飞行器水载荷结构完整性数值模拟现状与展望-Part I：水上迫降和水上漂浮

童明波,陈吉昌,李乐,肖天航,古彪,董登科,汪正中

1.南京航空航天大学 航空学院,南京 210016

2.中国特种飞行器研究所,荆门 448035

3.中国飞机强度研究所,西安 710065

4.中国直升机设计研究所,景德镇 333001

随着经济和科技的飞速发展,近些年来,中国的航空航天领域呈现了百花齐放式的繁荣景象。作为现代工业之花,航空航天在带动中国社会发展方面发挥了至关重要的引擎作用,以直升机、大型水陆两栖飞机、军民用运输机、运载火箭、空间站和探月舱为代表的各类飞行器不断应用在国防、商用和空间探索等领域,同时也带来了飞行器面对复杂水载荷情况下的安全性和结构完整性分析问题,主要涵盖了飞行器水上迫降/着水、水上漂浮、贮箱晃动和灭火飞行器投汲水4个方面的工程应用。

在飞机设计阶段,水上迫降的研究一直是学术界和工程师的重点关注问题。飞行器在水上迫降时由于水动载荷较大,造成机翼和发动机等部件脱落,以及机身底部结构损坏,从而破坏飞行器的结构完整性,进而可能严重影响飞行器的漂浮时间,导致乘客的生命安全受到威胁。在人类民航史上已经发生了多次震惊世界的坠毁事故,数据表明,自1938年以来,一共发生了219起水上迫降灾难[1]。Lindenau和Rung[2]统计了1963—2009年的重大民航客机水上迫降事故,从事故原因、数据分析和对迫降有重大影响的因素等方面进行了重点阐述,指出在建立迫降模型时需要考虑的因素有：由于高速前飞导致的水动力冲击问题、机体结构变形的流固耦合问题以及发动机和襟翼等结构部件脱落的影响。惨重的民航客机水上坠毁事故[3-6]警示设计师需要进一步加强对不可控因素导致飞行器复杂水面情况水上迫降的安全性和结构完整性分析。

由于中国国土广袤、海洋活动频繁、各类火灾频发,如：1987年大兴安岭特大火灾、2019年和2020年2次凉山特大火灾和近海事故等惨重灾难对人民生命和财产造成了巨大损失,其中2次凉山火灾共造成50余名扑火英雄壮烈牺牲,暴露出了中国空中救援灭火力量的不足,因此中国急需能够快速反应的大型灭火水陆两栖飞机。作为航空应急救援体系中至关重要的飞行装备,大型灭火水陆两栖飞机能够满足中国森林灭火和海洋救援的迫切需要[7]。由于其独特的结构形式和任务需求,水陆两栖飞机需要承受水面起降、滑行、水箱晃动和投汲水等复杂的水载荷,以及水箱晃动和投汲水对飞机重心的影响[8],由此对机体水动载荷的结构完整性分析提出了新的挑战和课题。

21世纪以来,人类对海洋的认知和重视程度不断提升,全球海洋资源的开发和海洋权益的竞争日趋激烈,海上飞行活动日益频繁。美国海军航空发展中心(NADC)对1972—1981年发生的184起海军直升机事故和71起固定翼飞机事故进行了统计[9],重点分析了水上迫降时机体的结构响应,总结出了6个造成人员伤亡的原因,其中之一就是机身结构破损对乘员的二次冲击伤害。之后,美国交通运输安全委员会(NTSB)对1982—1989年的民用和海军直升机迫降和入水坠撞事故进行了调查[10],结果表明直升机的结构和对应的分析方法需要进一步提高。Hughes和Campbell[11]对1982—2006年美国和欧洲的直升机事故进行了综述,他们指出在提升机体结构强度和漂浮时间等方面还需要付出更多的努力。英国民航当局(CAA)对1993—2001年直升机水上事故进行了详细的分析和总结[12],指出直升机设计和分析时应考虑海浪等级,尤其是不规则波对结构完整性和漂浮稳定性的影响。Taber和Mccabe[13]对1971—2005发生的511起直升机水上迫降事故的调查结果表明,直升机的翻转和沉没是影响乘员存活率的主要原因。Brooks等[14-15]对1979—2006年发生在加拿大和1981—2011年发生在美国的直升机水面坠机事故进行了详细的调查和分析,其死亡率分别为23%和26%,事故的主要原因是缺少预警、直升机极速下沉和翻转。因此,从设计和分析的角度而言,直升机海上迫降、漂浮性能的研究及其结构完整性分析对于乘客的安全具有至关重要的影响。

目前,针对飞行器结构水载荷的研究主要有：试验、理论方法和数值计算。其中,试验存在耗时长、成本昂贵等缺点,理论方法则有几何模型非常简化、计算结果不准确等问题。Qu[1]和Seddon[16]等对1929—2003年的入水冲击理论方法和1940—1975年美国NASA兰利研究中心主导的飞行器入水试验进行了系统的梳理,并指出了理论和试验的优缺点,如：理论方法不能预测随时间变化的结果,试验在测量局部压力和速度等细节方面存在较大困难等问题。Hughes 和Campbell[11]在Seddon的基础上对入水冲击问题进行了综述,总结了1982—2006年的理论、试验和数值计算的成就,介绍了自20世纪90年代以来欧盟资助的全尺寸机体入水冲击和坠撞项目的发展,如：“Crashworthiness for Commercial Aircraft”、HELISAFE、CAST和CRAHVI等项目。2004年,在欧盟的SMAES项目的支持下,英国的海角工程公司对美国海岸警卫队服役的CN235-300M螺旋桨飞机进行了1∶8缩比的水上迫降试验[17]。2014—2017年,在欧盟SARAH项目的支持下,意大利船模试验中心联合德宇航(DLR)对高速平板着水进行了多次试验[18-19],测量了刚体和柔性体平板的着水特性。2019年Seiler等[20-22]公开了SARAH水上迫降项目的最新进展,从结构吸收迫降冲击载荷、改变机体构型、降低乘客风险、增加结构完整和安全性等角度分析了民机和直升机的迫降特性。

从结构冲击(Impacting)的角度,飞行器水上迫降(Ditching)的结构响应特性和分析方法可以参考飞行器坠撞(Crashworthiness)的相关研究成果。如：Yang等[23]梳理了过去50年直升机地面坠撞时结构设计和吸能的研究成果,详细总结了飞行器坠撞的发展历史、典型吸能的结构形式和结构部件对坠撞的影响等,并指出了直升机坠撞分析的准则和未来的发展方向；Mou等[24]综述了民机机身结构坠撞的研究现状和发展方向,重点阐述了积木式分析策略(Building Block Approach)以及撞击试验和数值模拟的设计和验证方法,并指出有限元模拟是飞行器结构撞击研究不可缺少的工具。

另一方面,从结构物与液体撞击的角度分析,飞行器水上迫降的过程与船舶砰击(Slamming)涉及的物理现象和力学特性比较类似,因此飞行器水载荷分析可以借鉴船舶砰击领域的相关试验、理论和数值模拟等研究成果,如：Dias和Ghidaglia[25]重点探讨了砰击问题的试验、理论和CFD求解方法,总结指出目前的缩比试验存在缩比效应,难以充分完全的揭示砰击的物理特性,而数值计算仿真在这方面具有突出的优势。

在直升机水上迫降和漂浮的试验研究领域,美国于1979年对贝尔22进行了缩比模型试验[26],重点研究漂浮稳定性,随后美国海军对1975—1981年64起CH-46直升机海上迫降的事故进行了总结[27],并进行了全尺寸和1:8缩比模型试验,分析和研究了不同漂浮气囊数量和分布位置对冲击和漂浮稳定性的影响。英国在1987年对EH101机型进行了缩比试验[28]；欧洲航空安全局(EASA)于2007年公布了AS355和EC225两款直升机的水上迫降和漂浮的试验和分析的总结报告[29]。中国在这方面的试验研究最早起步于1982年[30],第一次对直8进行了初步的入水冲击试验；2005年完成了“神舟”四号载人飞船返回舱的海上漂浮试验,验证了该返回舱海上漂浮性能和生存能力[31]；2008年对某型直升机进行了缩比模型试验[32],重点研究了气囊在着水冲击过程中的力学特性,并得到了气囊的冲击载荷与迫降速度和气囊压力正相关的结论；2009年,“神舟”八号载人飞船在烟台进行了长时间持续性的海上漂浮试验,验证飞船设计和改进的可靠性[31]；2016年对AC313直升机进行了水上迫降和漂浮试验[33]。

漂浮稳定性的理论分析方法最早起源于船舶行业,主要有[34]：切片法[35-36]、线性系统运动预报方法[37]、基于不沉性理论[38]的简化方法(也称为准静态方法)。近些年来,这些方法在研究飞行器的完整浮态时应用较广,但是由于其几何外形简化、液体自由表面线性假设和无粘势流假设等问题,在预报复杂外形的飞行器水上漂浮的破舱稳性和动态平衡特性时存在几何外形难以模拟和结果准确度不高等缺点。

随着计算机科学的发展,数值计算由于其成本低、速度快、结果相对准确和应用范围广等突出的优点已经开始取代了传统试验和理论方法,逐步成为了工程师和分析人员的主要研究手段。因此本文从数值计算方法的角度出发,针对飞行器水载荷的结构完整性分析问题,对水上迫降和水上漂浮进行总结。本文Part I的主要内容为：

1)对飞行器水上迫降和水上漂浮领域的事故、试验和理论方法进行调研,强调飞行器面临复杂水面情况的结构完整性分析的重要性和迫切需求。

2)系统总结适用于飞行器水载荷分析的两相流界面数值模拟方法和流固耦合算法,阐述各种算法的实现过程、分类和发展历史,并分析不同算法的优缺点。

3)针对水上迫降和水上漂浮问题,分析工程上的关注点和难点,调研国内外研究现状,展望未来的发展趋势。

1 飞行器水载荷数值模拟方法

目前在飞行器水载荷数值分析领域常用的数值离散方法有：有限差分法(FDM)、有限体积法(FVM)、有限元法(FEM)等,流体运动描述的方法有欧拉(Euler)、拉格朗日(Lagrangian)、任意拉格朗日(ALE)等。图1归纳了目前适用于飞行器水载荷计算的算法和软件平台,其中,FVM、SPH、ALE和FEM方法在飞行器水载荷的研究中应用最为广泛,FVM方法在气动力和水动力研究问题上具有计算精度高的优势,因此在飞行器水载荷的各类工程问题和机理研究中的重视度日益提高；SPH、ALE和FEM方法在水动力和水固耦合方面具有适应能力强、计算简单和高效等优点,在飞行器设计和水载荷性能评估阶段得到了广泛应用。

图1 飞行器水载荷数值模拟方法和软件的总结

针对水上迫降、水上漂浮、贮箱晃动和投汲水等实际工程问题,两相流界面模拟方法和流固耦合算法对飞行器水载荷数值模拟影响最大,因此,本节对这2种算法的分类、发展和计算流程进行总结。

1.1 两相流界面数值模拟算法

气液两相流界面(Two-phase interface)的数值模拟是当今计算流体力学领域的重要研究课题,开展界面捕捉算法的研究和调研对飞行器水载荷的研究具有重要的理论意义和实用价值。

根据描述界面位置是否需要网格可以分为：动网格、无网格和固定网格方法。前者的运动界面由随时间变化的网格来表示[39],其算法复杂度较高,且当界面发生较大变形时需要网格重构,因此没有被广泛应用。无网格方法,如光滑粒子方法(Smoothed Particle Hydrodynamics, SPH)[40],能很清晰准确地保证自由液面的追踪,免去了网格生成和网格重构的问题,在应用于水动力的研究时具有较大的优势,但是在水气两相流方面仍然存在模型不完善、粒子数需求量大、计算成本高和高速问题的气动力计算不准确等问题。

基于固定网格的两相流界面模拟方法可以分为界面追踪法(Front-tracking method)和界面捕捉法(Interface-capture method),其中界面追踪[41]使用拉格朗日网格追踪界面,流场域网格固定,可以实现高精度的结果,但是存在数值计算不稳定和计算成本高的缺点；另一种方法为界面捕捉,其主要思想为利用相函数或者距离函数来区分不同的流体介质,与界面追踪方法相比,这种方法的实现更简单、易于编程和并行计算,且能提供比较精确的结果,因此已经广泛应用于航空航天、船舶和机械等领域。目前,界面捕捉方法主要有体积分数方法(Volume of Fluid, VOF)、水平集方法(Level Set, LS)、VOSET方法以及耦合VOF和LS方法(Coupled Level Set and VOF, CLSVOF)等。

VOF方法最早由美国Los Alamos国家实验室的Hirt和Nichols[42]于1981年提出,主要思想为采用一个体积分数函数F(Volume of Fraction Function)表示流体网格中的相(如图2所示),如果F=0,则为第一相流体;如果F=1,则为第二相流体,两相界面位于0和1之间的网格,从而能有效保证界面处流体质量守恒的特性。

图2 VOF方法示意图

VOF方法的主要求解流程(如图3所示，虚线为界面切线,n为界面法向)为：① 初始化体积分数；② 计算界面的位置和法向；③ 计算体积分数的对流通量；④ 时间推进体积分数的对流控制方程,得到下一个时间步流体体积分数的分布。其中,界面位置和法向对计算的结果影响最大,不合理的计算方法可能会导致界面附近出现不符合物理常识的虚假流动,因此各国学者对VOF的研究主要集中在此方面。

图3 VOF方法求解流程示意图

如图4所示,目前主要有2种计算界面位置和法向的离散格式：几何重构格式和空间代数离散格式。常用的几何重构格式有：简单线性界面方法(SLIC)[43]、Y-VOF方法[44]、多段线界面计算方法(PLIC)[45]、基于样条线的界面重构技术(EMFPA-SIR)[46]、最小二乘VOF界面重构算法(LVIRA)[47]、高效最小二乘VOF界面重构算法(ELVIRA)[48]、最小二乘拟合算法(LSF)[49]。空间代数离散格式有：任意网格可压缩界面格式(CICSAM)[50]和HRIC格式[51]。比较而言,几何重构格式可以实现界面的精准表示,但是算法复杂,且需要耗费较多的计算资源；而空间代数离散格式在近似界面时计算耗时更短,但其精度比几何重构格式低。目前,VOF算法的发展主要集中在提高界面捕捉精度、减少虚假流动和适应多种应用场景等方面,在工业界应用最广泛的VOF界面计算方法为PLIC和HRIC格式。

图4 VOF方法的界面格式总结

针对VOF方法中自由液面构造复杂的缺点,Osher和Sethian[52]于1988年提出了Level Set(LS)方法,用于计算与曲率相关的速度界面传播问题。随后,Sussman等[53]于1994年首次将LS方法应用于多相流动问题的模拟。如图5所示,水平集域φ被定义为带符号的距离函数(Signed Distance Function),用于区分数值域中的2种流体，零等值面决定界面的位置，物理性质则根据φ函数进行计算，因此距离函数具有光滑连续可导的特性,从而使得LS方法在计算界面位置、曲率和法线方面具有突出的优势。

图5 Level Set方法示意图

图6为LS方法的主要求解流程：① 初始化距离函数；② 计算界面位置、法向和曲率；③ 计算LS对流通量；④ 时间推进LS对流控制方程；⑤ 修 正和重新初始化距离函数。其中,LS对流方程的解并不保留φ函数的距离特性,从而导致界面附近的物理量分布不连续,即质量不守恒的问题,所以需要在每个时间步之后修正和重新初始化。因此,学者对LS方法的改进主要集中在3个方面：采用高阶离散格式、改进距离函数重新初始化的过程和耦合其他守恒方法。

图6 Level Set方法求解流程示意图

研究表明,对流项使用高阶格式可以缓解数值耗散导致的质量守恒问题,如Shu和Osher[54]采用了TVD和ENO格式,Liu等[55]使用了WENO格式,Sussman等[56]给出了三阶ENO格式应用在LS方法中的实例,并与自适应投影方法相结合,以较低的计算成本实现了较高的界面捕捉精度。但是,对于可压缩流动问题,高阶的离散格式不能完全解决质量守恒问题[57]。为此,很多学者从改进重新初始化方程的角度进一步发展了LS方法,如,Olsson等[58-59]通过使用正则特征函数(Heaviside Function)来修正重初始化过程,一般称之为“守恒LS方法”,目前应用最为广泛；另一方面,Herrmann[60-61]基于误差随网格细化而成比例减小的事实,提出了RLSG方法,即对界面附近的网格细化并采用WENO格式进行离散,一定程度上缓解了质量守恒问题。

为了提高LS方法的质量守恒性,研究者基于将LS方法与其他质量守恒方法相结合的思路,发展了3种方法：PLS方法、HLSVC方法和CLSVOF方法。PLS方法[62-63]结合了欧拉描述的LS方法和拉格朗日粒子追踪方法的优点,既保证了质量守恒和界面的准确捕捉,又不需要高阶离散格式。HLSVC方法[64]保留了LS方法中界面光滑可导的特性,并与动态自适应网格结合,能够有效地解决质量守恒问题。CLSVOF方法作为LS方法与质量守恒方法的代表,由Sussman[65]首次提出,此方法的核心思想为：① 采用LS方法的符号距离函数计算界面法向和曲率以保证界面的精度；② 采用VOF的体积分数对流方程实现质量守恒。总的来说,以上3种耦合方法均能解决LS方法的质量守恒问题,但是与单独的VOF和LS方法相比,耦合方法更加复杂、编程难度更大、计算成本更高,所以实际复杂工程问题上应用较少。

1.2 流固耦合算法

流固耦合(Fluid-Structure Interaction, FSI)通常用于求解黏性流体与弹性结构体之间的多物理场耦合问题,在飞机迫降、坠撞和贮箱晃动等飞行器水载荷结构完整性分析领域发挥着重要作用。然而,由于这些问题具有很强的非线性和多学科特性,对其进行理论和试验研究比较困难[66]。

近年来,随着计算机算力的飞速提升,使得数值模拟流固耦合问题,尤其是耦合较为紧密的问题成为了可能。过去很多由于计算条件的限制采用单向耦合或者通过昂贵试验解决的问题,如今已经逐渐被更为精确和经济的双向耦合替代。图7 和表1为目前商业软件的流固耦合算法总结和3种流固耦合算法的优缺点。

图7 商业软件集成的流固耦合算法

流固耦合数值模拟按照耦合程度从紧到松[66-68]进行分类：单向耦合和双向耦合。当结构变形很小且对于流体载荷大小的影响可以忽略时,单向耦合的方法即可满足分析要求,即把固体假设成刚体,把流体载荷以时历过载的形式施加到结构上；当结构变形较大,且其变形显著影响流场分布时,则采用双向耦合进行数值模拟。

在双向耦合过程中,结构域的变形反馈给流体域求解器,并对网格进行重构,进而更新流体施加在结构上的载荷。根据结构域与流体域耦合的紧密程度,双向耦合可以分为“松散耦合”和“紧密耦合”。松散耦合指结构变形在流体载荷作用下趋于收敛,或者结构域对于流体域扰动的响应较慢的情形(反之亦然)；紧密耦合一般应用在结构域与流体域紧密联系的问题,一方的微小扰动就会使得另一方的响应产生显著变化,对方的变化同时又会对己方的扰动产生明显的响应。表1总结了单向和双向耦合的应用场景及其优缺点。在物理域信息交换形式上,耦合算法根据是否需要界面交换信息可以分为：完全耦合和分区耦合,其中分区耦合主要有：隐式迭代耦合和显式耦合,图8 所示为流固耦合算法分类和应用场景的总结。

图8 流固耦合算法分类和应用场景

完全耦合也称为整体求解法(Monolithic Approach),其求解思路为：流体和固体的方程组同时被求解,且2个物理域在时间和空间上以相同的方式进行数值离散,所以不需要在流体域和固体域的界面进行信息交互。此求解方式对于流固耦合现象非常强烈的问题具有较高的实用性[69]。然而,由于一体化求解的严格要求,导致完全耦合的计算效率远低于分区耦合,对于不同物理场景的适应性较低[70],目前仅有ADINA软件支持完全耦合。与完全耦合相比,分区耦合(Partitioned approach)最主要的特点为：流体域和固体变形分开求解,流体与固体的相互作用通过流固界面进行交互,保证流固界面的位移和变形在流体方程和固体方程中保持一致,从而得到符合真实情况的物理解。图9所示为完全耦合和分区耦合分类和求解过程示意图,图中Sf为流体求解器,Ss为固体求解器。

图9 整体法和分区法求解示意图

作为分区耦合的其中之一,隐式迭代耦合在求解的过程中需要采用迭代算法使得流固界面的力与位移达到平衡,即：在一个时间步内进行多次子迭代,最后使得流体流动和结构变形达到给定的收敛准则,如流固界面的位移和压力达到收敛判据。最常见的迭代算法有不动点法(也称块高斯-塞达尔法,Block-Gauss-Seidel Method)、牛顿-克利罗夫界面法(The interface Newton-Krylow Method)和准牛顿迭代法(Quasi-Newton Method)。研究表明[71],不动点法在动态松弛的条件下,能够简单高效地实现分区流固耦合域之间的数据传递。图10展示了不动点法在流体域与结构域进行子迭代的过程,其中,n为时间步,m为子迭代的总次数,F表示流体域,S表示结构域,P为压力,X为位移,U为速度。隐式迭代耦合的方法现阶段应用比较普遍,出现了很多比较成熟的软件平台,如：ANSYS基于Workbench平台的System Coupling、STAR CCM+与Abaqus联合仿真等。

图10 隐式不动点子迭代求解流程

与隐式耦合相比,显式耦合的求解策略基本类似,最主要的区别为：显式耦合不需要子迭代过程,直接进行时间推进,即：流体与固体只在显式时间步内进行交互[72]。如图11所示,显式耦合只在时间步内进行物理量的交换,流体域和固体域内的计算误差可能会在传递过程中累积,与隐式耦合相比,显式耦合需要更小的时间步长来保持计算的稳定,且计算结果的精度较低,但也有算法简单和计算成本较低的优点,因此,该方法主要适用于耦合程度较为松散的情况[73]。由于显式与隐式耦合求解策略比较类似,所以目前能实现隐式耦合的软件平台一般也支持显式耦合。

图11 显式耦合求解流程

总结而言,从单向耦合、显式耦合、隐式耦合到完全耦合,数值模拟的精度逐渐提高,计算效率逐渐降低。其中,单向耦合作为最简单的流固耦合实现策略,其应用场景比较局限,一般不推荐使用。显式耦合一个时间步内只进行一次界面信息交互,在处理耦合度不强的问题时具有较大的计算效率的优势,但是存在精度较低的缺点。隐式迭代双向耦合算法在一个时间步内进行多次内迭代,从而保证每个时间步内流体域与结构域物理量的平衡,可以在满足计算精度要求的前提下最大限度地提高计算效率和收敛性,是目前学术界和工业界最常用的流固耦合算法,同时在可预见的未来也将占据主导地位。因此,根据分析需求的不同,在研究飞行器水上迫降、坠撞以及贮箱晃动的结构完整性时可以考虑采用隐式和显式耦合算法。完全耦合将流体域和结构域的方程统一求解,存在每一个时间步的计算成本高昂和收敛速度慢的问题,所以该方法虽然具有最高的精度,但将其大规模应用在飞行器水载荷结构完整性分析问题上还有待技术的进一步突破。

2 水上迫降数值模拟应用与展望

飞行器水上迫降(Ditching)一般指飞行器受控情况下的水上紧急降落过程,包含有民机、直升机、航天飞机、返回舱等飞行器。由于水上飞机着水(Landing)的物理过程和力学特性与水上迫降比较相似,因此,本文将着水归类为水上迫降的一种特殊情况。调查结果表明,造成水上迫降的事故原因主要有：人为因素、燃油耗尽、发动机故障、机体损坏和恶劣天气等。水上迫降性能的研究一直是各国民航当局的重点关注课题,美国和欧洲对此进行了大量研究,其研究结果对波音和空客飞机的设计提供了重要参考,如美国联邦航空局、英国民航局和欧洲联合适航条例规定[74]：大型运输机必须通过模型试验、借助类似布局飞机的迫降性能进行类比外推等工程统计方法来验证水上迫降特性；中国民航适航条例CCAR-29部[75]对水上迫降的结构要求、试验施行方案和设备做出了明确注明和严格规定。

根据飞机是否受控进行分类,飞机水上迫降分为[76]：有计划降落和无计划降落。有计划降落指飞机在飞行员人为控制的情况下,以合理稳定的姿态降落水面,从而最大程度保证机体结构完整性和乘客安全性。无计划水上迫降指在发生突发情况下,飞行器不受飞行员控制,以不利于减小冲击载荷的状态降落水面。由于无计划水上降落存在多种不确定性,因此,目前各国学者的研究重点主要为有计划水上迫降问题。

有计划水上迫降主要分为4个阶段[77]：进近、撞击、滑行和漂浮。如图12所示[2]：① 进近阶段指飞机从开始下降到机身与水面接触之前的过程,此时飞行员通过调整姿态角、减小飞行速度、抛掷燃油以减少飞机重量、收起起落架、关闭通风口等手段,为后续入水撞击过程做准备,此阶段飞机受力为气动力、重力以及地面效应(Wing-In-Ground effect,WIG)对气动力的影响；② 撞击阶段指飞机触水冲击的过程,此时飞机的气动力和水动力载荷相互耦合,使得飞机姿态迅速变化、过载急剧增大,导致乘员不适、飞机姿态失稳、机身破损、机翼断裂和发动机着火等严重的后果：③ 减 速滑行过程指飞机经历水面撞击之后在水面滑行的过程,此时飞机速度和运动姿态主要由水动力决定,飞机可能出现机头入水下潜、跳跃和海豚运动等情况；④ 漂浮阶段是飞机在水面减速滑行停止后漂浮在水面上的过程,作为水上降落的最终过程,此时飞机的重力与浮力平衡,其漂浮特性主要由机体形状、重量和风浪等因素决定。

图12 飞行器水上迫降过程[2]

在上述4个阶段中,撞击阶段是飞机所受载荷最严重,最容易发生事故的阶段,其力学特性主要由气液固三相耦合决定。与地面坠撞相比,水面撞击时机体的结构载荷特性受到自由液面变形的影响,使得机腹的结构受力和吸能特性有所不同[78](如图13所示),因此,在研究水面撞击特性时不能完全参照地面坠撞的研究成果。

图13 飞行器地面坠撞和水面撞击受力示意图[78]

图14为飞行器水上迫降过程中水面撞击阶段的受力分析示意图,图中ρ为水的密度,g为重力加速度,h为深度，包括气动力、气动力矩、水动力、静水压力和水气混合效应。其中,水气混合效应在坠撞研究中一般并不考虑,但是对于有前飞速度的水上迫降来说,这种效应对于迫降性能的分析结果影响较大,尤其是负压会显著改变机体的姿态,因此,有必要总结这种效应的形成机理。

图14 飞行器水上撞击阶段受力示意图[77]

水气效应(Air-water Mixture Effect)主要体现在气垫、空化、吸力和流通4个效应,其形成过程为：① 机身接触水面后,部分空气在水面和后机身之间形成气垫(Cushioning),从而导致液面形状不规则变化,影响机身表面的压力分布和时历变化趋势[79]；② 随着机身进一步撞击水面,气垫受压缩后坍塌,产生大量气泡并可能导致空化效应(Cavitation)[80],此时空气与水剧烈掺混,气泡溃灭时的冲击波会对机身表面造成较大损伤；③ 由于机身形状和空化区域的压力小于环境压力,所以在后机身表面形成负压区,从而产生吸力效应(Suction)[81],其结果主要体现为：导致空气被大量吸入,形成流通效应(Ventilation)[82],造成机身浸湿面积的减小；④ 随着速度和姿态逐渐平稳,飞机进入水面减速滑行阶段,水气混合效应随之减弱并消失。上述4种效应中,吸力效应形成的负压和区域主要由前飞速度和后机身形状决定[77],使得机体产生较大的抬头力矩(Nose-up moment),可能导致飞机失速,从而气动力和气动力矩迅速减小,使得前机身重重地拍击水面上,并可能导致机头潜入水中[83]的危险情况；而机身触水点附近的正压导致机体低头(Nose-down),且此正压力在机身撞击水面后迅速达到最大值,使得后机身结构变形和破损,对乘员安全性和结构完整性造成极大威胁。研究结果表明[84],弹性体机身水上迫降的垂向过载峰值和水动载荷显著低于刚体数值模拟的结果,因此,飞行器水上迫降的研究必须考虑弹性机身、水动力以及由于水气固耦合造成气动力和气动力矩变化的影响。

总的来说,在研究飞行器水上迫降性能时,根据4个阶段飞行器力学特性的不同,其数值计算方法有较大区别:① 在进近阶段,飞行器仅受重力和气动力,同时水面形状和地面效应对飞行器气动力影响最大,因此可以采用FVM方法研究此阶段的气动力特性。② 在水面撞击阶段,飞行器的受力最复杂,气动力、水动力和结构响应之间相互耦合,水气混合效应对机体运动影响较大,基于水气固三相耦合的FVM方法可能是最佳的数值计算方法；另一方面,在飞行器设计和结构校核阶段,结构强度一般是重点关注问题,对于设计人员而言,基于快速计算的前提,气动力可以采用简化力的方式进行处理,从而可以采用液固耦合的SPH-FEM或ALE-FEM方法校核水面撞击时机身底部的结构响应。③ 在滑行阶段,气动力和水动力占主导,结构响应可以忽略,FVM方法在计算水气两相流方面具有精度较高的优势。④ 在漂浮阶段,针对流场环境的不同可以选择不同的计算方法,详细论述见本文第3节。

目前,工程上一般需要重点关注的水上迫降指标有[85]：① 保证机体结构尤其是机身的完整性,从而保证人员的安全；② 保证乘员不能承受过大的冲击载荷；③ 保证飞机迫降后能平稳的在水面漂浮足够长的时间,直到所有乘客从飞机上安全撤离。

围绕上述3个指标,目前国内外学者在水上迫降的研究路线可以总结为：通过数值模拟的手段对影响水上迫降性能的参数进行详细分析,并根据计算结果对飞行器操纵和机体结构设计提出技术指导和改进,具体可分为以下三方面。

2.1 飞行参数对水上迫降的影响

基于机身刚体模型,研究进近阶段的飞行参数对撞击过程的影响,如入水姿态角和位置、飞行速度、襟翼偏角等。研究重点为：分析着水时机体姿态角和飞行速度对气动力和水动力、机体过载等结果的影响,并总结其影响规律,给出不同条件下的最佳迫降参数,为飞行器水上迫降试验、设计和适航认证提供参考。

早期在此方面的研究以欧美学者为主,研究手段为简化数值模型方法,其结果与试验相比有较大出入,如：1988—1994年[86-88],以NASA和波音为主的机构采用动量理论、势流理论和面元法等方法对DHC-7飞机、航天飞机和阿波罗登月舱等飞行器的水平迫降过程进行了评估,其计算结果误差较大。进入21世纪后,随着CFD算法和硬件技术的发展,众多欧美学者和研究机构依托NASA、美军和欧盟资助的项目,应用RANS、ALE和SPH方法对水上迫降问题进行了广泛的研究,其模拟结果的精度与早期的简化模型相比有了显著提高。

由于欧美早期进行了大量的研究,其结果有力地支撑了空客和波音等公司后续类似机型的发展,所以近些年来,欧美学者在飞行参数对迫降影响方面的研究并不多见。而中国因为发展大飞机的需求,水上迫降问题在过去的10年中受到了国内众多高校和科研院所的广泛关注,包括：北京航空航天大学、南京航空航天大学、西北工业大学[89]、中国特种飞行器研究所[90]等,其模拟手段以CFD商用软件为主。

北京航空航天大学刘沛清课题组[1,91-96]自2009年至今,以ARJ-21、C919和SAX-40、AG600等民机和水上飞机为研究对象,基于RANS求解器和二次开发的算法,对水上迫降问题进行了深入研究,得到了一般性的结论,如：迫降过程中,触水时的冲击作用导致飞机下表面水线附近产生较大的正压峰值,入水后的浸没滑行作用导致机身尾部出现大面积的负压区,使飞机发生大幅抬头现象,并指出对于常规布局的民机而言,其最佳迫降姿态为10°～12°,图15[1,92]为该团队的部分研究成果。

图15 北航刘沛清团队的部分水上迫降数值模拟结果[1,92]

南京航空航天大学童明波和肖天航课题组[97-107]自2016年以来主要采用FVM、SPH和ALE算法,重点研究了不同俯仰角、偏航角和滚转角对直升机迫降的影响规律,并编写拥有自主知识产权的SPH软件,解决了SPH不能有效模拟尾部吸力的问题；同时运用动网格和嵌套网格策略,基于Fluent和Star CCM+软件,采用高速平板模型和NACA2929常规布局飞机的缩比模型进行了数值验证,从将这2种网格策略应用在地效飞行器、水上飞机、直升机和航天器的水上迫降问题的研究,图16[99-100,107]展示了本团队的部分研究成果。

图16 南航童明波和肖天航课题组的水上迫降模拟结果[99-100,107]

南京航空航天大学孙建红团队[108]采用LS-DYNA的ALE算法模拟了带气囊直升机的水上迫降过程(图17),并分析了入水速度、姿态角和气囊安装位置对冲击过载的影响。结果表明：下沉速度对冲击载荷影响显著,而水平速度对冲击载荷影响较小；加装气囊能降低入水的冲击加速度峰值；最佳入水迎角为8°。

图17 直升机静水面着水模拟结果[108]

2.2 波浪水面对水上迫降的影响

基于机身刚体模型,研究波浪水面对迫降过程的影响。研究重点为：建立数值波浪模型,分析静水面和波浪水面时水上迫降的性能差异,并研究迎浪、顺浪、波高、波长以及不同波浪位置等波浪参数对结果的影响。

目前,国内外在此领域的研究起步较晚,近些年才开始研究波浪对水上迫降的影响。如图18所示,英国学者Woodgate等[109]于2019年运用SPH方法对AW159直升机4级波浪着水过程进行了数值模拟,并将其结果与试验值对比,指出SPH方法对粒子分辨率、流动模型参数、固体与流体的边界处理敏感度较高。

图18 基于SPH方法的直升机波浪着水模拟结果[109]

自2016年以来,国内南京航空航天大学、北京航空航天大学[110]、上海飞机设计研究院[110]、中航工业特种飞行器研究所[111]、中国民航飞行学院[112]和哈尔滨工程大学[113]等单位对此课题开展了研究。其中,南航童明波和肖天航课题组[99,106-107]以ALE、SPH和RANS方法为数值模拟手段,分别采用推板造波(Push-plate wave-maker)和速度入口造波(Velocity-inlet wave-maker)方法建立三维数值非破碎波浪水池(3D Numerical non-breaking wave tank),研究了各类飞行器波浪情况的水上迫降的性能,重点分析了不同波浪等级和波浪迫降位置等波浪参数对飞行器水上迫降的影响,图19所示为该团队的部分研究成果。结果表明：与静水面迫降相比,规则波和不规则波浪迫降时机体的运动影响和影响规律差别较大,波浪等级越大,机体垂向载荷越大,机体的姿态角响应则与波面形状和迫降速度密切相关；波浪水面的触水位置对机体运动响应影响较大。

图19 南航童明波和肖天航课题组飞行器波浪情况水上迫降数值结果

2019年,中航工业特种飞行器研究所Hu等[111]基于ABAQUS软件中的CEL(Coupled Eulerian Lagrangian)方法,采用数值推板造波方法建立三维数值水池,研究了波高对双浮筒水上飞机着水特性的影响,如图20所示。结果表明：飞行器波浪着水产生明显的弹跳现象(Bouncing phenomenon)；波高越大,机体运动响应参数越大大；着水时机体遭遇第1个波时的载荷大于第2个波的值。

图20 基于ABAQUS软件CEL方法的水上飞机波浪着水模型和数值水池[111]

2.3 弹性体对水上迫降的影响

21世纪以来,随着流固耦合技术的进步,尤其是SPH-FEM和ALE-FEM的发展,逐渐涌现了一批较为成熟的数值模拟软件,如LS-DYNA、Pam-Crash、RADIOSS、MSC.DYTRAN等,使得国内外学者开始关注弹性体机身着水的特性,其研究重点为：建立弹性体有限元机身模型,结合流固耦合算法,研究不同姿态角和飞行速度等参数对弹性体机身着水的影响,重点考察机身应力分布和变形情况,确保机身结构的完整性,为机构结构设计提供参考。

自2000年以来,以英国克兰菲尔德大学(Cranfield University, CU)、德国汉堡理工大学(Hamburg University of Technology,TUHH)、德国国家宇航研究中心(German Aerospace Center,DLR)、法国宇航实验室(French National Aerospace Research Centre,ONEAR)、法国ESI公司(Engineering Systems International)、意大利航空研究中心的坠撞试验室(Italian Aerospace Research Center, Crashworthiness Laboratory,CIRA)、空客结构动力学与气弹部门(Structural Dynamics and Aeroelasticity Department Military Aircraft.Airbus Defence and Space)、NASA兰利冲击动力试验室(Impact Dynamics Research Facility of NASA Langley Research Center)、美国陆军研究试验室(US Army Research Laboratory)为代表的欧美研究机构在欧盟、NASA和美国军方的资助下,基于ACAP(Sikorsky Advanced Composite Airframe Program)、CRAHVI(Crashworthiness of Aircraft for High Velocity Impact)、CAST(Crashworthiness of Helicopters onto Water)、SMAES(Smart Aircraft in Emergency Situations)和SARAH(Increased Safety and Robust Certification for Ditching of Aircrafts and Helicopters)等项目[11,20-22,114-123]对弹性飞行器入水问题进行了大量研究,研究机型有：西科斯基S-75直升机、荷兰福克VFW614客机、空客A321、空客CN235军机和英国韦斯特兰WG30直升机。

2000年,美国学者Fasanella等[114]基于美国陆军研究中心资助的ACPC项目,采用MSC.Dytran软件的FEM方法对西科斯基S-75 ACAP直升机进行了全尺寸全机弹性体有限元建模,分析了该直升机地面迫降的结构响应,并与兰利中心的试验结果进行了对比,如图21所示。该研究通过与试验结果的对比,数值模拟准确预报了直升机的总体变形形状、宏观参数的量级、机腹壁板的机构响应和发动机支撑梁的失效,验证了MSC.Dytran软件中FEM方法研究飞行器坠撞机体结构响应的合理性。

图21 全尺寸S-75 ACPC直升机地面迫降预测和真实结果对比[114]

2001年,德国学者Bensch等[115]基于KRASH软件(此软件最初由美国陆军资助开发[116]),开发了数值计算与理论方法相结合的混合求解策略(图22)：通过水动力与结构响应和机体表面压力分布分开求解后耦合的方式；并采用此粗略对荷兰福克VFW614客机有计划水上迫降问题进行了研究,与试验测试结果进行了对比。此混合求解策略对计算复杂构型飞行器弹性体水上迫降全过程的模拟起到了较强的启发作用。

图22 飞行器水上迫降水气固三相耦合混合求解策略[115]

2002年,法宇航(ONERA)学者Ortiz等[117]基于CRAHVI项目,应用RADIOSS软件中的ALE/SPH方法与有限元耦合的方式(图23),分析了全尺寸空客A321飞机迫降时机身的变形和压力情况,该论文有力地证明了ALE/SPH-FEM方法研究弹性体飞机入水的可行性,但由于网格变形较大导致ALE算法产生负体积,从而出现计算过程不稳定的问题。

图23 全尺寸A321弹性体迫降模型和计算结果[117]

随后,在2000—2008年期间,以Vigliotti[118-119]和Hushes[11,120-121]等为代表的克兰菲尔德大学、CIRA[122]、DLR、ESI、NLR和ONERA等研究机构基于欧盟的CAST项目,对全尺寸韦斯特兰WG30直升机水面坠撞和水上迫降进行了试验,其试验结果对直升机水上迫降研究和机身结构设计起到了重要的指导作用,如：直升机水面撞击后几秒内会发生倾覆和沉没、起落架结构变形对机身结构吸能几乎没有贡献等。图24和图25为该项目的试验场地和试验结果。

图24 意大利宇航研究中心-航空结构冲击测试试验室的全尺寸飞行器迫降水池[122]

图25 WG30全尺寸直升机水上撞击试验[17，118，122]

同时,该项目分别采用Pam-Crash和LS-DYNA软件中的ALE/SPH-FEM方法进行了数值模拟,其主要结论有：① 撞击初期的数值模拟结果与试验相比精度较好,从而证明了这2个软件在研究弹性体飞行器水面坠撞特性的可行性和精度,但是正确模拟水上迫降全过程还需要在气动力和水动力模拟方面做出进一步的努力；② 从宏观量化数据的对比来看,机身结构变形模拟效果较好,机体加速度时历曲线高于试验结果,分析原因为数值模型没有考虑空气的影响,从而缺少了气垫的缓冲作用；③ 从细观的量化对比结果来看,机身表面压力、结构应力和失效等精细化数值模拟结果误差较大,尤其是压力分布的时历结果对于试验和模拟而言均存在较大困难。图26[118,120]为该项目的部分试验和数值模拟结果。

图26 WG30全尺寸直升机水上撞击模拟和试验结果对比[118,120]

针对CAST项目的研究结果,由英国克兰菲尔德大学牵头,联合欧洲多国的高校、公司和研究机构,于2011—2014年开始了欧盟资助的SMAES项目[123]的研究,该项目核心目的：发展用于飞行器水上迫降的数值模拟算法和工具,其验证试验的机型为空客CN235军用运输机。该项目最重要的研究成果之一为解决了SPH计算水上迫降时不能模拟尾部吸力的问题,如：Gomes[124]、Groenenboom[125]和Climent[17]等,通过修正SPH罚函数接触算法中的SEPTHK厚度因子[126],应用LS-DYNA和PamCrash软件的ALE和SPH算法,对CN235飞机的刚体和弹性体水上迫降进行了模拟,结论表明尾部吸力对结果影响较大。图27[17,124-126]为部分试验和数值模拟成果。

图27 空客CN235军用运输机缩比模型水上迫降试验和弹性体模拟结果[17,124-126]

2016—2020年,欧盟在水上迫降领域投入了更多的人力和物力,发起了SARAH项目,德国、法国、意大利和西班牙参与了该项目的研究,项目的研究目的为：针对下一代固定翼飞机和直升机,为水上迫降提供适航规章和认证方面的指导,同时提高飞行器水上迫降的结构完整性和安全性。为此,Seiler和Climent等[20,127]通过建立全机弹性体有限元模型,采用SPH和RANS的数值模拟方法,重点研究了飞行器水上迫降的受力特性和吸能模式,并从飞行器设计和适航取证的角度提供了建议：① SPH方法在模拟只有下沉速度的飞行器水面撞击时(如直升机),能得到满意的结果,但是在计算有前飞速度的飞行器(如客机)水上迫降时则有较大缺陷,因此,空客的相关部门已停止了这方面的研究[127]；② RANS方法能保证流体特性的模拟,但是在考虑水气固三相耦合的水上迫降方面还存在计算成本过高和效率低的缺点。图28为该项目的部分结果[22,127]。

图28 欧盟SARAH项目的弹性体飞机水平迫降的数值模拟研究成果[22,127]

国内在弹性体飞行器水上迫降的研究则主要采用MSC.Dytran和LS-DYNA软件的ALE-FEM算法,研究单位以北京航空航天大学[128-130]、南京航空航天大学[131]、上海交通大学[132]、上海飞机设计研究院[84]、武汉理工大学[90,133]和中国特种飞行器研究所[90]为主。

2008年,胡大勇等[128]基于某型运输机水上迫降模型试验得到的机身压力分布,在MSC.Dytran软件中建立了全机有限元模型,通过在机身底部施加压力边界条件的方式,校核了机身蒙皮强度,图29为机身压力施加示意图。

图29 某型运输机水上迫降压力边界条件施加[128]

2010—2012年,张韬等[130]对某型支线客机进行了水上迫降缩比试验,并基于MSC.Dytran软件中的流固耦合算法,建立了弹性体水上迫降数值模型,结果表明：尾部吸力对水上迫降影响较大,且必须考虑空气对尾部吸力模拟的影响。图30 所示为该支线客机的水上迫降试验和数值模拟的部分结果。

图30 某型支线客机水上迫降试验和数值模拟结果[130]

2014年,张苏等[90,133]采用ALE算法,分别建立了民机水上迫降刚体和变形体有限元模型,其中变形体模型的建模策略为：将CFD软件计算的气动力施加在飞机结构上,建立后机身有限元模型,飞机其余部分按照刚体进行处理,如图31所示。该研究总结了刚体模型与变形体模型的水上迫降运动特性的差异,并指出试验和数值模拟中采用刚体模型不能完全准确地体现飞机水上迫降的真实性能,且变形体模型的法向和纵向过载峰值均低于刚体模型,说明机身底部变形能明显吸收冲击能量,从而提高水上迫降时乘员的安全性。

图31 民机水上迫降弹性体建模与模拟结果[90,133]

2.4 飞行器水上迫降数值模拟总结与展望

综上所述,国外自21世纪以来,基于欧盟和NASA、美国军方的资助下,在水上迫降飞行参数和弹性体模型方面成果较为丰硕,极大地推动了水上迫降领域的研究,尤其是ALE和SPH在工程领域的应用,研发了KRASH、Pam-Crash和LS-DYNA等软件,在算法和软件等方面积累了深厚的自主知识产权优势；国内的主要研究重点为基于刚体模型研究飞行速度和入水姿态角对水上迫降的影响,针对弹性体迫降的研究成果较少,在刚体飞机波浪情况水上迫降的研究具有较大优势,主要研究工具为：Fluent、Star CCM+、Pam-Crash、LS-DYNA和MSC.Dytran等商业软件,严重缺乏算法和软件的自主研发能力,对国外软件的依赖度非常高。

针对以上水上迫降领域,尤其是水面撞击阶段的研究进展和国内外发展现状,存在的难点问题主要有：进近阶段,复杂风浪流环境飞行器地面效应的气动力特性；水面撞击阶段,水气混合效应机理研究、水气固耦合和尾部吸力对机体载荷和运动响应的影响规律；高速水流冲击的结构动力学特性；水面滑行阶段,波浪对机体运动规律的影响,以及机翼振动与波浪遭遇频率的耦合特性。基于这些问题提出以下展望和建议：

1)将水上迫降的数值建模方式从两相流刚体模型和单相流弹性体模型,拓展到水气固三相耦合模型,从而全面地研究飞行器水上迫降气动力、水动力和机身结构响应特性。

2)针对目前已有的各类飞行器机身结构布局形式,研究机身结构吸能模式,确保飞行器在水上迫降时的结构完整性,为适航取证提供更加细致和量化的技术支持,并为下一代飞行器的发展提供设计依据和参考。

3)将飞行器水上迫降的研究从有计划迫降延伸至无计划水上迫降,评估极端情况下的飞行参数对机体结构完整性和乘客安全性的影响,如较大的迫降初速度和负姿态角等。

4)基于国内已有的波浪情况飞行器水上迫降的研究成果,将水面情况从规则波向不规则波和风浪环境模拟方面延伸,进一步确保飞行器水上迫降数值模拟时水面环境的真实性。

5)从机理研究的角度出发,采用更加精细化的数值模拟算法,如基于FVM的LES和DNS方法,以及完全耦合等方法,深入研究水上迫降撞击阶段的力学特性和水气混合效应,探索气动力、水动力和结构变形对飞行器水面撞击特性、结构完整性和乘客安全性的影响规律。

6)借鉴欧盟的合作研究模式,加大水上迫降缩比和全尺寸模型的试验研究,如标模试验,并向国内各大高校和科研院所公开试验模型和数据,为水上迫降数值模拟提供对比参考依据,提升国内水上迫降的整体研究实力。

7)充分利用现有的研究成果,借鉴国外数值计算方法研究的成功经验和失败教训,按照从易到难的发展策略,对标国外成熟的商业软件,加大适用于水上迫降研究的数值计算方法和软件的研究和开发,从而提高我国在水上迫降数值模拟的自主研究能力。

8)建议由国内在飞行器水上迫降领域具有深厚积累和优势的科研单位,如北京航空航天大学、南京航空航天大学、中国特种飞行器研究所、中国直升机设计研究所等,定期召开面向国内和国际的飞行器水上迫降研讨会和国际会议,促进业内学者和工程师的学术交流,逐步形成开放活跃的研究氛围,扩大国际影响力。

3 水上漂浮数值模拟应用与展望

自人类发明飞行器以来,海上飞行活动的逐渐增加,尤其是具备海上漂浮设备的直升机的大规模使用和民机设计时的漂浮性能要求,如中国民用航空规章第25部对运输类飞机的漂浮性能提出了明确的规定[134]：“在合理可能的水上条件下,飞机的漂浮时间和配平能使所有乘员离开飞机并乘上救生船。如果用浮力和配平计算来表明符合此规定,则必须适当考虑可能的结构损伤和渗漏。如果飞机具有可应急放油的燃油箱,而且有理由预期该油箱能经受水上迫降而不渗漏,则能应急放出的燃油体积可作为产生浮力的体积”；美国FAA也对飞行器漂浮和平衡特性提出了明确要求[135],使得飞行器紧急水面漂浮的重要性日趋凸显。因此,有必要对飞行器水面漂浮进行总结。

作为飞行器水上迫降和坠撞的最后一个阶段,水面漂浮(Floating)指飞行器在无动力状态下,受到风力、重力、静水浮力和水动力作用下的动态过程。一般而言,飞行器的水上漂浮性能最重要的2个特性[31,136]为：漂浮特性和动态平衡特性。

漂浮特性指飞行器迫降后有充足的漂浮时间保证全部乘员离开飞机,包括3个具体的参数：自由浮态、漂浮稳性及漂浮时间。前两者主要从静态配平角度分析飞行器的漂浮能力[137],后者则采用准静态和动态的方法分析飞行器的动态进水及下沉情况。

如图32所示,自由浮态指飞行器仅在重力和浮力作用下所达到的平衡姿态,同时,根据水上迫降后飞行器是否发生破损分为完整浮态和破舱浮态[137]。图中CG为重心,CF为浮心。其中,完整浮态不需要考虑进水的影响,当飞行器重力与浮力相等且位于同一垂线时,飞行器处于平衡状态,此时的入水深度和姿态角即为完整浮态,一般通过排水体积法[138]计算；破舱浮态则需要在不沉性理论[38]的基础上,综合考虑各位置的破损面积(图32)、内部舱室的分段、人员的分布等情况,主要采用静力学理论、动力不沉性理论和概率论等方法进行分析。

图32 飞行器自由浮态示意图

漂浮稳性指飞行器发生倾斜时自行恢复到原来平衡位置的能力。若飞行器从平衡位置开始逐渐倾斜且倾斜的角速度很小,则此时的倾斜角与恢复力矩之间的关系曲线称为静稳性恢复力矩曲线,简称为静稳性曲线；当倾斜角速度较大时,惯性对船舶漂浮稳性的影响不可忽略,此时倾斜角与稳性力矩之间的关系称为动稳性曲线。从静稳性的定义可知,当飞行器的静稳性力矩为零时,其对应的倾斜角即为飞行器的浮态结果。在稳性的发展历程中,稳性研究一般针对恢复力矩的计算及影响因素展开,在工程分析中,主要以静稳性曲线初步判断飞行器的漂浮稳定性。

漂浮时间指飞行器的进水线从自由水线达到客舱甲板或机室舱门所需的时间。目前漂浮时间的研究方法分为两类[139]：流场域数值模拟方法,如：基于RANS的CFD方法和SPH方法；以不沉性理论[38]为基础的简化方法,也称为准静态方法(Quasi-static Method)。

动态平衡特性指飞行器水上迫降并减速滑行后,浮体在外界激励的作用下维持动态平衡姿态的能力,即：研究飞行器在风浪作用下的姿态动态变化过程,避免发生倾覆和下沉等事故,确保飞行器以安全姿态保持平衡且姿态角和升沉位移等运动参数变化较小,从而保证飞行器的安全逃生出口位于水面之上。图33所示为飞行器在风浪作用下的受力分析示意图,包括侧风力、侧风力矩、波浪力、波浪力矩和静水压力等。其中,风浪的作用力随着飞行器姿态的变化而改变,复杂的风浪耦合作用,尤其是不规则风浪的影响,加大了飞行器海上漂浮动态特性的分析难度,目前,通过数值模拟的方法完整实现此过程的分析存在较大难度。因此,衍生出了切片方法和各类运动预报方法,其主要策略为：根据已知若干波浪周期下飞行器的平衡特性计算结果,基于各类理论和假设,建立飞行器横摇-纵摇-垂荡动力学模型[38],从而推算剩余未知风浪周期对飞行器动态漂浮运动曲线的影响。

图33 飞行器漂浮受力示意图

总的来说,在研究飞行器水上漂浮性能时,一般需要满足的指标有：① 飞行器自身是否具有足够的漂浮能力；② 飞行器发生破损时,是否具有漂浮能力和足够的漂浮时间以保障乘员撤离；③ 在 恶劣的风浪环境下,飞行器是否会发生下沉或者倾覆等危险。

围绕上述3个指标,目前国内外学者对水面飞行器的漂浮性能研究,主要关注的重点有以下3个方面。

3.1 飞行器构型参数对水上漂浮的影响

基于刚体模型,校核飞行器静浮态和稳性,研究飞行器构型对静水面情况下漂浮特性的影响,如机身外形、重心位置、气囊和气垫等。

静稳性研究最早起源于于船舶领域,国外学者早期通过初稳心高度判断船舶的稳性,并提出了稳性力矩曲线的概念[140]。随后,飞行器设计和研究人员借鉴船舶领域的研究成果,引入静稳性的概念,用于飞行器水上漂浮性能的研究。

早期在这方面的研究主要采用试验和理论计算结合的方法,其计算结果精度较低,如：1970年,John和William[141]通过大量试验结果建立了几种典型漂浮情况的几何外形,根据特征尺寸推导了稳性函数,并将其引用到带气囊的贝尔206A的静稳性计算当中,研究了不同气囊安装方式对稳性的影响,但计算结果并不精确,计算方法存在较大的局限性,不具备普适性。2005年,Taylor[142]采用HyperMesh软件的面网格建立了阿波罗返回舱几何外形,将能计算封闭曲面体积的Green理论集成到FloatStab软件中,从而得到了阿波罗返回舱的自由浮态和静稳性曲线；同时,针对阿波罗11号返回舱海上漂浮时的翻转问题,对加装气囊后的模型进行了漂浮特性分析,如图34所示,加装气囊后的静稳性曲线的振幅大幅度降低,其漂浮特性更好。

图34 阿波罗返回舱数值模拟和试验结果[142]

2015年,北京航空航天大学的赵芸可等[143]以自编的VB程序为计算平台,简化飞机几何外形,采用梯形法计算飞机水下浸没部分的体积,利用阿基米德原理计算了浮力和浮力矩,求解了固定翼飞机静水面漂浮特性,如图35所示。结论指出：上单翼飞机的静浮态姿态角为轻微抬头,其使用重量和重心包线内均能保证飞机静水面的稳定漂浮。

图35 飞机浮力和浮力矩求解示意图[143]

随着计算机技术的发展,复杂几何外形描述精度逐渐提高,涌现了一批优秀的三维造型软件如：CATIA、SolidWorks等,国内学者将排水体积法与这类软件结合,求解浮力和浮力力矩,得到了比较精确的漂浮特性结果。1993年,上海交通大学的学者针对移动式海上平台提出了漂浮稳性计算方法[144],并于2009年基于SolidWorks开发研究了漂浮稳性计算程序[145]。自2012年起,中国直升机研究所汪正中等[146-147]根据水上飞机的横向稳性计算原理和海洋船舶稳性规范,结合三维造型软件,建立了直升机的横向稳性计算方法(图36),对漂浮稳性进行了分析,并与试验进行对比,其研究结果表明：直升机的静水横向稳性可以忽略气囊的变形对结果的影响。

图36 直升机静稳性计算示意图和缩比试验模型[146]

总的来说,排水体积法能计算飞行器的自由浮态,但是存在简化几何外形的缺点；同时,在计算静稳性和动稳性曲线时忽略了水动力的影响,存在一定误差。基于这2个问题,国内学者近年来采用CFD和ALE等数值计算方法,建立完整飞行器几何外形的模型,得到了较高精度的漂浮特性结果。2013年,武汉理工大学的马中帆等[31,148]基于LS-DYNA软件中的ALE方法,采用罚函数接触算法模拟飞机与水面的作用力,对水上飞机静水面漂浮特性进行分析,并研究了不同重心位置对飞机漂浮稳性的影响,图37所示为LS-DYNA中的数值计算结果,表明：重心位置前移导致机体下沉和姿态角增大,重心侧向偏移对静稳性影响较大,可能会发生侧翻的事故。

图37 水上飞机漂浮特性数值计算结果[31]

2012年至今,南京航空航天大学的孙建红团队[108,149]和童明波团队[150-152]采用LS-DYNA软件对直升机漂浮稳性进行了深入研究。其中,侯斌[108]应用ALE算法计算了直升机的完整浮态(图38)；杨周[151]和李乐[152]等基于maxsurf软件,通过等排水体积法研究了带应急气囊直升机的横向静稳性；同时,基于MATLAB和LS-DYNA软件,通过单元压力法研究了带应急气囊直升机横向静稳性,以及刚体和柔性体气囊对结果的影响,结果表明：与排水体积法相比,ALE的稳性结果更加精确；带柔性体气囊的直升机漂浮稳性结果与试验值更加吻合,如图39[152]所示。

图38 直升机漂浮完整浮态[108]

图39 直升机漂浮特性数值计算模型和结果[152]

2020年,北京航空航天大学的刘沛清团队[96]采用Fluent软件模拟了水上飞机静水面降落的全过程,漂浮阶段从17 s开始,姿态角由4.32°最终降为2.71°,图40为水上飞机漂浮阶段的完整浮态的机体姿态、水线位置和机腹压力云图。

图40 Fluent软件模拟的水上飞机完整浮态[96]

3.2 飞行器水上漂浮的破舱稳性

基于刚体模型,研究飞行器的不沉性,即机身发生破损时的破舱稳性和漂浮时间。研究重点为：针对不同破舱位置和破舱形式,研究机体破舱进水的过程,判断机体是否会发生侧翻和下沉等事故,为乘员撤离和救援提供技术支持。

破舱稳性[137-138],也称为抗沉性和不沉性,指船身或机身在破舱浸水后仍保持一定浮性和稳性而不至于沉没和倾覆的性能。破舱进水一般分为3个阶段[153-154]：瞬时进水(Transient Flooding)、持续进水(Progressive Flooding)和稳定阶段(Steady State),图41为破舱过程示意图[153]。

图41 破舱进水的主要过程[153]

图42[153,155]为破舱过程的3个阶段涉及的物理问题。其中,第1阶段涉及复杂的流固耦合现象[155],由于船体表面破损,水压远大于舱室内气压,在破损处产生喷水和飞溅等现象,破损的位置和尺寸极大地影响船体的运动,严重时可能导致倾覆事故；如果船体没有倾覆,则进入第2阶段,水体通过破损处持续进入其他舱室,产生复杂的水动力现象,如：自由液面流动、晃动和冲击等[156],从而导致船体不稳定运动；当舱室内的进水量累积到一定程度时,即到达第3阶段,此时如果重力和浮力相互平衡,则船体保持稳定漂浮状态,即破舱浮态,反之,则船体沉没。

图42 破舱进水的物理过程[153,155]

目前国内外关于破舱进水的研究主要集中在逐渐进水过程,其研究方法分为两类[139]：流场域数值模拟方法,如基于RANS的CFD方法、基于势流理论的浅水方程(Shallow Water Equation, SWE)数值求解方法和SPH方法等；以不沉性理论为基础的简化方法,也称为准静态方法(Quasi-Static Method)。

20世纪70年代,苏联学者马涅采夫[38]对船舶的不沉性进行了大量的理论研究,随后学者[138]在此基础上总结了不沉性理论3个主要方面：静力学理论、动力不沉性理论和概率论,并将其与数值计算方法结合,逐渐形成了以不沉性理论为基础的简化方法,用于研究时域内破舱模型的稳性变化和漂浮时间,该简化方法的计算流程分为3个步骤[157-158]：

1)基于衡准计算方法,确定风浪环境参数和机体破损情况,包括[137]：确定性方法和概率论方法。前者为环境参数和漂浮参数,后者为随机参数。确定性方法的研究成果较多且比较成熟,后来随着SLOAS(Safety of Life At Sea)公约[159]的制定,研究人员逐渐重视概率论方法的研究,其主要策略为根据大量试验结果建立概率模型,确保浮体在任意随机的环境下具备不沉性。

2)基于静力学理论,建立进水量随时间变化的力学模型,主要有线性近似法和非线性逐步近似法。其中,线性理论基于一次近似原理,对实际飞行器外形进行简化,以及内外水线和进水方式进行了假设,适用于飞行器倾角和吃水变化较小的情况；非线性理论用于研究飞行器倾角和吃水变化较大的情况,一般采用逐步近似法和图解法进行求解。

3)最后基于动力不沉性理论,采用增加载荷法和损失浮力法,研究破舱稳性和浮态随时间的变化。将进水量计入飞行器重力,即为增加载荷法计算飞行器浮态；将进水量记作损失的飞行器容量体积,即为损失浮力法。

目前,破舱稳性的简化计算方法在船舶领域发展比较成熟,形成了大量的算法和软件,如：maxsurf、COMPASS、Estab和NAPA等。国内外学者应用这些软件进行了大量的研究[154,159-161],如：Pekka[154]基于上述简化计算方法的3个步骤,针对逐渐进水过程进行了研究,与试验进行对比(图43),并指出：简化方法能够用于船舶进水问题时的工程预报；但是其计算结果低估了破舱进水第一阶段的横倾角,且由于无法考虑舱室内流,建议采用更加精细化的模拟方法。

图43 船舶破舱进水试验和数值模拟[154]

上述基于不沉性理论的简化方法和应用实例忽略了持续进水过程带来的自由液面变形、水体晃动、喷溅和冲击等问题(如图44[159]所示),即没有考虑舱室内部的进水流动问题[156-162]。另外,简化方法无法考虑流体黏性,并对船体外形和内部空间布置进行了较大程度的模型简化。因此,简化方法存在无法精细化模拟破舱过程的缺点。

针对此缺点,基于流场域数值模拟的破舱进水计算方法逐渐兴起,主要采用基于RANS的CFD方法和SPH方法。高志亮团队[163]和Strasser[164]应用CFD-RANS求解器,张阿漫课题组[153,165]基于自编的SPH求解器(图45),对静水面和波浪水面情况下破舱进水的问题进行了详细的研究。这些研究结果表明：试验结果存在明显的尺度效应(Scale effect)；CFD能较好地模拟破舱后浮体的运动响应和非线性现象；破舱进水第3个阶段(稳定阶段)的内流和外流均比较平缓和稳定,此时的浮体姿态为破舱浮态,可以采用准静态的简化方法进行计算；破舱进水与波浪的耦合作用力带来舱室贮箱晃动的问题；与静水破舱相比,波浪对破舱稳性影响较大,浮体存在倾覆和侧翻等安全性问题。

图45 SPH方法模拟静水面和波浪水面破舱进水过程[153,165]

相比而言,在飞行器破舱稳性研究方面,国外公开的相关研究成果较少,国内则主要以北京航空航天大学、南京航空航天大学和中国特种飞行器研究所等单位为主,均采用基于不沉性理论的简化方法,近几年才开始起步,存在研究手段单一、模拟结果粗糙和研究水平较低等缺点。

2015—2019年,中国特种飞行器研究所的王明振等[166-167]采用CAITA软件的二次开发技术,基于阿基米德静力学理论,通过增加载荷法研究了波音737-700飞机和某型固定翼飞机机身进水时的漂浮特性(图46),分析了破损面积和重心位置对破舱稳性的影响,总结指出：破损尺寸和重心位置对飞机静水面破舱漂浮特性影响较大,而重心高度的影响可以忽略；破舱进水量和速度与静水面漂浮时间呈现负相关的趋势,随着漂浮时间的增加,飞机纵倾角增大,横倾角减小。

图46 机身破舱模型和简化方法计算流程[167]

2016年起,本文作者课题组以直升机为研究对象,通过损失浮力法建立平衡方程,分别采用了CATIA二次开发和MAXSURF软件,得到了破舱后的浮态及稳态结果；通过准静态的方法,基于Hypermesh软件,求解了直升机多舱室发生进水时各舱内的进水情况。图47为部分研究成果。

图47 基于简化方法的直升机破舱模型和计算结果

3.3 波浪对飞行器水上漂浮的影响

基于刚体模型,研究波浪对飞行器漂浮性能的影响,其研究重点为：预报规则波和不规则波情况下浮体的运动响应,分析波浪参数和波浪传播方向对漂浮特性的影响规律,为飞行器海上漂浮的安全性分析提供技术支持。

目前,飞行器波浪漂浮问题的分析可以借鉴船舶领域的耐波性(Seakeeping)概念,一般指船舶在波浪中的运动和操控性能[168-169],具体的分析指标有：船舶的加速度和角加速度以及人员的乘坐舒适度和安全性等。1976年,St.Denis[170]提出了船舶耐波性的4个要素,其中强调了耐波性的分析需要预报和研究船舶在复杂波浪情况下运动参数的极限值。

国内外在此领域的研究方法主要有3类[34]：切片法[35]、非线性时频域运动预报方法[37]和流场域数值模拟方法。

其中,切片法(Strip Theory)最早由美国学者Korvin-Kroukovsky于1955年提出[35],其实质与细长体理论和叶素动量源理论类似,主要策略为：根据某一时刻的波面情况,将三维流动简化为二维流动求解出浮体各截面的受力特性,最后沿长度方向积分得到整体受力。目前,切片理论得到了进一步的完善,开始从规则剖面到任意剖面、纵向响应到多自由响应、二维到三维延伸,但是在预报不规则波的等强非线性漂浮问题时仍然面临较大挑战[171]。

非线性时频域预报方法根据运动控制方程的不同的可以分为时域方法(Time-domain)[172-173]、频域(Frequency-domain)[174]和混合时频域方法(Hybrid Time & Frequency-domain)[175]。其中,时域方法以时间为尺度,通过时间步推进(Time-advanced)的方式求解时域运动控制方程,得到非定常结果；频域方法以频率为尺度,且假设初始流场和船舶的运动趋于稳态[176],通过求解频域运动控制方程,得到频率与浮体水动力系数的关系。非线性时频域预报方法的主要计算步骤为：① 应用势流理论[177]和Cummis理论[178]等简化理论得到流场的速度势；② 通过切片理论[179]、Green函数积分[180]等方式计算船舶的静压力、辐射力、绕射力等作用力；③ 应用达朗贝尔原理推导时域运动控制方程,或应用达朗贝尔原理和傅里叶变换得到频域运动控制方程；④ 采用数值迭代方法求解线性方程组,得到船舶波浪情况的运动响应。

目前国内外关于船舶波浪漂浮稳定性和耐波性的研究主要采用非线性时域预报方法,Belenky等[181]对比了时域预报方法应用在二维、细长体(Slender ship)和三维船舶运动的计算效率和精度的区别(如图48所示,红色表示适用性较差,绿色表示适用性较好),并指出目前时域预报方法比较适用于二维和细长体船舶的波浪漂浮响应计算。

图48 非线性时域预报方法用于分析船舶波浪响应的适用性对比[181]

切片法和非线性预报方法属于理论与工程结合的方法,在船舶领域得到了广泛应用,但是存在几何外形简化、忽略黏性和无法模拟流场等缺点；流场域数值模拟方法通过求解流体域控制方程,能够得到机体受力、流场特性和监控特定点受力等精细化结果,主要采用ALE、SPH方法和RANS方法等。

上述3类方法目前在飞行器的波浪漂浮领域研究成果较少,但是在船舶与海洋工程领域得到了广泛应用[172-175,182-186],如：Xia等[172]证明了非线性时域预报方法应用在漂浮预报的可行性。Perez等[182]详细总结和对比了时域和频域预报方法的理论、实现过程和应用的区别。Ma[183]、Kim[184]和Liu[185]等应用CFD求解方法,计算了浮体在波浪中的漂浮特性,并指出：与简化方法相比,CFD方法能够准确地模拟浮体在极端波浪的运动特性和非线性结构响应；传统的非线性预报方法作为一种耗时较短、高效的工程方法,可以在设计阶段使用。Neves[171]和Belenky[181]等在归纳总结了2000—2012年关于船舶稳定性的研究成果,重点阐述了船舶稳定性标准、耐波性分析、安全性分析和相关的CFD应用实例。Zullah和Lee[186]综述了漂浮研究领域的CFD商业软件和开源求解器,如：CFX、Fluent、COMSOL、EasyCFD、SHIPFLOW、CharLES、Comet、ProteusDS、InWave、WEC-Sim等,并指出CFD方法可能是目前研究浮体-波浪耦合和漂浮稳定性研究的最佳手段。

上述切片法和非线性预报方法在预报飞行器的波浪漂浮时存在模拟机身、浮筒和气囊等浮体的困难,所以目前在飞行器波浪漂浮领域主要采用流场域数值模拟的方法。2014年,中航工业特种飞行器研究所的王明振等[187]对某型直升机进行了水上漂浮试验,并采用ANSYS AQWA软件模拟了规则波情况下直升机的横摇曲线；并分析了波长对直升机漂浮响应的影响规律,结果表明：直升机在波浪中的横摇角度幅值和角速度均随着波长先增大后减小,如图49所示。

图49 基于AQWA软件的某型直升机波浪漂浮数值模拟结果[187]

近年来,南京航空航天大学孙建红课题组采用LS-DYNA软件的ALE算法,建立了推板数值波浪水池,研究直升机的波浪漂浮问题,得到了较高的数值模拟精度；其中,侯斌[108]通过建立漂浮模拟模型(图50),研究了直升机机身安装气囊对波浪情况下的漂浮稳性的影响规律,结果表明：机头附近安装气囊有助于增强直升机波浪的漂浮稳性；机身后部安装气囊能增加横倾稳性,但对纵倾稳性有不利影响。

图50 直升机规则波漂浮的ALE模型和模拟结果[108]

本文作者课题组近些年基于LS-DYNA的ALE方法和Xflow软件的LBM(Lattice Boltzmann Method)方法研究了固定翼飞机和直升机的波浪漂浮问题(图51[152])；其中李乐[152]重点研究了不同波浪等级对直升机漂浮的影响,结果表明：三级海况下的直升机规则波漂浮横摇角度明显小于五级海况的结果,且五级海况的水载荷更大,直升机达到稳定状态需要的时间更长。

图51 直升机规则波漂浮的ALE和LBM模拟结果[152]

2010年,ESI公司的Cartwrigh等[188]采用ESI公司旗下的Pam-Crash软件,模拟了直升机气囊的充气过程,建立了通用直升机水上迫降的全过程SPH模型(图52),重点分析了规则波浪情况下气囊/紧急漂浮装置对直升机漂浮稳定性的影响,其结果表明：没有气囊时,直升机在漂浮初期会发生翻转,随后,由于直升机不具备水密性,大量的水会通过舱门和舷窗快速涌入,导致直升机在触水后的10 s之内迅速沉没；与此相比,加装气囊能显著提升直升机静水和波浪情况的漂浮特性,使得直升机在任务段漂浮时具备足够的安全性。

图52 通用直升机气囊充气、静水面和波浪漂浮的SPH模拟结果[188]

3.4 飞行器水上漂浮数值模拟总结与展望

目前国内外在飞行器水上漂浮领域研究成果总体较少,研究内容主要分为3部分：几何构型参数对静稳性的影响研究；破舱后浮体的破舱稳性和漂浮时间研究；波浪对漂浮动平衡特性的影响研。借鉴船舶领域的理论方法和丰富的成功经验,对民机和直升机的完整浮态及静水稳性进行了有限的研究,严重缺乏对破舱、波浪漂浮特性、动态平衡特性的深入分析和应用。

总体而言,飞行器漂浮的研究方法可以分为2类：简化方法和流场域数值模拟方法。其中,简化方法有：静力学排水体积法、以动力学不沉性理论为基础的准静态方法、切片法和非线性时频域运动预报方法；流场域数值模拟方法有：基于势流理论的求解方法、基于Navier-Stokes方程的CFD方法(ALE、SPH、RANS、LBM等)。研究手段主要为采用各类商业软件,如CATIA和SolidWorks等CAD三维造型软件、NAPA、MAXSURF、ABAQUS、AQWA、LS-DYNA、FLUENT等,基于已有商业软件的二次开发和自编求解器的研究方式较少。

简化方法具有算法简单、编程容易、计算快速和高效的优点,建议可以广泛应用于飞行器漂浮外形设计阶段、参数化建模与漂浮性能优化等工程问题上,但是存在几何外形简化、难以考虑浮筒和气囊等浮体的影响、无法模拟破舱进水和波浪情况漂浮的全过程、忽略破舱后舱室内部布置和流动和无法模拟流场等缺点。与简化方法相比,流场域数值模拟方法在分析漂浮时机体受力和运动响应、流场特性和参数监控、全时域的精细化结果等方面具有突出的优势,其计算结果可以揭示飞行器漂浮的物理机理和流动特性,但是也存在算法复杂、计算耗时、开发算法和软件的编程难度较大等缺点。

综上所述,与国内外船舶领域的漂浮研究现状相比,中国在飞行器漂浮的研究存在未解决的问题主要有：风浪流复杂环境飞行器的漂浮特性研究较少、针对固定翼尤其是民机漂浮的关注度不高、破舱漂浮研究水平较低、采用流场域模拟的方法非常少、研究手段单一和对国外软件依赖度非常高等问题。针对以上飞行器水上漂浮领域的研究进展和国内外发展现状,提出以下展望和建议：

1)基于已有的飞行器自由浮态和静稳性漂浮研究成果,分别采用简化方法和流场域数值模拟方法,进一步深入研究和探索更多飞行器构型参数对漂浮特性的影响规律,如浮体和气囊的尺寸和安装位置、机身外形和体积参数、机体重心位置等。

2)针对目前飞行器破舱稳性研究的严重不足,建议借鉴船舶领域的成果,从两方面入手：基于动力不沉性理论的简化方法,开发用于飞行器漂浮性能设计和优化的快速计算平台；采用流场域数值模拟方法,研究飞行器内部舱室布置和体积、舱室内外气压差、破舱位置和尺寸等参数对飞行器破舱稳性和漂浮时间的影响,从而保证飞行器水上迫降导致破舱后具有足够的乘员撤离时间。

3)基于目前已有的飞行器规则波漂浮的初步研究成果,分别从2个方面展开进一步研究：参考船舶领域切片法和非线性时频域运动预报方法,完善飞行器风浪漂浮响应预报技术,建立较为精确的工程算法；采用流场域数值模拟方法,将水面情况从规则波到不规则波和风浪环境扩展,从而确保飞行器水上漂浮数值模拟的漂浮环境真实性,重点探索风速和波高、波长等波浪参数对飞行器漂浮特性的影响规律。

4)拓展飞行器漂浮的研究对象,重点分析民用客机、水上飞机、直升机、返回舱等,完善飞行器漂浮领域的研究范围。

5)借助流场域数值模拟方法的能够提供精细化结果的优点,采用FSI、RANS和LES等方法,从机理研究的角度出发,研究风浪情况下的破舱稳性和漂浮时间,重点分析和解释水气流场和结构冲击响应特性,从而全面提升我国飞行器漂浮研究的整体水平。

6)基于船舶和飞行器领域的简化算法,建立一套适用于预报飞行器静稳性、破舱稳性、漂浮时间和动平衡特性的软件平台,并形成合理的飞行器漂浮性能评价体系。

7)加大各类飞行器全尺寸和缩比模型漂浮试验的投入,鼓励国内研究所和高校公开其详细的试验模型和研究成果,为飞行器漂浮数值模拟方法和开发和应用提供参考依据。

8)充分利用现有的研究成果,借鉴国内外船舶和飞行器漂浮领域的数值计算方法,分析各类算法的适用范围和优缺点,按照从易到难的发展策略,从快速估算的简化方法和精细化的流场域模拟方法2个层面,加大适用于飞行器水上漂浮研究的数值计算方法和软件的研究和开发,从而提升我国在水上漂浮数值模拟领域的自主研发能力。

9)结合飞行器水上迫降召开学术交流会议的建议,融合飞行器水上漂浮的研究内容,形成广义上的飞行器水上迫降国内研讨会和国际会议,其研究范畴涵盖飞行器水上迫降的4个阶段：空中进近、水面撞击、水上滑行和水上漂浮,从工程应用和机理研究2个层面,广泛交流广义水上迫降领域的气动力、水动力和弹性体结构响应对飞行器结构完整性和乘客安全性的影响规律。

4 未来发展趋势

针对现代飞行器水载荷结构完整性和安全性问题,调研和综述了飞行器水上迫降和水上漂浮的国内外事故、试验、最新项目和数值模拟方法,梳理了水上迫降和水上漂浮的定义、物理过程、指标、关键参数和数值模拟研究的国内外现状,探讨了中国在水上迫降和水上漂浮数值模拟领域的不足,在此基础上指出了未来的发展趋势和解决途径：

1)精细化的数值模拟方法是飞行器水载荷结构完整性和安全性分析最重要的研究手段。随着中国各类超算的部署,计算机算力已经不是数值算法和工程应用的阻碍,完全流固耦合、RANS、LES、DNS等高精度算法将会在未来广泛应用于飞行器水上迫降和水上漂浮的工程应用和机理探究。

2)水动力、气动力和结构变形是影响飞行器水上迫降和水上漂浮性能分析最重要的3个因素。复杂风浪情况时,水气固三相耦合的动网格策略、数值建模和并行算法的研究与应用是制约飞行器水载荷结构完整性发展的最大阻碍。基于笛卡尔直角网格的重叠网格和多核MPI并行,将FVM、FEM与两相流界面捕捉算法和流固耦合算法结合的方式可能是最有效的解决途径之一。

3)基于简化方法的快速计算平台是飞行器设计阶段评估水上迫降和水上漂浮性能最有力的工具之一。船舶领域的准静态方法、切片法和非线性时频域运动预报方法在快速参数化设计和性能优化方面具有突出的优势,跨领域和学科的理论、算法和成功经验将会为飞行器水载荷的研究提供强有力的技术支撑。

4)准确合理的水上迫降和水上漂浮性能评价体系的建立是飞行器设计和适航取证的重要保证。基于确保飞行器水载荷结构完整性和飞行安全的前提,改进和完善我国现有民航适航规章和军用技术标准在飞行器水上迫降和水上漂浮方面的相关条款是未来最重要的任务之一。

5)自主软件的研发和应用是我国飞行器水载荷研究领域的必经之路,对于整体提升中国飞行器设计和分析的自主研发水平而言至关重要。大力推进软件自主开发的积极性,鼓励开放的学术交流环境,加大算法研究与应用的科研投入,整合国内各类科研单位已有的自研代码,借鉴国外成熟的商业软件和开源求解器的模式,可能是未来健康合理的科研发展道路。