼尺寸，并帶來旋翼結(jié)構(gòu)和旋翼重量等一系列新問題，這一思路很難運(yùn)用于實(shí)際設(shè)計(jì)。

圖35 基于平均下洗速度與尾流強(qiáng)度衡量直升機(jī)沙盲嚴(yán)重性[69]Fig.35 Levels of brownout for different types of helicopters based on the average downwash speed and wake intensity[69]

隨著直升機(jī)“沙盲”形成機(jī)理研究的深入，研究者認(rèn)識到旋翼槳尖渦在近地面沙粒的揚(yáng)起過程中發(fā)揮著重要作用，因此采用了各種設(shè)計(jì)來控制旋翼槳尖渦強(qiáng)度。Milluzzo 等[5]對比了不同槳尖構(gòu)型的旋翼在懸停地面效應(yīng)下的槳尖渦結(jié)構(gòu)及其演化特性，發(fā)現(xiàn)前突后掠型槳尖能顯著降低槳尖渦強(qiáng)度，并加速槳尖渦耗散（圖36），這種效應(yīng)能夠降低近地面層聚集的槳尖渦渦量，從而對沙云的激發(fā)過程起到抑制作用。

圖36 矩形槳葉與前突后掠型槳尖槳葉的槳尖渦結(jié)構(gòu)對比[36]Fig.36 Comparison of tip vortex structure between rectangular blade and swept blade[36]

Whitehouse 等[70]以降低槳尖渦強(qiáng)度為優(yōu)化目標(biāo)，對UH–60A“黑鷹”直升機(jī)旋翼開展了優(yōu)化設(shè)計(jì)。下降飛行狀態(tài)下，優(yōu)化旋翼和基準(zhǔn)旋翼形成的沙云對比分析表明，以槳尖渦強(qiáng)度為優(yōu)化目標(biāo)的設(shè)計(jì)思路能夠顯著降低沙塵濃度（圖37）。

圖37 UH–60 直升機(jī)基準(zhǔn)旋翼和優(yōu)化旋翼在下降飛行狀態(tài)下形成的沙云特性[70]Fig.37 Sand cloud characteristics in descending flight for UH–60 benchmark rotor and optimized rotor[70]

基于上述研究，歐美多款典型直升機(jī)在“沙盲”抑制方面取得了較好的工程應(yīng)用效果。受益于獨(dú)特的第4 代BERP 旋翼設(shè)計(jì)（圖38），意大利與英國聯(lián)合研制的14 噸級中型多用途直升機(jī)EH–101 顯示出較強(qiáng)的“沙盲”抑制效果，沙云遠(yuǎn)離直升機(jī)且沙塵濃度顯著降低，提高了在沙漠地區(qū)的起降安全性[71]。采用新旋翼的直升機(jī)在21 500 次沙漠起降中均未出現(xiàn)明顯“沙盲”現(xiàn)象[71]，在伊拉克表現(xiàn)出優(yōu)秀的出勤率。在EH–101 直升機(jī)的基礎(chǔ)上，美國、英國、法國組成的聯(lián)合團(tuán)隊(duì)開發(fā)了美國空軍下一代作戰(zhàn)搜索與救援（CSAR）直升機(jī)及美國總統(tǒng)專用直升機(jī)“海軍陸戰(zhàn)隊(duì)1 號”（US–101 直升機(jī)）。

圖38 EH–101 直升機(jī)旋翼與沙云抑制效果[71]Fig.38 EH–101 helicopter rotor and suppression effect of dust cloud[71]

為提升現(xiàn)役直升機(jī)的“沙盲”抑制能力，英國針對海軍和空軍的S–61 直升機(jī)升級開發(fā)了具有尖削、后掠、先進(jìn)翼型、大扭轉(zhuǎn)特征的新型旋翼，提升了起降飛行過程中的能見度，同時(shí)保持了較好的重載飛行性能[72]，在阿富汗表現(xiàn)出較好的“沙盲”抑制能力（圖39）。

圖39 英國S–61 直升機(jī)換裝的旋翼與沙盲云[70]Fig.39 Rebladed British S–61 helicopter and brownout cloud[70]

4.2 飛行策略優(yōu)化

歐美直升機(jī)強(qiáng)國高度重視沙塵環(huán)境下直升機(jī)安全飛行策略（覆蓋了飛行訓(xùn)練、飛行程序、任務(wù)規(guī)劃等環(huán)節(jié)）開發(fā)，通過開展飛行員虛擬仿真培訓(xùn)，減少“沙盲”環(huán)境下的飛行事故。Keller 等[15]將基于自由尾跡模型的CHARM 軟件和基于拉格朗日體系的可視化模型LDTRAN 耦合，開發(fā)了“沙盲”現(xiàn)象模擬器。D'andrea 等[38]將基于自由尾跡的ADPANEL–RAS 軟件和基于沙粒輸運(yùn)模型的ADPANEL–PTM 軟件嵌入飛行模擬器中，開展了“沙盲”現(xiàn)象模擬器研究。美國ART 公司開發(fā)了“沙盲”現(xiàn)象模擬器，為沙塵環(huán)境下的飛行訓(xùn)練提供訓(xùn)練手段。

模擬器獲得的特定飛行策略會受到沙床和未沙化地面類型的影響，且模擬結(jié)果與直升機(jī)型號密切相關(guān)。此外，為保證“沙盲”模擬結(jié)果的實(shí)時(shí)性，歐美現(xiàn)有模擬器采用的“沙盲”現(xiàn)象模型仍然非常簡單，缺少“沙盲”形成的詳細(xì)過程，且難以精確模擬直升機(jī)接近地面時(shí)的復(fù)雜流場、周圍環(huán)境、直升機(jī)機(jī)動狀態(tài)及復(fù)雜沙床表面等因素對“沙盲”現(xiàn)象的影響。

基于軍用直升機(jī)在阿富汗、伊拉克等地的飛行安全和出勤率要求，北約針對沙地等低能見度環(huán)境（DVEs）制定了直升機(jī)降落程序[73]，以盡量降低“沙盲”現(xiàn)象對飛行員駕駛能見度的影響（圖40）。

圖40 直升機(jī)在低能見度環(huán)境中的降落程序示意[73]Fig.40 Helicopter landing procedure in degraded visual environments[73]

在飛行任務(wù)規(guī)劃方面，美國沙漠研究所（Desert Research Institute,DRI）開發(fā)了著陸場“沙盲”風(fēng)險(xiǎn)預(yù)警系統(tǒng)。該系統(tǒng)可根據(jù)直升機(jī)型號、進(jìn)場路線，以及著陸場的風(fēng)速、風(fēng)向、表面粗糙度、沙粒性質(zhì)、含水量等信息，綜合判斷著陸場中各著陸點(diǎn)發(fā)生“沙盲”現(xiàn)象的風(fēng)險(xiǎn)等級。

4.3 預(yù)警和輔助系統(tǒng)

多家研究機(jī)構(gòu)也嘗試通過開發(fā)新傳感器和先進(jìn)駕駛艙顯示技術(shù)，組成預(yù)警和輔助系統(tǒng)（圖41），增強(qiáng)飛行員感知“沙盲”現(xiàn)象的能力，降低起降風(fēng)險(xiǎn)。H.N.Burns 工程集團(tuán)（ H.N.Burns Engineering Corporation）、美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（U.S.Air Force Research Laboratory,AFRL）和美國陸軍航空、導(dǎo)彈研發(fā)與工程中心（U.S.Army Aviation &Missile Research,Development and Engineering Center,AMRDEC）聯(lián)合開展了3D–LZ（Three Dimensional Landing Zone）項(xiàng)目，開發(fā)可視化系統(tǒng)，用于提供著陸區(qū)感應(yīng)、導(dǎo)航和障礙物規(guī)避等[74-75]。美國陸軍航空飛行動力學(xué)理事會（U.S.Army Aeroflightdynamics Directorate,AFDD）聯(lián)合英國BAE 系統(tǒng)公司開展了“沙盲”輔助著陸技術(shù)（Brownout Landing Aid System Technology,BLAST）研究，升級了“沙盲”指引系統(tǒng)BOSS（BrownOut Symbology System）[76]，研究結(jié)果表明此類系統(tǒng)仍存在一定的魯棒性問題以及導(dǎo)致飛行員和發(fā)動機(jī)在“沙盲”中暴露時(shí)間過長等問題[77]。加拿大國防部聯(lián)合Neptec 公司開發(fā)了模糊穿透同步激光雷達(dá)，以輔助飛行員在“沙盲”環(huán)境下完成直升機(jī)起降[78]。美國陸軍研發(fā)與工程司令部（U.S.Army Research,Development and Engineering Command，RDECOM）開展了低能見度環(huán)境抑制項(xiàng)目[79-80]，以輔助飛行員在“沙盲”環(huán)境下安全著陸，但研究中發(fā)現(xiàn)因沙塵侵蝕導(dǎo)致傳感器導(dǎo)引系統(tǒng)誤報(bào)，且誤報(bào)率高達(dá)40%左右。

圖41 EH–60L 直升機(jī)“沙盲”預(yù)警和輔助系統(tǒng)[75]Fig.41 Early warning auxiliary system of brownout in EH –60L helicopter[75]

總體而言，預(yù)警和輔助系統(tǒng)不能降低直升機(jī)周圍的沙塵濃度、緩和沙粒對高速旋轉(zhuǎn)槳葉的沖擊，無法從流場源頭上抑制“沙盲”現(xiàn)象，直升機(jī)和駕乘人員仍然會受到“沙盲”現(xiàn)象影響。

4.4 噴灑液體

在直升機(jī)著陸區(qū)噴灑液體或聚合物，阻止沙塵跳躍和漂浮，從而形成典型的半永久性停機(jī)坪，是一種多應(yīng)用于燃料補(bǔ)給站的“沙盲”直接抑制方法。但是，該方法易使直升機(jī)暴露于敵方火力之下，并不適合用于戰(zhàn)術(shù)任務(wù)中的臨時(shí)著陸區(qū)；同時(shí)，該方法要求直升機(jī)攜帶數(shù)噸液體或聚合物，增加了直升機(jī)改裝成本，并嚴(yán)重限制了可攜帶的任務(wù)載荷。

抑制“沙盲”，是在不明顯降低直升機(jī)性能、增大飛行員負(fù)荷和飛行難度的前提下，使飛行員能夠清楚觀察著陸點(diǎn)和周圍環(huán)境，同時(shí)減少沙塵對直升機(jī)核心部件的損傷。因此，從“沙盲”源頭上改變直升機(jī)復(fù)雜流場、抑制沙云形成及演變的旋翼設(shè)計(jì)和飛行策略優(yōu)化方法，是抑制“沙盲”現(xiàn)象更為有效的途徑。

5 結(jié)論和展望

本文從直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法、試驗(yàn)方法、形成機(jī)理、抑制方法等方面進(jìn)行了綜述，得到如下結(jié)論：

1）面向直升機(jī)貼地飛行“沙盲”現(xiàn)象的計(jì)算分析需求，采用渦方法或CFD 方法可分析直升機(jī)近地干擾非定常流場。渦方法能較好地捕捉近地面的旋翼槳尖渦纏繞、地面射流和上洗流等特性；CFD 方法能較好地模擬旋翼近地面干擾的復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)。采用渦方法或CFD 方法都仍需考慮起伏不平的沙床表面及沙床近壁邊界層脈動湍流作用。

2）耦合拉格朗日沙粒跟蹤方法和渦方法（或CFD 方法）的直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法，能夠模擬沙?？臻g運(yùn)動軌跡、沙云輪廓和“沙盲”現(xiàn)象，但仍需進(jìn)一步考慮沙粒遷移、聚集、起跳、揚(yáng)起等關(guān)鍵因素。

3）采用高速PIV 和相機(jī)搭建的“沙盲”試驗(yàn)系統(tǒng)，可獲得沙粒運(yùn)動軌跡和沙云形態(tài)數(shù)據(jù)，但需進(jìn)一步發(fā)展沙云兩相流測試技術(shù)和沙塵空間濃度分布測試技術(shù)。

4）近地流場由旋翼下洗流、旋翼槳尖渦和地面渦主導(dǎo)，產(chǎn)生地面射流、剪切流等復(fù)雜流動，誘發(fā)沙粒遷移、聚集、起跳、揚(yáng)起等復(fù)雜運(yùn)動，最終形成“沙盲”。旋翼槳尖渦與地面干擾形成的復(fù)雜流動對沙粒的驅(qū)動機(jī)制，沙粒跳躍、揚(yáng)起等動力學(xué)行為，沙云形成過程，沙云演化、維持和衰減機(jī)理等都仍需進(jìn)行深入研究。

5）旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)、飛行策略優(yōu)化、預(yù)警和輔助系統(tǒng)等能降低“沙盲”現(xiàn)象對直升機(jī)飛行安全的威脅。從源頭上改善直升機(jī)近地流場、抑制沙云形成及演變的旋翼設(shè)計(jì)和飛行策略優(yōu)化方法是抑制“沙盲”現(xiàn)象更為有效的途徑。

可從3 個(gè)方面深入開展直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象研究：

1）在直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法方面，重點(diǎn)研究直升機(jī)近地面飛行狀態(tài)下旋翼槳尖渦與地面邊界層非定常干擾誘發(fā)的氣流分離與脈動湍流、考慮沙粒碰撞特性和脈動湍流誘發(fā)起沙的沙粒動力學(xué)模型及“沙盲”計(jì)算方法等。

2）在直升機(jī)“沙盲”試驗(yàn)方面，重點(diǎn)研究直升機(jī)近地面干擾非定常流場下的沙粒起動、渦的沙粒夾帶精細(xì)測量技術(shù)，基于三維視覺的“沙盲”形態(tài)捕捉重構(gòu)技術(shù)，以及沙塵空間濃度分布的高精度實(shí)驗(yàn)測試技術(shù)。

3）在直升機(jī)“沙盲”抑制方面，以對直升機(jī)“沙盲”現(xiàn)象機(jī)理的認(rèn)識為基礎(chǔ)，結(jié)合直升機(jī)“沙盲”計(jì)算方法和試驗(yàn)測試技術(shù)，開展面向未來新型直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)抑沙設(shè)計(jì)技術(shù)研究及面向現(xiàn)役直升機(jī)抑沙的飛行策略規(guī)劃與飛行軌跡優(yōu)化技術(shù)研究。