艦船艦面空氣流場特性研究進展

趙 瑞，王 超，李海旭，宗 昆，嚴 昊

（1.北京理工大學 宇航學院，北京100081；2.中國船舶工業系統工程研究院，北京100094）

0 引 言

近年來隨著國家海洋意識的增強，海軍艦船裝備發展迅速。其中艦載機以航空母艦或其它艦艇為基地，執行攻擊、預警、偵查、巡邏、布雷、補給以及救護等任務，是海洋戰場上奪取和保持制空權、制海權的重要力量。由于艦船特有的起降環境，艦載機的操縱性會受到很大的影響。早在上世紀70年代，美國海軍對艦面流場環境展開研究，并在艦艇設計、直升機起降位置及安全風限圖的制定等方面開始考慮艦面空氣流場的影響[1]；NASA垂直/短距起降飛行品質小組對FF-1052級護衛艦展開風洞實驗，并對DD963艦面流場進行實船測量[2]。80年代至今，美國、加拿大、英國、澳大利亞、荷蘭、巴西等國家針對艦面空氣流場環境系統性地開展了一系列結合實船測量、風洞試驗以及數值仿真的聯合測試項目[3-11]，取得頗為豐碩的成果。90年代之后，國內開始重視艦船艦面空氣流場環境。趙維義等人[12-14]使用七孔風速探針以及粒子圖像測速技術對某型艦模進行了風洞試驗，以獲得艦面空氣流場特性。孫傳偉等人[15]對某型軍艦艦面流場進行數值模擬，采用試驗數據修正計算結果，并將計算得到的流場疊加到某無人直升機旋翼流場中。洪偉宏等人[16]對多種形式的上層建筑以及上層建筑縱向布置位置影響展開數值模擬，初步總結了上層建筑的布置位置對艉流場的影響規律。趙瑞等人[17]采用脫體渦模擬方法，研究了不同機庫門開合狀態對艉流場的影響，結果表明機庫門半開狀態下艉部渦流脈動最小，同時發現艦面上層建筑脫落渦會與艉部渦流耦合，使得渦流區范圍擴大。隨后王超等人[18]研究了主動控制技術（機庫側方吹吸氣、甲板吹吸氣以及混合吹吸氣技術）對艦船艉部大分離流場的抑制作用，探究了不同吹吸氣組合條件對艉部回流區的范圍和下洗速度的影響規律。胡濤等人[19]開展了標準艦船模型空氣艉流場風洞試驗及仿真計算工作，對比分析了國內外試驗及仿真結果，給出了飛行甲板上流場的基本分布規律。蘇大成等人[20]數值模擬了直升機/艦船耦合流場特征，結果顯示機身和尾槳對艦艉流場的主要結構影響較小。但總的來說，國內對艦船艦面空氣流場特性的研究較少，并未形成系統性的研究手段。

本文對國內外艦面空氣流場特性研究進行回顧，總結空氣流場測量的關鍵技術以及注意事項，并對影響艦船艉流場的因素進行歸納，指出需要進一步研究的方向。

1 艦面空氣流場特性

根據艦船種類，艦面空氣流場可劃分為兩類：一類是以驅逐艦、護衛艦、巡洋艦等為代表的非航母艦面空氣流場；另一類是航空母艦艦面空氣流場。由于兩類艦船上層建筑布置不同，用于艦載機起降空間也相差較大，因此兩類空氣流場對于艦載機起降性能的影響也有較大區別。

1.1 非航母艦面空氣流場

對于裝備艦載直升機的驅逐艦、護衛艦等非航母艦艇（圖1），由于上層建筑外形多為鈍體外形，相對風掠過這種上層建筑時產生陡壁體效應，在其后方形成分離區、下洗區、紊亂流區等（圖2）。對常規艦船而言，這種流場并無害處，但裝備艦載直升機后，由于鈍體結構機庫一般位于飛行甲板前方，直升機飛臨甲板時，會進入機庫后方的紊亂流場內，這種流場對直升機的影響主要體現在以下幾個方面[15，21]：（a）紊亂流動具有很大的隨機性，給機體附加了一個隨時間變化的氣動載荷，影響到機體的結構壽命；（b）強烈的紊亂流動增加了保持直升機航跡和姿態的困難程度；（c）紊亂流動增加了乘員的不舒適感；（d）紊亂流動區域為低壓區（圖2），直升機驟然進人該區域，駕駛員有直升機被吸向機庫的感覺，易造成事故；（e）直升機著艦前在艦面相對懸停時，實際上是處于前飛或側飛狀態，此時旋翼所在的環境流場中，機庫陡壁效應引起的氣流下沖分量所占的比例較大，甚至超過旋翼的垂向誘導速度。下沖氣流的不均勻分布特性會導致直升機前沖進入分離區，嚴重時造成直升機沖撞機庫的重大事故。

如上所述，由于艉流場的干擾，再加上船體自身的起伏搖擺，艦載直升機準確降落在狹小的甲板上十分困難。據相關資料介紹[21]：在非航空載艦上使用直升機，其飛行員生命危險概率約為宇航員的5倍、噴氣轟炸機飛行員的10倍、民航飛行員的54倍；另外，據美國安全中心統計：美國在實現直升機上艦過程中曾摔掉近百架飛機。

1.2 航空母艦艦面空氣流場

相對于驅逐艦、護衛艦等有限的甲板面積，航空母艦擁有大面積的飛行甲板，艦載機可在劃定的起降區域自由起降。根據搭載艦載機種類，可分為固定翼飛機航母和直升機航母（LHA，亦稱為兩棲攻擊艦，如圖3所示）。由于直升機旋翼槳葉細長柔軟，旋翼掃掠面積大，對外部空氣流場變化比固定翼飛機更為敏感。因此，對航空母艦艦面空氣流場的研究主要集中在LHA艦橋艉渦特性方面。如圖4所示，LHA在行駛過程中，艦艏及艦舷分別卷起分離渦，并與艦橋艉渦相互作用，使艦面空氣流場更為復雜。

1.3 艦面流場危害

1999年1月和8月，美國V-22魚鷹式旋翼機在甲板進行機動時出現滾轉失控的現象[22]。事故主要原因在于其所處的復雜艦面流場環境。如圖5所示，在V-22停放點的上風處，CH-46直升機在降落過程中螺旋槳的誘導流場與艦橋流場相互耦合，使得兩側旋翼分別處于上洗與下洗流場當中，從而導致滾轉操控失效。英國一艘綜合補給艦的艉部機庫和甲板設計成能夠同時容納兩架直升機的起降（圖6）。然而實際飛行試驗表明，由于艉部空氣流場作用，位于緊鄰機庫的甲板區域處于回流區，極大影響艦載機的操縱品質，使得該處甲板無法用于艦載機起降[16]。

綜上所述，惡劣的艉部空氣流場狀況將影響艦載機操縱性，甚至發生機毀人亡的重大事故。因此，開展艦面空氣流場研究，確定不同工況條件下的流場結構，是一項極具實際意義的工作。

2 國內外艦面空氣流場測量項目

2.1 國內測量項目

國內項目一：上個世紀90年代，海軍航空工程學院趙維義等人[12，21]在研究中借鑒了美國海軍NASA垂直/短距起降飛行品質研究小組所作FF-1052級護衛艦風洞試驗方案[2]，完成了某型艦模的風洞試驗、艦面流譜試驗、地面模擬試驗及實船測量等，對改型艦的空氣艉流場特性進行了系統、完整的研究。2007年，趙維義等人[13]使用PIV技術在風洞中對艦模艉流場進行重新測量，準確獲取了艉流場渦流特性。

國內項目二：南京航空航天大學顧蘊松等人[24]使用自行設計開發的七孔探針測試系統對某驅逐艦艉流場進行了海上實船測量。實測結果為驗證流場的理論計算和制定直升機安全操作規范提供了試驗依據。

2.2 國外測量項目

國外項目一：1990-1998年，在國際技術合作項目的框架下[6]，由英國國防評估研究機構、加拿大國家研究委員會宇航研究所、美國海軍空戰中心以及澳大利亞國防科學與技術組織共同開展了艦船艉部空氣流場特性研究項目。該項目增進了對艉流場的認識，并初步獲取了艉流場數據庫。圖7為加拿大國家研究委員會下屬的空氣動力學實驗室對簡化的船體模型SFS進行風洞實驗，獲取船體表面平均的壓力分布以及油流分布圖[25]。SFS試驗模型成為該項目以及其他研究機構驗證CFD程序的標準算例。

國外項目二：1982-2006年，由荷蘭國家航空航天實驗室、英國國防評估研究機構以及美國海軍航空系統司令部共同開展了直升機/艦船匹配性研究項目[27]。該項目主要以艉部流場的湍流特性、船體運動、有限的著艦區域、飛行員視野的局限性以及上述因素交互影響等五種對直升機著艦的影響因素展開研究。該項目標定直升機在各種工況下的操縱極限，并制定直升機起降安全風限圖。

國外項目三：作為國外項目二的延伸，艦載直升機上艦評估項目[29]由美國海軍空戰中心發起，海軍總負責。該項目發展了一種評估不同類型的直升機與軍艦匹配性的標準方法，包含實船測量、風洞測試、經驗分析以及數值仿真四種技術，在項目進行中，一方面檢驗各種技術的成熟度，另一方面探索四種技術的聯合測試方式。該項目計劃獲得12對直升機/艦船的起降風限圖以及12艘艦船的載機許可。圖8為其中一艘作為綜合測試的船型[29]。

國外項目四：2000年至今，美國海軍學院艉部流場測試項目由美國海軍研究所贊助，由美國海軍航空系統司令部協作完成[3]。該項目以改裝后的巡邏艇作為試驗船型（圖9），通過風洞實驗、CFD仿真以及實船測量三種技術對不同來流情況下的艉部流場進行對比分析，一方面互相驗證三種方法的可行性與準確性，尤其是CFD技術的數值仿真能力，另一方面基于大量測試數據探討直升機安全風限圖的設計方案。

國外項目五：1992年至今，巴西海軍艦船艉部流場測試項目[7]針對Inhauma護衛艦（圖10）開展了實船測量、風洞試驗以及CFD計算的研究工作，該項目的最終目的是驗證CFD技術是否能夠準確模擬艉流場環境，進而為直升機著艦提供可靠的風場數據。

綜上所述，傳統的航海發達國家如英國、荷蘭和美國已循序漸進地開展了艦船艦面空氣流場的研究工作，并制定出標準的實船測試流程，同時驗證了多種風洞試驗方案與CFD技術的仿真能力，得到了豐富的實船/風洞/CFD數據，能夠快速地映射到相同船型的流場環境，為直升機起降風限圖的制定提供了有力的支撐。

3 艦面空氣流場測量技術

結合上述國內外研究項目以及其它研究機構成果，該部分主要從風洞試驗（包含流場顯示和流場測量兩部分）、CFD數值仿真以及實船測試（同樣包含流場顯示和流場測量兩部分）三方面分析艦面空氣流場測試的關鍵技術。

3.1 風洞試驗技術

3.1.1 流場顯示技術

煙流顯示技術將艦船模型置于特殊的發煙風洞，使用攝像機錄制煙線的軌跡，國內項目一在閉口直流式煙風洞對某型艦模進行了煙流顯示試驗[21]。氦氣泡顯示技術將氦氣泡作為示蹤粒子顯示流動，也就成為最常用的流動顯示手段之一[31]。在國外項目二中，美國海軍航空系統司令部采用氦氣泡顯示技術在風洞中獲得了DD-963型驅逐艦艉部流場情況[32]，如圖11所示。油流顯示技術將帶有細微示蹤粒子的油劑均勻涂在艦船模型表面，油膜在邊界層內氣流的作用下做緩慢的粘性運動形成油流譜。該技術是一種能夠顯示分離流動及漩渦流動的非常簡便有效的手段。圖12為國外項目二中所做的油流顯示結果。

3.1.2 流場測量技術

風洞測量技術主要有多孔探針系統、熱線風速儀與PIV測試系統，詳細對比如表1所示。

表1 風洞測量技術優缺點對比Tab.1 Comparisons of wind tunnel experimental techniques

2010年，國外項目四在USNA循環風洞中對縮比為4%的YP模型進行了風洞試驗。圖13為風洞試驗模型，使用18孔全方位探針收集甲板和周邊流場的速度[35]。在國外項目一的支持下，加拿大國家研究委員會宇航研究所使用熱線風速儀對SFS2進行了風洞測量，獲取了流動平均場與湍流場信息，如圖14所示。

3.1.3 小結

（1）出于雷諾數效應以及尺寸效應的考慮，希望風洞試驗模型尺寸越大越好。但是，較大尺寸的模型會造成風洞的阻塞效應（尤其風向角較大時），因此需要綜合考慮建立合適的風洞模型，并且研究中需給出雷諾數效應、風洞阻塞效應的影響以及修正方式。

（2）模型加工精度對于結果影響較大。由于艦面上層建筑十分復雜，一般風洞試驗與CFD都要對實際模型進行簡化。這種簡化帶來的影響需要考慮。

（3）無論對于風洞模擬還是CFD仿真，壁面邊界條件對測量結果影響較大，需使用大氣邊界條件。建議在實船測量中首先測得大氣邊界中速度型分布，作為CFD與風洞模擬的邊界條件。

3.2 實船測試技術

3.2.1 流場顯示技術

煙流顯示技術通過在機庫門上方設置煙流發生裝置，通過攝像機錄制煙流軌跡從而再現流場環境。圖15為國外項目四中使用的煙流發生器。該技術是目前使用最多的實船流場顯示方法，但是煙流粒子擴散過快（約30 s），只能模擬小范圍流場狀態，并且陣風情況下，會出現類似漩渦的結構，若使用明火裝置的煙流發生裝置會存在一定的危險性。絲帶顯示技術通過在機庫后部粘貼細長、輕質的絲帶顯示流場環境，如圖16所示。存在的問題是對來流條件要求嚴格，風速過低使得絲帶無法正常飄起；來流偏角過大，導致絲帶雜亂不具有重復性。氣泡追蹤技術將商用氣泡發生器固定在機庫上方，通過攝像機錄制氣泡運動，該技術的優勢是能夠顯示更廣的流場空間以及來流速度范圍。目前對于該技術的改進之處主要有如何提高氣泡的分辨率（給氣泡添加顏色等）以及增強氣泡對鹽分、濕度的耐受性。

3.2.2 流場測量技術

實船測量技術主要有探針系統、三軸風速儀與超聲波風速儀，詳細對比如表2所示。

表2 實船測量方法優缺點Tab.2 Comparisons of fight measurement techniques

國內項目二中使用自行研制的七孔探針（圖17）系統對某型導彈驅逐艦進行實船測量。由于七孔探針測量的是平均速度，因此在回流區之外的流場有比較好的測試結果，能滿足直升飛機安全起降所需的風限圖測量的要求。但是在回流區內，無法準確測得流場速度分布。在國外項目二的支持下，美國海軍使用SAMS系統對8型船進行了實船測量[36]，該系統在30英尺的立柱上安裝3個不同方向的Gill UVW三分量風速儀（如圖18所示），同時在立柱內置吹風機保證壓力始終為正。在每一來流工況下，讀取5分鐘的風場數據，然后移到下一測點，等測完所有測點后，進入下一個工況（風向角）。每個工況測試時間約為75分鐘。SAMS系統不光測量風速，還記錄艦船的航行速度以及風向角。通過對測量數據進行處理，獲取流動速度的時均值以及各測點的湍流頻譜密度，作為直升機飛行模擬器的輸入參數。

在國外項目一支持下，1994年，英國使用三軸風速儀對Type23護衛艦（圖19）進行實船測量，測點位置如圖20所示。測試工況包括0°、45°和90°三種。由于三軸風速儀內在慣性的影響，對于湍流場的測量并不準確，隨后改用超聲波風速儀進行了測量。在測量過程中同時記錄了船的角位移、加速度和速度。

在國外項目三的支持下，美國海軍使用超聲波風速儀（R.M.Young ultrasonic anemometer）對USS Peleliu航母進行測量（圖8，圖21）。四個超聲波風速儀分別安裝在20英尺高的立柱頂端，用于獲得實時的流場信息。

3.2.3其它流場測量技術

無論是使用探針系統還是超聲波風速儀，測量儀器（如立柱、支架）不可避免地對艉部流場環境產生干擾，而且無法同時測量整個流場環境。在國外項目一和二的支持下，美國海軍航空系統司令部發展和試驗了一種艦載航空激光測量湍流系統（SALTS）。該系統通過在甲板及機庫上安裝三個協作激光發射器進行掃描甲板上方及飛行器路徑，從而獲取整個流場信息（如圖22所示）。

3.2.4 小結

（1）實船測量前，使用風洞試驗/CFD模擬獲得大致的流場結構與范圍，用于布置風速儀的安裝位置。

（2）測試環境應有足夠的自然風場環境，保證有風向角下具有足夠的數據采集時間。

（3）來流風場信息應實時傳遞駕駛室，盡量保證在數據采集期間來流工況不變。

（4）目前成熟的實船風場測試技術主要是三軸風速儀以及超聲波風速儀系統。由于三軸風速儀存在慣性以及響應頻率過低的缺點，無法獲得準確的湍流場信息。

（5）SALTS測試系統有著無可比擬的優勢，應用前景十分廣泛，亟需進一步深入研究。

3.3 CFD仿真技術

前文提及的七個國外項目都不同程度地提及CFD技術在艦面空氣流場研究中的重要性?？梢灶A測到，隨著CFD技術的發展，未來艦船艦面空氣流場以及艦船/艦載機干擾流場的研究主要依賴于CFD技術，而有限的風洞試驗與實船測量結果也將僅作為CFD計算結果的考核數據?；诶字Z平均方程（Reynolds Averaged Navier-Stokes Equations,RANS）的湍流模型、大渦模擬方法（Large Eddy Simulation,LES）以及結合兩者優勢的混合方法（RANS/LES Hybrid Method）成為目前模擬艦船湍流流動問題最為實際可行的方法。

RANS方法是將湍流脈動的所有細節信息使用模型進行?；?，忽略流場的非定常特性，得出平均的流場信息，計算效率最高。Reddy等人[38]和Wakefield等人[39]分別對最簡單的SFS外形（圖7）進行了定常模擬。與試驗結果相比，雖然定常的CFD計算能夠捕捉到主要的流動結構，但預測的艉部回流區尺寸仍有差別。

LES方法是將大于濾波尺度的湍流脈動進行直接求解，而小于濾波尺度的湍流脈動細節使用模型進行?；Ｓ嬎憔W格的尺度一般要與湍流慣性子區的尺寸一致，因此網格數量巨大，計算代價最高；在國外項目三的支持下，Polsky等人[5，40]使用單調集成大渦模擬方法MILES（Monotone Integrated Large-Eddy Simulation）對SFS（圖7）、LHA-2（圖4）等船形進行數值模擬，計算結果與風洞試驗和實測數據吻合較好。在國外項目四的支持下，Snyder等人[3]同樣使用MILES方法對USNA YP（圖9）艉流場進行數值模擬，取得較好的結果，如圖23所示。

RANS/LES混合方法將壁面附近各向異性的湍流脈動結構使用RANS進行?；?，在流動分離區域使用LES直接求解，兼顧了計算精度與計算效率。Forrest等人[41]使用脫體渦模擬方法（Detached Eddy Simulation,DES）對SFS2（圖14）、Type23（圖19）兩種船型進行數值模擬，通過與Type23的實測結果進行對比，指出在CFD計算中引入大氣邊界層進口邊界條件的重要性。圖24為Type23船型時均流場與瞬時流場結果，可以看到DES方法能夠準確地捕捉艦面流場結構。

4 艦面空氣流場影響因素

4.1 馬赫數與雷諾數

風洞試驗時必須考慮相似性的問題，在對應時刻、對應點上的物理量成比例的兩個流場稱為力學相似流場；在相似流動中，指定的具有代表性的物理量稱為特征物理量；任一物理量與其特征量之比稱為無因次量。對于無因次量進行相應推導又可以得到若干無因次參數：雷諾數（Re）、傅汝德數（Fr）、斯特羅哈爾數（St）和馬赫數（Ma），這些無因次參數是決定流動相似的重要條件，故通常稱它們為相似準數。艉部空氣流場研究的重點在于艦面及周邊一定區域內的湍流速度場與壓力場變化對艦載機的氣動影響問題，主要與馬赫數與雷諾數有關。

雷諾數（Re）表征流體運動的慣性力與粘性力之比。Re改變時，粘性流動的性質也會發生改變。對于分離區來說，不同Re數下的分離點、再附點位置各不相同，渦結構脫落的頻率也會發生改變。對于艦船艉部流場，由于分離點固定在機庫后緣，一般認為回流區結構隨雷諾數變化不大，只是再附點和渦核位置稍有差別[9]，如圖26所示。

4.2 其他影響因素

一般來說，風向角越大，機庫背風面的渦流區范圍越大，湍流度增加，流場品質變差，如圖27所示。

機庫門的開閉狀態（如圖28所示）對艦船艉部空氣流場有較大的影響，在制定風限圖時必須指明機庫門的開閉狀態。風洞試驗初步表明，打開機庫門后，機庫后部氣流的下沖分量加大，因此惡化了直升機的“前沖”現象。同時，艦船艉部回流區渦核位置移向機庫，回流區范圍變小，如圖29、圖30所示[13]。另外機庫門的開閉狀態主要對于直升機旋翼擾流的影響較大，需要進一步的研究。

如圖31所示，在實際航行過程中，由于海浪作用，船體有一定的縱搖與橫搖運動。船體運動對于艦船艉部空氣流場有兩方面的作用：一方面使固連的風速傳感器進行剛體運動，需要在實測數據中剔除這部分擾動速度；另一方面，船體運動會造成艉部流動結構改變，船體運動頻率與艉部渦脫落頻率之間的耦合效應需要進一步研究。

5 結 論

艦船艦面空氣流場研究對直升機艦上安全起降有重要的意義，是機—艦動態配合研究的重要組成部分。該方向的研究一方面將促進我國艦載直升機的應用與發展，另一方面將指導艦艇上層建筑的合理設計和布置。通過對國內外典型的艦面空氣流場測量項目進行分析總結，艦面空氣流場研究是一項巨大且復雜的系統工程，涵蓋了風洞試驗、實船測量以及CFD仿真三項技術。具體來說：

（1）風洞試驗有如下優點：a.能比較準確地控制試驗條件，如氣流的速度、壓力、溫度等。b.試驗在室內進行，受氣候條件和時間的影響小，模型和測試儀器的安裝、操作、使用比較方便；c.相比實船測量，風洞試驗比較安全，而且效率高、成本低。存在的主要問題是模型縮比造成的流場相似性問題。在艦面空氣流場協同測量項目中，風洞試驗結果常作為驗證CFD計算的考核數據。

（2）實船測量能夠獲得真實流場信息，但存在來流條件不可控、流場信息過少、安全性、成本高等問題，是三種測試手段中最為復雜、代價最大的方法。在實船測量過程中，需要考慮船體運動、艦載電磁設備等多種因素對測試儀器的干擾。

（3）CFD技術具有成本低、效率高、流場信息豐富且可模擬各種不同工況等獨特優點，故其逐漸成為艦面空氣流場分析的重要手段，但CFD計算結果受到計算格式、物理模型以及網格因素的影響，存在計算精度可信度的問題。需要以風洞試驗或實船測試結果為基礎，盡量消除上述因素對計算精度的影響。