基于氣動力修正模型的水面飛行器氣動特性研究

摘 要：【目的】在水池試驗中常采用實機的縮比模型來進行水面飛行器的氣動性能研究，通過對水池試驗中縮比模型由于雷諾數不相似而導致試驗數據中氣動升力系數偏小的問題進行研究，以達到準確模擬水面飛行器近水面飛行時的實際氣動狀態?！痉椒ā酷槍δ炒笮退憙蓷w機模型，在不改變機翼和平尾的面積及機翼的平均氣動弦長的前提下，增加機翼的襟翼和平尾的升降舵面積，通過仿真和試驗對修正前、后的模型進行研究。【結果】仿真結果顯示：修正前、后的模型在不同速度和俯仰角的條件下，氣動升力系數的差異在15%左右；試驗結果顯示：修正后模型的升力系數在不同速度、俯仰角、升降舵舵偏的條件下與實機的風洞數據升力系數變化趨勢相同，最大誤差在8%，最小誤差小于1%?！窘Y論】仿真結果表明，修正后的縮比模型可以有效提升模型的氣動升力；試驗結果表明，修正后的縮比模型可以較為準確地反映實機的氣動力性能，為優化水面飛行器的結構布局，研究水面飛行器的氣動特性奠定了基礎。

關鍵詞：水面飛行器；氣動性能試驗；氣動特性；氣動力補償

中圖分類號：V221+3" " "文獻標志碼：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、滅火和運輸等多用途的現代裝備，如果同時具備陸地起降能力的稱之為水陸兩棲飛機［1-2］。

水面飛行器研究大多依靠縮比模型試驗來進行，而縮比模型試驗進行的前提是相似準則。但實際上的縮比模型和實機的雷諾數是不相似的，導致了縮比模型試驗得出的氣動升力數據偏小，無法給實機提供準確的數據支持。隨著CFD技術的發展，越來越多人將仿真技術應用到了水面飛行器的研究中。由于水面飛行器結構復雜，需要消耗大量的計算資源和時間，同時仿真方法難以模擬出實際的工況，導致計算結果與實際情況有所偏差。所以采用試驗方法研究氣動力修正后的水面飛行器的氣動性能，為后續實機氣動性能研究提供準確的數據非常必要。

針對水面飛行器的氣動性能研究，國內外已經開展了一系列理論和試驗研究工作。黃淼等［3］開展了縮比模型水池試驗研究，定量分析了水池試驗模型與實機之間氣動升力/阻力系數的差異；廉滋鼎等［4］分析了航空拖曳水池試驗中空氣流場特性，采用試驗測試方法和計算流體方法（CFD）對試驗區的流場特性進行研究，設計了適用于近水面飛行器低速氣動特性試驗的拖曳水池試驗方法；Ocokoljic等［5］利用試驗模型與真實飛機之間的周圍流動差異，訓練飛機模型無干擾空氣動力學系數的計算結果，并與實驗數據進行了比較，介紹了模型支撐系統對試驗結果的干擾；Nicolosi等［6］基于飛行模擬和飛行試驗提出了一種輕型飛機滾轉性能評估方法，討論了飛機滾轉性能指標可靠評估的一般問題，即主要影響飛機的空氣動力學導數的估計；Keye［7］考慮靜態氣動彈性變形的運輸機氣動載荷估算，描述了穩態飛行條件，在初步研究范圍內，進行了結構耦合模擬?；诋斍跋冗M的數值流體動力學方法和結構分析方法，提出了一種新的結構分析方法；Gibertini等［8］在米蘭理工大學大型風洞對1∶8縮比傾轉旋翼飛機模型進行了空氣動力學測試，試驗結果顯示，當飛機縱軸與風對齊時，機翼整流罩工作良好，只提供輕微的阻力增加。而中間側滑角的側向力是非線性的，在非常高的入射角下力矩系數出現明顯滯后現象；Wang等［9］提出了一種基于標準大氣模型和全尺寸飛行包絡的解析尺度方法，用于分析NPU-300概念BWB飛機在不同相似性條件下的尺度因子和飛行高度。在弗勞德數相似的前提下，模擬雷諾數和馬赫數的最小尺寸分別為全尺寸飛機的51.54%和75.19%。在高超音速飛行條件下，真實氣體效應、黏性干擾效應和多尺度流場對氣動預測提出了巨大挑戰；王旭等［10］為了提高風洞和飛行試驗氣動數據的一致性，提出了一種基于隨機森林方法的數據挖掘氣動數據融合框架，并將其應用于高超音速飛行器的氣動數據集成中。結果表明，基于隨機森林的機器學習框架對風洞和飛行試驗獲得的氣動數據相關性具有良好的預測和外推能力，可以有效提高氣動數據預測精度。

本研究選取氣動力修正后的水面飛行器模型進行氣動性能試驗，通過測試不同速度、俯仰姿態和舵偏狀態下模型的升力、阻力及力矩等氣動性能，為預報實機的運動響應提供數據支撐，并為實機著水載荷研究提供初始條件。

1 模型準備

1.1 試驗設施

模型試驗測試的主要設備見表1。

1.2 試驗模型

氣動力修正模型是實機按照一定比例縮小得來的，主要由機身、機翼、浮筒、垂尾和平尾等部件構成。模型表面蒙皮采用碳纖維復合材料，內部框架采用航空層板，重心位置處換用金屬隔框，保證模型結構具有一定的強度和剛度。

為提升模型的氣動升力和操作性能，同時在不改變機翼和平尾的面積及機翼的平均氣動弦長（CA）條件下，將實機的全動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，同時將模型的襟翼和縫翼部分進行延長，增加襟翼和縫翼的表面積。模型部件修改，如圖1所示。

1.3 試驗工況

氣動力性能試驗工況包括2個水平速度，1個襟翼偏角δf、5個俯仰角和4個升降舵偏角δe。氣動力性能試驗狀態見表2。

1.4 試驗方法

模型氣動力性能試驗裝置安裝如圖2所示，采用固定姿態兩點測量法。通過對氣動升力修正模型固定狀態拖曳進行氣動力性能試驗，獲得前后測量點的力和力矩。并通過坐標系換算得到模型的氣動升力L、氣動阻力D和對重心的俯仰力矩M。

1.5 試驗過程

調整好初始狀態后，模型開始由拖車帶動前進如圖3所示。模型距離水面存在一定距離，用來模擬真實水面飛行器近水面飛行時所受到的氣流狀態。

1.6 仿真數據分析

選取修正前的模型和氣動升力修正補償模型進行仿真對比分析；采用重疊網格，設置速度進口、壓力出口及固壁面的邊界條件；選用SST [k-ω]湍流模型，并設置時間、步長后開始仿真計算。仿真數據結果如圖4所示。

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

2 試驗結果分析

2.1 數據處理

空氣阻力系數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為機翼面積，m2。

氣動升力系數CL，見式（2）。

[CL=L12ρv2S] （2）

式中：L為氣動升力，N。

氣動升力L，見式（3）。

[L=L1+L2] （3）

式中：L1為前測量點氣動升力，N；L2為后測量點氣動升力，N。

氣動力矩系數CM，見式（4）。

[CM=M12ρv2SL] （4）

式中：M為氣動力矩，N·m；[L]為平均氣動弦長，m。

氣動力矩M，見式（5）。

[M=L1（xg-x1）+L2（xg-x2）+D（z1-zg）]" （5）

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

2.2 試驗結果

按照上述數據處理方法，對氣動升力修正模型的試驗數據進行轉換和無量綱化處理，并將不同拖曳速度下的結果與風洞試驗結果進行對比，確定模型在水池拖曳過程中各氣動參數的偏差值。不同拖曳速度下的升力系數、阻力系數、力矩系數見表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，升力系數先增大到峰值后開始減小，阻力系數則先緩慢增加后急速提升。舵偏對升力系數和阻力系數影響較小。

實際情況下，隨著俯仰角增大，實機的升力系數會按照額定的斜率持續線性增大，直至達到失速狀態，然后開始減小。其原因是飛機機翼產生主要的升力，在機翼面積、飛行速度和空氣密度保持不變時，增加俯仰角，機翼的迎角增大，導致機翼上表

面的流速增加，機翼上下表面的壓差增大，從而升力增大。同理，迎角增大，機翼前后緣的壓差阻力增大，導致飛行阻力變大。但試驗模型是實機的縮比模型，根據弗勞德數的計算方法，見式（6）。

[Fr=vgL] （6）

如果模型與實機的弗勞德數相等，見式（7）。

[vmgLm=vsgLs] （7）

式中：m代表模型；s代表實機。則會得到式（8）。

Vm=[λVs] （8）

根據雷諾數的計算公式，見式（9）。

[Re=vLμ] （9）

得到試驗模型與實機的雷諾數關系，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，因此試驗模型的雷諾數比實機的雷諾數低1～2個量級。并且考慮到拖曳水池中空間環境和拖車尺寸對試驗模型所處位置的空氣流速影響，無法給試驗模型提供與實機一樣的來流條件，導致模型的升力系數小于實機的升力系數。

將不同拖曳速度下模型的升力系數與風洞數據進行對比見表4，變化趨勢如圖8所示。由表4和圖8可知，升力系數的變化趨勢與風洞試驗數據的變化趨勢相同，試驗測得的升力系數基本接近風洞試驗數據。雖然存在一定的差值，且誤差最大在8%，但是不影響試驗數據滿足要求。

3 結論

針對實驗室條件下著水模型與實機氣動力不相似問題，本研究通過對氣動修正模型進行不同拖曳速度、舵偏和俯仰角的氣動性能試驗和仿真分析，將試驗數據進行了數據處理和換算，與風洞試驗數據進行了對比，得出以下結論。

①模型與風洞試驗數據的升力系數誤差在9%以內，最小誤差在1%以內，說明修正后的氣動升力修正模型能夠明顯提升模型的升力，可以較真實的反映實機的氣動力性能。

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

③修正后模型的氣動數據與風洞試驗數據仍有差距，特別是在大俯仰角條件下，后續可以通過增加來流條件或者添加修正系數使試驗數據與風洞數據更為接近。

參考文獻：

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

［2］褚林塘. 水上飛機水動力設計［M］. 北京：航空工業出版社， 2014：84-93.

［3］黃淼，吳彬，劉濤，等.基于模型試驗的水面飛行器抗浪性分析方法［J］.應用力學學報，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特性拖曳水池試驗方法［J］.科學技術與工程，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.面向飛行試驗的多源氣動數據智能融合方法［J］. 空氣動力學學報，2023，41（2）：12-20.