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(中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 中航通飛研究院有限公司第一研究室, 廣東 珠海 519040)

0 引 言

大型水陸兩棲飛機(jī)(下簡稱兩棲飛機(jī))既能在陸上機(jī)場起降，也可在適宜的水域起降，不僅需要具有良好的飛行性能，還要具有一定程度的適海性能，以保障飛機(jī)在一定的風(fēng)浪條件下進(jìn)行水面機(jī)動和水面起飛、降落的安全，兩棲飛機(jī)的氣動布局型式與水動布局密不可分。然而水文氣象條件[1-5]與陸地的大氣特性差別甚大，兩棲飛機(jī)在水面滑行、起降過程中的流體規(guī)律與陸基飛機(jī)有本質(zhì)區(qū)別。陸基飛機(jī)在陸上起降的外力包括：飛機(jī)重力、發(fā)動機(jī)推力、氣動力、地面作用力。兩棲飛機(jī)在水面進(jìn)行機(jī)動時，除氣動力之外，所受的水動力主要包含：機(jī)體浮力、水動升力、水動阻力[6-9]、近水面效應(yīng)以及氣、水二相流的作用[10]。因此兩棲飛機(jī)的增升裝置除需滿足陸基飛機(jī)常規(guī)設(shè)計原則以外，還必須考慮水面起降環(huán)境和使用模式的特殊技術(shù)要求。

飛機(jī)增升裝置的理論研究和工程實踐已經(jīng)積累了大量經(jīng)驗，并擁有眾多權(quán)威的設(shè)計指導(dǎo)工具書[11-15]，該類工具書均側(cè)重于陸基飛機(jī)，而在兩棲飛機(jī)的增升裝置領(lǐng)域并未給出完整、系統(tǒng)并與當(dāng)前研究發(fā)展相適應(yīng)的技術(shù)指導(dǎo)，因此有必要開展兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計專項研究。

為滿足水、陸兩種不同起降環(huán)境的設(shè)計要求，兩棲飛機(jī)的氣動和水動設(shè)計比常規(guī)陸基飛機(jī)更為復(fù)雜。進(jìn)行全機(jī)布局與選擇時，除了要具有良好的氣動特性外，還要具有較佳的水動特性，且要處理好兩者之間的匹配性和協(xié)調(diào)性[16]，必須對飛機(jī)的氣動布局與水動布局進(jìn)行綜合論證。

目前對兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計的指導(dǎo)工具較少，僅在參考文獻(xiàn)[17]中編寫了軍用水上飛機(jī)特殊設(shè)計原則和方法。該章節(jié)介紹了水上飛機(jī)的水面使用特殊要求、水上飛機(jī)氣動和水動布局形式選擇、水上飛機(jī)固有的水動力特性，并基于水上飛機(jī)的幾何外形，重點針對船身(浮筒)、機(jī)翼、尾翼、發(fā)動機(jī)、起落架的外形和參數(shù)選擇進(jìn)行了設(shè)計指導(dǎo)。但未對兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計進(jìn)行詳細(xì)說明，僅對機(jī)翼在船身上的安裝提出了“避開沖擊力很強(qiáng)的噴濺水流對進(jìn)氣道、增升裝置、螺旋槳及外掛武器的沖擊”的要求。

參考文獻(xiàn)[17]中推薦了水上飛機(jī)采用的規(guī)范、標(biāo)準(zhǔn)[18-23]，上述標(biāo)準(zhǔn)多發(fā)布于20世紀(jì)50年代至80年代。經(jīng)查現(xiàn)行有效的美國軍用標(biāo)準(zhǔn)，文獻(xiàn)推薦的大部分美國軍用標(biāo)準(zhǔn)已作廢或被新標(biāo)準(zhǔn)代替，已不適應(yīng)當(dāng)前科學(xué)技術(shù)發(fā)展的需要。隨著航空技術(shù)創(chuàng)新更新速度的加快，以及設(shè)計變更、新技術(shù)、新工藝的應(yīng)用，需要不斷完善適應(yīng)當(dāng)前以及前沿技術(shù)發(fā)展的設(shè)計規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)。

本文針對國內(nèi)兩棲飛機(jī)增升裝置研究經(jīng)驗不足的問題，對國內(nèi)外典型兩棲飛機(jī)增升裝置類型及優(yōu)缺點進(jìn)行了梳理和總結(jié)。結(jié)合兩棲飛機(jī)的特殊使用模式，闡明了氣動力和水動力的耦合設(shè)計對兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計的重要意義。從影響兩棲飛機(jī)增升裝置效率的限制因素著手，分析了影響的機(jī)理。為達(dá)到改善兩棲飛機(jī)增升裝置的氣動效率，并實現(xiàn)飛機(jī)型號工程應(yīng)用的目的，采用理論分析與水動力試驗相結(jié)合的方法開展兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計的系統(tǒng)性研究，較為全面的總結(jié)了兩棲飛機(jī)增升裝置的設(shè)計原則。

1 兩棲飛機(jī)增升裝置發(fā)展綜述

最近半個多世紀(jì)以來，俄羅斯、加拿大、日本和中國均研制了大型的兩棲飛機(jī)，取得了較大成功。本節(jié)分別對上述國家兩棲飛機(jī)的增升裝置類型和設(shè)計特點進(jìn)行分析、說明。

1.1 俄羅斯兩棲飛機(jī)增升裝置

俄羅斯充分利用豐富的航空技術(shù)和水上飛機(jī)開發(fā)經(jīng)驗，研制出別-200型雙發(fā)渦扇式多用途水陸兩棲飛機(jī)。別-200是目前世界上最先進(jìn)的大型噴氣式水陸兩棲飛機(jī)，選用了大后退富勒襟翼與全翼展前緣縫翼相結(jié)合的增升裝置，融合了現(xiàn)代化的設(shè)計概念、先進(jìn)的技術(shù)和兩棲飛機(jī)領(lǐng)域里的最新研究成果，在氣動效率、水動性能、飛行性能、重量特性、經(jīng)濟(jì)性等方面都取得了長足的進(jìn)展。

別-200飛機(jī)高升力增升裝置能改善飛機(jī)的起降特性，縮短起降距離并在低速/低空飛行中實現(xiàn)良好的操穩(wěn)特性，這是滅火飛機(jī)投水作業(yè)的必要性能。別-200能夠在1800 m長的跑道以及任何開放水面起降，水面最小深度2.6 m，長度至少為1330 m，最大起降浪高1.2 m[24]。別-200氣動布局見圖1。

圖1 別-200氣動布局及水面起飛Fig.1 Aerodynamic configuration of Be200 taking off from water surface

別-200的增升裝置在水面操縱的特點是將增升裝置在起飛前預(yù)先放到一個初始的安全狀態(tài)，以防止船體底部噴濺水流的撞擊，在滑跑速度達(dá)到80 km/h后繼續(xù)將襟翼位置放到起飛狀態(tài)。在水上降落后立刻將增升裝置收起到安全位置以避開噴濺的影響[25]。

1.2 加拿大兩棲飛機(jī)增升裝置

加拿大CL-215飛機(jī)在機(jī)翼設(shè)計和選擇高升力增升裝置等氣動力設(shè)計方面較為成熟[26]。為確定最佳飛機(jī)布局和選擇高升力增升裝置，在前緣增升裝置和后緣增升裝置相結(jié)合的研制過程中進(jìn)行了二維和三維構(gòu)型的風(fēng)洞試驗[27]。機(jī)翼選用了NACA4418翼型，優(yōu)點是具有平緩失速的特性，便于安裝前緣縫翼。論證階段曾做過三種增升裝置方案：流線型前緣+富勒襟翼、前緣縫翼+雙縫襟翼、偏轉(zhuǎn)前緣+單縫襟翼，最終選定了偏轉(zhuǎn)前緣+單縫襟翼的增升裝置形式，增升裝置面積相對機(jī)翼總面積的比例約22%[28]，該方案參見圖2。

后續(xù)通過CL-215飛機(jī)風(fēng)洞試驗選擇了最佳縫翼，增升裝置偏轉(zhuǎn)角度和增升裝置鉸鏈位置的研究表明：單縫襟翼偏轉(zhuǎn)15°時可得到最大升力以及最小阻力，以此角度為前提，增升裝置安裝在40%弦長處可產(chǎn)生最佳升力增量。

圖2 增升裝置方案Fig.2 High-lift devices scheme

CL-415更新了設(shè)備、改進(jìn)了結(jié)構(gòu)，速度性能提高了30%至40%，滅火效率提高了一倍。其增升裝置偏轉(zhuǎn)角為起飛10°，降落25°，滅火15°[29]，CL-415飛機(jī)見圖3。

圖3 波浪中航行的CL-415Fig.3 CL-415 taxi in the waves

1.3 日本兩棲飛機(jī)增升裝置

日本的海洋國家戰(zhàn)略意識使之不遺余力地研究、構(gòu)建了完整的水上飛機(jī)、兩棲飛機(jī)譜系，系列化產(chǎn)品結(jié)構(gòu)豐富，飛機(jī)性能先進(jìn)，處于世界先進(jìn)水平[30]。通過大量、深入的高升力裝置研究與試驗，成為附面層控制技術(shù)應(yīng)用最為成功和具有國際影響力的國家。

美、日等國家對吹氣增升裝置的研究始于20世紀(jì)50年代[31]，以研制高抗浪性的新型水上飛機(jī)為目的，著手進(jìn)行高升力裝置方面的研究與試驗。1960年12月，日本新明和工業(yè)公司在UF-XS水上飛機(jī)配備了當(dāng)時先進(jìn)的附面層控制系統(tǒng)(見圖4)，用于提高兩棲飛機(jī)短距起降性能。美國海軍對UF-XS和P-XS飛機(jī)進(jìn)行了附面層控制下的水動力特性和飛行性能評估試驗，完成了短距起降的水上操縱品質(zhì)測試、模擬器測試和水動力試驗報告[32]。

參考文獻(xiàn)[33-36]表明，UF-XS飛機(jī)在水面起飛階段打開附面層控制系統(tǒng)時，噴濺影響較輕。當(dāng)指示空速處于38節(jié)時產(chǎn)生輕度噴濺，噴濺掠過螺旋槳和機(jī)翼。起飛階段發(fā)生了噴濺但不明顯，當(dāng)在1.5英尺波高迎風(fēng)滑行時，噴濺發(fā)生在船艏的風(fēng)擋處。

P-XS型試驗機(jī)由四臺T64-GE-4渦槳發(fā)動機(jī)驅(qū)動，單臺發(fā)動機(jī)可提供2850軸馬力，附面層控制系統(tǒng)采用T58-8發(fā)動機(jī)，1250軸馬力可以保證飛機(jī)在80 km/h左右正常起飛和著陸。最大海平面飛行速度約300節(jié)，可在3 m海況正常起降。高升力裝置采取了如下措施：在機(jī)翼的內(nèi)、外段均布置吹除式附面層控制裝置，充分利用螺旋槳滑流影響，從而使最大升力系數(shù)接近6～7[37]。

圖4 日本UF-XS 附面層控制系統(tǒng)Fig.4 BLC system of Japanese UF-XS

在積累了廣泛的短距起降和附面層控制的各項飛行試驗的基礎(chǔ)上，PS-1水上飛機(jī)采用吹除式方向舵、增升裝置和升降舵以及自動飛行系統(tǒng)，增升效率和抗浪能力取得了滿意的效果，有利保證了飛機(jī)在低速飛行時的操縱性和穩(wěn)定性[38-39]。

為獲得盡可能低的起降速度，US-1兩棲飛機(jī)采用T58-IHI-10-M2燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)為增升裝置、方向舵和升降舵吹氣附面層控制系統(tǒng)提供吹氣動力[40]。參考文獻(xiàn)[41-42]描述：US-1內(nèi)側(cè)增升裝置可偏轉(zhuǎn)范圍為0°～80°，外側(cè)增升裝置可偏轉(zhuǎn)范圍為0°～60°。試驗表明：外側(cè)增升裝置偏角小于40°時，飛機(jī)穩(wěn)定性良好，容易實現(xiàn)松桿平飛，當(dāng)外側(cè)增升裝置偏角超過40°時，飛機(jī)穩(wěn)定性漸漸變壞，隨著需用功率的增加，振動、向左傾斜的趨勢也在漸漸加重。當(dāng)外側(cè)增升裝置偏角超過70°時，盡管著水速度可以減到一定程度，但存在引起較大的振動、左轉(zhuǎn)向和左傾斜的趨勢。據(jù)此認(rèn)為將外側(cè)增升裝置最大偏角設(shè)置在60°～65°范圍內(nèi)是合理的。通過試驗，最終外側(cè)增升裝置最大偏角選為56°，內(nèi)側(cè)增升裝置為60°，內(nèi)、外側(cè)增升裝置彼此同步運(yùn)動。同時外側(cè)增升裝置可提供低速飛行時的橫向操縱，起到副翼的作用，故外側(cè)增升裝置的活動范圍實際限制在0°～65°。

與US-1A相比，US-2綜合性能更加優(yōu)秀[43-44]。為解決伴隨低速飛行引發(fā)的操縱問題，除了在升降舵和方向舵上也使用了附面層控制機(jī)構(gòu)外，還在水平尾翼前緣加裝了縫翼，以此來提高低速時的平尾效率，從而具有更佳的短距起降性能。US-2采用的附面層主動控制系統(tǒng)示意圖參見圖5[45]。

大多數(shù)水上飛機(jī)只能在浪級較小的海面或水域運(yùn)行，但日本新明和工業(yè)公司通過采用附面層控制技術(shù)的重大突破使該系列飛機(jī)能夠在嚴(yán)酷的海洋條件下起飛和著水，執(zhí)行水面救援等任務(wù)。其出色的適海性大大提高了飛機(jī)出勤率，這是其他兩棲飛機(jī)所不能比擬的，US-2飛機(jī)受到世界上越來越多國家的關(guān)注。

圖5 US-2附面層控制系統(tǒng)Fig.5 BLC system of Japanese US-2

1.4 中國兩棲飛機(jī)增升裝置

我國在水上飛機(jī)方面的研究工作與歐美國家基本同步，在日本進(jìn)行PS-1設(shè)計的同時，我國正在研制中國第一代大型水上飛機(jī)——水轟5水上飛機(jī)。水轟5飛機(jī)采用經(jīng)過特殊設(shè)計的簡單襟翼形式，未設(shè)置前緣增升裝置，增升裝置形式見圖6。

圖6 簡單襟翼剖面形狀與偏轉(zhuǎn)軌跡Fig.6 A schematic of the single slotted flap

水轟5飛機(jī)簡單襟翼流線分析見圖7。

圖7 簡單襟翼流線分析Fig.7 A streamline of the single slotted flap

水轟5飛機(jī)縫道形態(tài)具有收斂管道的特征，當(dāng)增升裝置收上時，增升裝置頭部的進(jìn)口縫道和出口縫道基本處于密閉狀態(tài)；當(dāng)增升裝置處于起飛狀態(tài)時，縫道呈S狀，呈現(xiàn)出：大進(jìn)口和小出口的收斂形。在增升裝置不同偏度下，翼型的基本段與增升裝置之間具有最佳的縫隙寬度和較大進(jìn)口形狀，以使通過縫隙的氣流形成一股吹向增升裝置上表面的高能射流，推遲后緣增升裝置上的氣流分離。如果縫隙寬度小，則黏性與附面層的作用使氣流受到較大阻滯，如果縫隙過寬，則不能形成高能射流。為了在有限的增升裝置形式的基礎(chǔ)上獲得較大的升力增量，必須進(jìn)行合理的增升裝置縫隙參數(shù)選擇與設(shè)計。

經(jīng)過特殊改良的簡單襟翼具有以下優(yōu)點：外形簡單，縫道合理，在增升裝置偏轉(zhuǎn)范圍內(nèi)都能產(chǎn)生盡可能大的升力增量。收斂形狀的縫道具有噴射、有效壓力恢復(fù)和新生邊界層的作用，可延遲氣流分離，提高失速迎角和最大升力系數(shù)。操縱機(jī)構(gòu)簡單，重量優(yōu)勢明顯。

缺點是：增升裝置偏轉(zhuǎn)過大時，機(jī)翼上表面氣流分離致使升力下降。增升效率較低、形式落后，導(dǎo)致飛機(jī)起降速度和起降距離大，著陸載荷增大，無法滿足先進(jìn)性要求。

目前我國兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計較為保守，增升效率不高，起降距離和起降速度與同等規(guī)模飛機(jī)相差較大，尤其是著水距離過長，影響飛機(jī)適用水域范圍的選擇。需要通過關(guān)鍵技術(shù)研究和攻關(guān)，結(jié)合兩棲飛機(jī)的使用模式和要求，以突破飛機(jī)的水面和陸地起降特性為切入點，使兩棲飛機(jī)的綜合性能得到較高的提升，同時積累兩棲飛機(jī)增升裝置技術(shù)攻關(guān)能力和經(jīng)驗，形成設(shè)計規(guī)范，完善設(shè)計流程。

1.5 典型兩棲飛機(jī)增升裝置類型統(tǒng)計

通過前文對國內(nèi)、外兩棲飛機(jī)增升裝置的研制情況的綜述，分析了不同類型增升裝置氣動布局和設(shè)計特點，統(tǒng)計了目前較為典型的增升裝置類型如表1所示，表2對典型機(jī)型的水面起降性能指標(biāo)進(jìn)行了對比。目前較為先進(jìn)的中、大型兩棲飛機(jī)多采用并不復(fù)雜的增升機(jī)構(gòu)，如定軸后退增升裝置、開縫增升裝置和簡單增升裝置等。統(tǒng)計結(jié)果表明，兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計趨勢為簡單化、高效化。

表1 典型兩棲飛機(jī)增升裝置類型對比Table 1 Comparison of high-lift devices of typical amphibious aircraft

表2 典型兩棲飛機(jī)機(jī)型性能對比Table 2 Performance comparison of typical amphibious aircrafts

為進(jìn)一步探索影響和制約兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計的因素，圍繞兩棲飛機(jī)增升裝置的特殊設(shè)計要求，開展相關(guān)影響分析和研究。

2 兩棲飛機(jī)增升裝置影響要素

從國外研制情況來看，兩棲飛機(jī)大型化、高抗浪性是未來發(fā)展的必然趨勢。高抗浪水面起降能力和良好的低空、低速飛行性能和較短的水面起降距離等，要求飛機(jī)應(yīng)具有高升力系數(shù)的翼型、大展弦比機(jī)翼以及高效增升裝置，以提高其氣動升力和失速特性[46]。

綜合分析國內(nèi)外研究成果，結(jié)合研究團(tuán)隊多年的工程經(jīng)驗，本文將影響兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計和性能的諸多因素分為四類，分別為噴濺影響、近水面效應(yīng)影響、機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)限制影響以及水動力性能影響。本節(jié)從工程實際出發(fā)，詳細(xì)闡述各種影響的作用機(jī)制。

2.1 噴濺影響

風(fēng)級、浪級和海況之間存在內(nèi)在關(guān)聯(lián)，是進(jìn)行兩棲飛機(jī)耐波性研究的基礎(chǔ)[47-48]和必須關(guān)注的重要技術(shù)指標(biāo)，對兩棲飛機(jī)有著至關(guān)重要的影響。目前美國、英國、日本和中國等國均遵循世界氣象組織(WMO)推薦的第四蒲福風(fēng)標(biāo)(Beaufort)[49]和有義波高的表示方法。

兩棲飛機(jī)在水面起降過程中，船體底部向四周噴涌而出的水束具有極大的能量，即噴濺。噴濺是不可避免的現(xiàn)象，是飛機(jī)在高速滑行狀態(tài)下的流體動力載荷及運(yùn)動響應(yīng)，具有十分復(fù)雜的強(qiáng)非線性特性，包含了水動力和氣動力聯(lián)合作用載荷。噴濺可對飛機(jī)產(chǎn)生較大危害，增升裝置一旦發(fā)生嚴(yán)重噴濺沖擊現(xiàn)象，不僅影響飛機(jī)的起飛加速性能，減小飛機(jī)的抗浪等級，降低飛機(jī)出勤率，還將影響增升裝置的氣動效率和正常操作，甚至造成部件(如增升裝置、尾翼舵面等)結(jié)構(gòu)破損甚至掉落，直接影響兩棲飛機(jī)的安全性能。

為研究不同滑行速度下噴濺的變化并確定其影響范圍，中航工業(yè)特種飛行器研究所開展了全包線范圍內(nèi)的水池模型試驗。通過造波機(jī)在平靜水面模擬波浪情況，研究和評估了噴濺對船底、機(jī)頭、機(jī)身兩側(cè)的影響，圖8為某大型兩棲飛機(jī)全機(jī)帶動力模型襟翼噴濺水動力試驗對比圖[46]。

(a) 襟翼處無噴濺

(b) 襟翼處輕度噴濺

(c) 襟翼處嚴(yán)重噴濺

試驗發(fā)現(xiàn)：噴濺的線面形狀、浸濕面積、噴濺方向等直接對增升裝置、動力裝置及尾翼帶來不良影響，這就要求上述部件距水面應(yīng)保持一定的安全距離。通過試驗還進(jìn)一步驗證了兩棲飛機(jī)的水面起降速度與噴濺的強(qiáng)弱有直接的關(guān)聯(lián)，飛機(jī)在水面航行時動載荷系數(shù)越大，噴濺就越嚴(yán)重[50]，因此降低飛機(jī)水面的起降速度可以減小噴濺的能量，減少對增升裝置不利的影響。

除了對增升裝置結(jié)構(gòu)會產(chǎn)生沖擊外，通過撞擊，噴濺可進(jìn)一步破碎形成尺度更小的氣、水混合微團(tuán)。該流場特性較為復(fù)雜，針對這種細(xì)微尺度下的氣、液混合微團(tuán)的研究，尚屬較為前沿的范疇。受到當(dāng)前計算流體力學(xué)技術(shù)發(fā)展水平的限制，國內(nèi)外對此的研究尚處于探索階段，未見工程應(yīng)用層面的相關(guān)報道，公開發(fā)表的研究成果很少[51]。

結(jié)合一系列兩棲飛機(jī)在離水起飛階段的受力分析(見圖9)，該階段飛機(jī)的水動升力、氣動升力、水動阻力、空氣阻力占據(jù)主導(dǎo)地位。相比而言，氣、水二混合物對增升裝置的氣動力影響較小，具體的影響程度和模擬計算方法還需要進(jìn)一步探索。

P：發(fā)動機(jī)拉力，G：飛機(jī)重力，F(xiàn)a：空氣升力，Ra：空氣阻力，F(xiàn)w：水動升力，Rw：水動阻力

圖9兩棲飛機(jī)受力分析
Fig.9Forceanalysisofamphibiousaircraft

2.2 增升裝置偏轉(zhuǎn)限制影響

由于在方案設(shè)計初期，無法利用理論分析的方法評估增升裝置是否受到噴濺的影響，只能借鑒類似機(jī)型或在原型機(jī)的實踐經(jīng)驗基礎(chǔ)上適當(dāng)調(diào)整增升裝置的偏轉(zhuǎn)參數(shù)，最終還需通過一系列飛機(jī)模型的拖曳試驗、水動力性能試驗和真機(jī)水面試飛的驗證后確定，一旦在后期的水面試飛階段發(fā)現(xiàn)以上問題，則需要推翻原方案重新進(jìn)行設(shè)計，或者選擇降低飛機(jī)的性能指標(biāo)，這將對增升裝置乃至整個飛機(jī)型號帶來較大設(shè)計風(fēng)險。

兩棲飛機(jī)的水線與船舶中水線的定義類似，指飛機(jī)在預(yù)期設(shè)計狀態(tài)自由正浮于靜水面時，船體表面與水面的交線[52]。為簡化設(shè)計，在方案設(shè)計初期假設(shè)飛機(jī)在靜止水面情況下，將增升裝置偏轉(zhuǎn)后的最低點距水線的安全距離定義為一個初始約束參數(shù)，該參數(shù)取值影響增升裝置類型及偏轉(zhuǎn)量的選取。

圖10 兩種增升裝置剖面形狀對比Fig.10 Comparison between two high-lift devices

總結(jié)若干飛機(jī)型號的設(shè)計經(jīng)驗，研究認(rèn)為：無論兩棲飛機(jī)后緣增升裝置采取何種類型，其偏轉(zhuǎn)后的最大下偏量(參見圖10)受到噴濺高度及抗浪指標(biāo)等的限制，需對增升裝置最低點距水面的距離進(jìn)行設(shè)計約束。

2.3 近水面效應(yīng)影響

水面效應(yīng)的原理與地面效應(yīng)類似。地面效應(yīng)隨著飛機(jī)的飛行高度降低而非線性地增加[53]，地面效應(yīng)的影響取決于機(jī)翼離地面高度和機(jī)翼弦長的比值[54]。

兩棲飛機(jī)在水面起降過程中，部分機(jī)身沉浸于水中，機(jī)翼離水面距離很近，近水面效應(yīng)的影響不可忽略。針對某型飛機(jī)，試驗人員采用七孔探針流量測量技術(shù)機(jī)翼下游氣流的速度場、靜壓場和渦量場進(jìn)行掃描，試驗結(jié)果表明同一構(gòu)型下，近水面機(jī)翼相比近地面機(jī)翼能獲得更大的升力[55]。文獻(xiàn)[56-59]對放下襟翼時的地面效應(yīng)進(jìn)行了研究，結(jié)果表明，增升構(gòu)型的地面效應(yīng)和干凈構(gòu)型地面效應(yīng)的氣動規(guī)律不同。

為研究近水面效應(yīng)下增升裝置流場特性的影響機(jī)理和變化規(guī)律，本文通過不可壓N-S方程對某大型兩棲飛機(jī)的近水面效應(yīng)進(jìn)行了計算與分析，圖11為該飛機(jī)h/c=0.45(h為襟翼偏轉(zhuǎn)后下緣點距水面距離，c為平均氣動弦長)時，在水面起飛構(gòu)型(襟翼20°，迎角=5°)、著水構(gòu)型(襟翼45°，迎角=5°)時的水面效應(yīng)流場對比圖。

(a) 襟翼=20°，迎角=5°，無水面效應(yīng)流線圖

(b) 襟翼=20°，迎角=5°，有水面效應(yīng)流線圖

(c) 襟翼=45°，迎角=5°，無水面效應(yīng)流線圖

(d) 襟翼=45°，迎角=5°，h/c=0.45有水面效應(yīng)流線圖

氣動特性起飛構(gòu)型(襟翼20°)無地效起飛構(gòu)型(襟翼20°)有地效機(jī)翼安定面剖面襟翼剖面機(jī)翼剖面機(jī)翼安定面剖面襟翼剖面機(jī)翼剖面升力系數(shù)1.460.191.651.380.181.56阻力系數(shù)-0.0460.0660.020-0.0470.0610.015俯仰力矩-4.470-0.673-5.143-4.244-0.615-4.860氣動特性起飛構(gòu)型(襟翼45°)無地效起飛構(gòu)型(襟翼45°)有地效機(jī)翼安定面剖面襟翼剖面機(jī)翼剖面機(jī)翼安定面剖面襟翼剖面機(jī)翼剖面升力系數(shù)1.740.231.971.600.201.79阻力系數(shù)-0.0920.1570.065-0.0900.1370.047俯仰力矩-5.348-0.782-6.131-4.912-0.672-5.584

通過對干凈構(gòu)型和增升構(gòu)型的近水面效應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬，計算結(jié)果(表3)看出，某大型兩棲飛機(jī)的增升裝置在相同迎角下，當(dāng)增升裝置處于偏轉(zhuǎn)位置時(起飛偏角、降落偏角、c/h=0.45)，近水面效應(yīng)使得機(jī)翼翼型剖面的升力系數(shù)和阻力系數(shù)均降低，由于阻力系數(shù)降低的幅度更大，因此翼型剖面的升阻比顯著提高。分析阻力系數(shù)降低的主要原因是近水面效應(yīng)使翼型剖面的有效迎角減小，壓差阻力大大降低，摩擦阻力也隨之降低，但降低的幅度相比壓差阻力要小。

干凈構(gòu)型和增升構(gòu)型近水面效應(yīng)在升力特性上的差異主要表現(xiàn)為：干凈構(gòu)型在近水面效應(yīng)影響下升力系數(shù)提高，而增升構(gòu)型則相反。干凈構(gòu)型的翼剖面升力系數(shù)增加主要原因是在近水面效應(yīng)的影響下，翼型剖面上、下表面的壓力分布曲線均向下平移，但上翼面壓力分布曲線平移的量較小，因此升力系數(shù)變大(數(shù)據(jù)見表4)。增升構(gòu)型剖面在近水面效應(yīng)區(qū)時，主翼面上表面受增升裝置偏轉(zhuǎn)的影響，使得主翼面上表面壓力分布曲線向下平移量增加，因此增升構(gòu)型在近水面效應(yīng)區(qū)時升力系數(shù)略微減小。

表4 近水面效應(yīng)對干凈構(gòu)型(機(jī)翼)影響的氣動特性對比Table 4 Aerodynamics comparison of surface effect on clean airfoils

分析以上原因，一方面由于近水面效應(yīng)產(chǎn)生的阻滯效應(yīng)使機(jī)翼下翼面壓強(qiáng)增加，但另一方面削弱了下洗影響，也相應(yīng)削弱了翼型頭部的上洗角，造成駐點上移，上翼面的壓強(qiáng)隨之降低。隨著近水距離的減小，襟翼環(huán)量減小，上翼面吸力的損失減小了升力和阻力。

基于以上分析，在進(jìn)行增升裝置設(shè)計時，兩棲飛機(jī)應(yīng)合理匹配全機(jī)氣動焦點與全機(jī)重心的相對距離，防止增升裝置偏轉(zhuǎn)時產(chǎn)生較大的俯仰力矩的變化，引起過大的縱向操縱力，從而影響飛行安全。

2.4 水動力性能影響

水動力性能主要研究飛機(jī)在水面起飛和著水過程中的特性，如阻力特性、縱向穩(wěn)定性、操縱性、噴濺特性、耐波性和水載荷等，主要進(jìn)行水面起降滑跑距離和時間、水面機(jī)動性能、適海性等水動性能方面的評估，并通過水池試驗進(jìn)行驗證和優(yōu)化。

兩棲飛機(jī)在水面滑行起飛過程中受到的水動力、氣動力變化趨勢如圖12所示，水動阻力遠(yuǎn)大于空氣阻力。文獻(xiàn)[60]研究表明：兩棲飛機(jī)的水阻力隨著速度的增大，出現(xiàn)先增大再減小的趨勢，一般在離水速度30%～40%附近水阻力達(dá)到最大值，即阻力峰。在離水起飛階段，飛機(jī)是否能夠跨躍第一阻力峰，克服巨大的水阻力，對增升效率提出了更高的要求。

與陸基飛機(jī)不同的是，兩棲飛機(jī)還應(yīng)考慮在水面起降滑行過程中水動力升力特性，利用流體動壓力支持船體航行通稱為動力航行，流體動壓力在鉛垂方向上的分量稱為動升力[61]。水動升力與氣動升力之和構(gòu)成兩棲飛機(jī)流體動力的總升力[62]，增升裝置除了滿足陸機(jī)的起降升阻比要求外，還需要分析與計算水動力升阻比。

圖12 兩棲飛機(jī)水面起飛過程受力分析Fig.12 Force analysis during take-off from water surface

通過對水動性能的研究認(rèn)為：增升裝置與水動力性能相互影響、相互作用。高效的增升裝置能夠減少飛機(jī)的水面起降距離與起降速度，小的起降速度又可以降低噴濺高度，繼而可以選擇更多的增升裝置形式，同時能夠放寬增升裝置下偏量的限制，有利于將增升效率發(fā)揮到最大。

下面對兩棲飛機(jī)增升裝置的解決措施進(jìn)行研究和探討。

3 兩棲飛機(jī)增升裝置特殊設(shè)計原則

基于對增升裝置設(shè)計影響因素的研究，本節(jié)進(jìn)一步給出兩棲飛機(jī)增升裝置的設(shè)計中需要特別考慮的若干原則。除此以外，在常規(guī)布局的增升裝置之外，本節(jié)還討論了采用主動流動控制技術(shù)的吹氣襟翼技術(shù)。

3.1 機(jī)翼布局

為防止噴濺對飛機(jī)機(jī)體和活動部件產(chǎn)生不利影響，要求飛機(jī)的動力裝置、機(jī)翼與尾翼等活動面距水面應(yīng)保持有一定的安全距離，這一特殊的使用環(huán)境要求兩棲飛機(jī)機(jī)翼(含增升裝置)應(yīng)布置于盡量高的位置。

兩棲飛機(jī)通常選用較高的上單翼或海鷗形機(jī)翼，目的是為了抬高機(jī)翼的安裝位置，保證增升裝置距離水面的安全高度，如圖13～圖15所示。

圖13 高置翼布局(Do 24 ATT飛機(jī))Fig.13 Parasol wing configuration (Do 24 ATT)

圖14 海鷗式機(jī)翼(Be-12飛機(jī))Fig.14 Gull wing configuration (Be-12)

3.2 增升效率的取舍

增升效率取決于增升裝置的形式、幾何參數(shù)、偏角等因素，以及機(jī)翼的平面形狀，其中影響較大的是機(jī)翼展弦比和后掠角[13]。提高增升效率的主要途徑有：附面層控制技術(shù)、在單縫襟翼的基礎(chǔ)上研制出的各種多縫增升裝置方案[63-64]。美國、俄羅斯、日本等先進(jìn)飛機(jī)通常將后緣增升裝置與前緣增升裝置組合使用。

圖15 上單翼機(jī)翼(US-2飛機(jī))Fig.15 High wing configuration (US-2)

不同增升裝置對飛機(jī)氣動性能影響不同[65]，最大升力系數(shù)增量依次為：多縫襟翼、富勒襟翼、單縫襟翼、開裂襟翼和簡單襟翼，目前國外民用客機(jī)和大型飛機(jī)多選用多縫增升裝置，效果十分顯著，其次是富勒襟翼。富勒襟翼可提升85%～95%升力系數(shù)，據(jù)統(tǒng)計升力系數(shù)可達(dá)3.0，適用于大、中型飛機(jī)，可大大改善起降性能，參見圖16。

圖16 最大升力系數(shù)增量與增升裝置偏度的關(guān)系(NACA23012 翼型)Fig.16 Maximum lift coefficient and flap deflection (NACA23012 airfoil)

常規(guī)的陸基飛機(jī)為了發(fā)揮增升效率的潛力，盡量加大增升裝置偏角和相對弦長，但是兩棲飛機(jī)后緣增升裝置需要受到水線的限制，不能選用過大的偏轉(zhuǎn)角度。

以某大型兩棲飛機(jī)為例，在進(jìn)行增升裝置選型方案時，進(jìn)行了簡單襟翼和富勒襟翼對比論證，兩種增升裝置面積、展長、相對弦長、平面形狀完全相同。通常富勒襟翼的最佳偏度約為35°～40°，但是水線限制了富勒襟翼過大的后退量和下垂量，進(jìn)而約束了增升裝置的偏度，在相同水線限制下，富勒襟翼最大偏度只能達(dá)到36°，而簡單襟翼最大偏度可達(dá)45°，增升裝置形式及最大偏轉(zhuǎn)示意見圖10，風(fēng)洞試驗升力曲線結(jié)果對比見圖17。

圖17 風(fēng)洞試驗升力曲線結(jié)果對比Fig.17 Wind tunnel test result of lift curve

通過風(fēng)洞試驗以及對飛機(jī)操穩(wěn)和飛行性能的計算，全機(jī)氣動特性分析表明：起飛與著陸構(gòu)型下富勒襟翼方案升力線斜率均略大于簡單襟翼。富勒襟翼在離水構(gòu)型下升力系數(shù)增量不高，起/降速度和起/降距離優(yōu)勢不明顯。但在降落構(gòu)型下，最大升力系數(shù)的提高有利于降低失速速度，可減少著陸、著水速度。富勒襟翼的失速速度比簡單增升裝置小，致使起/降速度和起/降距離優(yōu)于簡單增升裝置[66-67]。同時進(jìn)行了兩種襟翼的操縱機(jī)構(gòu)對比，富勒襟翼的操縱機(jī)構(gòu)總重上比簡單襟翼重約50 kg，連桿驅(qū)動的滑軌機(jī)構(gòu)使富勒襟翼操縱更為復(fù)雜。綜合上述原因，最終選擇了簡單襟翼方案。

雖然雙縫和多縫增升裝置的增升效果明顯，但對兩棲飛機(jī)而言不能完全照搬。因此，兩棲飛機(jī)不能盲目追求過高的增升效率，應(yīng)當(dāng)綜合分析利弊，進(jìn)行增升效率、水動力特性、機(jī)構(gòu)重量等方面的全面協(xié)調(diào)和取舍，妥善處理設(shè)計中的矛盾，選擇適合的增升裝置形式。

3.3 噴濺特性對增升裝置的限制

噴濺特性要求飛機(jī)在全重心包線、全速度段無噴濺增升裝置的現(xiàn)象，可允許少數(shù)水花濺在增升裝置上。噴濺特性較差的飛機(jī)，增升裝置受到噴濺影響可能會導(dǎo)致飛行過程中發(fā)生脫落[68-69]。

初步方案階段，無法通過純理論計算方法準(zhǔn)確預(yù)報飛機(jī)在水面高速滑行的水動特性，因此全機(jī)帶動力模型噴濺性能水池試驗是分析和預(yù)報噴濺性能的重要手段。通過水池噴濺試驗，開展一系列起飛重量和重心包線的組合試驗，獲得試驗?zāi)Ｐ偷膰姙R包絡(luò)線，包絡(luò)線可以反映噴濺高度、噴濺范圍，以及在船體的相對位置等信息[46]。噴濺包絡(luò)線示意圖如圖18所示，可以直觀看出噴濺是否存在沖擊螺旋槳和增升裝置。

圖18 噴濺包絡(luò)線示意圖Fig.18 A schematic of splash envelope

某大型兩棲飛機(jī)在方案設(shè)計階段開展了兩種不同抑波槽高度對噴濺性能影響的模型對比試驗[70]，得到兩組模型的噴濺包絡(luò)線，從圖19中的包絡(luò)線反映出，試驗過程中存在主噴濺沖擊螺旋槳和增升裝置現(xiàn)象。出現(xiàn)上述沖擊現(xiàn)象應(yīng)及時修正方案，如果防噴濺設(shè)計得不到有效改善，則需改變后緣增升裝置的參數(shù)選擇與設(shè)計。

圖19 某工況下噴濺包絡(luò)線Fig.19 Splash envelope under certain operating condition

日本US系列飛機(jī)在氣、水動力方面開展了大量而密切的聯(lián)合設(shè)計，重點研究了全機(jī)噴濺特性，進(jìn)行了大量的水池試驗研究和真實海況下的水上試驗。US-2飛機(jī)的噴濺試驗數(shù)據(jù)表明當(dāng)水面速度在37 km/h左右時，產(chǎn)生了對發(fā)動機(jī)和螺旋槳的有害噴濺，但未進(jìn)入發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，隨著飛行速度提高噴濺逐漸消失。以該試驗數(shù)據(jù)為依據(jù)，分析了影響噴濺的主要因素，進(jìn)行了全機(jī)抑制噴濺的優(yōu)化設(shè)計，采取了有效措施，使得US-2的后緣增升裝置的最大偏轉(zhuǎn)角度可以高達(dá)80°，突破了兩棲飛機(jī)增升裝置的偏轉(zhuǎn)限制。

3.4 后緣增升裝置下偏量的確定

當(dāng)飛機(jī)處于靜止水面時機(jī)身水線呈水平狀，在起飛構(gòu)型下飛機(jī)受重力和浮力構(gòu)成的縱傾力矩影響使飛機(jī)產(chǎn)生縱傾角[71-72]，此狀態(tài)下，機(jī)身的水線與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線存在一定夾角，參考圖20。

圖20 后緣增升裝置與水面距離關(guān)系Fig.20 Trailing-edge flap and its distant from water surface

為簡化設(shè)計，暫不考慮飛機(jī)與波浪的相對作用引起的縱向浮沉響應(yīng)、橫向傾斜運(yùn)動以及噴濺作用，僅研究飛機(jī)在波浪作用下縱向特性的瞬間情況。圖20中顯示了典型工況下飛機(jī)在最不利構(gòu)型下的水線狀態(tài)，即水上最大起飛重量和某重心狀態(tài)時的水線，可以看出該構(gòu)型下的后緣增升裝置偏轉(zhuǎn)后的最低點距波峰的距離，即水面安全距離，為最低點距水線距離與1/2波高之差。研究認(rèn)為：后緣增升裝置距水面的安全距離與水線和抗浪指標(biāo)有關(guān)，該安全距離是兩棲飛機(jī)后緣增升裝置設(shè)計的一個重要約束參數(shù)。

目前，針對后緣增升裝置距水面安全距離這一指標(biāo)，沒有有效資料和數(shù)據(jù)可以借鑒和參考。如果在型號方案設(shè)計初期不能給出該約束參數(shù)，僅通過后期的水動模型試驗和水上試飛來驗證，無疑給型號設(shè)計帶來巨大的進(jìn)度風(fēng)險和經(jīng)費風(fēng)險。

通過初步研究，認(rèn)為兩棲飛機(jī)增升裝置水面安全距離的選取可分為以下三個步驟：

1) 參考原型機(jī)或類似機(jī)型確定安全距離

在飛機(jī)可行性論證階段，抗浪指標(biāo)是兩棲飛機(jī)重要的設(shè)計目標(biāo)。隨著總體方案設(shè)計的逐步深入、細(xì)化，在確定了全機(jī)和部件的幾何外形數(shù)字模型后，可以初步估算并獲得最不利水線。參考和借鑒原型機(jī)或類似機(jī)型的相關(guān)統(tǒng)計值，可以初步給定后緣增升裝置的水面安全距離。

2) 通過風(fēng)洞試驗和水池試驗驗證增升裝置的合理性

兩棲飛機(jī)需要并行進(jìn)行風(fēng)洞試驗和水池試驗。針對增升裝置的風(fēng)洞模型試驗主要測量增升裝置的壓力分布和鉸鏈力矩，并獲取收放增升裝置狀態(tài)下對全機(jī)的升力、阻力和俯仰力矩等氣動特性的影響。同時利用水池試驗獲得噴濺包絡(luò)線，直觀判別噴濺對螺旋槳和增升裝置的影響。風(fēng)洞試驗和水池試驗不能孤立地處理試驗數(shù)據(jù)，需要相互迭代、綜合優(yōu)化，妥善處理其中的矛盾，選擇適合的增升形式。

3) 常規(guī)后緣增升裝置下偏量設(shè)計

下偏量和水線的定義及約束關(guān)系如圖21所示。

從圖中可以看出，相同偏轉(zhuǎn)角度情況下，增升裝置相對弦長越長，下偏量越大；相同相對弦長情況下，增升裝置偏轉(zhuǎn)角度越大，下偏量越大。因此，兩棲飛機(jī)的增升裝置偏轉(zhuǎn)應(yīng)考慮重疊量、后退量和偏轉(zhuǎn)后的最終位置。

圖21 增升裝置參數(shù)設(shè)計約束示意圖Fig.21 A schematic of high-lift devices parameter constraint

在確定了適當(dāng)?shù)臋C(jī)翼布局形式以后，總結(jié)影響增升裝置下偏量的主要參數(shù)如下：

1) 機(jī)翼安裝角；

2) 機(jī)翼上反角；

3) 飛機(jī)水面起飛迎角；

4) 增升裝置相對弦長；

5) 增升裝置偏轉(zhuǎn)角度；

6) 增升裝置后退量。

限制下偏量是兩棲飛機(jī)增升裝置與陸基飛機(jī)完全不同的設(shè)計約束。通過參數(shù)優(yōu)化和匹配可以獲得滿意的增升裝置方案。通常兩棲飛機(jī)不選用增升效率較高的多縫增升裝置，而是選擇下偏量不大的增升裝置類型，如結(jié)構(gòu)簡單、增升效率相對較高的單縫襟翼，或者偏轉(zhuǎn)角度受到一定限制的富勒襟翼等。

依據(jù)本方法開展的某大型兩棲飛機(jī)增升裝置方案，通過了一系列風(fēng)洞試驗和高速水動力模型試驗，結(jié)果表明該飛機(jī)滿足陸上起飛和著陸的性能指標(biāo)，模型水動力噴濺試驗表明，低速時偶爾發(fā)生噴濺擊打螺旋槳的現(xiàn)象，但未影響增升裝置。在模型通過阻力峰時，未發(fā)生主噴濺沖擊螺旋槳和增升裝置現(xiàn)象，經(jīng)耐波性預(yù)報該飛機(jī)的抗浪能力滿足預(yù)定指標(biāo)要求。通過風(fēng)洞和水動力試驗驗證了某大型兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計方法、設(shè)計方案切實可行，為飛機(jī)的工程應(yīng)用提供了技術(shù)支持。

3.5 附面層增升控制技術(shù)應(yīng)用

目前，良好的機(jī)動性、短距離起降能力和起降安全性對高速發(fā)展的航空技術(shù)提出了更高要求[73]。兩棲飛機(jī)對增升裝置有較高的氣動效率需求，但常規(guī)機(jī)械式增升裝置受到水動力等多項約束條件的限制，往往不能提升飛機(jī)的先進(jìn)性，附面層控制技術(shù)可以彌補(bǔ)這些缺陷。研究表明，常規(guī)襟翼的增升能力均低于95% ，而吹氣襟翼增升可達(dá)140%[74]。

隨著附面層控制技術(shù)的發(fā)展[75-85]，控制技術(shù)形式多樣，優(yōu)勢突出，研究成果日趨成熟，見圖22。配置了附面層控制系統(tǒng)的飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)相比，可以很大程度地提高飛機(jī)起降性能，緩解短距離起降與高速巡航之間的矛盾，附面層控制系統(tǒng)使兩棲飛機(jī)受益匪淺。吹氣式邊界層控制技術(shù)利用翼面均布的稀薄、高速噴流起到延緩氣流分離、增加機(jī)翼環(huán)量的作用，從而大大增加飛機(jī)升力，能夠滿足兩棲飛機(jī)的特殊設(shè)計要求[86]，可提高起降過程中飛機(jī)的升力系數(shù)、降低起降速度，從而將海浪對船體及浮筒的撞擊減至最小。另一個明顯收益是由于極低的起降速度使得噴濺高度大大降低，即使增升裝置最大偏度80°，較低的速度使得噴濺的能量并不高，因此對后緣增升裝置影響相對較小。

圖22 多種形式附面層控制技術(shù)Fig.22 Various forms of BLC technique

美國和日本進(jìn)行了大量研究和工程探索，獲得了龐大的理論計算、風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)[87-91]。附面層控制技術(shù)涉及到吹氣動量系數(shù)、噴縫的幾何參數(shù)、噴流速度及流量分配等，不同的參數(shù)配置將產(chǎn)生完全不同的射流形態(tài)和增升效果。以較小吹氣動量系數(shù)獲取較高的吹氣增升效果，是附面層增升設(shè)計技術(shù)實現(xiàn)于工程應(yīng)用的技術(shù)難點[92]。采用良好的增升裝置和自動飛行控制系統(tǒng)，可以保證低速飛行時的操縱性和穩(wěn)定性[93]。

雖然附面層控制技術(shù)不可比擬的增升效能遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出機(jī)械式增升裝置的極限，然而美國和日本的相關(guān)文獻(xiàn)表明，附面層控制技術(shù)在研發(fā)和實踐過程中遇到了很多技術(shù)瓶頸。值得引起重視的是，許多型號在設(shè)計初期，增升裝置設(shè)計都是在未配平情況下追求高的最大升力系數(shù)，忽略了縱向力矩特性要求。隨著高速氣流提高升力的同時，全機(jī)升力系數(shù)大幅提高，造成氣動中心后移。由于增升裝置偏轉(zhuǎn)使得全機(jī)產(chǎn)生較大的低頭力矩增量，全機(jī)縱向配平的壓力明顯增大，相應(yīng)加重了尾翼配平能力要求，需要通過平尾向上偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的抬頭力矩增量來平衡，而平尾上偏產(chǎn)生的負(fù)升力增量又抵消了部分由增升裝置偏轉(zhuǎn)帶來的升力增量，據(jù)統(tǒng)計，該升力增量的損失可達(dá)到30%～40%，初步設(shè)計中甚至是60%[12]。

此外對于多發(fā)飛機(jī)，如果一臺發(fā)動機(jī)失效，增升效能也將引起較大不對稱升力，造成很大的橫滾力矩，給飛機(jī)帶來嚴(yán)重的安全問題[94]。這需要操縱附面層增升裝置時應(yīng)保證機(jī)翼左右兩側(cè)的同步性。

3.6 氣動特性與水動特性的匹配與協(xié)調(diào)

兩棲飛機(jī)增升裝置設(shè)計的主要難點是在滿足水動力特性以及有限偏轉(zhuǎn)距離的前提下，如何盡量提高增升裝置的效率。增升效率高的設(shè)計方案，可以提高飛機(jī)的噴濺、著水載荷、起降等性能，水動特性的提高繼而又可以放寬對增升裝置下偏量的約束，進(jìn)而可以挖掘出一部分的增升效率，如此良性循環(huán)，反復(fù)迭代，才能設(shè)計出高效的增升裝置。通過氣動、水動的綜合協(xié)調(diào)、權(quán)衡和折衷等方法優(yōu)選出合理的全機(jī)氣、水動力方案。

兩棲飛機(jī)在巡航階段，可以參考陸基飛機(jī)的空氣動力方法進(jìn)行設(shè)計，在水面滑行起飛和著水降落階段需要共同遵循水動力和空氣動力兩大學(xué)科的規(guī)律，因此兩棲飛機(jī)設(shè)計必須將氣動力設(shè)計和水動力有效結(jié)合并進(jìn)行綜合研究和優(yōu)化。根據(jù)風(fēng)洞和水池試驗測定的結(jié)果進(jìn)行總體氣動布局的論證，適當(dāng)?shù)卣{(diào)整飛機(jī)及部件的設(shè)計參數(shù)。風(fēng)洞試驗和水池試驗不能孤立地處理試驗數(shù)據(jù)，需要相互迭代、綜合優(yōu)化，妥善處理其中的關(guān)系與矛盾。

目前我國兩棲飛機(jī)的研究存在氣動力和水動力未能有效結(jié)合的現(xiàn)象，當(dāng)風(fēng)洞試驗結(jié)果與水動力試驗結(jié)果對飛機(jī)部件氣動效率的評估結(jié)論發(fā)生差異甚至矛盾時，往往更重視風(fēng)洞試驗結(jié)果而忽視水動力試驗結(jié)果，必然會對飛機(jī)布局帶來設(shè)計隱患。

我國在兩棲飛機(jī)增升裝置總體設(shè)計方面，缺乏氣動力和水動力兩大特有專業(yè)技術(shù)融合的頂層設(shè)計能力，缺少足夠的全局協(xié)調(diào)經(jīng)驗，還需打破兩大特色專業(yè)的技術(shù)壁壘，加強(qiáng)深入細(xì)致的研究和型號的經(jīng)驗積累，進(jìn)一步提升兩棲飛機(jī)增升裝置的技術(shù)能力和先進(jìn)性。

4 結(jié) 論

本文從兩棲飛機(jī)特殊的使用環(huán)境以及水動力特點出發(fā)，對噴濺、水面效應(yīng)和機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)限制等影響增升裝置設(shè)計的特殊因素進(jìn)行了全面研究。結(jié)合作者的工作經(jīng)驗，在進(jìn)行大量水動力、氣動力試驗和數(shù)值模擬計算的基礎(chǔ)上，得出以下主要研究結(jié)論：

1) 兩棲飛機(jī)的水動力特性對增升裝置的影響較大，兩者相互作用、相互影響。高效的增升裝置能夠提升飛機(jī)的水動力特性，而同時好的水動力特性可以減少對增升裝置的設(shè)計約束。通過綜合權(quán)衡、有效兼顧飛機(jī)的氣動特性與水動特性，才能設(shè)計出最優(yōu)的增升方案；

2) 兩棲飛機(jī)增升裝置應(yīng)布置在盡量高的位置，以防止噴濺對其產(chǎn)生不利影響。選擇適當(dāng)?shù)脑錾b置形式，不能盲目追求大的增升效率，應(yīng)在設(shè)計約束內(nèi)實現(xiàn)增升效率最大化；

3) 后緣增升裝置偏轉(zhuǎn)后的最低點距水面的安全距離是兩棲飛機(jī)設(shè)計的一個重要約束參數(shù)，主要與飛機(jī)的水線和抗浪指標(biāo)有關(guān)。影響增升裝置下偏量的主要參數(shù)包括：機(jī)翼安裝角、機(jī)翼上反角、增升裝置相對弦長、偏轉(zhuǎn)角度、后退量等。水面安全距離可以通過飛機(jī)設(shè)計經(jīng)驗和水動力試驗獲得；

4) 近水面效應(yīng)對兩棲飛機(jī)的氣動特性影響不可忽視，增升裝置偏轉(zhuǎn)時附加的升力作用點盡可能靠近飛機(jī)重心，以防止增升裝置偏轉(zhuǎn)時產(chǎn)生較大的俯仰力矩變化，引起過大的縱向操縱力；

5) 以較小的吹氣動量系數(shù)獲取較高的增升效果、在獲得更高的最大升力系數(shù)的同時滿足飛機(jī)縱向力矩特性要求，以及避免單發(fā)失效產(chǎn)生的不對稱增升效能對飛機(jī)造成較大橫滾力矩，是目前我國附面層增升設(shè)計技術(shù)在工程應(yīng)用中面臨的主要技術(shù)瓶頸。我國急需加大附面層控制技術(shù)的理論研究，攻克技術(shù)難點，掌握有效的附面層設(shè)計和驗證方法，早日成功應(yīng)用于兩棲飛機(jī)的研制。