組合仿生跨介質(zhì)飛行器設(shè)計(jì)及流固耦合性能研究

羅劍橋，劉曉東，馬文朝，孟軍輝,2

（1.北京理工大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100081；2.飛行器動(dòng)力學(xué)與控制教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081）

1 引 言

跨介質(zhì)飛行器是一種可在空中和水下巡航并能自由穿越空水界面的新概念飛行器，它集飛行器速度快、機(jī)動(dòng)性好和潛航器續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、隱蔽性強(qiáng)等特點(diǎn)于一身，能夠執(zhí)行警戒偵查、突防作戰(zhàn)、通信中繼或資源勘探、水質(zhì)監(jiān)測(cè)、海難搜救等任務(wù)，在軍事和民事領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。

跨介質(zhì)飛行器的設(shè)計(jì)需要兼顧空水兩種介質(zhì)中的航行性能，同時(shí)重點(diǎn)關(guān)注介質(zhì)跨越性能?，F(xiàn)有介質(zhì)跨越方式包括“浮于水面-浮力調(diào)節(jié)”的慢速跨越和直接快速跨越。戰(zhàn)場(chǎng)打擊武器更多采用直接快速跨越，其設(shè)計(jì)需同時(shí)滿足空中增升減阻、水下減阻耐壓以及介質(zhì)跨越過程增穩(wěn)等要求。

20 世紀(jì)30年代，前蘇聯(lián)提出飛行潛艇LPL的設(shè)想，隨后英美等發(fā)達(dá)國(guó)家也開始進(jìn)行跨介質(zhì)飛行器的研究，但相關(guān)項(xiàng)目均因當(dāng)時(shí)科技水平限制而擱淺。近年來，緊跟無人系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展的潮流，人們將研究的重心轉(zhuǎn)向難度相對(duì)較低的無人跨介質(zhì)飛行器上，取得了一些研究進(jìn)展。Yang 等[1]設(shè)計(jì)了一款仿鰹鳥跨介質(zhì)飛行器，該飛行器采用濺落方式入水，入水前機(jī)翼后折，出水時(shí)先利用機(jī)身前部的氣囊調(diào)整飛行器姿態(tài)，再由頭部的螺旋槳將其拉出水面。Weisler 等[2]設(shè)計(jì)了一款名為EagleRay 的跨介質(zhì)固定翼飛行器，EagleRay 采用滑落方式水上降落，出水時(shí)調(diào)整姿態(tài)至豎直狀態(tài)，垂直爬升出水。Siddall 等[3]設(shè)計(jì)了一款跨介質(zhì)飛行器AquaMAV，AquaMAV 具有可折疊機(jī)翼，采用濺落方式入水，出水時(shí)利用自身攜帶的高壓氣體實(shí)現(xiàn)噴水助推。Zufferey 等[4]設(shè)計(jì)了一款跨介質(zhì)三角翼飛行器，該飛行器出水時(shí)以自身攜帶的碳化鈣為原料，通過化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生高壓氣體實(shí)現(xiàn)噴水助推，具備多次水-空介質(zhì)跨越的能力。Moore 等[5]設(shè)計(jì)了一款跨介質(zhì)三角翼飛行器，該飛行器能夠僅由一副空氣螺旋槳推進(jìn)，從水下開始加速，利用自身慣性出水。Rockenbauer 等[6]設(shè)計(jì)了一款具有可折疊機(jī)翼的跨介質(zhì)飛行器Dipper，Dipper 僅有一個(gè)主推進(jìn)電機(jī)，通過離合器系統(tǒng)控制動(dòng)力傳輸路線的切換，實(shí)現(xiàn)空中和水下兩副螺旋槳的驅(qū)動(dòng)。

仿生學(xué)在航空航天等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景[7]。相較于傳統(tǒng)仿生設(shè)計(jì)，組合仿生能夠突破單種生物的生理局限，將多種生物的優(yōu)勢(shì)結(jié)合起來，從而獲得性能更加全面的產(chǎn)品。翠鳥因其特殊的頭部外形而具有優(yōu)良的出入水性能[8]，龍虱因其特殊的身體外形而具有出色的水動(dòng)性能[9]，通過組合仿生將翠鳥的頭部和龍虱的身體結(jié)合，有望獲得適應(yīng)空水兩種介質(zhì)的流體動(dòng)力外形。同時(shí)，為了兼顧空中和水下兩種環(huán)境中的航行性能，需進(jìn)一步加強(qiáng)變體機(jī)翼的設(shè)計(jì)。

本文針對(duì)已有采用濺落方式入水的跨介質(zhì)固定翼飛行器存在的機(jī)翼變構(gòu)能力弱、氣/水動(dòng)性能尚有提升空間等問題，結(jié)合仿生學(xué)的設(shè)計(jì)理念，提出了一種跨介質(zhì)飛行器，并進(jìn)行了組合仿生、變體機(jī)翼和動(dòng)力系統(tǒng)的具體方案設(shè)計(jì)。為進(jìn)一步探究組合仿生飛行器的特點(diǎn)，通過數(shù)值仿真方法完成了空中飛行狀態(tài)下氣動(dòng)特性分析和介質(zhì)跨越過程流固耦合特性分析。

2 總體方案設(shè)計(jì)

2.1 組合仿生設(shè)計(jì)

本文所提出的跨介質(zhì)飛行器采用常規(guī)布局，尾翼采用全動(dòng)式V 形尾翼，機(jī)身外形參考吳正陽(yáng)等[10]提出的設(shè)計(jì)方案，采用翠鳥頭部和龍虱身體拼合而成。機(jī)長(zhǎng)1.4 m，翼展1.8 m，展弦比8.6，最大起飛重量4 kg。最大空中飛行速度25 m/s，最大水下航行速度1.5 m/s，最大下潛深度10 m。飛行器的三視圖如圖1所示。

圖1 飛行器三視圖Fig.1 Three view of aircraft

2.2 可變形機(jī)翼設(shè)計(jì)

鳥類憑借其翅膀的特殊構(gòu)造，能夠在滑行過程中通過主動(dòng)和被動(dòng)改變翅膀的形狀來適應(yīng)多種工況，具有優(yōu)異的飛行性能[11-13]。本文以鳥類翅翼為仿生對(duì)象，為跨介質(zhì)飛行器設(shè)計(jì)剛?cè)峤Y(jié)合且能夠進(jìn)行復(fù)雜變構(gòu)型的仿生變體機(jī)翼，在滿足入水前機(jī)翼后折需求的同時(shí)大幅提升飛行性能。

2.2.1 機(jī)翼構(gòu)型設(shè)計(jì)需求

鰹鳥是一種具有跨介質(zhì)飛行能力的大型海鳥，為充分利用仿生變體機(jī)翼的復(fù)雜變構(gòu)能力，本文參照鰹鳥的飛行過程，設(shè)計(jì)了O 型、M 型、U 型、W 型、V 型和I 型6 種典型構(gòu)型，作為本文所提出跨介質(zhì)飛行器的變構(gòu)型方案。6 種典型構(gòu)型的參數(shù)、模型、原型及用途如表1所示。

表1 6 種典型構(gòu)型Table 1 Six typical configurations

本文所提出的跨介質(zhì)飛行器在空中飛行時(shí)，飛行器能夠通過機(jī)翼的主動(dòng)變構(gòu)型和羽毛的被動(dòng)柔性變形適應(yīng)多種工況，獲得更好的飛行性能；入水前，飛行器最大限度地向后折疊機(jī)翼，減小入水過程中的阻力和提高入水過程中的姿態(tài)穩(wěn)定性。在水中航行時(shí)，飛行器保持機(jī)翼后折的狀態(tài)，減小航行阻力和避免升力冗余；水上起飛時(shí)，飛行器上浮至水面，機(jī)翼完全展開，采用滑跑方式起飛。本文提出的跨介質(zhì)飛行器的運(yùn)行流程如圖2所示。

圖2 跨介質(zhì)飛行器運(yùn)行流程圖Fig.2 Trans-media vehicle operation flow chart

2.2.2 基于仿生學(xué)的變形機(jī)翼設(shè)計(jì)

機(jī)翼整體布局如圖3所示，單側(cè)機(jī)翼由內(nèi)到外可分為翼根、翼中和翼梢三段。已有鳥翼相關(guān)研究表明，前緣半徑較小、最大厚度位置靠近后緣且線性曲率變化較慢的翼型具有較優(yōu)的氣動(dòng)特性[14]，同時(shí)考慮到鳥翼具有從根部至梢部橫截面厚度和彎度逐漸減小的特點(diǎn)，本文選擇BE8456D、BE6356B 和E63(4.25%)分別作為翼根、翼中和翼梢的翼型。

圖3 機(jī)翼整體布局Fig.3 Overall layout of wing

翼根的構(gòu)造如圖4所示。翼根前部的主體機(jī)構(gòu)為平行四邊形機(jī)構(gòu)，翼梁、桁條和羽毛插板為橫向連桿，翼肋為縱向連桿，各橫向連桿與各縱向連桿鉸接。翼根后部為多根柔性的羽毛，以鉸接的方式安裝于翼根前部的羽毛插板上，各羽毛的根部用彈性繩索串連，彈性繩索兩端固定在翼肋上。翼根前部的平行四邊形機(jī)構(gòu)發(fā)生剪切變形時(shí)，通過彈性繩索帶動(dòng)羽毛插板上的羽毛產(chǎn)生相對(duì)旋轉(zhuǎn)，使每根羽毛的指向與翼肋保持一致，從而實(shí)現(xiàn)整個(gè)翼根的剪切變形，達(dá)到改變掠角的效果。相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置為多根形狀記憶合金彈簧，每根形狀記憶合金彈簧布置于翼根前部平行四邊形機(jī)構(gòu)的對(duì)角線上，兩端與翼梁固連。按所處對(duì)角線方向的不同將形狀記憶合金彈簧分為A、B兩組，若A 組形狀記憶合金彈簧通電升溫收縮，則帶動(dòng)翼根前部平行四邊形機(jī)構(gòu)向后方剪切變形，進(jìn)而拉伸B 組形狀記憶合金彈簧。若B 組形狀記憶合金彈簧通電升溫收縮，則產(chǎn)生相反的效果，實(shí)現(xiàn)翼根-45°～45°范圍內(nèi)變后掠角的驅(qū)動(dòng)。采用形狀記憶合金彈簧作為驅(qū)動(dòng)裝置，能夠大幅降低驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的體積和重量，為機(jī)翼的復(fù)雜變構(gòu)提供便利。

圖4 翼根的構(gòu)造Fig.4 Wing root structure

翼中的構(gòu)造與翼根類似，翼中同樣通過控制形狀記憶合金彈簧的通斷電，實(shí)現(xiàn)-45°～45°范圍內(nèi)后掠角的改變。翼根和翼中之間通過柔性鉸鏈連接，如圖5所示，翼中和翼梢能夠繞y軸旋轉(zhuǎn)，達(dá)到改變反角的效果。相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置為多根形狀記憶合金彈簧，布置于翼根和翼中之間的空隙中，形狀記憶合金彈簧兩端固連在翼肋的上下邊緣。若位于上邊緣的形狀記憶合金彈簧通電升溫收縮，則帶動(dòng)翼中和翼梢向上旋轉(zhuǎn)，增大上反角，進(jìn)而拉伸位于下邊緣的形狀記憶合金彈簧。若位于下邊緣的形狀記憶合金彈簧通電升溫收縮則將產(chǎn)生相反的效果，實(shí)現(xiàn)翼中和翼梢-20°～20°范圍內(nèi)變上反角的驅(qū)動(dòng)。

圖5 翼根-翼中連接處構(gòu)造Fig.5 Structure of root-middle connection

翼梢的構(gòu)造參考Ajanic 等[15]提出的方案，主要包括翼梢主板、羽毛和翼型薄殼，如圖6所示。翼梢主板與翼中的外側(cè)翼肋鉸接。多根柔性羽毛安裝于翼梢主板上。其中，最靠外側(cè)的羽毛與翼梢主板固連，其余內(nèi)側(cè)的羽毛與翼梢主板鉸接，并由一根彈性繩索將它們的根部串連。彈性繩索一端連接至最靠外側(cè)的羽毛上，一端連接至翼中最靠外側(cè)的翼肋上。翼型薄殼套在翼梢主板上，用于維持翼梢的氣動(dòng)外形。翼梢主板能夠繞z軸旋轉(zhuǎn)，并通過彈性繩索帶動(dòng)羽毛旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)翼梢的收起和展開，達(dá)到改變掠角的效果。相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置為伸縮桿。伸縮桿一端與翼中最靠外側(cè)的翼肋鉸接，一端與翼梢主板鉸接。伸縮桿內(nèi)部裝有一根始終處于壓縮狀態(tài)的普通彈簧，使得伸縮桿始終具有伸長(zhǎng)的趨勢(shì)。伸縮桿外部設(shè)有一根形狀記憶合金彈簧，連接伸縮桿首尾兩端。形狀記憶合金彈簧通電升溫收縮，帶動(dòng)伸縮桿收縮，進(jìn)而使翼梢主板向內(nèi)側(cè)旋轉(zhuǎn)，形狀記憶合金彈簧斷電降溫后拉力減小，伸縮桿及形狀記憶合金彈簧在普通彈簧的作用下伸長(zhǎng)，進(jìn)而使翼梢主板向外側(cè)旋轉(zhuǎn)，由此實(shí)現(xiàn)翼梢0°～45°范圍內(nèi)變后掠角的驅(qū)動(dòng)。通過控制機(jī)翼左右兩側(cè)的翼梢收起或展開程度不同，即控制兩側(cè)的翼梢差動(dòng)，能夠?qū)崿F(xiàn)副翼的操縱效果。

圖6 翼梢構(gòu)造Fig.6 Wingtip structure

整個(gè)機(jī)翼通過機(jī)翼安裝平臺(tái)與機(jī)身連接，如圖7所示，翼根的兩根翼梁與機(jī)翼安裝平臺(tái)鉸接，翼根能夠相對(duì)機(jī)翼安裝平臺(tái)剪切變形；機(jī)翼安裝平臺(tái)與機(jī)身鉸接，能夠在舵機(jī)的驅(qū)動(dòng)下旋轉(zhuǎn)，進(jìn)而帶動(dòng)整個(gè)機(jī)翼向后旋轉(zhuǎn)，提高機(jī)翼后折的幅度。圖8為翼根變45°后掠角、翼中變45°后掠角、翼梢變45°后掠角和機(jī)翼整體向后旋轉(zhuǎn)30°時(shí)機(jī)翼的俯視示意圖。

圖7 機(jī)翼安裝平臺(tái)構(gòu)造Fig.7 Construction of wing installation platform

圖8 機(jī)翼的一種構(gòu)型Fig.8 A configuration of wing

整個(gè)機(jī)翼除關(guān)鍵電氣設(shè)備外不做密閉和防水處理，當(dāng)跨介質(zhì)飛行器入水后，機(jī)翼的內(nèi)部空間能夠迅速被水充滿，簡(jiǎn)單便捷地實(shí)現(xiàn)飛行器自身平均密度的快速改變，滿足跨介質(zhì)飛行器水下航行對(duì)自身平均密度的要求。

2.2.3 柔性蒙皮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

蒙皮作為維持氣動(dòng)外形的構(gòu)件，在機(jī)翼結(jié)構(gòu)中不可或缺。由于翼根和翼中的前部需要進(jìn)行剪切變形，故傳統(tǒng)剛性蒙皮不再適用，本文采用柔性蒙皮方案，其設(shè)計(jì)要求為：

（1）氣動(dòng)表面光滑連續(xù)；

（2）能夠承受氣動(dòng)載荷，具有足夠的面外剛度；

（3）面內(nèi)剪切模量盡可能小，以降低機(jī)翼剪切變形驅(qū)動(dòng)裝置的功耗；

（4）最大剪切變形角度能夠達(dá)到45°，并且不出現(xiàn)褶皺。

綜合考慮上述要求，本文采用Olympio 等[16]提出的蜂窩夾心式柔性蒙皮方案，如圖9所示。其中，表皮材料采用承載能力強(qiáng)且抗撕裂性能優(yōu)異的纖維增強(qiáng)硅橡膠，蜂窩夾心層采用Olympio等[17]提出的適用于剪切變形的余弦蜂窩結(jié)構(gòu)，這種蜂窩結(jié)構(gòu)的單元縱橫比較大，具有較小的面內(nèi)剪切剛度，同時(shí)能夠在柔性蒙皮變形較大時(shí)改善表皮中的應(yīng)力分布。此外，采用波紋蒙皮覆蓋翼根-翼中和翼中-翼梢之間的縫隙，在允許機(jī)翼各翼段相對(duì)運(yùn)動(dòng)的前提下維持機(jī)翼的氣動(dòng)外形，減小氣動(dòng)損失。

圖9 余弦蜂窩夾心式柔性蒙皮Fig.9 Cosine honeycomb sandwich flexible skin

2.2.4 機(jī)翼重量估算

對(duì)本文機(jī)翼設(shè)計(jì)方案進(jìn)行重量估算，并與傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方案對(duì)比，如表2所示。結(jié)果表明，引入形狀記憶合金的驅(qū)動(dòng)方案較傳統(tǒng)舵機(jī)拉桿方案減重12.5%；機(jī)翼后部用羽毛代替的方案與傳統(tǒng)蒙皮骨架方案相比，骨架結(jié)構(gòu)減重25.4%；機(jī)翼總重較傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方案減重14.7%。可見本文所提出的機(jī)翼設(shè)計(jì)方案更為輕質(zhì)高效。

2.3 動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)

為適應(yīng)空中和水下兩種工作環(huán)境，本文為跨介質(zhì)飛行器設(shè)計(jì)了適用于空中推進(jìn)和水下推進(jìn)的兩套推進(jìn)裝置。空中推進(jìn)裝置采用傳統(tǒng)電機(jī)螺旋槳推進(jìn)器，安裝于V 形尾翼的兩翼面中間?？紤]到空中推進(jìn)裝置在水下并不工作，突出的槳葉反而會(huì)增大航行阻力，本文采用可折疊式螺旋槳。在跨介質(zhì)飛行器入水后，槳葉在水流作用下自然后折，從而降低航行阻力。水下推進(jìn)裝置采用電動(dòng)涵道螺旋槳推進(jìn)器，安裝于機(jī)身內(nèi)部，如圖10所示。涵道貫穿整個(gè)機(jī)身，其入口位于機(jī)身頸部，出口位于機(jī)身尾部。與機(jī)翼內(nèi)部空間類似，涵道被水充滿后也會(huì)改變飛行器自身平均密度，以滿足水下航行的要求。涵道入口處設(shè)有擋板，跨介質(zhì)飛行器在空中飛行時(shí)擋板關(guān)閉，避免涵道對(duì)氣動(dòng)外形造成影響，入水后擋板自動(dòng)開啟，水下推進(jìn)裝置開始工作。

圖10 水下動(dòng)力系統(tǒng)剖視圖Fig.10 Profile of underwater power system

跨介質(zhì)飛行器采用水上滑跑起飛的方式出水，為克服水上滑跑起飛時(shí)水動(dòng)阻力和自重增加等不利因素，設(shè)計(jì)了輔助起飛裝置，如圖11所示。輔助起飛裝置包括高壓氣瓶和氣囊，高壓氣瓶位于機(jī)身內(nèi)部，氣囊附于機(jī)身的腹部?jī)蓚?cè)，氣囊的后部設(shè)有噴氣口。飛行器在空中飛行和水下航行時(shí)氣囊處于未充氣狀態(tài)，緊貼于機(jī)身，不影響飛行器的流體動(dòng)力外形。當(dāng)飛行器從水上起飛時(shí)，高壓氣瓶向氣囊充氣。充滿氣的氣囊附著于機(jī)腹兩側(cè)，不僅可以為飛行器提供額外的浮力，從而減少吃水深度，促進(jìn)機(jī)體排水，還可以減小滑行阻力，提高起飛過程中的姿態(tài)穩(wěn)定性。在高壓氣瓶向氣囊充氣的同時(shí)，氣囊尾部的噴氣口也不斷向后噴氣，這不僅可以為飛行器提供額外的推力，還可以平衡空中推進(jìn)裝置推力偏心引起的低頭力矩。在輔助起飛裝置的支持下，飛行器從水上起飛的難度大大降低。

圖11 輔助起飛裝置Fig.11 Auxiliary takeoff device

3 氣動(dòng)特性分析

為驗(yàn)證氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的合理性，本文采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）方法，利用Fluent 軟件對(duì)6 種典型構(gòu)型進(jìn)行整機(jī)氣動(dòng)特性分析。相比于傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)，CFD方法具有實(shí)驗(yàn)周期短、成本低等優(yōu)點(diǎn)，是流體動(dòng)力學(xué)分析的重要工具之一，其核心思想是將控制方程離散化，求解離散化后的控制方程，得到各物理量分布情況。

3.1 前處理及求解設(shè)置

考慮到幾何模型具有對(duì)稱性，為減少計(jì)算量，本文采用半模型進(jìn)行仿真計(jì)算，整個(gè)計(jì)算域的大小約為飛行器的10 倍，如圖12所示。為保證外邊界在不同來流角度下都不會(huì)對(duì)計(jì)算結(jié)果造成影響，流場(chǎng)的上下兩面與水平面之間設(shè)有一定角度。在飛行器壁面附近設(shè)置局部加密，劃分多面體-六面體核心（Poly-Hexcore）網(wǎng)格。進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)后，確定網(wǎng)格數(shù)量約為63 萬。設(shè)置來流速度為10 m/s 和20 m/s，來流角度（即攻角）為-20°～20°，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε 湍流模型和coupled 方法進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算。

圖12 氣動(dòng)分析計(jì)算模型示意圖Fig.12 Schematic diagram of aerodynamic analysis calculation model

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算方法的可靠性，對(duì)翼型為NACA6409 的三維機(jī)翼進(jìn)行氣動(dòng)分析，將獲得的升力系數(shù)曲線與文獻(xiàn)[18]對(duì)比，如圖13所示。仿真結(jié)果與文獻(xiàn)結(jié)果吻合良好，說明數(shù)值計(jì)算方法可信。

圖13 NACA6409 的升力系數(shù)曲線Fig.13 Lift coefficient curve of NACA6409

3.2 跨介質(zhì)飛行器空中飛行性能研究

6 種典型構(gòu)型在10 m/s 和20 m/s 來流速度下的部分氣動(dòng)系數(shù)如表3所示。各個(gè)構(gòu)型在10 m/s和20 m/s 速度下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比和俯仰力矩系數(shù)幾乎相同，故可認(rèn)為在低速情況下，雷諾數(shù)對(duì)飛行器的氣動(dòng)特性影響很小，本文在后續(xù)內(nèi)容中主要研究20 m/s 來流速度下的情況。

表3 10 m/s 和20 m/s 來流速度下的部分氣動(dòng)系數(shù)Table 3 Partial aerodynamic coefficients at 10 m/s and 20 m/s inflow velocities

6 種典型構(gòu)型在20 m/s 來流速度下的升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線、升阻比曲線和俯仰力矩系數(shù)曲線如圖14(a)、(b)、(c)、(d)所示。O 型、U 型和M 型這3 種無后掠角構(gòu)型的升力系數(shù)相比于其他3 種構(gòu)型較大，上反角更大的U 型與O 型相比最大升力系數(shù)提高3.8%，后掠角最大、升力面最小的I 型升力系數(shù)最小，零攻角時(shí)僅有0.03；翼展較小的W 型、后掠角較大的I 型和V 型具有較低的阻力系數(shù)，后掠角最大的I 型在正攻角下的阻力系數(shù)大幅低于其他構(gòu)型，最小阻力系數(shù)僅為O 型的51.1%；O 型、U 型和M 型這3 種無后掠角構(gòu)型具有較好的升阻比特性，并且在零攻角附近達(dá)到最大升阻比，具有下反角的M 型與U型相比最大升阻比提高3.1%；除V 型以外，所有構(gòu)型的俯仰力矩系數(shù)曲線斜率均為負(fù)值，表明它們都具有縱向靜穩(wěn)定性，后掠角最大的I 型具有最強(qiáng)的縱向靜穩(wěn)定性，V 型的俯仰力矩系數(shù)曲線存在一個(gè)明顯的勺型區(qū)，V 型在勺型區(qū)附近具有中立靜穩(wěn)定性。

圖14 6 種構(gòu)型的氣動(dòng)分析結(jié)果Fig.14 Aerodynamic analysis results of six configurations

綜上所述可得出如下結(jié)論：O 型、U 型和M型均可用于巡航飛行，其中，U 型由于具有較大的升力系數(shù)，更適合負(fù)載較大的場(chǎng)合，M 型由于具有較大的升阻比，最適合巡航飛行；W 型和V型適于俯沖過程，而I 型由于具有最小的阻力系數(shù)，是入水及水下潛航階段的最佳構(gòu)型。因此所設(shè)計(jì)的變構(gòu)型方案具有合理性。

為探究組合仿生機(jī)身對(duì)整機(jī)氣動(dòng)特性的影響，對(duì)O 型進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，與傳統(tǒng)流線型機(jī)身方案的整機(jī)數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖15所示。相比于傳統(tǒng)流線型機(jī)身，組合仿生機(jī)身雖然使整機(jī)升力系數(shù)有所降低，但在小攻角和正攻角下，組合仿生機(jī)身的整機(jī)阻力系數(shù)更小，并且升阻比更大。在零攻角處，組合仿生機(jī)身使整機(jī)阻力系數(shù)降低13.1%，升阻比提高2.8%。因此，組合仿生機(jī)身對(duì)提高整機(jī)氣動(dòng)性能具有積極作用。

圖15 不同機(jī)身的氣動(dòng)分析結(jié)果對(duì)比Fig.15 Comparison of aerodynamic analysis results between different fuselages

4 入水流固耦合特性分析

4.1 前處理及求解設(shè)置

跨介質(zhì)飛行器在入水階段采用I 型構(gòu)型，考慮到幾何模型具有對(duì)稱性，為減少計(jì)算量，本文采用半模型進(jìn)行仿真計(jì)算，計(jì)算域示意圖如圖16所示。數(shù)值計(jì)算方法參照文獻(xiàn)[19]構(gòu)建。采用重疊網(wǎng)格（overset）技術(shù)實(shí)現(xiàn)飛行器壁面與流體域的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，其中，部件網(wǎng)格區(qū)域?yàn)橐粋€(gè)包裹飛行器的長(zhǎng)方體計(jì)算域，背景網(wǎng)格區(qū)域?yàn)橐粋€(gè)覆蓋整個(gè)流體域的長(zhǎng)方體計(jì)算域。與傳統(tǒng)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)相比，overset 技術(shù)只需要?jiǎng)h除無效的網(wǎng)格即可完成網(wǎng)格的更新，因而可以避免網(wǎng)格重構(gòu)造成網(wǎng)格質(zhì)量下降甚至出現(xiàn)負(fù)體積等問題。在飛行器壁面附近設(shè)置局部加密，對(duì)背景域劃分切割體（CutCell）網(wǎng)格，對(duì)部件域劃分多面體網(wǎng)格，進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)后確定網(wǎng)格數(shù)量約為410 萬。設(shè)置入水初速度為20 m/s，入水初始俯仰角為-90°～-60°，采用流體體積（volume of fluid，VOF）多相流模型、SST k-ω 湍流模型和coupled 方法，設(shè)置時(shí)間步長(zhǎng)為3×10-4s，進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算。

圖16 流固耦合計(jì)算模型示意圖Fig.16 Schematic diagram of fluid-solid coupling calculation model

4.2 結(jié)果分析

跨介質(zhì)飛行器以-90°初始俯仰角入水，0.05 s后飛行器表面的壓力云圖如圖17所示。①（頭部尖端）、②③（機(jī)身截面積變化率較大處）和④⑤（機(jī)翼棱角附近）處所受壓力較大，最大壓力為1.58×105Pa，上述位置在設(shè)計(jì)時(shí)需考慮對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強(qiáng)。在本文的后續(xù)內(nèi)容中，編號(hào)①、②、③、④、⑤均指圖17中相應(yīng)位置。

圖17 -90°初始俯仰角入水0.05 s 后的壓力云圖Fig.17 Pressure nephogram after 0.05 s when initial pitching angle is -90°

為進(jìn)一步研究初始俯仰角對(duì)飛行器入水過程中表面壓力的影響，繪制飛行器表面壓力最大值隨時(shí)間變化的曲線，如圖18所示。表面壓力最大值曲線在0.024 s 附近出現(xiàn)峰值，對(duì)應(yīng)③處觸水時(shí)表面壓力的突增；初始俯仰角的絕對(duì)值越小，峰值越大， -90° 初始俯仰角入水時(shí)峰值為213.2 kPa，較-60°初始俯仰角減小13.0%。除峰值附近，表面壓力最大值均出現(xiàn)在①處，且對(duì)初始俯仰角不敏感。

圖18 表面壓力最大值曲線圖Fig.18 Curve of maximum surface pressure

飛行器以-90°、-75°和-60°初始俯仰角入水時(shí)的過載曲線如圖19所示。飛行器以-90°和-75°初始俯仰角入水時(shí)最大過載超過12，以-60°初始俯仰角入水時(shí)的最大過載為11.4，較前兩者減少7.4%；當(dāng)初始俯仰角為-90°時(shí)，過載曲線僅有0.016 s 和0.037 s 附近兩處局部峰值，分別對(duì)應(yīng)②和④處觸水；當(dāng)初始俯仰角為-75°和-60°時(shí)，過載曲線在0.027 s 附近也出現(xiàn)了局部峰值，且0.016 s 附近的局部峰值有所增大，這是由于②、③處表面與水面形成了一定的角度，接觸時(shí)產(chǎn)生了較大的相互作用力。

圖19 過載曲線圖Fig.19 Overload curve diagram

為探究組合仿生機(jī)身對(duì)整機(jī)入水特性的影響，進(jìn)行-90°初始俯仰角入水流固耦合特性分析，與傳統(tǒng)流線型機(jī)身方案的整機(jī)數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如表4所示。相比于傳統(tǒng)流線型機(jī)身，組合仿生機(jī)身使得飛行器入水過程中表面壓力最大值曲線峰值減小20.9%，最大過載減小39.4%，可見組合仿生機(jī)身在入水性能上具有顯著優(yōu)勢(shì)，較小的沖擊載荷也提高了其結(jié)構(gòu)安全性。

表4 不同機(jī)身的入水特性對(duì)比Table 4 Comparison of water entry characteristics between different fuselages

5 結(jié) 論

本文結(jié)合仿生學(xué)的設(shè)計(jì)理念，提出了一種跨介質(zhì)飛行器的設(shè)計(jì)方案，通過數(shù)值仿真方法完成了空中飛行狀態(tài)下氣動(dòng)特性分析和介質(zhì)跨越過程流固耦合特性分析，得出了以下結(jié)論：

（1）所提出的跨介質(zhì)飛行器具有仿生變體機(jī)翼和輔助起飛裝置。其中，仿生變體機(jī)翼剛?cè)峤Y(jié)合并能夠進(jìn)行復(fù)雜變構(gòu)型，且較傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方案減重14.7%，輔助起飛裝置能夠大幅降低水上滑跑起飛難度。通過在機(jī)翼內(nèi)部預(yù)留空間和將水下推進(jìn)裝置的涵道設(shè)于機(jī)身內(nèi)部，避免了飛行器平均密度過小不利于下潛的問題。

（2）6 種仿照鰹鳥飛行過程設(shè)計(jì)的變構(gòu)方案能夠適應(yīng)多種飛行工況。翠鳥-龍虱組合仿生機(jī)身方案與傳統(tǒng)流線型機(jī)身方案相比，整機(jī)阻力系數(shù)減小13.1%，升阻比提高2.8%，組合仿生方案對(duì)提高整機(jī)氣動(dòng)性能具有積極作用。

（3）流固耦合特性分析結(jié)果指出了跨介質(zhì)飛行器在入水過程中表面壓力較大的位置。飛行器以-90°初始俯仰角入水時(shí)的表面壓力最大值曲線峰值最小，為213.2 kPa；以-60°初始俯仰角入水時(shí)最大過載最小，為11.4。組合仿生機(jī)身方案與傳統(tǒng)流線型機(jī)身方案相比，表面壓力最大值曲線峰值減小20.9%，最大過載減小39.4%，組合仿生方案可提高跨介質(zhì)飛行器入水性能和結(jié)構(gòu)安全性。