舰载直升机理论风限图飞行模拟获取方法

贺少华，谭大力，颜世伟

（92942部队，北京100161）

1 国外舰载直升机风限图研究概况

舰载直升机驱护舰起降区域狭小，起降作业须克服舰船的横摇、纵摇和深沉运动以及飞行甲板空气流场的影响。国外舰船气流场研究始于20世纪90年代中期，为检验海、陆、空直升机在各种舰船飞行甲板上的起降可行性，美国海军于1998年开始了舰载直升机舰机融合程序（Joint Shipboard Helicopter Integration Process，JSHIP）研究项目[1]。对于一给定的舰—机组合，舰—机协同操作能力包络（Ship-Helicopter Operating Limits，SHOL），也称甲板风风限图（Wind Over Deck Envelop，WOD Envelop），规定了该型舰载机在该型舰船上起降时允许的最大风况、舰船运动幅值（一般为横摇、纵摇）。通常，一个完整的风限图包含舰—机型号、着舰路径、能见度（昼间或夜间）等信息。

在舰机风限图研究（获取）方面，荷兰海军在舰机风限图获取方面积累了较丰富的经验，已为多型舰载直升机和航空舰船的舰机组合绘制了风限图，舰载直升机重量从4 040～9 715 kg 不等，舰船排水量从485～17 000 t 不等，最极限的情况是，该国为一型重量为4 040 kg 舰载直升机与排水量仅为485 t 的舰船绘制了风限图，该型舰船的飞行甲板尺寸仅为7 m×7.6 m[2]。荷兰海军早期获取风限图的过程主要为：通过岸基悬停实验获得舰载直升机在自然风条件下的操控和发动机能力边界；同时，通过缩比模型风洞实验和实船测试得到舰载直升机舰船起降环境数据（主要包括飞行甲板空气流场特性数据和舰船运动特性数据）；基于岸基测试得到的舰载直升机特性和海上舰船起降环境数据，经计算分析，得到了理论风限图（Candidate Flight Envelope）。基于理论风限图，开展海上实装飞行验证试验，得到最终可用于实际作业的风限图。美、英等国海军获取风限图的方法在早期与荷兰海军基本相同，美国海军更多倚重于海上实装飞行试验。

上述获取风限图的方法主要依赖于岸基、海上实装试验。随着建模仿真及计算机水平的不断提高，建模仿真技术开始越来越多地应用于风限图相关研究中，包括舰船空气流场特征建模仿真、舰船运动特征建模仿真、飞行员人员特征建模仿真以及舰—环—机（人）整体动力学行为建模仿真等[3-6]。

实际上，舰载直升机起降是一个涉及舰、环、机（包括飞行员）的多参数耦合的复杂动力学（运动学）系统问题，且是一个包含时间t 的时变系统。采用数学物理方法对该问题进行建模仿真，面临两大难题：一是“方程”难建立；二是求解“方程”也很困难。现有研究均对该系统进行了一定程度的简化。如，不考虑飞行员因素、不考虑时间t、将舰—环—机“先分后合”进行研究（忽略它们之间的耦合）等。舰—环—机实时、整体建模仿真目前还是一个世界性难题。

基于以上情况，结合飞行模拟器技术的进步，国外提出并实现了一种折中的办法，即基于飞行模拟的理论风限图获取方法，避免了复杂的飞行员行为建模仿真以及实装飞行代价大、风险高等问题。美国海军JSHIP项目的主要任务之一就是借助美国航空航天局Ames 研究中心的垂直运动模拟器，建立一种基于真实飞行员模拟飞行试验的理论风限图绘制方法。

2003年，英国国防部开始了对舰机动力学接口研究（Ship/Air Interface Framework，SAIF）的专项资助，旨在基于Culdrose、Cornwall 等皇家海军航空站的Merlin 直升机训练模拟器进行风限图预测。通过SAIF专项，建立了一个基于Merlin模拟器的通用计算机仿真系统，系统能对不同舰—机组合的舰载直升机起降过程进行仿真，包括舰载无人机。SAIF项目已经开展Merlin直升机在23型护卫舰和45型驱逐舰上的风限图仿真试验[7]。

英国利物浦大学研制了一套全自由度飞行模拟器HELIFLIGHT-R。HELIFLIGHT-R构造了一个逼真虚拟仿真环境，已应用在为得到理论风限图的模拟飞行试验中。基于HELIFLIGHT-R 的模拟飞行试验能够让人们对风限图有更清楚的理解，进而为实际飞行试验提供参考和指导。HELIFLIGHT-R是一台全功能飞行模拟器，它有220×70 度仿真视景、六自由度基础运动平台、四轴力反馈系统等功能。飞行力学模型用FLIGHTLAB 和Matlab/Simulink 软件建立，目前已建立典型固定翼、旋翼和倾转翼舰载机飞行力学模型库。用Presagis’Creator Pro和VEGA软件建立外部环境数据库，允许用户对能见度、云厚、雨、雾以及海况、排烟和直升机旋翼下洗气流对水面影响等效果进行选择（配置）。视景可通过球幕显示，也可通过投影系统投影在舱顶内表面进行显示。运动、视景，结合真实的声音播放，给飞行员提供了极具沉浸感的虚拟环境。系统能够实时监控和记录模拟飞行过程数据，支撑开展飞行讲评和数据分析，包括舰载机位置、姿态、加速度以及飞行员的操控动作等，另外，座舱里的摄像设备记录飞行过程视频和音频，采用追踪视角对舰载机进行影像记录[7]。

2 基于飞行模拟获取理论风限图

舰载直升机六自由度起降飞行模拟需要：飞行模拟器（如HELIFLIGHT-R）、舰船气流场特征数据、母舰运动模型和环境模型等。

2.1 舰船气流场特征数据的获取

舰船气流场特征数据获取可采用实船试验[8]、缩比模型风洞试验[9]和CFD 建模仿真[10-11]等方法。实船试验能够得到高质量数据，但是，受环境条件、人力、测量设备、飞行员、舰载机等多因素影响，且需要针对不同风向、风速组合，实船试验代价非常高，且存在安全风险。风洞缩比模型试验（一般1 ∶100）可以针对不同风况得到有价值的测量数据，但是，很难对母舰—旋翼机耦合效应进行模拟，且由于雷诺数减小，非定常流动的脉动频率、流动分离、漩涡等特征都会发生变化，与实际存在差异。虽然有研究发现这些特征的基本形态与雷诺数弱相关[12]，但该发现并未在理论上得到证实。相比实船试验和缩比模型风洞试验，CFD建模仿真方法是一种综合较优方法，能较好兼顾母舰气流场和舰—机耦合仿真。目前，随着计算能力的不断提高，实时舰—环—机耦合动力学仿真也将不再难以开展。

早期，利物浦大学采用定常CFD 计算方法，将计算得到的母舰定常气流速度场施加到直升机飞行力学模型中，直升机起降时的气动载荷更接近真实（相比不施加时）。飞行员们反映，考虑母舰气流场时，模拟驾控感受明显更真实，但是，由于缺乏对母舰气流场不稳定特征的考虑，模拟飞行缺少真实的“颠簸”感。随着计算机计算水平的不断提高，非定常气流场CFD仿真成为了可能，且能够考虑更加精细的舰船几何特征。湍流采用DES 模型（Detached Eddy Simulation）。DES 模型是一种结合了LES 模型（Large Eddy Simulation）和URANS 模型（Unsteady Reynolds Averaged Navistokes Simulation）的高级湍流模型，LES 模型计算资源消耗大，不宜运用在舰船近壁区（为捕捉到近壁区的小尺度涡，要求该区域的网格更加细密），故近壁区选择URANS 湍流模型，而将LES 模型用于远壁区气流（尺寸更大的涡）的模拟。研究表明，DES模型非常适合在包含“陡壁”的物体上。如，舰船的上层建筑，它能够精确地捕捉到流动分离特征。如图1所示，DES湍流模型能够更好地捕捉到不稳定气流场特征，而URANS将大部分的不稳定特征过滤掉了。

图1 飞行甲板上空某点气流速度时间历程Fig.1 Time history of air velocity at a point above the flight deck

舰船气流场CFD 仿真的合理性已经得到缩比模型风洞试验和海上实船测试数据的验证，这在以往公开文献中多次提及。如，Forrest&Owen[13]以一个通用护卫舰简化模型为研究对象，风洞试验数据由加拿大国家研究委员会提供，通过热线风速仪测量得到；海上实船数据则由英国国防科学技术实验室提供，使用超声流量计测量了23型护卫舰飞行甲板气流场特征。

舰船非定常气流场可由商业软件Ansys Fluent仿真得到，将舰船几何模型导入Ansys ICEM软件中，进行几何清理和修补，去除细小几何特征，得到适合进行网格划分的较规则几何体。鞭状天线、护栏及甲板上的其他细小几何特征对流场特征影响很小，如果不对其进行清理，将大幅增加网格划分的难度和网格规模，也影响网格质量，耗费大量计算资源。通常，可以将直径小于0.3 m 的几何对象清理掉。图2为23型护卫舰的CFD计算网格模型。

图2 23型护卫舰的CFD非结构化网Fig.2 Unstructured CFD mesh for type 23 frigate

基于DES模型进行舰船气流场CFD仿真，求解时间步长为0.01 s，即能捕捉到100 Hz 以下的非稳态气流场特征。仿真得到随时间变化的起降空域内各点的三向气流速度（u，v，w，t），以查询表的形式存储。图3为23型护卫舰舰载直升机的关注起降空域，舰载直升机从左舷后方进近着舰，需要存储该空域内的气流场特征数据。

图3 23型护卫舰飞行甲板气流场关键空域Fig.3 Key space of air-wake of flight desk for type 23 frigate

2.2 对舰船运动的考虑

飞行模拟还需考虑舰船运动。舰船运动特征取决于舰船设计、海况、航速、装载等，在进行飞行模拟时，一般选取某型船的某种典型海况下的运动特征，该运动特征在飞行员看来至少感觉是真实的。虽可采用相关建模仿真软件进行仿真，但国外通常选择采用实测方法记录舰船运动，对于其他未记录海况和类似船型，采用比例缩放的方法。一般来说，在舰船（飞行甲板）运动过程中，当其运动幅值处于限定值以内时，就可将这段时间定义为平稳期。舰船平稳期虽客观存在，但持续时间是否满足需要，还需具体分析。如只是将运动幅值是否超限作为运动是否平稳的标准，那么平稳期将难以定义，因为舰船运动总是在平稳和非平稳之间反复，二者的界限没有划定。文献[14]给出的舰船运动平稳期的定义为：①舰船运动不能超限；②非平稳期向平稳期转变的标志为，当运动在这个峰值（波峰或波谷）超限时，下一个峰值必须在限定值的0.8 以内。图4 所示为实测得到的某型护卫舰运动时间历程，平稳期为矩形框内所示，持续时间分别为2.6 s、19.0 s、4.8 s 和24.2 s。

图4 舰船运动平稳期（矩形框内的即为运动平稳期）Fig.4 Quiescent periods for ship motions，the ship is quiescent within the rectangles

2.3 气流载荷施加

以海鹰直升机为研究对象，处于舰船气流场中的舰载直升机气流载荷施加点见图5。载荷包括不稳定气流产生的力和力矩。CFD 计算到的气流三向速度分量（u，v，w）在空间点位置（x，y ，z）随时间变化。实际计算中，查询表中（x，y，z）必须转换成图5中的气流载荷计算点坐标，包括主旋翼上的点坐标。

2.4 试验测试及着舰难度量化

典型的飞行模拟测试程序包含了不同风况下的进近和甲板着落。如，英国皇家海军，通常每隔15°和5 kn 一个风况。由经验丰富的海军试飞员进行模拟飞行试验，着舰方式为左后方进近着舰，包含3 个阶段，如图6 所示。首先，在左舷保持与舰平行飞行；然后，横移到飞行甲板着舰点上空、悬停；最后，等待时机（母舰运动平静期）垂直下降着舰。

图5 海鹰直升机模型及气流载荷施加点示意图Fig.5 Seahawk helicopter model and location of airload computation points

图6 英国皇家海军舰载直升机着舰路径示意图Fig.6 Final stages of the recovery of a Royal Navy helicopter to a single spot frigate

为向模拟飞行试验飞行员提供逼真的、身临其境的体验，最基本的要求是飞行员能够从基座运动和视觉场景中获得正确和足够反馈或提示。虽然基座运动在飞行模拟时不是必需的，但当飞行员在高负荷下操作，舰载机处于其可控制范围边界时，前庭运动提示的重要性已经被证实，特别是在不良视觉环境中或视觉提示较少时。Wang 等人[15]使用利物浦大学HELIFLIGHT-R 模拟器进行了一系列的着舰和悬停操作，外部场景考虑了白天、黄昏、雾和夜晚等不同环境（能见度）。基座运动和视觉提示的重要性得到了证实，两者之间的相互依存性也得到了证实。图7 显示了飞行员在23型护卫舰着舰点上空保持悬停时，飞行员的控制活动差异，实线表示考虑前庭运动时的控制活动；虚线表示不考虑前庭运动提示时的控制活动。控制活动，包括左图所示的横向操纵动作和右图所示的脚蹬动作。白天，飞行员可使用视觉提示（目视）保持位置，有无前庭运动提示控制活动差异不明显，但随着视觉提示的减少（晚上），在没有前庭运动提示的时候，飞行员的控制动作显示出更大地偏移。

图7 飞行员控制活动Fig.7 Pilot control activity without motion

在受控模拟环境中进行着舰，可以方便地定义和重复测试点。可以用DIPES或Bedford法来量化飞行员着舰操控负担等级（着舰难度等级）[17]，并结合测试得到的起降过程飞机操纵数据，如总距、周期变距、尾桨距操纵余量等。另外，较大直升机的姿态角会影响直升机在不同风况下降落甲板的动平衡性能，也会影响飞行员的视野，不利于飞行员进行判断，风限图分析计算中设定直升机着舰时机身俯仰角和机身滚转角不超过一定范围。飞行员着舰难度等级评定Bedford法将着舰难度设定为1～10级：1级表示难度不大，10 级表示飞行员不得不放弃任务。在Bedford 法中，要求飞行员自我衡量他们在执行指定任务（主要任务）时还有多少冗余能力。冗余能力表示飞行员执行次要任务的能力，如保持对任务的清醒意识、监控飞机系统或收听无线电通信等。主要任务带来的工作负担越重，用于关注这些次要任务的冗余能力就越少。Bedford 法适用于任何任务，但DIPES 正如其名，专门为舰载机飞行甲板着舰而设计。DIPES 根据飞行员工作量、表现、精度和一致性对每次着舰进行评分：3级或更低表明在该环境条件下，安全着舰可以在一定精度内重复实现，即在一定精度内，安全着舰是可行的；等级为4或5则表示相反，将这种环境条件划属风限图之外，即在这些条件下禁止直升机着舰。除了飞行员给出的具体意见外，还可以为每个等级分配一些字母后缀，以说明操控负担（工作量）增加的原因。譬如，‘T’表示turbulence，即由湍流增加的负担；‘D’表示deck motion，即由甲板运动增加的负担。

许多国家海军使用DIPES 来确定理论风限图。Bedford法用于评估着舰每一个阶段的任务难度，并可用于量化评估任意空间位置气流场造成的任务难度，进而可以用来评估舰船上层建筑设计对舰载直升机着舰的影响。

图8 来自Hodge 等人[16]的数据，显示了飞行员在23型护卫舰着舰点上空将飞机保持在悬停位置时，使用Bedford 法得出的工作负荷等级，风向分别为逆风0°和来自右舷舰首45°的风。左图为采用定常CFD仿真数据，右图为采用非定常CFD仿真数据。可以看出，相比定常气流场，非定常气流场要求飞行员必须付出更多努力才能更好地完成悬停操作，特别是在45°风的时候。这再次表明了非定常气流场（相比定常气流场）对飞行模拟的重要性。

图8 采用Bedford法表示的飞行员在定常和非定常气流场中保持悬停的难度等级（示意图）Fig.8 Bedford workload ratings for a station-keeping task in steady and unsteady airwakes

除了真实飞行试验，其他方法得到的风限图往往偏保守（包络相比实际狭小）。图9 显示了SH-60B 海鹰直升机在23型护卫舰按照舰艉左舷着舰方式着舰、±90°甲板风范围内的风限图，数据由Forrest等人[18]提供，实线表示由DIPES 定义的极限包络，虚线表示尾桨机构承受侧风极限包络。

图9 SH-60B海鹰直升机在23型护卫舰的着舰风限图Fig.9 DIPES Ratings and SHOL diagrams for a type 23 Frigate and SH-60B seahawk helicopter

3 总结

为获取舰载直升机实用风限图，仅依靠实装飞行试验或建模仿真都是非常困难的。通过起降飞行模拟试验获取理论风限图，结合少量的海上实装飞行验证试验是一种综合较优的方法。本文对飞行模拟试验在理论风限图绘制中的作用、方法等进行了研究综述。得到的主要结论为：飞行模拟器中的母舰气流场数据、母舰运动可由建模仿真或试验测试得到，且必须考虑母舰气流场的非定常特性；只有当飞行员视景或视觉反馈受限时（如能见度降低时），飞行模拟器基座的六自由度运动才是必需的；用DIPES 或Bedford方法量化飞行员主观操纵负担，结合记录的客观操纵数据，评判起降难度；典型的飞行模拟试验程序包含了不同风况下的进近和甲板着舰，通常每隔15°和5 kn 一个风况；除了真实飞行试验，其它方法得到的风限图通常偏保守（包络相比实际狭小）。

虽然理论风限图模拟飞行试验的准确性尚未得到充分验证，目前尚无法完全替代海上实船起降飞行试验，但可用于对风限图的先期摸索，可指导开展海上实船起降飞行试验，提高海上实船起降飞行试验的效率和安全性。通过海上实船起降飞行试验校验理论风限图，最终得到可用于实际的风限图。