鄧景輝

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 江西 景德鎮(zhèn) 333001)

氣流流經(jīng)艦船時(shí)，在其邊緣發(fā)生流動(dòng)分離，形成大尺度的湍流渦結(jié)構(gòu)，使得著艦飛行過(guò)程中直升機(jī)、艦船和近艦面空氣流場(chǎng)三者形成的耦合動(dòng)態(tài)界面(dynamic interface)[1-2]具有嚴(yán)重的干擾和非定常特征，飛行員必須持續(xù)調(diào)整操縱桿量輸入以維持直升機(jī)姿態(tài)的穩(wěn)定，導(dǎo)致其工作載荷增大；不僅如此，來(lái)流受到上層建筑的阻塞作用后，會(huì)在其背風(fēng)側(cè)形成范圍較大的低速回流區(qū)，受此影響，旋翼拉力會(huì)顯著降低，出現(xiàn)所謂的拉力損失現(xiàn)象(thrust deficit)[3]，飛行員還必須增大總距桿量輸入以維持高度穩(wěn)定，這無(wú)疑使得著艦操縱更加復(fù)雜。正因如此，艦艉流時(shí)/頻特征對(duì)直升機(jī)飛行特性的影響一直是研究者關(guān)注的重點(diǎn)。

早期的研究者主要通過(guò)研究孤立流場(chǎng)特征以定性分析艉流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)載荷特征的影響，這對(duì)于預(yù)測(cè)著艦飛行顯然是不足的。隨著CFD技術(shù)及計(jì)算水平的提升，一些研究者基于“速度耦合”[4-6]的思想，將直升機(jī)飛行力學(xué)與CFD相結(jié)合，發(fā)展了可用于著艦飛行研究的機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面數(shù)值模擬方法。其中，艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)由CFD計(jì)算獲得，通過(guò)線(xiàn)性疊加的方式導(dǎo)入到飛行動(dòng)力學(xué)模型中。通過(guò)該方法，Hodge等[7]成功地模擬了著艦過(guò)程中飛行員操縱量變化的時(shí)間歷程。然而，由于在該方法中僅考慮了艉流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)的影響(因此也稱(chēng)為“單向耦合”)，對(duì)于直升機(jī)近艦面的強(qiáng)耦合現(xiàn)象(例如環(huán)流)無(wú)法模擬。正因如此，研究者又提出了“雙向/速度耦合”法，即首先進(jìn)行機(jī)/艦耦合流場(chǎng)的模擬，再將干擾流場(chǎng)信息傳遞至飛行動(dòng)力學(xué)模型中。Alpman等[8]采用動(dòng)量源模型對(duì)機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面進(jìn)行了模擬，成功捕捉到了旋翼與機(jī)庫(kù)間的環(huán)流現(xiàn)象。Bridge等[9]則綜合分析了無(wú)耦合、單向耦合以及雙向耦合對(duì)著艦飛行過(guò)程中操縱載荷的影響。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，相較于單向耦合，在大部分位置上雙向耦合對(duì)計(jì)算結(jié)果精度并沒(méi)有實(shí)質(zhì)性的提升。

由于機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面數(shù)值模擬對(duì)CFD方法、飛行動(dòng)力學(xué)模型及計(jì)算機(jī)性能均有較高的要求，國(guó)內(nèi)在該領(lǐng)域的研究起步較晚，但也取得了一些有價(jià)值的成果。孫鵬等[10]基于FLUENT軟件對(duì)不同風(fēng)向角情形下的旋翼/艦船氣動(dòng)干擾特征進(jìn)行了研究，并分析了艦船流場(chǎng)干擾對(duì)槳盤(pán)拉力分布的影響。孫傳偉、章曉冬等[11-12]研究了艦船流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)操縱量的影響，初步分析了直升機(jī)進(jìn)入著艦域后的操縱策略。楊俊[13]進(jìn)一步研究了艦艉流場(chǎng)對(duì)共軸雙旋翼直升機(jī)操縱量的影響，并定性地分析了共軸雙旋翼直升機(jī)操縱量、姿態(tài)角對(duì)風(fēng)速及風(fēng)向的敏感性。上述研究對(duì)于認(rèn)識(shí)直升機(jī)著艦時(shí)的氣動(dòng)及飛行力學(xué)特性有良好的價(jià)值，然而這些研究側(cè)重于分析著艦過(guò)程中飛行員操縱量的變化規(guī)律，對(duì)于艉流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)的作用機(jī)理以及各因素對(duì)著艦操縱影響程度等問(wèn)題的研究則涉及較少。鑒于上述原因，本文開(kāi)展直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值方法及非定常干擾機(jī)理研究。首先，建立適合于著艦飛行研究的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型，構(gòu)建CFD與飛行動(dòng)力學(xué)間的數(shù)據(jù)傳遞策略，從而形成一套直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值分析的方法。然后，基于所建立的方法，分別從直升機(jī)平衡特性及非定常氣動(dòng)載荷的角度分析著艦過(guò)程中的操縱余量及飛行員的工作載荷變化特征，以揭示直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面的干擾機(jī)理。

1 直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值分析方法

1.1 基于分離渦模型(DES)的高精度艦船流場(chǎng)數(shù)值方法

艦船流場(chǎng)包含不穩(wěn)定剪切層、大尺度脫落渦結(jié)構(gòu)等非定常特征，對(duì)其進(jìn)行高精度模擬、獲得高置信度的非定常艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)是開(kāi)展流動(dòng)機(jī)理分析以及機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面研究的前提。為兼顧計(jì)算精度和計(jì)算效率，本文采用DES方法來(lái)對(duì)艦船流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。該方法的基本思想是在艦船邊界層內(nèi)采用雷諾平均N-S方程(RANS)進(jìn)行求解，而在湍流充分發(fā)展區(qū)域采用大渦模擬(LES)進(jìn)行求解。由于RANS方法允許附面層網(wǎng)格具有各向異性，這就顯著減少了網(wǎng)格總量，從而提高計(jì)算效率。

在DES方法中，通過(guò)將當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格尺度與RANS計(jì)算得到的網(wǎng)格中心到壁面的法向距離進(jìn)行比較從而進(jìn)行 RANS 方法和LES方法之間的轉(zhuǎn)換。DES方法中的長(zhǎng)度尺度可以定義為

(1)

式中:CDES為常數(shù)，本文艦船流場(chǎng)計(jì)算中可取CDES=0.5;Δ為網(wǎng)格單元的特征尺度，Δ=max(Δx,Δy,Δz)。當(dāng)dRANSCDESΔ時(shí)，則采用LES方法進(jìn)行求解。

依據(jù)Polsky等[14]的研究成果，本文選取k-ωSST湍流模型以提高RANS方法對(duì)于艦船邊界層流動(dòng)的模擬精度。在應(yīng)用k-ωSST湍流模型時(shí)，還涉及到k和ω的選取，其初始值可根據(jù)湍流強(qiáng)度I以及湍流尺度l來(lái)確定

(2)

1.2 耦合艦船流場(chǎng)的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型

本文基于“單向耦合”思想建立機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面分析方法。在該方法中，旋翼和機(jī)體被離散為若干氣動(dòng)計(jì)算點(diǎn)，如圖1所示。其中，每片槳葉上有10個(gè)氣動(dòng)計(jì)算點(diǎn)，機(jī)身、平尾、垂尾、尾槳各一個(gè)，共44個(gè)氣動(dòng)載荷計(jì)算點(diǎn)。通過(guò)向各點(diǎn)導(dǎo)入流場(chǎng)數(shù)據(jù)以模擬艉流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)的干擾。

圖1 直升機(jī)氣動(dòng)載荷計(jì)算點(diǎn)示意圖

以槳葉微段為例，假設(shè)在時(shí)刻t0，艉流場(chǎng)的瞬時(shí)速度場(chǎng)為Wgust(t0,uG0,vG0,wG0)，槳葉微段在槳葉坐標(biāo)下的坐標(biāo)為(t0,xb0,yb0,zb0)，旋翼槳轂中心在機(jī)體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為(xMR,yMR,zMR)，則其在艦船坐標(biāo)系下的坐標(biāo)可表示為

(3)

式中，TRb,THR,TBH,TEB以及TCE分別表示槳葉坐標(biāo)系到旋翼旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣、旋翼旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系到槳轂坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣、槳轂坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣、機(jī)體坐標(biāo)系到慣性坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣、慣性坐標(biāo)系到艦船坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣。

在獲得槳葉微段在艦船坐標(biāo)系下的位置坐標(biāo) 后，采用距離導(dǎo)數(shù)加權(quán)方法對(duì)艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)進(jìn)行插值，即可得到微段中心在艦船坐標(biāo)系下的艉流場(chǎng)擾動(dòng)速度分量，然后將該速度分量轉(zhuǎn)換到槳葉坐標(biāo)系下即完成了一次插值過(guò)程。轉(zhuǎn)換后微段中心的艉流場(chǎng)速度分量為

(4)

式中，TbR,TRH,THB,TBE,TEC分別為矩陣TRb,THR,TBH,TEB以及TCE的逆矩陣。

通過(guò)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換將艦船流場(chǎng)速度分量變換到槳葉坐標(biāo)系下，然后通過(guò)線(xiàn)性疊加的方式將艉流場(chǎng)分量以擾動(dòng)的形式添加到微段氣動(dòng)計(jì)算點(diǎn)，獲得槳葉微段在艦船艉流場(chǎng)擾動(dòng)下的速度分量后即可進(jìn)一步求解旋翼氣動(dòng)力。其他部件氣動(dòng)計(jì)算點(diǎn)與此類(lèi)似，在此不再贅述。將各部件氣動(dòng)力及力矩在機(jī)體重心處進(jìn)行合成，即可得到機(jī)體坐標(biāo)系下直升機(jī)重心所受的合力FX,FY,FZ及合力矩L,M,N。由牛頓第二定律及動(dòng)量矩定理即可得直升機(jī)重心移動(dòng)及其繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程。將槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)方程與剛體動(dòng)力學(xué)方程聯(lián)立即可得到直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)方程，其簡(jiǎn)化形式為

(5)

式中:t是時(shí)間變量;X,U分別為直升機(jī)狀態(tài)變量和操縱變量;Wgust為艉流場(chǎng)引起的直升機(jī)各部件相對(duì)速度。

1.3 算例驗(yàn)證

本文以具有豐富飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的UH-60A直升機(jī)為算例[15]來(lái)驗(yàn)證直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確性。此外，對(duì)UH-60A /SFS2組合下的直升機(jī)氣動(dòng)載荷進(jìn)行計(jì)算，并與K??ri?等[16]的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證本文所建立的直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值分析方法的有效性。

1) UH-60A直升機(jī)飛行力學(xué)模型驗(yàn)證

圖2給出了直升機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)直升機(jī)操縱量和姿態(tài)角與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)[15]的對(duì)比。其中，直升機(jī)總質(zhì)量為7 257 kg，飛行高度為1 600 m?？梢钥吹剑?jì)算結(jié)果與飛行試驗(yàn)吻合較好，表明本文建立的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型是有效的。

圖2 直升機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)配平結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

2) 機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面數(shù)值方法有效性驗(yàn)證

采用DES方法對(duì)SFS2艉流場(chǎng)進(jìn)行求解，風(fēng)速為20.58 m/s，風(fēng)向角為0°，SFS2計(jì)算域網(wǎng)格總量約為7×106。計(jì)算過(guò)程中，首先采用RANS方法求解定常流場(chǎng)以縮短計(jì)算時(shí)間，然后繼續(xù)采用DES方法計(jì)算非定常艦船流場(chǎng)，5 s后流場(chǎng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)基本穩(wěn)定，繼續(xù)計(jì)算30 s并輸出非定常流場(chǎng)數(shù)據(jù)。將獲得的艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)導(dǎo)入到飛行力學(xué)模型中，初始的總距、縱/橫向周期變距值分別為15.25°,2.36°和-2.56°，計(jì)算結(jié)果如圖3所示?？梢钥吹?，本文計(jì)算得到的旋翼時(shí)均拉力變化趨勢(shì)與K??ri?等[16]的計(jì)算結(jié)果基本一致。進(jìn)一步分析時(shí)均拉力可以看出，在移動(dòng)至著艦域中心(y/B=0.0)過(guò)程中，旋翼拉力減小了10%，這也與實(shí)際著艦飛行試驗(yàn)相符。這充分說(shuō)明了本文所建立的直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值方法的有效性。

圖3 直升機(jī)時(shí)均拉力系數(shù)變化曲線(xiàn)

2 艦艉流場(chǎng)時(shí)空特性對(duì)直升機(jī)著艦飛行特性影響研究

2.1 計(jì)算模型及網(wǎng)格劃分

一般而言，直升機(jī)著艦可劃分為4個(gè)階段：減速跟隨階段、相對(duì)懸停跟進(jìn)階段、橫向側(cè)移階段以及垂直下降階段，如圖4所示。由于在橫向側(cè)移階段，直升機(jī)受艉流場(chǎng)空間特性及非定常湍流結(jié)構(gòu)影響加強(qiáng)，容易誘發(fā)著艦安全事故，因此，本文以UH-60A和SFS2艦船為組合，重點(diǎn)圍繞直升機(jī)橫向側(cè)移過(guò)程展開(kāi)研究。

圖4 艦載直升機(jī)標(biāo)準(zhǔn)著艦技術(shù)示意圖

采用網(wǎng)格生成軟件生成10Ls(長(zhǎng))×8Ls(寬)×6Ls(高)的矩形計(jì)算域網(wǎng)格(Ls為艦船長(zhǎng)度)。入口及出口邊界分別設(shè)定為速度入口和壓力出口條件，艦體為無(wú)滑移壁面。海平面及其他計(jì)算域表面均設(shè)定為滑移壁面。艦體表面邊界層網(wǎng)格對(duì)艦艉流動(dòng)特征影響較小，只需保證在邊界層內(nèi)有足夠?qū)訑?shù)網(wǎng)格單元即可。因此在各工況條件下，邊界層第一層網(wǎng)格厚度為1.5 mm(y+值范圍為25～320)，保證滿(mǎn)足湍流模型計(jì)算所使用的壁面函數(shù)的y+條件，邊界層網(wǎng)格增長(zhǎng)率為1.1。艦體附近網(wǎng)格尺寸(Δ0/H)約為4.5×10-2以保證對(duì)艦船附近流動(dòng)特征的精細(xì)捕捉，最終SFS2計(jì)算模型的總網(wǎng)格數(shù)量為7.2×106。艦船坐標(biāo)系原點(diǎn)位于甲板與機(jī)庫(kù)交線(xiàn)的中點(diǎn)上，x軸指向艦尾，y軸指向右舷，z軸垂直甲板指向上方，如圖5a)所示。

艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)域長(zhǎng)度為1.0L，寬為2.0B，高為2.0H，覆蓋了直升機(jī)橫向側(cè)移及在各位置處姿態(tài)變化所經(jīng)歷的空間范圍。其中，L,B,H分別為甲板的長(zhǎng)、寬以及機(jī)庫(kù)高度，如圖5b)所示。艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)采用DES方法進(jìn)行數(shù)值模擬獲得，數(shù)據(jù)時(shí)長(zhǎng)為30 s，時(shí)間步長(zhǎng)Δt為0.01 s(即100 Hz)，輸出頻率設(shè)為4Δt(即25 Hz)。

圖5 SFS2艦船模型計(jì)算域網(wǎng)格及艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)輸出區(qū)域

在獲得直升機(jī)各部件氣動(dòng)載荷時(shí)間歷程后，采用Lee和Zan[17]所提出的方法以評(píng)估非定常擾動(dòng)對(duì)飛行員工作載荷的影響水平：對(duì)氣動(dòng)載荷時(shí)間歷程數(shù)據(jù)進(jìn)行FFT變換獲得功率譜密度(PSD)曲線(xiàn)，該曲線(xiàn)在飛行員閉環(huán)響應(yīng)帶寬(0.2～2 Hz)內(nèi)積分值的平方根即為非定常載荷水平(文中以RMS表示)，可用于評(píng)估飛行員工作載荷，如圖6所示。

圖6 非定常載荷水平計(jì)算示意圖

為了便于說(shuō)明，本文采用國(guó)外標(biāo)準(zhǔn)海軍術(shù)語(yǔ)[18]來(lái)描述艦船相對(duì)來(lái)流方向，即當(dāng)來(lái)流分別從右舷和左舷吹來(lái)時(shí)，定義為“Green”和“Red”。因此，右舷和左舷30°來(lái)流可分別表示為G30、R30 WOD(wind-over-deck)，0°風(fēng)向角表示為0 WOD。

2.2 艉流場(chǎng)空間特性對(duì)直升機(jī)平衡特性影響研究

圖7給出了0 WOD及G30 WOD情形下直升機(jī)在不同高度(100H,1.25H)進(jìn)行側(cè)移時(shí)、其配平操縱量的變化曲線(xiàn)。在0 WOD情形下，隨著直升機(jī)向著艦域中心移動(dòng)，飛行員輸入的總距桿量不斷增加(見(jiàn)圖7a))。在G30 WOD情形下，直升機(jī)的總距桿量要明顯小于0 WOD情形，這表明在該情形下，直升機(jī)能夠具有更多的總距操縱余量。值得注意的是，在G30 WOD情形下，流場(chǎng)中的側(cè)洗分量會(huì)導(dǎo)致尾槳拉力降低，從而使得該過(guò)程中的腳蹬余量大幅降低(見(jiàn)圖7d))。由于UH-60A直升機(jī)尾槳有20°的側(cè)傾角，尾槳拉力的迅速下降(-0.5≤y/B≤0.0)還會(huì)導(dǎo)致低頭力矩顯著減小，飛行員需要施加向前的縱向操縱桿量使得槳盤(pán)前傾以抵消此影響。因此，從圖7c)可以看到，在此范圍內(nèi)直升機(jī)配平的縱向桿量迅速減小。

在熔煉過(guò)程中，爐渣中的ZnO與Fe2O3直接結(jié)合形成鐵酸鋅ZnFe2O4，鐵酸鋅也成為鋅鐵尖晶石，其穩(wěn)定性強(qiáng)，熔點(diǎn)高，使?fàn)t渣粘度增大，渣流動(dòng)性降低，不易被還原分解，爐渣中氧化鉛這種渣環(huán)境下的還原煙化難度增大，不利于降低爐渣含鉛量。

圖7 不同風(fēng)向角及側(cè)移路徑高度下直升機(jī)平衡特性變化曲線(xiàn)

圖8給出了0 WOD和G30 WOD情形下z/H=1.0平面內(nèi)的橫向時(shí)均速度分量分布云圖，圖中還標(biāo)示出了旋翼和尾槳的相對(duì)位置。在側(cè)風(fēng)情形下，從機(jī)庫(kù)迎風(fēng)側(cè)垂直邊緣形成的擺動(dòng)剪切層結(jié)構(gòu)將著艦域劃分為橫向速度區(qū)別較為明顯的2個(gè)區(qū)域(見(jiàn)圖8)，圖中分別標(biāo)示為Ⅰ和Ⅱ。受剪切層與主流動(dòng)量交換的影響，區(qū)域Ⅱ內(nèi)的橫向速度明顯小于區(qū)域I，即剪切層對(duì)自由來(lái)流中的側(cè)洗有顯著的削弱作用。從圖8中可以看到，在G30 WOD情形下，尾槳逐漸進(jìn)入側(cè)洗較強(qiáng)的主流區(qū)I，這就使得該過(guò)程中的腳蹬量逐漸降低(見(jiàn)圖7d))。而著艦域內(nèi)的下洗速度進(jìn)一步加劇了尾槳拉力損失現(xiàn)象，飛行員需要施加更多的腳蹬操縱以保持機(jī)頭朝向的穩(wěn)定。

圖8 不同風(fēng)向角下z/H=1.0平面內(nèi)橫向時(shí)均速度分量分布云圖

2.3 艉流場(chǎng)時(shí)/頻域特性對(duì)直升機(jī)非定常載荷水平影響研究

從飛行員實(shí)際著艦經(jīng)歷可知，艉流場(chǎng)中湍流渦結(jié)構(gòu)引起的非定常擾動(dòng)是危及著艦安全的重要因素。因此，針對(duì)此非定常干擾現(xiàn)象，本節(jié)繼續(xù)開(kāi)展直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面干擾特征研究。

圖9顯示了0 WOD情形下，尾槳(CTT)拉力系數(shù)時(shí)間歷程曲線(xiàn)?？梢灾庇^地看到，受艦艉流中湍流渦結(jié)構(gòu)的影響，尾槳拉力出現(xiàn)顯著非定常波動(dòng)；且隨著直升機(jī)向甲板中部移動(dòng)，其所受非定常干擾的強(qiáng)度有增大的趨勢(shì)。值得注意的是，當(dāng)直升機(jī)位置由y/B=-1.0移動(dòng)到y(tǒng)/B=-0.5時(shí)，尾槳拉力時(shí)均值基本保持不變，這表明兩位置處艉流場(chǎng)空間特性基本一致。然而其所受非定常擾動(dòng)幅度顯著增大。

圖9 不同位置處尾槳拉力系數(shù)時(shí)間歷程曲線(xiàn)

這說(shuō)明僅從直升機(jī)配平特性(即操縱余量)角度無(wú)法準(zhǔn)確預(yù)估著艦過(guò)程中所面臨的風(fēng)險(xiǎn)。

圖10進(jìn)一步給出了橫向側(cè)移路徑上不同位置處尾槳拉力功率譜密度(PSD)曲線(xiàn)?？梢钥吹剑矘嵌ǔ＠Σ▌?dòng)在飛行員閉環(huán)響應(yīng)帶寬(0.2～2 Hz)范圍內(nèi)具有較大能量(即RMS值)。這表明飛行員必須持續(xù)調(diào)整腳蹬量以保持直升機(jī)航向的穩(wěn)定。

圖10 不同位置處尾槳拉力功率譜密度(PSD)曲線(xiàn)

圖11給出了該風(fēng)向角情形下不同高度側(cè)移路徑時(shí)的旋翼、尾槳拉力RMS值變化曲線(xiàn)。此外，圖中還給出了0 WOD情形下的旋翼、尾槳拉力RMS值作為對(duì)比。從整體上看，在此側(cè)風(fēng)情形下飛行員工作載荷要顯著高于0 WOD情形。尤其在橫向側(cè)移初始位置，旋翼拉力RMS值達(dá)到0WOD情形的2.35倍。不僅如此，此位置也處于直升機(jī)懸停跟進(jìn)路徑上(即著艦階段(2))，這就意味著在右舷風(fēng)情形下，若飛行員仍采用標(biāo)準(zhǔn)著艦方案進(jìn)行著艦操縱，則其在著艦域外側(cè)就會(huì)受到較強(qiáng)的垂向非定常擾動(dòng)。由于此時(shí)直升機(jī)距海面高度較低，飛行員必須持續(xù)調(diào)整總距操縱桿量以保持高度穩(wěn)定。這會(huì)使得飛行員難以保持相對(duì)懸停跟進(jìn)狀態(tài)。

圖11 橫向側(cè)移過(guò)程中旋翼、尾槳拉力RMS值變化曲線(xiàn)

為分析此差異的形成機(jī)理，圖12示出了z/H=1.0平面橫向及垂向的湍流強(qiáng)度云圖，圖中還標(biāo)示出了直升機(jī)在y/B=-0.75和y/B=-0.5時(shí)旋翼和尾槳相對(duì)飛行甲板的位置。圖中右列給出的是2種風(fēng)向角情形下，離機(jī)庫(kù)不同距離處的湍流強(qiáng)度分布以進(jìn)行定量對(duì)比分析?？梢郧逦乜吹剑贕30 WOD情形下，艦船流場(chǎng)湍流脈動(dòng)水平相對(duì)較高。這就導(dǎo)致在此風(fēng)向角情形下飛行員工作載荷顯著高于0 WOD情形。

從圖12b)可以看到，此風(fēng)向角情形下垂向湍流強(qiáng)度主要集中在甲板左舷。垂向速度大幅脈動(dòng)能直接導(dǎo)致槳葉有效迎角振蕩，因此當(dāng)槳葉經(jīng)過(guò)此區(qū)域時(shí)，旋翼拉力會(huì)產(chǎn)生顯著非定常波動(dòng)。圖中可見(jiàn)，在y/B≤-0.75范圍內(nèi)，旋翼前行側(cè)完全浸沒(méi)在強(qiáng)垂向速度脈動(dòng)區(qū)域；而隨著直升機(jī)向甲板中部移動(dòng)，其旋翼右側(cè)部分逐漸離開(kāi)此區(qū)域，至y/B=0.0時(shí)，前行側(cè)槳葉已部分處于均勻流環(huán)境。這就使得在此過(guò)程中，旋翼拉力RMS值呈遞減的變化趨勢(shì)。

此外，尾槳拉力RMS值在橫向側(cè)移過(guò)程中呈現(xiàn)先增大后減小的變化趨勢(shì)，并在y/B=-0.25位置達(dá)到峰值。由圖12a)可知，在G30 WOD情形下，橫向側(cè)移過(guò)程中，尾槳逐漸進(jìn)入到此強(qiáng)橫向速度脈動(dòng)區(qū)域，由于橫向速度分量直接影響尾槳槳葉有效迎角，這導(dǎo)致尾槳拉力RMS值迅速增大，并在y/B=-0.25位置達(dá)到峰值；而隨著直升機(jī)繼續(xù)向著艦域中部移動(dòng)，尾槳逐漸離開(kāi)該區(qū)域，使得尾槳拉力RMS值開(kāi)始下降。

圖12 G30 WOD情形下 平面橫向及垂向湍流強(qiáng)度分布

圖13給出的是2種風(fēng)向角情形下直升機(jī)在左舷及著艦點(diǎn)上方時(shí)的氣動(dòng)力和力矩RMS值對(duì)比。與上文研究結(jié)果類(lèi)似，G30情形下直升機(jī)在各方向上的氣動(dòng)載荷RMS值均高于0 WOD情形。不僅如此，圖中顯示在著艦過(guò)程中，直升機(jī)偏航力矩所受的非定常擾動(dòng)最為顯著。尤其是G30 WOD情形，在著艦點(diǎn)上方時(shí)，直升機(jī)偏航力矩RMS值分別達(dá)到其滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩RMS值的5.3倍和3.8倍，且直升機(jī)在左舷上方時(shí)也有相似的結(jié)果(見(jiàn)圖13b))。這就意味著相較于滾轉(zhuǎn)及俯仰姿態(tài)角，直升機(jī)在進(jìn)入著艦域后其航向姿態(tài)將發(fā)生更為顯著的非定常振蕩，飛行員必須不斷調(diào)整腳蹬操縱以保持直升機(jī)機(jī)頭朝向的穩(wěn)定。此外，圖13a)顯示，旋翼拉力所受的非定常擾動(dòng)水平同樣遠(yuǎn)高于其他坐標(biāo)軸方向的氣動(dòng)力，在著艦點(diǎn)上方時(shí)，直升機(jī)拉力RMS值分別達(dá)到其側(cè)向力、阻力RMS值的1.9倍和6.2倍。綜上可得出結(jié)論，常規(guī)單旋翼直升機(jī)在其旋翼軸方向氣動(dòng)力和力矩(即拉力和偏航力矩)的非定常波動(dòng)是導(dǎo)致著艦過(guò)程中飛行員工作載荷增大的關(guān)鍵因素。

圖13 2種風(fēng)向角情形下直升機(jī)在左舷及著艦點(diǎn)上方時(shí)的氣動(dòng)載荷RMS值對(duì)比

3 結(jié) 論

本文建立了常規(guī)單旋翼直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面特性的數(shù)值分析方法。采用該方法針對(duì)直升機(jī)著艦過(guò)程的橫向側(cè)移階段，從平衡特性和非定常載荷水平的角度深入分析了艉流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)操縱和飛行員工作載荷的干擾特征及作用機(jī)理，可總結(jié)結(jié)論如下：

1) 對(duì)于右旋直升機(jī)，在右側(cè)風(fēng)情形下飛行員能夠具有更多的總距操縱余量，但由于尾槳受側(cè)洗流的影響，腳蹬余量相較于0 WOD情形會(huì)大幅降低。

2) 在側(cè)風(fēng)條件下，機(jī)庫(kù)背風(fēng)側(cè)區(qū)域流場(chǎng)的湍流脈動(dòng)強(qiáng)度顯著增大。這使得此風(fēng)向角情形下的飛行員工作載荷要顯著高于0 WOD情形。

3) 相較于0 WOD情形，側(cè)風(fēng)條件下著艦域流場(chǎng)紊亂區(qū)域向船舷移動(dòng)。若直升機(jī)仍從背風(fēng)側(cè)著艦，則在靠近艦船階段就會(huì)受到較強(qiáng)的氣動(dòng)干擾。

4) 常規(guī)單旋翼直升機(jī)在其旋翼軸方向的氣動(dòng)力和力矩(即拉力和偏航力矩)的非定常波動(dòng)是導(dǎo)致著艦過(guò)程中飛行員工作載荷增大的主要因素。