江 婷, 焦 俊, 唐彬彬, 王 冠, 孫 鋼

(中國特種飛行器研究所, 湖北 荊門 448035)

0 引 言

直升機在波浪水面穩(wěn)定漂浮、抗沉、人員應(yīng)急撤離等能力是其漂浮特性的綜合體現(xiàn)。漂浮特性優(yōu)良是直升機水上迫降/降落的先決條件，也是直升機具備穩(wěn)定漂浮以保證機內(nèi)乘員應(yīng)急逃生、機體裝置順利回收的必要條件。對于任何跨海飛行的直升機而言，都必須開展全面的水上迫降漂浮特性能力分析和驗證研究，以確定直升機的穩(wěn)定漂浮海況條件和極限傾覆邊界[1]。

圖1 加裝應(yīng)急漂浮系統(tǒng)的直升機

自20世紀(jì)50年代開始，國外就針對直升機水上迫降、漂浮性能開展了深入的理論和試驗研究，并大量采用了加裝應(yīng)急浮囊系統(tǒng)及優(yōu)化應(yīng)急浮囊結(jié)構(gòu)布局的方式來提升直升機的水面漂浮性能。1954年，英國Saunders-Roe有限公司(現(xiàn)英國地效飛行器有限公司)首次利用模型試驗研究了結(jié)構(gòu)選型、縮尺比例對直升機水上迫降性能的影響，并基于研究結(jié)論首次提出了適用于直升機水上迫降及漂浮特性研究的模型制作要求和試驗流程[2]。基于已有的試驗手段，該公司于1968年通過模型試驗對貝爾206A直升機在惡劣海況下的漂浮特性展開了研究。結(jié)果表明，即使在波陡比為1∶12～1∶10的臨界破碎波狀態(tài)，直升機仍具有較好的穩(wěn)定漂浮能力而不發(fā)生傾覆[3]。英國韋斯特蘭公司基于EH101直升機開展了系統(tǒng)的自動漂浮充氣系統(tǒng)設(shè)計和模型試驗研究，研究結(jié)果表明：在4級海況條件下，加裝應(yīng)急漂浮系統(tǒng)的EH101直升機在前后浮筒打開后，能快速以最佳角度承受海浪直立漂浮，具備了優(yōu)良的漂浮性能[4]。美國海軍利用水池模型試驗，對安裝應(yīng)急漂浮系統(tǒng)的“超海妖”直升機模型進行了5級海況條件下的穩(wěn)定性和耐波性能力驗證研究[5]。大量試驗數(shù)據(jù)和研究經(jīng)驗為國外的直升機著水及漂浮特性試驗研究技術(shù)奠定了堅實的基礎(chǔ)。

隨著應(yīng)急浮囊在直升機領(lǐng)域的不斷應(yīng)用，我國在21世紀(jì)初也開始將加裝應(yīng)急浮囊直升機的水面沖擊特性、著水后運動特性、漂浮特性等作為研究重點。中國直升機設(shè)計研究所采用模型試驗方法，對某機型在靜水、規(guī)則波條件下的著水安全范圍進行了研究[6]。中國船舶科學(xué)研究中心、中國特種飛行器研究所結(jié)合直升機的結(jié)構(gòu)特點，采用時域數(shù)值計算方法對直升機在隨機波中的橫向漂浮穩(wěn)定性進行了計算分析[7-8]。黃鑫鋒分別采用理論分析和數(shù)值模擬方法對直升機橫傾穩(wěn)定性和應(yīng)急氣囊對直升機運動響應(yīng)影響特性進行了研究，并驗證了分析方法的準(zhǔn)確性[9]。

國外在研究直升機的漂浮特性時，往往采用帶漂浮裝置的大縮比模型，模型的材料屬性、內(nèi)部(含浮囊)艙壁劃分、布局構(gòu)造、應(yīng)急出口位置和分布等均與實機進行了近似模擬。試驗時，基于靜水、規(guī)則波和不規(guī)則波水面條件對直升機的靜穩(wěn)定性、動態(tài)運動響應(yīng)、傾覆邊界和漂浮時間進行研究。其研究結(jié)果能為實機迫降和應(yīng)急撤離程序編制(如有效運營海況范圍、應(yīng)急出口布局合理性、迫降時艙門的拋投可行性以及有利漂浮姿態(tài)范圍等)提供有利依據(jù)。國內(nèi)在直升機漂浮特性的試驗研究方面開展的工作較少，在直升機的漂浮特性試驗方法和影響參數(shù)研究方面尚未形成體系，也無相關(guān)技術(shù)條款對其進行規(guī)范和要求，與國外的差距較大。針對我國直升機漂浮特性試驗技術(shù)方面的技術(shù)瓶頸，本文以某直升機背景機型為研究對象，開展了系列變試驗參數(shù)的規(guī)則波模型水池試驗，重點考察直升機在水面漂浮過程中的運動規(guī)律和糾偏能力；基于模型運動情況，初步探索了浮囊強度、約束條件和浪向?qū)χ鄙龣C漂浮特性的影響，并提出適用于直升機漂浮特性的模型試驗方法和試驗建議。研究結(jié)果可為同類機型的漂浮能力測試和應(yīng)急漂浮系統(tǒng)能力驗證提供參考。

1 試驗設(shè)計

1.1 試驗裝置

試驗在中國特種飛行器研究所高速水動力航空科技重點實驗室開展。試驗方案如圖2所示，整個試驗裝置安裝在試驗支架下部，漂浮試驗所需的附屬保護裝置固定于模型上，模型的首部和尾部導(dǎo)航片安裝于支架底板的導(dǎo)航桿上，安裝時應(yīng)保證導(dǎo)航片的中心線沿豎直方向，以限制模型偏航運動，安裝完成后，將附屬裝置穿入導(dǎo)航片中。

圖2 直升機漂浮試驗方案

需說明的是，限定浪向和偏移的漂浮特性試驗通?？蓪崿F(xiàn)模型四自由度運動，當(dāng)需要開展全放開的六自由度運動和限定浪向的五自由度運動時，應(yīng)將模型及其上的附屬保護裝置從試驗支架上釋放，并利用附屬裝置對模型的初始浪向和運動安全性進行保護。

為保證試驗過程中對模型運動姿態(tài)的實時監(jiān)控，在直升機模型內(nèi)部安裝有微型數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、慣性測量單元、磁羅盤、傳感器等測試儀器。其中，微型數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)用于數(shù)據(jù)采集和記錄，慣性測量單元用于模型運動姿態(tài)的測量，磁羅盤用于監(jiān)測模型運動過程的航向變化情況，傳感器用于測試模型的加速度變化參數(shù)。

1.2 試驗程序

整個試驗過程主要有如下3個步驟：

(1) 試驗狀態(tài)調(diào)試及準(zhǔn)備。在平靜水面條件下，調(diào)整模型初始狀態(tài)，確保模型縱向與波浪傳播方向符合試驗狀態(tài)要求，并對機身內(nèi)部安裝的測試儀器進行初始數(shù)據(jù)監(jiān)測和狀態(tài)歸零。

(2) 水面條件模擬及漂浮試驗。在試驗水域利用造波機制造指定參數(shù)的波浪。在不同波浪參數(shù)、約束條件和初始浪向條件下，測量直升機漂浮過程的橫搖角、加速度變化情況。其中，橫搖角記為φ，機頭加速度記為AfZ，機身中部加速度記為AcZ。

(3) 水面及模型狀態(tài)恢復(fù)。在完成對應(yīng)狀態(tài)的模型試驗后，關(guān)閉造波機、收回模型，利用消波板消除水面余波。同時，對采集到的數(shù)據(jù)進行回收分析，確保數(shù)據(jù)可行后，恢復(fù)模型狀態(tài)準(zhǔn)備后續(xù)試驗。

1.3 相似準(zhǔn)則

直升機在迫降后的水面漂浮過程中，主要受到水流的阻礙和擾動作用。為此，直升機模型嚴格按照水面航行體的模擬相似條件(幾何相似、運動相似及動力相似)和弗洛德數(shù)(Fr)相似準(zhǔn)則進行縮比[10]，模型與實機的比例關(guān)系如表1所示。

表1 比例關(guān)系(λ表示模型的縮放比例)Table 1 The proportional relationship (λ is the scale of the model)

1.4 試驗狀態(tài)

試驗時，模型的重量、重心、慣性距等參數(shù)需基于實機參數(shù)按相似準(zhǔn)則進行換算。規(guī)則波波浪參數(shù)根據(jù)實機的使用海域要求并結(jié)合試驗設(shè)備的工作能力綜合選取。根據(jù)CAA在2005年提出的直升機迫降試驗建議，對于規(guī)則波試驗，波陡應(yīng)不高于1/10，且在指定波高內(nèi)，波長的數(shù)量應(yīng)不低于10個。具體參數(shù)的選取方法詳見文獻[10-12]。本次試驗選取的波浪參數(shù)為：波高0.25 m、波長3～17 m。

整個漂浮特性試驗共包含直升機剛性浮囊模型五自由度橫浪規(guī)則波試驗、直升機柔性浮囊模型五自由度橫浪規(guī)則波試驗和六自由度自由漂浮規(guī)則波試驗等3項內(nèi)容。

2 數(shù)據(jù)分析

直升機在水面自由漂浮時，航向會發(fā)生一定程度變化，圖3給出了加裝柔性浮囊構(gòu)型直升機的航向變化曲線。從圖中可以看出，隨著時間增長，直升機的航向變化較大；漂浮時間在28 s之前，直升機的遭遇浪向為橫浪；其后浪向角β改變，并始終處于105°～160°范圍內(nèi)。為對試驗數(shù)據(jù)進行有效整理和對比分析，基于船舶理論浪向規(guī)定，將發(fā)生浪向改變后的試驗數(shù)據(jù)按照不同波浪類別進行劃分，如圖4所示，并以此為依據(jù)開展后續(xù)試驗數(shù)據(jù)分析。分析時主要基于各參數(shù)的雙幅值運動參數(shù)進行處理。

圖3 某工況對應(yīng)的浪向隨時間變化曲線

3 試驗結(jié)果及分析

3.1 直升機在規(guī)則波中的運動

基于耐波性分析原理，航行體在規(guī)則波面的搖蕩運動可分解為橫搖、升沉和縱搖3種運動狀態(tài)。因直升機水面漂浮特性重點關(guān)注的是其橫向穩(wěn)定和平衡漂浮能力，故本文將研究重點確定為對橫搖角度及相應(yīng)加速度的變化規(guī)律分析。

圖5給出了規(guī)則波條件下，直升機的橫搖角φ、機頭加速度AfZ、機身中部加速度AcZ隨時間的變化曲線。由圖可知，直升機在規(guī)則波面中的運動呈現(xiàn)出顯著的周期性變化規(guī)律，即因規(guī)則波擾動的影響，直升機做持續(xù)的強迫搖蕩運動。

圖5 直升機在波浪中的時域運動曲線

3.2 浮囊剛度對直升機漂浮特性的影響分析

圖6給出了加裝不同剛度浮囊結(jié)構(gòu)時，五自由度直升機模型在規(guī)則波橫浪條件下的漂浮特性試驗曲線，曲線表征了各響應(yīng)參數(shù)雙幅值隨波長的變化情況。其中，圖形縱坐標(biāo)為單位模型長度對應(yīng)的響應(yīng)參數(shù)測試值。

圖6 不同浮囊剛度的測量參數(shù)對比曲線

從圖中曲線可以看出，所選擇的波長范圍內(nèi)，橫搖角、加速度雙幅值均呈現(xiàn)出顯著的類線性變化趨勢，即各參數(shù)幅值均隨著波長增加而不斷減小。

對不同浮囊材料而言，安裝不同剛度的浮囊結(jié)構(gòu)時，橫搖、加速度隨波長的變化曲線均存在一定差異，且剛性浮囊構(gòu)型的曲線數(shù)值大于柔性浮囊構(gòu)型的對應(yīng)數(shù)值。從2種浮囊構(gòu)型的曲線相差量來看，機頭加速度AfZ、機身中部加速度AcZ和橫搖角φ依次增加。具體地，機頭加速度AfZ受浮囊剛度影響不大，機身中部加速度AcZ僅在波長較大時會受到浮囊剛性強度的影響，而橫搖角φ受浮囊剛度影響的范圍最廣，除最大波長處兩者數(shù)值相當(dāng)外，在整個波長范圍內(nèi)兩者的橫搖角曲線差異顯著。

造成這種差異的原因主要有兩個方面：一方面，當(dāng)直升機漂浮于水面時，剛性浮囊構(gòu)型的吃水相對柔性浮囊結(jié)構(gòu)更淺，機體表面受到的水動阻力也更小，在波浪水面條件下，更容易出現(xiàn)水面擾動引起的橫向和縱向移動；另一方面，因剛性浮囊直升機機身干舷較高(水面以上的凈面積較大)，故更易遭受風(fēng)、浪峰的沖擊產(chǎn)生側(cè)傾壓力，搖蕩運動會更為劇烈。

此外，從試驗過程的模型偏轉(zhuǎn)情況來看，當(dāng)使用剛性浮囊構(gòu)型時，直升機的航向角受波浪及外部環(huán)境影響較小，當(dāng)直升機受到擾動，其航向變化緩慢且幅度較小，改變值通?？煽刂圃?0°以內(nèi)。因此可認為直升機的“打橫”(機身側(cè)向迎浪)糾正能力較差。

3.3 約束度對直升機漂浮特性的影響分析

圖7給出了柔性浮囊構(gòu)型的直升機分別在五自由度和六自由度規(guī)則波橫浪條件下的漂浮特性試驗曲線。

在所選擇的波長范圍內(nèi)，橫搖角φ、加速度雙幅值隨波長的變化情況與前文所述規(guī)律一致——呈現(xiàn)出類線性的減小趨勢。

但對柔性浮囊構(gòu)型的直升機而言，當(dāng)分別采用不同約束條件開展試驗時，相同浪向下的機頭加速度AfZ雙幅值相差不大。但自由度的增加會引起橫搖角在小波長范圍、機身中部加速度AcZ在全波長范圍內(nèi)的減小，說明約束度的全放開能一定程度減小上述參數(shù)的變化量。當(dāng)采用五自由度模型試驗代替自由漂浮特性試驗時，附屬裝置會對直升機的真實運動特性造成不利干擾，基于該試驗所得到的直升機漂浮運動能力將更為保守。

3.4 浪向?qū)χ鄙龣C漂浮特性的影響分析

圖8給出了加裝柔性浮囊構(gòu)型直升機在自由漂浮特性試驗條件下不同浪向的試驗曲線。

加裝柔性浮囊構(gòu)型的直升機在水面自由漂浮時，其航向會發(fā)生顯著變化。當(dāng)受到輕微波浪或外力干擾即發(fā)生較大幅度的偏航，以擺脫最不利的“打橫”狀態(tài)(機身側(cè)向迎浪)。

當(dāng)直升機處于不同浪向時，模型的運動響應(yīng)數(shù)值均存在一定差異：其中，橫搖角φ雙幅值變化最為明顯，在橫浪條件下，橫搖角φ雙幅值最大，并隨著浪向改變，該值大幅減??；但對機頭加速度AfZ和機身中部加速度AcZ而言，浪向的變化并不會引起該參數(shù)的大幅改變，主要表現(xiàn)為小波長范圍內(nèi)橫浪狀態(tài)的機頭加速度AfZ略大于其他浪向，其他浪向狀態(tài)的機身中部加速度AcZ略大于橫浪情況。隨后，當(dāng)波長繼續(xù)增大，不論是機頭加速度AfZ還是機身中部加速度AcZ，在其他浪向的幅值均大于橫浪狀態(tài)的對應(yīng)數(shù)值。

圖7 不同約束度的測量參數(shù)對比曲線

圖8 不同浪向的測量參數(shù)對比曲線

綜上所述，對不同浪向而言，運動響應(yīng)的極值跨度較大，其中以橫浪時的變化范圍最大，其他浪向角時跨度較小，即橫浪條件下直升機的搖蕩最為劇烈。

4 結(jié) 論

本文基于規(guī)則波水面條件，對不同浮囊剛度、試驗約束條件和浪向范圍的直升機漂浮響應(yīng)特性進行了研究，通過分析各項試驗數(shù)據(jù)，可得出如下結(jié)論：

(1) 直升機在水面漂浮時，橫搖角、加速度雙幅值均隨著波長增加而不斷減小——波長越長，運動幅度越小。

(2) 浮囊剛度對直升機的水面漂浮特性會產(chǎn)生較大影響。相同浪向條件下，加裝剛性浮囊的直升機響應(yīng)參數(shù)雙幅值明顯大于柔性浮囊構(gòu)型。在開展模型試驗時，建議以實機浮囊參數(shù)為基準(zhǔn)，開展相應(yīng)的模型材料、結(jié)構(gòu)布局等效模擬設(shè)計，以確保基于模型的漂浮特性試驗結(jié)果能真實反映直升機的響應(yīng)特性。

(3) 從直升機的波浪運動特性來看，安裝剛性浮囊的直升機航向變化能力較弱，無法自行掌控航向偏移而避開側(cè)向迎浪，因而更易發(fā)生傾覆。為此，建議優(yōu)先選擇柔性浮囊作為漂浮逃生的迫降裝置。

(4) 從基于不同約束度的試驗結(jié)果來看，利用加約束的簡化試驗方式并不能很好地反映直升機的真實漂浮狀態(tài)，且所得結(jié)論較為保守。為此，在試驗條件允許的情況下，建議以完全自由漂浮狀態(tài)開展類似試驗。

(5) 直升機加裝柔性浮囊自由漂浮時，不同浪向的運動響應(yīng)呈現(xiàn)出較大差異。其中，初始的橫浪狀態(tài)橫搖角雙幅值、加速度雙幅值最大，且浪向角變化越明顯，運動響應(yīng)數(shù)值減少越多。試驗時，可將橫浪作為直升機的水面漂浮最不利航向角，開展極限漂浮能力研究。