喻海川, 李 盾, 何躍龍, 劉 帥

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

地效機(jī)翼氣動(dòng)特性及端板效應(yīng)數(shù)值研究

喻海川*, 李 盾, 何躍龍, 劉 帥

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

采用基于三維非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格的N-S求解器對(duì)機(jī)翼模型地效區(qū)的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。模型剖面為NACA4415，展弦比為2.33，并帶有20%平均弦長(zhǎng)的副翼及不同尺寸可移除的端板和中心板。通過(guò)對(duì)副翼偏轉(zhuǎn)角、迎角、相對(duì)高度、端板尺寸及是否使用中心板和端板等因素對(duì)氣動(dòng)特性影響的研究，表明地面效應(yīng)在相對(duì)高度小于一倍平均弦長(zhǎng)時(shí)，影響較強(qiáng)；超過(guò)這個(gè)區(qū)域，影響逐漸較弱。其他條件相同時(shí)，增加端板尺寸，可有效提高升阻比；端板尺寸相同時(shí)，相對(duì)高度越小，端板效應(yīng)越強(qiáng)。

地面效應(yīng);端板效應(yīng);副翼偏轉(zhuǎn)角;數(shù)值模擬;壓力分布

0 引 言

地面效應(yīng)是指地效飛行器在貼近水面或地面飛行時(shí)機(jī)翼升力增加，誘導(dǎo)阻力減小的現(xiàn)象。地效區(qū)的氣動(dòng)特性是地效飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素，是地效飛行器優(yōu)先解決的問(wèn)題之一[1]。地面效應(yīng)的大小與地效飛行器的尺寸[2]、飛行高度[3]、氣動(dòng)外形等因素有關(guān)。我國(guó)自20世紀(jì)60年代起，通過(guò)理論方法、風(fēng)洞試驗(yàn)、實(shí)艇實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬手段對(duì)地效飛行器氣動(dòng)特性方面進(jìn)行研究[4-6]，積累了非常寶貴的經(jīng)驗(yàn)。

數(shù)值模擬對(duì)于地效飛行器氣動(dòng)性能及控制研究起著非常重要的作用。Deese 等[7]、Hirata 等[8]、楊晨俊等[9]和楊韡等[10]分別對(duì)地面效應(yīng)問(wèn)題做了諸多研究。這些研究中主要是針對(duì)翼型和機(jī)翼的研究，基本都采用傳統(tǒng)網(wǎng)格技術(shù)，網(wǎng)格隨高度變化及姿態(tài)角變化都需要重新生成，對(duì)于復(fù)雜外形的計(jì)算網(wǎng)格生成困難，計(jì)算效率低，結(jié)果可靠性不易保障。

Chawla等[11]通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)剖面為NACA4415翼型的地效機(jī)翼進(jìn)行不同迎角、副翼偏轉(zhuǎn)角及尺寸的端板研究，發(fā)現(xiàn)帶端板的機(jī)翼能有效提高其地面效應(yīng)，但對(duì)端板提高機(jī)翼的地面效應(yīng)機(jī)理及影響因素并未做深入研究，缺少對(duì)機(jī)翼地效區(qū)的氣動(dòng)特性和自由流的氣動(dòng)特性對(duì)比分析?；贑hawla的風(fēng)洞試驗(yàn)，本文就副翼偏轉(zhuǎn)角、迎角、相對(duì)高度、端板尺寸及中心板和端板是否使用等因素對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)特性影響進(jìn)行數(shù)值模擬，并分析端板效應(yīng)對(duì)機(jī)翼的地效特性影響及端板效應(yīng)的機(jī)理。

1 數(shù)值方法

積分形式的N-S方程如下：

其中方程中各個(gè)物理量的具體含義可參考文獻(xiàn)[12]。

本文采用格心型有限體積法求解可壓縮N-S方程，為了將成熟的高速可壓數(shù)值方法推廣至低速不可壓模擬中，本文引入Weiss-Smith預(yù)處理矩陣，加快收斂。本文計(jì)算中，無(wú)粘項(xiàng)采用MUSCL插值結(jié)合預(yù)處理型Roe格式求解[13]，粘性項(xiàng)采用考慮物面無(wú)滑移和絕熱壁的帶約束條件的最小二乘法求解[14]。時(shí)間方向采用LU-SGS隱式格式推進(jìn)獲得定常狀態(tài)下的解。

由于非結(jié)構(gòu)貼體直角網(wǎng)格可以描述單體或多體各種復(fù)雜外形，空間網(wǎng)格結(jié)構(gòu)具有良好的正交性[15]，網(wǎng)格質(zhì)量高，自適應(yīng)能力強(qiáng)等特點(diǎn)，因此本文采用非結(jié)構(gòu)貼體直角網(wǎng)格，對(duì)地效機(jī)翼進(jìn)行數(shù)值模擬。

2 計(jì)算模型

本文工作基于Chawla的風(fēng)洞試驗(yàn)，數(shù)值計(jì)算模型選取該風(fēng)洞試驗(yàn)中的模型。模型翼剖面為NACA4415翼型，模型帶有可偏轉(zhuǎn)的副翼，長(zhǎng)度為平均弦長(zhǎng)的20%。此外，模型還帶有可移除的兩塊端板和一塊中心板。外形如圖1所示，詳細(xì)參數(shù)見表1。

模型采用不同尺寸的中心板和端板的組合，各個(gè)組合中端板(中心板)長(zhǎng)度一致，高度不同。每種組合包含相同高度(端板高度為水平放置時(shí)端板底部距離機(jī)翼1/4弦長(zhǎng)的高度)的兩塊端板和一塊中心板或兩塊相同高度的端板，具體端板尺寸及組合見表2，其中，c為機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)；O、S、M和L分別代表無(wú)、小尺寸、中尺寸和大尺寸平板。OO表示無(wú)中心板和端板組合機(jī)翼，OL表示無(wú)中心板有兩大尺寸端板組合機(jī)翼，LL表示大尺寸中心板和大尺寸端板組合機(jī)翼，以此類推。為了方便起見，本文后面用此類縮寫符號(hào)表示中心板和端板組合。

表1 機(jī)翼模型詳細(xì)參數(shù)Table 1 Wing model details

表2 端板和中心板參數(shù)Table 2 Plate configurations

計(jì)算狀態(tài)設(shè)定為V∞=28.16 m/s，Re=V∞l/υ=1.04×106，具體數(shù)值模擬變量見表3。其中，機(jī)翼相對(duì)高度為機(jī)翼的1/4弦長(zhǎng)處到地面的距離與平均弦長(zhǎng)之比。

表3 狀態(tài)參數(shù)Table 3 Simulation variables

2 計(jì)算結(jié)果分析

在地效區(qū)內(nèi)，機(jī)翼帶端板會(huì)阻礙飛行器底部和地面雙面“擠壓”的氣流向外側(cè)流動(dòng)，抑制翼尖渦發(fā)展，從而產(chǎn)生端板效應(yīng)。本文以迎角、副翼偏轉(zhuǎn)角及相對(duì)高度為變量，對(duì)地效機(jī)翼氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。

圖2為h/c=0.25和自由流的OO機(jī)翼和MM機(jī)翼的阻力、升力系數(shù)隨副翼偏轉(zhuǎn)角變化曲線。自由流下，兩種不同組合的機(jī)翼阻力系數(shù)隨副翼偏轉(zhuǎn)角基本呈線性變化，隨著副翼偏轉(zhuǎn)角增大而增大；地效區(qū)內(nèi)機(jī)翼阻力系數(shù)偏小。隨著副翼偏轉(zhuǎn)角增大，誘導(dǎo)阻力減小的效果更加明顯。對(duì)于機(jī)翼的升力系數(shù)，兩種不同中心板和端板組合的機(jī)翼的升力系數(shù)均隨著副翼偏轉(zhuǎn)角增大而增大，和文獻(xiàn)[11]的實(shí)驗(yàn)值也基本吻合。

為了進(jìn)一步研究機(jī)翼的迎角特性和高度特性，本節(jié)繼續(xù)對(duì)不同相對(duì)高度下機(jī)翼升阻特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。θ=0°時(shí)，不同相對(duì)高度機(jī)翼升阻比隨迎角的變化見圖3。地效區(qū)內(nèi)，機(jī)翼的最大升阻比出現(xiàn)在α=5°左右。在相對(duì)高度較大(h/c≥1)時(shí)，機(jī)翼的地面效應(yīng)影響很弱，基本和自由流的機(jī)翼升阻比接近。圖4為α=15°下不同副翼偏轉(zhuǎn)角的升阻比隨相對(duì)高度變化曲線，從圖中可以發(fā)現(xiàn)，h/c≥1時(shí)，升阻比基本不隨相對(duì)高度的變化而變化，進(jìn)一步驗(yàn)證上述結(jié)論，這說(shuō)明相對(duì)高度在一倍平均弦長(zhǎng)內(nèi)，地面效應(yīng)影響較強(qiáng)；超過(guò)這個(gè)區(qū)域，地面效應(yīng)逐漸減弱，這和文獻(xiàn)[11]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果相同。

圖5為不同中心板和端板組合機(jī)翼地效區(qū)和非地效區(qū)的阻力系數(shù)、升力系數(shù)隨副翼偏轉(zhuǎn)角變化曲線?？梢园l(fā)現(xiàn)，在自由流下中心板和端板對(duì)機(jī)翼的阻力系數(shù)基本沒有影響，但在地效區(qū)內(nèi)，端板能有效減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力。端板尺度越大，誘導(dǎo)阻力減小越大。自由流下，中心板和端板對(duì)機(jī)翼升力系數(shù)基本沒有影響，并且端板和中心板尺寸大小也對(duì)機(jī)翼升力系數(shù)影響很小，但在地效區(qū)內(nèi)，端板能有效提高機(jī)翼的升力系數(shù)。

圖6為不同中心板和端板組合機(jī)翼地效區(qū)和自由流下的俯仰力矩系數(shù)和升阻比隨副翼偏轉(zhuǎn)角變化曲線。圖中可以發(fā)現(xiàn)，自由流下中心板和端板對(duì)機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)也影響有限，但在地效區(qū)內(nèi)，端板尺寸越大，機(jī)翼的低頭力矩越大，并且機(jī)翼相對(duì)高度越小，低頭力矩越大，林文祥[16]的數(shù)值模擬結(jié)果也有類似結(jié)論。不同中心板和端板組合機(jī)翼的升阻比隨著副翼偏轉(zhuǎn)角增大而減小。自由流情況下，中心板和端板對(duì)機(jī)翼升阻比影響很?。坏匦^(qū)內(nèi)，帶端板機(jī)翼的升阻比能得到顯著提高，相對(duì)高度越小，升阻比提升效果越顯著。

此外，本文還對(duì)中心板地效機(jī)翼氣動(dòng)特性影響進(jìn)行分析。數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，不管是地效區(qū)還是非地效區(qū)，中心板只起抑制機(jī)翼下翼面氣流的展向流動(dòng)的作用，對(duì)機(jī)翼的升阻特性及俯仰力矩系數(shù)均無(wú)影響，這和文獻(xiàn)[11]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果也一致。

3 結(jié) 論

1) 本文研究中，機(jī)翼的升阻力系數(shù)均隨著副翼偏轉(zhuǎn)角增大而增大，但升阻比隨副翼偏轉(zhuǎn)角增大而減小。

2) 地面效應(yīng)在相對(duì)高度小于一倍平均弦長(zhǎng)時(shí)，影響較強(qiáng)；超過(guò)這個(gè)區(qū)域，影響逐漸減弱。

3) 地效區(qū)內(nèi)，使用端板能有效提高機(jī)翼升阻比，增大機(jī)翼的低頭力矩；中心板會(huì)影響展向流動(dòng)，但對(duì)升阻比等氣動(dòng)特性影響較小。

4) 自由流下，中心板和端板對(duì)機(jī)翼的升阻特性影響有限。但在地效區(qū)內(nèi)，相對(duì)高度越小，端板尺寸越大，地效作用更強(qiáng)。

[1]李盾, 王義寧. 地效飛行器三維地面效應(yīng)的數(shù)值模擬[J]. 飛行力學(xué), 2006, 24(2): 18-21.

[2]孫瑞敏. 機(jī)翼地面效應(yīng)氣動(dòng)特性與翼尖渦結(jié)構(gòu)的實(shí)驗(yàn)研究[D]. 上海大學(xué), 2011: 18-23.

[3]屈秋林, 劉沛清. 地效飛行器地面巡航氣動(dòng)性能數(shù)值模擬及分析[J]. 航空學(xué)報(bào), 2006, 27(1): 16-22.

[4]楊暉. 地效飛行器的發(fā)展和展望[J]. 飛行力學(xué), 2001, 1(19): 13-17.

[5]惲良, 鄔成杰, 謝佑農(nóng). 動(dòng)力氣墊地效翼船的流體空氣動(dòng)力性能研究[J]. 中國(guó)工程科學(xué), 2000(04): 48-52.

[6]郭鵬飛, 張永, 邵秋虎. 世界地效翼船發(fā)展研究[J]. 船舶標(biāo)準(zhǔn)化工程師, 2014, 47(2): 49-52.

[7]Deese J E, Agarwal R K. Euler calculation for flow over a wing in ground effect[R]. AIAA-86-1765, 1986.

[8]Hirata N, Kodama Y. Flow computation for three-dlmenslonal wing in ground effect using multl-block technique[J]. Journal of the Society of Naval Architects of Japan, 1995, 177: 49-57.

[9]楊晨俊, 王國(guó)強(qiáng), 申明秀. 帶端板地效應(yīng)翼性能的數(shù)值研究[J]. 上海交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2000(01): 51-55.

[10]楊韡, 楊志剛. 三維地效翼展向效應(yīng)數(shù)值模擬[J]. 計(jì)算機(jī)輔助工程, 2008(03): 13-17.

[11]Chawla D M, Edwards L C, Franke M E. Wind-tunnel investigation of wing-in-ground effects[J]. Aircraft, 1990, 4(27): 289-293.

[12]閻超. 計(jì)算流體力學(xué)方法及其應(yīng)用[M]. 北京: 北京航空航天大學(xué)出版社, 2006: 15-27.

[13]Roe P L. Approximate Riemann solvers, parameter vectors and difference schemes[J]. Journal of Computational Physics, 1981, 43: 357-372.

[14]李盾, 紀(jì)楚群, 馬漢東. 三維非結(jié)構(gòu)粘性直角網(wǎng)格的N-S方程數(shù)值模擬[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2006, 4(24): 477-481.

[15]Wang Z J. A quadtree-based adaptive cartesian/quad grid flow solver for Navier-Stokes equations[J]. Computers & Fluids, 1998, 27(4): 529-549.

[16]林文祥. 地效飛行器巡航狀態(tài)氣動(dòng)特性數(shù)值模擬[D]. 廈門大學(xué), 2012.

Numericalstudyonaerodynamiccharacteristicsofwing-in-groundandeffectofendplates

YU Haichuan*, LI Dun, HE Yuelong, LIU Shuai

(ChinaAcademyofAerospcaceAerodynamics,Beijing100074,China)

Three-dimensional unstructured Cartesian grid was used to solve the Naiver-Stokes equation and numerically investigate the wing-in-ground effect of a wing model. This wing model of a NACA4415 profile with an aspect ratio of 2.33. It contains a 20% chord, full-span, adjustable flap and removable centre and end plates. The ground effects were investigated in terms of angles of attack, relative height between the wing and ground, the existence and size of centre and end plates. Numerical results show that the ground effects are limited with relative height between the wing and ground higher than one mean chord. The usage of end plates can effectively improve the lift-to-drag ratio of wing-in-ground.

ground effect; effect of end plates; flap angle; numerical simulation; pressure distribution

V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0198

0258-1825(2017)05-0655-04

2015-11-17;

2016-09-04

國(guó)家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(2014CB744100)

喻海川*(1990-),男，江西撫州人，助理工程師，研究方向：地效飛行器. E-mail：1012972671@qq.com

喻海川, 李盾, 何躍龍, 等. 地效機(jī)翼氣動(dòng)特性及端板效應(yīng)數(shù)值研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(5): 655-658.

10.7638/kqdlxxb-2015.0198 YU H C, LI D, HE Y L, et al. Numerical study on aerodynamic characteristics of wing-in-ground and effect of end plates[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 655-658.