直升機(jī)漂浮特性試驗(yàn)技術(shù)研究

江 婷, 焦 俊, 唐彬彬, 王 冠, 孫 鋼

(中國(guó)特種飛行器研究所, 湖北 荊門 448035)

0 引 言

直升機(jī)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(jī)水上迫降/降落的先決條件，也是直升機(jī)具備穩(wěn)定漂浮以保證機(jī)內(nèi)乘員應(yīng)急逃生、機(jī)體裝置順利回收的必要條件。對(duì)于任何跨海飛行的直升機(jī)而言，都必須開展全面的水上迫降漂浮特性能力分析和驗(yàn)證研究，以確定直升機(jī)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(jī)

自20世紀(jì)50年代開始，國(guó)外就針對(duì)直升機(jī)水上迫降、漂浮性能開展了深入的理論和試驗(yàn)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(jī)的水面漂浮性能。1954年，英國(guó)Saunders-Roe有限公司(現(xiàn)英國(guó)地效飛行器有限公司)首次利用模型試驗(yàn)研究了結(jié)構(gòu)選型、縮尺比例對(duì)直升機(jī)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(jī)水上迫降及漂浮特性研究的模型制作要求和試驗(yàn)流程[2]?；谝延械脑囼?yàn)手段，該公司于1968年通過模型試驗(yàn)對(duì)貝爾206A直升機(jī)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(jī)仍具有較好的穩(wěn)定漂浮能力而不發(fā)生傾覆[3]。英國(guó)韋斯特蘭公司基于EH101直升機(jī)開展了系統(tǒng)的自動(dòng)漂浮充氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)和模型試驗(yàn)研究，研究結(jié)果表明：在4級(jí)海況條件下，加裝應(yīng)急漂浮系統(tǒng)的EH101直升機(jī)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(guó)海軍利用水池模型試驗(yàn)，對(duì)安裝應(yīng)急漂浮系統(tǒng)的“超海妖”直升機(jī)模型進(jìn)行了5級(jí)海況條件下的穩(wěn)定性和耐波性能力驗(yàn)證研究[5]。大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)和研究經(jīng)驗(yàn)為國(guó)外的直升機(jī)著水及漂浮特性試驗(yàn)研究技術(shù)奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

隨著應(yīng)急浮囊在直升機(jī)領(lǐng)域的不斷應(yīng)用，我國(guó)在21世紀(jì)初也開始將加裝應(yīng)急浮囊直升機(jī)的水面沖擊特性、著水后運(yùn)動(dòng)特性、漂浮特性等作為研究重點(diǎn)。中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所采用模型試驗(yàn)方法，對(duì)某機(jī)型在靜水、規(guī)則波條件下的著水安全范圍進(jìn)行了研究[6]。中國(guó)船舶科學(xué)研究中心、中國(guó)特種飛行器研究所結(jié)合直升機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用時(shí)域數(shù)值計(jì)算方法對(duì)直升機(jī)在隨機(jī)波中的橫向漂浮穩(wěn)定性進(jìn)行了計(jì)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(duì)直升機(jī)橫傾穩(wěn)定性和應(yīng)急氣囊對(duì)直升機(jī)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)影響特性進(jìn)行了研究，并驗(yàn)證了分析方法的準(zhǔn)確性[9]。

國(guó)外在研究直升機(jī)的漂浮特性時(shí)，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(shí)機(jī)進(jìn)行了近似模擬。試驗(yàn)時(shí)，基于靜水、規(guī)則波和不規(guī)則波水面條件對(duì)直升機(jī)的靜穩(wěn)定性、動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)、傾覆邊界和漂浮時(shí)間進(jìn)行研究。其研究結(jié)果能為實(shí)機(jī)迫降和應(yīng)急撤離程序編制(如有效運(yùn)營(yíng)海況范圍、應(yīng)急出口布局合理性、迫降時(shí)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(guó)內(nèi)在直升機(jī)漂浮特性的試驗(yàn)研究方面開展的工作較少，在直升機(jī)的漂浮特性試驗(yàn)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(duì)其進(jìn)行規(guī)范和要求，與國(guó)外的差距較大。針對(duì)我國(guó)直升機(jī)漂浮特性試驗(yàn)技術(shù)方面的技術(shù)瓶頸，本文以某直升機(jī)背景機(jī)型為研究對(duì)象，開展了系列變?cè)囼?yàn)參數(shù)的規(guī)則波模型水池試驗(yàn)，重點(diǎn)考察直升機(jī)在水面漂浮過程中的運(yùn)動(dòng)規(guī)律和糾偏能力；基于模型運(yùn)動(dòng)情況，初步探索了浮囊強(qiáng)度、約束條件和浪向?qū)χ鄙龣C(jī)漂浮特性的影響，并提出適用于直升機(jī)漂浮特性的模型試驗(yàn)方法和試驗(yàn)建議。研究結(jié)果可為同類機(jī)型的漂浮能力測(cè)試和應(yīng)急漂浮系統(tǒng)能力驗(yàn)證提供參考。

1 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

1.1 試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)在中國(guó)特種飛行器研究所高速水動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開展。試驗(yàn)方案如圖2所示，整個(gè)試驗(yàn)裝置安裝在試驗(yàn)支架下部，漂浮試驗(yàn)所需的附屬保護(hù)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(shí)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(yùn)動(dòng)，安裝完成后，將附屬裝置穿入導(dǎo)航片中。

圖2 直升機(jī)漂浮試驗(yàn)方案

需說明的是，限定浪向和偏移的漂浮特性試驗(yàn)通?？蓪?shí)現(xiàn)模型四自由度運(yùn)動(dòng)，當(dāng)需要開展全放開的六自由度運(yùn)動(dòng)和限定浪向的五自由度運(yùn)動(dòng)時(shí)，應(yīng)將模型及其上的附屬保護(hù)裝置從試驗(yàn)支架上釋放，并利用附屬裝置對(duì)模型的初始浪向和運(yùn)動(dòng)安全性進(jìn)行保護(hù)。

為保證試驗(yàn)過程中對(duì)模型運(yùn)動(dòng)姿態(tài)的實(shí)時(shí)監(jiān)控，在直升機(jī)模型內(nèi)部安裝有微型數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、慣性測(cè)量單元、磁羅盤、傳感器等測(cè)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(cè)量單元用于模型運(yùn)動(dòng)姿態(tài)的測(cè)量，磁羅盤用于監(jiān)測(cè)模型運(yùn)動(dòng)過程的航向變化情況，傳感器用于測(cè)試模型的加速度變化參數(shù)。

1.2 試驗(yàn)程序

整個(gè)試驗(yàn)過程主要有如下3個(gè)步驟：

(1) 試驗(yàn)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(yàn)狀態(tài)要求，并對(duì)機(jī)身內(nèi)部安裝的測(cè)試儀器進(jìn)行初始數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)和狀態(tài)歸零。

(2) 水面條件模擬及漂浮試驗(yàn)。在試驗(yàn)水域利用造波機(jī)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(cè)量直升機(jī)漂浮過程的橫搖角、加速度變化情況。其中，橫搖角記為φ，機(jī)頭加速度記為AfZ，機(jī)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(duì)應(yīng)狀態(tài)的模型試驗(yàn)后，關(guān)閉造波機(jī)、收回模型，利用消波板消除水面余波。同時(shí)，對(duì)采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)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(yàn)。

1.3 相似準(zhǔn)則

直升機(jī)在迫降后的水面漂浮過程中，主要受到水流的阻礙和擾動(dòng)作用。為此，直升機(jī)模型嚴(yán)格按照水面航行體的模擬相似條件(幾何相似、運(yùn)動(dòng)相似及動(dòng)力相似)和弗洛德數(shù)(Fr)相似準(zhǔn)則進(jìn)行縮比[10]，模型與實(shí)機(jī)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(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)時(shí)，模型的重量、重心、慣性距等參數(shù)需基于實(shí)機(jī)參數(shù)按相似準(zhǔn)則進(jìn)行換算。規(guī)則波波浪參數(shù)根據(jù)實(shí)機(jī)的使用海域要求并結(jié)合試驗(yàn)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(jī)迫降試驗(yàn)建議，對(duì)于規(guī)則波試驗(yàn)，波陡應(yīng)不高于1/10，且在指定波高內(nèi)，波長(zhǎng)的數(shù)量應(yīng)不低于10個(gè)。具體參數(shù)的選取方法詳見文獻(xiàn)[10-12]。本次試驗(yàn)選取的波浪參數(shù)為：波高0.25 m、波長(zhǎng)3～17 m。

整個(gè)漂浮特性試驗(yàn)共包含直升機(jī)剛性浮囊模型五自由度橫浪規(guī)則波試驗(yàn)、直升機(jī)柔性浮囊模型五自由度橫浪規(guī)則波試驗(yàn)和六自由度自由漂浮規(guī)則波試驗(yàn)等3項(xiàng)內(nèi)容。

2 數(shù)據(jù)分析

直升機(jī)在水面自由漂浮時(shí)，航向會(huì)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(jī)的航向變化曲線。從圖中可以看出，隨著時(shí)間增長(zhǎng)，直升機(jī)的航向變化較大；漂浮時(shí)間在28 s之前，直升機(jī)的遭遇浪向?yàn)闄M浪；其后浪向角β改變，并始終處于105°～160°范圍內(nèi)。為對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行有效整理和對(duì)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(yàn)數(shù)據(jù)按照不同波浪類別進(jìn)行劃分，如圖4所示，并以此為依據(jù)開展后續(xù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析。分析時(shí)主要基于各參數(shù)的雙幅值運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行處理。

圖3 某工況對(duì)應(yīng)的浪向隨時(shí)間變化曲線

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 直升機(jī)在規(guī)則波中的運(yùn)動(dòng)

基于耐波性分析原理，航行體在規(guī)則波面的搖蕩運(yùn)動(dòng)可分解為橫搖、升沉和縱搖3種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。因直升機(jī)水面漂浮特性重點(diǎn)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(diǎn)確定為對(duì)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(jī)的橫搖角φ、機(jī)頭加速度AfZ、機(jī)身中部加速度AcZ隨時(shí)間的變化曲線。由圖可知，直升機(jī)在規(guī)則波面中的運(yùn)動(dòng)呈現(xiàn)出顯著的周期性變化規(guī)律，即因規(guī)則波擾動(dòng)的影響，直升機(jī)做持續(xù)的強(qiáng)迫搖蕩運(yùn)動(dòng)。

圖5 直升機(jī)在波浪中的時(shí)域運(yùn)動(dòng)曲線

3.2 浮囊剛度對(duì)直升機(jī)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(shí)，五自由度直升機(jī)模型在規(guī)則波橫浪條件下的漂浮特性試驗(yàn)曲線，曲線表征了各響應(yīng)參數(shù)雙幅值隨波長(zhǎng)的變化情況。其中，圖形縱坐標(biāo)為單位模型長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的響應(yīng)參數(shù)測(cè)試值。

圖6 不同浮囊剛度的測(cè)量參數(shù)對(duì)比曲線

從圖中曲線可以看出，所選擇的波長(zhǎng)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(shì)，即各參數(shù)幅值均隨著波長(zhǎng)增加而不斷減小。

對(duì)不同浮囊材料而言，安裝不同剛度的浮囊結(jié)構(gòu)時(shí)，橫搖、加速度隨波長(zhǎng)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(duì)應(yīng)數(shù)值。從2種浮囊構(gòu)型的曲線相差量來看，機(jī)頭加速度AfZ、機(jī)身中部加速度AcZ和橫搖角φ依次增加。具體地，機(jī)頭加速度AfZ受浮囊剛度影響不大，機(jī)身中部加速度AcZ僅在波長(zhǎng)較大時(shí)會(huì)受到浮囊剛性強(qiáng)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(zhǎng)處兩者數(shù)值相當(dāng)外，在整個(gè)波長(zhǎng)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(gè)方面：一方面，當(dāng)直升機(jī)漂浮于水面時(shí)，剛性浮囊構(gòu)型的吃水相對(duì)柔性浮囊結(jié)構(gòu)更淺，機(jī)體表面受到的水動(dòng)阻力也更小，在波浪水面條件下，更容易出現(xiàn)水面擾動(dòng)引起的橫向和縱向移動(dòng)；另一方面，因剛性浮囊直升機(jī)機(jī)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(yùn)動(dòng)會(huì)更為劇烈。

此外，從試驗(yàn)過程的模型偏轉(zhuǎn)情況來看，當(dāng)使用剛性浮囊構(gòu)型時(shí)，直升機(jī)的航向角受波浪及外部環(huán)境影響較小，當(dāng)直升機(jī)受到擾動(dòng)，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(rèn)為直升機(jī)的“打橫”(機(jī)身側(cè)向迎浪)糾正能力較差。

3.3 約束度對(duì)直升機(jī)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(jī)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(yàn)曲線。

在所選擇的波長(zhǎng)范圍內(nèi)，橫搖角φ、加速度雙幅值隨波長(zhǎng)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(shì)。

但對(duì)柔性浮囊構(gòu)型的直升機(jī)而言，當(dāng)分別采用不同約束條件開展試驗(yàn)時(shí)，相同浪向下的機(jī)頭加速度AfZ雙幅值相差不大。但自由度的增加會(huì)引起橫搖角在小波長(zhǎng)范圍、機(jī)身中部加速度AcZ在全波長(zhǎng)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(yàn)代替自由漂浮特性試驗(yàn)時(shí)，附屬裝置會(huì)對(duì)直升機(jī)的真實(shí)運(yùn)動(dòng)特性造成不利干擾，基于該試驗(yàn)所得到的直升機(jī)漂浮運(yùn)動(dòng)能力將更為保守。

3.4 浪向?qū)χ鄙龣C(jī)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(jī)在自由漂浮特性試驗(yàn)條件下不同浪向的試驗(yàn)曲線。

加裝柔性浮囊構(gòu)型的直升機(jī)在水面自由漂浮時(shí)，其航向會(huì)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(jī)身側(cè)向迎浪)。

當(dāng)直升機(jī)處于不同浪向時(shí)，模型的運(yùn)動(dòng)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，該值大幅減小；但對(duì)機(jī)頭加速度AfZ和機(jī)身中部加速度AcZ而言，浪向的變化并不會(huì)引起該參數(shù)的大幅改變，主要表現(xiàn)為小波長(zhǎng)范圍內(nèi)橫浪狀態(tài)的機(jī)頭加速度AfZ略大于其他浪向，其他浪向狀態(tài)的機(jī)身中部加速度AcZ略大于橫浪情況。隨后，當(dāng)波長(zhǎng)繼續(xù)增大，不論是機(jī)頭加速度AfZ還是機(jī)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(duì)應(yīng)數(shù)值。

圖7 不同約束度的測(cè)量參數(shù)對(duì)比曲線

圖8 不同浪向的測(cè)量參數(shù)對(duì)比曲線

綜上所述，對(duì)不同浪向而言，運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的極值跨度較大，其中以橫浪時(shí)的變化范圍最大，其他浪向角時(shí)跨度較小，即橫浪條件下直升機(jī)的搖蕩最為劇烈。

4 結(jié) 論

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

(1) 直升機(jī)在水面漂浮時(shí)，橫搖角、加速度雙幅值均隨著波長(zhǎng)增加而不斷減小——波長(zhǎng)越長(zhǎng)，運(yùn)動(dòng)幅度越小。

(2) 浮囊剛度對(duì)直升機(jī)的水面漂浮特性會(huì)產(chǎn)生較大影響。相同浪向條件下，加裝剛性浮囊的直升機(jī)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(yàn)時(shí)，建議以實(shí)機(jī)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(jì)，以確?；谀Ｐ偷钠√匦栽囼?yàn)結(jié)果能真實(shí)反映直升機(jī)的響應(yīng)特性。

(3) 從直升機(jī)的波浪運(yùn)動(dòng)特性來看，安裝剛性浮囊的直升機(jī)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(yàn)結(jié)果來看，利用加約束的簡(jiǎn)化試驗(yàn)方式并不能很好地反映直升機(jī)的真實(shí)漂浮狀態(tài)，且所得結(jié)論較為保守。為此，在試驗(yàn)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(yàn)。

(5) 直升機(jī)加裝柔性浮囊自由漂浮時(shí)，不同浪向的運(yùn)動(dòng)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(yùn)動(dòng)響應(yīng)數(shù)值減少越多。試驗(yàn)時(shí)，可將橫浪作為直升機(jī)的水面漂浮最不利航向角，開展極限漂浮能力研究。