非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)化建模

李海旭，王金玲

(1.中國(guó)船舶集團(tuán)有限公司 系統(tǒng)工程研究院，北京 100094；2.清華大學(xué) 網(wǎng)絡(luò)科學(xué)與網(wǎng)絡(luò)空間研究院，北京 100084)

0 引言

艦載機(jī)起降作業(yè)難度和危險(xiǎn)系數(shù)遠(yuǎn)高于陸基起降作業(yè)，被喻為“刀尖上的舞蹈”，主要原因有三方面：一是艦船提供的起降平臺(tái)尺寸很小，二是平臺(tái)處于六自由度運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，三是艦船具有復(fù)雜的空氣流場(chǎng)[1]。其中空氣流場(chǎng)對(duì)艦載機(jī)起降的影響最復(fù)雜，其數(shù)學(xué)建模和力學(xué)建模過(guò)程均涉及多方面動(dòng)態(tài)耦合要素，所涉及的渦流問(wèn)題也是研究領(lǐng)域目前的難題。

艦船空氣流場(chǎng)對(duì)艦載機(jī)起降的影響問(wèn)題，解決思路主要有三類(lèi)：一是通過(guò)大量的試飛和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證每種工況條件下的空氣流場(chǎng)是否滿(mǎn)足起降要求，從而建立可用的起降工況圖譜[2]；二是通過(guò)CFD 模擬艦船空氣流場(chǎng)，定量分析流場(chǎng)對(duì)艦載機(jī)的影響[3]；三是分析空氣流場(chǎng)的組成，通過(guò)數(shù)學(xué)模型建立流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)化表達(dá)。直通甲板艦船的空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)被稱(chēng)作“公雞尾流”，其結(jié)構(gòu)化建模問(wèn)題已于1980 年代得到解決，而非直通甲板艦船的空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)形式更為復(fù)雜，近年來(lái)雖通過(guò)數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗(yàn)或?qū)嵈瑴y(cè)量等方法開(kāi)展了研究，但其結(jié)構(gòu)化建模問(wèn)題一直未能得到解決。

本文的研究目的是探索非直通甲板艦船的空氣流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)化建模方法，通過(guò)對(duì)其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)形成機(jī)理進(jìn)行分析，進(jìn)而采用流場(chǎng)特性頻域分析和數(shù)據(jù)擬合方法，解析流場(chǎng)的穩(wěn)態(tài)、周期和隨機(jī)分量，并對(duì)初步得到的結(jié)構(gòu)化模型進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

1 艦船空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)化建模必要性

通過(guò)試飛和風(fēng)洞試驗(yàn)直接驗(yàn)證每種工況條件下的空氣流場(chǎng)是否滿(mǎn)足起降要求，實(shí)際上是繞開(kāi)了對(duì)艦船空氣流場(chǎng)自身結(jié)構(gòu)問(wèn)題的研究，來(lái)直接驗(yàn)證艦載機(jī)和艦船的配合特性。該方法在過(guò)去60 多年時(shí)間里在不同國(guó)家得到了廣泛的應(yīng)用。但該方法耗時(shí)、耗力、危險(xiǎn)系數(shù)高，并且無(wú)法得到更進(jìn)一步的定量流場(chǎng)。

流體力學(xué)仿真建模，是對(duì)空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行直接定量模擬，具有成本小、風(fēng)險(xiǎn)低、周期短等優(yōu)勢(shì)[4]。20 世紀(jì)70 年代中期，美國(guó)海軍提出了“人在回路”模擬器概念，來(lái)定量和定性評(píng)估流場(chǎng)對(duì)艦載機(jī)的影響[5]。隨后，英國(guó)、加拿大、澳大利亞[6-7]等國(guó)均開(kāi)始致力于機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合（ship-helicopter dynamic interface）仿真研究，荷蘭也開(kāi)發(fā)了SHOL-X 仿真軟件來(lái)定量模擬艦船空氣流場(chǎng)以及分析對(duì)艦載機(jī)起降的影響。

機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合仿真中，雖然直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型已經(jīng)相對(duì)成熟，但艦船空氣流場(chǎng)模型精度的不足嚴(yán)重限制了機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合仿真模擬器在機(jī)-艦動(dòng)態(tài)飛行訓(xùn)練和測(cè)試中的應(yīng)用[6]。為了得到更精確的艦船空氣流場(chǎng)模型，相關(guān)專(zhuān)家一方面不斷優(yōu)化流場(chǎng)仿真方法，另一方面利用實(shí)船測(cè)量、風(fēng)洞試驗(yàn)不斷修正艦船空氣流場(chǎng)仿真模型。流體力學(xué)仿真建模需要建立網(wǎng)格進(jìn)行求解計(jì)算，不能作為數(shù)學(xué)模型直接應(yīng)用于機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合實(shí)時(shí)仿真[8]。

艦船空氣流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)化建模，則是對(duì)艦船空氣流場(chǎng)的產(chǎn)生機(jī)理、基本結(jié)構(gòu)、組成和強(qiáng)度等進(jìn)行分析，并建立數(shù)學(xué)模型。該方法不僅進(jìn)一步剖析了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)本身，也有助于深入分析流場(chǎng)對(duì)直升機(jī)起降的影響機(jī)理，同時(shí)在各類(lèi)機(jī)-艦動(dòng)態(tài)建模分析中可以作為定量數(shù)學(xué)模型參與建模分析。工程上一般根據(jù)甲板類(lèi)型把艦船分為直通甲板艦船和非直通甲板艦船進(jìn)行研究，其中直通甲板艦船更多的是研究艦船后方的空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)；非直通甲板艦船則更多研究的是艦船尾部、飛行甲板上方的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

2 艦船空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)化建?，F(xiàn)狀

2.1 直通型甲板艦船的空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)化建模

直通型甲板艦船的空氣流場(chǎng)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)化建模。MIL-F-8785C 軍用規(guī)范將直通型甲板艦船后方的氣流擾動(dòng)視作隨機(jī)自由大氣湍流（u1、v1、w1）、穩(wěn)態(tài)空氣尾流（u2、w2）、周期性空氣尾流（u3、w3）、隨機(jī)尾流（u4、v4、w4）四種分量成分的合成，并對(duì)其進(jìn)行了定量描述，規(guī)定用此檢驗(yàn)飛機(jī)在氣流擾動(dòng)下的著艦性能。甲板風(fēng)的水平尾流ug、橫向尾流vg、垂向尾流wg可按式（1）計(jì)算：

其中：穩(wěn)態(tài)空氣尾流是艦尾流大氣擾動(dòng)的主要組成部分，由甲板風(fēng)與艦船結(jié)構(gòu)決定；周期性尾流由船體縱搖運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生，隨艦船縱搖頻率、縱揺幅值、甲板上的風(fēng)環(huán)境及離艦距離而變化；自由大氣湍流特性是大氣自身特性，與飛機(jī)相對(duì)于艦船的位置無(wú)關(guān)；隨機(jī)尾流特性由特定形式的白噪聲經(jīng)成形濾波器后得到。

直通甲板艦船的穩(wěn)態(tài)空氣尾流，呈現(xiàn)先下洗再上升的特點(diǎn)，也被稱(chēng)作“公雞尾流”（如圖1 所示）。

基于大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立的美國(guó)號(hào)航母 CVA 穩(wěn)態(tài)空氣尾流如圖2 所示。

圖2 CVA 艦穩(wěn)態(tài)尾流分布Fig.2 Steady wake of CVA

2.2 非直通型甲板艦船的空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)化建模進(jìn)展

非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)模型的研究可以追溯到20 世紀(jì)70 年代。1977 年Fortenbaugh[9]最早基于1∶50 的FF-1052 護(hù)衛(wèi)艦?zāi)Ｐ偷腂oeing-Vertol 風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)構(gòu)建了以平均流疊加通過(guò)微分方程定義的隨機(jī)流場(chǎng)的兩分量空氣流場(chǎng)模型。1978 年Nave[10]在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了版本更新，利用一階濾波和隨機(jī)數(shù)插值法構(gòu)建隨機(jī)分量，得到了與風(fēng)洞試驗(yàn)譜吻合良好的結(jié)果。1978～1979 年，F(xiàn)ortenbaugh[11]通過(guò)使用Nave 推薦的一階濾波白噪聲代替原始隨機(jī)分量中的二階噪聲，并將其拓展應(yīng)用于DD-963 驅(qū)逐艦，明顯提高了模型的精度并降低了其復(fù)雜性。1983 年，Hanson[12]進(jìn)一步將Nave 的隨機(jī)數(shù)插值方案修改合并到Fortenbaugh 的DD-963 空氣流場(chǎng)模型中，但飛行員在模擬器中體驗(yàn)后認(rèn)為此改進(jìn)的DD-963 空氣流場(chǎng)模型湍流水平過(guò)高，需要將速度總方差減少60%～70%后才能與實(shí)際情況吻合。1994 年，澳大利亞的Erm[13]再次對(duì)上述模型進(jìn)行了修訂，利用自回歸方程定義湍流分量，并引入加權(quán)方式進(jìn)行計(jì)算，此模型被應(yīng)用于SH-60/FFG-7 機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合仿真程序中，但與實(shí)船試驗(yàn)結(jié)果相比仍存在明顯差異。

2006 年～2012 年期間，佛羅里達(dá)大西洋大學(xué)的Gaokar 和Mohan[14-21]等致力于非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)模型研究，并提出了一種從流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(kù)中提取尾流自相關(guān)和自譜以及互相關(guān)和互譜的解釋型模型框架的方法，所提取的模型非常適合于白噪聲驅(qū)動(dòng)的整形濾波器的設(shè)計(jì)，但由于模型框架是基于經(jīng)典湍流理論構(gòu)建的，同時(shí)其未解決互譜相位問(wèn)題，因此在某些情況下無(wú)法捕獲自譜的峰值。

綜合來(lái)說(shuō)，目前非直通甲板艦船尚未建立類(lèi)似直通甲板艦船的標(biāo)準(zhǔn)化空氣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)模型。本文擬從非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)形成機(jī)理出發(fā)，對(duì)此進(jìn)行探索研究。

3 非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)形成機(jī)理

已有的研究表明，艦船空氣流場(chǎng)具有不穩(wěn)定性、大分離區(qū)域特性和低速性，其是隨時(shí)間和空間發(fā)生變化的[22]、存在大量擬序結(jié)構(gòu)的復(fù)雜三維湍流，其中穩(wěn)態(tài)分量由甲板風(fēng)風(fēng)向角和艦船結(jié)構(gòu)共同決定，是其主要組成部分。非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)穩(wěn)態(tài)特性的形成機(jī)理在文獻(xiàn)[23] 中已有詳細(xì)分析，前期的研究表明，艦船空氣尾流場(chǎng)中有兩種類(lèi)型的分離，一種由于黏性，一種由于障礙物的尖角。前者與流動(dòng)的雷諾數(shù)緊密相關(guān)，而后者純粹是一種無(wú)黏性現(xiàn)象，與雷諾數(shù)沒(méi)有關(guān)系，但這兩種分離都產(chǎn)生自由渦。在艦船空氣尾流場(chǎng)中，只在艦船表面的近壁區(qū)域內(nèi)是由黏性作用產(chǎn)生的分離占主導(dǎo)地位，其他位置的分離主要屬于后者[24]。艦船空氣尾流場(chǎng)是關(guān)于雷諾數(shù)獨(dú)立的，因此推測(cè)對(duì)于同一風(fēng)向角只需要計(jì)算一個(gè)風(fēng)速即可，其他風(fēng)速的結(jié)果可通過(guò)比例縮放得到，這一現(xiàn)象被稱(chēng)為雷諾數(shù)獨(dú)立性或雷諾自準(zhǔn)準(zhǔn)則。

本文針對(duì)瞬態(tài)流場(chǎng)的建模采用頻譜分析結(jié)合流場(chǎng)結(jié)構(gòu)機(jī)理進(jìn)行分析，在對(duì)空氣流場(chǎng)渦流結(jié)構(gòu)和組成進(jìn)行分析的基礎(chǔ)上，通過(guò)隨機(jī)取樣頻域譜分析，解析其穩(wěn)態(tài)分量和周期性分量。對(duì)非直通甲板艦船時(shí)域流場(chǎng)（圖3）開(kāi)展頻譜分析，通過(guò)傅里葉變換得到三向速度的頻譜曲線（圖4）。文中所有速度均為基于甲板風(fēng)速的無(wú)量綱化速度，黑色曲線為通過(guò)傅里葉變換得到的三向速度頻譜曲線，紅色曲線是基于頻譜曲線進(jìn)行了函數(shù)擬合。選擇瞬態(tài)流場(chǎng)主頻率fmax、信號(hào)峰值A(chǔ)max、帶寬B以及噪聲能量En四個(gè)特征值開(kāi)展分析，頻譜特性如圖5 所示。

圖3 三向速度時(shí)域曲線Fig.3 Temporal histories of three velocity components

圖4 三向速度頻域曲線Fig.4 Frequency speatra of three velocity components

圖5 頻譜特性Fig.5 Spectral characteristics

結(jié)合頻譜曲線及頻譜特性，發(fā)現(xiàn)：三向速度頻譜均呈低通濾波器特征，縱向速度是由主流速度決定的，與分離渦脫落周期相符，其主頻處于0.2～0.5 Hz之間；橫向與垂向速度的主頻處于0.4～0.7 Hz 之間，與圖6（圖中p、q、r為船體坐標(biāo)系中的橫搖、縱搖、艏搖角速度分量，單位rad/s）中船體縱橫搖頻率相符，因此判斷橫向和垂向速度波動(dòng)是由船體運(yùn)動(dòng)引起的，并定義此部分流場(chǎng)為周期分量。噪聲能量的特點(diǎn)是在較大范圍的頻譜上能量是均勻分布的。觀察頻譜曲線及噪聲能量分布發(fā)現(xiàn)，噪聲能量與空間位置和速度方向無(wú)關(guān)，其大小為0.05 左右，因此判斷噪聲可能主要是由大氣湍流和其他環(huán)境擾動(dòng)產(chǎn)生的，并定義為隨機(jī)分量。綜上所述，非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)由穩(wěn)態(tài)分量和瞬態(tài)分量構(gòu)成，瞬態(tài)分量又可分解為周期分量和隨機(jī)分量?jī)刹糠郑曳€(wěn)態(tài)分量為流場(chǎng)的主導(dǎo)成分。

圖6 船體運(yùn)動(dòng)特性Fig.6 Ship motion charateristics

4 非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)建模

本節(jié)進(jìn)一步通過(guò)數(shù)據(jù)擬合方法，構(gòu)建非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)分量模型，對(duì)非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)Vairwake的三部分，即穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)Vst、周期流場(chǎng)Vp、隨機(jī)流場(chǎng)Vr，分別進(jìn)行研究。

4.1 穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)建模與驗(yàn)證

穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)Vst（三向速度分量為U、V、W）由甲板風(fēng)和艦船結(jié)構(gòu)決定，可表示為：

式中：Vst為穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)速度矢量，m/s；Γ為與船型有關(guān)的參數(shù)；x、y、z為船體坐標(biāo)系中空間坐標(biāo)，m。

特定甲板風(fēng)工況與特定船型組合下的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)可簡(jiǎn)化為：

根據(jù)式（3），穩(wěn)態(tài)模型轉(zhuǎn)化為三向速度隨空間坐標(biāo)變化的函數(shù)問(wèn)題。但在物理上，流場(chǎng)的分布是由船體結(jié)構(gòu)和甲板風(fēng)決定的，三維流場(chǎng)可視為二維流場(chǎng)的疊加，屬于二次超曲面，故穩(wěn)態(tài)模型進(jìn)一步簡(jiǎn)化為二維曲面擬合的問(wèn)題，即：

其中，（a0，a1，a2，···，a9）是二次曲面中的10 個(gè)未知量。

利用最小二乘法對(duì)穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)進(jìn)行二次曲面擬合的參數(shù)優(yōu)化，以擬合值和實(shí)測(cè)值的差方和作為優(yōu)化指標(biāo)：

式中：J為優(yōu)化函數(shù)；為i測(cè)點(diǎn)的速度擬合值；Vst,i為i測(cè)點(diǎn)的速度測(cè)量值。

對(duì)式（5）中的各項(xiàng)系數(shù)求導(dǎo)即可得到（a0，a1，a2，···，a9）的系數(shù)矩陣M。

基于建立的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)模型仿真得到的流場(chǎng)速度與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比見(jiàn)圖7。結(jié)果顯示，模型仿真速度與實(shí)測(cè)速度變化趨勢(shì)相同，模型仿真平均誤差為11.11%，速度標(biāo)準(zhǔn)差為0.10，證明了穩(wěn)態(tài)模型的有效性。

圖7 三向速度云圖對(duì)比Fig.7 Measured and modelled velocity contours

圖8 給出了0°風(fēng)向角下艦船中縱面及理想著艦點(diǎn)所在橫向截面上的流線分布。直升機(jī)進(jìn)場(chǎng)著艦過(guò)程中在甲板上方始終受下洗氣流影響，結(jié)合圖9（類(lèi)比圖2 給出的非直通甲板艦載直升機(jī)進(jìn)場(chǎng)路徑上的流場(chǎng)分布）可以看到：直升機(jī)進(jìn)場(chǎng)過(guò)程中，隨著距離機(jī)庫(kù)后壁越近，縱向速度越來(lái)越??；在距離機(jī)庫(kù)后壁小于6 m 的范圍內(nèi)變?yōu)榉戳鳎粰M向速度由正（左舷風(fēng)）變?yōu)樨?fù)（右舷風(fēng)），且右舷風(fēng)速隨著距機(jī)庫(kù)后壁距離縮短而增大；進(jìn)場(chǎng)過(guò)程中始終受下洗氣流影響，下洗速度先增大后減小。

圖8 0°風(fēng)向角流線分布Fig.8 Streamline distribution when WOD=0°

圖9 0°風(fēng)向角直升機(jī)進(jìn)場(chǎng)路徑上三向速度分布Fig.9 Velocity profiles induced by an approaching helicopter when WOD=0°

4.2 周期流場(chǎng)建模與驗(yàn)證

周期流場(chǎng)為Vp（三向速度分量為up、vp、wp），設(shè)計(jì)模型如式（8）所示：

式中：p、q、r為船體坐標(biāo)系中的角速度分量（橫搖、縱搖、艏搖），rad/s；t為時(shí)間，s。

特定縱橫搖狀態(tài)下的周期流場(chǎng)可簡(jiǎn)化為：

計(jì)算周期流場(chǎng)三向分量的主頻和帶寬的平均值，作為周期速度三向分量的固有頻率和帶寬，則時(shí)域場(chǎng)中的周期流場(chǎng)模型的構(gòu)建轉(zhuǎn)化為頻域中求解頻譜特征與空間的關(guān)系。周期流場(chǎng)的功率譜可以由單位白噪聲通過(guò)成型濾波器生成：

式中：Sp(jω) 為周期流場(chǎng)速度頻域值；j代表復(fù)數(shù)；ω為角頻率，rad/s；Gp(jω)為周期流場(chǎng)濾波函數(shù)；Amax為周期流場(chǎng)信號(hào)峰值；Swn(jω)為單位白噪聲。進(jìn)而，周期流場(chǎng)可表達(dá)為：

式中，F(xiàn)-1[ ]為反傅里葉變換函數(shù)。

由于信號(hào)峰值、噪聲能量及帶寬與空間位置無(wú)關(guān)，因此，周期分量的建模進(jìn)一步轉(zhuǎn)化為周期分量信號(hào)峰值的建模問(wèn)題：

三向速度周期分量信號(hào)峰值分布如圖10 所示，屬于三次超曲面。故周期分量信號(hào)峰值模型進(jìn)一步簡(jiǎn)化為三維曲面擬合的問(wèn)題，即：

圖10 三向速度周期分量信號(hào)峰值分布Fig.10 Spatial amplitude distribution of three periodic velocity components

基于空間位置的頻譜信號(hào)峰值模型，運(yùn)用最小二乘法優(yōu)化模型參數(shù)，即可得到系數(shù)矩陣的結(jié)果。

根據(jù)周期分量的主頻fmax和帶寬B進(jìn)行切比雪夫I 型低通濾波器設(shè)計(jì)，并對(duì)經(jīng)信號(hào)幅值擴(kuò)大后的白噪聲信號(hào)進(jìn)行濾波，得到周期頻域特性如圖11（a）所示，利用傅里葉變換進(jìn)行頻域-時(shí)域轉(zhuǎn)換得到如圖11（b）所示的時(shí)域仿真結(jié)果。

圖11 周期流場(chǎng)模型仿真結(jié)果Fig.11 Simulation results of periodic airwake model

根據(jù)周期流場(chǎng)模型仿真得到的速度頻域和時(shí)域特性與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比如圖12 所示。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，基于模型仿真得到的周期信號(hào)與實(shí)測(cè)結(jié)果存在一定的差距。這是因?yàn)閷?shí)測(cè)信號(hào)中除周期分量外還包含隨機(jī)分量，故兩種方式得到的頻譜變化規(guī)律相同但幅值上略有差異。

圖12 周期分量模型仿真與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比Fig.12 Comparison between simulation and experiment of periodic component

4.3 隨機(jī)流場(chǎng)建模與驗(yàn)證

隨機(jī)分量為Vr（三向速度分量為ur、vr、wr），設(shè)計(jì)模型如式（14）所示：

與周期分量的建模過(guò)程相似，隨機(jī)流場(chǎng)的功率譜可以單位白噪聲通過(guò)成型濾波器生成：

式中：Sr(jω)為隨機(jī)流場(chǎng)速度頻域值；Gr(jω)為隨機(jī)流場(chǎng)濾波函數(shù)；En為隨機(jī)流場(chǎng)信號(hào)峰值（噪聲能量幅值）。

進(jìn)而，隨機(jī)分量可表達(dá)為：

利用此濾波器對(duì)經(jīng)噪聲能量幅值擴(kuò)大后的白噪聲信號(hào)進(jìn)行濾波，得到隨機(jī)流場(chǎng)頻域特性如圖13（a）所示。利用傅里葉變換進(jìn)行頻域-時(shí)域轉(zhuǎn)換得到如圖13（b）所示的時(shí)域仿真結(jié)果。隨機(jī)分量在頻域和時(shí)域上的幅值均很小，且在頻譜上均勻分布。

圖13 模型仿真得到的隨機(jī)分量的頻譜和時(shí)域結(jié)果Fig.13 Time history and the corresponding frequency spectrum of the simulated random components

將隨機(jī)模型和周期模型進(jìn)行疊加后，與實(shí)測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比（圖14），結(jié)果顯示，論文中建立的瞬態(tài)流場(chǎng)模型與實(shí)測(cè)結(jié)果吻合良好。

圖14 周期和隨機(jī)疊加模型仿真與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比Fig.14 Comparison between simulation and experiment for periodic and random components

5 結(jié)構(gòu)化模型的綜合分析與驗(yàn)證

通過(guò)第4.1～4.3 節(jié)的研究得到了非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)的穩(wěn)態(tài)分量Vst、周期流場(chǎng)Vp和隨機(jī)流場(chǎng)Vr，對(duì)Vairwake=Vst+Vp+Vr進(jìn)行仿真，得到圖15 所示的結(jié)果。與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比可發(fā)現(xiàn)，論文構(gòu)建的流場(chǎng)模型可以較準(zhǔn)確地模擬實(shí)測(cè)速度，兩者時(shí)域和頻譜吻合度均校好，證明了模型的有效性。

圖15 模型仿真與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比Fig.15 Comparison between simulation and experiment

6 結(jié) 束 語(yǔ)

本文以非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)為研究對(duì)象，通過(guò)對(duì)流場(chǎng)特性進(jìn)行頻譜分析，解析了流場(chǎng)的形成機(jī)理，將其分解為穩(wěn)態(tài)、周期量和隨機(jī)分量，并成功構(gòu)建了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)模型，仿真結(jié)果驗(yàn)證了模型的有效性。

穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)、周期流場(chǎng)和隨機(jī)流場(chǎng)模型的成功構(gòu)建，充分證明了穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)是非直通甲板艦船空氣流場(chǎng)的主要組成部分，其是由甲板風(fēng)與艦船結(jié)構(gòu)決定的；周期流場(chǎng)是由艦船運(yùn)動(dòng)形成的，隨船體的運(yùn)動(dòng)頻率、大小及空間位置而變化；隨機(jī)流場(chǎng)是由大氣湍流及其他環(huán)境擾動(dòng)引起的，可由白噪聲經(jīng)過(guò)濾波生成。

目前的空氣流場(chǎng)模型是基于甲板0°風(fēng)向角開(kāi)展的建模，后續(xù)可針對(duì)0°～360°風(fēng)向角范圍內(nèi)的模型進(jìn)行進(jìn)一步分析，探索包含甲板風(fēng)風(fēng)向角和艦船運(yùn)動(dòng)參數(shù)的建模研究。

通過(guò)疊加三種分量得到的空氣流場(chǎng)避免了耗時(shí)耗力的實(shí)船測(cè)量試驗(yàn)，彌補(bǔ)了CFD 仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)無(wú)法涵蓋真實(shí)環(huán)境影響的不足。本文非直通甲板艦船結(jié)構(gòu)化空氣流場(chǎng)模型的成功構(gòu)建，為研究直升機(jī)在非直通甲板艦船的起降安全提供了新的途徑，有助于大幅減少機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合試驗(yàn)的工作量，有望使機(jī)-艦組合風(fēng)限圖的制定更加高效，同時(shí)也為開(kāi)展機(jī)-艦動(dòng)態(tài)配合實(shí)時(shí)仿真研究奠定了基礎(chǔ)，對(duì)提高直升機(jī)的起降安全性和機(jī)-艦適配性能有指導(dǎo)意義。