水上飛機(jī)滑行階段靜水阻力性能的一種估算方法

武慶威，高霄鵬，吳 彬

(1.海軍工程大學(xué) 船舶與海洋工程系，武漢430033;2.中國特種飛行器研究所，湖北 荊門431800)

水上飛機(jī)具有廣泛的應(yīng)用途徑，它可用于近海域的偵察、巡邏、反潛，對水面艦艇的監(jiān)視和攻擊，也可用于水上運輸，森林消防等。我國擁有大量的江河、湖泊和海洋資源，很多水域能滿足水上飛機(jī)的起降需求，水上飛機(jī)的研發(fā)具有廣闊的前景。

阻力性能是水上飛機(jī)水動力性能研究的重要指標(biāo)。高速狀態(tài)下作用于水上飛機(jī)機(jī)身上水動力的復(fù)雜性使得包括阻力在內(nèi)的各種相關(guān)性能的研究成為難題。目前，國內(nèi)外對水上飛機(jī)的阻力性能研究主要采用模型試驗的方法。近年來，隨著船用機(jī)翼理論、切片理論［1］、細(xì)長滑行面理論和虛質(zhì)量理論等的發(fā)展完善，以及計算機(jī)軟硬件技術(shù)不斷提高，從理論上分析研究水上飛機(jī)的水動力性能成為一種有效途徑。本文根據(jù)水上飛機(jī)滑行階段的受力特點，考慮機(jī)翼氣動布局影響，借鑒機(jī)翼理論和高速滑行艇的相關(guān)理論和方法［2］，采用半理論半經(jīng)驗的方法，估算水上飛機(jī)在靜水中的中高速滑行階段的阻力性能。

1 考慮氣動布局修正的阻力性能分析方法

1.1 分析方法的選取

船舶阻力性能的研究歷來是水動力性能研究的重點。目前，阻力性能計算大致可歸納為5類:

1)參照母型資料進(jìn)行估算;

2)半理論半經(jīng)驗公式;

3)利用系列圖譜進(jìn)行估算;

4)用模型試驗確定阻力;

5)數(shù)值模擬。

國內(nèi)外公開的關(guān)于水上飛機(jī)水中阻力性能的研究資料較少，無法采用參照母型資料和系列圖譜分析的方法對其阻力性能進(jìn)行估算;模型試驗方法較為可靠，但需要消耗大量的人力、物力和財力;數(shù)值分析計算結(jié)果的可靠性有待進(jìn)一步分析論證。而半理論半經(jīng)驗分析方法以滑行基本理論得到的公式為基礎(chǔ)，再用試驗的經(jīng)驗系數(shù)進(jìn)行修正，該分析方法既反映了物理實質(zhì)的規(guī)律性，又彌補(bǔ)了數(shù)值模擬方法結(jié)果尚不可靠的不足。對滑行艇阻力預(yù)報和分析，較為常用的半理論半經(jīng)驗分析方法有查結(jié)法、SIT法和舒福德-勃朗(Shuford-Brown)法。查結(jié)法是采用大展弦比有限寬度滑行面薄翼比擬的模型計算流體動壓力，然后加上一定的經(jīng)驗修正系數(shù);SIT法是美國基于史蒂文斯實驗室水池得到的試驗結(jié)果而提出的;舒福德-勃朗法是采用小展弦比機(jī)翼比擬的“橫流阻力”理論來計算滑行面流體動力性能的方法［3］。

船身式水上飛機(jī)具有帶船體的機(jī)身，其構(gòu)型具有以下幾個特點:一是水上飛機(jī)帶有機(jī)翼，在滑行起飛階段機(jī)翼的氣動布局對整體性能影響較大，氣動力不可忽略;二是水上飛機(jī)的機(jī)身屬于細(xì)長體，長寬比高達(dá)10以上;三是水上飛機(jī)的機(jī)身存在斷級，斷級的存在使得水上飛機(jī)機(jī)身后體水動力作用發(fā)生較大改變，從而對整個機(jī)身的動力性能產(chǎn)生一定影響［4］。

由于水上飛機(jī)機(jī)身的長寬比較大，本文借鑒適用于細(xì)長滑行艇阻力性能分析的舒福德-勃朗法來研究其靜水阻力［5］。然而，水上飛機(jī)在起飛滑行階段的氣動升力和氣動阻力是不容忽視的，因此，將舒福德-勃朗法推廣應(yīng)用于水上飛機(jī)必須對舒福德-勃朗法進(jìn)行氣動布局修正。

1.2 模型坐標(biāo)系的建立和受力分析

以某船身式水上飛機(jī)模型的主體參數(shù)為依據(jù)，估算其在靜水中斷階后體脫水之后中高速滑行時的阻力性能。水上飛機(jī)模型坐標(biāo)系見圖1。

圖1 水上飛機(jī)的坐標(biāo)圖

原點O:位于飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面內(nèi)的水平基準(zhǔn)線上，縱向位置位于機(jī)身前0.24 m處;X軸:與機(jī)身水平基準(zhǔn)線重合，逆航向為正;Y軸:過原點O，且垂直于飛機(jī)對稱面，順航向看向右為正;Z軸:在機(jī)身對稱平面內(nèi)，過原點O，且垂直于X軸，向上為正。

水上飛機(jī)在靜水中滑行時(斷階后體脫水后)機(jī)身的受力分析見圖2。

圖2 水上飛機(jī)的受力分析

受力圖中:P為螺旋槳拉力;Fa為氣動升力;Ra為氣動阻力;Fw為動水壓力和靜水壓力的合力;Rw為水動阻力;G為水上飛機(jī)的重量。

從受力圖可以看出，水上飛機(jī)所受的阻力主要有兩類:氣動阻力Ra和水動阻力Rw。氣動阻力Ra是空氣對機(jī)身靜水面以上部分的作用力，包括機(jī)翼所受的空氣阻力和機(jī)身所受的空氣阻力;水動阻力Rw是水對機(jī)身靜水面以下部分的作用力。本文取水上飛機(jī)以等速滑行動態(tài)平衡時的氣動力、水動力和航行姿態(tài)角進(jìn)行分析，忽略了加速度對空氣動力和水動力的影響。利用MATLAB編程實現(xiàn)水上飛機(jī)的動態(tài)受力平衡方程的迭代計算，進(jìn)而確定給定航速下動態(tài)平衡時的航行姿態(tài)、氣動力和機(jī)身所受的水動力，確定相應(yīng)的阻力。

1.3 舒福德-勃朗法氣動布局修正

舒福德-勃朗法適用于細(xì)長滑行面船體的流體動力性能計算，本文考慮水上飛機(jī)氣動布局影響，對舒福德-勃朗法進(jìn)行氣動布局修正，即在平衡方程中計及氣動升力與氣動俯仰力矩的影響，其基本平衡方程組由式(1)和(2)組成。

式中:CLb——基于特征寬度b的無因次升力系數(shù);

Cb——考慮氣動修正后的動負(fù)荷系數(shù)，

其中:Δ——水上飛機(jī)排水量;

V——平均航行速度;

b——水上飛機(jī)機(jī)身的特征尺度，取為水上飛機(jī)的斷級寬度;

Fa——相應(yīng)航速下機(jī)翼提供的氣動升力;

α——航行姿態(tài)角;

φ——機(jī)翼安裝角;

CM——機(jī)身所受合力對斷級最低點處的力矩系數(shù);

CM1——相應(yīng)航速下的氣動俯仰力矩系數(shù);

lG——重心距機(jī)身斷級處的縱向距離。

由舒福-勃朗法得到的無因次升力系數(shù)公式為

力矩系數(shù)公式為

式中:Frb——寬度弗勞德數(shù);

β——機(jī)身底部橫向斜升角;

λ——平均浸濕長寬比;

CDC——橫流阻力系數(shù)。

2 水上飛機(jī)阻力性能的估算

某船身式水上飛機(jī)模型主要參數(shù)見表1。

表1 某水上飛機(jī)模型主要參數(shù)

結(jié)合該水上飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，繪制出氣動升力、阻力和俯仰力矩的特性曲線，利用MATLAB軟件將風(fēng)洞試驗得到的數(shù)據(jù)擬合為關(guān)于姿態(tài)角的多項式，然后代入氣動布局修正后的基本平衡方程進(jìn)行計算，即可得出特定航速下的航行姿態(tài)角和機(jī)身的平均浸濕長寬比，進(jìn)而根據(jù)航行姿態(tài)角確定該航速下的氣動阻力。

水動阻力，包括摩擦阻力和剩余阻力。摩擦阻力本文采用1957ITTC摩擦阻力系數(shù)公式計算;剩余阻力由文獻(xiàn)［4］提供的簡單關(guān)系式求得，即:

式中:Rp——剩余阻力。

靜水總阻力等于氣動阻力和水動阻力之和，即

式中:Rt——總阻力;

Ra——氣動阻力;

Rw——水動阻力，Rw=Rf+Rp。

參考水上飛機(jī)模型的主要參數(shù)，依據(jù)上文介紹的計算方法估算該模型在靜水中的中高速滑行階段的阻力特性，估算結(jié)果見表2。

由表2可以看出，在中高速滑行階段，隨著速度的增大，航行姿態(tài)角逐漸減小，且減小速度逐漸放緩，氣動阻力系數(shù)、水動阻力系數(shù)和總阻力系數(shù)也呈現(xiàn)逐漸減小的趨勢。

表2 水上飛機(jī)模型靜水阻力理論估算結(jié)果

3 模型試驗及數(shù)據(jù)對比分析

該水上飛機(jī)模型的靜水阻力試驗采用三自由度試驗方法進(jìn)行，即限制機(jī)模沿飛機(jī)翼展方向的側(cè)移、繞X軸的滾動運動和繞Z軸的偏航運動。模型試驗結(jié)果見表3。

表3 水上飛機(jī)模型阻力試驗結(jié)果

水上飛機(jī)的航行姿態(tài)角計算值和試驗值的對比見圖3。

圖3 航行姿態(tài)角的計算值和試驗值對比

由圖3可見，在靜水中的中高速階段，該水上飛機(jī)模型航行姿態(tài)角計算值與試驗值均隨著速度的增大而減小;姿態(tài)角的計算值較試驗值偏小，兩者相對誤差在1°以內(nèi)。

該模型氣動阻力、水動阻力和靜水總阻力計算值和試驗值的對比見圖4、圖5和圖6。

由圖4可見，中高速滑行階段，該水上飛機(jī)模型的氣動阻力系數(shù)計算值和試驗值隨速度的變化規(guī)律基本一致;計算值與試驗值的相對誤差在8%以內(nèi)，可以認(rèn)為兩者基本吻合。

圖4 氣動阻力的計算值和試驗值對比

圖5 水動阻力的計算值和試驗值對比

由圖5可見，中高速滑行階段，該水上飛機(jī)模型的水動阻力系數(shù)理論計算值和試驗值隨速度的變化規(guī)律基本一致;水動阻力系數(shù)計算值與試驗值的相對誤差在15%以內(nèi)，誤差產(chǎn)生的原因主要是計算求得的航行姿態(tài)角較試驗值偏小，從而導(dǎo)致模型的浸濕長度增大，摩擦阻力較試驗值偏大。

圖6 總阻力的計算值和試驗值對比

由圖6可見，中高速滑行階段，該水上飛機(jī)模型的靜水總阻力系數(shù)理論計算結(jié)果和試驗結(jié)果隨速度的變化規(guī)律基本一致;總阻力系數(shù)計算值與試驗值的相對誤差在6%以內(nèi)，兩者吻合較好。

4 結(jié)論

1)中高速滑行階段，水上飛機(jī)的航行姿態(tài)角隨航速的增大而減小，最終基本趨于穩(wěn)定。

2)中高速滑行階段，水上飛機(jī)的氣動阻力、水動阻力和總阻力均隨航速的增大而增大，然而，氣動阻力系數(shù)、水動阻力系數(shù)和總阻力系數(shù)卻隨航速的增大而減小。

3)與其他高性能船的水動力性能研究相比，水上飛機(jī)的研究考慮了氣動布局的影響，且隨著航速的增大，氣動布局影響越來越大，并逐步占據(jù)主導(dǎo)地位。

4)理論計算結(jié)果和模型試驗數(shù)據(jù)對比表明，兩者隨航速的變化規(guī)律基本一致，且相對誤差較小，說明本文的修正方法基本可行，在水上飛機(jī)設(shè)計的初始階段，可以采用該半經(jīng)驗半理論估算方法對其阻力性能進(jìn)行初步評估。

［1］劉應(yīng)中，繆國平.船舶在波浪上的運動理論［M］.上海:上海交通大學(xué)出版社，1987.

［2］董祖舜.快艇動力學(xué)［M］.武漢:華中理工大學(xué)出版社，1991.

［3］張喬斌，尹成斌，吳開峰.滑行艇阻力近似計算方法對比研究［J］.中國艦船研究，2012(3):25-29.

［4］古 彪，吳 彬，唐彬彬，等.水陸兩棲飛機(jī)水阻力性能研究［C］∥第十七界中國國際船艇展暨高性能船學(xué)術(shù)報告會，上海，2012.4.英國皇家造船師學(xué)會，2012:C09.

［5］高霄鵬，董祖舜.水上飛機(jī)起飛時運動穩(wěn)定性研究［C］∥第十六界中國國際船艇展暨高性能船學(xué)術(shù)報告會，上海，2011.4.英國皇家造船師學(xué)會，2011:C27.