舰船舰面空气流场特性研究进展

赵 瑞，王 超，李海旭，宗 昆，严 昊

（1.北京理工大学 宇航学院，北京100081；2.中国船舶工业系统工程研究院，北京100094）

0 引 言

近年来随着国家海洋意识的增强，海军舰船装备发展迅速。其中舰载机以航空母舰或其它舰艇为基地，执行攻击、预警、侦查、巡逻、布雷、补给以及救护等任务，是海洋战场上夺取和保持制空权、制海权的重要力量。由于舰船特有的起降环境，舰载机的操纵性会受到很大的影响。早在上世纪70年代，美国海军对舰面流场环境展开研究，并在舰艇设计、直升机起降位置及安全风限图的制定等方面开始考虑舰面空气流场的影响[1]；NASA垂直/短距起降飞行品质小组对FF-1052级护卫舰展开风洞实验，并对DD963舰面流场进行实船测量[2]。80年代至今，美国、加拿大、英国、澳大利亚、荷兰、巴西等国家针对舰面空气流场环境系统性地开展了一系列结合实船测量、风洞试验以及数值仿真的联合测试项目[3-11]，取得颇为丰硕的成果。90年代之后，国内开始重视舰船舰面空气流场环境。赵维义等人[12-14]使用七孔风速探针以及粒子图像测速技术对某型舰模进行了风洞试验，以获得舰面空气流场特性。孙传伟等人[15]对某型军舰舰面流场进行数值模拟，采用试验数据修正计算结果，并将计算得到的流场叠加到某无人直升机旋翼流场中。洪伟宏等人[16]对多种形式的上层建筑以及上层建筑纵向布置位置影响展开数值模拟，初步总结了上层建筑的布置位置对艉流场的影响规律。赵瑞等人[17]采用脱体涡模拟方法，研究了不同机库门开合状态对艉流场的影响，结果表明机库门半开状态下艉部涡流脉动最小，同时发现舰面上层建筑脱落涡会与艉部涡流耦合，使得涡流区范围扩大。随后王超等人[18]研究了主动控制技术（机库侧方吹吸气、甲板吹吸气以及混合吹吸气技术）对舰船艉部大分离流场的抑制作用，探究了不同吹吸气组合条件对艉部回流区的范围和下洗速度的影响规律。胡涛等人[19]开展了标准舰船模型空气艉流场风洞试验及仿真计算工作，对比分析了国内外试验及仿真结果，给出了飞行甲板上流场的基本分布规律。苏大成等人[20]数值模拟了直升机/舰船耦合流场特征，结果显示机身和尾桨对舰艉流场的主要结构影响较小。但总的来说，国内对舰船舰面空气流场特性的研究较少，并未形成系统性的研究手段。

本文对国内外舰面空气流场特性研究进行回顾，总结空气流场测量的关键技术以及注意事项，并对影响舰船艉流场的因素进行归纳，指出需要进一步研究的方向。

1 舰面空气流场特性

根据舰船种类，舰面空气流场可划分为两类：一类是以驱逐舰、护卫舰、巡洋舰等为代表的非航母舰面空气流场；另一类是航空母舰舰面空气流场。由于两类舰船上层建筑布置不同，用于舰载机起降空间也相差较大，因此两类空气流场对于舰载机起降性能的影响也有较大区别。

1.1 非航母舰面空气流场

对于装备舰载直升机的驱逐舰、护卫舰等非航母舰艇（图1），由于上层建筑外形多为钝体外形，相对风掠过这种上层建筑时产生陡壁体效应，在其后方形成分离区、下洗区、紊乱流区等（图2）。对常规舰船而言，这种流场并无害处，但装备舰载直升机后，由于钝体结构机库一般位于飞行甲板前方，直升机飞临甲板时，会进入机库后方的紊乱流场内，这种流场对直升机的影响主要体现在以下几个方面[15，21]：（a）紊乱流动具有很大的随机性，给机体附加了一个随时间变化的气动载荷，影响到机体的结构寿命；（b）强烈的紊乱流动增加了保持直升机航迹和姿态的困难程度；（c）紊乱流动增加了乘员的不舒适感；（d）紊乱流动区域为低压区（图2），直升机骤然进人该区域，驾驶员有直升机被吸向机库的感觉，易造成事故；（e）直升机着舰前在舰面相对悬停时，实际上是处于前飞或侧飞状态，此时旋翼所在的环境流场中，机库陡壁效应引起的气流下冲分量所占的比例较大，甚至超过旋翼的垂向诱导速度。下冲气流的不均匀分布特性会导致直升机前冲进入分离区，严重时造成直升机冲撞机库的重大事故。

如上所述，由于艉流场的干扰，再加上船体自身的起伏摇摆，舰载直升机准确降落在狭小的甲板上十分困难。据相关资料介绍[21]：在非航空载舰上使用直升机，其飞行员生命危险概率约为宇航员的5倍、喷气轰炸机飞行员的10倍、民航飞行员的54倍；另外，据美国安全中心统计：美国在实现直升机上舰过程中曾摔掉近百架飞机。

1.2 航空母舰舰面空气流场

相对于驱逐舰、护卫舰等有限的甲板面积，航空母舰拥有大面积的飞行甲板，舰载机可在划定的起降区域自由起降。根据搭载舰载机种类，可分为固定翼飞机航母和直升机航母（LHA，亦称为两栖攻击舰，如图3所示）。由于直升机旋翼桨叶细长柔软，旋翼扫掠面积大，对外部空气流场变化比固定翼飞机更为敏感。因此，对航空母舰舰面空气流场的研究主要集中在LHA舰桥艉涡特性方面。如图4所示，LHA在行驶过程中，舰艏及舰舷分别卷起分离涡，并与舰桥艉涡相互作用，使舰面空气流场更为复杂。

1.3 舰面流场危害

1999年1月和8月，美国V-22鱼鹰式旋翼机在甲板进行机动时出现滚转失控的现象[22]。事故主要原因在于其所处的复杂舰面流场环境。如图5所示，在V-22停放点的上风处，CH-46直升机在降落过程中螺旋桨的诱导流场与舰桥流场相互耦合，使得两侧旋翼分别处于上洗与下洗流场当中，从而导致滚转操控失效。英国一艘综合补给舰的艉部机库和甲板设计成能够同时容纳两架直升机的起降（图6）。然而实际飞行试验表明，由于艉部空气流场作用，位于紧邻机库的甲板区域处于回流区，极大影响舰载机的操纵品质，使得该处甲板无法用于舰载机起降[16]。

综上所述，恶劣的艉部空气流场状况将影响舰载机操纵性，甚至发生机毁人亡的重大事故。因此，开展舰面空气流场研究，确定不同工况条件下的流场结构，是一项极具实际意义的工作。

2 国内外舰面空气流场测量项目

2.1 国内测量项目

国内项目一：上个世纪90年代，海军航空工程学院赵维义等人[12，21]在研究中借鉴了美国海军NASA垂直/短距起降飞行品质研究小组所作FF-1052级护卫舰风洞试验方案[2]，完成了某型舰模的风洞试验、舰面流谱试验、地面模拟试验及实船测量等，对改型舰的空气艉流场特性进行了系统、完整的研究。2007年，赵维义等人[13]使用PIV技术在风洞中对舰模艉流场进行重新测量，准确获取了艉流场涡流特性。

国内项目二：南京航空航天大学顾蕴松等人[24]使用自行设计开发的七孔探针测试系统对某驱逐舰艉流场进行了海上实船测量。实测结果为验证流场的理论计算和制定直升机安全操作规范提供了试验依据。

2.2 国外测量项目

国外项目一：1990-1998年，在国际技术合作项目的框架下[6]，由英国国防评估研究机构、加拿大国家研究委员会宇航研究所、美国海军空战中心以及澳大利亚国防科学与技术组织共同开展了舰船艉部空气流场特性研究项目。该项目增进了对艉流场的认识，并初步获取了艉流场数据库。图7为加拿大国家研究委员会下属的空气动力学实验室对简化的船体模型SFS进行风洞实验，获取船体表面平均的压力分布以及油流分布图[25]。SFS试验模型成为该项目以及其他研究机构验证CFD程序的标准算例。

国外项目二：1982-2006年，由荷兰国家航空航天实验室、英国国防评估研究机构以及美国海军航空系统司令部共同开展了直升机/舰船匹配性研究项目[27]。该项目主要以艉部流场的湍流特性、船体运动、有限的着舰区域、飞行员视野的局限性以及上述因素交互影响等五种对直升机着舰的影响因素展开研究。该项目标定直升机在各种工况下的操纵极限，并制定直升机起降安全风限图。

国外项目三：作为国外项目二的延伸，舰载直升机上舰评估项目[29]由美国海军空战中心发起，海军总负责。该项目发展了一种评估不同类型的直升机与军舰匹配性的标准方法，包含实船测量、风洞测试、经验分析以及数值仿真四种技术，在项目进行中，一方面检验各种技术的成熟度，另一方面探索四种技术的联合测试方式。该项目计划获得12对直升机/舰船的起降风限图以及12艘舰船的载机许可。图8为其中一艘作为综合测试的船型[29]。

国外项目四：2000年至今，美国海军学院艉部流场测试项目由美国海军研究所赞助，由美国海军航空系统司令部协作完成[3]。该项目以改装后的巡逻艇作为试验船型（图9），通过风洞实验、CFD仿真以及实船测量三种技术对不同来流情况下的艉部流场进行对比分析，一方面互相验证三种方法的可行性与准确性，尤其是CFD技术的数值仿真能力，另一方面基于大量测试数据探讨直升机安全风限图的设计方案。

国外项目五：1992年至今，巴西海军舰船艉部流场测试项目[7]针对Inhauma护卫舰（图10）开展了实船测量、风洞试验以及CFD计算的研究工作，该项目的最终目的是验证CFD技术是否能够准确模拟艉流场环境，进而为直升机着舰提供可靠的风场数据。

综上所述，传统的航海发达国家如英国、荷兰和美国已循序渐进地开展了舰船舰面空气流场的研究工作，并制定出标准的实船测试流程，同时验证了多种风洞试验方案与CFD技术的仿真能力，得到了丰富的实船/风洞/CFD数据，能够快速地映射到相同船型的流场环境，为直升机起降风限图的制定提供了有力的支撑。

3 舰面空气流场测量技术

结合上述国内外研究项目以及其它研究机构成果，该部分主要从风洞试验（包含流场显示和流场测量两部分）、CFD数值仿真以及实船测试（同样包含流场显示和流场测量两部分）三方面分析舰面空气流场测试的关键技术。

3.1 风洞试验技术

3.1.1 流场显示技术

烟流显示技术将舰船模型置于特殊的发烟风洞，使用摄像机录制烟线的轨迹，国内项目一在闭口直流式烟风洞对某型舰模进行了烟流显示试验[21]。氦气泡显示技术将氦气泡作为示踪粒子显示流动，也就成为最常用的流动显示手段之一[31]。在国外项目二中，美国海军航空系统司令部采用氦气泡显示技术在风洞中获得了DD-963型驱逐舰艉部流场情况[32]，如图11所示。油流显示技术将带有细微示踪粒子的油剂均匀涂在舰船模型表面，油膜在边界层内气流的作用下做缓慢的粘性运动形成油流谱。该技术是一种能够显示分离流动及漩涡流动的非常简便有效的手段。图12为国外项目二中所做的油流显示结果。

3.1.2 流场测量技术

风洞测量技术主要有多孔探针系统、热线风速仪与PIV测试系统，详细对比如表1所示。

表1 风洞测量技术优缺点对比Tab.1 Comparisons of wind tunnel experimental techniques

2010年，国外项目四在USNA循环风洞中对缩比为4%的YP模型进行了风洞试验。图13为风洞试验模型，使用18孔全方位探针收集甲板和周边流场的速度[35]。在国外项目一的支持下，加拿大国家研究委员会宇航研究所使用热线风速仪对SFS2进行了风洞测量，获取了流动平均场与湍流场信息，如图14所示。

3.1.3 小结

（1）出于雷诺数效应以及尺寸效应的考虑，希望风洞试验模型尺寸越大越好。但是，较大尺寸的模型会造成风洞的阻塞效应（尤其风向角较大时），因此需要综合考虑建立合适的风洞模型，并且研究中需给出雷诺数效应、风洞阻塞效应的影响以及修正方式。

（2）模型加工精度对于结果影响较大。由于舰面上层建筑十分复杂，一般风洞试验与CFD都要对实际模型进行简化。这种简化带来的影响需要考虑。

（3）无论对于风洞模拟还是CFD仿真，壁面边界条件对测量结果影响较大，需使用大气边界条件。建议在实船测量中首先测得大气边界中速度型分布，作为CFD与风洞模拟的边界条件。

3.2 实船测试技术

3.2.1 流场显示技术

烟流显示技术通过在机库门上方设置烟流发生装置，通过摄像机录制烟流轨迹从而再现流场环境。图15为国外项目四中使用的烟流发生器。该技术是目前使用最多的实船流场显示方法，但是烟流粒子扩散过快（约30 s），只能模拟小范围流场状态，并且阵风情况下，会出现类似漩涡的结构，若使用明火装置的烟流发生装置会存在一定的危险性。丝带显示技术通过在机库后部粘贴细长、轻质的丝带显示流场环境，如图16所示。存在的问题是对来流条件要求严格，风速过低使得丝带无法正常飘起；来流偏角过大，导致丝带杂乱不具有重复性。气泡追踪技术将商用气泡发生器固定在机库上方，通过摄像机录制气泡运动，该技术的优势是能够显示更广的流场空间以及来流速度范围。目前对于该技术的改进之处主要有如何提高气泡的分辨率（给气泡添加颜色等）以及增强气泡对盐分、湿度的耐受性。

3.2.2 流场测量技术

实船测量技术主要有探针系统、三轴风速仪与超声波风速仪，详细对比如表2所示。

表2 实船测量方法优缺点Tab.2 Comparisons of fight measurement techniques

国内项目二中使用自行研制的七孔探针（图17）系统对某型导弹驱逐舰进行实船测量。由于七孔探针测量的是平均速度，因此在回流区之外的流场有比较好的测试结果，能满足直升飞机安全起降所需的风限图测量的要求。但是在回流区内，无法准确测得流场速度分布。在国外项目二的支持下，美国海军使用SAMS系统对8型船进行了实船测量[36]，该系统在30英尺的立柱上安装3个不同方向的Gill UVW三分量风速仪（如图18所示），同时在立柱内置吹风机保证压力始终为正。在每一来流工况下，读取5分钟的风场数据，然后移到下一测点，等测完所有测点后，进入下一个工况（风向角）。每个工况测试时间约为75分钟。SAMS系统不光测量风速，还记录舰船的航行速度以及风向角。通过对测量数据进行处理，获取流动速度的时均值以及各测点的湍流频谱密度，作为直升机飞行模拟器的输入参数。

在国外项目一支持下，1994年，英国使用三轴风速仪对Type23护卫舰（图19）进行实船测量，测点位置如图20所示。测试工况包括0°、45°和90°三种。由于三轴风速仪内在惯性的影响，对于湍流场的测量并不准确，随后改用超声波风速仪进行了测量。在测量过程中同时记录了船的角位移、加速度和速度。

在国外项目三的支持下，美国海军使用超声波风速仪（R.M.Young ultrasonic anemometer）对USS Peleliu航母进行测量（图8，图21）。四个超声波风速仪分别安装在20英尺高的立柱顶端，用于获得实时的流场信息。

3.2.3其它流场测量技术

无论是使用探针系统还是超声波风速仪，测量仪器（如立柱、支架）不可避免地对艉部流场环境产生干扰，而且无法同时测量整个流场环境。在国外项目一和二的支持下，美国海军航空系统司令部发展和试验了一种舰载航空激光测量湍流系统（SALTS）。该系统通过在甲板及机库上安装三个协作激光发射器进行扫描甲板上方及飞行器路径，从而获取整个流场信息（如图22所示）。

3.2.4 小结

（1）实船测量前，使用风洞试验/CFD模拟获得大致的流场结构与范围，用于布置风速仪的安装位置。

（2）测试环境应有足够的自然风场环境，保证有风向角下具有足够的数据采集时间。

（3）来流风场信息应实时传递驾驶室，尽量保证在数据采集期间来流工况不变。

（4）目前成熟的实船风场测试技术主要是三轴风速仪以及超声波风速仪系统。由于三轴风速仪存在惯性以及响应频率过低的缺点，无法获得准确的湍流场信息。

（5）SALTS测试系统有着无可比拟的优势，应用前景十分广泛，亟需进一步深入研究。

3.3 CFD仿真技术

前文提及的七个国外项目都不同程度地提及CFD技术在舰面空气流场研究中的重要性。可以预测到，随着CFD技术的发展，未来舰船舰面空气流场以及舰船/舰载机干扰流场的研究主要依赖于CFD技术，而有限的风洞试验与实船测量结果也将仅作为CFD计算结果的考核数据。基于雷诺平均方程（Reynolds Averaged Navier-Stokes Equations,RANS）的湍流模型、大涡模拟方法（Large Eddy Simulation,LES）以及结合两者优势的混合方法（RANS/LES Hybrid Method）成为目前模拟舰船湍流流动问题最为实际可行的方法。

RANS方法是将湍流脉动的所有细节信息使用模型进行模化，忽略流场的非定常特性，得出平均的流场信息，计算效率最高。Reddy等人[38]和Wakefield等人[39]分别对最简单的SFS外形（图7）进行了定常模拟。与试验结果相比，虽然定常的CFD计算能够捕捉到主要的流动结构，但预测的艉部回流区尺寸仍有差别。

LES方法是将大于滤波尺度的湍流脉动进行直接求解，而小于滤波尺度的湍流脉动细节使用模型进行模化。计算网格的尺度一般要与湍流惯性子区的尺寸一致，因此网格数量巨大，计算代价最高；在国外项目三的支持下，Polsky等人[5，40]使用单调集成大涡模拟方法MILES（Monotone Integrated Large-Eddy Simulation）对SFS（图7）、LHA-2（图4）等船形进行数值模拟，计算结果与风洞试验和实测数据吻合较好。在国外项目四的支持下，Snyder等人[3]同样使用MILES方法对USNA YP（图9）艉流场进行数值模拟，取得较好的结果，如图23所示。

RANS/LES混合方法将壁面附近各向异性的湍流脉动结构使用RANS进行模化，在流动分离区域使用LES直接求解，兼顾了计算精度与计算效率。Forrest等人[41]使用脱体涡模拟方法（Detached Eddy Simulation,DES）对SFS2（图14）、Type23（图19）两种船型进行数值模拟，通过与Type23的实测结果进行对比，指出在CFD计算中引入大气边界层进口边界条件的重要性。图24为Type23船型时均流场与瞬时流场结果，可以看到DES方法能够准确地捕捉舰面流场结构。

4 舰面空气流场影响因素

4.1 马赫数与雷诺数

风洞试验时必须考虑相似性的问题，在对应时刻、对应点上的物理量成比例的两个流场称为力学相似流场；在相似流动中，指定的具有代表性的物理量称为特征物理量；任一物理量与其特征量之比称为无因次量。对于无因次量进行相应推导又可以得到若干无因次参数：雷诺数（Re）、傅汝德数（Fr）、斯特罗哈尔数（St）和马赫数（Ma），这些无因次参数是决定流动相似的重要条件，故通常称它们为相似准数。艉部空气流场研究的重点在于舰面及周边一定区域内的湍流速度场与压力场变化对舰载机的气动影响问题，主要与马赫数与雷诺数有关。

雷诺数（Re）表征流体运动的惯性力与粘性力之比。Re改变时，粘性流动的性质也会发生改变。对于分离区来说，不同Re数下的分离点、再附点位置各不相同，涡结构脱落的频率也会发生改变。对于舰船艉部流场，由于分离点固定在机库后缘，一般认为回流区结构随雷诺数变化不大，只是再附点和涡核位置稍有差别[9]，如图26所示。

4.2 其他影响因素

一般来说，风向角越大，机库背风面的涡流区范围越大，湍流度增加，流场品质变差，如图27所示。

机库门的开闭状态（如图28所示）对舰船艉部空气流场有较大的影响，在制定风限图时必须指明机库门的开闭状态。风洞试验初步表明，打开机库门后，机库后部气流的下冲分量加大，因此恶化了直升机的“前冲”现象。同时，舰船艉部回流区涡核位置移向机库，回流区范围变小，如图29、图30所示[13]。另外机库门的开闭状态主要对于直升机旋翼扰流的影响较大，需要进一步的研究。

如图31所示，在实际航行过程中，由于海浪作用，船体有一定的纵摇与横摇运动。船体运动对于舰船艉部空气流场有两方面的作用：一方面使固连的风速传感器进行刚体运动，需要在实测数据中剔除这部分扰动速度；另一方面，船体运动会造成艉部流动结构改变，船体运动频率与艉部涡脱落频率之间的耦合效应需要进一步研究。

5 结 论

舰船舰面空气流场研究对直升机舰上安全起降有重要的意义，是机—舰动态配合研究的重要组成部分。该方向的研究一方面将促进我国舰载直升机的应用与发展，另一方面将指导舰艇上层建筑的合理设计和布置。通过对国内外典型的舰面空气流场测量项目进行分析总结，舰面空气流场研究是一项巨大且复杂的系统工程，涵盖了风洞试验、实船测量以及CFD仿真三项技术。具体来说：

（1）风洞试验有如下优点：a.能比较准确地控制试验条件，如气流的速度、压力、温度等。b.试验在室内进行，受气候条件和时间的影响小，模型和测试仪器的安装、操作、使用比较方便；c.相比实船测量，风洞试验比较安全，而且效率高、成本低。存在的主要问题是模型缩比造成的流场相似性问题。在舰面空气流场协同测量项目中，风洞试验结果常作为验证CFD计算的考核数据。

（2）实船测量能够获得真实流场信息，但存在来流条件不可控、流场信息过少、安全性、成本高等问题，是三种测试手段中最为复杂、代价最大的方法。在实船测量过程中，需要考虑船体运动、舰载电磁设备等多种因素对测试仪器的干扰。

（3）CFD技术具有成本低、效率高、流场信息丰富且可模拟各种不同工况等独特优点，故其逐渐成为舰面空气流场分析的重要手段，但CFD计算结果受到计算格式、物理模型以及网格因素的影响，存在计算精度可信度的问题。需要以风洞试验或实船测试结果为基础，尽量消除上述因素对计算精度的影响。