直升機“沙盲”現象研究進展

張衛國，譚劍鋒，劉亞奎，楊仕鵬，王暢

1.中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

2.南京工業大學 機械與動力工程學院，南京 211816

0 引言

當直升機在含有大量沙塵等離散相顆粒的干燥環境中貼地飛行時，沙塵等顆粒被旋翼下洗流卷起，在直升機周圍形成嚴重阻礙飛行員視線的沙云，產生直升機“沙盲（Brownout）”現象。各種布局形式的直升機均會產生“沙盲”現象。不同型號直升機形成的沙云有所不同，同型號的直升機在不同飛行姿態下形成的沙云也可能存在差異。沙云通常整體包裹直升機或環繞直升機分布（圖1），嚴重威脅直升機飛行安全：1）彌漫于直升機周圍的旋轉沙云使飛行員無法準確判斷直升機飛行姿態甚至產生錯覺，極易采取錯誤的“糾正飛行狀態”操作，誘發事故；2）沙云使飛行員無法有效收集地表實景信息，難以有效完成預定任務；3）沙粒磨損旋翼槳葉，堵塞發動機濾清器，嚴重降低直升機核心部件的使用壽命；4）揚起的沙塵會侵蝕機載航電設備，并與槳葉高速摩擦形成干擾電磁場，影響航電設備正常工作。

圖1 V-22“魚鷹”傾轉旋翼機“沙盲”現象Fig.1 The brownout phenomenon of V-22 Osprey tiltrotor

“沙盲”作戰環境是美軍直升機作戰（尤其是兩棲作戰或特種作戰）的常規環境，是造成直升機損毀的重要風險因素。美國國防部航空安全技術報告指出：由“沙盲”導致的低能見度環境（Degraded Visual Environments,DVEs）引發了近乎半數的空軍直升機墜機事故，同時也是美國陸軍直升機損毀的主要因素[1]。伊拉克戰爭和阿富汗戰爭期間，美軍直升機飛行事故中約75%由“沙盲”導致[2]，如圖2所示。美國國防部直升機生存力研究報告指出：在“伊拉克自由行動”（Operation Iraqi Freedom,OIF）和“持久自由行動”（Operation Enduring Freedom,OEF）中，若包含由“沙盲”引發的直升機撞擊障礙物（如電線桿等）事故，則“沙盲”導致的直升機損毀數約占總損毀數的37%，導致的死亡人數約占總死亡人數的49%[3]，直接經濟損失達1 億美元/年[4]。

圖2 “沙盲”現象引發事故統計Fig.2 Statistic on accidents caused by brownout

2001—2008 年，由“沙盲”引發的事故導致美軍損失了20 架直升機和50 名作戰人員。此外，直升機非戰斗損毀統計數據表明：130 架次直升機損毀中約有31 架次由“沙盲”導致，占總損毀數的24%[3]，如圖3所示。

圖3 非戰斗損毀直升機統計數據[3]Fig.3 Statistic on non-combat damaged helicopters[3]

美軍多軍種聯合開展了直升機沙塵環境安全著陸研究，陸軍航空卓越中心專門成立了“沙盲”研究辦公室，試圖尋找解決“沙盲”問題的途徑和技術。美國發布的《國防部作戰試驗鑒定局2021 財年報告》指出：沙塵天氣或“沙盲”現象導致最新型CH–53K 重型直升機難以滿足在低能見度環境下保持更高性能余量的作戰要求，嚴重限制了該機型的飛行時間；“魚鷹”傾轉旋翼機也存在相同的問題。美國國防部直升機生存力研究報告強調：開展解決“沙盲”問題相關技術的研究非常必要且非常迫切。為此，美國海軍與西科斯基飛行器公司成立了專門的工程突擊團隊，對CH–53K 重型直升機實施了更為完善的測試計劃。

本文從直升機“沙盲”計算方法、試驗方法、形成機理、抑制方法等4 個方面綜述國內外相關研究進展。

1 直升機“沙盲”計算方法研究進展

直升機“沙盲”數值仿真有助于認識沙云的形成和演化規律，檢驗“沙盲”抑制技術的應用范圍和使用效果。直升機近地干擾流場和沙粒復雜運動計算方法是直升機“沙盲”計算方法的核心。

1.1 直升機近地干擾流場計算方法

旋翼近地干擾流場是“沙盲”現象形成的源頭，對近地干擾流場進行計算，是分析直升機“沙盲”現象的前提[5]。針對直升機近地干擾流場，早期研究者基于源或匯模擬旋翼，并通過鏡像源或匯體現地面邊界條件（圖4），建立了模擬地面效應的鏡面方法[6-7]，但該方法未考慮旋翼尾跡與地面干擾影響。

圖4 基于源或匯的地面鏡面方法[6]Fig.4 Surface mirror method based on source or sink[6]

Rossow[8]通過增加圓柱渦面，考慮了旋翼尾跡效應（圖5）。基于疊加原理，何承健等[9]根據經典旋翼渦流理論和映像法計算了地面渦位置，并通過假定旋翼槳尖逸出的尾渦以渦圈形式隨尾流移動來考慮旋翼尾流效應和卷起，但未考慮旋翼槳葉片數和尾流收縮效應。DuWaldt[10]通過采用連續畸變螺旋渦線模型，考慮了槳葉槳尖渦和尾流收縮效應影響，并采用鏡像尾跡模型體現地面效應，但未考慮旋翼槳尖渦與地面的非定常干擾。Ferguson[11]和Preston[12]等耦合了動量理論和射流理論，通過試驗數據估算地面效應修正因子，兼顧旋翼尾流收縮效應，建立了旋翼地面效應氣動分析簡化模型（圖6），用于分析地面效應下的旋翼性能，但該方法需大量試驗數據以獲得修正因子，難以應用于構型復雜的直升機。

圖5 基于圓柱渦面的尾跡效應模型[8]Fig.5 Wake effect model based on cylindrical vortex surface[8]

圖6 基于動量理論和射流的尾流模型[11]Fig.6 Wake model based on momentum theory and jet flow[11]

渦方法從求解渦量運動方程和輸運方程出發，能夠直觀反映旋翼槳尖渦與地面干擾的主要因素。該方法概念明確，計算速度快，已經廣泛應用于直升機近地干擾流場研究。Wachspress 等[13-14]采用基于自由尾跡模型（free-wake）的CHARM 軟件研究旋翼近地面干擾流場，以鏡像模型模擬地面（圖7），體現地面法向速度邊界條件，但該方法未反映地面切向邊界條件的影響，且難以應用于復雜地面。Keller[15]和辛冀[16]等耦合自由尾跡和面元法建立了旋翼/地面氣動干擾模型，研究旋翼近地流場特性。D'Andrea[17]采用類似的面元–時間步進自由尾跡模型，開發了ADPANEL 軟件，研究旋翼近地非定常流動現象，結果表明自由尾跡方法能夠捕捉旋翼尾跡靠近地面的擴張特性（圖8）。但上述方法均未考慮旋翼槳尖渦與地面的黏性效應。

圖7 CHARM 軟件的地面鏡面模型[14]Fig.7 Ground mirror model for the software of CHARM[14]

圖8 ADPANEL 的地面面元模型[17]Fig.8 Ground surface element model of ADPANEL[17]

Phillips 等[18]建立了基于渦量的輸運模型（Vorticity Transport Model,VTM）和無黏地面模型，研究旋翼近地復雜流動現象，結果表明直升機近地面干擾存在顯著的非定常、非線性流動。馬里蘭大學Leishman 研究團隊[19-20]采用時間精確自由尾跡模型和地面鏡像模型（圖9）研究旋翼近地面流場，結果表明直升機近地面干擾誘發旋翼槳尖渦纏繞，產生了復雜的三維、非定常地面流動。但上述方法仍未體現黏性對旋翼槳尖渦和地面流動的影響。

圖9 直升機地面鏡像模型[20]Fig.9 Ground mirror model of Helicopter[20]

針對上述問題，Zhao 等[21]基于拉格朗日體系，耦合升力線模型和黏性渦粒子法并嵌入地面鏡像模型，研究了地面效應下CH–53E 直升機和XV–15 傾轉旋翼機的旋翼流場。在研究中考慮了旋翼槳尖渦的黏性作用，但未考慮地面黏性效應。2018—2020年，譚劍鋒等[22-24]建立了黏性地面模型（圖10），耦合黏性渦粒子法研究BO105 通用直升機、CH–47D“支奴干”直升機等機型的近地面干擾流場特性，結果表明直升機與地面非定常干擾會誘發地面射流、上洗流及噴泉效應等，計算得到的流場特性與試驗現象基本一致。

圖10 黏性地面模型[23]Fig.10 Model of viscous ground[23]

上述研究表明，旋翼槳尖渦和黏性地面會顯著影響直升機近地干擾流場，渦方法具備分析直升機近地面干擾誘發的地面射流、上洗流、噴泉效應、回流等復雜流動特性的能力。但是，基于渦方法的直升機近地面干擾流場分析方法未精確考慮地面黏性邊界層，尚需進一步發展完善。

為了提高近地面復雜流場的模擬精度，研究者還采用CFD（Computational Fluid Dynamics）方法對旋翼近地面干擾復雜流場特性開展了研究。Ryerson 等[25]采用時間平均Navier-Stokes 方程數值模擬旋翼近地復雜流場，并應用于沙云數值模擬，但該方法中未包含模擬沙塵起跳的壁面隨機湍流模型。Wenren[26]和Haehnel[27]等采用升力線模型和不可壓縮CFD 求解器SAGE，耦合渦量加密技術，模擬直升機旋翼靠近地面的復雜流場。Wenren 等[28]采用CFD 和渦量增強技術研究了旋翼近地復雜流動現象。Thomas 等[29-30]采用CFD 軟件OVERTUNS研究旋翼近地面干擾的流動特性，研究結果表明旋翼近地干擾流場高精度分析需要龐大的計算量，且存在旋翼槳尖渦數值耗散過快的問題。針對這一問題，Lakshminarayan 等[31]將自由尾跡與OVERTUNS耦合，通過GPU 加速器研究旋翼近地面干擾下的非定常流場特性，并疊加渦量追蹤加密（Vortex-Tracking Grids,VTGs）技術，研究“沙盲”狀態下的旋翼槳尖渦結構（如圖11所示）。研究結果表明：靠近地面的槳尖渦時變特性對地面流場影響顯著；為實現旋翼槳尖渦與地面干擾的高精度模擬，網格量需求巨大，計算周期超長。因此，在準確捕捉旋翼槳尖渦與地面邊界層非定常干擾等方面，仍需開展進一步研究。

南京航空航天大學招啟軍、徐國華等[32-33]采用基于RANS 的CFD 方法和旋翼配平方程，研究了地面干擾下的旋翼誘導速度和地面渦特性。受數值耗散限制，地面干擾下的旋翼槳尖渦渦對發展與融合、地面射流等復雜流動尚待深入研究。Ramasamy等[34-35]采用基于 OVERFLOW 和 SAMARC 的Helios 軟件，研究了CH–47D 直升機單旋翼與地面非定常干擾流場特性（圖12），網格量高達4.5 億。研究結果顯示：對于“沙盲”現象所關注的旋翼與地面復雜流場，即使旋翼旋轉35 圈之后，旋翼復雜的啟動渦系仍然存在，且地面射流范圍仍未達到5 倍旋翼直徑。因此，雖然采用多種技術的CFD 方法能夠實現旋翼近地面干擾流場模擬，但需面臨CFD 方法計算量龐大和數值耗散等問題。2017—2021年，Rovere 等[36]采用CFD 軟件HMB3 研究了直升機與地面、建筑的干擾流場，結果表明旋翼近地面干擾誘發了顯著的地面射流，且旋翼槳尖渦與地面的非定常干擾顯著改變了近地流場。

圖12 采用Helios 軟件計算的旋翼近地面干擾流場[35]Fig.12 Interference flow field of rotor near ground resolved by Helios[35]

經過幾十年發展，CFD 方法已經可以實現旋翼流場的高精度模擬，但由于存在旋翼槳尖渦與地面邊界層非定常干擾的影響，旋翼與地面非定常干擾流場的計算精度仍然受到數值耗散和網格數量等因素的限制。此外，針對直升機貼地飛行“沙盲”現象的計算分析，還需額外考慮起伏不平、時變的沙床表面，以及沙床近壁邊界層脈動湍流對旋翼與地面非定常干擾流場的影響。

1.2 “沙盲”計算方法

直升機“沙盲”現象呈現為沙粒的復雜動力學行為。在旋翼與近地面非定常干擾流場作用下，沙床表面沙粒遷移、聚集、起跳、揚起，形成沙云，沙云在旋翼流場作用下懸浮、回流，最終導致“沙盲”。

將前述基于渦方法的直升機近地面干擾流場計算方法與沙粒動力學計算方法耦合，研究者開展了直升機“沙盲”數值計算方法研究。Wachspress[14]、Keller[15]和Whitehouse[37]等將基于自由尾跡和面元法的旋翼/地面氣動干擾模型與沙粒運動模型，以及可視化模型LDTRAN（Lagrangian Deposition and TRajectory ANalysis）耦合（圖13），研究直升機“沙盲”現象。

圖13 LDTRAN 模型[15]Fig.13 LDTRAN Model[15]

美國陸軍將LDTRAN 用于分析沙云對旋翼飛行器飛行通道的影響。LDTRAN 的核心是判斷地表不同類型沙粒揚起的條件。采用與大氣運動學研究中類似的方法，引入地表粗糙度，假設地表沙粒分布高于地面的特征位移厚度。當特征位移厚度高度位置的水平速度足以克服沙床表面沙粒的滑動摩擦力時，沙粒將被揚起，揚起條件為：

式中：Cd為沙粒的阻力系數，dp為沙粒直徑；u 為沙粒和空氣相對速度大小，由旋翼/地面氣動干擾模型計算；μ為靜摩擦系數；ρ為空氣密度；ρp為沙粒密度；g 為重力加速度大小。研究結果表明上述方法可模擬直升機“沙盲”現象，但該方法未考慮沙粒摩擦和碰撞特性。D'Andrea 等[17,38]耦合基于面元–時間步進自由尾跡模型的ADPANEL 軟件和粒子輸運模型（Particle Transport Model，PTM），研究了EH–101 直升機和縱列式直升機的“沙盲”特性（圖14）。

圖14 ADPANEL-PTM[17]Fig.14 ADPANEL-PTM[17]

PTM 模型針對單個沙粒基于拉格朗日方法和牛頓第二定律建立運動方程，并假設重力和流體阻力是沙粒運動中的主要作用力：

式中：mp、vp、Ap、F分別為沙粒的質量、速度、橫截面積和所受合外力。

采用二階精度時間格式求解方程（2）和（3），可以得到沙粒在流場中的運動軌跡，設定輸沙率，即可模擬沙粒從地表揚起的過程。Marticorena 和Bergametti[38]認為：沙床表面速度超過沙粒揚起的最低速度閾值時，沙粒將進入流場。Bagnold 提出了根據沙粒特性估計該速度閾值的簡單表達式：

式中，vt為沙粒揚起的速度閾值，A=0.110 9，β=3×10-4N/m。Iversen 和White 開展了大量實驗，驗證了該式的正確性。

Phillips 等[39]耦合渦量輸運模型VTM 和粒子輸運模型PTM 研究了旋翼的“沙盲”現象。基于牛頓第二定理和Eulerian 體系建立了沙粒動力學方程：

式中：v 為沙粒相對地表的運動速度；vg為沙粒在重力作用下的沉降速度；νp為沙粒擴散常數；ρm為沙粒質量濃度（文中簡稱“沙塵濃度”）；Sp為從沙床表面進入流場的沙通量。

上述方法采用基于經驗的沙通量簡化沙粒揚起過程，但其中未考慮沙粒起跳真實特性等因素。Leishman 研究團隊[40-43]采用時間精確自由尾跡模型和地面鏡像模型耦合沙粒輸運方程的沙粒動力學模型（圖15）模擬直升機“沙盲”現象。沙粒輸運方程的動力學模型以BBO（Basset–Boussinesq–Oseen）方程為基礎，忽略Basset 力、浮力、附加質量力和升力（假設除了重力和阻力，其他力的大小跟空氣密度與沙粒密度的比值成正比），則動力學模型為：

圖15 基于沙粒輸運方程的沙粒動力學模型[43]Fig.15 Model of sand particle dynamics based on sand particle transport equation[43]

該方法采用了基于經驗的Bagnold 沙粒揚起速度閾值模型（式（4））和沙粒摩擦速度閾值模型（式（1）），并嵌入了Shao 等[44]的沙粒夾帶和起跳概率模型。與PTM 等方法相比，該方法考慮了沙粒夾帶和起跳因素，能夠較好地模擬直升機“沙盲”輪廓。研究結果表明[40-43]：沙粒運動軌跡受旋翼槳尖渦和飛行姿態的影響明顯；在直升機機動狀態下，旋翼近地面干擾的非定常尾跡結構會顯著影響沙云特性。

但是，該方法采用基于經驗的假設模型對沙粒遷移、起跳和夾帶過程進行模擬，沙粒動力學方程計算量龐大，降低了直升機“沙盲”數值模擬效率。Govindarajan 等[45]采用Gaussian 方法、k 均值方法和Osiptsov’s 方法等聚類方法，將局部沙粒集聚并當量化為一個等效沙粒簇，降低沙粒動力學方程求解量，提高直升機“沙盲”數值模擬效率。Hu 等[46]將聚類方法與快速多極子方法FMM（Fast Multipole Method）和GPU 并行算法耦合，提高了“沙盲”數值模擬效率，但存在由沙粒集聚當量化所導致的沙粒軌跡累積誤差，且計算效率與計算精度呈反比。譚劍鋒等[47-48]將黏性渦粒子法與離散單元法（Discrete Element Method,DEM）耦合，建立了直升機“沙盲”數值分析方法（圖16），用于模擬直升機貼地飛行和著陸–起飛狀態下的“沙盲”現象。

圖16 沙粒DEM 模型[47-49]Fig.16 Sand particle DEM model[47-49]

根據離散單元法DEM[17-18]，計算得到沙粒復雜運動軌跡和沙云空間形態，沙粒動力學模型為：

式中：mp和vp為沙粒質量和速度；I 和ωp為沙粒慣量和角速度；Fi、Fg為沙粒內部力和沙粒重力，Ff為旋翼近地面干擾流場和側風對沙粒的氣動力；T 為沙粒受到的力矩。

采用以上方法模擬的“沙盲”輪廓與飛行測試結果較為吻合。研究結果表明[47-48]：旋翼槳尖渦、地面渦主導的直升機近地面流場誘發沙粒揚起，最終形成了直升機“沙盲”現象。此外，譚劍鋒等[49-50]還提出了背景網格映射–分裂加速計算技術（Background Mapping-Splitting method,BMS），顯著提升了直升機“沙盲”數值模擬效率，但方法尚未考慮近壁湍流脈動起沙特性。

與渦方法相比，采用CFD 方法可提高直升機近地干擾流場計算精度。眾多研究者將CFD 方法與沙粒動力學計算方法耦合，研究直升機“沙盲”現象。Ryerson[25]、 Wenren[26]等將不可壓CFD 求解器SAGE 與沙粒輸運模型耦合，研究直升機“沙盲”現象。假設沙粒為連續流場，并考慮沙粒重量和受到的阻力，基于Eulerian 體系建立如下沙粒連續方程：

式中：qf為空氣速度場，qp為沙云顆粒流；adrag為顆粒流在旋翼流場中所受阻力作用下產生的加速度，agrav為顆粒流的重力加速度。該方法假設沙云為連續場（圖17），未考慮沙粒的稀相特性。

圖17 沙粒連續場模型[26]Fig.17 Sand particle continuous field model[26]

Haehnel 等[27]將不可壓CFD 求解器Rot3DC 和沙粒夾帶–色散（Particle Entrainment and Dispersion,PED）模型耦合，模擬直升機近地面“沙盲”。PED 模型包括沙粒由地面揚起的夾帶模型及在流場中運動的色散模型，沙粒運動方程表述為對流–擴散方程：

式中：u?,t為摩擦速度閾值，可由Bagnold 模型或Shao 等的模型得到；f 為質量分數。

上述方法將沙粒夾帶過程簡化為與邊界條件和穩定質量通量相關的函數，未考慮沙粒真實的夾帶過程和起沙過程。Thomas 等[29]將CFD 軟件OVERTURNS 和Leishman 研究團隊開發的拉格朗日沙粒跟蹤方法耦合，并采用自由尾跡–CFD 混合方法和GPU 加速方法降低直升機近地面“沙盲”現象模擬計算量[30]。德國宇航中心DLR 的Kutz 等[51]將DLR 開發的CFD 軟件FLOWer 與拉格朗日沙粒跟蹤方法耦合，研究直升機近地面“沙盲”現象。Barakos 等[52]將CFD 軟件HMB3 與粒子輸運模型PTM 模型耦合，研究直升機“沙盲”現象。上述研究結果表明：耦合CFD 與拉格朗日沙粒跟蹤方法可以較好地分析直升機“沙盲”現象和沙云輪廓。但上述方法均采用基于經驗的Bagnold 沙粒揚起速度閾值模型、沙粒摩擦速度閾值模型及Shao 的沙粒夾帶和起跳概率模型，并未考慮沙粒遷移、聚集和起跳等真實過程，在分析直升機“沙盲”形成過程方面仍存在不足。

胡健平、徐國華等[53-54]等采用CCM+軟件和離散動力學EDEM 軟件模擬由不同粒徑沙粒構成的直升機沙云形狀，開展了全尺寸直升機“沙盲”現象初步研究（圖18）。通過分析沙云中的沙粒粒徑分布（圖19）發現：在直升機近地干擾流場作用下，質量較小的細微沙粒（粒徑1～10 μm）揚起高度和數量均隨時間逐漸增大，是沙云的主要成分；而大尺寸沙粒（粒徑100～1 000 μm）受到重力影響，主要表現為近地表躍移。受龐大計算量的限制，計算的沙粒數量較少，未能體現沙粒遷移、聚集、起跳和揚起等過程，也未考慮近地面湍流脈動起沙特性。

圖18 CFD 與EDEM 耦合模型[53]Fig.18 Coupled model of CFD and EDEM[53]

圖19 直升機“沙云”中的沙粒直徑分布[53]Fig.19 Distribution of sand radius in helicopter dust cloud[53]

Porcù等[55]耦合基于半隱式歐拉方程的沙粒運動模型和預先計算的流場，嵌入MPI 和GPU 并行技術，以提高“沙盲”數值模擬效率。基于牛頓定理（F=mpap），采用半隱式Euler 格式求解沙粒軌跡：

上述方法忽略了沙粒的接觸碰撞，未考慮沙粒的揚起過程。由于沙粒–沙粒接觸碰撞、沙粒–地面接觸碰撞會改變沙粒運動特征和沙云形成特性，增加了聚類方法的累積誤差和“沙盲”數值模擬計算量，給聚類方法和基于MPI 和GPU 的并行方法帶來了較大挑戰。

1.3 沙塵濃度預測

Whitehouse[14,37]、Keller[15]等采用基于物理視覺的渲染模型來表征直升機“沙盲”現象中的沙塵濃度對飛行員視野的影響。該模型基于單點散射，考慮沙粒簇對光線的散射、吸收等效果。采用高斯分布函數計算沙塵濃度：

式中：N、r、σ分別為沙粒簇的沙粒數量、半徑和擴散系數。

該方法主要從視覺角度考慮沙粒簇的影響，未反映沙塵濃度。Haehnel 等[27]將“沙云”當量化為顆粒流場而非沙粒離散體。沙粒顆粒濃度?p滿足如下方程：

該方法可以將沙粒顆粒濃度與旋翼流場、沙云模擬直接耦合，但未考慮沙粒的離散特性。

Leishman 研究團隊[40-43]采用拉格朗日沙粒跟蹤方法求解單個沙粒的空中運動軌跡，而后求出空間體積內的沙粒數量，進而定義直升機飛行員視覺區域內的沙塵濃度。在直升機著陸過程中，飛行員無需全方位視野，僅需較小的清晰視野（Field of View,FOV）。如圖20所示，飛行員聚焦視野區可在駕駛艙視野區移動掃掠，在任一聚焦視野區內若能清晰觀測地面（沙塵濃度較低、能見度較好），直升機即可安全著陸或起飛。為此，直升機飛行員聚焦視野區的沙塵濃度ρp可用直升機航向的單位偏航角?p和單位俯仰角θp所形成的視覺區域掃掠體積內的沙粒數np（?p,θp）定義：

圖20 直升機駕駛艙視野區域Fig.20 Pilot’s view of helicopter

地面沙粒并不影響飛行員視野，只有揚起的沙塵才會影響，因此沙塵濃度仍需考慮沙塵揚起因素。譚劍鋒等[56]將沙塵濃度ρp定義為掃掠的飛行員聚焦視野區內沙粒數量的最小值與揚起沙粒數量的比值：

式中：-21° ≤ i ≤ -1°，-62° ≤ j ≤ 22°；ns為位于飛行員雙目位置極坐標夾角θs和?s的單位視角范圍內的沙粒數量（圖21）；Ns為揚起沙粒數量。

圖21 飛行員視野坐標Fig.21 Frame of pilot’s view

通過直升機“沙盲”計算方法得到沙粒空間運動軌跡，采用上述“沙盲”濃度預測模型得到直升機駕駛員視覺區域的沙塵濃度，繼而判斷沙塵對飛行員視覺區域的影響，并應用于直升機懸停、前飛、著陸–起飛和側風狀態下直升機周圍空間沙塵濃度分布的預測。

經過近20年發展，目前的直升機“沙盲”計算方法主要由基于渦方法或CFD 方法的直升機近地面干擾流場計算方法和拉格朗日沙粒跟蹤方法耦合構成，優點如下：

1）基于渦方法的直升機“沙盲”計算方法能夠較好地捕捉近地面的旋翼槳尖渦纏繞、地面射流、上洗流等復雜流場特性。

2）基于CFD 方法的直升機“沙盲”計算方法能夠較好地捕捉“沙盲”現象所關注的旋翼近地面干擾產生的復雜流場和啟動渦變化結構。

3）耦合拉格朗日沙粒跟蹤方法和渦方法（或CFD 方法）的直升機“沙盲”計算方法均能模擬沙粒空間運動軌跡、沙云輪廓和“沙盲”現象。

目前的研究方法還存在以下不足：

1）基于渦方法的直升機“沙盲”計算方法仍未能精確模擬地面的黏性邊界層，也未考慮復雜沙床結構和近壁邊界層湍流脈動。

2）基于CFD 方法的直升機“沙盲”計算方法也未能較好地考慮復雜沙床結構和近壁邊界層湍流脈動，且存在旋翼槳尖渦數值耗散偏大、計算量龐大等問題。

3）耦合拉格朗日沙粒跟蹤方法和渦方法（或CFD 方法）的直升機“沙盲”計算方法均采用了基于半經驗的沙粒夾帶模型、沙粒起跳模型及基于速度閾值的沙通量模型計算沙粒揚起過程，未能較好地體現沙粒遷移、聚集和起跳等過程和沙云形成發展過程。

2 直升機“沙盲”試驗方法研究進展

直升機“沙盲”現象具有復雜的非定常性和多相流特點，數值模擬難以完全體現其全過程特征。“沙盲”試驗是研究“沙盲”現象的另一個重要手段，可以加深對直升機“沙盲”現象機理的認知，輔助物理模型的建立，驗證計算方法的準確性，以及評估直升機“沙盲”的程度等。

2.1 直升機近地干擾流場試驗

Saijo 等[57]采用煙流、絲線、紋影等手段，在風洞及外場飛行環境下測量了直升機近地面飛行產生的回流、上洗流及地面渦等大尺度流動結構（圖22），并由此形成了對流場結構形態與演化過程的宏觀認識（圖23）。

圖22 旋翼近地面干擾流場的風洞試驗[57]Fig.22 Wind tunnel test of interference flow field of rotor near ground[57]

圖23 旋翼近地面干擾的宏觀流動[57]Fig.23 Macroscopic flow of rotor and ground interference[57]

隨著旋翼流場高空間解析度和高時間分辨率測量技術的進步，研究者開展了旋翼尾流的近地面流場時空演化細節研究，為直升機“沙盲”試驗奠定了流場測試技術基礎。格拉斯哥大學的Nathan[58]和馬里蘭大學Leishman 研究團隊[5,59-60]采用高速攝影和PIV 技術開展了不同離地高度懸停狀態下的小直徑旋翼流場試驗研究，如圖24（a）和圖25（a）所示。研究結果表明，近地面的流場演化由旋翼槳尖渦及旋翼下洗流、地面和渦系的自誘導作用行為主導，如圖24（b）和圖25（b）所示。在地面壓縮效應作用下，槳尖渦渦量增強并融合，渦核擴張，槳尖渦之間互誘導生成非周期性的渦對，槳尖渦沖擊地面產生次生渦結構和分離氣泡（圖26），顯著增大了地面射流和剪切應力強度。此外，對地面的非定常壓力場測量結果表明，除旋渦、湍流在地表直接產生的剪切夾帶作用外，旋渦運動產生的負壓場也對地表沙塵產生了向上的作用力。

圖24 旋翼近地面干擾流場結構[58]Fig.24 The structure of rotor and ground interference flow field[58]

圖25 懸停狀態下的旋翼近地面干擾流場試驗研究[5]Fig.25 Experimental studies of interference flow field of hovering rotor and ground[5]

圖26 槳尖渦沖擊地面產生的次生渦結構和分離氣泡[60]Fig.26 Secondary vortex structure and separation bubble generated by the hitting process of blade tip vortex and ground[60]

2.2 直升機“沙盲”試驗

Rodgers[61]針對H–21 縱列式直升機開展了懸停狀態下的“沙盲”試驗（圖27）。Whitehouse 等[37]和Nathan 等[62]開展了旋翼模型“沙盲”試驗，測試了“沙盲”狀態下的能見度，但未測量沙粒運動軌跡和流場特性（圖28）。Leishman 研究團隊[60,63-65]采用高速PIV 的單相流和兩相流測試技術開展了直升機“沙盲”試驗（圖29），研究了小尺寸旋翼模型“沙盲”狀態下的沙粒揚起過程及地效下旋翼渦系結構對沙粒揚起的作用過程。研究結果表明：在地面影響下，旋翼槳尖渦發生了拉伸和融合，表現出高度的三維非定常特性，導致沙粒產生聚集、碰撞、起跳和懸浮等復雜運動（圖30）。

圖27 H–21 直升機“沙盲”試驗[61]Fig.27 Experiment of brownout with H–21 helicopter[61]

圖28 沙盲測試系統[37]Fig.28 Test system for brownout[37]

圖29 兩相流測試系統[63]Fig.29 Test system of two phase flow[63]

飛行試驗是另一個重要的試驗研究手段。DARPA（Defense Advanced Research Projects Agency）開展了“Sandblaster”項目[66]，通過對在機身各部位采集的沙粒情況進行分析，獲得直升機懸停–飛行過程中的沙云形態及沙粒粒徑分布和沙塵濃度分布。研究結果表明[41,66]：沙云中的沙粒尺度為1～1 000 μm，其中細微沙粒（粒徑1～10 μm）含量最高，且在空中懸浮時間更長，是導致能見度惡化的主要因素；質量較大的大尺寸沙粒（粒徑100～1 000 μm）含量相對較低（圖31）。機身周圍沙通量與氣流流量之比的平均值小于0.1%，沙粒離開地面后的輸運過程可近似為單相流進行分析，從而合理地簡化“沙盲”計算。

圖31 沙云中不同粒徑沙粒的濃度及質量密度[66]Fig.31 Concentration and mass density of sand particles of different particle size scales in dust clouds[66]

美國陸軍聯合研究項目辦公室的Tanner 和Wong[67-68]在美國陸軍尤馬（Yuma）試驗場開展了基于 3D –Z（ Three Dimensional Landing Zone）的EH–60L 直升機“沙盲”飛行試驗，開啟了全尺寸直升機“沙盲”飛行試驗的先例。美國空軍也開展了EH–60L 直升機“沙盲”飛行試驗，在試驗場布置了多臺相機進行拍攝，并對拍攝圖像進行了拼接和識別，獲得了直升機下降飛行過程中的沙云外輪廓和相對運動速度（圖32）。另外，美國最新型CH–53K重型通用直升機還在尤馬試驗場進行了低能見度環境測試[69]。

圖32 EH–60L 直升機的沙盲飛行試驗測試系統[68]Fig.32 Flight test system of EH–60L helicopter brownout[68]

通過直升機“沙盲”試驗得到的數據主要為不同試驗參數（離地高度、旋翼距離和槳盤載荷等）下沙云中的風沙兩相流場數據、沙塵濃度數據和沙粒粒徑分布數據[63-66]。為從數據中獲取沙云演化過程及沙云與飛行員能見度之間的關系，并將其應用于部分數學模型，需對不同的試驗數據分別進行處理。風沙兩相流場數據目前大多以PIV 設備獲取，采用粒度分辨法或灰度閾值判別法分離粒子圖像中的氣固兩相，分別獲取空氣和沙粒的運動速度，由氣相流場得到旋翼槳尖渦和其他典型渦結構，并對渦核進行識別。沙塵濃度和粒度分布數據反映了沙云強度，可以之建立沙塵濃度和能見度之間的關系，并基于二者最大相關性結果確定最優函數表征。通過測量和分析沙塵濃度的空間分布及其隨時間的變化，揭示直升機“沙盲”狀態下飛行員視域范圍內的沙塵濃度時空演化規律，建立“沙盲”形成的多參數經驗預測模型。此外，針對“沙盲”現象拍攝的大視場圖像數據[68]主要用于圖像拼接和識別，以獲取沙云的整體輸運演化規律。

3 直升機“沙盲”形成機理研究進展

直升機“沙盲”現象涉及氣流與沙粒的兩相作用。Leishman 研究團隊[60,63-65]基于試驗總結了旋翼近地面氣流與沙粒兩相速度場的演化過程。在地面的干擾作用下，旋翼槳尖渦運動軌跡逐漸擴張、拉伸（與黏性和湍流作用不同，地面附近旋翼槳尖渦的拉伸導致渦量增強）。受到地面擴展邊界的約束，旋翼誘導的下洗流逐漸從垂直方向轉為水平方向，并在接近地面時產生較強的地面射流（與常規射流相比，旋翼近地面干擾形成的地面射流具有顯著的非定常三維特性）。在地面射流作用下，沙床表面沙粒發生滾動，當氣流作用力增大，沙粒進入流場，并發生水平徑向躍移。在重力作用下，沙粒回落并撞擊沙床表面沙粒，濺起更多沙粒。此外，旋翼槳尖渦正下方地面邊界層速度增大，地表壓強降低，并在斜下方誘發邊界層分離和向上的速度場，影響地面邊界層特性；同時，產生了沙粒夾帶效應，使沙床表面沙粒進入流場，而質量更大的沙粒發生躍移，并在相鄰槳尖渦之間形成沙粒堆積。受到旋翼槳尖渦周期特性的影響，相鄰的槳尖渦相互纏繞，形成渦對并卷起，最終融合為更大的渦結構。在連續的槳尖渦作用下，被夾帶的沙粒逐漸增多，細小沙粒隨著旋翼槳尖渦誘發的上洗流向上運動、揚起，形成沙云。

如圖33所示，直升機“沙盲”現象涉及沙粒起動的4 類基礎過程：1）由地面射流引起的躍移；2）沙粒相互撞擊導致的躍移；3）旋渦誘導和負壓影響產生的躍移；4）輸運過程中渦系誘發上升氣流引起的二次躍移。此外，直升機近地干擾流場對沙床的侵蝕會增強近地面的湍流運動，加劇旋渦的互誘導效應，進一步促進沙粒從沙床釋放進入空中。

圖33 沙粒揚起過程[64]Fig.33 Lifting process of dust particles[64]

直升機“沙盲”試驗[63-65,68]和數值模擬[29-30,40-43,47-50,53]研究表明：在旋翼近地面干擾形成的地面射流推動下，沙粒向旋翼外側運動；同時，沙粒還受到了旋翼槳尖渦的誘導作用。旋翼槳尖渦正下方流動速度較快，沙粒運動速度也較快，而槳尖渦之間的沙粒受流場作用發生躍移，并在沙粒碰撞作用下停止運動，堆積于旋翼槳尖渦之間，而旋翼槳尖渦處則形成明顯的“空白區”。在旋翼槳尖渦的連續作用下，堆積的沙粒被槳尖渦夾帶進入流場，向上運動、揚起。受地面射流和槳尖渦作用，細小沙粒的揚起高度增大，并沿著旋翼速度場運動。在重力和流體力作用下，沙粒向旋翼上方和內側運動，逐漸形成沙云并越來越明顯，逐漸包圍直升機，形成典型的“沙盲”現象。

直升機懸停狀態下的沙云水平截面呈類圓形，而直升機前飛狀態下的沙云水平截面則呈明顯的類橢圓形。直升機起飛、懸停和降落時，旋翼產生的非定常下洗流與地面干擾，形成地面射流、上洗流和回流等復雜流動，導致沙粒遷移、聚集、起跳、揚起，形成沙云，并在旋翼流場作用下懸浮、回流，最終導致“沙盲”現象（圖34）。

圖34 “沙盲”現象的流場與沙塵特性示意圖[54]Fig.34 A schematic of characteristics of flow field and sand dust in brownout phenomenon[54]

國內外研究者采用數值模擬和試驗手段開展了直升機“沙盲”現象形成機理研究，但主要針對直升機穩定懸停狀態，尚未涵蓋直升機沙地起降的平飛和下滑等過程，旋翼槳尖渦與地面干擾形成的復雜流動驅動沙粒遷移的機理也亟待開展研究。沙粒在沙床表面的遷移過程中如何起跳、揚起形成沙云，沙云如何演化發展為“沙盲”，“沙盲”如何維持、衰減等問題仍未完全明確。

4 直升機“沙盲”抑制方法研究進展

近年來，歐美直升機研究機構提出了旋翼系統改進、飛行策略優化、預警和輔助系統、噴灑液體或聚合物等多種可能抑制直升機“沙盲”現象的方法。

4.1 旋翼系統改進

為提高直升機在高含沙量地域下的起降安全性，各直升機研發強國已將直升機旋翼的“沙盲”抑制能力提升至與旋翼性能和噪聲抑制同等重要的地位。

基于直升機“沙盲”影像資料[69]，研究者對比了不同型號直升機“沙盲”現象的形成速度及沙塵濃度、沙云尺度（圖35）。研究結果表明：“沙盲”現象的強度受旋翼槳盤載荷、尾流強度、平均下洗速度、旋翼大尺度回流減縮頻率等因素影響；采用減小槳盤載荷的方法可以降低“沙盲”現象的強度。該方法主要基于降低旋翼下洗流對地面沖擊強度的思路。但是，減小旋翼槳盤載荷，將會增大旋翼尺寸，并帶來旋翼結構和旋翼重量等一系列新問題，這一思路很難運用于實際設計。

圖35 基于平均下洗速度與尾流強度衡量直升機沙盲嚴重性[69]Fig.35 Levels of brownout for different types of helicopters based on the average downwash speed and wake intensity[69]

隨著直升機“沙盲”形成機理研究的深入，研究者認識到旋翼槳尖渦在近地面沙粒的揚起過程中發揮著重要作用，因此采用了各種設計來控制旋翼槳尖渦強度。Milluzzo 等[5]對比了不同槳尖構型的旋翼在懸停地面效應下的槳尖渦結構及其演化特性，發現前突后掠型槳尖能顯著降低槳尖渦強度，并加速槳尖渦耗散（圖36），這種效應能夠降低近地面層聚集的槳尖渦渦量，從而對沙云的激發過程起到抑制作用。

圖36 矩形槳葉與前突后掠型槳尖槳葉的槳尖渦結構對比[36]Fig.36 Comparison of tip vortex structure between rectangular blade and swept blade[36]

Whitehouse 等[70]以降低槳尖渦強度為優化目標，對UH–60A“黑鷹”直升機旋翼開展了優化設計。下降飛行狀態下，優化旋翼和基準旋翼形成的沙云對比分析表明，以槳尖渦強度為優化目標的設計思路能夠顯著降低沙塵濃度（圖37）。

圖37 UH–60 直升機基準旋翼和優化旋翼在下降飛行狀態下形成的沙云特性[70]Fig.37 Sand cloud characteristics in descending flight for UH–60 benchmark rotor and optimized rotor[70]

基于上述研究，歐美多款典型直升機在“沙盲”抑制方面取得了較好的工程應用效果。受益于獨特的第4 代BERP 旋翼設計（圖38），意大利與英國聯合研制的14 噸級中型多用途直升機EH–101 顯示出較強的“沙盲”抑制效果，沙云遠離直升機且沙塵濃度顯著降低，提高了在沙漠地區的起降安全性[71]。采用新旋翼的直升機在21 500 次沙漠起降中均未出現明顯“沙盲”現象[71]，在伊拉克表現出優秀的出勤率。在EH–101 直升機的基礎上，美國、英國、法國組成的聯合團隊開發了美國空軍下一代作戰搜索與救援（CSAR）直升機及美國總統專用直升機“海軍陸戰隊1 號”（US–101 直升機）。

圖38 EH–101 直升機旋翼與沙云抑制效果[71]Fig.38 EH–101 helicopter rotor and suppression effect of dust cloud[71]

為提升現役直升機的“沙盲”抑制能力，英國針對海軍和空軍的S–61 直升機升級開發了具有尖削、后掠、先進翼型、大扭轉特征的新型旋翼，提升了起降飛行過程中的能見度，同時保持了較好的重載飛行性能[72]，在阿富汗表現出較好的“沙盲”抑制能力（圖39）。

圖39 英國S–61 直升機換裝的旋翼與沙盲云[70]Fig.39 Rebladed British S–61 helicopter and brownout cloud[70]

4.2 飛行策略優化

歐美直升機強國高度重視沙塵環境下直升機安全飛行策略（覆蓋了飛行訓練、飛行程序、任務規劃等環節）開發，通過開展飛行員虛擬仿真培訓，減少“沙盲”環境下的飛行事故。Keller 等[15]將基于自由尾跡模型的CHARM 軟件和基于拉格朗日體系的可視化模型LDTRAN 耦合，開發了“沙盲”現象模擬器。D'andrea 等[38]將基于自由尾跡的ADPANEL–RAS 軟件和基于沙粒輸運模型的ADPANEL–PTM 軟件嵌入飛行模擬器中，開展了“沙盲”現象模擬器研究。美國ART 公司開發了“沙盲”現象模擬器，為沙塵環境下的飛行訓練提供訓練手段。

模擬器獲得的特定飛行策略會受到沙床和未沙化地面類型的影響，且模擬結果與直升機型號密切相關。此外，為保證“沙盲”模擬結果的實時性，歐美現有模擬器采用的“沙盲”現象模型仍然非常簡單，缺少“沙盲”形成的詳細過程，且難以精確模擬直升機接近地面時的復雜流場、周圍環境、直升機機動狀態及復雜沙床表面等因素對“沙盲”現象的影響。

基于軍用直升機在阿富汗、伊拉克等地的飛行安全和出勤率要求，北約針對沙地等低能見度環境（DVEs）制定了直升機降落程序[73]，以盡量降低“沙盲”現象對飛行員駕駛能見度的影響（圖40）。

圖40 直升機在低能見度環境中的降落程序示意[73]Fig.40 Helicopter landing procedure in degraded visual environments[73]

在飛行任務規劃方面，美國沙漠研究所（Desert Research Institute,DRI）開發了著陸場“沙盲”風險預警系統。該系統可根據直升機型號、進場路線，以及著陸場的風速、風向、表面粗糙度、沙粒性質、含水量等信息，綜合判斷著陸場中各著陸點發生“沙盲”現象的風險等級。

4.3 預警和輔助系統

多家研究機構也嘗試通過開發新傳感器和先進駕駛艙顯示技術，組成預警和輔助系統（圖41），增強飛行員感知“沙盲”現象的能力，降低起降風險。H.N.Burns 工程集團（ H.N.Burns Engineering Corporation）、美國空軍研究實驗室（U.S.Air Force Research Laboratory,AFRL）和美國陸軍航空、導彈研發與工程中心（U.S.Army Aviation &Missile Research,Development and Engineering Center,AMRDEC）聯合開展了3D–LZ（Three Dimensional Landing Zone）項目，開發可視化系統，用于提供著陸區感應、導航和障礙物規避等[74-75]。美國陸軍航空飛行動力學理事會（U.S.Army Aeroflightdynamics Directorate,AFDD）聯合英國BAE 系統公司開展了“沙盲”輔助著陸技術（Brownout Landing Aid System Technology,BLAST）研究，升級了“沙盲”指引系統BOSS（BrownOut Symbology System）[76]，研究結果表明此類系統仍存在一定的魯棒性問題以及導致飛行員和發動機在“沙盲”中暴露時間過長等問題[77]。加拿大國防部聯合Neptec 公司開發了模糊穿透同步激光雷達，以輔助飛行員在“沙盲”環境下完成直升機起降[78]。美國陸軍研發與工程司令部（U.S.Army Research,Development and Engineering Command，RDECOM）開展了低能見度環境抑制項目[79-80]，以輔助飛行員在“沙盲”環境下安全著陸，但研究中發現因沙塵侵蝕導致傳感器導引系統誤報，且誤報率高達40%左右。

圖41 EH–60L 直升機“沙盲”預警和輔助系統[75]Fig.41 Early warning auxiliary system of brownout in EH –60L helicopter[75]

總體而言，預警和輔助系統不能降低直升機周圍的沙塵濃度、緩和沙粒對高速旋轉槳葉的沖擊，無法從流場源頭上抑制“沙盲”現象，直升機和駕乘人員仍然會受到“沙盲”現象影響。

4.4 噴灑液體

在直升機著陸區噴灑液體或聚合物，阻止沙塵跳躍和漂浮，從而形成典型的半永久性停機坪，是一種多應用于燃料補給站的“沙盲”直接抑制方法。但是，該方法易使直升機暴露于敵方火力之下，并不適合用于戰術任務中的臨時著陸區；同時，該方法要求直升機攜帶數噸液體或聚合物，增加了直升機改裝成本，并嚴重限制了可攜帶的任務載荷。

抑制“沙盲”，是在不明顯降低直升機性能、增大飛行員負荷和飛行難度的前提下，使飛行員能夠清楚觀察著陸點和周圍環境，同時減少沙塵對直升機核心部件的損傷。因此，從“沙盲”源頭上改變直升機復雜流場、抑制沙云形成及演變的旋翼設計和飛行策略優化方法，是抑制“沙盲”現象更為有效的途徑。

5 結論和展望

本文從直升機“沙盲”計算方法、試驗方法、形成機理、抑制方法等方面進行了綜述，得到如下結論：

1）面向直升機貼地飛行“沙盲”現象的計算分析需求，采用渦方法或CFD 方法可分析直升機近地干擾非定常流場。渦方法能較好地捕捉近地面的旋翼槳尖渦纏繞、地面射流和上洗流等特性；CFD 方法能較好地模擬旋翼近地面干擾的復雜流場結構。采用渦方法或CFD 方法都仍需考慮起伏不平的沙床表面及沙床近壁邊界層脈動湍流作用。

2）耦合拉格朗日沙粒跟蹤方法和渦方法（或CFD 方法）的直升機“沙盲”計算方法，能夠模擬沙粒空間運動軌跡、沙云輪廓和“沙盲”現象，但仍需進一步考慮沙粒遷移、聚集、起跳、揚起等關鍵因素。

3）采用高速PIV 和相機搭建的“沙盲”試驗系統，可獲得沙粒運動軌跡和沙云形態數據，但需進一步發展沙云兩相流測試技術和沙塵空間濃度分布測試技術。

4）近地流場由旋翼下洗流、旋翼槳尖渦和地面渦主導，產生地面射流、剪切流等復雜流動，誘發沙粒遷移、聚集、起跳、揚起等復雜運動，最終形成“沙盲”。旋翼槳尖渦與地面干擾形成的復雜流動對沙粒的驅動機制，沙粒跳躍、揚起等動力學行為，沙云形成過程，沙云演化、維持和衰減機理等都仍需進行深入研究。

5）旋翼系統設計、飛行策略優化、預警和輔助系統等能降低“沙盲”現象對直升機飛行安全的威脅。從源頭上改善直升機近地流場、抑制沙云形成及演變的旋翼設計和飛行策略優化方法是抑制“沙盲”現象更為有效的途徑。

可從3 個方面深入開展直升機“沙盲”現象研究：

1）在直升機“沙盲”計算方法方面，重點研究直升機近地面飛行狀態下旋翼槳尖渦與地面邊界層非定常干擾誘發的氣流分離與脈動湍流、考慮沙粒碰撞特性和脈動湍流誘發起沙的沙粒動力學模型及“沙盲”計算方法等。

2）在直升機“沙盲”試驗方面，重點研究直升機近地面干擾非定常流場下的沙粒起動、渦的沙粒夾帶精細測量技術，基于三維視覺的“沙盲”形態捕捉重構技術，以及沙塵空間濃度分布的高精度實驗測試技術。

3）在直升機“沙盲”抑制方面，以對直升機“沙盲”現象機理的認識為基礎，結合直升機“沙盲”計算方法和試驗測試技術，開展面向未來新型直升機的旋翼系統抑沙設計技術研究及面向現役直升機抑沙的飛行策略規劃與飛行軌跡優化技術研究。