水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局數(shù)值研究

2019-12-31 10:49申遂愿朱清華曾嘉楠朱振華王坤

航空工程進展 2019年6期

申遂愿，朱清華，曾嘉楠，朱振華，王坤

(南京航空航天大學直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016)

0 引言

水上飛機兼具飛機與高性能船舶的一些共同特點，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能夠在陸地起降[1]。1905年法國航空先驅(qū)瓦贊兄弟設計了世界上第一款水上飛機[2]，第二次世界大戰(zhàn)后，水上飛機隨著航空技術(shù)的進步得到迅速發(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有美國LA4-200水陸兩棲飛機，其先后生產(chǎn)了1 000多架[1]，日本的US-1型水陸兩棲飛機，采用了抑制水上起飛降落水花噴濺的技術(shù)，德國的Seastar兩棲飛機優(yōu)化船體設計減小水動阻力，俄羅斯在A-40基礎上研制出森林滅火型兩棲飛機Be-200[3]。

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

傳統(tǒng)水上飛機分為單浮筒式、雙浮筒式和船身式三種類型。傳統(tǒng)型水上飛機水面起飛阻力峰值遠高于飛機巡航狀態(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，而水上飛機巡航飛行時間遠多于水面起飛時間，發(fā)動機水面起飛過程短時間輸出大功率，大部分時間工作在小轉(zhuǎn)速低輸出功率狀態(tài)，容易對發(fā)動機造成損壞，縮短發(fā)動機使用壽命[6]。同時，附加的浮筒或船身設計增加了飛機的重量，降低了飛機的有效載荷。

法國Lisa航空公司于2012年設計制造了Akoya水翼型水上飛機，Akoya飛機機身腹部與尾部均安裝有水翼，取消了浮筒與船身式設計。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水上飛機的速度達到一定值后，水翼產(chǎn)生的水動升力將機身抬離水面，從而減小飛機的浸水面積，降低飛機的水動阻力峰值，實現(xiàn)快速短距水面起飛，但該種構(gòu)型額外的水翼對飛機空中飛行性能產(chǎn)生一定不利影響。

目前針對水翼型水上飛機的研究較少，水翼型水上飛機水面滑行狀態(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：一是通過實驗的方法進行研究，如遲云鵬等[7]對30 t槽道水翼滑行艇進行了試驗，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)驗公式和工程方法進行估算，如唐建飛等[8]結(jié)合經(jīng)驗公式和簡化模型得出了水翼船阻力計算方法；三是基于CFD軟件進行水翼船阻力計算，如周進[9]采用SSTk-ε模型對水翼滑行艇阻力與耐波性進行了研究并使用VOF方法對自由液面進行了捕捉。

上述研究方法雖能較準確計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水面滑行影響較大，因此本文提出了一種可偏轉(zhuǎn)機翼布局水翼型水上飛機，采用空氣動力和水動力耦合求解并結(jié)合動力學平衡方程方法對水動性能進行數(shù)值研究，該方法綜合考慮了空氣動力及水動力影響，盡可能準確計算水翼型水上飛機水動性能。

1 水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局特點

為滿足水上飛機水面滑行和空中飛行綜合性能的最優(yōu)化，設計可偏轉(zhuǎn)機翼水翼型水上飛機如圖1所示，具體布局特點為：

(1) 水翼型水上飛機機翼分為固定機翼與偏轉(zhuǎn)機翼兩部分，固定機翼采用NACA4415翼型，偏轉(zhuǎn)機翼采用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型尾翼設計防止平尾受到機身濺起波浪的影響，螺旋槳發(fā)動機安裝在垂尾上。

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

(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 水動力計算方法

水面起飛過程比陸地起飛過程更加復雜，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]。若直接對水上飛機進行數(shù)值模擬，由于水上飛機對水面與空氣兩種介質(zhì)的網(wǎng)格與邊界條件要求不同，存在計算不兼容的問題，計算時間長且計算精度較低[3]。因此需要將空氣動力與水動力分別求解，再通過動力學方程將兩者結(jié)合修正水上飛機飛行參數(shù)，其具體計算流程如圖2所示，首先給定一個初始飛行條件如飛行速度、飛機俯仰角、發(fā)動機推力與方向等，分別計算該狀態(tài)下水動力與空氣動力，通過動力學平衡方程修正飛機飛行姿態(tài)，同時改變水線高度，迭代計算直至飛機達到平衡條件，得到該平衡條件下飛機的水動特性?？諝鈩恿τ嬎隳Ｐ筒话ê蠖纹D(zhuǎn)機翼與尾部水翼，水動力計算模型只包含飛機機身、機翼與尾部水翼，其動力學平衡方程[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 水面滑行計算流程圖Fig.2 Flow chart for calculation during surface taxiing

2.2 水動力計算方法驗證

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

數(shù)值計算采用Realizablek-ε湍流模型，壓力-速度耦合采用SIMPLE算法。計算結(jié)果與文獻[11]試驗結(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)，表明上述計算方法適用于空氣動力計算。

對Wigley船型[12]在不同弗汝德數(shù)下進行水動力算例驗證，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機翼模型試驗數(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 湍流模型進行數(shù)值計算，采用VOF方法對自由水面進行捕捉。計算結(jié)果與文獻[12]試驗數(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)，表明上述計算方法適用于水動力計算。

表2 Wigley模型試驗數(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 水動性能計算

水翼型水上飛機水面起飛過程中，偏轉(zhuǎn)機翼偏轉(zhuǎn)30°，水動力計算網(wǎng)格如圖3(a)所示，其中1代表水，2代表空氣，1、2的分界線為飛機水線位置；邊界條件設置如圖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，飛機為無滑移壁面，其他面均為滑移壁面。水翼型水上飛機速度V=12 m/s時水線位置圖如圖4所示，水翼型水上飛機自身浮力FT變化曲線圖如圖5所示。

(a) 水動力計算網(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：隨著飛機速度的增加，偏轉(zhuǎn)機翼和尾部水翼產(chǎn)生的水動升力隨之增大，將飛機機身逐漸抬離水面，飛機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，飛機的水動升力將機身完全抬離水面，此時只有小部分偏轉(zhuǎn)機翼及尾部水翼在水中，飛機浮力變化緩慢。

水翼型水上飛機總升力隨速度變化曲線圖如圖6所示，可以看出：當水翼型水上飛機速度低于12 m/s時，機身未離開水面，偏轉(zhuǎn)機翼浸水面積較大，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%，該階段由于飛機速度較小，空氣動力影響不大，當速度超過12 m/s后，機身離開水面，總升力變化不大，偏轉(zhuǎn)機翼浸水面積減小加快，產(chǎn)生的水動升力逐漸減小，而飛機的氣動升力逐漸增加，當速度超過24 m/s時，氣動升力超過水動升力，當速度達到30 m/s時，水動升力降至0，水翼型水上飛機離開水面。

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

水翼型水上飛機總阻力隨速度變化曲線圖如圖7所示，可以看出：當水翼型水上飛機速度低于12 m/s時，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，由于飛機速度較小，水動升力不足以將機身抬離水面，水翼型水上飛機浸水面積較大，水動阻力增加較快；當速度超過12 m/s后，機身離開水面，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

為驗證水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局的水動性能，選用雙浮筒型水上飛機作為參考模型進行對比研究。雙浮筒型水上飛機與水翼型水上飛機具有相同的機身和尾翼形狀，機翼采用NACA4415翼型，弦長、安裝角、水平投影面積與水翼型水上飛機相同，雙浮筒水上飛機取消水翼設計，在機身下部安裝兩個大小形狀一致的浮筒，如圖8所示。雙浮筒型水上飛機依靠浮筒在水面滑行，在水面漂浮時兩個浮筒承受了飛機的全部重量。

圖8 雙浮筒型水上飛機計算模型Fig.8 Computational model of double-float seaplane

采用與水翼型水上飛機相同數(shù)值模擬方法對雙浮筒型水上飛機進行計算。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，飛機浸水體積在逐漸減小，水翼型水上飛機浸水體積減小速率快于雙浮筒型水上飛機，因為水翼產(chǎn)生的水動升力要遠遠大于浮筒產(chǎn)生的水動升力，當水翼型水上飛機機身離開水面后，飛機自身浮力較小。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：當速度V<2.5 m/s時，雙浮筒型水上飛機所受阻力比水翼型水上飛機小，飛機速度較小時，水翼產(chǎn)生的水動升力對水翼型水上飛機浸水體積影響不大而附加的水翼增加了全機的水動阻力。速度5 m/s

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

3 氣動特性分析

分別對水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局和雙浮筒型水上飛機進行空中巡航氣動特性計算，驗證水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局氣動特性。

3.1 氣動特性計算方法驗證

氣動特性計算采用DLR-F6模型進行驗證，CFD計算結(jié)果與文獻[13]試驗數(shù)據(jù)進行對比。計算狀態(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機身非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖11所示。

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

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

(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 水翼型水上飛機氣動性能計算

為研究偏轉(zhuǎn)機翼布局對飛機氣動性能的影響，首先對NACA4415和SIMPLE9兩種翼型的氣動性能進行分析。計算模型中機翼水平狀態(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翼型飛機失速迎角為12°，采用SIMPLE9翼型飛機失速迎角為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，迎角不超過8°時，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，當飛機迎角超過8°，采用SIMPLE9翼型飛機阻力系數(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，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，同時飛機可變迎角范圍更廣，更適合飛機空中巡航飛行。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，水翼型水上飛機固定機翼采用NACA4415翼型，偏轉(zhuǎn)機翼采用SIMPLE9翼型比機翼采用單一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

水翼型水上飛機在空中飛行時，偏轉(zhuǎn)機翼能夠改變偏轉(zhuǎn)角度，為分析偏轉(zhuǎn)機翼偏轉(zhuǎn)角度對飛機氣動特性造成的影響，對飛機分別偏轉(zhuǎn)后段機翼30°、20°、10°及0°四種狀態(tài)進行數(shù)值模擬。后段偏轉(zhuǎn)機翼不同偏轉(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)機翼升力在機翼總升力的占比變化趨勢相同，偏轉(zhuǎn)機翼偏轉(zhuǎn)角越小，其升力占比越大。當迎角α<-4°時，后段機翼升力占比在逐漸提升，說明迎角α<-4°時SIMPLE9翼型升力增加速率高于NACA4415翼型，偏轉(zhuǎn)機翼升力占機翼總升力比值最高在32%至35%之間。當迎角-4°<α<8°時，后段偏轉(zhuǎn)機翼升力占比逐漸減小，此時，NACA4415翼型升力增速高于SIMPLE9翼型，升力增加主要由固定機翼提供。當迎角8°<α<12°時，后段偏轉(zhuǎn)機翼升力占比減小速率加快，此時偏轉(zhuǎn)機翼已超過失速迎角升力減小而固定機翼升力仍在增大，從而導致偏轉(zhuǎn)機翼升力占比急劇下降。當迎角α>12°時，固定機翼已超過失速迎角，其產(chǎn)生升力急劇降低，偏轉(zhuǎn)機翼升力占比開始上升，隨著偏轉(zhuǎn)機翼偏轉(zhuǎn)角的逐漸減小，偏轉(zhuǎn)機翼升力占比在逐漸增大，因為隨著偏轉(zhuǎn)角的逐漸減小，偏轉(zhuǎn)機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，當偏轉(zhuǎn)角為0°時，偏轉(zhuǎn)機翼在升力方向的投影面積達到最大，產(chǎn)生的升力最大，此時整個機翼產(chǎn)生的升力也達到最大。

以上分析說明，水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局具有較好的氣動特性，機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)機翼偏轉(zhuǎn)0°時飛機氣動性能最優(yōu)。

為驗證水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼布局的氣動性能，選用水動驗證部分的雙浮筒型水上飛機作為參考模型進行對比研究。使用與水翼型水上飛機相同條件對雙浮筒型水上飛機進行數(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。在計算迎角范圍內(nèi)雙浮筒型水上飛機升力系數(shù)較高于水翼型水上飛機升力系數(shù)，飛機迎角8°<α<12°時，水翼型水上飛機升力系數(shù)增速慢于雙浮筒型水上飛機，雙浮筒型水上飛機最大升力系數(shù)是水翼型水上飛機的1.17倍，原因在于雙浮筒型水上飛機機翼采用NACA4415翼型而水翼型水上飛機偏轉(zhuǎn)機翼采用SIMPLE9翼型，當迎角α超過8°后，偏轉(zhuǎn)機翼失速導致機翼升力上升速度變慢。在計算迎角范圍內(nèi)，雙浮筒型水上飛機阻力系數(shù)較高于水翼型水上飛機，水翼型水上飛機最大升阻比是雙浮筒型水上飛機的1.4倍，迎角α=12°時，雙浮筒型水上飛機阻力系數(shù)是水翼型水上飛機的1.1倍。進一步分析尾部水翼對水翼型水上飛機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占全機阻力Dsy最高比值為0.02，而浮筒阻力Dft占全機阻力Dfj最高比值為0.31，尾部水翼阻力占全機阻力比值遠遠低于浮筒阻力占全機阻力比值。