水上電動飛機(jī)浮筒設(shè)計(jì)及起飛滑行

趙立杰,田孟偉,李景奎,王明陽,劉達(dá)

1. 沈陽航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院,沈陽 110136 2. 遼寧通用航空研究院,沈陽 110136 3. 沈陽航空航天大學(xué) 民用航空學(xué)院,沈陽 110136

隨著航空事業(yè)持續(xù)發(fā)展對環(huán)境帶來的負(fù)面影響,各國營造綠色航空的呼聲越來越高。新能源電動飛機(jī)的出現(xiàn)為航空的綠色化提供了一條光明的技術(shù)途徑[1]。

水上飛機(jī)不僅可以充分利用中國豐富的水域資源以滿足消防滅火等方面的特殊需求,對環(huán)境的影響也可以降到最低。而低空領(lǐng)域的逐漸開放推動了通用航空產(chǎn)業(yè)的迅速發(fā)展。水上電動飛機(jī)的出現(xiàn)是通航領(lǐng)域的一次大膽嘗試,以現(xiàn)有雙座電動飛機(jī)為基礎(chǔ)進(jìn)行改裝設(shè)計(jì),可以充分利用現(xiàn)有電推進(jìn)技術(shù),極大地推進(jìn)綠色低碳航空產(chǎn)業(yè)的發(fā)展,填補(bǔ)相應(yīng)的市場空白[2]。水上電動飛機(jī)的主要優(yōu)勢體現(xiàn)在兩個(gè)方面：水面起降方式減少了建設(shè)機(jī)場占用的土地面積；電推進(jìn)系統(tǒng)零排放避免了排放廢氣造成的空氣質(zhì)量下降以及殘留油料對水體環(huán)境的污染。

浮筒式水上飛機(jī)相比船身式飛機(jī)結(jié)構(gòu)更加簡便,易于改裝制造,且具有良好的橫向穩(wěn)定性。相比較陸基飛機(jī),水上飛機(jī)主要變化體現(xiàn)在結(jié)構(gòu)和起降方式兩個(gè)方面：① 首先增加的浮筒結(jié)構(gòu)使飛行時(shí)巡航阻力更高；其次由于大濕潤表面積,在滑行時(shí)會受較大水動阻力；這就在設(shè)計(jì)時(shí)對浮筒的外形有更高的要求。② 水面起降方式更加復(fù)雜,是一個(gè)動態(tài)的液氣耦合過程,而在滑行階段主要阻力來源于水動阻力,浮筒的設(shè)計(jì)需要具有良好的水動性能[3]。

過去水上飛機(jī)的研制多停留在水池拖拽實(shí)驗(yàn)階段,但CFD(Computational Fluid Dynamics)技術(shù)的快速發(fā)展為水上飛行器的數(shù)值模擬計(jì)算提供了技術(shù)支持[4-9]。李新穎等[10]研究了水陸兩棲飛機(jī)高性能復(fù)合船型在規(guī)則波中航行時(shí)的耐波性能,得到了其在規(guī)則波中航行時(shí)的受力及運(yùn)動響應(yīng)。段旭鵬等[11]基于OpenFOAM研究了水陸兩棲飛機(jī)水面單斷階滑行過程中的氣動力和水動力特性,并給出了滑流和動力的影響規(guī)律。趙蕓可等[12]利用開發(fā)的整體網(wǎng)格方法對某型水上飛機(jī)水面降落的全過程進(jìn)行了數(shù)值模擬,得到了較好的模擬結(jié)果。兩相流的數(shù)值研究使水上飛機(jī)的研制得到發(fā)展,目前主要應(yīng)用在大型水陸兩棲飛機(jī),針對雙浮筒式飛機(jī)的應(yīng)用還比較少。

本文首先以設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)浮筒為基礎(chǔ),利用解析函數(shù)線性疊加法對現(xiàn)有浮筒縱向截面進(jìn)行參數(shù)化描述,結(jié)合近似模型和遺傳算法,以浮筒最大升阻比為目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。然后對加裝新浮筒的某型水上電動飛機(jī)利用非穩(wěn)態(tài)多相流(VOF)模型方法進(jìn)行起飛滑行數(shù)值模擬計(jì)算,重點(diǎn)探究水上電動飛機(jī)起飛階段阻力變化特性、流場噴濺特性以及浮筒壓力分布情況。最后對“阻力峰”下所需電推進(jìn)系統(tǒng)功率進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算,總結(jié)浮筒式水上飛機(jī)起飛的一般性規(guī)律,以期為水上電動飛機(jī)的設(shè)計(jì)優(yōu)化提供一定的借鑒。

1 浮筒基準(zhǔn)方案設(shè)計(jì)

浮筒基本外形按照基本剖面組合沿龍骨布置,既需要保持良好的流線外形以減少氣動阻力的影響,又需要要保證良好的水動力性能。浮筒結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中最為關(guān)鍵的就是斷階設(shè)計(jì)和縱向截面形狀的設(shè)計(jì),要保證前體艏部曲翹程度足夠大,防止滑行時(shí)被水浪完全埋沒,前體底部縱剖線彎曲過渡要適中,保持良好的滑行性能,既能起到阻礙噴濺的作用,又能提供良好的浮性,在低速滑行時(shí)應(yīng)該隨吃水深度的細(xì)微變化提供足夠的靜浮力和流動升力。

在起飛滑跑階段,當(dāng)飛機(jī)在水中滑行時(shí),水會沿著底部的凸面上移動,因此沿水面的法線方向產(chǎn)生吸力。這意味著飛機(jī)在水中加速行駛時(shí),向下吸力會隨著速度的增加而增加。起飛性能將因此受到極大削弱,因此在浮筒的前后體設(shè)置斷開的臺階,隨著飛機(jī)速度的提高,會在后體處產(chǎn)生“氣袋”,斷階的存在能保證水上飛機(jī)在水中滑行時(shí)浮筒底部有足夠的空氣通量,使飛機(jī)擺脫水對它的吸附力而離水。隨著更多的空氣被吸入并開始向尾部方向延伸,最終使浮筒尾部與水完全分離。臺階的位置可以變化,但是通常放置在浮力中心后約浮筒長度的1/16處,臺階的高度為浮筒最大寬度的5%～9%[13]。

浮筒縱向截面形狀直接決定浸水部分的底面形狀。底部越平坦,飛機(jī)離水速度就越小。但是在波浪的撞擊作用下,較平坦的底部將導(dǎo)致嚴(yán)重的撞擊,這可能會使水上飛機(jī)的起飛離水速度比具有尖銳外形的起飛速度大,后者會穿透波浪而不是越過波浪[14]。這里基準(zhǔn)浮筒選取雙凹面外形,它既有一個(gè)鋒利的邊緣,可以進(jìn)入水中并切穿波浪,而且仍然具有相對平坦的曲面。雙凹面的另一個(gè)好處是,它可使噴濺向下偏轉(zhuǎn),遠(yuǎn)離浮筒和機(jī)身。

浮筒基準(zhǔn)方案的確定通過以下步驟完成：

1) 根據(jù)整機(jī)排水重量計(jì)算浮筒體積。

2) 通過引入最大寬度載荷系數(shù),考慮前后體比例系數(shù)、噴濺系數(shù)推導(dǎo)出最優(yōu)浮筒結(jié)構(gòu)的最大寬度和前后體長度。

3) 計(jì)算合適的斷階高度、底部斜升角和后緣角。

經(jīng)過反復(fù)計(jì)算選擇進(jìn)行建模,基準(zhǔn)浮筒外形如圖1所示,具體參數(shù)如表1所示。

圖1 浮筒參數(shù)示意圖Fig.1 Schematic diagram of float parameters

表1 浮筒關(guān)鍵參數(shù)Table 1 Key parameters of float

2 基于近似模型的浮筒水動力優(yōu)化設(shè)計(jì)

原始浮筒安裝后,斷階滑行時(shí)阻力過大,水上飛機(jī)滑行時(shí)無法保持穩(wěn)定,縱向穩(wěn)定性較差,因此對原始浮筒縱向截面形狀進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

浮筒水動性能對于曲線的變化十分敏感,側(cè)壁曲線彎度對浮筒滑行阻力有較大影響,通過拖船實(shí)驗(yàn)可以得出陡峭的側(cè)壁可以減小水流附著的摩擦阻力,加快飛機(jī)離水起飛；截面曲線的微小變化也可能對其水動性能產(chǎn)生很大的影響,浮筒流線型設(shè)計(jì)及優(yōu)化成為水上飛機(jī)起飛性能研究的重要課題。

結(jié)合解析函數(shù)線性疊加法與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型及多島遺傳算法相結(jié)合,以某浮筒前體為研究對象,實(shí)現(xiàn)了對前體截面形狀的優(yōu)化設(shè)計(jì)。而對于完整的迭代優(yōu)化過程,如果每一步都進(jìn)行CFD流場數(shù)值計(jì)算,計(jì)算量和所耗時(shí)間過大,不符合實(shí)際工程要求,因此引入近似模擬技術(shù),先建立神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型再對模型進(jìn)行優(yōu)化計(jì)算可以有效縮短計(jì)算周期。優(yōu)化流程如圖2所示,首先基于Isight平臺,將MATLAB、CATIA(Computer Aided Three-dimensional Interactive Application)、ICEM(Integrated Computer Engineering and Manufacturing code)和Fluent組件進(jìn)行集成,利用拉丁超立方技術(shù)對設(shè)計(jì)變量進(jìn)行抽樣；然后調(diào)用CATIA進(jìn)行參數(shù)化建模；接著進(jìn)行網(wǎng)格劃分和流場計(jì)算,利用樣本和所得水動性能響應(yīng)構(gòu)建神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型；最后利用多島遺傳算法求解。

圖2 截面形狀優(yōu)化設(shè)計(jì)流程Fig.2 Section shape optimization design process

優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)模型為

maxm(ck)=CL/CD

(1)

2.1 橫剖面的表述

以解析函數(shù)線性疊加法對浮筒剖面形狀進(jìn)行描述,通過對原始外形坐標(biāo)點(diǎn)添加擾動對其進(jìn)行形狀調(diào)整,以此獲得水動性能更好的外形形狀[15-16]。

截面曲線的坐標(biāo)函數(shù)為

(2)

為保證浮筒截面縱向深度及最大寬度保持不變,以此保證在xl= 0和xl= 0.28處(如圖3紅點(diǎn))的擾動為0,同時(shí)保證xl= 1.00時(shí)變形不為0,對型函數(shù)進(jìn)行了修改：

(3)

式中：e為固定常數(shù)，e(k)=lg 5/lgxl;m=11/39,而在明確了變形系數(shù)對浮筒阻力影響規(guī)律的情況下,對設(shè)計(jì)變量的范圍進(jìn)行描述是更有效的。c1～c4控制浮筒底部曲線,取值范圍為[-0.002, 0.002],當(dāng)c> 0時(shí),c越大底部形狀越平坦,反之內(nèi)凹加大；c5～c10控制側(cè)壁的陡峭程度和彎度,取值范圍為[-0.050, 0.050]。

圖3 浮筒截面示意圖Fig.3 Schematic diagram of float section

2.2 拉丁超立方采樣

建立近似模型的前提是進(jìn)行數(shù)據(jù)采樣,拉丁超立方設(shè)計(jì)以其有效的空間填充能力和適用于擬合非線性相應(yīng)的優(yōu)點(diǎn)而被廣泛應(yīng)用。其原理是在設(shè)計(jì)區(qū)間里,將每一維的坐標(biāo)區(qū)間均勻分為數(shù)個(gè)區(qū)間,在每個(gè)區(qū)間內(nèi)隨機(jī)選取一個(gè)點(diǎn),構(gòu)成多維空間。在建模中選用LHS(Latin Hypercube Sampling)方法進(jìn)行數(shù)據(jù)采集,樣本總數(shù)為50個(gè)。

2.3 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型

在擬合問題中,利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在變形系數(shù)與目標(biāo)函數(shù)升阻比之間進(jìn)行映射[17]。利用MATLAB中的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)工具箱進(jìn)行樣本數(shù)據(jù)的訓(xùn)練并使用均方誤差和回歸分析評估其性能。樣本數(shù)據(jù)中,訓(xùn)練數(shù)據(jù)、驗(yàn)證數(shù)據(jù)和測試數(shù)據(jù)按照80%、10%、10%的比例進(jìn)行分配。主要過程分為兩個(gè)部分：① 利用拉丁超立方實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)所得的樣本數(shù)據(jù)進(jìn)行訓(xùn)練,其中隱含神經(jīng)元數(shù)量根據(jù)Kolmogorov定理確定[18]；② 對近似模型進(jìn)行準(zhǔn)確度評價(jià),主要通過規(guī)劃問題中的擬合程度進(jìn)行評價(jià),相關(guān)系數(shù)R越接近1,模型的擬合程度越好。圖4分別給出了近似模型訓(xùn)練、驗(yàn)證、測試和總體的線性擬合評估值,縱坐標(biāo)為所擬合的模型函數(shù)預(yù)測值,從結(jié)果來看擬合效果良好,證明了模型的準(zhǔn)確性和可靠性。

圖4 近似模型評估Fig.4 Approximate model evaluation

2.4 流場模型

為減小計(jì)算量,選擇浮筒前體對稱結(jié)構(gòu)的一半(見圖5)進(jìn)行批量計(jì)算,以滿排水、水流速度為20 m/s的流場對模型進(jìn)行了水動性能分析。利用命令流文件調(diào)用ICEM進(jìn)行網(wǎng)格自動劃分；利用編寫的批量處理文件RunFluent調(diào)用Fluent進(jìn)行求解計(jì)算,并將監(jiān)控阻力和升力系數(shù)輸出到DAT文件中。

圖5 流場及網(wǎng)格Fig.5 Flow field and grid

2.5 遺傳算法

由于在此優(yōu)化問題中設(shè)計(jì)點(diǎn)數(shù)量較多,各優(yōu)化目標(biāo)之間往往存在不可兼容性,因此選用多島遺傳算法。多島遺傳算法一方面只評價(jià)設(shè)計(jì)點(diǎn),不需要計(jì)算函數(shù)的梯度；另一方面具有全局性,能夠求解出全局最優(yōu)解,避免陷入局部最優(yōu),從而對各優(yōu)化目標(biāo)實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)優(yōu)化,盡可能求出相對最優(yōu)解。

2.6 優(yōu)化結(jié)果

浮筒截面優(yōu)化前后形狀對比如圖6所示,優(yōu)化后的外形底部內(nèi)凹增大,側(cè)壁曲線沿縱向分布彎度變小,陡峭趨勢更加明顯,頂部平臺變寬,經(jīng)過測量截面面積減小了8.9%。

優(yōu)化后的浮筒性能較原浮筒的水動力性能有明顯改善,表2給出了優(yōu)化前后浮筒水動力性能相關(guān)變化,可見阻力系數(shù)減小了1.64%,但主要體現(xiàn)在升力系數(shù)的增大,增幅達(dá)到19.20%,圖7為原始浮筒和改進(jìn)后浮筒的壓力云圖,可見頂端峰值壓力減小,整體水阻力減小,水流流速受阻減小,浮筒底部負(fù)壓明顯下降。

圖6 原始截面與優(yōu)化截面外形Fig.6 Original section and optimized section shapes

表2 浮筒前體水動性能對比Table 2 Comparison of hydrodynamic performance of float precursor

圖7 壓力云圖Fig.7 Pressure cloud diagram

實(shí)際安裝后,水上飛機(jī)停浮時(shí)可見姿態(tài)比優(yōu)化前要小,進(jìn)行試滑不離水試驗(yàn)時(shí),姿態(tài)比之前低很多,起飛滑跑階段僅出現(xiàn)輕微彈跳,無縱搖發(fā)生,驗(yàn)證了優(yōu)化結(jié)果是有效的。

3 基于VOF方法的水上滑行模擬

利用VOF(Volume of Fluid)兩相流模型對水上電動飛機(jī)起飛滑行進(jìn)行了數(shù)值仿真,模擬了滑行過程中氣液兩相流動分布狀態(tài)以及浮筒的噴濺狀態(tài)。對飛機(jī)各速度下浮筒相對于水線不同姿態(tài)下的阻力系數(shù)進(jìn)行分析,并與試驗(yàn)計(jì)算數(shù)據(jù)進(jìn)行對比驗(yàn)證,論證了數(shù)值仿真的可行性,也為雙浮筒式水上飛機(jī)的設(shè)計(jì)優(yōu)化提供了借鑒。

以某型水上電動飛機(jī)為研究對象,對其進(jìn)行實(shí)體1∶1建模,主要考慮飛機(jī)在水中滑行的動力特性,對機(jī)身的附件部分進(jìn)行了簡化,專注對浮筒模型的細(xì)化。在導(dǎo)入Fluent時(shí)用毫米單位進(jìn)行縮放。整機(jī)模型如圖8所示。

圖8 飛機(jī)模型Fig.8 Aircraft model

3.1 數(shù)值計(jì)算方法

數(shù)值計(jì)算采用VOF方法。VOF方法通過對一種或多種相互不相容流體間的交界面進(jìn)行追蹤,對于交界面不同的流體組分共用一套動量方程,計(jì)算時(shí)在整個(gè)流場的每個(gè)計(jì)算單元內(nèi)引入水體積分?jǐn)?shù),通過求解體積分?jǐn)?shù)的連續(xù)性方程來確定交界面的位置關(guān)系。

湍流模型選用Realizablek-e方程模型,與標(biāo)準(zhǔn)k-e模型相比,湍流黏性由定值改為變量,渦耗散率的輸運(yùn)方程從精確的方程中推導(dǎo)得到,使方程能夠更加符合湍流的物理特性,可以更好地模擬強(qiáng)逆壓梯度下的邊界層流動以及流動分離。

采用耦合隱式算法對Navier-Stoke方程組進(jìn)行聯(lián)立求解,由于采用隱式格式,因而計(jì)算精度與收斂性要優(yōu)于耦合顯式方法,另一個(gè)突出的優(yōu)點(diǎn)是可以求解全速度范圍,即求解范圍從低速流動到高速流動。采用基于網(wǎng)格中心最小二乘法構(gòu)建流場梯度,壓力采用PRESTO!格式,動量方程采用二階迎風(fēng)格式離散；體積分?jǐn)?shù)項(xiàng)選用可壓縮方法,湍流耗散率和湍流動能采用一階逆風(fēng)格式離散。在計(jì)算時(shí),對于涉及表面張力的計(jì)算,選擇Body Force Formulation模式,可以保證壓力梯度和動量方程中表面張力的部分平衡,從而提高解的收斂性。

3.2 網(wǎng)格劃分與邊界條件

模型控制域依據(jù)流場選擇為長方體,飛機(jī)模型設(shè)置在控制域的中心位置,交界面以上為空氣域,以下為水域,控制域大小具體尺寸如下(L為模型長度)：浮筒前部距入口邊界為2L；飛機(jī)尾部距離出口邊界為3L；交界面距上下邊界為2L；機(jī)身中線距離左右邊界為3L。

網(wǎng)格質(zhì)量對流場的數(shù)值仿真結(jié)果十分重要,計(jì)算時(shí)選用兩套不同尺寸的網(wǎng)格(圖9)行對比,以飛機(jī)最小結(jié)構(gòu)(0.4 m)尺寸進(jìn)行遞減選擇；首先采用粗網(wǎng)格進(jìn)行快速計(jì)算；再用更加精確的網(wǎng)格進(jìn)行劃分,最小尺寸分別選為0.08 m和0.04 m,網(wǎng)格數(shù)量分別為83萬和140萬。

對于控制域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分,為更好地模擬自由液面處的浮筒附近水流噴濺狀態(tài)以及捕捉尾部流場情況,對浮筒部分及附近區(qū)域采用重疊網(wǎng)格進(jìn)行加密(如圖10中綠色部分所示),利用重疊域保證整體計(jì)算域與模型相交部分網(wǎng)格的連續(xù)性,總網(wǎng)格數(shù)量為360萬。

設(shè)定氣液交界面類型為Interior,圖11為初始?xì)庖悍植际疽鈭D；水域底部選為移動壁面邊界,壁面函數(shù)選擇Scalable Wall Function；飛機(jī)前部入口設(shè)定為速度入口邊界；出口設(shè)定為壓力出口；其余邊界設(shè)定為對稱邊界。

圖9 計(jì)算網(wǎng)格Fig.9 Computational grid

圖10 局部加密網(wǎng)格Fig.10 Locally encrypted grid

圖11 氣液交界示意圖Fig.11 Schematic diagram of gas-liquid junction

4 仿真結(jié)果對比分析

計(jì)算主要對整機(jī)的升阻力系數(shù)進(jìn)行監(jiān)控,得到水上飛機(jī)起飛滑行時(shí)阻力系數(shù)變化曲線和升阻比曲線(圖12和圖13)。兩組仿真模擬結(jié)果與后期實(shí)驗(yàn)計(jì)算數(shù)據(jù)變化趨勢一致,都能夠基本描述飛機(jī)水面低速滑行階段的基本動力特征,對比粗網(wǎng)格與細(xì)網(wǎng)格模型來看,誤差主要存在兩個(gè)地方：前者出現(xiàn)“阻力峰”的速度向后推遲；越過“阻力峰”的后半階段阻力系數(shù)存在一定差異,細(xì)網(wǎng)格模型在各速度節(jié)點(diǎn)的阻力系數(shù)更大,總體來看細(xì)網(wǎng)格模型比粗網(wǎng)格模型的結(jié)果更優(yōu),數(shù)值吻合程度較好,最大誤差在15%之內(nèi),達(dá)到了較高的精度,驗(yàn)證了仿真的可行性和可靠性。

對細(xì)網(wǎng)格模型的仿真結(jié)果進(jìn)行了分析總結(jié),主要以流場的噴濺狀態(tài)、底部相位分布探究了“阻力峰”出現(xiàn)的機(jī)制,并分析了浮筒結(jié)構(gòu)的壓力變化分布,為浮筒內(nèi)部加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

圖12 阻力系數(shù)變化曲線Fig.12 Variation curves of drag coefficient

圖13 升阻比Fig.13 Lift-to-drag ratio

4.1 流場特征

運(yùn)用VOF方法對飛機(jī)模型起飛滑跑階段進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算,對其過程進(jìn)行了劃分,較好地模擬了自由液面對浮筒的噴濺狀態(tài),對阻力變化特性進(jìn)行分析總結(jié),探究了“阻力峰”出現(xiàn)的機(jī)制,流場精確結(jié)果如圖14所示,圖中v為速度。

第1階段飛機(jī)受力比較簡單,主要重量由靜浮力支撐；隨著速度增大,縱向姿態(tài)角逐漸增大,從阻力曲線可以看出,這一階段的阻力快速增大,大部分來源于水動阻力(包括摩擦阻力、形狀阻力和興波阻力)和一部分空氣阻力。在此過程中浮筒升阻比迅速下降,是因?yàn)楦×静蛔?而浮筒受到的“吸力”隨速度的增大而增大。

圖14 流場噴濺示意圖Fig.14 Schematic diagrams of flow field splash

第2階段為過渡階段,從底部壓強(qiáng)分布(如圖15 所示)可以看出,阻力主要來源于浮筒前端受到的沖擊(紅色區(qū)域)以及浮筒底部和斷階處受負(fù)壓帶來的“吸力”(藍(lán)色區(qū)域)。隨著速度的提升,氣動升力也慢慢開始發(fā)揮主要作用,這是由于水對飛機(jī)的支撐逐漸由靜態(tài)浮力轉(zhuǎn)變?yōu)樗畡由?；在受力方面?dǎo)致水動阻力迅速增大,底部負(fù)壓逐漸增大,范圍逐漸向浮筒后部轉(zhuǎn)移,從流場示意圖可以觀察到水流對浮筒噴濺較為嚴(yán)重,大量附著包圍在浮筒兩側(cè)；全機(jī)阻力在12 m/s左右到達(dá)“阻力峰”在越過最大阻力持續(xù)加速之后,縱向姿態(tài)開始小幅回正,全機(jī)總阻力開始減小。

圖15 浮筒底部壓強(qiáng)相位分布Fig.15 Pressure phase distribution at bottom of float

4.2 浮筒壓力分布

在整個(gè)滑水階段浮筒的壓力分布主要受到滑水速度和吃水深度的影響,在第1階段的較低速度下,浮筒開始排水,水流的噴濺會導(dǎo)致浮筒前端受到較大的撞擊,從壓力分布來看產(chǎn)生了局部高壓區(qū)域(如圖16所示),底部龍骨附近區(qū)域壓力值沿線性分布,逐步減小,整體受力比較均勻。

圖16 浮筒壓強(qiáng)分布Fig.16 Float pressure distribution

隨著速度的增大,浮筒底部在水流的作用下由靜態(tài)正壓力逐步轉(zhuǎn)化為負(fù)壓,且范圍不斷擴(kuò)大,當(dāng)速度達(dá)到10 m/s時(shí),浮筒前半段基本覆蓋；而斷階處基本在滑行階段都處于負(fù)壓狀態(tài),變化規(guī)律為先隨速度增大而增大,在接近駝峰速度時(shí)開始出現(xiàn)減小的趨勢,沿橫向來看壓力局部分布呈現(xiàn)為兩端大中間小的狀態(tài),龍骨脊線處的壓強(qiáng)為兩端點(diǎn)壓強(qiáng)的76%。

加速至“駝峰速度”時(shí),由于吃水深度的增加,浮筒后半段也逐漸受到水的吸力,也是此階段浮筒阻力的主要來源；但是由于斷階的存在,水動升力逐漸開始發(fā)生作用,斷階后部區(qū)域負(fù)壓峰值出現(xiàn)減小趨勢,部分區(qū)域的壓強(qiáng)出現(xiàn)由負(fù)轉(zhuǎn)正的現(xiàn)象。

通過對浮筒壓力分布進(jìn)行分析,可以對后續(xù)浮筒的外形設(shè)計(jì)和內(nèi)部加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的布置提供技術(shù)支持,例如在浮筒前端、斷階等主要受力點(diǎn)布置加強(qiáng)框。

5 動力系統(tǒng)驗(yàn)證及試飛試驗(yàn)

5.1 電動力系統(tǒng)驗(yàn)證計(jì)算

電動飛機(jī)與常規(guī)油動飛機(jī)在動力性能方面的區(qū)別是在飛行中的輸出功率并不會隨速度的改變而改變[19]。因此需要對“阻力峰”狀態(tài)下的最大功率進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算,確認(rèn)現(xiàn)有動力系統(tǒng)是否可以使飛機(jī)順利跨越“阻力峰”而正常起飛。利用仿真結(jié)果選取最大阻力狀態(tài)作為電動力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的驗(yàn)證點(diǎn),起飛滑跑階段所需最大功率為[20]

(4)

式中：M為飛機(jī)總質(zhì)量；g為重力加速度；V為出現(xiàn)“阻力峰”時(shí)飛機(jī)滑行速度；L/D為飛機(jī)升阻比。

電動力系統(tǒng)最大功率計(jì)算需要考慮飛機(jī)滑行起飛階段電推進(jìn)系統(tǒng)各部件的效率：

(5)

式中：ηP為滑行階段螺旋槳效率；ηM為滑行狀態(tài)下電動機(jī)效率；ηC為滑行狀態(tài)下控制器效率；ηB為電池效率。

通過計(jì)算可知,克服“阻力峰”所需功率約為72 kW,現(xiàn)采用電動機(jī)最大功率為90 kW,滿足飛機(jī)正常起飛的性能要求。

5.2 水上起飛滑跑試驗(yàn)

安裝優(yōu)化過的浮筒后,對水上飛機(jī)進(jìn)行了實(shí)際試飛,試驗(yàn)結(jié)果顯示縱向穩(wěn)定性范圍變大,可以保持穩(wěn)定滑行,未出現(xiàn)縱搖狀態(tài),實(shí)現(xiàn)了對水上飛機(jī)起飛滑跑階段的一般性認(rèn)識[21],主要考量了水上飛機(jī)滑行時(shí)縱向姿態(tài)角的變化情況,如圖17所示。

圖17 縱向姿態(tài)角Fig.17 Longitudinal attitude angle

可見，起飛過程與仿真結(jié)果基本吻合,根據(jù)速度變化劃分,滑行過程可以分為3個(gè)階段。

第1階段速度為0～8 m/s,為排水階段,水上飛機(jī)通過浮筒的作用將水推到兩側(cè)在水中移動,飛機(jī)滑行姿態(tài)穩(wěn)定提升。

第2階段速度為8～20 m/s,為斷階滑水階段(圖18),隨著速度的增加,浮筒會由于斷階繞流產(chǎn)生的負(fù)壓而向下偏移,飛機(jī)縱向姿態(tài)角的不斷增大導(dǎo)致浮筒前體抬起而后體浸濕范圍增加,斷階位置成為主要滑水位置,飛機(jī)后的平行尾流越來越明顯,滑行過程速度超過8.3 m/s有困難,需要推桿降姿態(tài)以助于增速,接近12.0 m/s時(shí)達(dá)到最大姿態(tài)角度,后續(xù)自然增速至16.7 m/s以上,接近20.0 m/s時(shí)開始有縱搖趨勢。

第3階段為離水階段(圖19),機(jī)翼產(chǎn)生氣動力逐漸使飛機(jī)抬升高度,縱向姿態(tài)角穩(wěn)定在8°,隨著在浮筒底部產(chǎn)生的“氣袋”不斷增大,空氣通量隨之增加,浮筒逐漸擺脫水對它的吸附力而離水,空氣不斷被吸入,并開始向尾部方向延伸,最終隨著速度的增大,速度達(dá)到22 m/s時(shí)浮筒與水面完全分離。

圖18 斷階滑行階段Fig.18 Step-off coasting stage

圖19 離水階段Fig.19 Water separation stage

6 結(jié) 論

1) 利用解析函數(shù)線性疊加法、拉丁超立方采樣、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型和多島遺傳算法的組合策略,實(shí)現(xiàn)了對浮筒截面形狀的優(yōu)化設(shè)計(jì),浮筒水動性能有所提升,浮筒升阻比提高21.00%,為相關(guān)水下升力體的設(shè)計(jì)提供了經(jīng)驗(yàn)。

2) 基于Fluent中的VOF方法,對加裝浮筒的某型電動水上飛機(jī)起飛滑跑階段的力學(xué)特征進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算,著重分析了不同速度下的姿態(tài),阻力特性,全機(jī)阻力隨速度增大呈直線遞增,接近12.0 m/s時(shí)達(dá)到“阻力峰”,這有助于對水上飛機(jī)起飛滑跑過程進(jìn)行一般性認(rèn)識。

3) 數(shù)值模擬與試飛實(shí)驗(yàn)的流場特征均有明顯尾流和噴濺,仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)相比,曲線變化趨勢基本吻合,最大誤差控制在15%之內(nèi)；對“阻力峰”節(jié)點(diǎn)下電動力推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行了驗(yàn)證計(jì)算,所需最大功率滿足飛機(jī)起飛的性能要求,所得結(jié)論可為浮筒式電動水上飛機(jī)的研究設(shè)計(jì)提供借鑒。