跨域無人平臺水面垂直起飛動態(tài)特性數(shù)值模擬

邱磊，鄭巢生

1 海裝重大專項(xiàng)裝備項(xiàng)目管理中心，北京 100071

2 中國船舶科學(xué)研究中心 船舶振動噪聲重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 無錫 214082

0 引 言

水下?空中跨域兩棲無人平臺結(jié)合了飛機(jī)、水面船和水下航行器的優(yōu)點(diǎn)，靈活、機(jī)動且能自主運(yùn)行，既可在水下潛航、協(xié)同作業(yè)并在必要時(shí)提供中繼服務(wù)，也可貼近海面飛行，執(zhí)行快速搜索、運(yùn)輸及中轉(zhuǎn)等任務(wù)[1]。

近年來，國內(nèi)外越來越多的學(xué)者對跨域無人平臺進(jìn)行了相關(guān)研究，同時(shí)，隨著計(jì)算機(jī)應(yīng)用技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬作為一種有效的研究手段，也越來越多地被應(yīng)用到跨域無人平臺研究領(lǐng)域。吝科等[2]采用數(shù)值模擬手段，針對升力型航行器開展了飛行時(shí)的空氣動力學(xué)和潛航時(shí)的水動力學(xué)特性研究。齊贊強(qiáng)[3]針對設(shè)計(jì)的一種新構(gòu)型傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機(jī)，開展了傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)下螺旋槳對機(jī)身、機(jī)翼和尾翼的干擾數(shù)值模擬研究。吳江等[4]采用CFD軟件，對某型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的螺旋槳拉力及功率等性能進(jìn)行了計(jì)算。鄧見等[5]采用數(shù)值模擬方法研究了仿飛魚跨介質(zhì)無人平臺在水下游動和水面滑行階段的水動力性能，解釋了飛魚滑跑階段的合理性。廖保全等[6]采用Fluent軟件，針對一種可改變外形的水?空跨介質(zhì)航行器進(jìn)行了空中和水中2種外形的氣動力/水動力特性數(shù)值模擬，結(jié)果表明，通過改變外形航行器能夠同時(shí)滿足水下航行和空中飛行的要求。魏洪亮等[7]提出了水下發(fā)射航行體跨介質(zhì)動態(tài)載荷預(yù)報(bào)方法，通過模擬出水過程中航行體逐步由水到氣的跨介質(zhì)卸載作用，獲得了航行體軸向速度、俯仰角度、俯仰角速度和彎矩等關(guān)鍵參數(shù)隨時(shí)間的變化規(guī)律，模擬結(jié)果顯示與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。譚駿怡等[8]針對一種可變體的水下構(gòu)型，采用Fluent軟件模擬了該構(gòu)型在典型工況下的出水過程，結(jié)果表明，航行器傾斜跨越水?空界面時(shí)兩側(cè)的流場和載荷會出現(xiàn)不對稱的劇烈變化，俯仰角越大，在水下的部分其流場受動范圍越小，跨越出水部分受影響越大；與零攻角出水相比，航行器帶攻角傾斜出水會導(dǎo)致表面所受流體作用力出現(xiàn)高頻率、大幅度的反向震蕩，影響出水的穩(wěn)定性。杜特專等[9]針對跨介質(zhì)航行器三角型截面舵翼，采用Fluent軟件對其運(yùn)動過程中的空化流動與結(jié)構(gòu)振動耦合進(jìn)行模擬，分析了不同攻角下的空泡形態(tài)以及舵翼與空化流動的相互作用，結(jié)果表明，當(dāng)來流攻角為2°～6°時(shí)，航行器及舵翼幾乎被包在超空泡內(nèi)部；當(dāng)來流攻角為8°時(shí)，舵翼的自由端會穿透空泡界面，使其所受水動力比小攻角條件下的大一個量級，振動特征也更加復(fù)雜。賈力平等[10]采用基于自由液面捕捉法的FINE/Marine軟件，模擬分析了DLR-F4飛機(jī)模型在水上迫降過程中的流場和水動力特性，并與已有實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，結(jié)果顯示該模擬方法可以很好地預(yù)測跨介質(zhì)航行器的運(yùn)動特性和水動力特性。譚駿怡等[11]針對一種特殊的雙層半環(huán)形閉合翼構(gòu)型，采用Fluent軟件對該構(gòu)型跨越水?空介質(zhì)后變體過程中的不同狀態(tài)氣動力進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明，機(jī)翼回收過程中的氣動參數(shù)要大于定常狀態(tài)，展開過程中的氣動參數(shù)則小于定常狀態(tài)，且變體速率越大，非定常效應(yīng)越明顯，而產(chǎn)生這種差異的原因來自于流場遲滯的影響。

綜上所述，目前跨域無人平臺的數(shù)值模擬研究大多聚焦于水下水動力或空中氣動力性能，較少考慮平臺自身在流體作用下的自由運(yùn)動，且由于跨域無人平臺作業(yè)任務(wù)多樣，導(dǎo)致其運(yùn)動模態(tài)也復(fù)雜多變，其中，作為多模態(tài)運(yùn)動的重要環(huán)節(jié)——無人平臺從水面到空中的跨越過程，對于無人平臺的跨域功能性和安全性尤為重要，相關(guān)的跨域過程動態(tài)特性數(shù)值模擬研究相對較少。為此，本文擬采用黏流CFD方法結(jié)合重疊網(wǎng)格技術(shù)和多自由度DFBI運(yùn)動模型，針對跨域無人平臺從水面垂直起飛至空中跨域過程的動態(tài)特性開展數(shù)值模擬研究，分析其運(yùn)動及動力學(xué)特性，為后續(xù)跨域無人平臺優(yōu)化設(shè)計(jì)及控制提供有力的評估手段。

1 研究對象及數(shù)值模擬方法

1.1 研究對象

本文選取一種跨域無人平臺作為研究對象，如圖1所示。該平臺總長L=3.0 m，翼展長B=2.8 m。無人平臺在空中飛行時(shí)自身重力通過兩側(cè)機(jī)翼產(chǎn)生的升力克服，飛行姿態(tài)通過垂直尾翼與水平尾翼的配合來控制，當(dāng)無人平臺在水面起飛或降落時(shí)，推進(jìn)器豎直向上產(chǎn)生升力，以克服無人平臺起飛或降落時(shí)的重力。本文主要開展無人平臺從水面垂直起飛至空中這一跨域過程的動態(tài)特性數(shù)值模擬研究。

圖1 一種跨域無人平臺Fig.1 A trans-media unmanned vehicle

1.2 數(shù)值方法

1.2.1 控制方程

本文中無人平臺在初始時(shí)刻平穩(wěn)地浮于水面，此時(shí)需考慮自由液面的影響，可選用流體體積法（VOF）模擬自由面的水、氣兩相流，即流動中包含水、空氣2種流體，其中水的密度ρwater=998.2 kg/m3，空氣的密度ρa(bǔ)ir=1.225 kg/m3。定義空氣在計(jì)算網(wǎng)格上的空間占比為α， 當(dāng)α=1時(shí)網(wǎng)格內(nèi)全部為空氣，α=0時(shí)網(wǎng)格內(nèi)全部為水，當(dāng)0<α<1時(shí)網(wǎng)格內(nèi)既包含氣體，同時(shí)也包含水。

水、氣兩相流的密度 ρ和 黏性 μ為空氣和水的線性組合：

為了簡化問題，鑒于流速比較低，假定空氣和水都為不可壓縮流體。流動的控制方程如下所示。

不可壓縮方程：

式中：V為速度矢量；p為流體壓力；g為重力加速度。

湍流模型選取SSTk-ω模型[12]，運(yùn)動模型采用六自由度DFBI模型[13]。

1.2.2 數(shù)值求解方法

流動的數(shù)值求解使用有限體積法。連續(xù)性方程和動量守恒方程中的對流項(xiàng)離散使用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)使用二階中心差分格式，流場中的物理量梯度計(jì)算使用基于單元的Green-Gauss方法。離散方程求解利用SIMPLE方法和Gauss-Seidel迭代，同時(shí)，求解過程中使用多重網(wǎng)格技術(shù)加速迭代的收斂。壓力和速度計(jì)算松馳因子分別取0.2和0.5。計(jì)算采用隱式非定常方法，計(jì)算時(shí)間步長選取螺旋槳旋轉(zhuǎn)3°所用的時(shí)間。

1.2.3 初始邊界條件

無人平臺計(jì)算域如圖2所示。由于無人平臺為左右對稱布局，在不考慮左、右側(cè)向運(yùn)動及橫滾的情況下，為了減少計(jì)算量，采用對稱邊界取一半進(jìn)行計(jì)算。為研究無人平臺在水面起飛時(shí)的運(yùn)動及動力特性，采用重疊網(wǎng)格技術(shù)結(jié)合多自由度DFBI模型方法，計(jì)算中不考慮風(fēng)、浪、流對無人平臺起飛特性的影響，入口速度定義為0 m/s。自由面初始位置為排水體積為60 kg時(shí)的吃水深度。

圖2 數(shù)值模擬計(jì)算域Fig.2 Computational domain for numerical simulation

1.2.4 計(jì)算網(wǎng)格

采用切割體單元網(wǎng)格對計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格總數(shù)為432萬，其中背景網(wǎng)格160萬，重疊區(qū)域網(wǎng)格104萬，空氣螺旋槳旋轉(zhuǎn)區(qū)域網(wǎng)格168萬；對自由面、平臺表面、螺旋槳表面及附近，以及背景網(wǎng)格中原理樣機(jī)的運(yùn)動路徑進(jìn)行網(wǎng)格加密，如圖3和圖4所示。

圖3 計(jì)算域總體網(wǎng)格Fig.3 Total grids of computational domain

圖4 重疊區(qū)域網(wǎng)格Fig.4 Local grids of overset zone

2 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

2.1 數(shù)值方法驗(yàn)證

在開始跨域無人平臺水面垂直起飛動態(tài)特性模擬之前，需要開展數(shù)值方法驗(yàn)證，特別是空氣螺旋槳?dú)鈩恿?shù)值計(jì)算方法的驗(yàn)證。

空氣螺旋槳在市場上有多種產(chǎn)品可供選型，并且都有廠商提供的拉力試驗(yàn)測試數(shù)據(jù)。本文首先選用了某型二葉商用空氣螺旋槳，如圖5所示，該螺旋槳槳葉直徑0.660 4 m。由于沒有該槳的詳細(xì)幾何型值，先對所選購的空氣螺旋槳進(jìn)行了幾何逆向掃描，獲得了精確的槳葉幾何模型，然后，針對該幾何模型進(jìn)行了數(shù)值建模和氣動力特性數(shù)值計(jì)算分析，其中空氣螺旋槳表面網(wǎng)格如圖6所示。計(jì)算中，采用的是SSTk-ω湍流模型結(jié)合非定常滑移網(wǎng)格方法。表1所示為廠商提供的二葉商用空氣螺旋槳拉力試驗(yàn)數(shù)據(jù)和氣動力數(shù)值計(jì)算結(jié)果比較。

圖5 二葉商用空氣螺旋槳Fig.5 The two-bladed commercial air propeller

圖6 空氣螺旋槳?dú)鈩恿τ?jì)算網(wǎng)格Fig.6 The surface grids of air propeller for aerodynamic performance calculation

表1 某型二葉商用空氣螺旋槳性能試驗(yàn)值與數(shù)值計(jì)算值Table 1 The experimental and numerical values of aerodynamic performance of a two-bladed commercial air propeller

從表1中可以看出，計(jì)算值與廠商數(shù)據(jù)吻合較好，說明目前的數(shù)值預(yù)報(bào)方法可以較好地模擬空氣螺旋槳的氣動力特性，通過數(shù)值計(jì)算，能夠作為空氣螺旋槳?dú)鈩恿π阅茉u估的依據(jù)。

2.2 計(jì)算工況

在開始水面起飛跨域過程的動態(tài)數(shù)值模擬之前，針對設(shè)計(jì)的三葉空氣螺旋槳進(jìn)行了氣動力特性計(jì)算研究，其中槳葉直徑D=1.2 m。為了提供單槳294 N的拉力，使無人平臺以1 m/s的速度上升，計(jì)算得到空氣螺旋槳不同轉(zhuǎn)速下的拉力與扭矩如表2所示。

表2 不同轉(zhuǎn)速下單個三葉空氣螺旋槳的拉力、扭矩與功率Table 2 The pull force, torque and power of a three-bladed air propeller at different rotation speeds

為滿足294 N的拉力，通過插值計(jì)算，初步判斷三葉空氣螺旋槳槳葉直徑D=1.2 m時(shí)轉(zhuǎn)速需達(dá)到2 352 r/min。但這僅是針對單個空氣螺旋槳在敞開環(huán)境中的評估結(jié)果，沒有考慮空氣螺旋槳與無人平臺之間的相互干擾。因此，本文后續(xù)計(jì)算中，將考慮空氣螺旋槳與無人平臺之間的相互干擾，并放開無人平臺的運(yùn)動自由度，模擬無人平臺從水面靜止?fàn)顟B(tài)到起飛的動態(tài)過程。

2.3 計(jì)算結(jié)果與分析

計(jì)算時(shí)，首先選取空氣螺旋槳的轉(zhuǎn)速為2 352 r/min，針對無人平臺起飛過程中的運(yùn)動特性與動力學(xué)特性進(jìn)行計(jì)算，其自由度示意圖如圖7(a)所示，即放開上下、前后、俯仰3個自由度。計(jì)算坐標(biāo)原點(diǎn)位于無人平臺首部，位移及速度計(jì)算參考點(diǎn)位于無人平臺重心處，如圖7(b)所示。

圖7 自由度方向及參考點(diǎn)示意圖Fig.7 The schematic diagram of direction of freedom degree and reference points

分析無人平臺開始從水面起飛的0.9 s內(nèi)上升位移隨時(shí)間的變化情況，如圖8所示。從中可以看到，在螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 352 r/min時(shí)無人平臺開始是向上移動的，但約0.5 s后開始下降，說明在2 352 r/min轉(zhuǎn)速下空氣螺旋槳無法提供順利拉起無人平臺（一半為30 kg）所需的拉力。

圖8 N=2 352 r/min時(shí)的垂向位移分量Fig.8 The vertical displacement components at N=2 352 r/min

考察無人平臺開始從水面起飛的0.9 s內(nèi)單槳拉力，如圖9所示。從中可以看到，在螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 352 r/min下空氣螺旋槳的拉力T基本穩(wěn)定在219 N，確實(shí)無法順利拉起重量為30 kg的無人平臺（此處取一半計(jì)算）。

圖9 N=2 352 r/min時(shí)的單個螺旋槳拉力Fig.9 The single air propeller pull force at N=2 352 r/min

為了能夠順利從水面起飛，根據(jù)空氣螺旋槳提供的實(shí)際升力并結(jié)合表2中數(shù)據(jù)進(jìn)行換算，預(yù)估空氣螺旋槳轉(zhuǎn)速至少達(dá)2 840 r/min時(shí)才能拉起無人平臺。因此，選取2 840 r/min作為空氣螺旋槳轉(zhuǎn)速，重新針對無人平臺起飛過程中的運(yùn)動特性與動態(tài)特性進(jìn)行計(jì)算，其中自由度示意圖仍如圖6所示，即放開上下、前后、俯仰3個自由度。

2.3.1 起飛特性

選擇無人平臺開始從水面起飛1.6 s的數(shù)據(jù)對起飛特性進(jìn)行比較分析。分析起飛運(yùn)動特性時(shí)，主要針對無人平臺上升的位移隨時(shí)間的變化，以及向上的速度分量隨時(shí)間的變化進(jìn)行比較。

圖10所示為無人平臺開始從水面起飛運(yùn)動時(shí)向上的位移分量。從中可以看到，當(dāng)螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 840 r/min時(shí)無人平臺向上移動的速度更快，且被順利拉起升離水面。

圖10 N=2 840 r/min時(shí)的垂向位移分量Fig.10 The vertical displacement components at N=2 840 r/min

圖11所示為無人平臺開始從水面起飛運(yùn)動時(shí)向上的位移速度。從中可以看到，當(dāng)螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 840 r/min時(shí)無人平臺主要存在2個較明顯的加速區(qū)和1個減速區(qū)，其中0～0.2 s為第1個加速區(qū)，0.2～0.72 s為減速區(qū)，0.72 s之后為第2個加速區(qū)。

圖11 N=2 840 r/min時(shí)的垂向速度分量Fig.11 The vertical velocity components at N=2 840 r/min

分析起飛過程中空氣螺旋槳拉力與無人平臺在垂直方向的整體受力情況分別如圖12和圖13所示。其中，無人平臺的整體受力包含螺旋槳拉力、無人平臺重力和起飛過程氣動力。

圖12 N=2 840 r/min時(shí)的空氣螺旋槳拉力Fig.12 The air propeller pull force at N=2 840 r/min

圖13 N=2 840 r/min時(shí)的無人平臺垂向受力Fig.13 The vertical components of force on unmanned vehicle at N=2 840 r/min

由圖12和圖13可以看到，在第1個上升加速區(qū)，隨著無人平臺逐漸上升，浮力減小，整體垂向受力逐漸減小至0。在上升減速區(qū)，空氣螺旋槳拉力保持穩(wěn)定，無人平臺整體垂向受力為負(fù)值，究其原因，是因?yàn)殡S著上升速度的增加，無人平臺的上升阻力（氣動力）也隨之增加。在第2個上升加速區(qū)，受無人平臺與空氣螺旋槳?dú)鈩恿︸詈献饔玫挠绊?，螺旋槳拉力開始波動，對比上升減速區(qū)瞬間（t=0.4 s）和第2個上升加速區(qū)瞬間（t=0.85 s），空氣螺旋槳的表面壓力系數(shù)分布如圖14和圖15所示。其中，壓力系數(shù)CP的定義為：

圖14 t=0.4 s時(shí)螺旋槳表面壓力系數(shù)分布Fig.14 The pressure coefficient distribution on air propeller surface at t=0.4 s

圖15 t=0.85 s時(shí)螺旋槳表面壓力系數(shù)分布Fig.15 The pressure coefficient distribution on air propeller surface at t=0.85 s

式中：P為當(dāng)?shù)貕毫Γ籔∞為遠(yuǎn)前方壓力。

對比圖14和圖15可以看到，與上升減速區(qū)相比，在第2個上升加速區(qū)空氣螺旋槳的表面壓力存在明顯的非穩(wěn)定低壓與高壓集中區(qū)，這也是空氣螺旋槳拉力劇烈波動的原因。

此外，對比上升減速區(qū)瞬間（t=0.4 s）和第2個上升加速區(qū)瞬間（t=0.85 s），得到無人平臺主體上表面的壓力系數(shù)分布分別如圖16和圖17所示。同樣，從圖中可以看到，與上升減速區(qū)相比，在第2個上升加速區(qū)無人平臺主體的上表面壓力明顯增加且更加不均勻，這也將導(dǎo)致無人平臺整體垂向受力波動明顯。

圖16 t=0.4 s時(shí)無人平臺上表面壓力系數(shù)分布Fig.16 The pressure coefficient distribution on the upper surface of unmanned vehicle at t=0.4 s

圖17 t=0.85 s時(shí)無人平臺上表面壓力系數(shù)分布Fig.17 The pressure coefficient distribution on the upper surface of unmanned vehicle at t=0.85 s

為分析無人平臺起飛過程中自由液面的形態(tài)以及周圍流場的變化，選取上升減速區(qū)瞬間（t=0.4 s）和第2個上升加速區(qū)瞬間（t=0.85 s）的自由液面波高分布及無人平臺下表面壓力系數(shù)分布情況，分別如圖18～圖21所示。從中可以看到，無人平臺從水面起飛出水過程中，自由液面的波高Hw分布不均勻性較明顯，但當(dāng)無人平臺完全升離水面后，自由液面的波高Hw分布不均勻性明顯降低。分析圖19和圖21可知，自由液面變化對無人平臺下表面的壓力系數(shù)分布影響較小，這主要是因?yàn)闊o人平臺采用的是小水線面船體結(jié)構(gòu)，下表面與水的接觸面較小。

圖18 t=0.4 s時(shí)自由液面波高分布Fig.18 The wave height distribution on free surface at t =0.4 s

圖19 t=0.4 s時(shí)無人平臺下表面壓力系數(shù)分布Fig.19 The pressure coefficient distribution on the lower surface of unmanned vehicle at t =0.4 s

圖20 t=0.85 s時(shí)自由液面波高分布Fig.20 The wave height distribution on free surface at t =0.85 s

圖21 t=0.85 s時(shí)無人平臺下表面壓力系數(shù)分布Fig.21 The pressure coefficient distribution on the lower surface of unmanned vehicle at t =0.85 s

2.3.2 平移特性

無人平臺從水面起飛時(shí)的水平位移分量如圖22所示。從圖中可以看到，當(dāng)螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 840 r/min時(shí)，無人平臺一直保持向前運(yùn)動。

圖22 N=2 840 r/min時(shí)的水平位移分量Fig.22 The horizontal displacement components at N=2 840 r/min

無人平臺從水面起飛時(shí)的水平速度分量如圖23所示。從圖中可以看到，當(dāng)螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 840 r/min時(shí)，無人平臺主要存在2個較明顯的加速區(qū)，其中0.2～0.72 s為第1個加速區(qū)，0.72 s之后為第2個加速區(qū)，且第2個加速區(qū)的加速度更大。但與圖11所示的垂向速度相比，無人平臺的水平速度值偏小，達(dá)到一個數(shù)量級，即無人平臺的主運(yùn)動為垂向上升運(yùn)動。

圖23 N=2 840 r/min時(shí)的水平速度分量Fig.23 The horizontal velocity components at N=2 840 r/min

分析無人平臺在水平方向的受力如圖24所示。從中可以看到，對應(yīng)第2個平移加速區(qū)的無人平臺水平受力均值大于第1個平移加速區(qū)。

圖24 N=2 840 r/min時(shí)平臺的水平受力Fig.24 The horizontal components of force on unmanned vehicle at N=2 840 r/min

2.3.3 俯仰及載荷特性

圖25所示為跨域無人平臺在起飛過程中俯仰角的變化曲線，該角度定義為原理樣機(jī)繞橫軸的旋轉(zhuǎn)角度，機(jī)頭抬高、機(jī)尾下降為正，反之為負(fù)。由圖中可以看到，在螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 840 r/min下，無人平臺在0.72 s之前俯仰角變化較小，在0.72 s之后俯仰角變化較大，存在快速低機(jī)頭現(xiàn)象。分析圖26所示的無人平臺俯仰力矩可知，在0.72 s之前俯仰力矩變化較小，在0.72 s之后俯仰力矩變化較大，且波動明顯。這表明原理樣機(jī)極有可能失穩(wěn)，因?yàn)榇藭r(shí)未加入控制程序，所以在該狀態(tài)下無人平臺最終會失穩(wěn)，從而無法順利垂直起飛。

圖25 N=2 840 r/min時(shí)無人平臺的俯仰角度Fig.25 The pitch angle of unmanned vehicle at N=2 840 r/min

圖26 N=2 840 r/min時(shí)無人平臺的俯仰力矩Fig.26 The pitch moment of unmanned vehicle at N=2 840 r/min

圖27所示為螺旋槳轉(zhuǎn)速N=2 840 r/min時(shí)無人平臺快速低頭瞬間（t=1.6 s）的原理樣機(jī)表面的壓力分布。從中可以看到，空氣螺旋槳高速的下洗氣流沖擊在無人平臺上表面，使得以橫軸為界，至機(jī)頭的總體壓力大于至機(jī)尾的總體壓力，出現(xiàn)了將機(jī)頭向下壓的狀態(tài)。隨著無人平臺“低頭”，在總體下壓載荷作用下無人平臺的俯仰角變化呈指數(shù)形式上升，最終導(dǎo)致無人平臺失穩(wěn)及墜落。因此，為保證無人平臺順利升空，在水面至空中的垂直起飛階段必須加入手動或自動的控制程序，以實(shí)時(shí)調(diào)整推進(jìn)器傾轉(zhuǎn)角度。

圖27 N=2 840 r/min，t=1.6 s時(shí)無人平臺表面壓力分布Fig.27 The pressure distribution on the surface of unmanned vehicle at N=2 840 r/min and t=1.6 s

3 結(jié) 論

本文針對跨域無人平臺浮于水面平穩(wěn)后進(jìn)行的垂直起飛動態(tài)過程，采用數(shù)值模擬方法進(jìn)行了仿真研究，主要得到如下結(jié)論：

1） 在垂直起飛過程中，無人平臺會受到上升阻力的影響，需要空氣螺旋槳以相對于單槳等拉力狀態(tài)更高的轉(zhuǎn)速將無人平臺拉起升離水面，其主運(yùn)動為垂向上升運(yùn)動。

2） 由于空氣螺旋槳的下洗氣流在無人平臺機(jī)身表面形成了機(jī)頭壓力大、機(jī)尾壓力小的現(xiàn)象，在起飛過程中會出現(xiàn)“快速低頭”的現(xiàn)象，最終導(dǎo)致無人平臺失穩(wěn)及墜落，因此，為保證無人平臺順利升空，在水面至空中的垂直起飛階段必須加入手動或自動的控制程序，用以實(shí)時(shí)調(diào)整推進(jìn)器傾轉(zhuǎn)角度。