近平靜/波浪水面地效飛機氣動特性風洞試驗

高立華，黃龍太，傅 澔，王昆侖，黃 勇,*

1.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000；2.中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448035

0 引言

相比常規飛機，地效飛機升阻性能優異，在湖泊海洋環境下，運行速度遠高于各類艦船，具有安全、經濟、高速、舒適、不受空中交通管制限制等優點，具有廣闊的應用前景[1]。對地效飛機而言，荒漠、灘涂、河流等可近似為水平地面；而地效飛機近風浪海面飛行時，其氣動特性及周圍流場結構與其在水平地面上飛行時存在較大差異[2]，運動參數及其導數隨飛行高度有著顯著的非線性變化，影響飛行穩定性[3]。秦緒國等[4]的數值模擬研究表明，地效飛行器在水面巡航時的氣動性能受波浪的影響很大，水面波浪形狀會引起氣動力的非定常變化。目前，關于地效飛機近水面飛行氣動特性的研究不多，且主要集中于數值模擬方面；由于周期長、成本高、相似性模擬困難等原因，相關試驗研究開展得很少[2-7]。

研究地效飛機接近地面時的氣動特性，可采用的試驗方法大致可分為[8-9]對稱法、拖曳法、固定地板法和活動地板法。對稱法僅能模擬水平地面且需同時采用兩套模型，應用并不廣泛；拖曳法能夠模擬任意形狀的地面或波浪水面，但受拖車速度限制，模擬飛行速度較低，應用也不多；固定地板法目前應用相對較多；活動地板法技術復雜，以前應用極少，近年逐漸有所增多。

采用固定水平地板開展地面效應試驗時，地板表面會形成具有一定厚度的速度低于風場氣流速度的附面層，此附面層的存在將對測量結果產生一定干擾；水平活動地板是消除地板附面層及其干擾的最有效方法。楊美等[7]利用水平固定地板和水平活動地板開展了NACA0012 翼型地面效應試驗，研究結果表明：模擬高度較小時，固定地板附近邊界層容易發生分離，導致誤差較大，水平活動地板的試驗結果更加真實，是研究地面效應的有效手段；而模擬高度增大到0.5 倍平均氣動弦長以上時，兩者差別不大。陳新等[10]數值模擬了三維機翼掠海飛行時的自由水面興波問題，發現機翼擾動在自由水面上興波的波幅非常小，可以忽略不計；當研究波浪水面對機翼氣動力的影響時，可以用剛性波浪地面代替柔性波浪水面。秦緒國等[4]的數值模擬結果也表明，固壁波形與水面波形引起的翼型氣動特性波動量基本一致，固壁波形的結果更加規則。因此，本文采用剛性波形模擬波浪水面對地效飛機的影響；與柔性波形相比，采用剛性波形也更有利于獲得穩定可控的試驗條件。

本研究在中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所Φ3.2 m 低速風洞開展。地效飛機飛過平靜水面情況采用固定水平地板進行模擬。為研究地效飛機近波浪水面飛行的氣動性能，新研制了固定波浪地板，同時對Φ3.2 m 低速風洞水平活動地板試驗裝置[11-12]進行改造和功能拓展，設計加工活動波浪地板。利用新研制的試驗裝置模擬空中、近平靜水面和近波浪水面飛行狀態，獲得了地效飛機無動力和螺旋槳帶動力條件的氣動特性風洞試驗結果。

1 試驗模型與裝置

1.1 試驗模型

地效飛機外形如圖1所示。風洞試驗采用1∶11全金屬模型，展長2.0 m，平均氣動弦長0.5 m，機翼總面積0.85 m2。

圖1 地效飛機示意圖Fig.1 Sketch map of the wing-in-ground craft

1.2 試驗裝置

試驗在風洞開口試驗段中進行。通過穩動壓方式提供合適風速，試驗風速范圍為20～50 m/s。對于地效飛機近平靜水面飛行狀態，采用固定水平地板進行模擬，如圖2所示。通過地板下方的液壓支柱實現地板升沉，以模擬不同的近平靜水面飛行高度。模型采用背撐方式支撐，背撐系統可以實現模型姿態角及上下位置的變化（迎角：–15°～30°，側滑角：–45°～45°，升沉位移：–0.2～0.6 m）。采用鏡像兩步法扣除支架干擾。

圖2 水平地板試驗Fig.2 Wind tunnel test with the flat ground floor

對于地效飛機近波浪水面飛行狀態，采用專門研制的固定波浪地板和活動波浪地板進行模擬。如圖3所示，固定波浪地板分為4 塊：前緣、后緣和波形部分（2 塊）。正弦波形部分在180°相位處斷開，前后2 塊半周期波形調換位置即可組合為圖3 下部所示波形。試驗中，飛機模型固定不動，波浪地板向前、后分別可移動1/4 波長，使90°～270°相位處于模型參考點下方。試驗現場如圖4所示。

圖3 固定波浪地板示意圖Fig.3 Sketch map of the wavy ground floor

圖4 固定波浪地板試驗Fig.4 Wind tunnel test with the wavy ground floor

活動波浪地板是在水平活動地板基礎上加裝具有2 個波形的活動波浪帶。活動波浪地板主要由運行框、前帶輪、后帶輪、活動波浪帶等部件組成?；顒硬ɡ藥в珊髱л嗱寗?，前帶輪進行張緊、糾偏等調節，形成穩定運動的波浪，如圖5所示。活動波浪帶速vbelt最高可達20 m/s，帶速誤差≤0.1 m/s?；顒硬ɡ说匕蹇梢酝ㄟ^升降支柱調節與模型之間的垂向距離，從而模擬不同的近水面高度（圖6）。

圖5 活動波浪帶示意圖Fig.5 Sketch map of the moving wavy belt

圖6 活動波浪地板試驗Fig.6 Wind tunnel test with the moving wavy belt

固定波浪地板和活動波浪地板模擬實際波長34.4 m、波高1 m 的波浪，縮比后波長3.13 m、波高0.091 m，波形沿寬度方向無變化。

試驗中需保持活動波浪地板運行與天平動態采集同步（即需標識天平數據與波浪相位的一一對應關系），通過光電傳感器實現：在活動波浪帶特定位置粘貼反光材料，以光電傳感器向活動波浪帶發射光束，當反光材料運行至光束位置，反射光觸發傳感器內光電轉換單元，產生電脈沖信號（不觸發時為近似常值的背景信號）；PXI 數采系統各通道同時動態采集天平信號及光電傳感器信號，獲得信號矩陣X（m,l），m為采集通道，l為采集次數，光電傳感器電脈沖信號對應的l值在信號矩陣中就標識出相應的波浪相位，從而將天平信號與波浪相位對應起來。

主要試驗參數如表1所示，螺旋槳拉力系數Tc和前進比λ定義如下：

表1 主要試驗參數及其模擬的飛行狀態Table 1 Flight condition and corresponding wind tunnel test parameters

式中，T、D分別為螺旋槳拉力和直徑，q、v分別為來流動壓和速度，S為機翼面積，n為螺旋槳（電機）轉速。

2 試驗結果

2.1 平靜水面及滑流影響

圖7～9 給出了地效飛機起飛構型、著水構型和巡航構型的升阻特性試驗結果（圖中縱軸CL、CD分別表示升力系數和阻力系數，橫軸α表示迎角）。起飛構型和著水構型的襟翼偏角δf= 15°、發動機相對機身的俯仰偏角φp= 24°；巡航構型δf= 0°、φp= 2°。帶動力試驗結果扣除了名義拉力，即帶動力試驗結果主要是螺旋槳滑流的貢獻。水平地板狀態模擬近地高度H/cA= 0.5 的情況，H為模型力矩參考中心距離地板表面的高度（對于波浪地板則指距離中立平面的高度），cA為機翼平均氣動弦長。

圖7 起飛構型升阻特性Fig.7 Lift and drag of the wing-in-ground craft taking-off configuration

由圖7 可知，與空中無動力狀態相比，水平地板無動力狀態時地效飛機升力系數明顯增大、升力線斜率增大，同時阻力系數有所降低，符合地面效應的典型規律；空中帶動力狀態時，升力線向上平移，同時由于螺旋槳滑流的影響，阻力系數明顯增大。然而，水平地板帶動力試驗的升力系數增量遠大于僅帶地板和僅帶動力引起的升力系數增量的簡單疊加。以迎角0°為例，地板對升力系數的貢獻量0.138，帶動力對升力系數的貢獻量0.074，兩者簡單疊加為0.212，而水平地板帶動力組合試驗升力系數的增加量為0.439，兩者存在0.227 的差量，占實際值的52%。其主要原因為：在起飛狀態下，螺旋槳滑流吹向機身、機翼、浮筒和地板組成的升力腔，為起飛貢獻超額升力增量，即模型、帶動力和地板之間是非線性強耦合，簡單試驗狀態結果的疊加未考慮升力腔效應，存在非常大的誤差。

圖8 給出的著水構型升阻特性與起飛構型的規律一致，但由于拉力系數相對較小，滑流和升力腔引起的升力系數增量小于起飛構型。圖9 為巡航構型的升阻特性，由于拉力系數很小，滑流很弱，更重要的是發動機俯仰偏角僅為2°，滑流幾乎水平流向后方而不是吹向升力腔（參考圖1 右下的側視圖），模型、帶動力和地板之間的耦合效應很弱，升阻特性基本可以進行疊加。

圖8 著水構型升阻特性Fig.8 Lift and drag of the wing-in-ground craft landing configuration

圖9 巡航構型升阻特性Fig.9 Lift and drag of the wing-in-ground craft cruising configuration

2.2 波浪水面的影響

在活動波浪地板運行過程中，地效飛機承受著周期性脈動載荷。將十余個周期的試驗結果按照對應相位平均到一個周期，如圖10所示，圖中相位角θ= 0°表示波谷處于地效飛機模型力矩參考中心正下方，90°、180°、270°分別為中立位置、波峰、中立位置處于力矩參考中心正下方。隨著活動波浪帶速vbelt從來流速度的15%增大到60%，載荷的基頻波動幅度逐漸減小、相位逐步前移，但倍頻波動振幅增大；帶速超過來流速度的60%之后，載荷波動呈現比較復雜的狀態，且波動幅度增大。

圖10 活動波浪帶運行速度對全機升力特性的影響（δf = 0°、H/cA = 0.5）Fig.10 The effect of moving wavy belt speed on the lift(δf = 0°,H/cA =0.5)

圖11 為三種地板的升力系數試驗結果對比。為便于對比，活動地板是完全平均的試驗結果，即在每個迎角將所有相位點試驗結果平均到單一值。圖中固定波浪地板的試驗結果表明，當模型力矩參考中心位于波浪的不同相位時，升力系數約有±0.25 的波動幅度，但其均值基本與采用水平地板的試驗結果一致；在中立位置（正弦0°、正弦180°）升力系數變化最大，主要是由機翼下方流道收縮/擴張及流動方向上揚/下洗導致。在各種帶速情況下，活動波浪地板升力系數的平均值基本與水平地板試驗結果重合。因此，三種地板得到的升力系數平均值基本一致。

圖11 三種地板對升力系數影響的試驗結果對比（δf = 0°、H/cA = 0.5）Fig.11 The effect of floors on the lift coefficient(δf = 0°,H/cA = 0.5)

圖12表明：隨著活動波浪地板模擬高度的增大，

圖12 活動波浪地板模擬高度對氣動載荷平均值的影響（δf = 15°,v=32 m/s,vbelt = 10 m/s）Fig.12 The effect of simulating flight altitude of the moving wavy belt on averaged aerodynamics(δf = 15°,v= 32 m/s,vbelt = 10 m/s)

升力系數平均值降低，縱向靜安定度下降；同時，如圖13所示，氣動載荷中升力系數的波動幅度明顯降低，俯仰力矩系數的波動幅度變化不大，主要原因為：飛機為T 尾布局，對俯仰力矩貢獻最大的平尾距離地板較遠，受地面效應的影響相對較小，因此俯仰力矩系數的波動幅度隨高度變化不大。

圖13 活動波浪地板模擬高度對動態氣動載荷的影響（δf = 15°,α= 0°,v= 32 m/s,vbelt = 10 m/s）Fig.13 The effect of simulating flight altitude of the moving wavy belt on dynamic aerodynamics(δf = 15°,α= 0°,v= 32 m/s,vbelt = 10 m/s)

3 結論

1）螺旋槳帶動力和地板對地效飛機起飛/著水狀態氣動性能有很強的耦合影響，并非簡單疊加關系。

2）地效飛機在波浪的不同相位上方時，升阻性能和俯仰力矩均存在較強變化，影響飛行平穩性。

3）隨著飛行高度增大，升力系數均值降低，縱向靜安定度下降，同時升力系數的波動幅度明顯降低。