摘 要：【目的】在水池試驗(yàn)中常采用實(shí)機(jī)的縮比模型來進(jìn)行水面飛行器的氣動(dòng)性能研究，通過對水池試驗(yàn)中縮比模型由于雷諾數(shù)不相似而導(dǎo)致試驗(yàn)數(shù)據(jù)中氣動(dòng)升力系數(shù)偏小的問題進(jìn)行研究，以達(dá)到準(zhǔn)確模擬水面飛行器近水面飛行時(shí)的實(shí)際氣動(dòng)狀態(tài)?！痉椒ā酷槍δ炒笮退憙蓷w機(jī)模型，在不改變機(jī)翼和平尾的面積及機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長的前提下，增加機(jī)翼的襟翼和平尾的升降舵面積，通過仿真和試驗(yàn)對修正前、后的模型進(jìn)行研究?！窘Y(jié)果】仿真結(jié)果顯示：修正前、后的模型在不同速度和俯仰角的條件下，氣動(dòng)升力系數(shù)的差異在15%左右；試驗(yàn)結(jié)果顯示：修正后模型的升力系數(shù)在不同速度、俯仰角、升降舵舵偏的條件下與實(shí)機(jī)的風(fēng)洞數(shù)據(jù)升力系數(shù)變化趨勢相同，最大誤差在8%，最小誤差小于1%?！窘Y(jié)論】仿真結(jié)果表明，修正后的縮比模型可以有效提升模型的氣動(dòng)升力；試驗(yàn)結(jié)果表明，修正后的縮比模型可以較為準(zhǔn)確地反映實(shí)機(jī)的氣動(dòng)力性能，為優(yōu)化水面飛行器的結(jié)構(gòu)布局，研究水面飛行器的氣動(dòng)特性奠定了基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：水面飛行器；氣動(dòng)性能試驗(yàn)；氣動(dòng)特性；氣動(dòng)力補(bǔ)償

中圖分類號：V221+3" " "文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " "文章編號：1003-5168（2024）09-0024-06

DOI：10.19968/j.cnki.hnkj.1003-5168.2024.09.005

Research on Aerodynamic Characteristics of" Water Surface Aircraft Based on Modified Aerodynamic" Model

LI Gaoqiang1，2 WU Jingheng1，2 HU Qi1，2 LI Xu1，2 ZUO Zaibin1，2

（1.AVIC Special Vehicle Research Institute， Jingmen 448035， China; 2.Key Aviation Scientific and Technological Laboratory of High Speed Hydrodynamic， Jingmen 448035， China）

Abstract： [Purposes] The real machine's scaled model is often used in the pool test to study the aerodynamic performance of surface vehicles. This study aims to study the problem that the aerodynamic lift coefficient in the test data is small due to the difference in Reynolds number in the scaled model in the pool test， so as to achieve the purpose of accurately simulating the actual aerodynamic state of surface vehicles when they fly near the surface.[Methods] For a large amphibious aircraft model， this study increases the flap area and the lift area of the tail without changing the area of the wing and the average aerodynamic chord of the wing， and studies the model before and after modification by simulation and test.[Findings] The simulation results show that the difference of aerodynamic lift coefficients of the model before and after the modification is about 15% at different speeds and pitching angles. The test results show that the lift coefficients of the modified model are in the same trend as the lift coefficients of the real machine in the wind tunnel data at different speeds， pitching angles and lifting rudder deflections， with the maximum error at about 8% and the minimum error less than 1%.[Conclusions] The simulation results show that the modified scale model can effectively improve the aerodynamic lift of the model， and the test results show that the modified scale model can accurately reflect the aerodynamic performance of the real machine， which lays a foundation for optimizing the structure layout of surface vehicles and studying the aerodynamic characteristics of surface vehicles.

Keywords：water surface aircraft; aerodynamic performance test; aerodynamic characteristics; aerodynamic compensation

0 引言

水面飛行器是一種能在水面起飛、降落和停泊，且具備救援、滅火和運(yùn)輸?shù)榷嘤猛镜默F(xiàn)代裝備，如果同時(shí)具備陸地起降能力的稱之為水陸兩棲飛機(jī)［1-2］。

水面飛行器研究大多依靠縮比模型試驗(yàn)來進(jìn)行，而縮比模型試驗(yàn)進(jìn)行的前提是相似準(zhǔn)則。但實(shí)際上的縮比模型和實(shí)機(jī)的雷諾數(shù)是不相似的，導(dǎo)致了縮比模型試驗(yàn)得出的氣動(dòng)升力數(shù)據(jù)偏小，無法給實(shí)機(jī)提供準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)支持。隨著CFD技術(shù)的發(fā)展，越來越多人將仿真技術(shù)應(yīng)用到了水面飛行器的研究中。由于水面飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，需要消耗大量的計(jì)算資源和時(shí)間，同時(shí)仿真方法難以模擬出實(shí)際的工況，導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果與實(shí)際情況有所偏差。所以采用試驗(yàn)方法研究氣動(dòng)力修正后的水面飛行器的氣動(dòng)性能，為后續(xù)實(shí)機(jī)氣動(dòng)性能研究提供準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)非常必要。

針對水面飛行器的氣動(dòng)性能研究，國內(nèi)外已經(jīng)開展了一系列理論和試驗(yàn)研究工作。黃淼等［3］開展了縮比模型水池試驗(yàn)研究，定量分析了水池試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)機(jī)之間氣動(dòng)升力/阻力系數(shù)的差異；廉滋鼎等［4］分析了航空拖曳水池試驗(yàn)中空氣流場特性，采用試驗(yàn)測試方法和計(jì)算流體方法（CFD）對試驗(yàn)區(qū)的流場特性進(jìn)行研究，設(shè)計(jì)了適用于近水面飛行器低速氣動(dòng)特性試驗(yàn)的拖曳水池試驗(yàn)方法；Ocokoljic等［5］利用試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c真實(shí)飛機(jī)之間的周圍流動(dòng)差異，訓(xùn)練飛機(jī)模型無干擾空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)的計(jì)算結(jié)果，并與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較，介紹了模型支撐系統(tǒng)對試驗(yàn)結(jié)果的干擾；Nicolosi等［6］基于飛行模擬和飛行試驗(yàn)提出了一種輕型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)性能評估方法，討論了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)性能指標(biāo)可靠評估的一般問題，即主要影響飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)導(dǎo)數(shù)的估計(jì)；Keye［7］考慮靜態(tài)氣動(dòng)彈性變形的運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)載荷估算，描述了穩(wěn)態(tài)飛行條件，在初步研究范圍內(nèi)，進(jìn)行了結(jié)構(gòu)耦合模擬。基于當(dāng)前先進(jìn)的數(shù)值流體動(dòng)力學(xué)方法和結(jié)構(gòu)分析方法，提出了一種新的結(jié)構(gòu)分析方法；Gibertini等［8］在米蘭理工大學(xué)大型風(fēng)洞對1∶8縮比傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)模型進(jìn)行了空氣動(dòng)力學(xué)測試，試驗(yàn)結(jié)果顯示，當(dāng)飛機(jī)縱軸與風(fēng)對齊時(shí)，機(jī)翼整流罩工作良好，只提供輕微的阻力增加。而中間側(cè)滑角的側(cè)向力是非線性的，在非常高的入射角下力矩系數(shù)出現(xiàn)明顯滯后現(xiàn)象；Wang等［9］提出了一種基于標(biāo)準(zhǔn)大氣模型和全尺寸飛行包絡(luò)的解析尺度方法，用于分析NPU-300概念BWB飛機(jī)在不同相似性條件下的尺度因子和飛行高度。在弗勞德數(shù)相似的前提下，模擬雷諾數(shù)和馬赫數(shù)的最小尺寸分別為全尺寸飛機(jī)的51.54%和75.19%。在高超音速飛行條件下，真實(shí)氣體效應(yīng)、黏性干擾效應(yīng)和多尺度流場對氣動(dòng)預(yù)測提出了巨大挑戰(zhàn)；王旭等［10］為了提高風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的一致性，提出了一種基于隨機(jī)森林方法的數(shù)據(jù)挖掘氣動(dòng)數(shù)據(jù)融合框架，并將其應(yīng)用于高超音速飛行器的氣動(dòng)數(shù)據(jù)集成中。結(jié)果表明，基于隨機(jī)森林的機(jī)器學(xué)習(xí)框架對風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)獲得的氣動(dòng)數(shù)據(jù)相關(guān)性具有良好的預(yù)測和外推能力，可以有效提高氣動(dòng)數(shù)據(jù)預(yù)測精度。

本研究選取氣動(dòng)力修正后的水面飛行器模型進(jìn)行氣動(dòng)性能試驗(yàn)，通過測試不同速度、俯仰姿態(tài)和舵偏狀態(tài)下模型的升力、阻力及力矩等氣動(dòng)性能，為預(yù)報(bào)實(shí)機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)提供數(shù)據(jù)支撐，并為實(shí)機(jī)著水載荷研究提供初始條件。

1 模型準(zhǔn)備

1.1 試驗(yàn)設(shè)施

模型試驗(yàn)測試的主要設(shè)備見表1。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

氣動(dòng)力修正模型是實(shí)機(jī)按照一定比例縮小得來的，主要由機(jī)身、機(jī)翼、浮筒、垂尾和平尾等部件構(gòu)成。模型表面蒙皮采用碳纖維復(fù)合材料，內(nèi)部框架采用航空層板，重心位置處換用金屬隔框，保證模型結(jié)構(gòu)具有一定的強(qiáng)度和剛度。

為提升模型的氣動(dòng)升力和操作性能，同時(shí)在不改變機(jī)翼和平尾的面積及機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長（CA）條件下，將實(shí)機(jī)的全動(dòng)平尾改為平尾加升降舵類型，通過升降舵給模型提供抬頭或者低頭力矩，同時(shí)將模型的襟翼和縫翼部分進(jìn)行延長，增加襟翼和縫翼的表面積。模型部件修改，如圖1所示。

1.3 試驗(yàn)工況

氣動(dòng)力性能試驗(yàn)工況包括2個(gè)水平速度，1個(gè)襟翼偏角δf、5個(gè)俯仰角和4個(gè)升降舵偏角δe。氣動(dòng)力性能試驗(yàn)狀態(tài)見表2。

1.4 試驗(yàn)方法

模型氣動(dòng)力性能試驗(yàn)裝置安裝如圖2所示，采用固定姿態(tài)兩點(diǎn)測量法。通過對氣動(dòng)升力修正模型固定狀態(tài)拖曳進(jìn)行氣動(dòng)力性能試驗(yàn)，獲得前后測量點(diǎn)的力和力矩。并通過坐標(biāo)系換算得到模型的氣動(dòng)升力L、氣動(dòng)阻力D和對重心的俯仰力矩M。

1.5 試驗(yàn)過程

調(diào)整好初始狀態(tài)后，模型開始由拖車帶動(dòng)前進(jìn)如圖3所示。模型距離水面存在一定距離，用來模擬真實(shí)水面飛行器近水面飛行時(shí)所受到的氣流狀態(tài)。

1.6 仿真數(shù)據(jù)分析

選取修正前的模型和氣動(dòng)升力修正補(bǔ)償模型進(jìn)行仿真對比分析；采用重疊網(wǎng)格，設(shè)置速度進(jìn)口、壓力出口及固壁面的邊界條件；選用SST [k-ω]湍流模型，并設(shè)置時(shí)間、步長后開始仿真計(jì)算。仿真數(shù)據(jù)結(jié)果如圖4所示。

由圖4可知，調(diào)整機(jī)翼和平尾后，模型的升力系數(shù)整體大于修正前的模型。修正前后升力系數(shù)差值平均在15%，說明修正后可以明顯提升模型的升力。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 數(shù)據(jù)處理

空氣阻力系數(shù)CD，見式（1）。

[CD=D12ρv2S] （1）

式中：D為空氣阻力，N；ρ為空氣密度，kg/m3；S為機(jī)翼面積，m2。

氣動(dòng)升力系數(shù)CL，見式（2）。

[CL=L12ρv2S] （2）

式中：L為氣動(dòng)升力，N。

氣動(dòng)升力L，見式（3）。

[L=L1+L2] （3）

式中：L1為前測量點(diǎn)氣動(dòng)升力，N；L2為后測量點(diǎn)氣動(dòng)升力，N。

氣動(dòng)力矩系數(shù)CM，見式（4）。

[CM=M12ρv2SL] （4）

式中：M為氣動(dòng)力矩，N·m；[L]為平均氣動(dòng)弦長，m。

氣動(dòng)力矩M，見式（5）。

[M=L1（xg-x1）+L2（xg-x2）+D（z1-zg）]" （5）

式中：x1為前測量點(diǎn)橫坐標(biāo)，m；x2為后測量點(diǎn)橫坐標(biāo)，m；z1為前測量點(diǎn)垂向坐標(biāo)，m；xg為重心的橫向坐標(biāo)，m；zg為重心的垂向坐標(biāo)，m。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

按照上述數(shù)據(jù)處理方法，對氣動(dòng)升力修正模型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行轉(zhuǎn)換和無量綱化處理，并將不同拖曳速度下的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，確定模型在水池拖曳過程中各氣動(dòng)參數(shù)的偏差值。不同拖曳速度下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)見表3，變化趨勢如圖5至圖7所示。

由表3可知，在同一拖曳速度下，隨著俯仰角的增大，升力系數(shù)先增大到峰值后開始減小，阻力系數(shù)則先緩慢增加后急速提升。舵偏對升力系數(shù)和阻力系數(shù)影響較小。

實(shí)際情況下，隨著俯仰角增大，實(shí)機(jī)的升力系數(shù)會(huì)按照額定的斜率持續(xù)線性增大，直至達(dá)到失速狀態(tài)，然后開始減小。其原因是飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生主要的升力，在機(jī)翼面積、飛行速度和空氣密度保持不變時(shí)，增加俯仰角，機(jī)翼的迎角增大，導(dǎo)致機(jī)翼上表

面的流速增加，機(jī)翼上下表面的壓差增大，從而升力增大。同理，迎角增大，機(jī)翼前后緣的壓差阻力增大，導(dǎo)致飛行阻力變大。但試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪菍?shí)機(jī)的縮比模型，根據(jù)弗勞德數(shù)的計(jì)算方法，見式（6）。

[Fr=vgL] （6）

如果模型與實(shí)機(jī)的弗勞德數(shù)相等，見式（7）。

[vmgLm=vsgLs] （7）

式中：m代表模型；s代表實(shí)機(jī)。則會(huì)得到式（8）。

Vm=[λVs] （8）

根據(jù)雷諾數(shù)的計(jì)算公式，見式（9）。

[Re=vLμ] （9）

得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)機(jī)的雷諾數(shù)關(guān)系，見式（10）。

[Rem=Res·λ1.5] （10）

由于縮尺比例[λ]一般為幾分之一或者十幾分之一，因此試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷睦字Z數(shù)比實(shí)機(jī)的雷諾數(shù)低1～2個(gè)量級。并且考慮到拖曳水池中空間環(huán)境和拖車尺寸對試驗(yàn)?zāi)Ｐ退幬恢玫目諝饬魉儆绊懀瑹o法給試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞峁┡c實(shí)機(jī)一樣的來流條件，導(dǎo)致模型的升力系數(shù)小于實(shí)機(jī)的升力系數(shù)。

將不同拖曳速度下模型的升力系數(shù)與風(fēng)洞數(shù)據(jù)進(jìn)行對比見表4，變化趨勢如圖8所示。由表4和圖8可知，升力系數(shù)的變化趨勢與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的變化趨勢相同，試驗(yàn)測得的升力系數(shù)基本接近風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。雖然存在一定的差值，且誤差最大在8%，但是不影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)滿足要求。

3 結(jié)論

針對實(shí)驗(yàn)室條件下著水模型與實(shí)機(jī)氣動(dòng)力不相似問題，本研究通過對氣動(dòng)修正模型進(jìn)行不同拖曳速度、舵偏和俯仰角的氣動(dòng)性能試驗(yàn)和仿真分析，將試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了數(shù)據(jù)處理和換算，與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比，得出以下結(jié)論。

①模型與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的升力系數(shù)誤差在9%以內(nèi)，最小誤差在1%以內(nèi)，說明修正后的氣動(dòng)升力修正模型能夠明顯提升模型的升力，可以較真實(shí)的反映實(shí)機(jī)的氣動(dòng)力性能。

②在不改變機(jī)翼和平尾的面積及機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長（CA）條件下。模型修正前后仿真數(shù)據(jù)對比的誤差在15%左右，說明模型修正補(bǔ)償方法可以有效地提升模型的氣動(dòng)升力。

③修正后模型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)仍有差距，特別是在大俯仰角條件下，后續(xù)可以通過增加來流條件或者添加修正系數(shù)使試驗(yàn)數(shù)據(jù)與風(fēng)洞數(shù)據(jù)更為接近。

參考文獻(xiàn)：

［1］胡問鳴. 通用飛機(jī)［M］. 北京：航空工業(yè)出版社，2008：216-240.

［2］褚林塘. 水上飛機(jī)水動(dòng)力設(shè)計(jì)［M］. 北京：航空工業(yè)出版社， 2014：84-93.

［3］黃淼，吳彬，劉濤，等.基于模型試驗(yàn)的水面飛行器抗浪性分析方法［J］.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2023，40（2）：259-263.

［4］廉滋鼎，董文才，古彪，等.近水面飛行器低速氣動(dòng)特性拖曳水池試驗(yàn)方法［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2015，15（23）：59-63.

［5］OCOKOLJIC G，RASUO B，KOZIC M.Supporting system interference on aerodynamic characteristics of an aircraft model in a low-speed wind tunnel［J］.Aerospace Science and Technology，2017，64：133-146.

［6］NICOLOSI F，MARCO A D，SABETTA V，et al.Roll performance assessment of a light aircraft： Flight simulations and flight tests［J］.Aerospace Science and Technology，2018，76：471-483.

［7］KEYE S.Fluid-structure coupled analysis of a transport aircraft and flight-test validation［J］.Journal of Aircraft，2011，48（2）：381-390.

［8］GIBERTINI G， AUTERI F， CAMPANARDI G， et al. Wind-tunnel tests of a tilt-rotor aircraft［J］. The Aeronautical Journal， 2011， 115（1167）： 315-322.

［9］WANG G，ZHANG M，TAO Y，et al. Research on analytical scaling method and scale effects for subscale flight test of blended wing body civil aircraft［J］.Aerospace Science and Technology，2020，106.

［10］王旭，寧晨伽，王文王，等.面向飛行試驗(yàn)的多源氣動(dòng)數(shù)據(jù)智能融合方法［J］. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2023，41（2）：12-20.