主動(dòng)射流控制對(duì)直升機(jī)著艦飛行的影響分析

李光印，徐國(guó)華，史勇杰，蘇大成

(1.直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室(南京航空航天大學(xué))，南京 210016; 2.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn)，333001)

直升機(jī)在艦船上的起降任務(wù)極具挑戰(zhàn)性。由于氣流經(jīng)過艦船時(shí)，在鈍體上層建筑及機(jī)庫邊緣發(fā)生氣流分離，產(chǎn)生的擺動(dòng)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(duì)艦面起降中飛行員造成了極大的工作載荷。因此若對(duì)艦船艉流進(jìn)行流動(dòng)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(jī)在甲板上的起降安全性。

流動(dòng)控制分為被動(dòng)控制與主動(dòng)控制。被動(dòng)控制方案技術(shù)相對(duì)簡(jiǎn)單，當(dāng)前艉流場(chǎng)控制研究多集中于此。早期，研究人員主要通過大量實(shí)驗(yàn)研究被動(dòng)控制方案對(duì)艉流場(chǎng)的影響[5-7]。而隨著對(duì)艦船流場(chǎng)特征認(rèn)識(shí)的深入，研究者開始有針對(duì)性地制定被動(dòng)控制方案。Forrest等[8]根據(jù)剪切層的形成機(jī)理，對(duì)側(cè)風(fēng)狀態(tài)下在機(jī)庫垂直邊緣加裝不同形狀導(dǎo)流板的多種方案進(jìn)行模擬對(duì)比。Shi等[9]則分析對(duì)比了不同風(fēng)向角下安裝在不同位置的被動(dòng)控制裝置對(duì)于直升機(jī)非定常載荷水平的影響。

然而被動(dòng)控制方案大多無法應(yīng)對(duì)實(shí)際情況進(jìn)行調(diào)整。主動(dòng)控制方案則通過射流的方式來改變流動(dòng)特征，射流速度可調(diào)，應(yīng)對(duì)不同海況方面具有明顯的優(yōu)勢(shì)。但由于其技術(shù)復(fù)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(lǐng)域。Shafer[10]與Matias-Garcia等[11]在機(jī)庫表面開孔對(duì)艦艉流場(chǎng)注入氣流，來達(dá)到削弱艉流場(chǎng)非定常特征、減小回流區(qū)的目的。Gallas等[12]則在某簡(jiǎn)化艦船模型機(jī)庫四周安裝定常射流裝置進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，研究發(fā)現(xiàn)此射流方案在減小回流區(qū)的同時(shí)，也會(huì)造成回流區(qū)邊界湍流強(qiáng)度增大。流動(dòng)控制的實(shí)施對(duì)于改善艉流品質(zhì)具有很好的效果，然而至目前，主動(dòng)控制研究中僅針對(duì)孤立艦船流場(chǎng)變化，尚未涉及艉流場(chǎng)控制對(duì)直升機(jī)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(dòng)射流對(duì)直升機(jī)/艦船動(dòng)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(chǎng)數(shù)據(jù)，然后建立適用于著艦研究的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)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(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值分析方法。應(yīng)用此方法，針對(duì)機(jī)庫垂直邊緣射流與水平邊緣射流兩種主動(dòng)控制方案下的機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面進(jìn)行數(shù)值模擬，在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步開展射流速度參數(shù)變化對(duì)艉流場(chǎng)控制效果影響規(guī)律的研究。

1 數(shù)值計(jì)算方法及驗(yàn)證

1.1 艦艉流場(chǎng)模擬方法

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

SSTk-ω湍流模型k方程中，耗散項(xiàng)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(jì)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(dāng)fDES=1時(shí)，模型采用SSTk-ω模型進(jìn)行求解，而當(dāng)fDES>1時(shí)，模型則采用LES方法求解。

1.2 直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值模擬方法

本文參考黑鷹直升機(jī)(UH-60A)建立適用于著艦飛行研究的直升機(jī)飛行力學(xué)模型[14]。其中，采用Pitt-Peters動(dòng)態(tài)入流模型和葉素理論來計(jì)算旋翼槳葉氣動(dòng)力。而尾槳誘導(dǎo)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(yùn)動(dòng)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(dòng)力矩。

直升機(jī)機(jī)體動(dòng)力學(xué)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(yùn)動(dòng)方程與直升機(jī)剛體動(dòng)力學(xué)方程即可得到艦載直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型。該模型共11個(gè)運(yùn)動(dòng)自由度，即機(jī)體的6個(gè)剛體自由度、1個(gè)槳葉揮舞自由度、3個(gè)旋翼動(dòng)態(tài)入流自由度以及1個(gè)尾槳?jiǎng)討B(tài)入流自由度。

CFD與飛行力學(xué)模型之間采用“單向耦合”策略，即僅考慮艦船艉流對(duì)直升機(jī)的影響，流場(chǎng)數(shù)據(jù)以線性疊加的方式耦合到飛行力學(xué)模型中。如圖1所示，在飛行力學(xué)模型中，將旋翼和機(jī)體離散為若干氣動(dòng)載荷計(jì)算點(diǎn)。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)計(jì)算點(diǎn)。通過向各計(jì)算點(diǎn)導(dǎo)入流場(chǎng)數(shù)據(jù)，進(jìn)而得出艦船艉流對(duì)直升機(jī)的干擾。

圖1 直升機(jī)氣動(dòng)載荷計(jì)算點(diǎn)分布示意

需要指出，本文CFD計(jì)算得到的是非定常艦艉流場(chǎng)，在進(jìn)行直升機(jī)著艦操縱特性分析時(shí)需要對(duì)流場(chǎng)數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)均化處理；而由于采用的是非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，進(jìn)行直升機(jī)各部件氣動(dòng)中心插值計(jì)算時(shí)前，需要將著艦區(qū)域的流場(chǎng)結(jié)果映射到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格中。

1.3 計(jì)算方法驗(yàn)證

以UH-60A直升機(jī)為例，并與已有的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)[16]進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證建立的飛行動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確性。

圖2給出了穩(wěn)定飛行時(shí)直升機(jī)操縱量和姿態(tài)角的對(duì)比結(jié)果。其中，機(jī)體總質(zhì)量為7 257 kg，飛行高度1 600 m?？傮w來說，計(jì)算結(jié)果與飛行試驗(yàn)吻合較好，這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(a)中總距桿量和圖2(b)中橫向操縱桿量在小速度時(shí)計(jì)算與試驗(yàn)存在明顯的誤差，這是由于該速度狀態(tài)下存在較為嚴(yán)重的旋翼/機(jī)體干擾，需針對(duì)性發(fā)展非定常旋翼/機(jī)體氣動(dòng)干擾模型。

圖2 UH-60A穩(wěn)定飛行時(shí)本文配平計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[16]飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比

隨后，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[17]的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面數(shù)值分析方法的有效性。在文獻(xiàn)[13]中，SFS2艉流場(chǎng)采用DES方法求解，風(fēng)向角0°，風(fēng)速40 kts(20.58 m/s)，計(jì)算使用FLUENT軟件。將計(jì)算時(shí)間為30 s的艉流場(chǎng)數(shù)據(jù)導(dǎo)入至Flightlab軟件中，得到直升機(jī)的氣動(dòng)力隨時(shí)間變化曲線。此外，為了減少升力偏置的影響，直升機(jī)預(yù)先在定常流場(chǎng)中進(jìn)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(jì)算過程中保持不變。本文選擇相同的設(shè)置方法，計(jì)算結(jié)果如圖3所示，本文計(jì)算得到的旋翼時(shí)均拉力系數(shù)變化趨勢(shì)與K??ri?等[17]的文中計(jì)算結(jié)果基本一致。直升機(jī)在側(cè)移過程中，旋翼拉力減小了10%，這與實(shí)際著艦飛行試驗(yàn)相符。

1.4 計(jì)算設(shè)置

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

圖3 直升機(jī)在不同側(cè)移路徑下旋翼拉力系數(shù)變化對(duì)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(jī)著艦方式為標(biāo)準(zhǔn)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(gè)任務(wù)科目單元：左舷減速跟進(jìn)、橫向側(cè)移進(jìn)場(chǎng)、甲板上方懸停保持及垂直下降著艦。其中，側(cè)移進(jìn)場(chǎng)階段受艉流場(chǎng)非定常干擾最為嚴(yán)重，因此本文將重點(diǎn)研究側(cè)移進(jìn)場(chǎng)過程中機(jī)/艦動(dòng)態(tài)界面變化。

圖5 典型直升機(jī)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(jī)側(cè)移路徑為-1.0B～0，槳轂高度為0.85H與1.25H，將直升機(jī)移動(dòng)路徑離散為5個(gè)點(diǎn)，進(jìn)行對(duì)比分析。基于以上要求，艉流場(chǎng)導(dǎo)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(jī)側(cè)移路徑示意

艦船艉流場(chǎng)模擬采用商業(yè)軟件STAR CCM+。計(jì)算域大小設(shè)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(chǎng)中的湍流變化以及射流對(duì)艉流場(chǎng)的影響，還需對(duì)甲板上方以及射流出口附近網(wǎng)格進(jìn)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(shí)間步長(zhǎng)設(shè)置為0.01 s，導(dǎo)出計(jì)算時(shí)間為30 s，以充分包含艉流場(chǎng)的非定常信息。入口及出口邊界設(shè)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(jī)在著艦時(shí)很少會(huì)遇到0°風(fēng)向角情況，因此參考Hodge等[18]的研究，側(cè)風(fēng)狀態(tài)選擇較為常見的右舷30°風(fēng)向角，來流速度設(shè)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(dòng)載荷分析方法來評(píng)估非定常擾動(dòng)對(duì)飛行員工作載荷的影響水平。在獲得直升機(jī)各部件氣動(dòng)載荷時(shí)間歷程數(shù)據(jù)后，對(duì)其進(jìn)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(píng)估飛行員工作載荷。

2 計(jì)算結(jié)果分析與討論

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

本文選擇在機(jī)庫迎風(fēng)側(cè)垂直邊緣及上方水平邊緣設(shè)置射流出口，兩處射流裝置寬度均為1/70B，距離機(jī)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(jī)非定常載荷水平及操縱特性的角度，分析其對(duì)艉流場(chǎng)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(jī)非定常載荷水平的變化曲線?？梢钥吹?，射流速度為vs=2 m/s時(shí)，垂直邊緣射流方案對(duì)直升機(jī)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(dá)到了26.2%。而當(dāng)直升機(jī)側(cè)移至y/B=-0.25時(shí)，滾轉(zhuǎn)、俯仰及偏航力矩RMS值最大降幅均達(dá)到了25%以上。直升機(jī)在甲板上方時(shí)，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(jī)著艦時(shí)側(cè)翻的風(fēng)險(xiǎn)，而根據(jù)文獻(xiàn)[21]的研究，側(cè)風(fēng)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(jī)非定常載荷水平變化曲線

隨著射流速度增加，主動(dòng)射流對(duì)直升機(jī)非定常載荷水平的抑制能力逐漸減弱。當(dāng)射流速度上升至vs=4 m/s時(shí)，其對(duì)艉流場(chǎng)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(zhǔn)情況差別不大。而當(dāng)射流速度進(jìn)一步上升至vs=6 m/s時(shí)，此狀態(tài)下的主動(dòng)射流對(duì)升機(jī)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(huì)導(dǎo)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(shí)，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(qiáng)度降低。vs=6 m/s情況下，渦尺度有重新增大的趨勢(shì)。

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(qiáng)度分布，同時(shí)給出旋翼與尾槳在y/B=-1.00及y/B=0處位置。可以看到，射流速度vs=2 m/s抑制效果最好。由機(jī)庫迎風(fēng)側(cè)邊緣擺動(dòng)剪切層產(chǎn)生的橫向湍流高強(qiáng)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(qiáng)度有明顯降低。由此造成直升機(jī)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(qiáng)度的降低同樣會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)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(qiáng)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(jī)滾轉(zhuǎn)力矩RMS值相比基準(zhǔn)情況降幅已不明顯。而當(dāng)vs=6 m/s時(shí)，主動(dòng)射流對(duì)橫向湍流強(qiáng)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(qiáng)度分布

接下來關(guān)注射流方案對(duì)直升機(jī)著艦過程中平衡特性的影響。圖14為直升機(jī)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(jī)平衡特性與基準(zhǔn)狀態(tài)基本一致。當(dāng)直升機(jī)位于懸停跟進(jìn)位置(y/B=-1.00)時(shí)，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(jī)著艦過程中非定常載荷水平的同時(shí)而不會(huì)對(duì)操縱量產(chǎn)生明顯的負(fù)面影響，實(shí)現(xiàn)艉流場(chǎng)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(jī)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(shí)均速度分布。圖15中可見垂直邊緣射流方案對(duì)艉流場(chǎng)時(shí)均速度分布并無顯著影響。這很好驗(yàn)證了上面結(jié)論，與Shafer[10]中實(shí)驗(yàn)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(shí)均速度分布

2.2 水平邊緣射流方案

接下來進(jìn)一步來探究射流裝置安裝在機(jī)庫上方水平邊緣方案對(duì)直升機(jī)非定常載荷水平的影響。直升機(jī)側(cè)移進(jìn)場(chǎng)高度為1.25H。

圖16給出了不同射流速度下直升機(jī)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(shí)，其對(duì)直升機(jī)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(dòng)控制效果與射流速度并非呈簡(jiǎn)單的線性關(guān)系。定量分析可知，vT=4 m/s時(shí)，在甲板范圍內(nèi)(-0.50≤y/B≤0)，偏航力矩RMS值平均降幅達(dá)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(dá)到了18.8%與22.0%。而側(cè)向力與阻力RMS值卻與基準(zhǔn)情況相當(dāng)。而當(dāng)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(zhǔn)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(dāng)射流速度為vT=6 m/s時(shí)，旋翼拉力與俯仰力矩RMS值均高出基準(zhǔn)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(jī)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(jī)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(jī)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(qiáng)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(chǎng)中機(jī)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(qiáng)度幅值均有所降低，由此導(dǎo)致直升機(jī)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(shí)，相比基準(zhǔn)情況，甲板范圍內(nèi)(-0.50≤y/B≤0)湍流高強(qiáng)度區(qū)幅值有所降低。當(dāng)速度增加至vT=4 m/s時(shí)，甲板區(qū)域的橫向高強(qiáng)度湍流區(qū)的影響范圍進(jìn)一步減小，但幅值略有提升。這就導(dǎo)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(dāng)射流速度進(jìn)一步提升時(shí)(vT=6 m/s)，橫向湍流高強(qiáng)度區(qū)幅值與影響范圍進(jìn)一步增加，滾轉(zhuǎn)力矩RMS值降幅進(jìn)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(qiáng)度分布

圖19繼續(xù)給出了水平邊緣射流方案對(duì)直升機(jī)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(dāng)直升機(jī)移動(dòng)至甲板中線位置時(shí)，腳蹬操縱量相比基準(zhǔn)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(dòng)的能力。因此，水平邊緣射流方案雖然能夠抑制直升機(jī)著艦的非定常載荷水平，但會(huì)降低其操縱余量。

圖19 不同水平邊緣射流速度下直升機(jī)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(shí)均速度分布?？梢钥吹街鄙龣C(jī)位于甲板范圍內(nèi)時(shí)(-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(shí)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(dòng)力學(xué)模型建立了一套適用于直升機(jī)/艦船動(dòng)態(tài)界面的數(shù)值模擬方法。應(yīng)用此方法探究了主動(dòng)射流方案對(duì)直升機(jī)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(jī)庫垂直邊緣射流方案能夠有效削弱機(jī)庫垂直邊緣分離的擺動(dòng)剪切層強(qiáng)度，顯著降低直升機(jī)側(cè)移過程中非定常載荷水平得同時(shí)，對(duì)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?xí)刽毫鲌?chǎng)氣動(dòng)環(huán)境惡化。

3)機(jī)庫水平邊緣射流方案對(duì)機(jī)庫上方水平邊緣產(chǎn)生的分離渦強(qiáng)度展現(xiàn)了較好的削弱效果。甲板范圍內(nèi)直升機(jī)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(fù)雜的非線性關(guān)系。然而此方案會(huì)較為顯著地提高船艉部側(cè)洗分量，使直升機(jī)腳蹬操縱余量降低，滾轉(zhuǎn)角增大。這會(huì)對(duì)飛行員操縱產(chǎn)生不利影響。