賴晨光，閻志剛，任渤麒，魏園園

(1.汽車零部件制造及檢測技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶　400054；

2.重慶理工大學(xué) 車輛工程學(xué)院，重慶　400054)

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單向翼地面效應(yīng)下的氣動(dòng)特性分析

賴晨光1,2，閻志剛2，任渤麒2，魏園園2

(1.汽車零部件制造及檢測技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶400054；

2.重慶理工大學(xué) 車輛工程學(xué)院，重慶400054)

摘要：采用數(shù)值模擬的方法研究單向翼地面效應(yīng)。通過有限體積法對(duì)質(zhì)量加權(quán)平均N-S方程進(jìn)行離散求解，湍流模型采用可實(shí)現(xiàn)化k-ε模型，運(yùn)用滑移地面邊界條件模擬單向翼與地面的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，模擬介質(zhì)采用可壓縮性空氣。運(yùn)用小尺寸網(wǎng)格及局部高網(wǎng)格密度捕捉單向翼與地面之間的流動(dòng)細(xì)節(jié)。通過細(xì)化網(wǎng)格來觀察單向翼邊界層流動(dòng)，分析單向翼邊界層的分離對(duì)流場及氣動(dòng)特性的影響。計(jì)算結(jié)果表明:在地面存在的情況下，機(jī)翼下表面與地面之間由于“氣阻”作用導(dǎo)致機(jī)翼后緣壓力梯度增加，并使得機(jī)翼后緣邊界層分離提前；機(jī)翼在攻角為5°左右時(shí)升阻比達(dá)到最大值。

關(guān)鍵詞：單向翼；邊界層；地面效應(yīng)；氣動(dòng)特性

當(dāng)機(jī)翼貼近地面飛行時(shí)，由于機(jī)翼下表面與地面之間的氣流阻塞作用，使得機(jī)翼升力增大，阻力下降，這種升阻比急劇增大的現(xiàn)象稱為機(jī)翼地面效應(yīng)。正是由于地面效應(yīng)的存在，地效飛行器的運(yùn)載經(jīng)濟(jì)效率高于自由空間的飛行器[1-8]。由日本東北大學(xué)主導(dǎo)、重慶理工大學(xué)合作研究的氣動(dòng)懸浮列車正是利用了地面效應(yīng)原理，是一種創(chuàng)新型高效率的地效飛行器。本研究為氣動(dòng)懸浮列車空氣動(dòng)力學(xué)研究的一部分。前期研究表明：氣動(dòng)懸浮列車的運(yùn)載經(jīng)濟(jì)效率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于目前的通用交通運(yùn)輸工具。因此，對(duì)其單向翼地面效應(yīng)的研究分析非常重要。

目前，在航空領(lǐng)域中尚無一種專為地效飛行器設(shè)計(jì)的機(jī)翼翼型。學(xué)者們?cè)趯?duì)機(jī)翼地面效應(yīng)分析時(shí)主要采用現(xiàn)有的翼型或者在現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)翼型基礎(chǔ)上通過不同優(yōu)化方法得到的優(yōu)化翼型。本文對(duì)筆者前期以LA203A為基礎(chǔ)翼型通過遺傳算法優(yōu)化得到的新翼型LA203A-1開展研究，建立了LA203A-1三維數(shù)值模型，利用計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)其地面效應(yīng)下的流場以及氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。

1計(jì)算模型及網(wǎng)格劃分

翼型坐標(biāo)參數(shù)如圖1所示，其中紅色翼型為本次研究翼型LA203A-1，黑色為原始翼型LA203A。與初始翼型相比，LA203A-1翼型的前沿變薄，后沿彎度增大,整體厚度變小，最大厚度位置后移。圖2為計(jì)算域網(wǎng)格及機(jī)翼弦長方向中心對(duì)稱截面網(wǎng)格。機(jī)翼弦長為1 000 mm，展弦比為1∶1，坐標(biāo)y軸選取弦長1/4處平行于機(jī)翼展長方向，繞坐標(biāo)y軸偏轉(zhuǎn)機(jī)翼的角度為機(jī)翼攻角?，機(jī)翼后緣最低點(diǎn)和地面之間的距離與弦長之比為機(jī)翼間隙比R。全局網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與棱柱網(wǎng)格相結(jié)合的方式，局部細(xì)節(jié)加密。進(jìn)口來流平行于地面，計(jì)算速度為120 m/s，基于弦長c的雷諾數(shù)為7.53×106。

圖1　翼型坐標(biāo)參數(shù)示意圖

為了使y+值在1左右，將邊界層第1層網(wǎng)格大小設(shè)為c×10-6。地面采用滑移邊界條件，滑移速度等于入口來流速度。出口采用壓力出口邊界條件。

圖2　計(jì)算域網(wǎng)格及機(jī)翼截面網(wǎng)格

2數(shù)值計(jì)算方法

利用FLUENT軟件求解定常可壓縮流動(dòng)的質(zhì)量加權(quán)平均N-S方程和realiablek-ε湍流模型，使用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散。動(dòng)量、能量控制方程中的對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散。擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式離散。壓力和速度耦合采用COUPLE算法。

控制方程通用表達(dá)方式為

3計(jì)算結(jié)果分析

3.1機(jī)翼失速邊界層流動(dòng)分析

處于地面效應(yīng)區(qū)的三維機(jī)翼流場結(jié)構(gòu)變得更加復(fù)雜，其流場特性與自由空間的機(jī)翼相比有較大的區(qū)別。由于地面的影響，機(jī)翼有效展長、上翼面逆壓梯度、邊界層分離點(diǎn)等均與在自由空間的機(jī)翼有較大的不同。在地面效應(yīng)能夠影響的范圍內(nèi)(即在機(jī)翼小間隙比的情況下)，機(jī)翼與地面之間的區(qū)域氣流受到的“氣阻”現(xiàn)象增強(qiáng)，使氣流流速降低，區(qū)域壓力增加，機(jī)翼后緣區(qū)域壓力梯度增大，導(dǎo)致三維機(jī)翼邊界層分離提前以及分離區(qū)增大。間隙比減小以及攻角增大都將使得分離區(qū)擴(kuò)大。如果分離區(qū)擴(kuò)散至整個(gè)機(jī)翼上表面將導(dǎo)致機(jī)翼失速。機(jī)翼失速將對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性產(chǎn)生毀滅性影響。機(jī)翼與地面之間的流動(dòng)更為復(fù)雜。地面邊界層由于受到機(jī)翼后緣壓力梯度增大的影響，其分離點(diǎn)將發(fā)生不穩(wěn)定的變化。隨著攻角的增加或者間隙比的減小，地面邊界層的分離將擴(kuò)大，導(dǎo)致機(jī)翼與地面邊界層分離后混合。

通過對(duì)LA203A-1型機(jī)翼失速分析得出該型機(jī)翼失速角為16°。圖3為當(dāng)間隙比R=0.1且攻角分別為14°，15°，16°時(shí)的氣流矢量圖。從圖中可以看到：在機(jī)翼攻角為14°時(shí)，機(jī)翼后緣附近基本沒有發(fā)生分離；當(dāng)機(jī)翼攻角為15°時(shí)，機(jī)翼后緣上表面發(fā)生局部分離現(xiàn)象，原因在于機(jī)翼后緣逆壓梯度增大使得邊界層內(nèi)發(fā)生逆方向流動(dòng)。在機(jī)翼后緣逆壓梯度的影響下，邊界層內(nèi)發(fā)生倒流現(xiàn)象并與邊界層外順流共同形成分離渦。而隨著機(jī)翼攻角逐漸增加到16°，分離已經(jīng)擴(kuò)散至機(jī)翼后緣靠前的位置，并且隨著攻角的繼續(xù)增加，分離區(qū)繼續(xù)向機(jī)翼前沿?cái)U(kuò)散，此時(shí)將出現(xiàn)升力劇減、阻力劇增的情況。

圖3　不同攻角的氣流矢量圖

圖4為攻角?=5°且間隙比R分別為0.03，0.05，0.1時(shí)的氣流矢量圖。從圖中可以看出：隨著間隙比減小，地面的“氣阻”現(xiàn)象逐漸加劇，機(jī)翼后緣逆梯度增加，后緣邊界層分離提前，分離區(qū)擴(kuò)散；當(dāng)間隙比較大時(shí)，地面對(duì)流場的影響力較弱，機(jī)翼與地面之間的交互影響較小。

圖4　不同間隙比氣流矢量圖

3.2氣動(dòng)特性分析

通過數(shù)值模擬的方法對(duì)LA203A-1型三維機(jī)翼地面效應(yīng)進(jìn)行分析，得出不同攻角下隨間隙比變化的氣動(dòng)特性(升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比)規(guī)律。在對(duì)單向翼氣動(dòng)特性分析時(shí)，攻角范圍小于該型機(jī)翼失速角，即0°≤?≤10°。LA203A-1型機(jī)翼升阻比位于該攻角范圍內(nèi)。在地效翼實(shí)際運(yùn)行中，攻角應(yīng)當(dāng)避免出現(xiàn)在失速角左右。圖5為阻力系數(shù)在不同間隙比下隨攻角變化的曲線。從計(jì)算結(jié)果可以看出：隨著攻角的增加阻力系數(shù)總體上呈拋物線的趨勢增大；但當(dāng)間隙比小于0.07時(shí)，阻力系數(shù)的波動(dòng)性增大。從本文由邊界層流動(dòng)分析可知：在該間隙比范圍內(nèi)，LA203A-1型機(jī)翼邊界層受后緣壓力梯度的影響劇烈且更加復(fù)雜。在小間隙比內(nèi)，后緣逆壓梯度對(duì)邊界層的分離影響巨大，且在不同攻角時(shí)邊界層出現(xiàn)不穩(wěn)定的分離現(xiàn)象。圖6為升力系數(shù)在不同間隙比下隨攻角變化的曲線。由圖可知：在不同間隙比的情況下，隨著攻角的增大，升力系數(shù)呈近似相同的斜率增加，特別是在攻角小于等于4°時(shí)，間隙比對(duì)升力系數(shù)的影響趨于相同；在攻角大于5°時(shí)，隨著間隙比的增大，升力系數(shù)隨攻角的增加斜率減小。圖7為升阻比在不同間隙比下隨攻角變化的曲線。從圖中可以看出：該機(jī)翼在攻角為4°～5°時(shí)升阻比達(dá)到最佳；在間隙比大于0.07的范圍內(nèi)，變化曲線趨于平緩，即沒有波動(dòng)變化的情況。

圖5　阻力系數(shù)在不同間隙比下隨攻角變化的曲線

圖6　升力系數(shù)在不同間隙比下隨攻角變化的曲線

圖7　升阻比在不同間隙比下隨攻角變化的曲線

4結(jié)論

1) 隨著間隙比的減小，地面效應(yīng)增強(qiáng)，機(jī)翼后緣逆梯度將增大，導(dǎo)致機(jī)翼后緣邊界層分離提前。

2) 攻角的增大使得機(jī)翼上表面分離擴(kuò)散加劇，如分離擴(kuò)散至機(jī)翼上表面全部區(qū)域?qū)?dǎo)致出現(xiàn)機(jī)翼阻力急劇增大而升力急劇減小的失速情況。該LA203A-1型機(jī)翼失速角為16°。

3) 阻力系數(shù)、升力系數(shù)在不同間隙比下隨攻角變化都呈上升的趨勢，在間隙比小于0.07范圍內(nèi)，阻力系數(shù)出現(xiàn)不穩(wěn)定的波動(dòng)增加趨勢。

4) 改型機(jī)翼在攻角范圍為4°～5°時(shí)的升阻比達(dá)到最佳值，因此對(duì)其氣動(dòng)特性影響的攻角范圍在10°以內(nèi)即可。

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(責(zé)任編輯劉舸)

Aerodynamic Characteristics Study Under Ground Effect of Uniderectional-Wing

LAI Chen-guang1,2，YAN Zhi-gang2, REN Bo-qi2, WEI Yuan-yuan2

(1.Key Laboratory of Advanced Manufacturing Technology for Automobile Parts,Ministry of Education, Chongqing 400054, China; 2.College of Vehicle Engineering,Chongqing University of Technology, Chongqing 400054, China)

Abstract:Based on the numerical simulation method, the ground effect of uniderectional-wing was studied. The mass weighted average N-S equation was solved by the finite volume method, and the turbulence model used the realizable k-ε model, and the relative movement between the uniderectional-wing and the ground was simulated by the sliding boundary conditions and the simulated medium was compressed air. Using the small size grid and the local high density grid, we captured the flow details between uniderection-wing with the ground. The flow in the boundary layer of the wing was observed by the refined mesh. The influence of boundary layer separation on the flow field and aerodynamic characteristics of uniderectional-wing was analyzed. The results show that the pressure gradient increases with the increase of the pressure gradient between the wing and the ground, which increases the boundary layer abruption tendency with presence of the surface. And the lift-to-drag ratio of wing reaches its maximum at about 5° angle of attack.

Key words:uniderectional-wing; boundary layer; ground effect; aerodynamic characteristic

文章編號(hào)：1674-8425(2016)02-0001-05

中圖分類號(hào)：V212

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

doi:10.3969/j.issn.1674-8425(z).2016.02.001

作者簡介：賴晨光(1978—)，男，博士，教授，主要從事汽車空氣動(dòng)力學(xué)研究。

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51305477)

收稿日期：2015-09-28

引用格式：賴晨光，閻志剛，任渤麒,等.單向翼地面效應(yīng)下的氣動(dòng)特性分析[J].重慶理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版)，2016(2):1-5.

Citation format：LAI Chen-guang，YAN Zhi-gang, REN Bo-qi, et al.Aerodynamic Characteristics Study Under Ground Effect of Uniderectional-Wing[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2016(2):1-5.