共軸式直升機艦面起降風(fēng)限圖計算

楊俊

（中國直升機設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）

共軸式直升機艦面起降風(fēng)限圖計算

楊俊

（中國直升機設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）

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

共軸直升機；飛行動力學(xué)；艦面起降；風(fēng)限圖

艦載直升機以艦船為活動基地，能在海上擔(dān)負(fù)偵察、搜救、運輸、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、深沉等運動中，以及艦船上層建筑帶來的起降甲板流場紊流等原因，艦載直升機的飛行安全問題顯得格外突出。有關(guān)文獻(xiàn)顯示，艦載直升機的安全事故大約是宇航員的5倍，轟炸機飛行員的10倍，民航飛行員的54倍[2]。

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

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

1 共軸式直升機艦面起降動力學(xué)模型

1.1 艦面起降旋翼氣動模型

1.1.1 旋翼誘導(dǎo)速度模型

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

式（1）中：N為需要的諧波次數(shù)；Sr為每個諧波函數(shù)需要的徑向型函數(shù)個數(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 上下旋翼氣動干擾模型

共軸式直升機上下旋翼，在不同飛行狀態(tài)中存在不同程度的氣動干擾，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氣動特性分析十分復(fù)雜。目前俄羅斯、歐美等國家對雙旋翼之間干擾有一定的理論和試驗研究，采用的是綜合葉素理論、動量理論和渦流理論等手段[7]。但相對于單旋翼直升機，缺乏一定的系統(tǒng)性和公認(rèn)性。國內(nèi)目前更多的研究在于數(shù)值計算和試驗上，主要側(cè)重于雙旋翼尾跡形態(tài)以及上下旋翼的氣動特性的試驗測試[8-10]和數(shù)值計算[11-13]。這些理論和試驗表明，共軸式直升機在懸停、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類似。因此，本節(jié)采用旋翼相互干擾因子[14]來處理旋翼間的干擾問題：

式（2）中：vi1和vi2分別是下、上旋翼槳盤平面任意一點的軸向誘導(dǎo)速度；K1和K2是下、上旋翼尾跡傾角的經(jīng)驗函數(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為共軸雙旋翼氣動力相互干擾因子，是經(jīng)驗系數(shù)，在實際計算中選取。

1.1.3 艦面效應(yīng)模型

直升機在艦船甲板上方飛行時，旋翼下洗氣流沖擊甲板，產(chǎn)生類似于直升機地面效應(yīng)的艦面效應(yīng)，從而改變了直升機的旋翼尾跡。不同于地面效應(yīng)，直升機懸停高度和水平位置均影響直升機的艦面效應(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為直升機懸停高度相對旋翼半徑的無量綱值。

1.1.4 艦艉甲板流場模型

采用CFD方法得到了某型艦在不同來流角時的艉部甲板流場。計算來流方向為艦船左側(cè)，來流角有0°～90°，間隔為15°。圖1分別顯示了0°來流時艦艉甲板中心縱剖面、30°來流時距起降甲板6 m高度水平剖面的流線圖。圖中“+”字標(biāo)記為直升機起降時旋翼中心所在位置。

從圖1可以看出，由于機庫的遮蔽作用，機庫后方區(qū)域有渦流區(qū)的存在。渦流區(qū)會對直升機的平衡和操穩(wěn)性能帶來影響。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，起降中的直升機會感受到“吸力”的作用，可能導(dǎo)致著艦危險發(fā)生。此外，甲板流場還有較大的下洗和側(cè)洗速度，從而可能帶來如拉力損失、功率不足、操縱超限，以及機身姿態(tài)過大等問題。

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

再應(yīng)用葉素理論，即可準(zhǔn)確計算旋翼的氣動力。

1.2 機身氣動模型

將機身視為剛體，其運動由機身平動和繞自身重心的轉(zhuǎn)動組成。通過1∶5的縮比模型風(fēng)洞試驗，得到了機身、平垂尾在不同側(cè)滑角和機身俯仰角的氣動特性。氣動特性試驗數(shù)據(jù)均是以直升機重心為參考點。直升機艦面起降時，根據(jù)來流不同的風(fēng)向角，即可由試驗數(shù)據(jù)插值得出機身氣動力和氣動力矩。

1.3 機體動力學(xué)方程

文獻(xiàn)[17]給出了常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機的機體動力學(xué)方程。對于共軸雙旋翼直升機，沒有尾槳，而由上下兩副旋翼反轉(zhuǎn)消除機身反扭矩。其運動方程為：

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

采用機體坐標(biāo)系：坐標(biāo)原點在直升機重心處，X軸平行于機體構(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 直升機艦面起降特性計算

本文用Newton-Raphson[18]方法求解直升機的運動方程。機身、平垂尾的氣動力由風(fēng)洞試驗確定。通過求解機體動力學(xué)方程得到的旋翼氣動力，代入直升機艦面起降氣動模型，得出直升機起降時的操縱量和機身姿態(tài)。計算合成風(fēng)速為0～40 kn，步長為5 kn；合成風(fēng)向-90°～+90°，步長為15°。圖2a）～f）給出了該直升機艦面起降時直升機操縱和姿態(tài)的變化曲線。

計算結(jié)果顯示，直升機的艦面起降特性與陸基飛行特性基本一致。隨著來流風(fēng)速和風(fēng)向角度的增大，直升機的操縱和平衡有較大的變化，高風(fēng)速和大角度下，直升機不能保持平衡姿態(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)

由于直升機艦面起降的特殊性，為保證起降安全，直升機艦面起降配平后，各操縱量必須留有足夠的余量，且機身姿態(tài)角不能太大。關(guān)于直升機安全起降的具體準(zhǔn)則，目前各國尚沒有統(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%，直升機俯仰角＜±4°，直升機滾轉(zhuǎn)角＜±5°。

3.2 艦面起降風(fēng)限圖制定

由上節(jié)計算結(jié)果和本節(jié)3.1所采用的起降安全判據(jù)，分析相關(guān)直升機起降風(fēng)限圖形態(tài)[4]，制定的該直升機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，該直升機的艦面起降風(fēng)限圖左右對稱，這與其共軸構(gòu)型的氣動特性是一致的；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

本文通過建立并求解某型共軸式直升機的艦面起降模型，得到該直升機在艦上的起降特性和起降風(fēng)限圖。計算結(jié)果表明，該直升機在艦面的飛行特性與陸基前飛特性基本一致，為計算的可靠性提供了佐證；起降風(fēng)限圖顯示，該直升機頂風(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。該直升機艦面起降包線主要由機身滾轉(zhuǎn)姿態(tài)和橫向操縱范圍限制。

直升機艦面起降風(fēng)限圖的制定是一個反復(fù)計算、試飛、分析、修正的過程，并最終通過海上試飛來確定。在理論分析的基礎(chǔ)上，需要開展大量的飛行試驗進(jìn)行驗證。本文計算的共軸直升機艦面起降風(fēng)限圖，為海上飛行試驗提供了理論依據(jù)和方向，對提高海上試飛安全，提升試飛效率，降低試飛費用，起到重要的作用。

[1]李軍亮，胡國才，王浩.側(cè)飛對艦載直升機懸停性能的影響[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報，2010，25（2）：129-132. LI JUNLIANG，HU GUOCAI，WANG HAO.Performance analysis of shipboard helicopter resist to side wind in hover[J].Journal of Naval Aeronautical and Astronautical University，2010，25（2）：129-132.（in Chinese）

[2]趙維義，王占勇.艦船空氣尾流場對直升機著艦的影響研究[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報，2007，22（4）：435-438. ZHAO WEIYI，WANG ZHANYONG.Research on the effect of warship air-wake on helicopter landing on shipboard[J].Journal of Naval Aeronautical and Astronautical University，2007，22（4）：435-438.（in Chinese）

[3]HUTCHINGS D E.Review of US Navy V/STOL handing qualities requirements，ADA047961[R].Maryland，United States：Naval air systems command，1977：23-30.

[4] PROEFSCHRIFT.Helicopter-ship qualification testing [J].Journal of the American Helicopter Society，1981，26（1）：1-34.

[5]PETERS D A，HE CHENGJIAN.Finite state induced flow models partⅡ：three-dimensional rotor disk[J]. Journal ofAircraft，1995，32（2）：323-326.

[6]王適存.直升機空氣動力學(xué)[M].南京：南京航空學(xué)院，1976：82-105. WANG SHICUN.Helicopter aerodynamics[M].Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，1976：82-105.

[7]GRIFFITHS D A，LEISHMAN J G.A study of dual-rotor interference and ground effect using a free-vortex wake model[C]//AHS International，58th Annual Forum Proceeding-VolumeⅠ.Montreal，Canada，2002：592-612.

[8]姬樂強，朱清華，李建波.共軸雙旋翼及孤立旋翼自轉(zhuǎn)氣動特性試驗研究[J].實驗流體力學(xué)，2013，27（5）：7-10. JI LEQIANG，ZHU QINGHUA，LI JIANBO.Experimental inverstigation on aerodynamic characteristics of autoroting coaxial twin-rotor and single rotor[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2013，27（5）：7-10.（in Chinese）

[9]于世美，鄧彥敏.共軸式雙旋翼尾跡流場的水洞PIV測量[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2007，33（6）：635-639. YU SHIMEI，DEND YANMIN.PIV measurements in thewake of coaxial-rotor in water tunnel[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2007，33（6）：635-639.（in Chinese）

[10]鄧彥敏，陶然，胡繼忠.共軸式直升機上下旋翼之間氣動干擾的風(fēng)洞實驗研究[J].航空學(xué)報，2003，24（1）：10-14. DENG YANMIN，TAO RAN，HU JIZHONG.Experimental investigation of the aerodynamic interaction between upper and lower rotors of a coaxial helicopter[J].Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica，2003，24（1）：10-14.（in Chinese）

[11]王云，叢偉，徐江鋒，等.懸停涵道共軸雙旋翼干擾流動數(shù)值模擬[J].南昌航空大學(xué)學(xué)報：自然科學(xué)版，2012，26（3）：11-15. WANG YUN，CONG WEI，XU JIANGFENG，et al.Numerical simulation of interaction unsteady flows around ducted co-axial rotors in hover[J].Journal of Nanhang Hangkong University：Natural Sciences，2012，26（3）：11-15.（in Chinese）

[12]黃水林，李春華，徐國華.基于自由尾跡和升力面方法的雙旋翼懸停氣動干擾計算[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2007，25（3）：390-395. HUANG SHUILIN，LI CHUNHUA，XU GUOHUA.An analytical method for aerodynamic interactions of twin rotors based upon free-vortex and lifting-surface models[J]. Acta Aerodynamica Sinica，2007，25（3）：390-395.（in Chinese）

[13]葉靚，徐國華.共軸式雙旋翼懸停流場和氣動力的CFD計算[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2012，30（4）：437-442. YE LIANG，XU GUOHUA.Calculation on flow field and aerodynamic force of coaxial rotors in hover with CFD method[J].Acta Aerodynamica Sinica，2012，30（4）：437-442.（in Chinese）

[14]周國儀，胡繼忠.共軸式直升機雙旋翼載荷計算模型研究[J].航空動力學(xué)報，2003，18（3）：343-348. ZHOU GUOYI，HU JIZHONG.Mathematical model for twin rotor loads of a coaxial helicopter[J].Journal of Aerospace Power，2003，18（3）：343-348.（in Chinese）

[15]孫文勝，畢玉泉，白春華.艦載直升機的艦面效應(yīng)研究[J].航空計算技術(shù)，2006，36（2）：9-12. SUN WENSHENG，BI YUQUAN，BAI CHUNHUA.Research on shipboard effect of naval helicopter[J].Aeronautical Computing Technique，2006，36（2）：9-12.（in Chinese）

[16]HONG ZHANG，et al.A simulation model of ship ground effect for rotorcraft/ship interaction study[C]//American Helicopter Society 51stAnnual Form.1995：32-36.

[17]高正，陳仁良.直升機飛行動力學(xué)[M].北京：科學(xué)出版社：2003：43-53. GAO ZHENG，CHEN RENLIANG.Helicopter flight dynamics[M].Beijing：Science Press，2003：43-53.（in Chinese）

[18]RICHARD L BURDEN，J DOUGLAS FAIRES.Numerical analysis[M].7thed.Beijing：Higher Education Presss，2001：611-620.

[19]趙維義，劉航，傅百先.艦載直升機風(fēng)限圖及試飛[J].飛行力學(xué)，2002，20（4）：48-50. ZHAO WEIYI，LIU HANG，F(xiàn)U BAIXIAN.Safe operating envelopes of onboard helicopter and its flight test[J]. Flight Dynamics，2002，20（4）：48-50.

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目（15-cpb-06）

楊 ?。?984-），男，工程師，碩士。