0 引　言

水下滑翔机作为一种新型概念水下智能设备，是一种既可在浅水区，也可在深海区进行勘探的水下机器人，它能代替人类下潜到水下几百米甚至几千米的地方执行探测或采集工作^[1]。水下滑翔机一般配备有导航、定位系统和传感器等装备^[2]，具备阻力小、噪声小、续航能力强的特点^[3]，可为人类传送远程实时数据，也可为人类执行特定需求的水下探测任务。目前，水下滑翔机大致可分为传统的水下滑翔机、飞翼式水下滑翔机和新型水下滑翔机3类^[4]。

在传统水下滑翔机的研究上，邓佳俊等^[5]对长航程水下滑翔机进行了外形优化，采用多学科协同优化方法形成优化方案；初始设计航程为4.9 km，优化后航程为5.5 km，显著提高了滑翔机的续航里程。张帅等^[6]研究了水下滑翔机外形减阻技术，并对不同模型进行分析，确定了前后导流罩长径比均为1.875，整体长径比为10.825，头部参数为2，尾部半包角参数为25°的Myring曲线可作为长航程水下滑翔机的外形曲线，且可实现6.5%的减阻效果。陈越等^[7]基于“海燕L”的耐压壳体，提出了环向加肋的轻量化方案，对环肋耐压壳体进行优化，与常规圆柱壳体相比，总体减重约9.4%。姜钧喆等^[8]提出了从能量研究传统水下滑翔机的滑翔效率，通过对比滑翔姿态，得出艇体长径比为6为最佳方案。

在新型水下滑翔机研究方面，主要实现了在驱动方式和外形设计上的改变，朱崎峰等^[9]设计了一种仿海龟扑翼推进机构，为扑翼推进器的研究打下一定基础。马楷东等^[10]设计了一种仿生机器鱼外形，对比了翼型壳体外形和回转体航行器外形，通过仿真分析，研究了其水动力性能，为水下滑翔机的设计指导了新方向。

针对飞翼式水下滑翔机，王骁冰等^[11]对其进行了外形设计，对比了4种设计方案的水动力特性，证明了飞翼式水下滑翔机的优势。刘传奇等^[12]在翼身融合式水下滑翔机的基础上装备双尾舵，航速为传统水下滑翔机的2倍以上，装载空间增大，且航向舵对滑翔机性能影响明显，均显示了翼身融合的优势。张代雨等^[13]对飞翼式水下滑翔机进行外形优化设计，同时采用Sobol算法与NSGA-II算法，优化后的滑翔机最大升阻比提升了15.3%，阻力系数降低了6.5%，升力系数提升了7.8%，水动力综合加权值提高了15.39%，舱容提升了18.35%。张贝等^[14]对翼身融合式水下滑翔机进行了滑翔效率性能评估，并进行了强度和稳定性校核，最终证明了飞翼式水下滑翔机具有优秀的升阻比。目前，飞翼式水下滑翔机相关的研究仍不够，特别是其水动力性能仍有较大改善空间。为了容纳更多内部设备和适应外界各种探测环境，飞翼式水下滑翔机的结构优化设计和性能评估将是提升其高端应用性的保障。

本文设计一种飞翼式水下滑翔机，并验证其飞翼式水下滑翔机的水动力性能，其升阻比、表面流动状态、压力和涡量分布等研究成果可为飞翼式水下滑翔机的设计和分析提供参考。

1 计算模型及研究方法

水下滑翔机外壳主要有2个作用，首先是保证有足够的空间去安装传感器等设备，其次是保护内部的元器件不会因水压的影响而损坏。本文设计的飞翼式水下滑翔机并不严格区分机身和机翼，整机采用2片机翼构成^[2]。在以上条件的基础上，参考飞行器的设计方法，为滑翔机添加了襟翼和翼梢小翼。由于水下滑翔机在水中的上浮和下潜运动状态较为相似，于是飞翼式水下滑翔机采用了对称式设计，可防止局部重量过重或过轻而产生附加力矩，从而引起运行过程中的不稳定。

1.1 计算模型

飞翼式水下滑翔机选择一种翼型延展至翼梢形成机翼，这样避免了外翼段和内翼段之间相互过渡的问题。翼展为5.2 m，中剖面弦长1.6 m，飞翼式水下滑翔机，如图1所示。

机翼作为飞翼式水下滑翔机的核心，因此翼型的选择十分重要。在低速和亚音速工况下，一般选择NACA五位数翼型或NACA六位数翼型^[11]。本文所设计的翼型基于NACA5H15改造，这是为了满足飞翼式水下滑翔机内部空间的需要和更好地应对水下环境，同时对NACA5H15进行一些微小修改，使得机翼前缘更加尖锐，机翼下表面过渡较为平顺，最终效果如图2所示。

1.2 数值方法

本文使用FLUENT 2020对飞翼式水下滑翔机外部流场进行计算。计算域选择长方体计算域。飞翼式水下滑翔机最大翼展为5.2 m，滑翔机前端距入口约10 m，滑翔机尾部距出口大约20 m，高10 m，宽6 m。使用Meshing网格划分软件进行区域网格划分，计算域离散采用非结构化单元结构^[15]，对模型特定区域和附近流域进行局部网格细化，网格总数控制在200万左右。

湍流模型选用两方程$ k\text{-}{ \omega }\text{SST} $模型^[11]。水下滑翔机的运行状态为稳态滑翔，在边界条件中设置不同的速度V₁=0.1 m/s、V₂=0.3 m/s和V₃=0.5 m/s。因为飞翼式水下滑翔机的最大可调浮力为5000 g，依此估算的最大设计航速约为0.5 m/s，配合低速翼型NACA5H15。已知流体的运动粘性系数为v = 1.001× 10⁻³ m²/s，并通过公式Re=Uc/v可得到3种速度下的雷诺数Re₁=160、Re₂=480和Re₃=800，ρ为水的密度，U为来流速度，弦长c=1.6 m。求解方法中选择SIMPLE求解法，压力选择PRESTO方案，动量、湍动能和湍动耗散率的求解格式均采用二阶迎风格式^[16]。

2 数值结果及分析 2.1 升阻力系数与升阻比

鉴于水下滑翔机常在攻角为10°的区域内滑动，所以本文选取0°~15°的攻角范围来评估其升阻比特征。在Re₁、Re₂和Re₃这3种流态，配合15个攻角，共对应45种工况条件，最终的升力和阻力计算结果如图3和图4所示。

可以看出，升力和阻力随着攻角的增大在逐渐增大；升力随着攻角的增加先表现出较大的增长率，当攻角增长到10°后，升力增长的趋势将变得平缓。而阻力在0°~5°的攻角范围内增长并不太明显，但随着攻角继续增大，阻力将呈指数增长趋势。随着雷诺数从Re₁→Re₂→Re₃的过程中，升力和阻力均有较为明显的增加，且在高雷诺数下升力和阻力增长速率也更大。但在Re₁时，升力和阻力在0°~15°的攻角范围内几乎变化非常小，这也说明了在Re在160～800范围内升阻力的变化是一个变化幅度较大的过程，而在小于Re₁（V₁=0.1 m/s）的流动状态下升阻力可能显得不那么重要。

图5所示为飞翼式水下滑翔机在不同雷诺数和攻角下的升阻比。由图可知，升阻比随着攻角的增加呈现先增大后减小的趋势，不同Re下均存在一个最大的升阻比，其对应一个升阻比峰值下的最佳攻角，当攻角偏离这个值后，升阻比会逐渐减小。且当Re变大时升阻力也会随之增加，但对应升阻比峰值下的最佳攻角却基本保持在一个很小区间，如Re₁下最大升阻比对应攻角为6°，Re₂和Re₃时对应的为5°。

当水下滑翔机维持某一攻角稳态滑翔时，逐渐增大Re，滑翔机上方的流体速度会逐渐增大，压力就会逐渐减小，同时滑翔机下方的压力会逐渐增大，那么滑翔机的上下表面压强差也会逐渐增大，从而引起升力和阻力的增加。水下滑翔机在稳态滑行时，需始终保持合适的升阻力，这就需要调整滑翔机的姿态来获得合适的攻角。通过上述分析，水下滑翔机在滑翔状态下的雷诺数（速度）对于最佳攻角的选择似乎并没有太大的决定意义。但为了避免飞翼式水下滑翔机在攻角过大时可能出现失速的现象，水下滑翔机不能选取在过大的攻角下滑翔。

2.2 机翼附近的流场分布

图6～图8分别为在Re₁、Re₂和Re₃等3种状态下，飞翼式水下滑翔机在攻角逐渐增大时的流线图。流体流经机翼上表面实际上是一个先加速后减速的过程，机翼上表面前缘的流线相较于后缘更加密集，说明机翼上表面前缘流体流速大于后缘；而机翼下表面前缘流线密集程度略大于后缘，说明机翼下表面前缘速度大于后缘，这和低速翼型NACA5H15表面的流线特征分不开；同时也说明了当速度不发生改变时，随着攻角的逐渐增大，机翼上方流体比下方流体先加速，并呈现出逐渐增大的趋势，下方逐渐减小，机翼上方流体流速加快，压强逐渐减小，机翼下方压强逐渐增大，形成的压力差越来越大，升力也会逐渐增大。当攻角小于8°时，流体在机翼前缘处由于驻点的存在而表现出流线稀疏，在流经前缘后，上下表面的流线会变得更加紧凑。当攻角大于8°时，随着攻角的逐渐增大，翼型上表面的流线将变得更加紧凑。同时由于机翼迎风面积的加大，流体在流过机翼时的阻力也会变大，所以机翼前缘和下表面的流线反而会变得稀疏，上表面流线仍是先紧凑后稀疏的变化规律，而下表面则变成了遵循了先稀疏后紧凑的变化规律。

2.3 机翼表面压力分布规律

图9～图11分别是在Re₁、Re₂和Re₃这3种状态下机翼表面压力云图。滑翔机升力和阻力的大小及变化规律取决于机翼表面的压力分布情况。

结合前文流线图，在攻角小于8°时，流体经过机翼的前缘时，流体线变得稀疏，根据连续性原理，可知流体在流经此处时会发生减速。由伯努利定理可得，流体中的一部分动压转化为了静压，故局部压力增大。在攻角大于8°时，翼型上表面流线变得紧凑，流体局部速度更快，局部压力因此更小，并且流线较密的地方较靠近前缘，所以，最低压力点位置在翼型上表面前缘。

机翼上方的压力主要分布在机翼前缘，压力值在逐渐减小，压力中心不断向前缘移动，但低压区域随着攻角增大而增大。在机翼的下表面，受压区域和压力值同样在增大，但下表面的前缘更为明显，说明在攻角达到一定程度后，阻力也在不断上升，水下滑翔机的流体力学性能会逐步下降。

由于本次设计的飞翼式水下滑翔机添加了襟翼，所以从压力云图上可明显看出襟翼与滑翔机机体的连接处是应力集中区域，这也需要合理地使用连接材料，考虑连接处强度。

2.4 涡量分布规律

飞行器的升力一部分来源于涡，水下滑翔机也是如此。涡本身是有能量的，产生涡的过程必然会消耗能量，湍流中涡起到了能量扩散作用。本文选用Q准则计算水下滑翔机外部流域脱落涡的分布。

图12～图14所示为在不同Re下，涡脱落程度随攻角的变化规律。经过对比，涡脱落程度随着攻角的增大而增多，涡产生的位置主要集中在机翼的前缘，而涡脱落的位置逐渐向尾部延伸，涡的位置由翼梢处向滑翔机轴线处不断拓展，而且水下滑翔机靠近机翼前缘位置的涡速度也在不断提高。对比不同Re，同一攻角下的涡量图，发现涡的数量，产生和脱落的位置并未出现明显变化，这也展现出低速翼型NACA5H15的优势随着攻角的增大，发现翼梢位置的脱落涡有明显增多趋势，流体湍流现象十分显著。由于翼梢小翼的存在，明显看出翼梢位置处的脱落涡远多于机翼其他位置。同时因为襟翼的设置，影响了流体流动状态，襟翼与机体的连接处也产生了许多漩涡。

当Re不变时，在15°攻角下继续增大攻角，脱落涡必然会增多，对水下滑翔机的运动状态产生影响。

3 结　语

本文依据翼身融合式飞行器的设计理念设计了一种飞翼式水下滑翔机，并根据实际应用的需要给出了该飞翼式水下滑翔机的主要设计参数。通过分析该飞翼式水下滑翔机升阻比、表面压力、流线和涡量的分布规律，可为飞翼式水下滑翔机的结构设计提供参考。主要结论如下：

1）飞翼式水下滑翔机Re不变时，在攻角为5°左右达到最大升阻比。在此攻角下，升阻比随着Re的增加不断提高，因此要想在稳态滑翔时为滑翔机提供持续动力，必选择合适的Re和姿态来获得最佳的攻角。

2）在Re在160～800范围内，低速翼型NACA5H15在0°～15°攻角内较好得驯服了飞翼式水下滑翔机表面的气流流向，机翼周围并未出现较为明显的流动分离状态。

3）根据机翼附近压力分布规律可得出，机翼表面的压力区域随着攻角的增大而增大。压力中心逐渐向机翼前缘移动。在相同攻角下，提高滑翔机Re，能显著提高滑翔机表面压力的大小，获得更高升阻比。襟翼与机体的连接处显示为应力集中区域，因此需合理地使用连接材料，考虑连接处强度。

4）根据机翼表面脱落涡的分布规律可得出，脱落涡的数量较大程度取决于攻角大小，随攻角增大，涡的数量急剧上升。在翼梢小翼后方往往会产生比较多的涡，说明翼梢小翼对水下滑翔机的运动状态会产生影响。