CJA
直升机是一种用途广泛的飞行器，由于其具有独特的垂直起降与空中悬停能力，常需在复杂条件下执行高精度任务。然而，其工作场景往往伴随着复杂的地形和环境绕流风，具体而言：高层建筑密集的城区会形成倒灌风和建筑诱导涡［1］，山地地形易引发大型山间回流［2］，而舰船上的舰岛绕流与甲板风场耦合作用会产生非定常分离涡［3］。环境中的不稳定气流直接作用在直升机桨叶上，产生非定常脉动载荷，会严重影响直升机的飞行性能和操纵特性［4］。因此，开展低空复杂风场下的旋翼气动干扰研究相当重要［5］。
低空环境中气动干扰可分为两类，一是近场准稳态干扰，表现为障碍物固壁诱导的旋翼尾迹畸变；二是远场非稳态干扰，源于旋翼下洗流与环境中湍流的耦合。针对固壁干扰问题，Timm［6］首次通过可视化技术观察到障碍物诱导气流再循环并定性分析驱动参数；Iboshi等［7］通过垂直板模拟固壁限制，发现在有壁面存在的情况下，处于地面效应的旋翼所需的扭矩系数增大；Łusiak等［8］对直升机与不同形状障碍物的气动干扰进行了数值和试验研究，发现复杂地形会严重扰乱直升机周围气流并改变其部件载荷，使直升机难以操控。为量化旋翼-地面-障碍物相互作用，欧洲航空研究与技术团队（GARTUER）的AG 22［9］项目进行了一系列直升机与障碍物干扰试验。项目中，ONERA［10］使用Sphynx直升机模型模拟正方形庭院内部的不同地效干扰状态，通过高速摄像机捕捉到桨尖涡在靠近地面处的径向扩散。UoG［11］开展了直升机在低矮立方体障碍物周围不同位置的悬停试验，并收集了旋翼的气动力、障碍物表面的压力以及气流速度数据。
由于低空环境复杂多样，早期有关旋翼-环境流场耦合的研究，往往针对简化的缩比模型展开。Teresa［12］、和Zagaglia等［13］通过数值模拟或试验对旋翼和立方体障碍物模型，对均匀风场下相互作用流场的拓扑结构进行了分析，捕捉到流场中涡结构诱导下的旋翼尾迹畸变引起的旋翼载荷变化。Gibertini等［14］研究了有风情况下直升机模型在靠近固体障碍物时的相互气动干扰，观察到障碍尾流中旋翼拉力大幅下降和面内力矩增大。为还原真实低空环境特征，Liu［15］和张伟［16］等建立了大气边界层模型，并基于RANS方程分别开展了真实尺寸高层建筑和山谷风场对悬停旋翼的气动干扰分析，探究了局部风特征引起的旋翼载荷差异。Oo等［17］在风洞入口处搭建阻塞率不同的栅格，首次开展了湍流扰动下的无人机非定常气动试验。Su等［18］集成CFD、BP神经网络和自由尾迹方法，探究了山地环境下高度和温度对悬停和前飞过程中旋翼气动特性的影响。在类似的舰载直升机近甲板作业场景的研究中，Lee和Zan［19-20］测量了缩比护卫舰尾流作用在孤立旋翼、孤立机身以及带机身的旋翼上的载荷。近年来，Taymourtash等［21-22］在米兰理工大学风洞通过缩比模型研究了直升机与护卫舰艉流间的相互作用，捕捉到侧向风引起的非定常载荷增加。试验数据除了用于校准数值方法，还被用于开发基于自回归滤波器的随机尾流模型［21］，经验证将该模型输入到飞行控制系统，可有效模拟直升机着舰过程中实际承受的非定常载荷。总的来说，现有研究通过数值模拟与风洞试验技术，已对复杂环境下的旋翼气动干扰问题展开大量分析，但研究呈现离散化特征，多停留在特定现象的表征与分析，正逐步向干扰机理解析和工程应用延伸。
为系统性探究不同地形和风场对旋翼的气动干扰机理，本文针对直升机常见使用场景，在实验室环境中构建3类典型风场（障碍尾流干扰、空间约束、随机湍流扰动），测量干扰时旋翼的气动力、力矩，分析了不同风况和干扰位置下旋翼气动力的时域响应与频域特征，结合旋翼-环境耦合流场，分析了不同干扰场景下的旋翼气动干扰机理特征。
1 试验设置
自然环境中的低空风场呈现独特的流动特征，主要表现为地面大型障碍诱导的尾流涡旋脱落、障碍群内部的流动约束以及地面粗糙元引发的湍流脉动。基于干扰的物理本质，构建表征低空典型风场的试验环境，测量干扰下的旋翼气动力和力矩，并建立旋翼-环境耦合流场模拟方法。
1.1 试验设备
试验在南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室回流式风洞的闭口段进行，试验段尺寸为26 m（长）×5 m（宽）×3.6 m（高），风速连续可调。
设计模型桨叶和桨毂，桨毂半径0.135 m，旋翼采用4片矩形桨叶，半径R=0.411 m，弦长c 0.063 m，剖面翼型为NACA63A312，从桨尖至桨根存在9°线性负扭，具体参数见表1。将桨叶、桨毂和旋翼台刚性连接，旋翼台高1.64 m，集成控制、测量与监测功能，并设计支撑机构实现旋翼高度调节。针对风洞尺寸限制，在测试段中心轴线上距风洞入口21 m处风洞底面位置开设0.85 m×0.85 m的方形安装口，经验证该尺寸可有效避免地面效应及周边部件气动干扰。
表1 模型旋翼参数Table 1 Parameters of model rotor |
| 外形参数 | 数值 |
|---|---|
| 旋翼翼型 | NACA63A312 |
| 桨叶片数 | 4 |
| 旋转方向 | 俯视逆时针 |
| 桨毂半径/m | 0.135 |
| 桨叶弦长/m | 0.063 |
| 桨叶半径/m | 0.411 |
| 桨叶扭转 | 9°线性负扭 |
为开展低空复杂风场下的旋翼气动干扰研究，设置3类干扰场景。一是障碍物近尾流的干扰，采用矩形平面扰流板构建缩比障碍模型，平面扰流板横截面为1 m×1.5 m，厚度为1.6 cm，底部加装底座，通过磁铁固定（图1（a））。二是环境地形的空间约束，低空环境中干扰物密集，形成复杂的空间限制，采用薄壁圆筒构建障碍群缩比模型。圆筒模型半径为0.72 m，高度为0.75 m，壁厚可忽略不计（图1（b））。三是地表粗糙元（草地、树林、建筑物）远尾流的干扰，依据Irwin［23］经验公式，设计尖劈和粗糙元，生成1.2 m高的边界层。在入口处6.6 m位置均匀布置4个底面直径为0.2 m、高为3.6 m的圆锥形尖劈，并在尖劈后方3.05 m处开始从大到小依次放置边长为0.1 m、0.065 m、0.05 m的正方体粗糙元，粗糙元共18排，摆放长度为9 m（图1（c））。
1.2 试验方案
表2 试验状态参数Table 2 Parameters of test states |
| 状态 | 干扰物 | 风洞入口风速 | 试验点 |
|---|---|---|---|
| 1 | 平面扰流板 | V=0，10 m/s | L=0.8 m； H=0.4，0.6，0.8，1 m |
| H=0.6 m； L=0.6，0.8，1，1.2 m | |||
| 2 | 围合式障碍 | V=0，10 m/s | L=0 m； H=0.4，0.5，0.6，0.7，0.8 m |
| 3 | 尖劈、粗糙元 | V=0，10 m/s | L=0 m； H=0.4，0.6，0.8，1 m |
1.3 数据采集与处理
通过六分量天平测量旋翼瞬时气动力，为保证天平测量精度，试验开始前在南京航空航天大学NH-2风洞的机械天平标定架进行标定。准确度误差<0.5%，精确度误差<0.1%。采样频率1 000 Hz。天平测力单位为kg，本试验中取9.8 N/kg进行单位换算，并扣除模型自重影响。
通过MATLAB进行数据处理，在时域分析中，为抑制高频噪声，采用低通滤波器保留旋翼旋转频率的0~4阶谐波量。为消除信号中的线性漂移，对滤波后的参数进行多项式拟合，并从原始数据中扣除拟合趋势项。另外，采用汉宁窗平滑信号首尾的突变，降低频谱泄漏效应。图3为悬停状态，原始测量旋翼拉力时间历程和经滤波处理后的数据。通过滤波前后对比可知，该数据处理方案能有效地去除毛刺并平滑数据，滤波后数据的标准差为1.649%。
对处理后的旋翼力、力矩取时间平均，并通过无量纲拉力系数（ ）和悬停效率（FM）评估旋翼气动力水平：
式中： 为空气密度； 为旋翼旋转角速度； 为旋翼半径； 为旋翼拉力； 为旋翼扭矩。以转速1 400 r/min、总距为15°的无地效悬停状态（OGE）为基准状态，对其他测量结果归一化，形成拉力增益 和悬停效率增益 。
考虑本次试验涉及大量测量状态，时间跨度约1周。为检测试验件是否存在疲劳失效、以及环境（大气压与气温）改变的影响。在试验周期中，对无地效悬停状态进行了5次重复性实验，图4给出了拉力系数和扭矩系数对比，结果表明拉力系数和扭矩系数的标准差分别为0.648%和0.738%，可认为整个周期内试验结果是有效的。
式中： 为功率谱密度； 为频率。
1.4 数值模拟方法
为准确模拟试验工况，采用分离涡（DES）方法捕捉低空环境中障碍尾流的湍流结构。该方法利用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方法计算边界层内的流动细节，同时采用大涡模拟（LES）求解湍流流动。大涡模拟中针对涡结构的求解包含2个步骤：首先建立滤波函数，从湍流瞬时运动方程中过滤掉小于滤波尺度的涡；然后构建亚格子模型，并在大涡控制方程中引入亚格子尺度应力项，以考虑小涡的影响。通过对Navier-Stokes方程进行空间滤波后得到的控制方程为
式中： 、 为滤波后的速度分量； 、 为空间坐标； ； 为滤波后的压力； 为流体密度； 是滤波产生的亚格子尺度应力项。选择Smagorinsky-Lilly模型作为亚格子尺度应力模型，湍流模型为 SST模型。采用具有空间二阶精度的MUSCL插值方法对流场进行数据重构，并通过ROE格式计算网格控制面上的对流通量，时间推进采用隐式LU-SGS格式，借助嵌套网格实现旋翼的大尺度运动。
表3 干扰状态旋翼 试验与计算值对比Table 3 Comparison of measured and calculated in interference conditions |
| 状态 | 坐标（L，H） m | |||
|---|---|---|---|---|
| 计算值 | 试验值 | 误差/% | ||
| 1 | 0.8，0.4 | 0.841 | 0.853 | 1.407 |
| 0.8，0.6 | 0.864 | 0.901 | 4.107 | |
| 2 | 0，0.4 | 0.737 | 0.783 | 5.875 |
| 0，0.6 | 0.779 | 0.780 | 0.128 | |
| 3 | 0，0.6 | 1.158 | 1.157 | 0.086 |
| 0，0.8 | 1.166 | 1.178 | 1.019 | |
2 结果与分析
本节探究3类典型低空风场中，风况和旋翼-干扰物相对位置对旋翼的气动干扰，从时域动态响应和频域能量分布2个方面分析旋翼非定常气动力，并结合流场速度、涡量分布总结不同场景下的干扰机理。
2.1 旋翼气动特性参数
2.1.1 障碍尾流干扰
障碍尾流区覆盖范围广，局部风速、风向随位置变化。分别对比了水平距离L=0.8 m，离地高度H变化（图5）和离地高度H=0.6 m，水平距离L变化（图6）时的旋翼拉力增益和悬停效率。无风时，拉力增益随离地高度变化几乎不变，表明预留的安装孔有效地消除了地效干扰。当与干扰物水平距离较小时，旋翼拉力下降，此现象与文献［11］中结论一致，这是由于旋翼尾迹发展受到平面扰流板的壁面约束，下洗流在桨盘区域产生二次诱导流动，形成再循环，当水平距离增加至0.8 m（约2R）时该影响逐渐消失。有风情况下，旋翼拉力增益随离地高度增加而小幅上升，随水平距离增加而下降，但始终处于拉力下降状态，悬停效率变化趋势与拉力一致。
进一步分析旋翼拉力频域特性，图7对比了不同风况和干扰位置处旋翼拉力功率谱密度。其中，黑色线代表风速v=0 m/s且无干扰物时的情况，红色线对应风速v=10 m/s但无干扰物的工况，蓝色线表示风速v=10 m/s且存在干扰物时的结果。在观测频段内，旋翼拉力的主要能量稳定在低频区域（1 Hz附近），高频区域（>10 Hz）的能量占比小但变化复杂。有风时功率谱密度较无风状态幅值显著增大，干扰物会使全频段功率谱密度进一步增大，这是由于扰流板尾迹中持续脱出涡旋结构，当旋翼位于涡旋脱落路径下游，桨叶进入高/低压交替区域，进而引发气动力脉动。随着距干扰物的水平距离增大，剪切层的不稳定性增强，引发了复杂的流场畸变，干扰峰值向中频段（1~10 Hz）移动，且高频段的旋翼拉力能量增加。
2.1.2 空间约束
分析空间约束条件下离地高度对旋翼时均拉力增益和悬停效率的影响（图8），无风时平均旋翼拉力损失8.2%，随离地高度增大，旋翼拉力回升。有来流时，气动干扰与壁面诱导的流动再循环叠加后，导致更为严重的拉力损失，平均降幅达22.2%，悬停效率的下降进一步验证了复合干扰的影响。
图9为围合式障碍内部不同风况和干扰位置处旋翼拉力功率谱密度对比，无风时，旋翼拉力功率谱密度随频率增大整体呈下降趋势。有风条件下，随离地高度增大，低频峰值对应的特征频率由0.4 Hz增至1.4 Hz，表明围合式障碍物内部随高度上升会引入更多的高频扰动。
2.1.3 随机湍流扰动
首先对湍流风场进行标定，将五孔探针布置在最后一排粗糙元下游2.6 m处，测量点由低到高分布，间隔为0.06 m，最终获得离地高度0.05 ~1.31 m间风速数据。图10给出了0.4、0.6、0.8、1 m处风速时间历程，三向风速均捕捉到强烈的脉动特征，随离地高度增大，基本风速增大，符合预期湍流风场特征。
为了分析湍流的能量分布与空间演化特性，表4对比了不同离地高度处的湍流强度和积分尺度特征，湍流强度量化了流动脉动的剧烈程度，因为粗糙元位于近地面区域（边长0.05~0.1 m），增强了近地面的流动分离，并产生小尺度涡旋，显著增加了低空的湍流强度。而积分尺度反映湍流涡旋的平均大小，随着高度增加，流动受地面约束减弱，涡旋横向关联长度增大，导致积分尺度随高度递增。
表4 湍流风场中不同离地高度处湍流强度和积分尺度特征Table 4 Turbulence intensity and integral length scale characteristics at different heights above ground in turbulent wind field |
| 参数 | 风向 | H=0.4 m | H=0.6 m | H=0.8 m |
|---|---|---|---|---|
| 湍流强度 | 水平方向 | 0.063 3 | 0.056 7 | 0.049 2 |
| 侧向 | 0.758 9 | 0.687 9 | 0.461 8 | |
| 竖向 | 0.602 9 | 0.667 4 | 0.667 3 | |
| 积分尺度/m | 水平方向 | 1.049 3 | 1.452 9 | 1.549 4 |
| 侧向 | 0.011 5 | 0.058 8 | 0.058 5 | |
| 竖向 | 0.068 8 | 0.052 2 | 0.039 1 |
此时，对不同干扰位置处的旋翼气动力进行频域分析，图12对比了无风、均匀风和粗糙元产生的随机湍流环境下旋翼拉力功率谱密度。风的存在会增大中、低频段旋翼拉力所含能量，均匀风干扰下的峰值出现在1 Hz以下的低频段，湍流干扰下的峰值出现在1~10 Hz的中频段，且高频能量幅值相比均匀风环境更大，会使旋翼承受高频交变载荷。随离地高度增大，外部激励的主导频率向中频迁移，旋翼气动特性与湍流积分尺度的空间分布特征表现出耦合特征。
2.2 旋翼气动干扰机理
围合式障碍内壁和地面构成了包围旋翼的半封闭空间，在有来流的条件下，障碍内部形成大尺度主涡，由于逆压梯度和边界层分离，在底部及侧壁角落诱发多个小尺度二次涡。受到壁面的阻碍，旋翼下洗流被挤压在障碍内部，与障碍内部漩涡掺混，在桨盘下发生强烈的涡-涡干扰。在模拟的大气边界层流动中，均匀流经过尖劈、粗糙元后充分发展形成具有随机、多尺度特性的湍流流动，干扰强度小，旋翼下洗流占主导。
图15对比了3类干扰状态下不同离地高度时的旋翼拉力增益，当旋翼周围存在垂向壁面干扰时，干扰物的围合度越高，对旋翼拉力的削弱作用越严重。随离地高度增大，脱离近地面低速气流，旋翼拉力下降在一定程度上被抑制，因此合理提升作业高度能有效改善旋翼的抗干扰能力。
图16为3类干扰状态下不同离地高度时的旋翼拉力功率谱密度对比，值得注意的是，干扰状态3下拉力时均值最大，但谱密度曲线幅值最小，这是由于干扰状态3水平来流速度增大，在整体上提升了平均拉力，但随机湍流造成的拉力波动相对较小。干扰状态1在大尺度回流和周期性脱落涡的混合作用下，能量在不同频率上分布更广，且强度更大。而围合式障碍构型在一定程度上阻碍了尾迹涡的自由脱落，受到壁面的约束驻留尾迹的脉动强度要弱于大尺度脱落涡。
以拉力RMS值评估3类干扰环境中旋翼非定常扰动水平（图17）。对于旋翼关注的0.2~2 Hz频段，随着离地高度增加，干扰状态1的拉力RMS值呈现显著下降趋势；干扰状态2下随旋翼位置升高，气动力波动增大，当飞离障碍内部后干扰减小；相较而言，干扰状态3的RMS值显著低于其他两种状态。总的来说，障碍物尾迹区的大尺度周期性脱落涡会与旋翼产生严重的低频耦合，旋翼承受强烈的低频扰动；而大气中的随机湍流能量集中在高频段，对驾驶员工作负荷相关的低频敏感区影响有限。
3 总结与展望
本文在实验室环境构建了低空环境中3类典型风场（障碍尾流干扰、空间约束、随机湍流扰动），对比了复杂地形和风场耦合干扰下旋翼气动力的时域响应与频域特征，并开展旋翼-环境耦合流场的数值模拟，探究了不同场景下的旋翼气动干扰机理。获得的主要结论如下：
1） 在低空环境中，大型障碍物尾流的能量在不同频率上分布广，强度大，对旋翼气动力的非定常干扰最为严重，围合式障碍壁面的约束作用使得其内部形成准稳态结构的驻留旋涡，脉动能量弱于开放尾迹，而地表粗糙元远尾流中干扰成分以高频为主。
2） 空间约束引起的旋翼尾迹再循环会降低拉力，围合度越高削弱作用越严重，有风时，障碍尾迹回流区内旋翼拉力进一步下降；在障碍尾迹回流区内时，随着旋翼离地高度和与干扰物间水平距离的增大，均会导致干扰下旋翼拉力功率谱峰值向高频迁移。
3） 在湍流大气中，粗糙元增强了近地面的流动分离，并产生小尺度涡旋，显著增加了低空的湍流强度，随离地高度增大，流动受地面约束减弱，涡旋横向关联长度增大，积分尺度递增。
4） 障碍物尾迹区的大尺度周期性脱落涡会与旋翼产生低频耦合，旋翼承受低频扰动；而远尾流中的随机湍流能量集中在高频段，对驾驶员工作负荷相关的低频敏感区影响较小。
5） 本研究揭示了不同干扰场景流动能量分布与旋翼气动力响应的内在关联，为旋翼飞行器针对性的湍流抑制方案设计提供了依据，此外，试验数据集可以支撑数值模拟方法的验证，并通过人工智能技术实现多源数据融合，构建干扰环境下的旋翼气动性能数据库，为低空飞行安全包线的确定提供依据。