0   引　言

当舰船在海面上行驶时，天气情况复杂多变，风向变化迅速，直升机飞临甲板上空，旋翼和船体之间的空气涡流就会互相掺混，从而产生相互耦合的空气流场，特别是在极高海况下舰船进行六自由度运动，而这种运动将影响到舰载直升机起落过程的流场，这将影响旋翼的气动稳定性和操控性能。研究高海况下舰船运动对直升机着舰过程的气动特性,对直升机的着舰安全非常重要^[1-4]。国外专家关于机舰相互作用的研究开始得较早，目前大多已通过CFD数值模拟的技术进行了舰艇空气流场和机/舰相互作用耦合的研究。模拟了美国UH-60黑鹰系列直升机、美国V-22鱼鹰运输机等在甲板上的起降情况。经过仿真，确定了直升机在着舰过程中所受压力的影响及其稳定性，为深入研究旋翼载荷的有关课题打下了基础^[5-6]。除了CFD研究，在机舰耦合风洞试验验研究中也取得了不少的进展，经过风洞试验可以看到，旋翼的下冲气流将会对舰船甲板流场造成很大的干扰^[7]，直升机旋翼的拉力受甲板流场的影响而降低^[8]。

目前，国内不少研究者已经利用CFD数值模拟的技术，对舰船的气流场特性开展了深入研究^[9-11]，但国内公开的对于机舰耦合风洞试验研究较少，特别是船身动态情况下机舰耦合直升机气动特性的试验研究^[12-15]。目前国内已经公开的有关机舰耦合流场的研究成果多是对船舶在静止状况下的流场构造研究成果，对动态运动状况下机舰耦合流场的研究成果则相对较少，而机舰耦合状况下的旋翼气动特性研究成果则更少。

本文设计了用于模拟机舰耦合特性风洞试验的测控系统，通过在风洞中模拟舰船的六自由度运动，获取直升机在舰船运动环境下的动态载荷，用于研究直升机着舰过程的气动特性。

1   系统总体方案

1.1   系统功能要求

直升机着舰气动特性试验测控系统需要实现舰船运动模拟、直升机模型载荷和舰船姿态的同步测量，具体功能要求如下：

（1）实现舰船升沉、横荡、纵荡、纵摇、摇首、横摇六自由度运动，以及多种运动的组合。舰船海上航行，特别是高海况下，受到海浪和海面风速的影响，舰船姿态会发生复杂的动态变化，为了研究直升机在舰船姿态动态变化过程中的着舰气动特性，需要模拟舰船各种复杂运动状态。

（2）实现两架直升机模型载荷和转速的监测和采集。试验过程中需要保持直升机模型载荷在静态状态下恒定和转速稳定，需要对载荷和转速监测确保准确模拟试验状态。在舰船动态运动时对直升机模型载荷数据采集存储。

（3）实现舰船姿态和直升机载荷同步采集。舰船运动姿态改变了舰面与直升机模型的相对位置，从而影响了直升机模型载荷，两者之间具有很强的相关性，试验目的就是获取两者之间的相互影响规律，因此必须对舰船姿态和直升机模型载荷同步采集，才能揭示两者之间的影响规律。

1.2   系统组成

系统由舰船姿态模拟装置、舰船姿态测量系统、直升机载荷和转速监视与测量系统以及软件，系统结构如图1所示。舰船姿态模拟装置实现舰船在高海况下的六自由度运动。舰船姿态测量系统用于测量舰船的姿态数据，用于计算直升机和舰船的相对位置，研究直升机和舰船相对位置对直升机载荷的影响。直升机载荷和转速监测与测量系统实现直升机实时载荷的监测，保证直升机状态稳定，并对载荷和转速数据进行采集。

图  1  测控系统组成

Fig.  1  Composition of the measurement and control system.

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2   系统设计与实现

2.1   舰船运动模拟

舰船运动包括升沉、横荡、纵荡、纵摇、摇首、横摇以及六个自由度的组合，其中俯仰和沉浮一般引起甲板的上下运动，而舰船的侧滑和横移一般则引起甲板的左右运动。舰船甲板的起落、摇摆等动作，将对直升机着舰过程的空气流场造成干扰，进而改变了直升机着舰时的气动特性。因此，根据直升机着舰的气动特性研究需要，必须能准确的模拟舰船的运动规律,作为直升机起降飞行的环境。

舰船六自由度运动模拟装置用于支撑轻质舰船模型并实现模型姿态变化及周期振荡运动，由上下两平台及并联连接两者的6根伺服电机驱动杆组成，如图2所示。这6根驱动杆都可以独立地自由伸缩运动，其两端分别用虎克绞与上下平台连接。通过对6个伺服驱动杆的协调控制来实现摇摆台上平台沿空间X、Y、Z 轴的平移和绕各轴的转动^[16-20]。

图  2  舰船六自由度运动模拟装置

Fig.  2  six-degree-of-freedom motion simulation device.

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分别以上、下平台几何中心为坐标原点，上平台为座标系A、下平台为坐标系B,以滑轨底端为原点、平行于导轨指向上平台为X方向建立关节坐标系S,b为下球铰，a为上球铰，L为驱动杆长度，如图2中所示。设P_A为上球绞中心在上平台坐标系A中的坐标,由机械结构决定,为已知常量；P_B为下球绞中心在下关节坐标系S中的坐标,由球绞中心在关节坐标系中的位置决定,随球绞位置变化而变化；${\boldsymbol{R}} $为上平台坐标系A到风洞坐标系的变换矩阵,由上平台的位姿$ (\begin{array}{*{20}{c}} x&{\textit{y}}&{\textit{z}}&\beta &\alpha &\gamma \end{array}) $确定；${\boldsymbol{T}} $为关节坐标系S到风洞坐标系的变换矩阵，由机械结构确定，为已知常量。为了便于建立模型，将上平台、关节坐标转换到风洞坐标系，则有

其中$ P_A^w $，$ P_B^w $分别为上球绞、下球绞中心在风洞轴系坐标。由于上下球绞中心之间的距离恒定为L，则有以下方程成立：

根据以上方程，可以用上平台位姿量作为输入量来求解下球绞位移量，即

其中$ Q = {[\begin{array}{*{20}{c}} {{q_1}}&{{q_2}}&{{q_3}}&{{q_4}}&{{q_5}}&{{q_6}} \end{array}]^{\text{T}}} $为六个下球绞在关节坐标系中的位移量，$ {\text{W}} = {[\begin{array}{*{20}{c}} x&{\textit{y}}&{\textit{z}}& \beta &\alpha &\gamma \end{array}]^{\text{T}}} $为上平台在风洞坐标系中的位置和姿态。

根据求解出的球绞位移量也就是滑块的位置，通过控制六个伺服电机从而实现六个滑块的位置伺服控制。

控制系统是将德国倍福（BECKHOFF）的PC控制与高速以太网总线EtherCAT技术相结合的系统解决方案，系统原理如图3所示,该方案传输速度高、冗余度好，I/O模块能够适应系统伺服控制器中数/模拟量信息的传送需要。现场总线结构模式使网络系统布线变得简单灵活，同时极大地提高了系统的抗干扰能力。利用基于EtherCAT的工业以太网总线实现信号、数据高速可靠的传递。实现六自由度运动平台的上平台在高速度、高加速、高频率的情况下能够进行纵荡（x）、横荡（y）、升沉（z）、纵摇（α）、摇首（β）、横摇（γ）六个方向单独运动和耦合运动；能够实现1～6自由度频率（0.01～3.7 Hz）、相位、幅值和运动时间，可设正弦定频摇摆、正弦扫频摇摆、宽带随机波摇摆的功能；具备系统故障保护和安全保护功能。

图  3  模拟装置控制系统结构

Fig.  3  Structure of the control system for the simulation device.

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2.2   舰船姿态测试

为了研究直升机在舰船运动状态下的气动特性，必须同时获取直升机气动载荷和舰船运动姿态。由于舰船六自由度运动模拟装置的姿态是通过六个伺服驱动杆的位移解算得到的，通过六自由度装置控制系统获取的姿态数据频率较低，无法与直升机载荷数据同步采集。因此需要对舰船姿态实时测量。

舰船姿态测量采用Optitrack光学轨迹跟踪系统,Optitrack技术的基础是计算机视觉理论，利用多个红外摄像头从不同位置不同视角收集物体的图像，根据不同摄像头对物体上同一标记位置数据的差异，解算出图像的空间位置数据^[21-23]。在风洞顶部布置4台相机,在船体粘贴3个标记点,如图1所示。试验前通过标准标定装置对系统进行标定,获取系统参数及坐标转换参数。试验时连续采集各标志点三位空间坐标,通过计算获得船体三位姿态信息。设[x₀ y₀ z₀]为船体运动前的标记点坐标,[x,y,z]为船体运动后的标记点坐标,Δx，Δy，Δz，α，β，γ为船体六自由度位移量。根据坐标变换原理，船体运动前后标记点坐标可表示为：

Optitrack 系统根据船体运动前后的标记点坐标值，采用公式（4）可解算出船体的位姿信息。

2.3   直升机模型转速测量

为了获得舰船在运动过程中，直升机着舰时的气动特性，采用直升机航模模拟着舰过程。直升机着舰时需要控制直升机转速以获得维持直升机悬停的拉力，同时为了分析数据还需获得直升机旋翼转速。由于直升机航模不具备转速测量功能，需对直升机航模进行改造。采用光电传感器测量旋翼转速，光电传感器安装于机身，传感器发射红外光穿过桨盘，当桨叶转动到传感器位置时红外光会被遮挡，此时传感器会输出高电平信号，通过采集传感器的输出信号频率可计算出旋翼旋转速度，计算公式如下式所示：

其中N为旋翼转速单位为rpm，f为测得的传感器输出信号频率，n为桨叶数量。

2.4   直升机模型载荷测量

在试验中需要对直升机模型载荷进行监测和采集，直升机模型载荷测量系统由六分量天平和PXI数据采集系统组成。六分量天平浮动端安装模型，固定端连接支撑装置,模型载荷通过六分量天平转换为模拟电信号，通过数据采集系统的A/D转换将模拟电信号转换为数字量，根据天平载荷计算公式将电压值转换为载荷值并保存。

试验时，首先根据试验要求，设置直升机载荷采集模块的采样频率和采样点数，开始连续监测载荷和转速，等待直升机载荷和转速稳定；当舰船姿态模拟机构和风洞，达到试验状态后，直升机载荷采集模块按照设定的采样频率和点数采集数据并通过数字I/O接口输出TTL电平信号，待采集结束后，停止采集，进入连续监测模式，等待下一轮采集。

2.5   数据同步采集

为了分析直升机着舰气动特性与舰船姿态之间的相关性，需要同时获取直升机载荷、转速数据和舰船姿态数据。直升机载荷数据采集采用PXI数据采集系统，舰船姿态数据采集采用Optitrack 系统采集，因此两个测量系统之间需要同步。两个系统之间同步采用主从模式同步， PXI数据采集系统开始采集数据时，通过数字I/O端口输出一个脉冲信号，Optitrack 系统设置为外出发模式，开始运行后，等待同步信号到来，当同步信号接收后两个系统同时开始采集数据，数据采集流程如图4所示。

图  4  数据采集流程

Fig.  4  Data acquisition process

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旋翼旋转一圈的载荷成周期变化，需要用一圈的64个点平均值作为直升机载荷^[24]，也就是旋翼旋转一圈对应船体一个姿态，因此PXI数据采集系统的采样频率是Optitrack 系统采集频率的64倍，试验时取Optitrack 系统采集频率为66 Hz（系统最高采集频率），则PXI数据采集系统采样频率为4224 Hz。采集时序如图5所示。

图  5  数据采集时序

Fig.  5  Data acquisition timing sequence

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3   试验验证

3.1   试验条件

将直升机模型悬停在舰船上方，具体位置如图6所示，旋翼距离甲板285 mm，旋翼工作在转速4000 r/min，将风速和风向调节至预定工况稳定后，调整旋翼总距至拉力Fy在4 N左右，来流速度20 m/s。根据试验任务书提供的5级海况下，真实舰船的纵摇频率为0.1 Hz，缩比模型试验采用减缩频率相似原理计算模型振荡频率，减缩频率计算公式如下；

图  6  悬停位置示意图（俯视，图中黑圈）

Fig.  6  Schematic diagram of the hovering position （top view, the black circle in the figure）

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其中，k为减缩频率，C为特征长度，V为风速，f为振荡频率。

按照模型比例1∶50，试验风速保持与实际风速一致的情况下，计算模型振荡频率为5 Hz。由于舰船模型质量较重，舰船运动模拟机构运动频率最大做到3 Hz，因此舰船模型纵摇振荡频率分别取1 Hz，2 Hz，3 Hz，振幅为2°，用于研究不同振荡频率对直升机旋翼拉力的影响规律。

3.2   试验结果

试验时，在复杂气流场和旋翼旋转产生的振动共同作用，直升机模型会发生振动，导致载荷数据有很多毛刺或跳跃，为了便于分析，对载荷数据进行滤波和平滑，取得了较好效果，处理前后的数据曲线如图7所示。

图  7  处理前后数据对比

Fig.  7  Comparison of data before and after processing

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采用所设计的测控系统，获得了不同工况下直升机模型载荷和舰船的姿态数据，图8-10给出了典型工况下的数据结果。图中左纵轴为舰船俯仰角度，右纵轴为直升机模型升力，横坐标轴为采样点数。

图  8  直升机模型升力-舰船俯仰角曲线（V = 20 m/s，f = 1 Hz）

Fig.  8  Curve of the helicopter model versus-the ship's pitch angle （V = 20 m/s, f = 1 Hz）

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图  9  直升机模型升力-舰船俯仰角曲线（V = 20 m/s，f = 2 Hz）

Fig.  9  Fig.9Curve of the helicopter model versus -the ship's pitch angle （V = 20 m/s, f = 2 Hz）

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图  10  直升机模型升力-舰船俯仰角曲线（V = 20 m/s，f = 3 Hz）

Fig.  10  Curve of the helicopter model versus -the ship's pitch angle （V = 20 m/s, f = 3 Hz）

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试验结果表明，舰船绕船体几何中心俯仰振荡时，悬停位置处桨盘离舰船甲板的距离周期变化，由于地效作用，旋翼的升力在相同频率下动态变化, 且存在一个相位滞后。与文献^[25]中的结论一致，符合直升机空气动力学规律。

4   结　论

针对高海况机舰耦合流场下，直升机着舰气动特性试验需求，设计模拟机舰耦合特性风洞实验测控系统。开展了高海况机舰耦合流场下直升机着舰气动特性研究，得到以下结论：

（1）实验结果表明，当舰船绕船体几何中心俯仰振荡时，受地效作用影响，旋翼升力在相同频率下动态变化且存在相位滞后。

（2）通过机舰耦合风洞实验直接获取数据，实验结论与现有理论和研究成果相契合，进一步验证了相关理论的正确性。

（3）该测控系统能有效模拟高海况下的机舰耦合场景，获取的数据和揭示的规律为提高直升机着舰的安全性和可靠性具有重要意义。

（4）后续研究可考虑优化实验装置，减轻舰船模型质量，提高运动模拟机构的运动频率，以更精确地模拟真实海况，为直升机着舰技术的发展提供更全面数据支撑。