水上飛機(jī)在波浪上運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性試驗(yàn)研究

黃 淼, 吳 彬, 蔣 榮, 焦 俊

(1. 中國(guó)特種飛行器研究所, 湖北 荊門 448000; 2. 高速水動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 湖北 荊門 448000)

水上飛機(jī)在波浪上運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性試驗(yàn)研究

黃 淼1,2,*, 吳 彬1, 蔣 榮1, 焦 俊1

(1. 中國(guó)特種飛行器研究所, 湖北 荊門 448000; 2. 高速水動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 湖北 荊門 448000)

開展水上飛機(jī)帶動(dòng)力模型規(guī)則波試驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)裝置、采集方式進(jìn)行了設(shè)計(jì)，解決了常規(guī)采集方式存在信號(hào)階躍式突變的技術(shù)難題。通過試驗(yàn)得到了模型在波浪上運(yùn)動(dòng)時(shí)縱搖、升沉和過載響應(yīng)曲線隨遭遇頻率、波長(zhǎng)的變化規(guī)律。結(jié)果表明：縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)曲線具有單峰值的特點(diǎn)，在波長(zhǎng)為1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度時(shí)達(dá)到峰值，過載響應(yīng)曲線具有雙峰值，第一諧振波長(zhǎng)在1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度范圍內(nèi)，第二諧振波長(zhǎng)為0.5倍機(jī)身長(zhǎng)度。根據(jù)模型運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性，對(duì)飛機(jī)在涌浪上的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行了分析，對(duì)飛機(jī)在涌浪上起降使用環(huán)境的選擇提出了參考意見。

水上飛機(jī)；波浪試驗(yàn)；縱搖運(yùn)動(dòng)；升沉運(yùn)動(dòng)；過載響應(yīng)

0 引 言

水上飛機(jī)的耐波性是飛機(jī)在波浪上運(yùn)動(dòng)時(shí)的滑行穩(wěn)定性、快速性、過載特性等水動(dòng)力性能的綜合體現(xiàn)，具有一定的抗浪能力是飛機(jī)在相應(yīng)等級(jí)海況下安全起飛和降落的先決條件，對(duì)于任何水上飛機(jī)都必須開展全面的耐波性研究，以確定飛機(jī)能夠安全使用的海況等級(jí)。

美國(guó)在20世紀(jì)50、60年代對(duì)水上飛機(jī)、高速滑行體的耐波性進(jìn)行了大量的研究，Elmo J.Mottard開展靜水和波浪對(duì)比試驗(yàn)，研究了波浪對(duì)水上飛機(jī)阻力的影響，R. M. Hopkins對(duì)飛機(jī)在規(guī)則波中的起飛和著陸距離進(jìn)行了分析，Gerard Fridsma開展了規(guī)則波和不規(guī)則波試驗(yàn)，系統(tǒng)地研究了斜升角、船體長(zhǎng)寬比、波高、試驗(yàn)速度對(duì)高速滑行體在波浪中運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的影響[3-4]。到20世紀(jì)末，維護(hù)海洋權(quán)利的迫切需求對(duì)水上飛機(jī)的耐波性提出了更高的要求，在執(zhí)行任務(wù)時(shí)需要飛機(jī)能在4、5級(jí)海況(有義波高達(dá)到2.5～4m)起降，日本、俄羅斯等國(guó)家研制了性能優(yōu)良的水陸兩棲飛機(jī)，如日本US-2水陸兩棲飛機(jī)的抗浪能力達(dá)到3m。我國(guó)于20世紀(jì)80年代研制了水轟五飛機(jī)，而后對(duì)水上飛機(jī)的研究較少，但是一些學(xué)者對(duì)高速滑行體的耐波性進(jìn)行了相關(guān)研究，朱鑫等在考慮瞬時(shí)波面對(duì)各水動(dòng)力系數(shù)及波浪載荷的影響下，給出了高速滑行體在迎浪運(yùn)動(dòng)中的時(shí)域解和頻域解[5-6]，蘇玉民等提出了一種基于六自由度運(yùn)動(dòng)模型的滑行艇水動(dòng)力性能預(yù)報(bào)方法，實(shí)現(xiàn)其在波浪中自由運(yùn)動(dòng)的水動(dòng)力性能預(yù)報(bào)[7]，王碩等應(yīng)用基于VOF RANS求解器對(duì)高速滑行艇在規(guī)則波浪中的迎浪運(yùn)動(dòng)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算[8]，鄒勁等利用切片法計(jì)算了三體滑行艇在迎浪規(guī)則波中的縱搖和升沉幅值響應(yīng)函數(shù)[9]。

國(guó)外在研究水上飛機(jī)的耐波性時(shí)往往采用不帶動(dòng)力的模型進(jìn)行試驗(yàn)，研究在水動(dòng)力和氣動(dòng)力作用下飛機(jī)在波浪上的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，但是對(duì)于螺旋槳式水上飛機(jī)，螺旋槳的拉力對(duì)飛機(jī)形成低頭力矩，使飛機(jī)縱傾角減小、船體與水面接觸面積增大，從而增強(qiáng)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，因此采用帶動(dòng)力的模型試驗(yàn)?zāi)芨鎸?shí)地反應(yīng)出飛機(jī)在波浪上的運(yùn)動(dòng)特性；國(guó)內(nèi)對(duì)耐波性的研究主要集中在數(shù)值計(jì)算方面，由于飛機(jī)與波浪相互作用的非線性特性，其計(jì)算精度有待檢驗(yàn)。此外，國(guó)內(nèi)在耐波性氣動(dòng)/水動(dòng)設(shè)計(jì)、大傅汝德數(shù)條件下的波浪試驗(yàn)技術(shù)、飛機(jī)耐波性分析等方面與國(guó)外的差距較大。針對(duì)我國(guó)水上飛機(jī)耐波性研究技術(shù)瓶頸，本文采用某型螺旋槳式水上飛機(jī)帶動(dòng)力模型開展規(guī)則波試驗(yàn)，著重在試驗(yàn)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理與分析等方面開展研究工作，對(duì)飛機(jī)在規(guī)則波上的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性進(jìn)行分析。

1 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

1.1 波浪試驗(yàn)的特點(diǎn)

飛機(jī)是六自由度運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)，當(dāng)飛機(jī)在波浪上運(yùn)動(dòng)時(shí)，其縱向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性、過載特性和快速性是影響飛機(jī)抗浪能力的重要因素，因此在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行飛機(jī)模型波浪試驗(yàn)時(shí)，將模型限制為三自由度，分別為沿X軸的平移、沿Z軸的平移(升沉運(yùn)動(dòng))和繞Y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)(縱搖運(yùn)動(dòng))，坐標(biāo)系的定義如圖1所示。

規(guī)則波試驗(yàn)時(shí)，拖車系統(tǒng)帶動(dòng)模型勻速運(yùn)動(dòng)，模型運(yùn)動(dòng)響應(yīng)有如下特點(diǎn)：

(1) 由于波浪水面非常規(guī)則，模型與波浪接觸面積的大小、接觸面積相對(duì)船體的位置具有明顯的周期性，因此模型運(yùn)動(dòng)響應(yīng)也具有周期性變化的特點(diǎn)。

(2) 當(dāng)波長(zhǎng)大于機(jī)身長(zhǎng)度時(shí)，飛機(jī)從波谷向波峰運(yùn)動(dòng)時(shí)由于機(jī)身與波浪的撞擊作用，水阻力急劇增大，甚至?xí)笥诼菪龢睦?，試?yàn)?zāi)Ｐ驮谒矔r(shí)減速運(yùn)動(dòng)，當(dāng)飛機(jī)越過波峰向波谷運(yùn)動(dòng)時(shí)水阻力減小，試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诼菪龢Φ淖饔孟录铀龠\(yùn)動(dòng)，而拖車系統(tǒng)一直保持勻速運(yùn)動(dòng)，在這種情況下模型相對(duì)于拖車系統(tǒng)在航向會(huì)出現(xiàn)前后竄動(dòng)。

1.2 試驗(yàn)裝置

設(shè)計(jì)的試驗(yàn)裝置如圖1所示，整個(gè)試驗(yàn)裝置安裝在大功率高速拖車上，為保障模型能進(jìn)行自由縱搖運(yùn)動(dòng)、升沉運(yùn)動(dòng)和航向平移，設(shè)計(jì)了小滑車和升沉桿組合裝置，小滑車能在與拖車系統(tǒng)固結(jié)的適航桿上在一定范圍內(nèi)沿航向平移且沒有側(cè)滑運(yùn)動(dòng)，升沉桿穿過小滑車能在豎直方向上自由運(yùn)動(dòng)，升沉桿下端的連接桿與模型在重心位置鉸接，導(dǎo)航桿穿過模型艏部導(dǎo)航片限制模型的偏航運(yùn)動(dòng)。在模型的內(nèi)部安裝有陀螺儀和過載傳感器，測(cè)量模型的縱傾角以及機(jī)身艏部和舯部的過載，安裝在拖車系統(tǒng)頂部的拉線式位移計(jì)測(cè)量模型的升沉。由于試驗(yàn)過程中模型會(huì)前后竄動(dòng)，在適航桿上安裝有兩個(gè)拉線式阻力儀，利用細(xì)軟鋼索和彈簧將阻力儀和小滑車連接，并使彈簧具有一定的預(yù)拉力，這樣設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)是能保證前后阻力儀時(shí)刻都處于受力狀態(tài)，當(dāng)模型前后竄動(dòng)時(shí)其受力值會(huì)連續(xù)變化，采集信號(hào)不會(huì)出現(xiàn)階躍式的突變。

1.3 相似條件

水上飛機(jī)在水面上運(yùn)動(dòng)時(shí)同時(shí)受到水阻力和氣動(dòng)阻力的作用，在離水起飛前的運(yùn)動(dòng)階段，水阻力起主要作用。水阻力主要包括粘性阻力和興波阻力(飛機(jī)運(yùn)動(dòng)引起的水面興波致使水流壓力分布的改變所產(chǎn)生的水阻力)，對(duì)于高速滑行體，在水阻力中興波阻力占主要部分，對(duì)于給定的水上飛機(jī)船體外形，興波阻力系數(shù)僅與傅汝德數(shù)Fr有關(guān)[10]，傅汝德數(shù)的計(jì)算公式為

要保證實(shí)機(jī)與模型之間的興波阻力相似，則需保證實(shí)機(jī)和模型的傅汝德數(shù)相等，即：

可以得到模型試驗(yàn)速度與實(shí)機(jī)之間的速度對(duì)應(yīng)關(guān)系為：

根據(jù)式(3)和雷諾數(shù)的計(jì)算公式可以得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)機(jī)之間雷諾數(shù)的關(guān)系為：

可知采用傅汝德數(shù)相似的水動(dòng)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蛯?shí)機(jī)之間的雷諾數(shù)并不相等，由于λ的影響，模型的雷諾數(shù)一般比實(shí)機(jī)的雷諾數(shù)低1個(gè)量級(jí)左右。雷諾數(shù)主要影響粘性力。在水阻力中，粘性力所占比例在5%～10%左右；對(duì)于氣動(dòng)阻力，根據(jù)參考文獻(xiàn)[11]，對(duì)采用大相對(duì)厚度翼型的運(yùn)輸類飛機(jī)，當(dāng)雷諾數(shù)相差1個(gè)量級(jí)時(shí)，翼型氣動(dòng)力系數(shù)差異最大值在15%左右。進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)最大試驗(yàn)速度為起飛速度的60%，由于氣動(dòng)力與速度的平方成正比，因此相對(duì)水動(dòng)力而言氣動(dòng)力占比較小，故本文未考慮雷諾數(shù)差異對(duì)粘性力的影響。

1.4 試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)狀態(tài)包括模型和波浪的技術(shù)狀態(tài)，模型的技術(shù)狀態(tài)是依據(jù)飛機(jī)的重量、重心位置、慣性矩，根據(jù)縮比規(guī)則換算得到的，在模型安裝前應(yīng)將模型調(diào)整到某一技術(shù)狀態(tài)。波浪狀態(tài)包括波長(zhǎng)、波高2個(gè)參數(shù)，在選擇波長(zhǎng)、波高時(shí)要保證所選的波長(zhǎng)符合海浪統(tǒng)計(jì)特性。

圖2所示的是國(guó)際船模試驗(yàn)池會(huì)議推薦的標(biāo)準(zhǔn)雙參數(shù)海浪譜(簡(jiǎn)稱ITTC雙參數(shù)譜)和我國(guó)沿海海浪譜在同一有義波高下的頻率分布曲線，二者的形態(tài)極為相似，頻率分布也較為接近，基本上都處在0.3～2.0rad/s的范圍內(nèi)。在選擇波長(zhǎng)時(shí)，要保證經(jīng)過換算后飛機(jī)的頻率要比0.3～2.0 rad/s范圍稍大，根據(jù)深水規(guī)則波頻率與波長(zhǎng)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，以及基于傅汝德數(shù)相似耐波性試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c飛機(jī)之間的比例關(guān)系[12]，可以推導(dǎo)出飛機(jī)的頻率與試驗(yàn)波長(zhǎng)的關(guān)系式，如公式(5)所示。

式中Lb為試驗(yàn)波長(zhǎng)，根據(jù)ωs的范圍可以計(jì)算出試驗(yàn)波長(zhǎng)的范圍。

圖2 海浪譜頻率分布曲線

2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

耐波性試驗(yàn)理想的采集信號(hào)是低頻的，但是采集到的信號(hào)受到電機(jī)中電流信號(hào)產(chǎn)生的磁場(chǎng)、拖車系統(tǒng)振動(dòng)的干擾，因此需要進(jìn)行一定的處理。本文采用低通濾波和經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解的方法對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理[13]，然后讀取各運(yùn)動(dòng)響應(yīng)幅值，并按式(6)進(jìn)行處理

當(dāng)波長(zhǎng)較短、試驗(yàn)速度較大時(shí)，船體與波峰的撞擊作用較為劇烈，使得模型跳離水面并飛過1～2個(gè)波峰后才會(huì)與水面撞擊，這就是跳波現(xiàn)象。跳波發(fā)生后模型的遭遇頻率發(fā)生了改變，本文用頻率換算的方法進(jìn)行處理，即增大跳波點(diǎn)的波長(zhǎng)(假想波長(zhǎng))，模型跳過幾個(gè)波峰，則假想波長(zhǎng)增大為原來波長(zhǎng)的幾倍，這樣將高頻轉(zhuǎn)換到接近實(shí)際的低頻部分來處理。由于假想波波傾角及波面的上升速度也比原來的要小，當(dāng)模型下沉速度一定時(shí)，轉(zhuǎn)換后模型與波峰撞擊時(shí)的垂直相對(duì)速度較轉(zhuǎn)換前變小，因此轉(zhuǎn)換后過載響應(yīng)偏大，而縱搖和升沉響應(yīng)稍偏小。考慮到整個(gè)試驗(yàn)過程僅出現(xiàn)一次跳波現(xiàn)象，轉(zhuǎn)換后并不影響運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的規(guī)律性，因此可以忽略轉(zhuǎn)換后的影響。

3 模型運(yùn)動(dòng)響應(yīng)分析

3.1 模型縱搖運(yùn)動(dòng)響應(yīng)分析

模型以一定速度在波浪上運(yùn)動(dòng)時(shí)，運(yùn)動(dòng)響應(yīng)在某一波長(zhǎng)條件下會(huì)出現(xiàn)最大值，這時(shí)的波長(zhǎng)和遭遇頻率分別稱為諧振波長(zhǎng)和諧振頻率。圖3是縱搖運(yùn)動(dòng)響應(yīng)曲線隨遭遇頻率變化曲線，有如下規(guī)律：

(1) 不同速度下的諧振遭遇頻率基本在1～1.5Hz范圍內(nèi)，諧振頻率隨速度的增大而減小，在過渡滑行階段，諧振頻率隨速度的變化率較大，而在滑行階段變化率較小。

(2) 縱搖諧振波長(zhǎng)隨速度變化線性增加，不同速度條件下諧振波長(zhǎng)基本處在1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度范圍內(nèi)。

(3) 當(dāng)模型在諧振波長(zhǎng)上運(yùn)動(dòng)時(shí)，縱傾幅值比模型在其它波長(zhǎng)上運(yùn)動(dòng)時(shí)的縱傾幅值大的多。

圖3 縱搖運(yùn)動(dòng)響應(yīng)變化曲線

3.2 模型升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)分析

圖4是升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)曲線隨遭遇頻率變化曲線，升沉運(yùn)動(dòng)隨遭遇頻率的變化規(guī)律與縱搖運(yùn)動(dòng)隨遭遇頻率的變化規(guī)律相似，有如下變化規(guī)律：

(1) 不同速度下的諧振遭遇頻率基本在0.8～1.2Hz范圍內(nèi)，升沉諧振頻率隨速度的增大而增大，在過渡滑行階段，諧振頻率隨速度的變化率較大，而在滑行階段變化率較小。

(2) 升沉諧振波長(zhǎng)隨速度呈階躍式變化，在航行階段，諧振波長(zhǎng)在2.5倍機(jī)身長(zhǎng)度附近，滑行階段諧振波長(zhǎng)基本為3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度，在過渡滑行階段諧振波長(zhǎng)隨速度增加而迅速增大。

(3) 模型在諧振波長(zhǎng)上運(yùn)動(dòng)時(shí)，升沉幅值比在其它波長(zhǎng)上運(yùn)動(dòng)時(shí)升沉幅值要大的多。

通過比較可知，在同一速度下縱搖運(yùn)動(dòng)和升沉運(yùn)動(dòng)的諧振波長(zhǎng)并不是同時(shí)出現(xiàn)的，在低速時(shí)縱搖運(yùn)動(dòng)諧振波長(zhǎng)比升沉運(yùn)動(dòng)諧振波長(zhǎng)稍短，而在高速時(shí)，二者的諧振波長(zhǎng)基本相等。

圖4 升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)變化曲線

3.3 模型過載響應(yīng)分析

圖5和6分別是機(jī)身艏部、舯部過載響應(yīng)曲線隨遭遇頻率變化曲線。與縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)曲線不同的是，過載響應(yīng)隨遭遇頻率變化曲線的最大特點(diǎn)是具有2個(gè)峰值。

圖5 艏部過載響應(yīng)變化曲線

圖6 舯部過載響應(yīng)變化曲線

(1) 機(jī)身艏部、舯部過載第一諧振頻率基本處在1.1～1.5Hz范圍內(nèi)，與縱搖和升沉的諧振頻率接近，第一諧振頻率隨速度的增大而減??；第二諧振頻率基本處在3.5～6 Hz范圍內(nèi)，第二諧振頻率隨速度的增大而增大。

(2) 在整個(gè)速度范圍內(nèi)機(jī)身艏部、舯部過載第一諧振波長(zhǎng)基本處在1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度范圍內(nèi)，第一諧振波長(zhǎng)隨速度的增大而增大，且近似呈線性關(guān)系；第二諧振波長(zhǎng)約為0.5倍機(jī)身長(zhǎng)度，基本不隨速度變化而改變。

(3) 機(jī)身艏部、舯部過載的比較。在第一諧振頻率附近，機(jī)身舯部過載明顯比艏部過載要小，舯部過載基本在艏部過載的70%左右，而在第二諧振頻率附近，機(jī)身舯部過載比艏部過載稍小，舯部過載為艏部過載的90%左右。

造成這種差異的原因是機(jī)身過載第一諧振頻率與縱搖和升沉諧振頻率非常接近，此時(shí)模型縱搖運(yùn)動(dòng)和升沉運(yùn)動(dòng)非常劇烈，其角加速度和垂向加速度很大，引起機(jī)身艏部過載與舯部過載差異較大。而在第二諧振頻率附近，模型縱搖運(yùn)動(dòng)和升沉運(yùn)動(dòng)較為溫和，機(jī)身角加速度很小，因而機(jī)身艏部和舯部過載差異較小。

過載響應(yīng)呈現(xiàn)雙峰值的原因在于模型在不同波長(zhǎng)上的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)完全不同。過載第一諧振頻率較低(長(zhǎng)波)，此時(shí)模型運(yùn)動(dòng)狀態(tài)表現(xiàn)為機(jī)身艏部間歇性穿浪滑行，與波峰遭遇的瞬間沖擊載荷較大，其作用區(qū)域靠近艏部，模型受到很大的縱搖加速度和垂向加速度，此時(shí)出現(xiàn)過載峰值完全是由于模型劇烈的縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)引起的。過載第二諧振頻率較高(短波)，模型運(yùn)動(dòng)狀態(tài)表現(xiàn)為機(jī)身斷階連續(xù)性的穿浪滑行，即斷階剛經(jīng)歷一個(gè)波峰便迅速與下一波峰遭遇，高速時(shí)還會(huì)發(fā)生跳波現(xiàn)象，沖擊載荷很大且作用點(diǎn)在機(jī)身斷階處，靠近重心位置，模型受到很大的垂向加速度而縱搖角加速度較小，因而模型出現(xiàn)了過載峰值而并未出現(xiàn)縱搖和升沉峰值。

4 飛機(jī)耐波性分析

海面上的波浪十分復(fù)雜，根據(jù)形態(tài)的不同可以將海浪分為風(fēng)浪和涌浪，風(fēng)浪是在風(fēng)直接作用下產(chǎn)生的，形態(tài)極為不規(guī)則，而涌浪是從其它風(fēng)區(qū)傳遞過來的，形態(tài)和排列較為規(guī)則，可近似視為規(guī)則波。當(dāng)飛機(jī)在涌浪上運(yùn)動(dòng)時(shí)，其運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性與試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谝?guī)則波上的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性類似，但是由于縮尺效應(yīng)的影響，實(shí)機(jī)與模型之間運(yùn)動(dòng)響應(yīng)劇烈程度不同，在數(shù)值上有表1所示的比例關(guān)系。

由此可以分析出飛機(jī)在涌浪上迎浪運(yùn)動(dòng)時(shí)，需要注意以下2點(diǎn)：

(1) 為了避免出現(xiàn)劇烈的縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)應(yīng)避免在波長(zhǎng)為1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度的涌浪上起降。劇烈的縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)對(duì)滑行穩(wěn)定性有非常不利的影響：一是過大的縱搖幅值會(huì)使飛機(jī)的縱傾角超過穩(wěn)定區(qū)域邊界，此外，劇烈的、周期性的縱搖運(yùn)動(dòng)容易引發(fā)海豚運(yùn)動(dòng)[14]；二是過大的升沉幅值會(huì)引起飛機(jī)在高速時(shí)出現(xiàn)跳躍等不穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)。

表1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)機(jī)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)比例關(guān)系Table 1 Motion response ratio relation between test model and full scale plane

(2) 飛機(jī)較為理想的使用環(huán)境是在超長(zhǎng)涌浪(4倍機(jī)身長(zhǎng)度以上)上起降，原因在于：一是此時(shí)飛機(jī)的縱搖、升沉和過載響應(yīng)均較低，對(duì)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性和機(jī)體結(jié)構(gòu)的不利影響?。欢怯坷说牟ㄩL(zhǎng)較長(zhǎng)，飛機(jī)在滑水過程中遭遇2～3個(gè)涌浪便能離水起飛。

飛機(jī)在涌浪上滑水起飛時(shí)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)在穩(wěn)定上下邊界之內(nèi)才能保證飛機(jī)穩(wěn)定滑行，而飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)受到波長(zhǎng)和波高的影響，以上分析了涌浪的波長(zhǎng)對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)的影響規(guī)律，根據(jù)參考文獻(xiàn)[15]，當(dāng)滑行體進(jìn)入滑行狀態(tài)后，縱搖運(yùn)動(dòng)和升沉運(yùn)動(dòng)約與波高的0.7～0.85次方成正比，屬于弱非線型關(guān)系，而過載則與波高呈強(qiáng)非線型關(guān)系。因此在實(shí)際使用時(shí)還應(yīng)參考涌浪波高的大小，不能超過飛機(jī)的設(shè)計(jì)抗浪指標(biāo)。

5 結(jié) 論

通過水上飛機(jī)模型波浪試驗(yàn)，得到了試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂v搖、升沉和過載響應(yīng)特性曲線，得到了如下結(jié)論：

(1) 縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)曲線呈現(xiàn)單峰值特點(diǎn)，在波長(zhǎng)為1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度時(shí)，由于機(jī)身艏部間歇性的穿浪滑行，縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)響應(yīng)非常劇烈，并達(dá)到峰值；

(2) 過載響應(yīng)曲線呈現(xiàn)雙峰值的特點(diǎn)，第一諧振峰是由于劇烈的縱搖和升沉運(yùn)動(dòng)引起的，諧振波長(zhǎng)在1.5～3.5倍機(jī)身長(zhǎng)度范圍內(nèi)；第二諧振峰由飛機(jī)在短波上運(yùn)動(dòng)時(shí)斷階連續(xù)性的穿浪滑行引起，諧振波長(zhǎng)在0.5倍機(jī)身長(zhǎng)度附近；

(3) 飛機(jī)在涌浪上運(yùn)動(dòng)時(shí)首要選擇在超長(zhǎng)涌浪上起降，應(yīng)避免在中長(zhǎng)涌浪上起降。

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(編輯：張巧蕓)

Experimental study on motion response of a seaplane on waves

Huang Miao1,2, Wu Bin1, Jiang Rong1, Jiao Jun1

(1. China Special Vehicle Research Institute, Jingmen Hubei 448000, China; 2. Key Aviation Scientific and Technological Laboratory of High-Speed Hydrodynamic, Jingmen Hubei 448000, China)

With newly designed test devices and data acquisition mode, a powdered-model-regular-wave experiment of a seaplane is conducted. The changes of the experimental method can effectively eliminate the negative impacts of the step-type signal mutation. Based on the test results, the pitching, heaving motion and overload response variation laws with encounter frequency and wavelength are obtained. The results show that the pitching and heaving motion response curve has a single peak, and the corresponding resonant wavelength varies from 1.5 to 3.5 times the hull length; the overload response curve has double peaks, and the first resonant wavelength varies from 1.5 to 3.5 times the hull length, while the second resonant wavelength is about 0.5 times the hull length. Based on these motion properties, the motion response of the full scale seaplane to waves is analyzed, and also some suggestions about the selection of the operational environmental condition are offered.

seaplane; wave experiment; pitching motion; heaving motion; overload response

1672-9897(2015)03-0041-06

10.11729/syltlx20140104

2014-09-12;

2015-02-06

HuangM,WuB,JiangR,etal.Experimentalstudyonmotionresponseofaseaplaneonwaves.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(3): 41-46. 黃 淼, 吳 彬, 蔣 榮, 等. 水上飛機(jī)在波浪上運(yùn)動(dòng)響應(yīng)特性試驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(3): 41-46.

V271.5

A

黃 淼(1985-)，男，湖北鶴峰人，工程師。研究方向：水上飛機(jī)耐波性研究。通信地址：湖北省荊門市東寶區(qū)航空路8號(hào)水動(dòng)力研究中心(448000)。E-mail: 409267382 @qq.com

*通信作者 E-mail: 409267382@qq.com