大型水陸兩棲飛機抗浪能力研究

黃淼，褚林塘，李成華，蔣榮，唐彬彬，吳彬

1. 中國特種飛行器研究所，荊門 448035 2. 高速水動力航空科技重點實驗室，荊門 448035 3. 中航工業通用飛機有限責任公司，珠海 519030

水陸兩棲飛機的抗浪能力是指飛機在波浪中水阻力、運動穩定性、噴濺特性、載荷響應的綜合性能[1]，具有高抗浪能力是大型水陸兩棲飛機設計的重要目標，以增強飛機對海洋環境的適應性，提高飛機的出勤率。

船體是水陸兩棲飛機最重要的水動部件，國外對水陸兩棲飛機船體抗浪性的研究主要有，Elmo通過對比飛機在靜水和波浪水阻力特性，研究了波浪對水上飛機阻力的影響[2]，文獻[3]對飛機在規則波中的起飛和著水距離進行了分析，文獻[4-5]通過開展模型試驗，研究了船體橫向斜升角、長寬比、波高、速度對船體在波浪中運動響應的影響。國內自20世紀80年代研制了水轟五飛機后對水上飛機的研究較少，但對高速滑行體的耐波性進行了相關研究，主要集中在研究高速滑行體在迎浪運動中的時域解和頻域解[6-7]，研究船體在波浪中的運動響應特性[8-9]，提出了船體在波浪中自由運動時水動力性能預報方法[10]。近年來，國內逐步開展了針對水陸兩棲飛機船體水動力性能的研究，唐彬彬等研究了船體抑波槽寬度對噴濺的影響[11]，武慶威等提出了一種水上飛機滑行階段水阻力估算方法[12]，江婷等對水上飛機縱向穩定性的判別方法開展了研究[13]，黃淼等對水陸兩棲飛機模型波浪試驗技術、飛機在波浪上的運動響應以及船體的水動力矩特性進行了研究[1,14-15]。

水陸兩棲飛機在水面起飛過程中，快速性、滑行穩定性和波浪水面運動響應對飛機運動安全有重要影響。在低速時水陸兩棲飛機處于排水航行狀態，與船的運動狀態相似，此時主要由靜浮力支撐飛機，氣動力和水動力影響很弱。在中高速時水動力和氣動力占主要作用，此時飛機的姿態受到水動力、氣動力的共同影響，通過升降舵的操縱可使飛機的姿態在較大范圍內變化，姿態過小或過大會使飛機出現海豚運動或跳躍等不穩定運動現象[16]。此外，飛機姿態的改變對水阻力的影響很大，離水起飛前飛機處于最佳的滑水姿態能保證船體僅有斷階參與滑水，姿態減小或增大會使船體的前體或后體滑水面積增大，從而增加水阻力，影響飛機的起飛滑水時間和距離。

船體的布局形式及其線型參數是船體設計的關鍵因素，本文從船體設計、水阻力特性、縱向滑行穩定性和波浪水面運動響應特性等方面對大型水陸兩棲飛機的抗浪能力進行研究。

1 高抗浪船體設計

為提高大型水陸兩棲飛機的水動力綜合性能，在設計船體時充分考慮到了船體關鍵參數對性能的影響。研究表明大長寬比船體能有效地減小飛機著水載荷，縱搖和飛高運動響應相對較為溫和，有利于提高飛機對波浪的適應性，但是船體的噴濺較大[17-20]；船體的橫向斜升角從20°增加至40°時，飛機能穩定滑行的縱傾角范圍增大，重心穩定前后限增加，波浪中著水過載減小55%，噴濺性能有所改善，但是水阻力增加，使飛機的起飛滑水時間和滑水距離分別增大了25%和30%[21]；此外，采用前體扭曲設計后能有效地增大飛機穩定滑行范圍[22]。大型水陸兩棲飛機船體采用大長寬比設計以增強飛機的抗浪能力，為了改善飛機的噴濺特性，在前體前部設計抑波槽以降低飛機低速段的噴濺高度和寬度。在中高速運動時，主滑行面對船體的水動力性能影響最大，在設計主滑行面時為平衡斜升角的變化對水阻力、滑水穩定性和著水載荷的影響，將主滑行面設計成帶舭彎的橫截面形式，在舭寬一定的前提下，這種橫截面形式能有效增大主滑行面的斜升角，提高飛機滑水穩定性并降低著水載荷[23]，還有利于引導附著在舭彎水流的流動方向，使水流以一定的角度向下流向水面，阻止水流繼續沿著機身側面向上流動而增大摩擦阻力。此外，在1.5倍斷階寬度的主滑行面內采用扭曲設計，即不同橫截面處橫向斜升角不相同，主滑行面從前往后斜升角逐漸減小，以兼顧滑水穩定性和水阻力；在設計縱剖線角度的分布規律時，將主滑行面看成是一系列單位寬度的、以不同角度滑水的平板的總和，考慮到平板滑水時吃水越深、滑水角度越大則水阻力越大[24]，而主滑行面中剖面處吃水最深，從中剖面往兩側吃水逐漸減小，因此在設計時保持中剖面附近縱剖線角度較小，而往兩側縱剖線角度可稍大，以提高有效滑行角度增加主滑行面的水動升力。

2 試驗研究方法

試驗原理見圖1，沿軌道運動的拖車帶動模型以一定的速度沿航向運動，根據文獻[16]，飛機的縱搖運動和飛高運動的運動穩定性影響最顯著，在研究大型水陸兩棲飛機的抗浪能力時可將飛機限制為航向移動、俯仰轉動和垂向移動(飛高)的3個自由度?；囋谕宪嚿涎睾较蚰茉谝欢ǚ秶鷥冗\動，前端連接阻力儀。升沉桿穿過滑車且下端與模型在重心處鉸接，可與模型一起在垂向移動，模型能在俯仰方向以重心處為支點轉動，升沉桿上端連接線位移傳感器。偏航限制器限制模型的偏航運動，與滑車及升沉桿系統一起限制模型的側向移動和橫傾。

試驗過程中利用阻力儀、傾角傳感器以及線位移傳感器分別測試模型受到的阻力、縱傾角及飛高響應，波浪試驗中利用加速度傳感器測量模型的滑水載荷，各傳感器的量程及精度見表1，表中1 kgf=9.8 N,FS為精度和滿量程的百分比。

由于有自由液面及興波的存在，重力對水的流動有重要影響，因此水池拖曳試驗以傅汝德數相似原理為基礎，滿足該相似原理時試驗模型與實機之間物理量的對應關系見表2[25]，并以此作為確定試驗模型尺寸、重量、速度等試驗參數理論值的依據。生產的試驗模型外形與理論值的差異在-1～0 mm之間(利用卡板和塞尺對外形進行檢驗，在所有站位處卡板能合攏且與模型外形之間的最大間隙不超過1 mm)，模型的重量、俯仰慣性矩與理論值之間的差異分別為-0.1%、4.8%。

圖1 試驗原理簡圖Fig.1 Illustration of test principle

表1 試驗用儀器設備Table 1 Measuring equipment used in test

表2 模型與實機比例關系 [25]Table 2 Ratio of full scale and model value [25]

表2中λ為試驗模型縮尺比例(該試驗模型λ=1∶8.5)。由于縮尺比例的影響，模型的雷諾數一般比實機的雷諾數低1～2個量級左右。雷諾數主要影響黏性力，在水阻力中，黏性力所占比例較小，對于氣動阻力，根據文獻[26]，采用大相對厚度翼型的運輸類飛機，當雷諾數相差1個量級時翼型氣動力系數差異最大值在15%左右。為解決模型與實機之間雷諾數不相似引起的氣動力差異問題，提出的解決辦法是：試驗時首先測量模型在試驗室環境下的氣動力特性，將模型提升使模型最低點距水面10～20 mm，拖車帶動模型以固定的縱傾角、恒定的速度運動(此時模型不接觸水面)，測量模型氣動升力、阻力以及俯仰力矩特性。然后開展模型水面滑行試驗，由拖車帶動模型以恒定的速度沿航向運動，測量模型受到的總阻力、垂向位移和縱傾角，將該總阻力減去模型的氣動阻力得到試驗模型的水阻力。

3 水阻力性能

水陸兩棲飛機在水面起飛過程中水阻力變化典型特征如圖2所示，圖中橫坐標為速度，VTO代表飛機的離水速度(Take-off Velocity)。飛機在水面上滑行起飛過程中，隨著速度的增大水阻力會出現一個峰值，該峰值的大小、位置對飛機的滑水起飛時間和距離有較大影響。隨著速度的進一步增加，水動升力迅速增大，參與滑水的船體面積逐漸減小，水阻力逐漸減小，在離水前水動力主要集中在主滑行面靠近斷階的一段三角區域內，且壓力很大，這樣在斷階處產生流速很高的噴濺流束向后運動，在接近離水速度時，噴濺流束有可能吸附在后體機身上，對機身形成沖刷作用從而增加額外的阻力，該阻力增量使水阻力出現第2個峰值，如圖2中實線所示，如果尾流跡沒有吸附在后體機身上，則不會形成第2個阻力峰值，如圖2中虛線所示。該峰值出現與否，以及大小與飛機的運動狀態有關，因此研究水阻力性能時要結合飛機運動狀態進行分析，避免出現第2水阻力峰值，以提高飛機的起飛性能。

圖3為兩個不同狀態下飛機無量綱水阻力系數(水阻力與模型重量的比值)隨速度變化曲線。當速度為47%VTO時水阻力達到峰值，速度小于86%VTO時，兩個狀態的水阻力系數基本一致，但速度在94%VTO時，狀態1的水阻力出現了第2峰值，該峰值為第1阻力峰的73.8%，比同速度下狀態2的水阻力增大了52.3%。在高速狀態下，飛機的水阻力主要為摩擦阻力和噴濺阻力，從圖4、圖5所示的飛機運動狀態可以看出，狀態1的噴濺形態非常穩定，噴濺流束與機身之間有充足的空氣流動，阻止了噴濺流束吸附在機身上，而狀態2從斷階產生的噴濺流束完全吸附在后部機身上，使摩擦阻力迅速增大，從而導致第2阻力峰值的出現。

圖2 水面起飛過程水阻力變化典型特征Fig.2 Typical characteristics of change of hydro-resistance in process of take-off

圖3 水阻力隨速度變化曲線Fig.3 Curves of hydro-resistance with speed

圖4 狀態1飛機運動狀態Fig.4 Motion state of aircraft for status No.1

圖5 狀態2飛機運動狀態Fig.5 Motion state of aircraft for status No.2

進一步對比分析發現，飛機主斷階噴濺形態是影響是否出現第2峰值水阻力關鍵因素，飛機在中低速運動時，船體滑水面積較大，僅產生舭線方向的噴濺，而在離水前狀態速度較高，僅主滑行面靠近斷階的一部分船體滑水，此時除產生舭線方向噴濺外，還有斷階方向的噴濺。當飛機縱傾角θ(機身的水平基準線與水平面的夾角，如圖6所示)較小時，斷階方向的噴濺沿著主滑行面切線方向流動，此時噴濺與船體后體之間存在間隙。隨著縱傾角的增大，斷階方向的噴濺無法繼續保持沿主滑行面切線方向流動，噴濺抬高，噴濺與船體后體之間的間隙減小，直到吸附在船體后體上。經過對大量的模型水池試驗結果分析發現，當速度達到80%VTO、縱傾角比后體龍骨角β大1°時，飛機易出現水阻力第2峰值。因此飛機在水面起飛時要通過操縱升降舵保持飛機縱傾角處于合適位置，以避免水阻力第2峰值的出現。

圖6 水陸兩棲飛機船體主要特征Fig.6 Principal features of amphibian aircraft hull

4 縱向滑行穩定性

飛機從水面起飛與從地面起飛最大不同之處在于，從地面起飛時有起落架支撐，在到達抬前輪速度之前，飛行員可通過操縱舵面控制飛機以穩定的縱傾角滑行。從水面起飛時，由于飛機受到水動力的大小及作用點位置不斷變化，飛機在水面滑行姿態先增大后減小，出現明顯的縱傾峰。飛機在水面滑行縱向穩定性取決于飛機重心與水動力、氣動力合力作用點之間的位置關系。只有當水動力、氣動力合力的作用點在重心之后，使繞飛機重心的俯仰力矩對縱傾角變化曲線的斜率為負時，才能保證水上飛機在水面滑行時穩定。

當飛機進入滑行狀態以后，僅船體的主滑行面參與滑水，水動力作用集中在斷階前一段三角區域內，此時如果飛機以較小的縱傾角滑行，受到干擾后會引起水動力作用點位置急劇變化，特別是飛機受到低頭干擾時飛機縱傾角進一步減小，水動力作用點迅速前移，使水動力和氣動力合力作用點移到重心之前，飛機變得不穩定，容易出現海豚運動。當飛機運動姿態角較大時，飛機易出現跳躍運動，這種運動狀態為飛機受到干擾后若姿態角增大，氣動力迅速增大使飛機瞬間離開水面，但由于氣動力不足以支撐整個飛機的重量，飛機再次著水。對應于出現海豚運動、跳躍運動的速度和縱傾角的位置分別為下穩定邊界和上穩定邊界，水陸兩棲飛機典型滑水穩定邊界如圖7所示。

在不同的區域內飛機的縱傾角有不同的特性。在穩定區域內，飛機的縱傾角響應比較穩定，在受到干擾后能迅速收斂，即使受到干擾的瞬間飛機縱傾角超出穩定下邊界，縱傾角也能恢復到受干擾前的狀態，而在穩定邊界附近或超出穩定邊界時，受到干擾后縱傾角響應發散，或是未受到干擾時縱傾角響應出現發散。圖8～圖10所示為試驗模型以恒定速度運動時縱傾角變化曲線，圖中橫坐標為模型運動速度穩定的時間段，縱坐標為模型的縱傾角。圖8所示運動狀態在穩定區域內，模型在受到干擾前縱傾角平均值為4.93°，在15 s時刻模型受到人為施加的瞬態低頭干擾，干擾值為4.55°，干擾后模型縱傾角最小值達到0.38°，此后模型縱傾角迅速收斂，在17.5 s時刻收斂到受干擾前的狀態。圖9所示狀態在穩定下邊界附近，可以看出模型受到干擾后，縱傾角響應發散不收斂。圖10所示的運動狀態，模型在未受到干擾時縱傾角響應本身已經發散。

圖7 水陸兩棲飛機典型穩定邊界示意圖Fig.7 Schematic diagram of typical stability boundary of amphibian aircraft

圖8 受到干擾后縱傾角響應收斂Fig.8 Convergence of trim angle after disturbance

圖9 受到干擾后縱傾角響應發散Fig.9 Divergence of trim angle after disturbance

圖10 未受到干擾時縱傾角響應發散Fig.10 Divergence of trim angle without disturbance

為增強水陸兩棲飛機的滑行穩定性，一般要求飛機穩定滑行范圍較寬，以保證飛機在較大的升降舵偏角范圍內能穩定滑水起飛，國軍標《有人駕駛飛機(固定翼)飛行品質》要求“穩定區域的縱傾角范圍不得小于3°”此外，還需通過研究確定飛機穩定滑行邊界范圍。

圖11所示為飛機在不同升降舵偏角時縱傾角隨速度的變化曲線，可以看出飛機在靜水面上縱傾角能達到的最大值在7.5°左右，當飛機縱傾角達到后緣角附近時，整個后體參與滑水，后體受到的水動升力形成較大的低頭力矩阻止飛機縱傾角進一步增大，從模型水池試驗模型運動狀態來看，飛機在該角度下滑行時運動穩定，未出現跳躍現象。針對下穩定邊界，在速度65%VTO、縱傾角3.8°，速度72%VTO、縱傾角2.5°時出現了海豚運動，說明這兩個狀態已處在飛機下穩定邊界上，而其他狀態均穩定滑行。從圖中還可以看出，在速度為65%VTO時飛機穩定邊界范圍最低，縱傾角穩定范圍為3.8°。

圖11 飛機穩定邊界圖(設計載重、重心后限)Fig.11 Stability boundary of aircraft (status of designed load, after center of gravity limit)

5 波浪運動響應

由于波浪水面的不規則性，作用于船體水動力的大小、作用位置不斷變化，使飛機的縱傾角、飛高運動響應在一定范圍內波動，波動幅值的大小是影響飛機運動穩定性的關鍵因素。此外，相對于靜水中飛機能穩定滑行不同，在波浪中滑行時船體垂向會出現過載響應，過載響應的峰值、響應周期對機載人員的生理影響明顯，是限制機載人員操作能力、造成生理不適的重要因素。

圖12～圖14所示為規則波試驗得到的模型縱傾角、飛高以及機身垂向過載響應特性。試驗原理見圖1，根據傅汝德數相似準則，以及俄羅斯中央流動動力研究院提出的規則波波高或涌浪(可近似看出規則波)與3%保證率波高H3%的換算關系，試驗波浪環境相應于實機對應的波浪為波高0.7 m的涌浪或3%保證率波高H3%=1.4 m的風浪，波長為20～160 m。試驗速度分別為32.2%VTO、48.3%VTO、64.4%VTO。

圖12所示為試驗模型縱傾角波動幅值變化曲線，可以看出，速度為32.2%VTO時，縱傾角波動幅值曲線的共振波長(峰值對應的波長)為1.5倍船體長度，速度為48.3%VTO、64.4%VTO時縱傾角有兩個峰值，第1峰值共振波長分別為0.5倍和0.8倍船體長度，第2峰值共振波長分別為1.8倍和3倍船體長度?？傮w來看，隨著速度的增大，峰值的大小和共振波長均增大。

圖13所示為試驗模型飛高波動幅值變化曲線，可以看出，不同速度時該曲線只有一個峰值，隨著波長的增大，飛機飛高運動響應逐步增大，當波長為2～4倍船體長度時，飛高運動響應達到峰值狀態。在該波長范圍內，飛機飛高響應始終保持較大的波動幅值，在同一波長時，隨著速度的增大，飛機飛高波動幅值增大。

圖14所示為機身首部垂向過載變化曲線，圖中g表示重力加速度?？梢钥闯?，與縱傾角波動幅值曲線變化規律相似，速度為32.2%VTO時垂向過載曲線有一個峰值，共振波長為1.4倍船體長度，速度為48.3%VTO、64.4%VTO時有兩個峰值，第1峰值共振波長分別為1.1倍和0.9倍船體長度，第2峰值共振波長分別為1.4倍和2.2倍船體長度。

圖12 波浪中飛機縱傾角響應特性Fig.12 Trim angle response characteristics of aircraft to wave

圖13 波浪中飛機飛高響應特性Fig.13 Heave response characteristics of aircraft to wave

圖14 波浪中飛機首部垂向過載響應特性Fig.14 Vertical load response characteristics of aircraft forebody to wave

6 結 論

在對大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機船體綜合性能優化設計的基礎上，對船體水阻力、滑行穩定性及波浪運動響應特性進行了研究，得到了如下結論：

1) 對于該飛的船體，當速度達到80%VTO、縱傾角比后體龍骨角大1°時，斷階方向的噴濺易吸附在后體上，使水阻力出現第2峰值，其他狀態水阻力均不會出現第2峰值。起飛時可通過操縱升降舵使飛機縱傾角小于后體龍骨角避免水阻力出現第2峰值。

2) 當飛機以較小縱傾角滑行時，受到低頭干擾后船體水動力作用位置明顯前移，使水動力和氣動力合力作用點位置移動至重心之前，飛機易出現海豚運動。

3) 在縱傾角-速度穩定區域圖中，當飛機運動狀態在穩定區域內時，受到干擾后飛機縱傾角能迅速受到干擾前的狀態；在穩定邊界附近或邊界以外時，受到干擾后飛機縱傾角迅速發散，或是未受到干擾前縱傾角響應本身就發散。

4) 飛機在波浪中運動時，當波長為0.5～4倍船體長度時，飛機的縱傾角、飛高響應和機身垂向過載響應較為劇烈，速度越大，縱傾角、飛高波動幅值和機身垂向過載峰值越大。

需要指出的是，上述研究結論是基于模型試驗得到的，得到的水阻力峰值特性、第2水阻力峰值出現的條件，以及滑行穩定邊界位置對大型水陸兩棲飛機水上首飛起降操縱程序的制定有重要的指導意義。由于實驗室無法模擬三維不規則波，飛機在波浪中的運動響應僅考慮了規則波浪環境，飛機在不規則波中的運動特性還需在后續的試飛中加以研究。