申遂愿，朱清華，曾嘉楠，朱振華，王坤

(南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

0 引 言

水上飛機(jī)兼具飛機(jī)與高性能船舶的一些共同特點(diǎn)，能夠在水面滑行、起飛與降落，也能在空中飛行，裝有起落裝置的水上飛機(jī)能夠在陸地起降[1]。1905年法國航空先驅(qū)瓦贊兄弟設(shè)計(jì)了世界上第一款水上飛機(jī)[2]，第二次世界大戰(zhàn)后，水上飛機(jī)隨著航空技術(shù)的進(jìn)步得到迅速發(fā)展，可靠性和飛行性能得到很大提高。較為著名的水上飛機(jī)有美國LA4-200水陸兩棲飛機(jī)，其先后生產(chǎn)了1 000多架[1]，日本的US-1型水陸兩棲飛機(jī)，采用了抑制水上起飛降落水花噴濺的技術(shù)，德國的Seastar兩棲飛機(jī)優(yōu)化船體設(shè)計(jì)減小水動阻力，俄羅斯在A-40基礎(chǔ)上研制出森林滅火型兩棲飛機(jī)Be-200[3]。

中國在20世紀(jì)70年代研制出水轟-5水上飛機(jī)，主要用于反潛與滅火[4]，90年代南京航空航天大學(xué)研制出FT300輕型水上飛機(jī)，主要用于民用觀光旅游、水上緝私等方面[5]；21世紀(jì)，航空工業(yè)特種飛行器研究所研制的AG-600型水上飛機(jī)于2018年完成水面起飛試驗(yàn)，該型水上飛機(jī)是目前世界上最大的水上飛機(jī)。

傳統(tǒng)水上飛機(jī)分為單浮筒式、雙浮筒式和船身式三種類型。傳統(tǒng)型水上飛機(jī)水面起飛阻力峰值遠(yuǎn)高于飛機(jī)巡航狀態(tài)所受阻力，為了滿足水面起飛條件而安裝大功率發(fā)動機(jī)，而水上飛機(jī)巡航飛行時(shí)間遠(yuǎn)多于水面起飛時(shí)間，發(fā)動機(jī)水面起飛過程短時(shí)間輸出大功率，大部分時(shí)間工作在小轉(zhuǎn)速低輸出功率狀態(tài)，容易對發(fā)動機(jī)造成損壞，縮短發(fā)動機(jī)使用壽命[6]。同時(shí)，附加的浮筒或船身設(shè)計(jì)增加了飛機(jī)的重量，降低了飛機(jī)的有效載荷。

法國Lisa航空公司于2012年設(shè)計(jì)制造了Akoya水翼型水上飛機(jī)，Akoya飛機(jī)機(jī)身腹部與尾部均安裝有水翼，取消了浮筒與船身式設(shè)計(jì)。水的密度約為空氣密度的800倍，因此較小浸水面積的水翼割劃水面能產(chǎn)生較大的水動升力，Akoya水上飛機(jī)的速度達(dá)到一定值后，水翼產(chǎn)生的水動升力將機(jī)身抬離水面，從而減小飛機(jī)的浸水面積，降低飛機(jī)的水動阻力峰值，實(shí)現(xiàn)快速短距水面起飛，但該種構(gòu)型額外的水翼對飛機(jī)空中飛行性能產(chǎn)生一定不利影響。

目前針對水翼型水上飛機(jī)的研究較少，水翼型水上飛機(jī)水面滑行狀態(tài)與水翼船水面航行狀態(tài)類似，可以參考其研究方法。水翼船水動性能研究方法主要分為三種：一是通過實(shí)驗(yàn)的方法進(jìn)行研究，如遲云鵬等[7]對30 t槽道水翼滑行艇進(jìn)行了試驗(yàn)，研究了水翼剖面形狀、水翼安裝角、船體重心位置等對槽道水翼滑行艇阻力性能的影響；二是通過經(jīng)驗(yàn)公式和工程方法進(jìn)行估算，如唐建飛等[8]結(jié)合經(jīng)驗(yàn)公式和簡化模型得出了水翼船阻力計(jì)算方法；三是基于CFD軟件進(jìn)行水翼船阻力計(jì)算，如周進(jìn)[9]采用SSTk-ε模型對水翼滑行艇阻力與耐波性進(jìn)行了研究并使用VOF方法對自由液面進(jìn)行了捕捉。

上述研究方法雖能較準(zhǔn)確計(jì)算水翼船的水動性能但未考慮空氣動力因素影響，而空氣動力對水翼型水上飛機(jī)水面滑行影響較大，因此本文提出了一種可偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局水翼型水上飛機(jī)，采用空氣動力和水動力耦合求解并結(jié)合動力學(xué)平衡方程方法對水動性能進(jìn)行數(shù)值研究，該方法綜合考慮了空氣動力及水動力影響，盡可能準(zhǔn)確計(jì)算水翼型水上飛機(jī)水動性能。

1 水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局特點(diǎn)

為滿足水上飛機(jī)水面滑行和空中飛行綜合性能的最優(yōu)化，設(shè)計(jì)可偏轉(zhuǎn)機(jī)翼水翼型水上飛機(jī)如圖1所示，具體布局特點(diǎn)為：

(1) 水翼型水上飛機(jī)機(jī)翼分為固定機(jī)翼與偏轉(zhuǎn)機(jī)翼兩部分，固定機(jī)翼采用NACA4415翼型，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼采用SIMPLE9翼型。SIMPLE9翼型為弓背形翼型，壓力分布均勻，能有效降低發(fā)生空泡的可能性，具有優(yōu)異的水動性能。

(2) 水翼型水上飛機(jī)尾部安裝有尾部水翼，尾部水翼采用SIMPLE9翼型。

(3) 尾翼采用常規(guī)的T型尾翼設(shè)計(jì)防止平尾受到機(jī)身濺起波浪的影響，螺旋槳發(fā)動機(jī)安裝在垂尾上。

飛機(jī)水面滑行狀態(tài)如圖1(a)所示，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)至與水平面呈30°角，當(dāng)飛機(jī)速度達(dá)到一定值，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼與尾部水翼產(chǎn)生的水動升力將機(jī)身抬離水面減小飛機(jī)水動阻力。飛機(jī)離水起飛后，如圖1(b)所示，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)至與水平面水平，此時(shí)機(jī)翼能夠提供更大的升力。飛機(jī)靜止在水中時(shí)水線位置圖如圖1(c)所示，其中深色部分為飛機(jī)浸在水中部分。

(a) 水面滑行狀態(tài)

(b) 空中飛行狀態(tài)

2 水動特性分析

2.1 水動力計(jì)算方法

水面起飛過程比陸地起飛過程更加復(fù)雜，首先需要考慮水面波浪對其飛行姿態(tài)的影響，其次除了空氣動力與發(fā)動機(jī)推力大小及方向的影響，還存在不斷變化的水動力與重力的作用[6]。若直接對水上飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬，由于水上飛機(jī)對水面與空氣兩種介質(zhì)的網(wǎng)格與邊界條件要求不同，存在計(jì)算不兼容的問題，計(jì)算時(shí)間長且計(jì)算精度較低[3]。因此需要將空氣動力與水動力分別求解，再通過動力學(xué)方程將兩者結(jié)合修正水上飛機(jī)飛行參數(shù)，其具體計(jì)算流程如圖2所示，首先給定一個(gè)初始飛行條件如飛行速度、飛機(jī)俯仰角、發(fā)動機(jī)推力與方向等，分別計(jì)算該狀態(tài)下水動力與空氣動力，通過動力學(xué)平衡方程修正飛機(jī)飛行姿態(tài)，同時(shí)改變水線高度，迭代計(jì)算直至飛機(jī)達(dá)到平衡條件，得到該平衡條件下飛機(jī)的水動特性?？諝鈩恿τ?jì)算模型不包括后段偏轉(zhuǎn)機(jī)翼與尾部水翼，水動力計(jì)算模型只包含飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼與尾部水翼，其動力學(xué)平衡方程[10]為

水平方向：

(1)

豎直方向：

mg=Lw+La+T-nPsin(Ψ+φ)

(2)

繞重心轉(zhuǎn)動：

Lqsx1+Lhsx2+Lax3=0

(3)

圖2 水面滑行計(jì)算流程圖Fig.2 Flow chart for calculation during surface taxiing

2.2 水動力計(jì)算方法驗(yàn)證

由于水翼型水上飛機(jī)貼近水面起飛，因此進(jìn)行空氣動力計(jì)算時(shí)需要考慮地面效應(yīng)對其氣動性能的影響，本文選擇NACA0012三維地效矩形機(jī)翼[11]進(jìn)行空氣動力算例驗(yàn)證，機(jī)翼弦長c=400 mm，機(jī)翼展長l=800 mm，機(jī)翼后緣到地面距離h=40 mm，來流速度V=50 m/s。

數(shù)值計(jì)算采用Realizablek-ε湍流模型，壓力-速度耦合采用SIMPLE算法。計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[11]試驗(yàn)結(jié)果對比如表1所示，可以看出：升阻系數(shù)誤差均在5%以內(nèi)，表明上述計(jì)算方法適用于空氣動力計(jì)算。

對Wigley船型[12]在不同弗汝德數(shù)下進(jìn)行水動力算例驗(yàn)證，Wigley船型方程為

(4)

式中：A為船寬；L為船長；H為吃水深度；0≤x≤L，-H≤z≤0，其中L=2.5 m，A=0.25 m，H=0.156 m。

表1 NACA0012機(jī)翼模型試驗(yàn)數(shù)據(jù)與CFD模擬結(jié)果比較Table 1 Comparison of NACA0012 wing model test data with CFD simulation results

采用RNG 湍流模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，采用VOF方法對自由水面進(jìn)行捕捉。計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[12]試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比結(jié)果如表2所示(表中CT1為CFD模擬結(jié)果，CT2為試驗(yàn)結(jié)果)，可以看出：總阻力系數(shù)誤差在5%以內(nèi)，表明上述計(jì)算方法適用于水動力計(jì)算。

表2 Wigley模型試驗(yàn)數(shù)據(jù)與CFD模擬結(jié)果比較Table 2 Comparison of Wigley model test data with CFD simulation results

2.3 水動性能計(jì)算

水翼型水上飛機(jī)水面起飛過程中，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)30°，水動力計(jì)算網(wǎng)格如圖3(a)所示，其中1代表水，2代表空氣，1、2的分界線為飛機(jī)水線位置；邊界條件設(shè)置如圖3(b)所示，速度入口分為空氣入口和水入口，采用速度入口邊界條件，速度大小設(shè)置相同，出口為自由出流，底面為移動壁面，對稱面為對稱邊界，飛機(jī)為無滑移壁面，其他面均為滑移壁面。水翼型水上飛機(jī)速度V=12 m/s時(shí)水線位置圖如圖4所示，水翼型水上飛機(jī)自身浮力FT變化曲線圖如圖5所示。

(a) 水動力計(jì)算網(wǎng)格

(b) 邊界條件圖3 網(wǎng)格及邊界條件Fig.3 Mesh and boundary conditions

圖4 速度V=12 m/s時(shí)水線及水面狀態(tài)圖Fig.4 Water line chart at V=12 m/s

圖5 水翼型水上飛機(jī)浮力變化曲線圖Fig.5 Curve chart of buoyancy of hydrofoil seaplane

從圖4～圖5可以看出：隨著飛機(jī)速度的增加，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼和尾部水翼產(chǎn)生的水動升力隨之增大，將飛機(jī)機(jī)身逐漸抬離水面，飛機(jī)浸水部分體積不斷減小，從而所受浮力迅速減??；速度V=12 m/s時(shí)，飛機(jī)的水動升力將機(jī)身完全抬離水面，此時(shí)只有小部分偏轉(zhuǎn)機(jī)翼及尾部水翼在水中，飛機(jī)浮力變化緩慢。

水翼型水上飛機(jī)總升力隨速度變化曲線圖如圖6所示，可以看出：當(dāng)水翼型水上飛機(jī)速度低于12 m/s時(shí)，機(jī)身未離開水面，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼浸水面積較大，因此隨著速度的增加，水動升力升高較快，最大水動升力為6 966 N，約占總升力的88.1%，該階段由于飛機(jī)速度較小，空氣動力影響不大，當(dāng)速度超過12 m/s后，機(jī)身離開水面，總升力變化不大，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼浸水面積減小加快，產(chǎn)生的水動升力逐漸減小，而飛機(jī)的氣動升力逐漸增加，當(dāng)速度超過24 m/s時(shí)，氣動升力超過水動升力，當(dāng)速度達(dá)到30 m/s時(shí)，水動升力降至0，水翼型水上飛機(jī)離開水面。

圖6 水翼型水上飛機(jī)總升力隨速度變化曲線圖Fig.6 Curve chart of total lift change with velocity of hydrofoil seaplane

水翼型水上飛機(jī)總阻力隨速度變化曲線圖如圖7所示，可以看出：當(dāng)水翼型水上飛機(jī)速度低于12 m/s時(shí)，空氣阻力增加緩慢，水動阻力急劇增加，阻力主要來源于偏轉(zhuǎn)機(jī)翼的水動阻力，最大水動阻力為1 465 N，該階段隨著速度的增加，由于飛機(jī)速度較小，水動升力不足以將機(jī)身抬離水面，水翼型水上飛機(jī)浸水面積較大，水動阻力增加較快；當(dāng)速度超過12 m/s后，機(jī)身離開水面，水動阻力開始下降，空氣阻力上升加快，水翼型水上飛機(jī)水面起飛過程所受最大阻力為1 511 N。

圖7 水翼型水上飛機(jī)總阻力隨速度變化曲線圖Fig.7 Curve chart of total drag change with velocity of hydrofoil seaplane

為驗(yàn)證水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局的水動性能，選用雙浮筒型水上飛機(jī)作為參考模型進(jìn)行對比研究。雙浮筒型水上飛機(jī)與水翼型水上飛機(jī)具有相同的機(jī)身和尾翼形狀，機(jī)翼采用NACA4415翼型，弦長、安裝角、水平投影面積與水翼型水上飛機(jī)相同，雙浮筒水上飛機(jī)取消水翼設(shè)計(jì)，在機(jī)身下部安裝兩個(gè)大小形狀一致的浮筒，如圖8所示。雙浮筒型水上飛機(jī)依靠浮筒在水面滑行，在水面漂浮時(shí)兩個(gè)浮筒承受了飛機(jī)的全部重量。

圖8 雙浮筒型水上飛機(jī)計(jì)算模型Fig.8 Computational model of double-float seaplane

采用與水翼型水上飛機(jī)相同數(shù)值模擬方法對雙浮筒型水上飛機(jī)進(jìn)行計(jì)算。兩種構(gòu)型浮力隨速度變化曲線圖如圖9所示。

圖9 兩種構(gòu)型浮力隨速度變化曲線圖Fig.9 Buoyancy vs velocity for two configurations

從圖9可以看出：隨著速度的增加，飛機(jī)浸水體積在逐漸減小，水翼型水上飛機(jī)浸水體積減小速率快于雙浮筒型水上飛機(jī)，因?yàn)樗懋a(chǎn)生的水動升力要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于浮筒產(chǎn)生的水動升力，當(dāng)水翼型水上飛機(jī)機(jī)身離開水面后，飛機(jī)自身浮力較小。兩種構(gòu)型總阻力隨速度變化曲線圖如圖10所示。

圖10 兩種構(gòu)型總阻力隨速度變化曲線圖Fig.10 Total drag vs velocity for two configurations

從圖10可以看出：當(dāng)速度V<2.5 m/s時(shí)，雙浮筒型水上飛機(jī)所受阻力比水翼型水上飛機(jī)小，飛機(jī)速度較小時(shí)，水翼產(chǎn)生的水動升力對水翼型水上飛機(jī)浸水體積影響不大而附加的水翼增加了全機(jī)的水動阻力。速度5 m/s

以上分析說明，水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局總阻力總體上要小于雙浮筒型水上飛機(jī)，雙浮筒型水上飛機(jī)阻力峰值約為水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局的1.97倍，水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局能夠有效提高水上飛機(jī)的水動性能。

3 氣動特性分析

分別對水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局和雙浮筒型水上飛機(jī)進(jìn)行空中巡航氣動特性計(jì)算，驗(yàn)證水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局氣動特性。

3.1 氣動特性計(jì)算方法驗(yàn)證

氣動特性計(jì)算采用DLR-F6模型進(jìn)行驗(yàn)證，CFD計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[13]試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。計(jì)算狀態(tài)為：雷諾數(shù)Re=5×106，馬赫數(shù)Ma=0.75。選用S-A湍流模型，壓力-速度耦合采用SIMPLEC算法，DLR-F6機(jī)身非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖11所示。

圖11 DLR-F6模型計(jì)算網(wǎng)格Fig.11 Computation mesh for DLR-F6 model

DLR-F6模型數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[13]對比圖如圖12所示，可以看出：CFD方法能夠較準(zhǔn)確地模擬升阻力系數(shù)變化趨勢，計(jì)算誤差在5%以內(nèi)，說明上述計(jì)算方法適用于本文計(jì)算。

(a) 升力系數(shù)隨迎角變化對比圖

(b) 阻力系數(shù)隨迎角變化對比圖圖12 DLR-F6模型CFD模擬與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比圖Fig.12 Comparison of CFD simulation and test data of DLR-F6 model

3.2 水翼型水上飛機(jī)氣動性能計(jì)算

為研究偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局對飛機(jī)氣動性能的影響，首先對NACA4415和SIMPLE9兩種翼型的氣動性能進(jìn)行分析。計(jì)算模型中機(jī)翼水平狀態(tài)下的水平面投影面積、根梢比及平均氣動弦長相同。兩種翼型飛機(jī)在巡航速度V=237 km/h下升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化曲線圖如圖13所示，可以看出：采用NACA4415翼型飛機(jī)失速迎角為12°，采用SIMPLE9翼型飛機(jī)失速迎角為8°；采用NACA4415翼型的最大升力系數(shù)約為采用SIMPLE9翼型的1.27倍，同時(shí)，迎角不超過8°時(shí)，兩種翼型阻力系數(shù)緩慢增加；采用SIMPLE9翼型阻力系數(shù)與采用NACA4415翼型十分接近，當(dāng)飛機(jī)迎角超過8°，采用SIMPLE9翼型飛機(jī)阻力系數(shù)急劇增加，其阻力系數(shù)明顯大于采用NACA4415翼型；迎角為12°時(shí)，采用NACA4415翼型阻力系數(shù)約為采用SIMPLE9翼型的71%。采用NACA4415翼型能產(chǎn)生更高的升力，且所受阻力更小，同時(shí)飛機(jī)可變迎角范圍更廣，更適合飛機(jī)空中巡航飛行。SIMPLE9翼型為弓背形翼型，其翼面水平，翼面表面壓力分布均勻，相比于NACA4415翼型，其產(chǎn)生局部壓力極小值的概率更低，因此更不容易產(chǎn)生空泡，其水動性能優(yōu)于NACA4415翼型。上述分析表明結(jié)合SIMPLE9翼型水動性能的優(yōu)異性與NACA4415氣動性能優(yōu)于SIMPLE9翼型的特點(diǎn)，水翼型水上飛機(jī)固定機(jī)翼采用NACA4415翼型，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼采用SIMPLE9翼型比機(jī)翼采用單一NACA4415翼型或SIMPLE9翼型具有更優(yōu)的水動與氣動綜合性能。

(a) 升力系數(shù)隨迎角變化曲線圖

(b) 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線圖

(c) 升阻比隨迎角變化曲線圖圖13 兩種翼型飛機(jī)氣動特性圖Fig.13 Aircraft aerodynamic performance of two airfoils

水翼型水上飛機(jī)在空中飛行時(shí)，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼能夠改變偏轉(zhuǎn)角度，為分析偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)角度對飛機(jī)氣動特性造成的影響，對飛機(jī)分別偏轉(zhuǎn)后段機(jī)翼30°、20°、10°及0°四種狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值模擬。后段偏轉(zhuǎn)機(jī)翼不同偏轉(zhuǎn)角升力占總升力比值變化曲線圖如圖14所示。

圖14 不同偏轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占比圖Fig.14 Lift proportion chart of deflecting wing at different deflection angles

從圖14可以看出：不同偏轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力在機(jī)翼總升力的占比變化趨勢相同，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)角越小，其升力占比越大。當(dāng)迎角α<-4°時(shí)，后段機(jī)翼升力占比在逐漸提升，說明迎角α<-4°時(shí)SIMPLE9翼型升力增加速率高于NACA4415翼型，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占機(jī)翼總升力比值最高在32%至35%之間。當(dāng)迎角-4°<α<8°時(shí)，后段偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占比逐漸減小，此時(shí)，NACA4415翼型升力增速高于SIMPLE9翼型，升力增加主要由固定機(jī)翼提供。當(dāng)迎角8°<α<12°時(shí)，后段偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占比減小速率加快，此時(shí)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼已超過失速迎角升力減小而固定機(jī)翼升力仍在增大，從而導(dǎo)致偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占比急劇下降。當(dāng)迎角α>12°時(shí)，固定機(jī)翼已超過失速迎角，其產(chǎn)生升力急劇降低，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占比開始上升，隨著偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)角的逐漸減小，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼升力占比在逐漸增大，因?yàn)殡S著偏轉(zhuǎn)角的逐漸減小，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼在升力方向的投影面積逐漸增大，升力方向力的分量逐漸增大，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角為0°時(shí)，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼在升力方向的投影面積達(dá)到最大，產(chǎn)生的升力最大，此時(shí)整個(gè)機(jī)翼產(chǎn)生的升力也達(dá)到最大。

以上分析說明，水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局具有較好的氣動特性，機(jī)翼翼型分段布置能夠獲得優(yōu)良的水動與氣動綜合性能，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼偏轉(zhuǎn)0°時(shí)飛機(jī)氣動性能最優(yōu)。

為驗(yàn)證水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局的氣動性能，選用水動驗(yàn)證部分的雙浮筒型水上飛機(jī)作為參考模型進(jìn)行對比研究。使用與水翼型水上飛機(jī)相同條件對雙浮筒型水上飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬，得到如圖15所示結(jié)果。從圖15(a)～(c)可以看出：在升阻性能方面，兩者升阻系數(shù)隨迎角變化趨勢相同。在計(jì)算迎角范圍內(nèi)雙浮筒型水上飛機(jī)升力系數(shù)較高于水翼型水上飛機(jī)升力系數(shù)，飛機(jī)迎角8°<α<12°時(shí)，水翼型水上飛機(jī)升力系數(shù)增速慢于雙浮筒型水上飛機(jī)，雙浮筒型水上飛機(jī)最大升力系數(shù)是水翼型水上飛機(jī)的1.17倍，原因在于雙浮筒型水上飛機(jī)機(jī)翼采用NACA4415翼型而水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼采用SIMPLE9翼型，當(dāng)迎角α超過8°后，偏轉(zhuǎn)機(jī)翼失速導(dǎo)致機(jī)翼升力上升速度變慢。在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，雙浮筒型水上飛機(jī)阻力系數(shù)較高于水翼型水上飛機(jī)，水翼型水上飛機(jī)最大升阻比是雙浮筒型水上飛機(jī)的1.4倍，迎角α=12°時(shí)，雙浮筒型水上飛機(jī)阻力系數(shù)是水翼型水上飛機(jī)的1.1倍。進(jìn)一步分析尾部水翼對水翼型水上飛機(jī)阻力性能的影響如圖15(d)～(e)所示，可以看出：尾部水翼阻力Dwlsy占全機(jī)阻力Dsy最高比值為0.02，而浮筒阻力Dft占全機(jī)阻力Dfj最高比值為0.31，尾部水翼阻力占全機(jī)阻力比值遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于浮筒阻力占全機(jī)阻力比值。

(a) 升力系數(shù)隨迎角變化曲線圖

(b) 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線圖

(c) 升阻比隨迎角變化曲線圖

(d) 浮筒阻力Dft占全機(jī)阻力Dfj比值隨迎角變化曲線圖

(e) 尾部水翼阻力Dwbsy占全機(jī)阻力Dsy比值隨迎角變化曲線圖圖15 兩種構(gòu)型氣動特性Fig.15 Aerodynamic characteristics of two configurations

以上分析說明，水翼型水上飛機(jī)的尾部水翼對全機(jī)氣動阻力影響不大，雙浮筒型水上飛機(jī)的浮筒裝置大大增加了全機(jī)的氣動阻力。

4 結(jié) 論

(1) 水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局能夠有效降低飛機(jī)水上起飛過程中的水動阻力。水翼能夠產(chǎn)生足夠的水動升力將機(jī)身抬離水面以達(dá)到迅速降低飛機(jī)浸水面積的作用。

(2) 固定機(jī)翼采用NACA4415翼型與偏轉(zhuǎn)機(jī)翼采用SIMPLE9翼型能夠得到更優(yōu)的水動與氣動綜合性能。

(3) 傳統(tǒng)雙浮筒型水上飛機(jī)的浮筒裝置的氣動阻力較大，水翼型水上飛機(jī)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼布局能夠有效降低整機(jī)氣動阻力。

(4) 下一步研究可進(jìn)行偏轉(zhuǎn)機(jī)翼翼型及外形參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)以進(jìn)一步提升其氣水動性能，研究偏轉(zhuǎn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)，使其能夠滿足水空兩介質(zhì)工作要求。