唐宏清 肖升興

摘? 要：針對(duì)直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)適配中風(fēng)限圖試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)高、耗時(shí)長的特點(diǎn)，文章對(duì)直升機(jī)的艦面懸停風(fēng)限圖計(jì)算展開研究。首先將關(guān)于直升機(jī)操縱量、姿態(tài)角和功率的判據(jù)引入直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型，建立風(fēng)限圖計(jì)算模型;然后進(jìn)行艦面懸停平衡仿真，獲得了某型無人直升機(jī)的艦面懸停風(fēng)限圖。計(jì)算結(jié)果表明，風(fēng)限圖計(jì)算模型能夠給出不同來流風(fēng)向、風(fēng)速的艦面流場環(huán)境限制的風(fēng)限圖，對(duì)算例直升機(jī)的風(fēng)限圖試驗(yàn)具有較大的指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：直升機(jī);飛行動(dòng)力學(xué)模型;風(fēng)限圖;平衡仿真

中圖分類號(hào)：V212.4? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號(hào)：2095-2945（2020）36-0019-03

Abstract： In view of the high risk and time-consuming characteristics of helicopter/ship dynamic combining Wind Over Deck（WOD） envelope test， this paper studies the calculation of helicopter shipboard hover WOD envelope. Firstly， the WOD envelope calculation model is established by introducing the criteria of helicopter control， attitude angle and power are introduced into the flight dynamics model of helicopter shipboard operations. Then， the shipboard hovering balance simulation is carried out， and the WOD envelope of an unmanned helicopter is obtained. The calculation results show that the WOD envelope calculation model established can give the WOD envelope of the shipboard flow environmental limit with different inflow wind direction and wind speed， which has great guiding significance for the WOD envelope test of helicopter.

Keywords： helicopter; flight dynamics model; WOD envelope; balance simulation

引言

無人直升機(jī)由于具有體積小、造價(jià)低、自主性強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)，更適合部署在起降甲板面積和機(jī)庫空間有限的護(hù)衛(wèi)艦、驅(qū)逐艦等艦船上。受飛行甲板紊亂氣流的影響，艦載直升機(jī)的飛行環(huán)境極為復(fù)雜，使得其艦面起降面臨著極大的風(fēng)險(xiǎn)。為保證機(jī)艦安全，需要確定在不同海況、風(fēng)況下起降時(shí)，直升機(jī)的安全風(fēng)向、風(fēng)速包線，即風(fēng)限圖[1]。

根據(jù)文獻(xiàn)[2-4]，在確定特定的直升機(jī)/艦船適配的風(fēng)限圖時(shí)，可通過仿真計(jì)算初步確定直升機(jī)艦面起降的風(fēng)向、風(fēng)速包線（即理論風(fēng)限圖），然后通過必要的風(fēng)限圖試驗(yàn)驗(yàn)證、修正理論風(fēng)限圖，最終給出適合直升機(jī)/艦船適配的實(shí)際艦面起降風(fēng)限圖。為此，本文對(duì)直升機(jī)的艦面懸停風(fēng)限圖計(jì)算展開研究，建立計(jì)算風(fēng)限圖的數(shù)學(xué)模型，并應(yīng)用Simulink Linear Analysis Tool對(duì)模型進(jìn)行平衡仿真，確定某型無人直升機(jī)的艦面懸停風(fēng)限圖，為該機(jī)的機(jī)艦動(dòng)態(tài)適配飛行試驗(yàn)提供理論依據(jù)，對(duì)于降低試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)、縮短試驗(yàn)周期具有重要的工程價(jià)值。

1 坐標(biāo)系

本文建立風(fēng)限圖計(jì)算模型涉及的主要坐標(biāo)系如圖1所示，建模涉及的其他坐標(biāo)系見文獻(xiàn)[5]。艦船坐標(biāo)系原點(diǎn)位于機(jī)庫門下方的中心，Xsh軸位于艦船縱向?qū)ΨQ面，沿縱向?qū)ΨQ軸指向船尾，Zsh軸垂直于Xsh軸，向上為正，Ysh軸根據(jù)右手定則確定。機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)位于直升機(jī)重心，XB軸沿機(jī)體縱向?qū)ΨQ軸，指向機(jī)體前方，ZB軸垂直于XB軸向下為正，YB軸根據(jù)右手法則確定。地面坐標(biāo)系原點(diǎn)固定于艦船機(jī)庫門下方中心點(diǎn)，XE軸沿初始飛行方向指向前方，ZE軸豎直向下，YE軸根據(jù)右手法則確定?；谏鲜鲎鴺?biāo)系，本文定義氣流從船前左側(cè)吹來時(shí)，θw為正值;反之，θw為負(fù)值。

2 風(fēng)限圖計(jì)算模型

建立風(fēng)限圖計(jì)算模型是通過仿真計(jì)算確定直升機(jī)艦面起降風(fēng)限圖的前提。常用的方法是，首先建立耦合了艦面流場環(huán)境的直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型，然后引入與直升機(jī)的操縱、姿態(tài)和功率等相關(guān)的判據(jù)，得到風(fēng)限圖計(jì)算的數(shù)學(xué)模型，最后通過平衡仿真給出特定直升機(jī)/艦船適配的風(fēng)限圖[1，6]。

2.1 直升機(jī)艦面流場環(huán)境

本文以簡化護(hù)衛(wèi)艦?zāi)Ｐ蚐FS2艦船作為某型無人直升機(jī)的載艦（圖2），其艦長lsh=138.7m，其余數(shù)據(jù)見文獻(xiàn)[7]。為了獲得該艦的艦面流場環(huán)境，本文應(yīng)用CFD軟件STAR-CCM+計(jì)算一系列來流風(fēng)向角下的艦面流場速度分布情況，并進(jìn)行必要的流場數(shù)據(jù)處理，形成了SFS2艦船的艦面流場數(shù)據(jù)庫，為艦面流場環(huán)境與直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的耦合提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

2.2 直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型

在考慮將艦面流場耦合至直升機(jī)各氣動(dòng)面的流場中時(shí)，首先計(jì)算出各氣動(dòng)中心相對(duì)地面坐標(biāo)系的位矢，然后通過該位矢插值，從流場數(shù)據(jù)庫中提取各氣動(dòng)中心處的艦面流場速度，并將該速度疊加至各氣動(dòng)中心的原速度上[7-8]。以旋翼為例，首先對(duì)單片槳葉進(jìn)行徑向離散獲得若干槳葉單元，并計(jì)算出槳葉單元在地面坐標(biāo)系下的位置矢量，然后通過位置矢量的插值從建立的流場數(shù)據(jù)庫提取該單元所處位置的艦面流場速度，并將其與槳葉單元的原速度疊加，從而實(shí)現(xiàn)旋翼流場和艦面流場的耦合。

應(yīng)用上述方法將艦面流場耦合至直升機(jī)各氣動(dòng)部件的原流場中，同時(shí)采用常用的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模方法，將直升機(jī)視為空間剛體，依次建立直升機(jī)各部件（如旋翼、尾槳、機(jī)身等）的氣動(dòng)力計(jì)算模型[9-10]，進(jìn)而根據(jù)牛頓第二定律和動(dòng)量矩定理建立直升機(jī)的六自由度運(yùn)動(dòng)微分方程組，最終得到耦合艦面流場環(huán)境的直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型（如式（1）～（2）所示）。各部件的氣動(dòng)力計(jì)算建模詳細(xì)方法見文獻(xiàn)[10]。

建立上述艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型的數(shù)學(xué)模型之后，本文借助Simulink軟件將其實(shí)現(xiàn)，建立了艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)Simulink模型。模型的配平計(jì)算，即是將式（1）～（2）左邊的力和力矩項(xiàng)置零，求解齊次非線性方程組，得到直升機(jī)穩(wěn)態(tài)時(shí)的操縱量、姿態(tài)角、需用功率等信息。

2.3 風(fēng)限圖計(jì)算判據(jù)

為保證直升機(jī)的艦面安全起降，艦載直升機(jī)一般需要預(yù)留較大的操縱和功率余量。為此，風(fēng)限圖計(jì)算還需引入一些直升機(jī)的自身限制，如操縱量、可用功率、姿態(tài)角等的限制。為確保安全，直升機(jī)旋翼操縱預(yù)留的余量一般為10%，尾槳操縱預(yù)留余量一般為15%，發(fā)動(dòng)機(jī)功率預(yù)留的余量為10%[1]。此外，還需對(duì)直升機(jī)著艦時(shí)的姿態(tài)（俯仰角和滾轉(zhuǎn)角）進(jìn)行限制。一方面，機(jī)身傾斜過大可能會(huì)造成起落架和尾槳觸地，造成安全事故;另一方面，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角過大會(huì)嚴(yán)重影響駕駛員的視野，不利于目視飛行。最后，為進(jìn)一步降低風(fēng)險(xiǎn)，還需限制起降時(shí)的來流風(fēng)況（風(fēng)速、風(fēng)向）。最終本文選取如下的7條判據(jù)：

（1）任意方向的來流最大風(fēng)速為22.5m/s;

（2）來流最大側(cè)向風(fēng)速為17.5m/s;

（3）旋翼操縱余量（總距和縱橫向周期變距）不小于10%;

（4）尾槳操縱余量不小于15%;

（5）發(fā)動(dòng)機(jī)功率余量不小于10%;

（6）近艦飛行時(shí)，滾轉(zhuǎn)姿態(tài)不超過為±8°;

（7）近艦飛行時(shí)，抬頭和低頭姿態(tài)分別不超過7°和4°。 將上述（1）～（7）條風(fēng)限圖計(jì)算判據(jù)引入直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型，最終得到直升機(jī)艦面懸停時(shí)的風(fēng)限圖計(jì)算模型。

2.4 風(fēng)限圖計(jì)算流程

得益于Simulink建模環(huán)境的使用，本文應(yīng)用其專用的非線性動(dòng)力學(xué)模型配平工具——Linear Analysis Tool，對(duì)模型進(jìn)行平衡仿真，得到風(fēng)限圖。

模型的風(fēng)限圖計(jì)算流程如下：

第一，根據(jù)判據(jù)（1）～（2）計(jì)算出直升機(jī)在不同來流風(fēng)向角下所允許的極限風(fēng)速Vwm（θw），得到一個(gè)初步的風(fēng)向、風(fēng)速包線：

第二，應(yīng)用Linear Analysis Tool對(duì)直升機(jī)在不同風(fēng)向、風(fēng)速的艦面流場中進(jìn)行配平計(jì)算，得到直升機(jī)穩(wěn)態(tài)時(shí)的操縱量、姿態(tài)角、功率等配平結(jié)果，并將配平結(jié)果、當(dāng)前風(fēng)速（Vw）分別與判據(jù)（3）～（7）、Vwm（θw）比較，判斷是否超出限制，從而確定由判據(jù)（1）～（7）共同限制的風(fēng)向、風(fēng)速包線，即直升機(jī)艦面懸停風(fēng)限圖。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

本文以某型無人直升機(jī)為算例，確定該機(jī)與SFS2艦配合的艦面懸停風(fēng)限圖。算例直升機(jī)采用蹺蹺板式旋翼，總重400kg，旋翼直徑為6.4m，發(fā)動(dòng)機(jī)可用功率為69.05kW，總距桿、周期桿、腳蹬操縱范圍分別為：（-1°，15°）、（-10°，10°）、（-10°，10°）。

假設(shè)在飛行甲板上方懸停時(shí)，算例直升機(jī)重心在艦船坐標(biāo)系下的位置為（15，0，4）m。針對(duì)建立的風(fēng)限圖計(jì)算模型，應(yīng)用Simulink Linear Analysis Tool進(jìn)行平衡仿真，得到該機(jī)于SFS2艦船上懸停時(shí)的風(fēng)限圖如圖3所示。

從圖3可知，當(dāng)來流風(fēng)向角處于±30°之間時(shí)，算例直升機(jī)艦面懸停能承受的來流風(fēng)速為22.5m/s;而當(dāng)風(fēng)向角超出該范圍之后，該機(jī)的艦面懸停包線迅速減小。結(jié)合該機(jī)的艦面懸停平衡特性可知：小風(fēng)向角時(shí)，艦面流場對(duì)直升機(jī)的氣動(dòng)面影響較小，使得此時(shí)的操縱量、姿態(tài)角和可用功率均處于判據(jù)（3）～（7）的限制范圍之內(nèi)，故直升機(jī)擁有較大的艦面懸停包線;而大風(fēng)向角時(shí)，來流風(fēng)向、風(fēng)速對(duì)算例直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和尾槳總距影響顯著，而由于判據(jù)（6）的滾轉(zhuǎn)角限制，使得滾轉(zhuǎn)角易超出判據(jù)，從而減小了直升機(jī)的艦面懸停包線。另外，由于算例直升機(jī)腳蹬的操縱行程較大，使得其尾槳總距在大風(fēng)向角時(shí)也不易超出判據(jù)（4）。

本文將風(fēng)限圖計(jì)算判據(jù)引入直升機(jī)艦面起降飛行動(dòng)力學(xué)模型，建立了風(fēng)限圖計(jì)算模型。通過配平計(jì)算，所建模型能夠給出不同來流風(fēng)向、風(fēng)速的艦面流場環(huán)境限制的風(fēng)限圖，對(duì)算例直升機(jī)的艦面安全起降具有較大的指導(dǎo)意義。

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