李光印，徐國華，史勇杰，蘇大成

(1.直升機旋翼動力學國家級重點實驗室(南京航空航天大學)，南京 210016; 2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn)，333001)

直升機在艦船上的起降任務極具挑戰(zhàn)性。由于氣流經(jīng)過艦船時，在鈍體上層建筑及機庫邊緣發(fā)生氣流分離，產(chǎn)生的擺動剪切層與大尺度渦結(jié)構(gòu)具有明顯的非定常特征[1-4]，對艦面起降中飛行員造成了極大的工作載荷。因此若對艦船艉流進行流動控制，削弱其非定常特征，則可降低飛行員工作載荷、改善直升機在甲板上的起降安全性。

流動控制分為被動控制與主動控制。被動控制方案技術(shù)相對簡單，當前艉流場控制研究多集中于此。早期，研究人員主要通過大量實驗研究被動控制方案對艉流場的影響[5-7]。而隨著對艦船流場特征認識的深入，研究者開始有針對性地制定被動控制方案。Forrest等[8]根據(jù)剪切層的形成機理，對側(cè)風狀態(tài)下在機庫垂直邊緣加裝不同形狀導流板的多種方案進行模擬對比。Shi等[9]則分析對比了不同風向角下安裝在不同位置的被動控制裝置對于直升機非定常載荷水平的影響。

然而被動控制方案大多無法應對實際情況進行調(diào)整。主動控制方案則通過射流的方式來改變流動特征，射流速度可調(diào)，應對不同海況方面具有明顯的優(yōu)勢。但由于其技術(shù)復雜，研究較少。近年隨著技術(shù)的發(fā)展，更多研究人員將目光轉(zhuǎn)向此領域。Shafer[10]與Matias-Garcia等[11]在機庫表面開孔對艦艉流場注入氣流，來達到削弱艉流場非定常特征、減小回流區(qū)的目的。Gallas等[12]則在某簡化艦船模型機庫四周安裝定常射流裝置進行風洞試驗，研究發(fā)現(xiàn)此射流方案在減小回流區(qū)的同時，也會造成回流區(qū)邊界湍流強度增大。流動控制的實施對于改善艉流品質(zhì)具有很好的效果，然而至目前，主動控制研究中僅針對孤立艦船流場變化，尚未涉及艉流場控制對直升機著艦過程中非定常載荷以及操縱變化的研究。

鑒于此，本文開展主動射流對直升機/艦船動態(tài)界面干擾特征影響研究。首先，采用DES方法獲得艦船艉流場數(shù)據(jù)，然后建立適用于著艦研究的直升機飛行動力學模型，構(gòu)建CFD方法與該模型間的數(shù)據(jù)傳遞策略，形成一套直升機/艦船動態(tài)界面數(shù)值分析方法。應用此方法，針對機庫垂直邊緣射流與水平邊緣射流兩種主動控制方案下的機/艦動態(tài)界面進行數(shù)值模擬，在此基礎上，進一步開展射流速度參數(shù)變化對艉流場控制效果影響規(guī)律的研究。

1 數(shù)值計算方法及驗證

1.1 艦艉流場模擬方法

本文采用DES方法對艦船流場進行數(shù)值模擬以準確捕捉艦船艉流場中大尺度湍流渦結(jié)構(gòu)的流動特征。該方法在近壁面邊界層采用SSTk-ω湍流模型以提高對附面層內(nèi)逆壓梯度的求解精度，而大尺度分離流動則采用大渦模擬(LES)方法進行模擬[13]。

SSTk-ω湍流模型k方程中，耗散項中的單位耗散率為

ω=fDESω

(1)

其中fDES為DES方法中的系數(shù)。有

式中：Lt為湍流尺度參數(shù);CDES為常數(shù)，本文計算中取0.61;Δ=max(Δx,Δy,Δz)，為網(wǎng)格中心與相鄰的網(wǎng)格中心的最大距離。當fDES=1時，模型采用SSTk-ω模型進行求解，而當fDES>1時，模型則采用LES方法求解。

1.2 直升機/艦船動態(tài)界面數(shù)值模擬方法

本文參考黑鷹直升機(UH-60A)建立適用于著艦飛行研究的直升機飛行力學模型[14]。其中，采用Pitt-Peters動態(tài)入流模型和葉素理論來計算旋翼槳葉氣動力。而尾槳誘導速度與其拉力間的量化關(guān)系則采用Bailey模型[15]來建立。槳葉揮舞運動方程為

(2)

式中：Mβ為槳葉質(zhì)量靜矩，Iβ為質(zhì)量慣矩，Kβ為約束彈簧剛度，MT為槳葉氣動力矩。

直升機機體動力學方程為：

(3)

(4)

式中：I、ω*分別為慣性矩陣與角速度矩陣的叉乘矩陣，如下：

聯(lián)立槳葉揮舞運動方程與直升機剛體動力學方程即可得到艦載直升機飛行動力學模型。該模型共11個運動自由度，即機體的6個剛體自由度、1個槳葉揮舞自由度、3個旋翼動態(tài)入流自由度以及1個尾槳動態(tài)入流自由度。

CFD與飛行力學模型之間采用“單向耦合”策略，即僅考慮艦船艉流對直升機的影響，流場數(shù)據(jù)以線性疊加的方式耦合到飛行力學模型中。如圖1所示，在飛行力學模型中，將旋翼和機體離散為若干氣動載荷計算點。其中，每片槳葉上有10個氣動計算點，機身、平尾、垂尾、尾槳各一個，共44個氣動計算點。通過向各計算點導入流場數(shù)據(jù)，進而得出艦船艉流對直升機的干擾。

圖1 直升機氣動載荷計算點分布示意

需要指出，本文CFD計算得到的是非定常艦艉流場，在進行直升機著艦操縱特性分析時需要對流場數(shù)據(jù)進行時均化處理；而由于采用的是非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，進行直升機各部件氣動中心插值計算時前，需要將著艦區(qū)域的流場結(jié)果映射到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格中。

1.3 計算方法驗證

以UH-60A直升機為例，并與已有的飛行試驗數(shù)據(jù)[16]進行對比，以驗證建立的飛行動力學模型的準確性。

圖2給出了穩(wěn)定飛行時直升機操縱量和姿態(tài)角的對比結(jié)果。其中，機體總質(zhì)量為7 257 kg，飛行高度1 600 m?？傮w來說，計算結(jié)果與飛行試驗吻合較好，這表明本文建立的直升機飛行動力學模型是有效的。圖2(a)中總距桿量和圖2(b)中橫向操縱桿量在小速度時計算與試驗存在明顯的誤差，這是由于該速度狀態(tài)下存在較為嚴重的旋翼/機體干擾，需針對性發(fā)展非定常旋翼/機體氣動干擾模型。

圖2 UH-60A穩(wěn)定飛行時本文配平計算結(jié)果與文獻[16]飛行試驗數(shù)據(jù)的對比

隨后，對UH-60A /SFS2組合下的直升機氣動載荷進行計算，并與K??ri?等[17]的計算結(jié)果進行對比，以驗證直升機/艦船動態(tài)界面數(shù)值分析方法的有效性。在文獻[13]中，SFS2艉流場采用DES方法求解，風向角0°，風速40 kts(20.58 m/s)，計算使用FLUENT軟件。將計算時間為30 s的艉流場數(shù)據(jù)導入至Flightlab軟件中，得到直升機的氣動力隨時間變化曲線。此外，為了減少升力偏置的影響，直升機預先在定常流場中進行配平，得到的總距、縱/橫向周期變距分別為15.25°、2.36°和-2.56°，在計算過程中保持不變。本文選擇相同的設置方法，計算結(jié)果如圖3所示，本文計算得到的旋翼時均拉力系數(shù)變化趨勢與K??ri?等[17]的文中計算結(jié)果基本一致。直升機在側(cè)移過程中，旋翼拉力減小了10%，這與實際著艦飛行試驗相符。

1.4 計算設置

本文選取某型驅(qū)逐艦簡化模型(命名為Modified simple frigate shape，MSFS)與UH-60A組合開展主動射流對直升機/艦船動態(tài)界面影響研究。圖4為MSFS簡化模型示意圖，幾何參數(shù)見表1。

圖3 直升機在不同側(cè)移路徑下旋翼拉力系數(shù)變化對比

圖4 艦船模型

表1 MSFS艦船模型主要參數(shù)

本文采用的直升機著艦方式為標準海軍著艦方案[17](standard Royal Navy landing approach technique)，如圖5所示。典型著艦方式分為4個任務科目單元：左舷減速跟進、橫向側(cè)移進場、甲板上方懸停保持及垂直下降著艦。其中，側(cè)移進場階段受艉流場非定常干擾最為嚴重，因此本文將重點研究側(cè)移進場過程中機/艦動態(tài)界面變化。

圖5 典型直升機著艦示意

為保證捕捉到側(cè)移過程中足夠的變化，假定直升機側(cè)移路徑為-1.0B～0，槳轂高度為0.85H與1.25H，將直升機移動路徑離散為5個點，進行對比分析。基于以上要求，艉流場導出數(shù)據(jù)域大小為1.0L×2.0B×1.80H(如圖6(b)所示)。

圖6 直升機側(cè)移路徑示意

艦船艉流場模擬采用商業(yè)軟件STAR CCM+。計算域大小設置為10L×8L×6L，邊界層網(wǎng)格第1層厚度為1.5×10-2m，以滿足湍流模型的y+要求。另外為捕捉艉流場中的湍流變化以及射流對艉流場的影響，還需對甲板上方以及射流出口附近網(wǎng)格進行局部加密。最終生成網(wǎng)格數(shù)量為6.8×106(如圖7所示)。時間步長設置為0.01 s，導出計算時間為30 s，以充分包含艉流場的非定常信息。入口及出口邊界設置為速度入口及壓力出口條件，艦體為無滑移壁面，海平面為滑移壁面條件。由于直升機在著艦時很少會遇到0°風向角情況，因此參考Hodge等[18]的研究，側(cè)風狀態(tài)選擇較為常見的右舷30°風向角，來流速度設置為20 m/s。

圖7 網(wǎng)格劃分示意

本文采用Lee等[19-20]所提出的氣動載荷分析方法來評估非定常擾動對飛行員工作載荷的影響水平。在獲得直升機各部件氣動載荷時間歷程數(shù)據(jù)后，對其進行快速傅里葉變換獲得功率譜密度曲線(如圖8所示)，該曲線在0.2～2.0 Hz內(nèi)積分值的平方根(root-mean-square)即為非定常載荷水平，可用于評估飛行員工作載荷。

2 計算結(jié)果分析與討論

孤立艦船情況下，側(cè)風狀態(tài)中機庫迎風側(cè)邊緣氣流分離產(chǎn)生的剪切層是造成直升機載荷和姿態(tài)波動的主要原因(如圖9所示)。在機庫迎風側(cè)邊緣安裝主動射流裝置，通過向流場中注入能量并與剪切層產(chǎn)生作用，來達到改變艉流場渦結(jié)構(gòu)，進而削弱流場中非定常特征的目的。

本文選擇在機庫迎風側(cè)垂直邊緣及上方水平邊緣設置射流出口，兩處射流裝置寬度均為1/70B，距離機庫邊緣為1/70B，射流方向垂直于射流邊界(如圖10所示)，定常射流速度取2、4、6 m/s，分別為自由來流速度的10%、20%、30%。從直升機非定常載荷水平及操縱特性的角度，分析其對艉流場非定常特征的削弱作用。

圖9 右舷30°情況下孤立艦船情況等值渦量圖(t=35 s)

圖10 射流裝置位置示意

2.1 垂直邊緣射流方案

圖11給出了不同射流速度情況下直升機非定常載荷水平的變化曲線?？梢钥吹剑淞魉俣葹関s=2 m/s時，垂直邊緣射流方案對直升機非定常載荷水平有顯著的抑制作用。在左舷附近(-0.75≤y/B≤-0.50)拉力RMS值平均降幅達到了26.2%。而當直升機側(cè)移至y/B=-0.25時，滾轉(zhuǎn)、俯仰及偏航力矩RMS值最大降幅均達到了25%以上。直升機在甲板上方時，處于懸停保持階段，滾轉(zhuǎn)力矩RMS值的下降可以有效降低直升機著艦時側(cè)翻的風險，而根據(jù)文獻[21]的研究，側(cè)風狀態(tài)下，腳蹬操縱量的不斷調(diào)整往往是造成飛行員工作載荷的主要因素，故偏航力矩RMS值的降低能夠有效降低飛行員腳蹬操縱的工作載荷。

圖11 不同垂直邊緣射流速度下直升機非定常載荷水平變化曲線

隨著射流速度增加，主動射流對直升機非定常載荷水平的抑制能力逐漸減弱。當射流速度上升至vs=4 m/s時，其對艉流場非定常特征抑制能力顯著降低。側(cè)移過程中俯仰力矩RMS值降幅低于vs=2 m/s情況，而旋翼拉力、滾轉(zhuǎn)及偏航力矩RMS值僅在左舷附近(-0.75≤y/B≤-0.50)有一定程度降低，在甲板區(qū)域內(nèi)與基準情況差別不大。而當射流速度進一步上升至vs=6 m/s時，此狀態(tài)下的主動射流對升機非定常載荷水平抑制效果已不明顯。甚至在甲板中心位置(y/B=0)還會導致更高的力矩RMS值。

為分析上述差異產(chǎn)生的原因，圖12給出了不同射流速度下甲板上方渦量分布，圖12中可見，無射流裝置時，剪切層在甲板中部形成的渦尺度較大。而安裝射流裝置后，vs=2 m/s與vs=4 m/s情況下剪切層中形成的渦尺度減小，強度降低。vs=6 m/s情況下，渦尺度有重新增大的趨勢。

圖12 甲板上方各截面渦量分布云圖(t=35 s)

圖13給出了不同垂直邊緣射流速度下旋翼槳盤平面附近z/H=0.87平面橫向湍流強度分布，同時給出旋翼與尾槳在y/B=-1.00及y/B=0處位置?？梢钥吹?，射流速度vs=2 m/s抑制效果最好。由機庫迎風側(cè)邊緣擺動剪切層產(chǎn)生的橫向湍流高強度區(qū)的幅值與影響范圍都有一定的程度的減小，尤其是在艦船艉部，橫向湍流強度有明顯降低。由此造成直升機在甲板范圍內(nèi)(y/B=-0.25)滾轉(zhuǎn)及偏航力矩RMS值的大幅降低。而黑鷹尾槳存在20°傾角，橫向湍流強度的降低同樣會導致直升機俯仰力矩RMS值的下降。隨著射流速度增至vs=4 m/s，甲板范圍內(nèi)(-0.50≤y/B≤0)橫向湍流高強度區(qū)幅值相比與vs=2 m/s有所增大，尤其在旋翼經(jīng)過的區(qū)域，因此在此范圍內(nèi)直升機滾轉(zhuǎn)力矩RMS值相比基準情況降幅已不明顯。而當vs=6 m/s時，主動射流對橫向湍流強度分布削弱作用微乎其微。

圖13 不同射流速度z/H=0.87平面橫向湍流強度分布

接下來關(guān)注射流方案對直升機著艦過程中平衡特性的影響。圖14為直升機配平操縱量、姿態(tài)角與需用功率變化曲線?？梢钥吹绞┘由淞骱螅鄙龣C平衡特性與基準狀態(tài)基本一致。當直升機位于懸停跟進位置(y/B=-1.00)時，腳蹬量變化最大，但其幅度也僅有3%。這意味著垂直邊緣定常射流方案在一定速度范圍內(nèi)可以有效抑制直升機著艦過程中非定常載荷水平的同時而不會對操縱量產(chǎn)生明顯的負面影響，實現(xiàn)艉流場空間特性及非定常特性的解耦。

圖14 不同垂直邊緣射流速度下直升機平衡特性變化曲線

圖15給出了不同射流速度下槳盤附近平面z/H=0.87的橫向時均速度分布。圖15中可見垂直邊緣射流方案對艉流場時均速度分布并無顯著影響。這很好驗證了上面結(jié)論，與Shafer[10]中實驗得到的結(jié)論相同。

圖15 不同射流速度z/H=0.87平面橫向時均速度分布

2.2 水平邊緣射流方案

接下來進一步來探究射流裝置安裝在機庫上方水平邊緣方案對直升機非定常載荷水平的影響。直升機側(cè)移進場高度為1.25H。

圖16給出了不同射流速度下直升機側(cè)移過程中非定常載荷水平變化示意圖。與垂直邊緣射流情況不同，射流速度vT=4 m/s時，其對直升機非定常載荷水平抑制能力最好。這說明水平邊緣射流方案中，主動控制效果與射流速度并非呈簡單的線性關(guān)系。定量分析可知，vT=4 m/s時，在甲板范圍內(nèi)(-0.50≤y/B≤0)，偏航力矩RMS值平均降幅達到了12.3%。在y/B=-0.25位置，旋翼拉力與俯仰力矩RMS值降幅達到了18.8%與22.0%。而側(cè)向力與阻力RMS值卻與基準情況相當。而當射流速度為vT=2 m/s，甲板外側(cè)(-1.00≤y/B≤-0.50)滾轉(zhuǎn)、俯仰及偏航力矩RMS值相比基準情況均無降低，而在甲板范圍內(nèi)，其平均降幅小于vT=4 m/s情況。當射流速度為vT=6 m/s時，旋翼拉力與俯仰力矩RMS值均高出基準情況，而滾轉(zhuǎn)力矩與偏航力矩RMS值在甲板范圍內(nèi)依然存在一定程度降低?？傮w來說，水平邊緣射流方案能夠較為有效地抑制直升機在甲板范圍內(nèi)得非定常載荷水平。

圖16 不同水平邊緣射流速度下直升機非定常載荷水平變化曲線

圖17、18給出了不同水平邊緣射流速度下機庫后方渦量分布與旋翼槳盤附近z/H=1.30平面橫向湍流強度分布。圖中可見，與垂直射流方案相似，安裝射流裝置后，艉流場中機庫上方水平邊緣分離出的渦結(jié)構(gòu)尺度減小。船艉橫向湍流強度幅值均有所降低，由此導致直升機在y/B=-0.25位置，偏航力矩RMS值均有下降。射流速度為vT=2 m/s時，相比基準情況，甲板范圍內(nèi)(-0.50≤y/B≤0)湍流高強度區(qū)幅值有所降低。當速度增加至vT=4 m/s時，甲板區(qū)域的橫向高強度湍流區(qū)的影響范圍進一步減小，但幅值略有提升。這就導致此范圍內(nèi)兩種射流速度下滾轉(zhuǎn)力矩RMS值無明顯差異。而當射流速度進一步提升時(vT=6 m/s)，橫向湍流高強度區(qū)幅值與影響范圍進一步增加，滾轉(zhuǎn)力矩RMS值降幅進一步減小。

圖17 甲板上方各截面渦量分布云圖(t=35 s)

圖18 不同射流速度z/H=1.30平面橫向湍流強度分布

圖19繼續(xù)給出了水平邊緣射流方案對直升機操縱量、姿態(tài)角與需用功率的影響。施加射流后腳蹬操縱量及尾槳需用功率發(fā)生較為明顯的變化。vT=4 m/s情況下，當直升機移動至甲板中線位置時，腳蹬操縱量相比基準情況降低了13.2%，操縱余量降低削弱了駕駛員處理橫向非定常擾動的能力。因此，水平邊緣射流方案雖然能夠抑制直升機著艦的非定常載荷水平，但會降低其操縱余量。

圖19 不同水平邊緣射流速度下直升機平衡特性變化曲線

圖20給出了不同水平邊緣射流速度下旋翼槳盤附近平面z/H=1.30的橫向時均速度分布?？梢钥吹街鄙龣C位于甲板范圍內(nèi)時(-0.25≤y/B≤0)，隨著射流速度增大，尾槳路徑上橫向速度有較明顯的降低 (如圖20(c)、圖20(d)所示)，這使得尾槳槳葉有效迎角減小，飛行員需要增大尾槳總距，因此腳蹬操縱余量降低，而尾槳需用功率增加。

圖20 不同射流速度下z/H=1.30平面橫向時均速度分布

3 結(jié) 論

1)基于單向耦合策略，采用DES方法與飛行動力學模型建立了一套適用于直升機/艦船動態(tài)界面的數(shù)值模擬方法。應用此方法探究了主動射流方案對直升機著艦過程中非定常載荷水平的抑制情況及操縱特性的影響。

2)機庫垂直邊緣射流方案能夠有效削弱機庫垂直邊緣分離的擺動剪切層強度，顯著降低直升機側(cè)移過程中非定常載荷水平得同時，對操縱特性影響微乎其微。然而隨著射流速度增加，射流控制效果逐漸降低，過高的射流速度甚至會使艉流場氣動環(huán)境惡化。

3)機庫水平邊緣射流方案對機庫上方水平邊緣產(chǎn)生的分離渦強度展現(xiàn)了較好的削弱效果。甲板范圍內(nèi)直升機非定常載荷水平存在較為明顯的降低。隨射流速度增加，控制效果先增高而后降低，呈現(xiàn)出復雜的非線性關(guān)系。然而此方案會較為顯著地提高船艉部側(cè)洗分量，使直升機腳蹬操縱余量降低，滾轉(zhuǎn)角增大。這會對飛行員操縱產(chǎn)生不利影響。