一種多段機(jī)翼水面起降地效無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性

摘" 要：""" ""為改善水面起降性能和氣動(dòng)性能， 基于船身式機(jī)身、 多段機(jī)翼和T尾融合設(shè)計(jì)思路， 提出并設(shè)計(jì)了一種新型仿生式多段機(jī)翼地效無(wú)人機(jī)方案， 采用N-S方程和K-Ω-SST湍流模型， 詳細(xì)研究了該型無(wú)人機(jī)在不同狀態(tài)下的壓力云圖、 壓力系數(shù)及升阻特性。 仿真結(jié)果表明， 地效作用隨離水高度的增加而減小， 離水高度與平均幾何弦長(zhǎng)之比（高度弦長(zhǎng)比H/c）接近1時(shí)， 地效作用較為顯著， 無(wú)人機(jī)在離水高度0.2 m時(shí)， 升力系數(shù)、 升阻比分別提升21.91%和40.37%， 阻力系數(shù)降低15.22%； 對(duì)提出的多段機(jī)翼布局， 地效飛行主要影響下表面壓力系數(shù)和壓力云圖， 下表面壓力系數(shù)展向上由內(nèi)向外正壓增幅逐漸減小， 弦向上前后緣附近壓力系數(shù)較小， 結(jié)合壓力云圖分析， 地效對(duì)升力增幅的影響主要集中在中段和內(nèi)段機(jī)翼下方區(qū)域； 地效飛行可明顯提高升力線斜率（H/c為1時(shí)提高了8.89%）， 迎角增加時(shí)升力系數(shù)增幅和阻力系數(shù)降幅均逐漸變大， 升阻比增幅（H/c為1）在迎角2°后均達(dá)到26%以上； 通過(guò)驗(yàn)證機(jī)的多輪水面起降和有、 無(wú)地效飛行試驗(yàn)， 證明設(shè)計(jì)方案具有優(yōu)秀的氣動(dòng)性能和飛行性能， 可為水質(zhì)檢測(cè)、 水面地效運(yùn)輸、 搜救偵察等提供應(yīng)用平臺(tái)。

關(guān)鍵詞："""" 多段機(jī)翼； 水面起降； 氣動(dòng)性能； 無(wú)人機(jī)； 地面效應(yīng)； 船身式

中圖分類號(hào)："""" V221;TJ760

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：""" A

文章編號(hào)："""" 1673-5048（2024）03-0119-10

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0154

引用格式： 劉戰(zhàn)合， 夏陸林， 馬云鵬， 等. 一種多段機(jī)翼水面起降地效無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性［ J］. 航空兵器， 2024， 31（ 3）： 119-128.

Liu Zhanhe，" Xia Lulin，" Ma Yunpeng，" et al. Aerodynamic Characteristics of UVA Taking Off and Landing from Water Surface with Multi-Segment Wing in Ground Effect ［ J］. Aero Weaponry， 2024， 31（ 3）： 119-128.（ in Chinese）

0" 引" 言

水面起降地效飛行器在偵察監(jiān)視、 掃雷反潛、 島鏈物資運(yùn)輸、 山林滅火等領(lǐng)域有較大應(yīng)用前景［1-3］， 也是飛行器設(shè)計(jì)的重要研究方向， 該類飛行器主要利用地面或水面附近飛行時(shí)的地面效應(yīng)改善升阻特性［4-5］， 利于氣動(dòng)性能、 載重能力、 水面任務(wù)能力的綜合提升。 多數(shù)地效飛行器（無(wú)人機(jī)）采用水面起降方式， 從水面凈浮力產(chǎn)生角度看， 包含兩種設(shè)計(jì)方式： 一是浮筒式設(shè)計(jì)［6］， 多用于輕型飛機(jī)、 通航飛機(jī)或氣動(dòng)性能要求不高的方案； 二是船身式設(shè)計(jì)［7-8］， 多用于重型飛行器或氣動(dòng)性能要求較高的方案設(shè)計(jì)。

飛行器翼型設(shè)計(jì)、 機(jī)翼設(shè)計(jì)、 總體布局型式等對(duì)地效飛行狀態(tài)升阻性能有較大影響。 為改善地效飛行器氣動(dòng)性能、 水面滑行穩(wěn)定性等， 已有文獻(xiàn)采用N-S方程［9-10］和風(fēng)洞試驗(yàn)［11-12］研究了多段翼型［13］、 不同翼型（如NACA4412［9-10， 14-15］、 RAE2822［15］）在不同地效飛行速度、 飛行狀態(tài)的升阻特性和壓力云圖等， 并分析了地效作用產(chǎn)生的流動(dòng)機(jī)理； 以此為基礎(chǔ)， 進(jìn)一步研究了不同波浪條件下的繞翼型、 機(jī)翼地效氣動(dòng)特性及改進(jìn)措施［11， 16-17］。 從機(jī)翼設(shè)計(jì)看， 數(shù)值研究和試驗(yàn)研究均表明， 采用翼尖端板［18］、 帆片［19］、 三維多段機(jī)翼［20］（沿弦向）等均可有效提升地面效應(yīng)飛行的氣動(dòng)性能， 多段機(jī)翼可分為沿弦向分布和沿展向分布兩種方式， 沿弦向分布的本質(zhì)是機(jī)翼采用多段翼型［20］。 地效飛行器總體布局［21］、 總體設(shè)計(jì)參數(shù)、 氣動(dòng)外形［22-23］等對(duì)地效飛行氣動(dòng)性能有較大作用， 也是影響地效飛行器水面高速滑行穩(wěn)定性［24-25］、 起飛降落過(guò)程穩(wěn)定性的重要因素［26-28］， 滿足水面滑行、 地效飛行、 空中巡航等綜合性能的新概念地效無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)和機(jī)理研究成為重要發(fā)展方向。

可以看出， 以上研究重點(diǎn)關(guān)注翼型選擇和氣動(dòng)特性分析， 針對(duì)地面效應(yīng)設(shè)計(jì)的新型機(jī)翼尤其是新概念總體

收稿日期： 2023-08-11

基金項(xiàng)目： 國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（11702255）； 河南省科技攻關(guān)計(jì)劃（242102220040; 242102220052； 232102220029）

*作者簡(jiǎn)介： 劉戰(zhàn)合（1977-）， 男， 陜西富平人， 副教授， 博士。

布局的氣動(dòng)特性研究較少。 參考海鷗、 鵜鶘等水面棲息鳥(niǎo)類鳥(niǎo)翼結(jié)構(gòu)外形， 提出一種沿展向分布的仿生式多段機(jī)翼、 T形尾翼的地效無(wú)人機(jī)總體布局， 與船身式機(jī)身融合， 解決水面起降、 地效飛行和空中巡航的氣動(dòng)性能優(yōu)勢(shì)平衡。 采用K-Ω-SST湍流模型和N-S方程詳細(xì)研究了不同飛行高度對(duì)地面效應(yīng)的影響、 不同狀態(tài)下的壓力云圖、 有無(wú)地面效應(yīng)的升阻特性等， 并分析了產(chǎn)生多段機(jī)翼的氣動(dòng)特性影響及產(chǎn)生機(jī)理。 為驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案的正確性， 制作了試飛驗(yàn)證機(jī)， 在水面完成了多次起降試驗(yàn)和地效飛行試驗(yàn)， 驗(yàn)證了該地效無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)方案具有優(yōu)秀的地效飛行性能， 可為新型地效飛行器設(shè)計(jì)和試驗(yàn)提供技術(shù)支撐。

1" 地效無(wú)人機(jī)總體布局

1.1" 多段機(jī)翼設(shè)計(jì)

航空兵器" 2024年第31卷第3期

劉戰(zhàn)合， 等： 一種多段機(jī)翼水面起降地效無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性

相對(duì)大型地效飛行器而言， 考慮到設(shè)計(jì)目標(biāo)幾何尺寸大小和任務(wù)需求， 巡航速度設(shè)為低速范圍（Ma=0.4）， 參考已有研究結(jié)果［9， 14］， 翼型選擇為NACA4412， 該翼型在地效飛行時(shí)具有較好的氣動(dòng)效率， 巡航迎角附近升阻比曲線較為平緩， 利于地效飛行， 相較NACA2412、 NACA5412等翼型在巡航迎角（尤其是地效飛行時(shí)）具有較好的升阻比曲線特征， 翼型下表面靜壓系數(shù)分布平緩， 利于地效飛行性能提升。 以NACA4412翼型為基準(zhǔn)翼型， 沿展向分布設(shè)計(jì)多段機(jī)翼， 依次分為內(nèi)段機(jī)翼、 中段機(jī)翼、 外段機(jī)翼， 如圖1所示。

無(wú)人機(jī)地效飛行性能與機(jī)翼平面設(shè)計(jì)參數(shù)、 構(gòu)造參數(shù)、 氣動(dòng)布局均有較大關(guān)系， 近水地效飛行時(shí)， 與水面形成的氣體通道形狀、 展向平面形狀參數(shù)在較大程度上決定了地效飛行的氣動(dòng)特性。 為提高地效飛行氣動(dòng)效率如整機(jī)升阻特性和大迎角性能， 參考水面棲息鳥(niǎo)類飛行時(shí)鳥(niǎo)翼結(jié)構(gòu)外形， 多段機(jī)翼整體上采用前掠設(shè)計(jì)， 同時(shí)結(jié)合前期地效飛行器設(shè)計(jì)、 起降試驗(yàn)研究結(jié)果， 幾何尺寸較小的地效無(wú)人機(jī)水面起降和高速滑行時(shí)， 極易受機(jī)身兩側(cè)水浪影響， 機(jī)翼后緣前掠主要是為了避免或減弱機(jī)身前體部分（斷階附近）在高速滑行中波阻力帶來(lái)的水浪飛濺至機(jī)翼， 從而提高水上飛機(jī)起降和高速滑行的方向穩(wěn)定性。 鑒于此， 機(jī)翼俯視平面設(shè)計(jì)為多段機(jī)翼， 其中內(nèi)段機(jī)翼、 中段機(jī)翼前緣后掠角較小， 中段機(jī)翼后緣采用前掠方式， 外段機(jī)翼相反， 前緣后掠而后緣無(wú)后掠角， 整機(jī)平均幾何弦長(zhǎng)為0.3 m。 設(shè)機(jī)翼半展長(zhǎng)為L(zhǎng)， 對(duì)內(nèi)段機(jī)翼主要用于與船身式機(jī)身相連并保證機(jī)翼機(jī)身連接處結(jié)構(gòu)強(qiáng)度， 前緣和后緣后掠角均為0°， 展向長(zhǎng)度為0.15L， 安裝角為3°。 中段機(jī)翼包含三部分， 依次由內(nèi)向外分為中段A、 中段B、 中段C（端板）， 中段A前緣無(wú)后掠， 后緣前掠角為40°， 展向長(zhǎng)度為0.2L； 中段B前緣前掠角為10°， 后緣前掠角與中段A相同， 展向長(zhǎng)度為0.35L， 下反角為8°， 利于實(shí)現(xiàn)地效飛行氣流封閉腔形成， 考慮到地效和非地效飛行穩(wěn)定性， 采用了較小的下反角； 中段C主要用于與外段機(jī)翼相連， 前緣和后緣的后掠角均為0°， 展向長(zhǎng)度為0.07L， 下反角為0°。 外段機(jī)翼前緣后掠角為30°， 后緣后掠角為0°， 展向長(zhǎng)度為0.23L， 上反角為12°。

多段機(jī)翼為上單翼結(jié)構(gòu)形式， 內(nèi)段機(jī)翼后緣延伸到船身后體的舭部， 機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處采用翼身融合處理， 進(jìn)一步優(yōu)化改善機(jī)身與機(jī)翼處的流場(chǎng)特性， 降低干擾阻力， 提高升阻比。 中段機(jī)翼與內(nèi)段機(jī)翼設(shè)計(jì)弦長(zhǎng)較大， 且?guī)в幸欢ǖ陌惭b角（安裝角2°）， 以提高地效飛行時(shí)的地面效應(yīng)附加升力， 改善離水、 入水升力特性； 同時(shí)， 中段機(jī)翼帶有下反與前掠角， 外段機(jī)翼上反角較大， 利于二者間端板更易靠近水面， 從而保證地效飛行時(shí)內(nèi)段機(jī)翼、 中段機(jī)翼、 船身式機(jī)身之間形成展向封閉的氣體流動(dòng)空腔， 改善地面效應(yīng)性能。 一般地， 從穩(wěn)定性角度看， 地效無(wú)人機(jī)在近水地效飛行和非地效飛行時(shí)， 較小的前掠角對(duì)機(jī)翼升阻比性能影響不大， 考慮到水面高速滑行、 近水地效飛行的穩(wěn)定性， 在中段B的前緣設(shè)計(jì)了較小的前掠角。

1.2" 船身式機(jī)身及氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

如前所述， 地效無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)需綜合考慮水面滑行、 地效飛行、 空中巡航等三種典型狀態(tài)的氣動(dòng)特性、 穩(wěn)定性、 可控性等， 設(shè)計(jì)中采用船身式機(jī)身、 T型尾翼、 常規(guī)布局氣動(dòng)型式。 船身式機(jī)身的無(wú)人機(jī)側(cè)視圖如圖2所示。

地效無(wú)人機(jī)的水面高速滑行特性、 穩(wěn)定特性及離水入水性能對(duì)無(wú)人機(jī)起降特性有重要影響。 針對(duì)該類飛行器的靜水力學(xué)特性和水動(dòng)特性研究， 黃領(lǐng)才等［3］發(fā)現(xiàn)機(jī)身底部外形結(jié)構(gòu)是影響起降和適水性的重要因素， 進(jìn)一步提出雙凹面底部形狀對(duì)高速滑行噴濺有較好的控制作用。 本文地效無(wú)人機(jī)的船身式機(jī)身底部采用分體設(shè)計(jì)， 前體底部采用了雙扇貝底面形狀， 減少水動(dòng)阻力并且減弱其噴濺強(qiáng)度， 后體底部采用了單扇貝底面形狀， 同時(shí)設(shè)置一定斷階高度， 以改善水流分離情況， 船身整體采用流線型設(shè)計(jì)， 減少空中巡航氣動(dòng)阻力。

結(jié)合地效飛行需求， 將無(wú)人機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)為多段機(jī)翼+T型尾翼的常規(guī)布局， 如圖3所示。 高置T型尾翼位于船身式機(jī)身尾部， 可減弱或避免無(wú)人機(jī)在離水、 入水過(guò)程中噴濺現(xiàn)象對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)裝置的影響， 降低無(wú)人機(jī)在水面滑行或近水飛行時(shí)的氣動(dòng)-水動(dòng)干擾， 采用雙發(fā)槳推模式， 雙槳位于多段機(jī)翼中段A靠后緣1/3弦長(zhǎng)處。

2" 氣動(dòng)性能分析研究方法

2.1" 網(wǎng)格生成及氣動(dòng)性能分析方法

一般地， 水面起降地效無(wú)人機(jī)應(yīng)兼顧無(wú)地效空中巡航、 水面地效飛行兩種任務(wù)模態(tài)。 氣動(dòng)性能仿真分析中， 流場(chǎng)基本控制方程為連續(xù)性方程、 定?？蓧豪字Z平均（RANS）N-S方程， 為提高逆壓梯度邊界層流動(dòng)和分離狀態(tài)尤其是大迎角狀態(tài)流動(dòng)的計(jì)算精度， 湍流模型采用K-Ω-SST兩方程湍流模型， 計(jì)算地效作用時(shí)， 水面設(shè)定為無(wú)滑移壁面邊界條件以模擬靜止水面狀態(tài)。

為提高多段機(jī)翼及機(jī)身的底部流動(dòng)仿真精度， 加密了無(wú)人機(jī)翼面、 機(jī)翼前后緣及機(jī)身部位網(wǎng)格， 以更好捕捉及模擬飛行器表面的流動(dòng)變化情況。 為提高計(jì)算效率， 采用半模模型生成網(wǎng)格， 無(wú)地效空中巡航狀態(tài)的模型網(wǎng)格劃分時(shí)， 對(duì)來(lái)流方向取10倍機(jī)身長(zhǎng)度（13 m）， 尾流方向取30倍左右機(jī)身長(zhǎng)度（40 m）， 其側(cè)向及上下各取10倍展長(zhǎng)（15 m）， 生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格， 其中體網(wǎng)格為四面體網(wǎng)格， 附面層網(wǎng)格為三棱柱網(wǎng)格， 網(wǎng)格數(shù)量為779萬(wàn)， 網(wǎng)格如圖4所示。

對(duì)地效巡航狀態(tài)， 無(wú)人機(jī)與地面之間的地效封閉區(qū)域（地效區(qū)）進(jìn)行局部加密， 并保證其與無(wú)人機(jī)面網(wǎng)格之間的光順過(guò)渡； 同時(shí)在地效飛行高度較低時(shí)， 改變無(wú)人機(jī)迎角， 為提高計(jì)算精度和收斂性， 避免僅修改來(lái)流迎角造成的來(lái)流在靜止水面的回流現(xiàn)象， 采用每個(gè)迎角獨(dú)立建立網(wǎng)格模型的方法， 來(lái)流方向保持水平方向不變， 即來(lái)流均設(shè)置為X軸正向來(lái)流， 實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)在不同攻角下的氣動(dòng)特性仿真， 提高計(jì)算結(jié)果精度和收斂特性， 網(wǎng)格數(shù)量為674.7萬(wàn)（俯仰角為4°）， 網(wǎng)格生成如圖5。

為分析地效飛行的氣動(dòng)性能影響規(guī)律， 研究了無(wú)人機(jī)不同離水高度下的氣動(dòng)性能尤其是升力系數(shù)、 升阻比的變化關(guān)系， 分析了不同離水高度下地效區(qū)的壓力變化特性， 結(jié)合地效飛行要求， 確定設(shè)計(jì)方案地效飛行最佳高度。 針對(duì)提出的多段機(jī)翼特點(diǎn)， 對(duì)典型的空中巡航和地效飛行兩種狀態(tài)， 結(jié)合壓力云圖變化， 研究了機(jī)翼展向、 弦向壓力系數(shù)分布特性。 根據(jù)地效無(wú)人機(jī)工作的多種模態(tài)特點(diǎn)， 分析研究了地效作用對(duì)升力系數(shù)、 阻力系數(shù)及升阻比的影響規(guī)律。 考慮到無(wú)人機(jī)飛行特點(diǎn)及總體布局設(shè)計(jì)特點(diǎn)， 巡航迎角設(shè)定為2°（升阻比最大）， 多點(diǎn)計(jì)算的迎角步長(zhǎng)為2°， 綜合采用升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比、 不同狀態(tài)的壓力云圖， 研究該布局無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性變化規(guī)律。

2.2" 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

在生成網(wǎng)格和選取網(wǎng)格數(shù)量時(shí)， 以地效飛行（離水高度為3 m）為典型分析狀態(tài)， 分別選擇網(wǎng)格數(shù)量： 226萬(wàn)、 305萬(wàn)、 349萬(wàn)、 502萬(wàn)、 674萬(wàn)、 938萬(wàn)開(kāi)展了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性分析。 網(wǎng)格生成時(shí)， 盡量保證附面層附近網(wǎng)格具有較高的精度以滿足計(jì)算收斂性和仿真結(jié)果正確性， 計(jì)算時(shí)迭代收斂殘差為： 升力為10-4， 阻力為10-5。 不同網(wǎng)格數(shù)量氣動(dòng)性能參數(shù)計(jì)算結(jié)果如表1所示。 其中， T為計(jì)算時(shí)間， N為網(wǎng)格數(shù)量， Cl為升力系數(shù)、 Cd為阻力系數(shù)、 K為升阻比。

表1可以看出， 隨著網(wǎng)格數(shù)量增加， 升力系數(shù)和阻力系數(shù)趨于穩(wěn)定， 相對(duì)938萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量來(lái)說(shuō)， 升力系數(shù)在375萬(wàn)后基本達(dá)到穩(wěn)定， 502萬(wàn)、 674萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量下的升力系數(shù)相對(duì)誤差分別為0.72%、 0.46%， 均小于1%， 具有較高的計(jì)算精度， 可視為網(wǎng)格數(shù)量影響較??； 從阻力系數(shù)和升阻比影響角度看， 表現(xiàn)出更優(yōu)的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性， 網(wǎng)格數(shù)量502萬(wàn)以上均在有較好的計(jì)算精度； 同時(shí)， 從計(jì)算時(shí)間上看， 在保證一定精度前提下， 674萬(wàn)的網(wǎng)格相對(duì)938萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量具有更低的計(jì)算時(shí)間， 為其64%， 綜合考慮到地效飛行求解的復(fù)雜性和計(jì)算效率， 計(jì)算網(wǎng)格選擇674萬(wàn)左右， 其他飛行狀態(tài)可參考此結(jié)果。

3" 離水高度對(duì)地效飛行氣動(dòng)性能影響

地效飛行時(shí)， 高度對(duì)氣動(dòng)性能的影響尤為明顯， 本文研究中高度定義為多段機(jī)翼翼根處前緣點(diǎn)位置與水面垂直距離， 參考文獻(xiàn)［9］， 定義高度弦長(zhǎng)比（離水高度與弦長(zhǎng)之比）為H/c， 不同離水高度下無(wú)人機(jī)的升力系數(shù)Cl、 阻力系數(shù)Cd、 升阻比K如表2所示。 為分析方便， 表中也給出了相對(duì)于無(wú)地效狀態(tài)， 地效飛行的升力系數(shù)增加率δCl、 阻力系數(shù)降低率δCd、 升阻比增加率δK， 其中無(wú)窮遠(yuǎn)處來(lái)流馬赫數(shù)為0.4， 雷諾數(shù)為183萬(wàn)， 迎角為4°， 空中巡航飛行（無(wú)地效飛行）時(shí)， 高度設(shè)定為1 000 m。

由表2可以看出， 離水高度對(duì)升力系數(shù)、 阻力系數(shù)和升阻比有顯著影響， 根據(jù)無(wú)人機(jī)平均幾何弦長(zhǎng)長(zhǎng)度設(shè)定離水高度研究范圍。 離水高度增加時(shí)， 升力系數(shù)逐漸減小， 離水高度0.2 m時(shí)升力系數(shù)最大， 為0.551 9， 相對(duì)無(wú)地效巡航狀態(tài)， 升力系數(shù)提高了21.91%， 高度為0.6 m和0.8 m時(shí)， 升力系數(shù)增加率為6.38%、 3.98%， 說(shuō)明地面效應(yīng)對(duì)升力的貢獻(xiàn)逐漸減小。 對(duì)阻力系數(shù)， 離水高度增加時(shí)逐漸增加， 即地面效應(yīng)對(duì)阻力系數(shù)有減小作用， 離水高度0.2 m的阻力系數(shù)減小率最大， 為15.22%； 與升力系數(shù)變化特性相同， 離水高度在0.6 m和0.8 m時(shí)阻力系數(shù)減小率變小， 即地面飛行對(duì)氣動(dòng)特性改善效果減弱。 在升力系數(shù)和阻力系數(shù)共同作用下， 可以看出， 升阻比隨離水高度增加而減小， 地效作用更加突出， 離水高度為0.2 m時(shí)升阻比增加率達(dá)40.37%， 對(duì)應(yīng)升阻比由無(wú)地效飛行的12.201 0增加至17.126 7， 同時(shí)在地效影響較小的0.6 m和0.8 m分別為10.74%和6.95%。 因此可以看出， 離水高度對(duì)地效飛行的氣動(dòng)性能有較大影響， 考慮到過(guò)低的離水高度極易引起機(jī)身尾部觸水， 增加無(wú)人機(jī)地效飛行的不穩(wěn)定性， 后續(xù)地效飛行巡航狀態(tài)選擇離水高度為0.3 m（H/c=1）， 此時(shí)升力系數(shù)（增加了13.10%）、 阻力系數(shù)（降低了9.76%）、 升阻比（增加了24.09%）均得到了較大改善， 可以滿足無(wú)人機(jī)地效飛行任務(wù)需求。

為進(jìn)一步研究離水高度的地效影響及升力系數(shù)、 阻力系數(shù)變化產(chǎn)生機(jī)理， 分析不同離水高度的壓力云圖變化特性， 分為沿機(jī)翼展向方向和來(lái)流方向（弦向方向）， 為研究方便， 對(duì)多段機(jī)翼的典型展向和弦向位置定義如圖6所示。 其中重點(diǎn)以展向位置A、 B為主， 弦向以C、 D位置為主， A位置為多段翼距內(nèi)段機(jī)翼前緣X=-0.1 m的展向剖面， B為X=-0.2 m的展向剖面， C為距離機(jī)身對(duì)稱軸Y=0.45" m位置的弦向翼剖面， D為Y=0.15 m的弦向翼剖面。

鑒于位置A涵蓋了多段機(jī)翼剖面的全部展向機(jī)翼信息， 以此位置研究展向壓力分布情況， 位置A不同離水高度的壓力云圖如圖7所示。

從圖7可以看出， 在A位置展向剖面上， 離水高度對(duì)上表面負(fù)壓影響不大， 主要影響下表面正壓分布。 壓力云圖變化呈現(xiàn)三個(gè)重要特點(diǎn)： 一是離水高度變大時(shí)， 地效影響逐漸變小， 直至消失； 二是高壓區(qū)集中出現(xiàn)在機(jī)身兩側(cè)與中段機(jī)翼形成的狹小區(qū)域； 三是次高壓區(qū)集中在多段機(jī)翼與水面形成的較大地效區(qū)域。 具體來(lái)看， 離水高度為0.2 m時(shí)， 多段機(jī)翼下方主要由機(jī)身兩側(cè)和中段機(jī)翼下方形成的高壓區(qū)及外段機(jī)翼下方的次高壓區(qū)形成， 大面積高壓區(qū)對(duì)升力性能貢獻(xiàn)有明顯的優(yōu)勢(shì)， 此時(shí)升力為最大值。 高度增加至0.3 m時(shí)， 多段機(jī)翼下方的主要區(qū)域變?yōu)榇胃邏簠^(qū)，" 但仍有一定范圍的高壓區(qū)域

在中段機(jī)翼內(nèi)側(cè)出現(xiàn)，" 利于升力系數(shù)增加，" 與離水高度

0.2 m相比升力系數(shù)降低了3.1%， 主要為高壓區(qū)的貢

獻(xiàn)。 離水高度為0.4 m、 0.6 m、 0.8 m時(shí)， 機(jī)身兩側(cè)與中段機(jī)翼形成的高壓區(qū)逐漸消失， 次高壓區(qū)為升力產(chǎn)生的主要原因， 同時(shí)， 高度的增加引起次高壓區(qū)范圍從機(jī)翼外側(cè)向內(nèi)移動(dòng)， 即地效區(qū)域逐漸縮小， 在離水高度為1 000 m（無(wú)地效飛行）時(shí)， 機(jī)翼下方主要表現(xiàn)為次高壓區(qū)， 為升力產(chǎn)生的主要原因。 同時(shí)可以看出， 離水高度變化對(duì)機(jī)翼上部表面壓力分布影響不大； 從阻力性能上看， 多段機(jī)翼設(shè)計(jì)和地效區(qū)的出現(xiàn)， 有效降低了誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生， 降低了總阻力， 而地效區(qū)影響與離水高度關(guān)系較大， 離水高度小時(shí)， 地效影響較大， 有效降低了誘導(dǎo)阻力從而降低了無(wú)人機(jī)的總阻力， 提高了升阻比。

為進(jìn)一步分析離水高度的氣動(dòng)特性影響， 不同離水高度情況下， 位置C弦向翼剖面壓力云圖如圖8所示。

圖8翼剖面壓力云圖對(duì)比可以看出， 與展向壓力云圖特征相似， 表現(xiàn)出以下三個(gè)特征： 一是翼剖面前緣下方為高壓區(qū)主要影響區(qū)域， 對(duì)升力增加貢獻(xiàn)較大； 二是次高壓區(qū)是升力產(chǎn)生的主要原因之一， 覆蓋范圍較大； 三是高壓區(qū)和次高壓區(qū)隨著離水高度的增加逐漸變小。 離水高度對(duì)地效飛行升力增加有重要影響， 結(jié)合翼剖面壓力云圖分布特點(diǎn)， 可以看出， 離水高度0.2 m時(shí)， 高壓區(qū)范圍較大， 之后逐漸減小， 在0.6 m和0.8 m后基本保持不變， 說(shuō)明地效影響變?nèi)酰?升力增加量變小。 離水高度變化對(duì)次高壓區(qū)影響明顯， 高度較小時(shí)， 次高壓區(qū)可延伸至翼剖面前方和后方較大范圍， 利于升力提升， 高度增加時(shí)， 次高壓區(qū)域逐漸減小， 并在無(wú)地效后， 逐漸收縮并脫離水面。 在翼剖面后下方， 有地效作用時(shí)， 后緣機(jī)翼下洗氣流利于次高壓區(qū)域形成并增加該區(qū)域面積， 為地效作用產(chǎn)生的重要原因。 綜上可以看出， 離水高度影響翼剖面下方的高壓區(qū)和次高壓區(qū)區(qū)域大小， 高度較低時(shí)， 二者共同作用， 增加了升力。

由分析可以看出， 多段機(jī)翼的設(shè)計(jì)對(duì)無(wú)人機(jī)地效狀態(tài)的地面效應(yīng)有明顯增強(qiáng)作用， 其中中段機(jī)翼、 內(nèi)段機(jī)翼為地面效應(yīng)的主要作用區(qū)域， 地面效應(yīng)有較好的增升減阻作用。 地效飛行時(shí)， 離地高度越小， 其地面效應(yīng)越強(qiáng)， 升力相對(duì)增幅越大。 上翼面下洗氣流有利于機(jī)翼下表面高壓區(qū)即地面效應(yīng)的形成， 利于地效區(qū)域形成和升力增加。

4" 多段機(jī)翼氣動(dòng)特性影響分析

對(duì)本文設(shè)計(jì)的多段機(jī)翼氣動(dòng)特性， 結(jié)合前述研究結(jié)果， 考慮到地效飛行狀態(tài)迎角較大時(shí)易導(dǎo)致機(jī)身尾部觸水， 研究時(shí)將離水高度設(shè)定為0.3 m， 無(wú)地效飛行高度為1 000 m。 以圖6展向、 典型弦向位置為基礎(chǔ)， 對(duì)有、 無(wú)地效氣動(dòng)特性進(jìn)行詳細(xì)研究。 圖9為展向位置A、 B的多段機(jī)翼展向剖面壓力系數(shù)曲線對(duì)比， 圖10為對(duì)應(yīng)展向位置有、 無(wú)地效壓力云圖對(duì)比。

從圖9展向壓力系數(shù)分布來(lái)看， 其變化主要集中在翼剖面下表面， 與無(wú)地效壓力系數(shù)相比， 下表面壓力系數(shù)的增加提高了地效飛行的升力， 壓力系數(shù)增加量沿展向向內(nèi)逐漸增加， 與圖7壓力云圖一致， 為地效區(qū)高壓和次高壓區(qū)域的影響。 從上表面來(lái)看， 地效對(duì)X=-0.1 m位置剖面的壓力系數(shù)分布影響較小， X=-0.2 m時(shí)上表面負(fù)壓有所減小， 壓力系數(shù)下移， 即上表面的負(fù)壓吸力有一定減小， 造成這一現(xiàn)象的原因是靠近機(jī)翼后緣時(shí)易受機(jī)翼上表面擾流和下洗影響。 對(duì)比兩個(gè)位置剖面的下表面壓力系數(shù)可以看出， 位置不同， 多段機(jī)翼氣動(dòng)外形有所變化， 僅影響壓力系數(shù)分布特性， 地面效應(yīng)對(duì)X=0.1 m和X=0.2 m位置下表面壓力系數(shù)影響較大， 從翼尖至翼根所有下表面壓力系數(shù)均有增加（正壓）， 且由翼尖向翼根壓力系數(shù)增幅逐漸增加（即正壓增加幅度變大）， 結(jié)合多段翼設(shè)計(jì)來(lái)看， 地面效應(yīng)對(duì)升力增加的主要貢獻(xiàn)在中段機(jī)翼和內(nèi)段機(jī)翼， 且以中段機(jī)翼為主， 外段機(jī)翼相對(duì)較小。

為進(jìn)一步分析壓力系數(shù)分布特性產(chǎn)生原因， 結(jié)合展向剖面壓力云圖對(duì)比研究， 圖10說(shuō)明， 地面效應(yīng)可顯著改變無(wú)人機(jī)下表面的壓力分布， 而上表面壓力分布特性變化較弱， 這一點(diǎn)與圖9壓力系數(shù)曲線情況類似。 從下表面壓力云圖來(lái)看， 兩個(gè)位置的地效區(qū)域壓力影響較為明顯， 無(wú)地效飛行時(shí)， 下表面區(qū)域分為左右兩個(gè)高壓區(qū)域， 且在機(jī)身下方區(qū)域壓力較小; 有地效飛行時(shí)， 高壓區(qū)顯著增加， 基本覆蓋展向剖面下方所有區(qū)域， 利于升力提升。 對(duì)X=0.1 m和X=0.2 m兩個(gè)展向位置， 由于位置B相對(duì)位置A靠后， 且位置B展長(zhǎng)小于位置A展長(zhǎng)， 因此其下表面高壓區(qū)受到其前部剖面影響， 高壓區(qū)范圍大于該部分展長(zhǎng)， 地效飛行時(shí)保持了較大的高壓區(qū)域， 對(duì)升力貢獻(xiàn)較大。

綜合圖9～10， 從展向壓力系數(shù)和壓力云圖分布特點(diǎn)來(lái)看， 由于中段機(jī)翼采用下反設(shè)計(jì)， 是升力產(chǎn)生的主要組成部分， 并為地效區(qū)形成提供了條件， 氣流沿展向的流動(dòng)產(chǎn)生阻滯， 利于局部正壓的增加， 進(jìn)而增加了升力。 總體來(lái)看， 接近機(jī)翼前緣的展向翼剖面升力貢獻(xiàn)相對(duì)較大； 與無(wú)地效飛行相比， 地效飛行時(shí)上表面負(fù)壓值基本不變或有較弱減小， 而下表面的正壓值有大幅度增加， 是升力增加的主要原因； 正壓升力主要增加區(qū)域?yàn)橹卸螜C(jī)翼和內(nèi)段機(jī)翼下方， 說(shuō)明多段機(jī)翼設(shè)計(jì)可有效改善地效作用。

為進(jìn)一步分析多段機(jī)翼氣動(dòng)特性， 圖11為弦向位置C、 D的多段機(jī)翼弦向翼剖面壓力系數(shù)曲線， 圖12為對(duì)應(yīng)位置有、 無(wú)地效壓力云圖對(duì)比。

圖11可以看出， 與無(wú)地效翼剖面壓力系數(shù)分布相比， 有地面效應(yīng)時(shí)， 上表面壓力分布在距機(jī)翼前緣約10%弦長(zhǎng)區(qū)域附近產(chǎn)生更大負(fù)壓， 利于升力增加， 其余上表面壓力系數(shù)趨于一致， 僅在后緣附近， 由于地效作用， 靠近后緣附近的流動(dòng)受到約束， 引起其壓力系數(shù)有一定減小。 與上表面壓力系數(shù)變化不同， 對(duì)兩個(gè)位置弦向翼剖面的下表面， 地效飛行時(shí)壓力系數(shù)在整體下表面上均獲得了較大增加， 即正壓獲得較大提升， 利于升力增加， 結(jié)合圖12分析， 這一現(xiàn)象說(shuō)明， 上下表面壓力分布的綜合作用會(huì)引起翼剖面升力增加， 且主要升力增加根本原因是翼剖面下方的正壓所致。 同時(shí)， Y=0.45 m的中段機(jī)翼翼剖面上表面壓力系數(shù)分布比較平緩， 而Y =0.15 m位置的翼剖面上表面壓力系數(shù)分布曲線在靠近后緣附近位置有較大凸起， 產(chǎn)生這一現(xiàn)象的原因是該位置為無(wú)人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)裝置（推進(jìn)槳支撐結(jié)構(gòu)）， 其氣動(dòng)外形對(duì)氣體流動(dòng)產(chǎn)生了干擾。

由圖12弦向翼剖面壓力云圖可以看出， 與展向分布特性相似， 地效作用對(duì)無(wú)人機(jī)下表面壓力云圖分布有較大影響， 而對(duì)上表面影響較小。 從上表面負(fù)壓（低壓區(qū)）分布來(lái)看， 展向位置Y=0.15 m和Y=0.45 m的上表面壓力云圖分布并未發(fā)生實(shí)質(zhì)改變， 有、 無(wú)地效飛行壓力云圖基本接近。 地效飛行時(shí)， 下表面正高壓區(qū)域面積增加， 均向前緣和后緣之外較大區(qū)域擴(kuò)展， 有效提高了升力； Y=0.15 m時(shí)， 受機(jī)身氣流耦合影響， 有地效飛行的正高壓區(qū)域向前、 向后伸展區(qū)域更大， 無(wú)地效時(shí)下表面正高壓區(qū)域主要集中在前緣和后緣附近， Y=0.45 m時(shí)， 機(jī)身影響較弱， 正高壓區(qū)域較為穩(wěn)定， 區(qū)域面積增加， 可見(jiàn)下表面壓力云圖正高壓區(qū)域特點(diǎn)與壓力系數(shù)下表面分布特性一致， 說(shuō)明多段機(jī)翼設(shè)計(jì)產(chǎn)生的地效作用可較大增加升力。

5" 無(wú)人機(jī)升阻特性影響分析

結(jié)合地效飛行實(shí)際情況， 在分析地效氣動(dòng)參數(shù)影響時(shí)， 迎角設(shè)定為-4°～12°， 有、 無(wú)地效作用的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比曲線如圖13所示。

升力系數(shù)曲線表明， 在研究迎角范圍內(nèi)， 升力系數(shù)未進(jìn)入失速狀態(tài)， 有地效、 無(wú)地效的升力線均呈線性增加關(guān)系， 與無(wú)地效相比， 地效飛行狀態(tài)升力系數(shù)在迎角-2°之后逐漸增加， 且相對(duì)增加量隨著迎角的增加而增加， 即有地效升力系數(shù)曲線具有更高的升力線斜率， 升力線斜率由無(wú)地效的2.911 8增加到了有地效的3.170 6，" 提升了8.89%， 升力系數(shù)最大增幅在迎角10°為0.087 6， 最大相對(duì)增幅在迎角4°（地效巡航迎角）時(shí)為13.10%， 可見(jiàn)地效作用對(duì)升力系數(shù)增加貢獻(xiàn)與迎角關(guān)系密切。 從阻力系數(shù)曲線來(lái)看， 迎角較小時(shí)（-4°～0°）阻力系數(shù)變化較小， 迎角2°之后， 由于地效作用對(duì)氣流的引導(dǎo)作用減少了來(lái)流方向氣流干擾， 其阻力系數(shù)小于無(wú)地效飛行阻力系數(shù)， 迎角增加時(shí)， 地效對(duì)阻力系數(shù)降幅貢獻(xiàn)增加， 即有地效飛行阻力系數(shù)降低更加明顯， 迎角12°時(shí)阻力系數(shù)降幅最大， 降幅為0.010 8， 最大相對(duì)降幅在迎角8°， 為11.84%。 為進(jìn)一步研究地效對(duì)升阻特性的影響， 圖13升阻比曲線對(duì)比說(shuō)明， 由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)綜合影響， 迎角在-2°以上時(shí)， 地效作用較為明顯， 有地效飛行的升阻比明顯高于無(wú)地效狀態(tài)， 在巡航迎角4°時(shí)， 二者升阻比均達(dá)到最大， 有地效飛行的升阻比增加了24.09%， 升阻比增幅最大值出現(xiàn)在迎角6°， 增幅為3.104 8， 相對(duì)增幅為26.74%， 可以看出， 0.3 m飛行高度的地效飛行有較為明顯的氣動(dòng)性能提升， 可以滿足地效飛行要求。

6" 無(wú)人機(jī)水面滑行及飛行試驗(yàn)

根據(jù)以上設(shè)計(jì)及分析研究， 為驗(yàn)證無(wú)人機(jī)氣動(dòng)性能， 設(shè)計(jì)制作了驗(yàn)證機(jī)， 幾何尺寸與計(jì)算模型一致。 船身式機(jī)身設(shè)計(jì)了斷階、 舭部等提高水面高速滑行能力和起降性能。 為降低水浪對(duì)推進(jìn)裝置的影響， 將推進(jìn)螺旋槳置于機(jī)身上方后緣附近。 為提高水面滑行穩(wěn)定性， 在中段和外段機(jī)翼連接處下端設(shè)計(jì)并安裝了小型浮筒， 驗(yàn)證機(jī)水面滑行、 有地效飛行和無(wú)地效飛行試驗(yàn)如圖14所示。

通過(guò)多次水面高速滑行試驗(yàn)， 可以發(fā)現(xiàn)， 滑行速度提高時(shí)， 機(jī)翼產(chǎn)生的升力逐漸將機(jī)體大部分從水中抬離， 此時(shí)中段外段機(jī)翼連接處的浮筒及機(jī)翼不再有部位觸碰水面， 機(jī)身前體水流展向流動(dòng)較多， 但大部分順著此處的彎向外擴(kuò)散， 對(duì)波浪有較好抑制作用； 滑行速度進(jìn)一步提高時(shí)， 氣動(dòng)升力增加引起飛行器浸水體積逐漸減少， 機(jī)體滑過(guò)水面激起的波浪團(tuán)體積逐漸減少， 波浪產(chǎn)生位置逐漸向機(jī)尾移動(dòng)， 利于無(wú)人機(jī)起飛和高速穩(wěn)定滑行。

多輪有、 無(wú)地效飛行試驗(yàn)說(shuō)明， 融合式機(jī)身與海鷗式多段機(jī)翼的中段翼， 兩側(cè)的端板浮筒（即中段和外段機(jī)翼連接處）構(gòu)成了穩(wěn)定地效區(qū)域， 有效提升了水面航行穩(wěn)定性， 減少了船身式機(jī)身的興波阻力和對(duì)機(jī)翼的噴濺； 多段機(jī)翼展向結(jié)構(gòu)形成的翼下封閉空間（中段、 內(nèi)段機(jī)翼下方）提高了無(wú)人機(jī)的升阻性能和起降性能， 縮短了起降距離， 可實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)快速水面起降； 有地效飛行過(guò)程平穩(wěn)， 可操作性好， 升力性能優(yōu)秀， 推進(jìn)裝置縱向位置設(shè)計(jì)合理， 可實(shí)現(xiàn)水面滑行、 地效飛行、 無(wú)地效飛行（空中巡航）三模態(tài)下的平穩(wěn)切換。

7" 結(jié)" 束" 語(yǔ)

為提高水面起降穩(wěn)定性和升阻性能， 設(shè)計(jì)了一種仿生式多段機(jī)翼水面起降地效無(wú)人機(jī)， 詳細(xì)研究了離水高度對(duì)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)性能影響、 多段機(jī)翼氣動(dòng)特性、 地效作用對(duì)升阻特性的影響， 并進(jìn)行了多輪水面滑行和飛行試驗(yàn)， 得到以下結(jié)論：

（1） 離水高度影響： 地效飛行離水高度對(duì)氣動(dòng)特性有重要影響， 與平均幾何弦長(zhǎng)接近時(shí)， 具有較大升力提升； 升力系數(shù)、 升阻比隨離水高度增加而減小， 阻力系數(shù)隨離水高度增加而增加， 離水高度0.2 m時(shí)， 升力系數(shù)提高21.91%， 阻力減小15.22%， 升阻比提升40.37%； 從展向和弦向壓力云圖來(lái)看， 地效飛行主要影響機(jī)翼下表面壓力分布， 對(duì)上表面影響較小， 中段機(jī)翼是高壓區(qū)集中區(qū)， 是升力增加的主要原因， 離水高度增加時(shí)， 地效帶來(lái)的高壓區(qū)逐漸減小。

（2） 多段機(jī)翼氣動(dòng)特性影響： 從壓力系數(shù)分布看， 在典型地效飛行離水高度上， 對(duì)不同展向、 弦向位置， 多段機(jī)翼下表面壓力系數(shù)（正壓）增加， 上表面影響較小， 正壓增幅沿展向由內(nèi)向外逐漸減小， 地效對(duì)升力提升主要集中在中段機(jī)翼和內(nèi)段機(jī)翼， 外段機(jī)翼升力增幅較小； 從壓力云圖來(lái)看， 在多段機(jī)翼下表面， 由于多段機(jī)翼的設(shè)計(jì)特點(diǎn)， 氣流流動(dòng)受到控制， 有地效的正高壓區(qū)域在展向和弦向均有明顯增加， 中段和內(nèi)段機(jī)翼是升力產(chǎn)生和增加的主要部分。

（3） 地效作用對(duì)升阻特性影響： 地效對(duì)升阻特性的影響主要表現(xiàn)在迎角大于2°后， 且隨著迎角的增加， 升力系數(shù)增幅、 阻力系數(shù)降幅逐漸增加， 升力線斜率增加了8.89%， 升阻比增幅在迎角-2°后均有較大提升， 迎角6°時(shí)升阻比提升26.74%， 地效巡航迎角4°時(shí)， 升阻比提升24.09%。

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Aerodynamic Characteristics of UAV Taking Off and Landing from

Water Surface with Multi-Segment Wing in Ground Effect

Liu Zhanhe1*，" Xia Lulin2，" Ma Yunpeng3，" Wang Jing1，" Zhang Lu4，" Wu Haokun1

（1. School of Aerospace Engineering，" Zhengzhou University of Aeronautics，" Zhengzhou 450046，" China；

2. Naval Architecture and Ocean Engineering College，" Dalian Maritime University，" Dalian 116026，" China；

3. School of Aeronautic Science and Engineering，" Beihang University，" Beijing 100191，" China；

4. School of Naval Architecture，" Ocean and Energy Power Engineering，" Wuhan University of Technology， Wuhan 430070，" China）

Abstract： In order to improve the performance of aerodynamic and take off and landing from water surface，" a new biomimetic UAV with multi-segment wing in ground effect is designed based on the hull fuselage，" multi-segment wing and T-tai. The pressure nephogram，" pressure coefficient and lift-drag characteristics of the UAV in different states are studied in detail with N-S equation and K-Ω-SST turbulence model. The simulation results show that the influence of ground effect decreases with the increase of the UAV height above water. When the ratio of height above water to mean geometric chord （ratio of height to chord H/c） is close to 1，" the ground effect is more significant. When the UAV is 0.2 m above water，" the lift coefficient and lift-drag ratio increase by 21.91% and 40.37% respectively，" and the drag coefficient decreases by 15.22%. For the multi-segment wing layout，" the ground effect flight mainly affects the pressure coefficient and pressure nephogram of the lower surface. And the positive pressure amplitude of pressure coefficient in lower surface gradually decreases from inside to outside along the span direction，" and the pressure coefficient near the leading and trailing edges along the chord direction is small. With the pressure nephogram，" the results show that the impact of ground effect on the growth rate of lift is mainly concentrated in the area below the mid and inner wing. The lift curve slope can be significantly increased by ground effect （increased by 8.89% when H/c is 1）. The growth rate of lift coefficient and the decrease rate of drag coefficient gradually increase when the angle of attack increases，" and the growth rate of lift-drag ratio （H/c is 1） reaches more than 26% when the angle of attack is greater than 2°. It has been proven that the design has excellent aerodynamic and flight performance with multiple flight tests of verification UAV taking off and landing from water surface and with and without ground effects. The UAV can provide flight platforms for water quality detection，" water surface transportation，" search and rescue reconnaissance，" etc.

Key words： multi-segment wing；" take off and landing from water surface；" aerodynamic performance；" unmanned aerial vehicle；" ground effect；" hull fuselage