李軍亮，胡國才，王 浩

（1.海軍航空工程學(xué)院 a.研究生管理大隊(duì)；b.飛行器工程系，山東 煙臺 264001；2.海軍裝備部，北京 100841）

艦載直升機(jī)是以艦船為活動基地并能遂行各種作戰(zhàn)任務(wù)的直升機(jī)。隨著現(xiàn)代海戰(zhàn)向立體化、多層面發(fā)展，各國海軍迫切需要掌握海上制空權(quán)。由于艦載直升機(jī)在海上擔(dān)負(fù)偵察、搜救、運(yùn)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，它的作用日益突出。

但是艦載直升機(jī)是以艦船為基地，主要在海上活動，其使用環(huán)境與陸用直升機(jī)有明顯不同。海上風(fēng)浪頻繁、氣候多變、艦船航行還會引起相對風(fēng)力。大風(fēng)容易引起直升機(jī)槳葉揮舞擺振，造成起動或停轉(zhuǎn)困難。據(jù)美國安全中心統(tǒng)計(jì)，艦載直升機(jī)危及飛行安全的因素，造成事故大約是宇航員的5倍，轟炸機(jī)飛行員的10倍，民航飛行員的54倍[1]。

為確保艦載直升機(jī)的飛行安全，文獻(xiàn)[2-4]綜合考慮直升機(jī)艦上起降的特點(diǎn)及其影響因素，通過分析不同飛行狀態(tài)下迎角、滾轉(zhuǎn)角、總距、周期變距及尾槳距的限制，制定了比較嚴(yán)格的理論風(fēng)限圖的計(jì)算條件。本文將研究不同方向和大小的側(cè)風(fēng)對直升機(jī)懸停性能的影響，確定某型艦載直升機(jī)懸停時(shí)的風(fēng)限。

1 側(cè)風(fēng)條件下的直升機(jī)飛行動力學(xué)模型

1.1 風(fēng)向的定義和選取

直升機(jī)相對空氣速度AV，風(fēng)速WV 及直升機(jī)相對地面的速度 VK之間的關(guān)系為[5]VK=VA+VW。假如側(cè)風(fēng)為水平風(fēng)，風(fēng)定義風(fēng)向如圖1所示。

圖1中 Oxdydzd為地軸系，箭頭表示風(fēng)向，定義風(fēng)速方向與Xd間的夾角為ξ （右側(cè)風(fēng)時(shí)為正），圓周半徑為風(fēng)速大小，則風(fēng)速 VW在 Xd、Zd上的分量：

直升機(jī)空速在地軸系的分量為Vxa、Vya、Vaz，則其在側(cè)風(fēng)條件下體軸系的對地速度為

式中：TDF為地軸系到體軸系的轉(zhuǎn)換矩陣。同樣可以再通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)化的方式，將體軸系上的速度和角速度轉(zhuǎn)化到槳軸系。

1.2 旋翼氣動力模型

假定旋翼槳葉為當(dāng)量鉸帶彈簧約束的剛硬直槳葉，計(jì)入預(yù)錐角和預(yù)掠角，槳葉的扭轉(zhuǎn)方向及操縱線系剛硬。假設(shè)當(dāng)量鉸外伸量為e，第k 片槳葉的揮舞角為βk、方位角為ψk（尾槳方向?yàn)?°），直升機(jī)定直前飛時(shí)，相對槳葉剖面r1的氣流速度為

式中：uT、up分別為垂直和平行于槳轂平面的氣流速度；μ為前進(jìn)比；λ為旋翼誘導(dǎo)速度；αs為旋翼平面與飛行速度間夾角，上標(biāo)“?”表示無因次量。

定直前飛的平衡計(jì)算中，誘導(dǎo)速度采用非均勻分布：

采用定常入流模型，誘導(dǎo)速度應(yīng)滿足以下平衡方程[6]：

式中：L為增益矩陣（見文獻(xiàn)[6-7]）；CT為旋翼拉力；CL為旋翼氣動滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)；CM為旋翼氣動俯仰力矩系數(shù)。

設(shè)剖面迎角α，升力線斜率為a，阻力系數(shù)為cd0，剖面弦長b，旋翼半徑R，大氣密度ρ，則根據(jù)升力線理論，槳葉微元的升力和阻力分別為：

分解到槳葉活動坐標(biāo)系上，得

將上述關(guān)系代入式(7)、(8)，得

得到槳葉微元的升力和阻力后，就可以方便地導(dǎo)出槳轂氣動力和氣動力矩[8-9]：

定常入流方程(6)中的旋翼拉力系數(shù)CT、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CL及俯仰力矩系數(shù)CM，可分別由經(jīng)過無因次化得到。

把槳轂的氣動力和氣動力矩轉(zhuǎn)換為對機(jī)體質(zhì)心的氣動力和氣動力矩，與其他旋翼力和力矩合成為旋翼對機(jī)體產(chǎn)生的力和力矩。尾槳產(chǎn)生的力和力矩可以由同樣方法得到。機(jī)身（含平尾和垂尾）的力和力矩由風(fēng)洞試驗(yàn)得到。

1.3 懸停平衡方程

在機(jī)體坐標(biāo)系下，直升機(jī)飛行動力學(xué)方程為：

式中：Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz分別為作用在直升機(jī)上的力和力矩在體軸系中的分量。

對直升機(jī)而言，力和力矩分別來自直升機(jī)重力、旋翼、尾槳、機(jī)身（含平尾和垂尾），即

式中：?、φ分別為直升機(jī)俯仰、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角；下標(biāo)MR、TR、F分別表示旋翼、尾槳、機(jī)身。

當(dāng)直升機(jī)穩(wěn)定平飛時(shí)，作用在直升機(jī)的合力和合力矩為零。該模型是一個(gè)復(fù)雜的非線性系統(tǒng)，系統(tǒng)的狀態(tài)變量比較多，且一些狀態(tài)變量相互隱含，給求解帶來了很大的困難。目前，只能借助于數(shù)值模擬的手段對系統(tǒng)的運(yùn)動特性進(jìn)行分析研究。本文采用牛頓法求解。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

直升機(jī)保持懸停的狀態(tài)下，假定側(cè)風(fēng)風(fēng)速5～35 m/s（間隔5 m/s），風(fēng)向0～2π（間隔π/4），計(jì)算結(jié)果如圖2至圖7所示。

圖2 總距隨風(fēng)速矢量的變化

圖3 橫向周期變距隨風(fēng)速和風(fēng)向的變化

圖4 縱向周期變距隨風(fēng)速和風(fēng)向的變化

圖5 尾槳總距隨風(fēng)速和風(fēng)向的變化

圖6 滾轉(zhuǎn)角隨風(fēng)速和風(fēng)向的變化

圖7 俯仰角隨風(fēng)速和風(fēng)向的變化

軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范規(guī)定[10]，直升機(jī)應(yīng)該可以在駕駛員操縱量較小的情況下，在小于16 m/s的相對于航向任意方向的風(fēng)速中懸停。從圖2至圖7可以看出當(dāng)風(fēng)速小于15 m/s時(shí)，總距、橫向周期變距、縱向周期變距及尾槳槳距的變化都比較小，這和文獻(xiàn)[10]的規(guī)定是一致的。風(fēng)速大于15 m/s時(shí)，各個(gè)操縱量隨風(fēng)向的變化范圍比較大。文獻(xiàn)[3]給出了樣機(jī)在側(cè)風(fēng)中操縱量的最大操縱范圍和安全操縱范圍，見表1。

表1 樣機(jī)操縱范圍

由圖2至圖7可以看出直升機(jī)在處于懸停狀態(tài)時(shí)，風(fēng)速和風(fēng)向變化對直升機(jī)縱向周期變距和橫向周期變距的變化影響不大，其操縱量都在文獻(xiàn)[3]規(guī)定的范圍之內(nèi)。但是風(fēng)速較大時(shí)，不同風(fēng)向?qū)ξ矘挠绊懕容^大：當(dāng)風(fēng)速為30 m/s 且從正左側(cè)吹來時(shí)，尾槳的操縱量為39.82o接近了尾槳操縱的安全極限；當(dāng)風(fēng)速為35 m/s 且從正左側(cè)吹風(fēng)時(shí)，尾槳的操縱量為43.01o超過了文獻(xiàn)[3]中規(guī)定的尾槳操縱的最大范圍41.85o（見表1）。

3 結(jié)論

研究表明，某型艦載直升機(jī)在側(cè)風(fēng)中懸停風(fēng)速小于15 m/s時(shí)，直升機(jī)的總距、橫向周期變距、縱向周期變距以及尾槳槳距的操縱量比較小，風(fēng)向變化對操縱量影響不大。風(fēng)速大于15 m/s時(shí)風(fēng)向變化對直升機(jī)的操縱影響比較大，尤其是風(fēng)向?yàn)檎髠?cè)（ξ為3π/2）時(shí)直升機(jī)的尾槳操縱量最大，當(dāng)風(fēng)速達(dá)到30 m/s 風(fēng)向正左側(cè)時(shí)尾槳的操縱量為39.82o達(dá)到了尾槳安全操作極限，說明該型艦載直升機(jī)在側(cè)風(fēng)中懸停時(shí)最大風(fēng)速不得超過30 m/s。

[1]趙維義,王占勇.艦船空氣尾流場對直升機(jī)著艦的影響研究[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào),2007,22(4):435-438.

[2]趙維義,劉航,傅百先.艦載直升機(jī)風(fēng)限圖及其試飛[J].飛行力學(xué),2002,20(4):48-50.

[3]GJB902-90,“HT”直升機(jī)型號合格審定文件[S].1991:279-280.

[4]潘超美.艦載直升機(jī)起降飛行包絡(luò)線的影響因素及求法[J].中國艦船研究,2007,2(1):66-69.

[5]肖業(yè)倫,金長江.大氣擾動中的飛行原理[M].北京:國防工業(yè)出版社,1993:1-11.

[6]BROWN R E,HOUSTON S S.Comparison of induced velocity models for helicopter flight mechanics[J].Journal of aircraft.July-August 2000,7(4):623-629.

[7]ROBERT T N CHEN.A survey nonuniform inflow models for rotorcraft flight dynamics and control application.NASA[J].1990,14(2):147-184.

[8]胡國才,李軍亮,柳泉.直升機(jī)旋翼及粘彈減擺器定常響應(yīng)計(jì)算[C]//第二十五屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集,2009,405-410.

[9]曹義華.直升機(jī)飛行力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005:61-70.

[10]軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范[M].北京:航空工業(yè)出版社,1990.