侧风对舰载直升机悬停性能的影响

李军亮，胡国才，王 浩

（1.海军航空工程学院 a.研究生管理大队；b.飞行器工程系，山东 烟台 264001；2.海军装备部，北京 100841）

舰载直升机是以舰船为活动基地并能遂行各种作战任务的直升机。随着现代海战向立体化、多层面发展，各国海军迫切需要掌握海上制空权。由于舰载直升机在海上担负侦察、搜救、运输、反潜、两栖突击、空中预警，以及电子战、水雷战等多种使命，它的作用日益突出。

但是舰载直升机是以舰船为基地，主要在海上活动，其使用环境与陆用直升机有明显不同。海上风浪频繁、气候多变、舰船航行还会引起相对风力。大风容易引起直升机桨叶挥舞摆振，造成起动或停转困难。据美国安全中心统计，舰载直升机危及飞行安全的因素，造成事故大约是宇航员的5倍，轰炸机飞行员的10倍，民航飞行员的54倍[1]。

为确保舰载直升机的飞行安全，文献[2-4]综合考虑直升机舰上起降的特点及其影响因素，通过分析不同飞行状态下迎角、滚转角、总距、周期变距及尾桨距的限制，制定了比较严格的理论风限图的计算条件。本文将研究不同方向和大小的侧风对直升机悬停性能的影响，确定某型舰载直升机悬停时的风限。

1 侧风条件下的直升机飞行动力学模型

1.1 风向的定义和选取

直升机相对空气速度AV，风速WV 及直升机相对地面的速度 VK之间的关系为[5]VK=VA+VW。假如侧风为水平风，风定义风向如图1所示。

图1中 Oxdydzd为地轴系，箭头表示风向，定义风速方向与Xd间的夹角为ξ （右侧风时为正），圆周半径为风速大小，则风速 VW在 Xd、Zd上的分量：

直升机空速在地轴系的分量为Vxa、Vya、Vaz，则其在侧风条件下体轴系的对地速度为

式中：TDF为地轴系到体轴系的转换矩阵。同样可以再通过坐标转化的方式，将体轴系上的速度和角速度转化到桨轴系。

1.2 旋翼气动力模型

假定旋翼桨叶为当量铰带弹簧约束的刚硬直桨叶，计入预锥角和预掠角，桨叶的扭转方向及操纵线系刚硬。假设当量铰外伸量为e，第k 片桨叶的挥舞角为βk、方位角为ψk（尾桨方向为0°），直升机定直前飞时，相对桨叶剖面r1的气流速度为

式中：uT、up分别为垂直和平行于桨毂平面的气流速度；µ为前进比；λ为旋翼诱导速度；αs为旋翼平面与飞行速度间夹角，上标“−”表示无因次量。

定直前飞的平衡计算中，诱导速度采用非均匀分布：

采用定常入流模型，诱导速度应满足以下平衡方程[6]：

式中：L为增益矩阵（见文献[6-7]）；CT为旋翼拉力；CL为旋翼气动滚转力矩系数；CM为旋翼气动俯仰力矩系数。

设剖面迎角α，升力线斜率为a，阻力系数为cd0，剖面弦长b，旋翼半径R，大气密度ρ，则根据升力线理论，桨叶微元的升力和阻力分别为：

分解到桨叶活动坐标系上，得

将上述关系代入式(7)、(8)，得

得到桨叶微元的升力和阻力后，就可以方便地导出桨毂气动力和气动力矩[8-9]：

定常入流方程(6)中的旋翼拉力系数CT、滚转力矩系数CL及俯仰力矩系数CM，可分别由经过无因次化得到。

把桨毂的气动力和气动力矩转换为对机体质心的气动力和气动力矩，与其他旋翼力和力矩合成为旋翼对机体产生的力和力矩。尾桨产生的力和力矩可以由同样方法得到。机身（含平尾和垂尾）的力和力矩由风洞试验得到。

1.3 悬停平衡方程

在机体坐标系下，直升机飞行动力学方程为：

式中：Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz分别为作用在直升机上的力和力矩在体轴系中的分量。

对直升机而言，力和力矩分别来自直升机重力、旋翼、尾桨、机身（含平尾和垂尾），即

式中：ϑ、φ分别为直升机俯仰、滚转姿态角；下标MR、TR、F分别表示旋翼、尾桨、机身。

当直升机稳定平飞时，作用在直升机的合力和合力矩为零。该模型是一个复杂的非线性系统，系统的状态变量比较多，且一些状态变量相互隐含，给求解带来了很大的困难。目前，只能借助于数值模拟的手段对系统的运动特性进行分析研究。本文采用牛顿法求解。

2 计算结果及分析

直升机保持悬停的状态下，假定侧风风速5～35 m/s（间隔5 m/s），风向0～2π（间隔π/4），计算结果如图2至图7所示。

图2 总距随风速矢量的变化

图3 横向周期变距随风速和风向的变化

图4 纵向周期变距随风速和风向的变化

图5 尾桨总距随风速和风向的变化

图6 滚转角随风速和风向的变化

图7 俯仰角随风速和风向的变化

军用直升机飞行品质规范规定[10]，直升机应该可以在驾驶员操纵量较小的情况下，在小于16 m/s的相对于航向任意方向的风速中悬停。从图2至图7可以看出当风速小于15 m/s时，总距、横向周期变距、纵向周期变距及尾桨桨距的变化都比较小，这和文献[10]的规定是一致的。风速大于15 m/s时，各个操纵量随风向的变化范围比较大。文献[3]给出了样机在侧风中操纵量的最大操纵范围和安全操纵范围，见表1。

表1 样机操纵范围

由图2至图7可以看出直升机在处于悬停状态时，风速和风向变化对直升机纵向周期变距和横向周期变距的变化影响不大，其操纵量都在文献[3]规定的范围之内。但是风速较大时，不同风向对尾桨的影响比较大：当风速为30 m/s 且从正左侧吹来时，尾桨的操纵量为39.82º接近了尾桨操纵的安全极限；当风速为35 m/s 且从正左侧吹风时，尾桨的操纵量为43.01º超过了文献[3]中规定的尾桨操纵的最大范围41.85º（见表1）。

3 结论

研究表明，某型舰载直升机在侧风中悬停风速小于15 m/s时，直升机的总距、横向周期变距、纵向周期变距以及尾桨桨距的操纵量比较小，风向变化对操纵量影响不大。风速大于15 m/s时风向变化对直升机的操纵影响比较大，尤其是风向为正左侧（ξ为3π/2）时直升机的尾桨操纵量最大，当风速达到30 m/s 风向正左侧时尾桨的操纵量为39.82º达到了尾桨安全操作极限，说明该型舰载直升机在侧风中悬停时最大风速不得超过30 m/s。

[1]赵维义,王占勇.舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究[J].海军航空工程学院学报,2007,22(4):435-438.

[2]赵维义,刘航,傅百先.舰载直升机风限图及其试飞[J].飞行力学,2002,20(4):48-50.

[3]GJB902-90,“HT”直升机型号合格审定文件[S].1991:279-280.

[4]潘超美.舰载直升机起降飞行包络线的影响因素及求法[J].中国舰船研究,2007,2(1):66-69.

[5]肖业伦,金长江.大气扰动中的飞行原理[M].北京:国防工业出版社,1993:1-11.

[6]BROWN R E,HOUSTON S S.Comparison of induced velocity models for helicopter flight mechanics[J].Journal of aircraft.July-August 2000,7(4):623-629.

[7]ROBERT T N CHEN.A survey nonuniform inflow models for rotorcraft flight dynamics and control application.NASA[J].1990,14(2):147-184.

[8]胡国才,李军亮,柳泉.直升机旋翼及粘弹减摆器定常响应计算[C]//第二十五届全国直升机年会学术论文集,2009,405-410.

[9]曹义华.直升机飞行力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005:61-70.

[10]军用直升机飞行品质规范[M].北京:航空工业出版社,1990.