基于气动力修正模型的水面飞行器气动特性研究

摘 要：【目的】在水池试验中常采用实机的缩比模型来进行水面飞行器的气动性能研究，通过对水池试验中缩比模型由于雷诺数不相似而导致试验数据中气动升力系数偏小的问题进行研究，以达到准确模拟水面飞行器近水面飞行时的实际气动状态。【方法】针对某大型水陆两栖飞机模型，在不改变机翼和平尾的面积及机翼的平均气动弦长的前提下，增加机翼的襟翼和平尾的升降舵面积，通过仿真和试验对修正前、后的模型进行研究。【结果】仿真结果显示：修正前、后的模型在不同速度和俯仰角的条件下，气动升力系数的差异在15%左右；试验结果显示：修正后模型的升力系数在不同速度、俯仰角、升降舵舵偏的条件下与实机的风洞数据升力系数变化趋势相同，最大误差在8%，最小误差小于1%。【结论】仿真结果表明，修正后的缩比模型可以有效提升模型的气动升力；试验结果表明，修正后的缩比模型可以较为准确地反映实机的气动力性能，为优化水面飞行器的结构布局，研究水面飞行器的气动特性奠定了基础。

关键词：水面飞行器；气动性能试验；气动特性；气动力补偿

中图分类号：V221+3" " "文献标志码：A" " "文章编号：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

水面飞行器是一种能在水面起飞、降落和停泊，且具备救援、灭火和运输等多用途的现代装备，如果同时具备陆地起降能力的称之为水陆两栖飞机［1-2］。

水面飞行器研究大多依靠缩比模型试验来进行，而缩比模型试验进行的前提是相似准则。但实际上的缩比模型和实机的雷诺数是不相似的，导致了缩比模型试验得出的气动升力数据偏小，无法给实机提供准确的数据支持。随着CFD技术的发展，越来越多人将仿真技术应用到了水面飞行器的研究中。由于水面飞行器结构复杂，需要消耗大量的计算资源和时间，同时仿真方法难以模拟出实际的工况，导致计算结果与实际情况有所偏差。所以采用试验方法研究气动力修正后的水面飞行器的气动性能，为后续实机气动性能研究提供准确的数据非常必要。

针对水面飞行器的气动性能研究，国内外已经开展了一系列理论和试验研究工作。黄淼等［3］开展了缩比模型水池试验研究，定量分析了水池试验模型与实机之间气动升力/阻力系数的差异；廉滋鼎等［4］分析了航空拖曳水池试验中空气流场特性，采用试验测试方法和计算流体方法（CFD）对试验区的流场特性进行研究，设计了适用于近水面飞行器低速气动特性试验的拖曳水池试验方法；Ocokoljic等［5］利用试验模型与真实飞机之间的周围流动差异，训练飞机模型无干扰空气动力学系数的计算结果，并与实验数据进行了比较，介绍了模型支撑系统对试验结果的干扰；Nicolosi等［6］基于飞行模拟和飞行试验提出了一种轻型飞机滚转性能评估方法，讨论了飞机滚转性能指标可靠评估的一般问题，即主要影响飞机的空气动力学导数的估计；Keye［7］考虑静态气动弹性变形的运输机气动载荷估算，描述了稳态飞行条件，在初步研究范围内，进行了结构耦合模拟。基于当前先进的数值流体动力学方法和结构分析方法，提出了一种新的结构分析方法；Gibertini等［8］在米兰理工大学大型风洞对1∶8缩比倾转旋翼飞机模型进行了空气动力学测试，试验结果显示，当飞机纵轴与风对齐时，机翼整流罩工作良好，只提供轻微的阻力增加。而中间侧滑角的侧向力是非线性的，在非常高的入射角下力矩系数出现明显滞后现象；Wang等［9］提出了一种基于标准大气模型和全尺寸飞行包络的解析尺度方法，用于分析NPU-300概念BWB飞机在不同相似性条件下的尺度因子和飞行高度。在弗劳德数相似的前提下，模拟雷诺数和马赫数的最小尺寸分别为全尺寸飞机的51.54%和75.19%。在高超音速飞行条件下，真实气体效应、黏性干扰效应和多尺度流场对气动预测提出了巨大挑战；王旭等［10］为了提高风洞和飞行试验气动数据的一致性，提出了一种基于随机森林方法的数据挖掘气动数据融合框架，并将其应用于高超音速飞行器的气动数据集成中。结果表明，基于随机森林的机器学习框架对风洞和飞行试验获得的气动数据相关性具有良好的预测和外推能力，可以有效提高气动数据预测精度。

本研究选取气动力修正后的水面飞行器模型进行气动性能试验，通过测试不同速度、俯仰姿态和舵偏状态下模型的升力、阻力及力矩等气动性能，为预报实机的运动响应提供数据支撑，并为实机着水载荷研究提供初始条件。

1 模型准备

1.1 试验设施

模型试验测试的主要设备见表1。

1.2 试验模型

气动力修正模型是实机按照一定比例缩小得来的，主要由机身、机翼、浮筒、垂尾和平尾等部件构成。模型表面蒙皮采用碳纤维复合材料，内部框架采用航空层板，重心位置处换用金属隔框，保证模型结构具有一定的强度和刚度。

为提升模型的气动升力和操作性能，同时在不改变机翼和平尾的面积及机翼的平均气动弦长（CA）条件下，将实机的全动平尾改为平尾加升降舵类型，通过升降舵给模型提供抬头或者低头力矩，同时将模型的襟翼和缝翼部分进行延长，增加襟翼和缝翼的表面积。模型部件修改，如图1所示。

1.3 试验工况

气动力性能试验工况包括2个水平速度，1个襟翼偏角δf、5个俯仰角和4个升降舵偏角δe。气动力性能试验状态见表2。

1.4 试验方法

模型气动力性能试验装置安装如图2所示，采用固定姿态两点测量法。通过对气动升力修正模型固定状态拖曳进行气动力性能试验，获得前后测量点的力和力矩。并通过坐标系换算得到模型的气动升力L、气动阻力D和对重心的俯仰力矩M。

1.5 试验过程

调整好初始状态后，模型开始由拖车带动前进如图3所示。模型距离水面存在一定距离，用来模拟真实水面飞行器近水面飞行时所受到的气流状态。

1.6 仿真数据分析

选取修正前的模型和气动升力修正补偿模型进行仿真对比分析；采用重叠网格，设置速度进口、压力出口及固壁面的边界条件；选用SST [k-ω]湍流模型，并设置时间、步长后开始仿真计算。仿真数据结果如图4所示。

由图4可知，调整机翼和平尾后，模型的升力系数整体大于修正前的模型。修正前后升力系数差值平均在15%，说明修正后可以明显提升模型的升力。

2 试验结果分析

2.1 数据处理

空气阻力系数CD，见式（1）。

[CD=D12ρv2S] （1）

式中：D为空气阻力，N；ρ为空气密度，kg/m3；S为机翼面积，m2。

气动升力系数CL，见式（2）。

[CL=L12ρv2S] （2）

式中：L为气动升力，N。

气动升力L，见式（3）。

[L=L1+L2] （3）

式中：L1为前测量点气动升力，N；L2为后测量点气动升力，N。

气动力矩系数CM，见式（4）。

[CM=M12ρv2SL] （4）

式中：M为气动力矩，N·m；[L]为平均气动弦长，m。

气动力矩M，见式（5）。

[M=L1（xg-x1）+L2（xg-x2）+D（z1-zg）]" （5）

式中：x1为前测量点横坐标，m；x2为后测量点横坐标，m；z1为前测量点垂向坐标，m；xg为重心的横向坐标，m；zg为重心的垂向坐标，m。

2.2 试验结果

按照上述数据处理方法，对气动升力修正模型的试验数据进行转换和无量纲化处理，并将不同拖曳速度下的结果与风洞试验结果进行对比，确定模型在水池拖曳过程中各气动参数的偏差值。不同拖曳速度下的升力系数、阻力系数、力矩系数见表3，变化趋势如图5至图7所示。

由表3可知，在同一拖曳速度下，随着俯仰角的增大，升力系数先增大到峰值后开始减小，阻力系数则先缓慢增加后急速提升。舵偏对升力系数和阻力系数影响较小。

实际情况下，随着俯仰角增大，实机的升力系数会按照额定的斜率持续线性增大，直至达到失速状态，然后开始减小。其原因是飞机机翼产生主要的升力，在机翼面积、飞行速度和空气密度保持不变时，增加俯仰角，机翼的迎角增大，导致机翼上表

面的流速增加，机翼上下表面的压差增大，从而升力增大。同理，迎角增大，机翼前后缘的压差阻力增大，导致飞行阻力变大。但试验模型是实机的缩比模型，根据弗劳德数的计算方法，见式（6）。

[Fr=vgL] （6）

如果模型与实机的弗劳德数相等，见式（7）。

[vmgLm=vsgLs] （7）

式中：m代表模型；s代表实机。则会得到式（8）。

Vm=[λVs] （8）

根据雷诺数的计算公式，见式（9）。

[Re=vLμ] （9）

得到试验模型与实机的雷诺数关系，见式（10）。

[Rem=Res·λ1.5] （10）

由于缩尺比例[λ]一般为几分之一或者十几分之一，因此试验模型的雷诺数比实机的雷诺数低1～2个量级。并且考虑到拖曳水池中空间环境和拖车尺寸对试验模型所处位置的空气流速影响，无法给试验模型提供与实机一样的来流条件，导致模型的升力系数小于实机的升力系数。

将不同拖曳速度下模型的升力系数与风洞数据进行对比见表4，变化趋势如图8所示。由表4和图8可知，升力系数的变化趋势与风洞试验数据的变化趋势相同，试验测得的升力系数基本接近风洞试验数据。虽然存在一定的差值，且误差最大在8%，但是不影响试验数据满足要求。

3 结论

针对实验室条件下着水模型与实机气动力不相似问题，本研究通过对气动修正模型进行不同拖曳速度、舵偏和俯仰角的气动性能试验和仿真分析，将试验数据进行了数据处理和换算，与风洞试验数据进行了对比，得出以下结论。

①模型与风洞试验数据的升力系数误差在9%以内，最小误差在1%以内，说明修正后的气动升力修正模型能够明显提升模型的升力，可以较真实的反映实机的气动力性能。

②在不改变机翼和平尾的面积及机翼的平均气动弦长（CA）条件下。模型修正前后仿真数据对比的误差在15%左右，说明模型修正补偿方法可以有效地提升模型的气动升力。

③修正后模型的气动数据与风洞试验数据仍有差距，特别是在大俯仰角条件下，后续可以通过增加来流条件或者添加修正系数使试验数据与风洞数据更为接近。

参考文献：

［1］胡问鸣. 通用飞机［M］. 北京：航空工业出版社，2008：216-240.

［2］褚林塘. 水上飞机水动力设计［M］. 北京：航空工业出版社， 2014：84-93.

［3］黄淼，吴彬，刘涛，等.基于模型试验的水面飞行器抗浪性分析方法［J］.应用力学学报，2023，40（2）：259-263.

［4］廉滋鼎，董文才，古彪，等.近水面飞行器低速气动特性拖曳水池试验方法［J］.科学技术与工程，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，宁晨伽，王文王，等.面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法［J］. 空气动力学学报，2023，41（2）：12-20.