黃淼，褚林塘，李成華，蔣榮，唐彬彬，吳彬

1. 中國(guó)特種飛行器研究所，荊門 448035 2. 高速水動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，荊門 448035 3. 中航工業(yè)通用飛機(jī)有限責(zé)任公司，珠海 519030

水陸兩棲飛機(jī)的抗浪能力是指飛機(jī)在波浪中水阻力、運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性、噴濺特性、載荷響應(yīng)的綜合性能[1]，具有高抗浪能力是大型水陸兩棲飛機(jī)設(shè)計(jì)的重要目標(biāo)，以增強(qiáng)飛機(jī)對(duì)海洋環(huán)境的適應(yīng)性，提高飛機(jī)的出勤率。

船體是水陸兩棲飛機(jī)最重要的水動(dòng)部件，國(guó)外對(duì)水陸兩棲飛機(jī)船體抗浪性的研究主要有，Elmo通過(guò)對(duì)比飛機(jī)在靜水和波浪水阻力特性，研究了波浪對(duì)水上飛機(jī)阻力的影響[2]，文獻(xiàn)[3]對(duì)飛機(jī)在規(guī)則波中的起飛和著水距離進(jìn)行了分析，文獻(xiàn)[4-5]通過(guò)開展模型試驗(yàn)，研究了船體橫向斜升角、長(zhǎng)寬比、波高、速度對(duì)船體在波浪中運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的影響。國(guó)內(nèi)自20世紀(jì)80年代研制了水轟五飛機(jī)后對(duì)水上飛機(jī)的研究較少，但對(duì)高速滑行體的耐波性進(jìn)行了相關(guān)研究，主要集中在研究高速滑行體在迎浪運(yùn)動(dòng)中的時(shí)域解和頻域解[6-7]，研究船體在波浪中的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性[8-9]，提出了船體在波浪中自由運(yùn)動(dòng)時(shí)水動(dòng)力性能預(yù)報(bào)方法[10]。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)逐步開展了針對(duì)水陸兩棲飛機(jī)船體水動(dòng)力性能的研究，唐彬彬等研究了船體抑波槽寬度對(duì)噴濺的影響[11]，武慶威等提出了一種水上飛機(jī)滑行階段水阻力估算方法[12]，江婷等對(duì)水上飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的判別方法開展了研究[13]，黃淼等對(duì)水陸兩棲飛機(jī)模型波浪試驗(yàn)技術(shù)、飛機(jī)在波浪上的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)以及船體的水動(dòng)力矩特性進(jìn)行了研究[1,14-15]。

水陸兩棲飛機(jī)在水面起飛過(guò)程中，快速性、滑行穩(wěn)定性和波浪水面運(yùn)動(dòng)響應(yīng)對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)安全有重要影響。在低速時(shí)水陸兩棲飛機(jī)處于排水航行狀態(tài)，與船的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)相似，此時(shí)主要由靜浮力支撐飛機(jī)，氣動(dòng)力和水動(dòng)力影響很弱。在中高速時(shí)水動(dòng)力和氣動(dòng)力占主要作用，此時(shí)飛機(jī)的姿態(tài)受到水動(dòng)力、氣動(dòng)力的共同影響，通過(guò)升降舵的操縱可使飛機(jī)的姿態(tài)在較大范圍內(nèi)變化，姿態(tài)過(guò)小或過(guò)大會(huì)使飛機(jī)出現(xiàn)海豚運(yùn)動(dòng)或跳躍等不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象[16]。此外，飛機(jī)姿態(tài)的改變對(duì)水阻力的影響很大，離水起飛前飛機(jī)處于最佳的滑水姿態(tài)能保證船體僅有斷階參與滑水，姿態(tài)減小或增大會(huì)使船體的前體或后體滑水面積增大，從而增加水阻力，影響飛機(jī)的起飛滑水時(shí)間和距離。

船體的布局形式及其線型參數(shù)是船體設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素，本文從船體設(shè)計(jì)、水阻力特性、縱向滑行穩(wěn)定性和波浪水面運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性等方面對(duì)大型水陸兩棲飛機(jī)的抗浪能力進(jìn)行研究。

1 高抗浪船體設(shè)計(jì)

為提高大型水陸兩棲飛機(jī)的水動(dòng)力綜合性能，在設(shè)計(jì)船體時(shí)充分考慮到了船體關(guān)鍵參數(shù)對(duì)性能的影響。研究表明大長(zhǎng)寬比船體能有效地減小飛機(jī)著水載荷，縱搖和飛高運(yùn)動(dòng)響應(yīng)相對(duì)較為溫和，有利于提高飛機(jī)對(duì)波浪的適應(yīng)性，但是船體的噴濺較大[17-20]；船體的橫向斜升角從20°增加至40°時(shí)，飛機(jī)能穩(wěn)定滑行的縱傾角范圍增大，重心穩(wěn)定前后限增加，波浪中著水過(guò)載減小55%，噴濺性能有所改善，但是水阻力增加，使飛機(jī)的起飛滑水時(shí)間和滑水距離分別增大了25%和30%[21]；此外，采用前體扭曲設(shè)計(jì)后能有效地增大飛機(jī)穩(wěn)定滑行范圍[22]。大型水陸兩棲飛機(jī)船體采用大長(zhǎng)寬比設(shè)計(jì)以增強(qiáng)飛機(jī)的抗浪能力，為了改善飛機(jī)的噴濺特性，在前體前部設(shè)計(jì)抑波槽以降低飛機(jī)低速段的噴濺高度和寬度。在中高速運(yùn)動(dòng)時(shí)，主滑行面對(duì)船體的水動(dòng)力性能影響最大，在設(shè)計(jì)主滑行面時(shí)為平衡斜升角的變化對(duì)水阻力、滑水穩(wěn)定性和著水載荷的影響，將主滑行面設(shè)計(jì)成帶舭彎的橫截面形式，在舭寬一定的前提下，這種橫截面形式能有效增大主滑行面的斜升角，提高飛機(jī)滑水穩(wěn)定性并降低著水載荷[23]，還有利于引導(dǎo)附著在舭彎水流的流動(dòng)方向，使水流以一定的角度向下流向水面，阻止水流繼續(xù)沿著機(jī)身側(cè)面向上流動(dòng)而增大摩擦阻力。此外，在1.5倍斷階寬度的主滑行面內(nèi)采用扭曲設(shè)計(jì)，即不同橫截面處橫向斜升角不相同，主滑行面從前往后斜升角逐漸減小，以兼顧滑水穩(wěn)定性和水阻力；在設(shè)計(jì)縱剖線角度的分布規(guī)律時(shí)，將主滑行面看成是一系列單位寬度的、以不同角度滑水的平板的總和，考慮到平板滑水時(shí)吃水越深、滑水角度越大則水阻力越大[24]，而主滑行面中剖面處吃水最深，從中剖面往兩側(cè)吃水逐漸減小，因此在設(shè)計(jì)時(shí)保持中剖面附近縱剖線角度較小，而往兩側(cè)縱剖線角度可稍大，以提高有效滑行角度增加主滑行面的水動(dòng)升力。

2 試驗(yàn)研究方法

試驗(yàn)原理見圖1，沿軌道運(yùn)動(dòng)的拖車帶動(dòng)模型以一定的速度沿航向運(yùn)動(dòng)，根據(jù)文獻(xiàn)[16]，飛機(jī)的縱搖運(yùn)動(dòng)和飛高運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性影響最顯著，在研究大型水陸兩棲飛機(jī)的抗浪能力時(shí)可將飛機(jī)限制為航向移動(dòng)、俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)和垂向移動(dòng)(飛高)的3個(gè)自由度。滑車在拖車上沿航向能在一定范圍內(nèi)運(yùn)動(dòng)，前端連接阻力儀。升沉桿穿過(guò)滑車且下端與模型在重心處鉸接，可與模型一起在垂向移動(dòng)，模型能在俯仰方向以重心處為支點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)，升沉桿上端連接線位移傳感器。偏航限制器限制模型的偏航運(yùn)動(dòng)，與滑車及升沉桿系統(tǒng)一起限制模型的側(cè)向移動(dòng)和橫傾。

試驗(yàn)過(guò)程中利用阻力儀、傾角傳感器以及線位移傳感器分別測(cè)試模型受到的阻力、縱傾角及飛高響應(yīng)，波浪試驗(yàn)中利用加速度傳感器測(cè)量模型的滑水載荷，各傳感器的量程及精度見表1，表中1 kgf=9.8 N,FS為精度和滿量程的百分比。

由于有自由液面及興波的存在，重力對(duì)水的流動(dòng)有重要影響，因此水池拖曳試驗(yàn)以傅汝德數(shù)相似原理為基礎(chǔ)，滿足該相似原理時(shí)試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)機(jī)之間物理量的對(duì)應(yīng)關(guān)系見表2[25]，并以此作為確定試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽?、重量、速度等試?yàn)參數(shù)理論值的依據(jù)。生產(chǎn)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯庑闻c理論值的差異在-1～0 mm之間(利用卡板和塞尺對(duì)外形進(jìn)行檢驗(yàn)，在所有站位處卡板能合攏且與模型外形之間的最大間隙不超過(guò)1 mm)，模型的重量、俯仰慣性矩與理論值之間的差異分別為-0.1%、4.8%。

圖1 試驗(yàn)原理簡(jiǎn)圖Fig.1 Illustration of test principle

表1 試驗(yàn)用儀器設(shè)備Table 1 Measuring equipment used in test

表2 模型與實(shí)機(jī)比例關(guān)系 [25]Table 2 Ratio of full scale and model value [25]

表2中λ為試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s尺比例(該試驗(yàn)?zāi)Ｐ挺?1∶8.5)。由于縮尺比例的影響，模型的雷諾數(shù)一般比實(shí)機(jī)的雷諾數(shù)低1～2個(gè)量級(jí)左右。雷諾數(shù)主要影響?zhàn)ば粤?，在水阻力中，黏性力所占比例較小，對(duì)于氣動(dòng)阻力，根據(jù)文獻(xiàn)[26]，采用大相對(duì)厚度翼型的運(yùn)輸類飛機(jī)，當(dāng)雷諾數(shù)相差1個(gè)量級(jí)時(shí)翼型氣動(dòng)力系數(shù)差異最大值在15%左右。為解決模型與實(shí)機(jī)之間雷諾數(shù)不相似引起的氣動(dòng)力差異問(wèn)題，提出的解決辦法是：試驗(yàn)時(shí)首先測(cè)量模型在試驗(yàn)室環(huán)境下的氣動(dòng)力特性，將模型提升使模型最低點(diǎn)距水面10～20 mm，拖車帶動(dòng)模型以固定的縱傾角、恒定的速度運(yùn)動(dòng)(此時(shí)模型不接觸水面)，測(cè)量模型氣動(dòng)升力、阻力以及俯仰力矩特性。然后開展模型水面滑行試驗(yàn)，由拖車帶動(dòng)模型以恒定的速度沿航向運(yùn)動(dòng)，測(cè)量模型受到的總阻力、垂向位移和縱傾角，將該總阻力減去模型的氣動(dòng)阻力得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷乃枇Α?/p>

3 水阻力性能

水陸兩棲飛機(jī)在水面起飛過(guò)程中水阻力變化典型特征如圖2所示，圖中橫坐標(biāo)為速度，VTO代表飛機(jī)的離水速度(Take-off Velocity)。飛機(jī)在水面上滑行起飛過(guò)程中，隨著速度的增大水阻力會(huì)出現(xiàn)一個(gè)峰值，該峰值的大小、位置對(duì)飛機(jī)的滑水起飛時(shí)間和距離有較大影響。隨著速度的進(jìn)一步增加，水動(dòng)升力迅速增大，參與滑水的船體面積逐漸減小，水阻力逐漸減小，在離水前水動(dòng)力主要集中在主滑行面靠近斷階的一段三角區(qū)域內(nèi)，且壓力很大，這樣在斷階處產(chǎn)生流速很高的噴濺流束向后運(yùn)動(dòng)，在接近離水速度時(shí)，噴濺流束有可能吸附在后體機(jī)身上，對(duì)機(jī)身形成沖刷作用從而增加額外的阻力，該阻力增量使水阻力出現(xiàn)第2個(gè)峰值，如圖2中實(shí)線所示，如果尾流跡沒有吸附在后體機(jī)身上，則不會(huì)形成第2個(gè)阻力峰值，如圖2中虛線所示。該峰值出現(xiàn)與否，以及大小與飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)有關(guān)，因此研究水阻力性能時(shí)要結(jié)合飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行分析，避免出現(xiàn)第2水阻力峰值，以提高飛機(jī)的起飛性能。

圖3為兩個(gè)不同狀態(tài)下飛機(jī)無(wú)量綱水阻力系數(shù)(水阻力與模型重量的比值)隨速度變化曲線。當(dāng)速度為47%VTO時(shí)水阻力達(dá)到峰值，速度小于86%VTO時(shí)，兩個(gè)狀態(tài)的水阻力系數(shù)基本一致，但速度在94%VTO時(shí)，狀態(tài)1的水阻力出現(xiàn)了第2峰值，該峰值為第1阻力峰的73.8%，比同速度下狀態(tài)2的水阻力增大了52.3%。在高速狀態(tài)下，飛機(jī)的水阻力主要為摩擦阻力和噴濺阻力，從圖4、圖5所示的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)可以看出，狀態(tài)1的噴濺形態(tài)非常穩(wěn)定，噴濺流束與機(jī)身之間有充足的空氣流動(dòng)，阻止了噴濺流束吸附在機(jī)身上，而狀態(tài)2從斷階產(chǎn)生的噴濺流束完全吸附在后部機(jī)身上，使摩擦阻力迅速增大，從而導(dǎo)致第2阻力峰值的出現(xiàn)。

圖2 水面起飛過(guò)程水阻力變化典型特征Fig.2 Typical characteristics of change of hydro-resistance in process of take-off

圖3 水阻力隨速度變化曲線Fig.3 Curves of hydro-resistance with speed

圖4 狀態(tài)1飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)Fig.4 Motion state of aircraft for status No.1

圖5 狀態(tài)2飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)Fig.5 Motion state of aircraft for status No.2

進(jìn)一步對(duì)比分析發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)主斷階噴濺形態(tài)是影響是否出現(xiàn)第2峰值水阻力關(guān)鍵因素，飛機(jī)在中低速運(yùn)動(dòng)時(shí)，船體滑水面積較大，僅產(chǎn)生舭線方向的噴濺，而在離水前狀態(tài)速度較高，僅主滑行面靠近斷階的一部分船體滑水，此時(shí)除產(chǎn)生舭線方向噴濺外，還有斷階方向的噴濺。當(dāng)飛機(jī)縱傾角θ(機(jī)身的水平基準(zhǔn)線與水平面的夾角，如圖6所示)較小時(shí)，斷階方向的噴濺沿著主滑行面切線方向流動(dòng)，此時(shí)噴濺與船體后體之間存在間隙。隨著縱傾角的增大，斷階方向的噴濺無(wú)法繼續(xù)保持沿主滑行面切線方向流動(dòng)，噴濺抬高，噴濺與船體后體之間的間隙減小，直到吸附在船體后體上。經(jīng)過(guò)對(duì)大量的模型水池試驗(yàn)結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)速度達(dá)到80%VTO、縱傾角比后體龍骨角β大1°時(shí)，飛機(jī)易出現(xiàn)水阻力第2峰值。因此飛機(jī)在水面起飛時(shí)要通過(guò)操縱升降舵保持飛機(jī)縱傾角處于合適位置，以避免水阻力第2峰值的出現(xiàn)。

圖6 水陸兩棲飛機(jī)船體主要特征Fig.6 Principal features of amphibian aircraft hull

4 縱向滑行穩(wěn)定性

飛機(jī)從水面起飛與從地面起飛最大不同之處在于，從地面起飛時(shí)有起落架支撐，在到達(dá)抬前輪速度之前，飛行員可通過(guò)操縱舵面控制飛機(jī)以穩(wěn)定的縱傾角滑行。從水面起飛時(shí)，由于飛機(jī)受到水動(dòng)力的大小及作用點(diǎn)位置不斷變化，飛機(jī)在水面滑行姿態(tài)先增大后減小，出現(xiàn)明顯的縱傾峰。飛機(jī)在水面滑行縱向穩(wěn)定性取決于飛機(jī)重心與水動(dòng)力、氣動(dòng)力合力作用點(diǎn)之間的位置關(guān)系。只有當(dāng)水動(dòng)力、氣動(dòng)力合力的作用點(diǎn)在重心之后，使繞飛機(jī)重心的俯仰力矩對(duì)縱傾角變化曲線的斜率為負(fù)時(shí)，才能保證水上飛機(jī)在水面滑行時(shí)穩(wěn)定。

當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入滑行狀態(tài)以后，僅船體的主滑行面參與滑水，水動(dòng)力作用集中在斷階前一段三角區(qū)域內(nèi)，此時(shí)如果飛機(jī)以較小的縱傾角滑行，受到干擾后會(huì)引起水動(dòng)力作用點(diǎn)位置急劇變化，特別是飛機(jī)受到低頭干擾時(shí)飛機(jī)縱傾角進(jìn)一步減小，水動(dòng)力作用點(diǎn)迅速前移，使水動(dòng)力和氣動(dòng)力合力作用點(diǎn)移到重心之前，飛機(jī)變得不穩(wěn)定，容易出現(xiàn)海豚運(yùn)動(dòng)。當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)角較大時(shí)，飛機(jī)易出現(xiàn)跳躍運(yùn)動(dòng)，這種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)為飛機(jī)受到干擾后若姿態(tài)角增大，氣動(dòng)力迅速增大使飛機(jī)瞬間離開水面，但由于氣動(dòng)力不足以支撐整個(gè)飛機(jī)的重量，飛機(jī)再次著水。對(duì)應(yīng)于出現(xiàn)海豚運(yùn)動(dòng)、跳躍運(yùn)動(dòng)的速度和縱傾角的位置分別為下穩(wěn)定邊界和上穩(wěn)定邊界，水陸兩棲飛機(jī)典型滑水穩(wěn)定邊界如圖7所示。

在不同的區(qū)域內(nèi)飛機(jī)的縱傾角有不同的特性。在穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)，飛機(jī)的縱傾角響應(yīng)比較穩(wěn)定，在受到干擾后能迅速收斂，即使受到干擾的瞬間飛機(jī)縱傾角超出穩(wěn)定下邊界，縱傾角也能恢復(fù)到受干擾前的狀態(tài)，而在穩(wěn)定邊界附近或超出穩(wěn)定邊界時(shí)，受到干擾后縱傾角響應(yīng)發(fā)散，或是未受到干擾時(shí)縱傾角響應(yīng)出現(xiàn)發(fā)散。圖8～圖10所示為試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵院愣ㄋ俣冗\(yùn)動(dòng)時(shí)縱傾角變化曲線，圖中橫坐標(biāo)為模型運(yùn)動(dòng)速度穩(wěn)定的時(shí)間段，縱坐標(biāo)為模型的縱傾角。圖8所示運(yùn)動(dòng)狀態(tài)在穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)，模型在受到干擾前縱傾角平均值為4.93°，在15 s時(shí)刻模型受到人為施加的瞬態(tài)低頭干擾，干擾值為4.55°，干擾后模型縱傾角最小值達(dá)到0.38°，此后模型縱傾角迅速收斂，在17.5 s時(shí)刻收斂到受干擾前的狀態(tài)。圖9所示狀態(tài)在穩(wěn)定下邊界附近，可以看出模型受到干擾后，縱傾角響應(yīng)發(fā)散不收斂。圖10所示的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，模型在未受到干擾時(shí)縱傾角響應(yīng)本身已經(jīng)發(fā)散。

圖7 水陸兩棲飛機(jī)典型穩(wěn)定邊界示意圖Fig.7 Schematic diagram of typical stability boundary of amphibian aircraft

圖8 受到干擾后縱傾角響應(yīng)收斂Fig.8 Convergence of trim angle after disturbance

圖9 受到干擾后縱傾角響應(yīng)發(fā)散Fig.9 Divergence of trim angle after disturbance

圖10 未受到干擾時(shí)縱傾角響應(yīng)發(fā)散Fig.10 Divergence of trim angle without disturbance

為增強(qiáng)水陸兩棲飛機(jī)的滑行穩(wěn)定性，一般要求飛機(jī)穩(wěn)定滑行范圍較寬，以保證飛機(jī)在較大的升降舵偏角范圍內(nèi)能穩(wěn)定滑水起飛，國(guó)軍標(biāo)《有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行品質(zhì)》要求“穩(wěn)定區(qū)域的縱傾角范圍不得小于3°”此外，還需通過(guò)研究確定飛機(jī)穩(wěn)定滑行邊界范圍。

圖11所示為飛機(jī)在不同升降舵偏角時(shí)縱傾角隨速度的變化曲線，可以看出飛機(jī)在靜水面上縱傾角能達(dá)到的最大值在7.5°左右，當(dāng)飛機(jī)縱傾角達(dá)到后緣角附近時(shí)，整個(gè)后體參與滑水，后體受到的水動(dòng)升力形成較大的低頭力矩阻止飛機(jī)縱傾角進(jìn)一步增大，從模型水池試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦\(yùn)動(dòng)狀態(tài)來(lái)看，飛機(jī)在該角度下滑行時(shí)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定，未出現(xiàn)跳躍現(xiàn)象。針對(duì)下穩(wěn)定邊界，在速度65%VTO、縱傾角3.8°，速度72%VTO、縱傾角2.5°時(shí)出現(xiàn)了海豚運(yùn)動(dòng)，說(shuō)明這兩個(gè)狀態(tài)已處在飛機(jī)下穩(wěn)定邊界上，而其他狀態(tài)均穩(wěn)定滑行。從圖中還可以看出，在速度為65%VTO時(shí)飛機(jī)穩(wěn)定邊界范圍最低，縱傾角穩(wěn)定范圍為3.8°。

圖11 飛機(jī)穩(wěn)定邊界圖(設(shè)計(jì)載重、重心后限)Fig.11 Stability boundary of aircraft (status of designed load, after center of gravity limit)

5 波浪運(yùn)動(dòng)響應(yīng)

由于波浪水面的不規(guī)則性，作用于船體水動(dòng)力的大小、作用位置不斷變化，使飛機(jī)的縱傾角、飛高運(yùn)動(dòng)響應(yīng)在一定范圍內(nèi)波動(dòng)，波動(dòng)幅值的大小是影響飛機(jī)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的關(guān)鍵因素。此外，相對(duì)于靜水中飛機(jī)能穩(wěn)定滑行不同，在波浪中滑行時(shí)船體垂向會(huì)出現(xiàn)過(guò)載響應(yīng)，過(guò)載響應(yīng)的峰值、響應(yīng)周期對(duì)機(jī)載人員的生理影響明顯，是限制機(jī)載人員操作能力、造成生理不適的重要因素。

圖12～圖14所示為規(guī)則波試驗(yàn)得到的模型縱傾角、飛高以及機(jī)身垂向過(guò)載響應(yīng)特性。試驗(yàn)原理見圖1，根據(jù)傅汝德數(shù)相似準(zhǔn)則，以及俄羅斯中央流動(dòng)動(dòng)力研究院提出的規(guī)則波波高或涌浪(可近似看出規(guī)則波)與3%保證率波高H3%的換算關(guān)系，試驗(yàn)波浪環(huán)境相應(yīng)于實(shí)機(jī)對(duì)應(yīng)的波浪為波高0.7 m的涌浪或3%保證率波高H3%=1.4 m的風(fēng)浪，波長(zhǎng)為20～160 m。試驗(yàn)速度分別為32.2%VTO、48.3%VTO、64.4%VTO。

圖12所示為試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂v傾角波動(dòng)幅值變化曲線，可以看出，速度為32.2%VTO時(shí)，縱傾角波動(dòng)幅值曲線的共振波長(zhǎng)(峰值對(duì)應(yīng)的波長(zhǎng))為1.5倍船體長(zhǎng)度，速度為48.3%VTO、64.4%VTO時(shí)縱傾角有兩個(gè)峰值，第1峰值共振波長(zhǎng)分別為0.5倍和0.8倍船體長(zhǎng)度，第2峰值共振波長(zhǎng)分別為1.8倍和3倍船體長(zhǎng)度?？傮w來(lái)看，隨著速度的增大，峰值的大小和共振波長(zhǎng)均增大。

圖13所示為試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w高波動(dòng)幅值變化曲線，可以看出，不同速度時(shí)該曲線只有一個(gè)峰值，隨著波長(zhǎng)的增大，飛機(jī)飛高運(yùn)動(dòng)響應(yīng)逐步增大，當(dāng)波長(zhǎng)為2～4倍船體長(zhǎng)度時(shí)，飛高運(yùn)動(dòng)響應(yīng)達(dá)到峰值狀態(tài)。在該波長(zhǎng)范圍內(nèi)，飛機(jī)飛高響應(yīng)始終保持較大的波動(dòng)幅值，在同一波長(zhǎng)時(shí)，隨著速度的增大，飛機(jī)飛高波動(dòng)幅值增大。

圖14所示為機(jī)身首部垂向過(guò)載變化曲線，圖中g(shù)表示重力加速度?？梢钥闯觯c縱傾角波動(dòng)幅值曲線變化規(guī)律相似，速度為32.2%VTO時(shí)垂向過(guò)載曲線有一個(gè)峰值，共振波長(zhǎng)為1.4倍船體長(zhǎng)度，速度為48.3%VTO、64.4%VTO時(shí)有兩個(gè)峰值，第1峰值共振波長(zhǎng)分別為1.1倍和0.9倍船體長(zhǎng)度，第2峰值共振波長(zhǎng)分別為1.4倍和2.2倍船體長(zhǎng)度。

圖12 波浪中飛機(jī)縱傾角響應(yīng)特性Fig.12 Trim angle response characteristics of aircraft to wave

圖13 波浪中飛機(jī)飛高響應(yīng)特性Fig.13 Heave response characteristics of aircraft to wave

圖14 波浪中飛機(jī)首部垂向過(guò)載響應(yīng)特性Fig.14 Vertical load response characteristics of aircraft forebody to wave

6 結(jié) 論

在對(duì)大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)船體綜合性能優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，對(duì)船體水阻力、滑行穩(wěn)定性及波浪運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性進(jìn)行了研究，得到了如下結(jié)論：

1) 對(duì)于該飛的船體，當(dāng)速度達(dá)到80%VTO、縱傾角比后體龍骨角大1°時(shí)，斷階方向的噴濺易吸附在后體上，使水阻力出現(xiàn)第2峰值，其他狀態(tài)水阻力均不會(huì)出現(xiàn)第2峰值。起飛時(shí)可通過(guò)操縱升降舵使飛機(jī)縱傾角小于后體龍骨角避免水阻力出現(xiàn)第2峰值。

2) 當(dāng)飛機(jī)以較小縱傾角滑行時(shí)，受到低頭干擾后船體水動(dòng)力作用位置明顯前移，使水動(dòng)力和氣動(dòng)力合力作用點(diǎn)位置移動(dòng)至重心之前，飛機(jī)易出現(xiàn)海豚運(yùn)動(dòng)。

3) 在縱傾角-速度穩(wěn)定區(qū)域圖中，當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)在穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)時(shí)，受到干擾后飛機(jī)縱傾角能迅速受到干擾前的狀態(tài)；在穩(wěn)定邊界附近或邊界以外時(shí)，受到干擾后飛機(jī)縱傾角迅速發(fā)散，或是未受到干擾前縱傾角響應(yīng)本身就發(fā)散。

4) 飛機(jī)在波浪中運(yùn)動(dòng)時(shí)，當(dāng)波長(zhǎng)為0.5～4倍船體長(zhǎng)度時(shí)，飛機(jī)的縱傾角、飛高響應(yīng)和機(jī)身垂向過(guò)載響應(yīng)較為劇烈，速度越大，縱傾角、飛高波動(dòng)幅值和機(jī)身垂向過(guò)載峰值越大。

需要指出的是，上述研究結(jié)論是基于模型試驗(yàn)得到的，得到的水阻力峰值特性、第2水阻力峰值出現(xiàn)的條件，以及滑行穩(wěn)定邊界位置對(duì)大型水陸兩棲飛機(jī)水上首飛起降操縱程序的制定有重要的指導(dǎo)意義。由于實(shí)驗(yàn)室無(wú)法模擬三維不規(guī)則波，飛機(jī)在波浪中的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)僅考慮了規(guī)則波浪環(huán)境，飛機(jī)在不規(guī)則波中的運(yùn)動(dòng)特性還需在后續(xù)的試飛中加以研究。