王瑞東，倪章松，張 軍，李樹(shù)民，岳懷俊，余雨晨

(成都流體動(dòng)力創(chuàng)新中心，成都 610072)

0 引 言

中國(guó)高鐵已成為中國(guó)自主創(chuàng)新的成功范例，從引進(jìn)、消化、吸收再到自主創(chuàng)新，現(xiàn)在已經(jīng)領(lǐng)跑世界，“復(fù)興號(hào)”CR400運(yùn)營(yíng)速度已達(dá)350 km/h。同時(shí)，《交通建設(shè)強(qiáng)國(guó)綱要》中已指出要“合理統(tǒng)籌安排時(shí)速400公里級(jí)高速輪軌客運(yùn)列車系統(tǒng)技術(shù)儲(chǔ)備研發(fā)”。隨著運(yùn)營(yíng)時(shí)速提升，輪軌列車的車輪磨耗將加劇，勢(shì)必縮短車輪的鏇修周期和使用壽命[1]。

為了在更高速度下降低列車全壽命周期成本，研究者們提出了帶有升力翼的高速列車概念，突破傳統(tǒng)高速列車氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)理念，結(jié)合高速列車和飛行器各自優(yōu)勢(shì)，希望通過(guò)增加列車氣動(dòng)升力，實(shí)現(xiàn)高速列車整體節(jié)能降耗。

20世紀(jì)末，日本東北大學(xué)[2]最早提出了“氣動(dòng)懸浮列車”設(shè)計(jì)概念，通過(guò)在地面附近布置地效翼，利用地面效應(yīng)增升，給列車提供升力。日本東北大學(xué)石塚智之和小濱泰昭等對(duì)氣動(dòng)懸浮列車所用翼型進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)研究，認(rèn)為其運(yùn)載經(jīng)濟(jì)效率要高于磁浮列車和高速民航客機(jī)，并制作出了氣動(dòng)懸浮列車實(shí)驗(yàn)車型[3-5]。江雷等提出了一種添加升力翼的概念設(shè)計(jì)方案，在車頂和車底側(cè)面布置“仿機(jī)翼”，并指出了一些可供選擇的翼型[6-7]。賴晨光等在日本東北大學(xué)工作的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步對(duì)氣動(dòng)懸浮列車開(kāi)展了翼型優(yōu)化與地面效應(yīng)研究，并提出布置在列車兩側(cè)的環(huán)形翼氣動(dòng)布局[8-10]。

上述研究表明，設(shè)計(jì)出具備良好氣動(dòng)特性的升力翼是升力翼列車技術(shù)的關(guān)鍵。圍繞這一目標(biāo)，研究者們提出了多種設(shè)計(jì)方案，但并未充分與我國(guó)高鐵的發(fā)展實(shí)際相結(jié)合。

一方面是沒(méi)有充分考慮鐵路限界的影響。鐵路限界標(biāo)準(zhǔn)是鐵路的重要基礎(chǔ)標(biāo)準(zhǔn)，規(guī)定了建筑物、設(shè)備與機(jī)車車輛不能逾越的輪廓尺寸線。與鐵路運(yùn)輸、運(yùn)營(yíng)安全、工程建設(shè)、工務(wù)維修等關(guān)系密切[11]。我國(guó)建成高鐵總里程已突破3.5萬(wàn)公里，不兼容現(xiàn)有的鐵路限界將造成巨大的基礎(chǔ)投資浪費(fèi)。因此，有必要在現(xiàn)有鐵路限界約束下開(kāi)展列車升力翼設(shè)計(jì)，確保升力翼的幾何邊界不與鐵路建筑限界或車輛限界發(fā)生沖突。

另一方面是需要針對(duì)升力翼列車的串列翼氣動(dòng)布局開(kāi)展翼型設(shè)計(jì)。限界約束下，單個(gè)升力翼無(wú)法提供升力翼列車所需的全部升力，需采用類似巡飛彈[12-13]的串列翼布局設(shè)計(jì)。升力翼同時(shí)受到前翼和車體的氣動(dòng)干擾，如直接采用現(xiàn)有航空翼型[6]或在單翼?xiàng)l件下開(kāi)展翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)[9]，則不能準(zhǔn)確刻畫升力翼的工作環(huán)境，使得優(yōu)化設(shè)計(jì)點(diǎn)偏離工程實(shí)際。

針對(duì)上述問(wèn)題，本文結(jié)合高速列車的運(yùn)行工況，基于列車限界分析[14-15]，首先開(kāi)展列車升力翼概念設(shè)計(jì)研究，確定列車升力翼的基本幾何尺寸?；跀?shù)值模擬方法，研究了不同垂直高度和攻角下的升力翼氣動(dòng)特性，提出了一種較優(yōu)的升力翼氣動(dòng)布局。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合CFD數(shù)值模擬、CST翼型參數(shù)化方法和并行加點(diǎn)的Kriging代理模型，設(shè)計(jì)出一種在列車串列翼氣動(dòng)布局下具備更優(yōu)氣動(dòng)特性的二維翼型，并分析了新翼型氣動(dòng)特性改善的原因。

1 概念設(shè)計(jì)

1.1 鐵路限界約束分析

鐵路限界是列車升力翼設(shè)計(jì)的重要約束，根據(jù)1 435 mm標(biāo)準(zhǔn)軌距鐵路限界標(biāo)準(zhǔn)[14-15]（如圖1所示），升力翼必須布置在鐵路的建筑限界和橋隧限界之內(nèi)，車輛兩側(cè)可布置升力翼的空間有限，僅有740 mm，難以提供有效的升力面積。最適合布置升力翼的空間是車體上方的一個(gè)類梯形區(qū)域（圖中紅色虛線框內(nèi)）。橫向空間為1 400 mm至2 000 mm，縱向空間為2 500 mm左右。在展長(zhǎng)受限的情況下，升力翼展弦比不能隨意增大，這對(duì)二維翼型的氣動(dòng)性能提出了更高要求。

圖1 標(biāo)準(zhǔn)軌距鐵路限界示意圖Fig. 1 Schematic diagram of the standard gauge railway boundaries

1.2 基于升力線理論的升力翼概念設(shè)計(jì)

時(shí)速400～500 km/h的高鐵的行駛速度屬于亞聲速范疇，亞聲速翼型的氣動(dòng)特性可通過(guò)升力線理論進(jìn)行工程估算。通過(guò)估算，可以初步確定單節(jié)列車的升力翼布置個(gè)數(shù)和其他幾何參數(shù)設(shè)計(jì)空間，為二維翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。

本文選擇GAW-1翼型作為升力翼優(yōu)化設(shè)計(jì)的初始翼型，GAW-1為NASA Langley實(shí)驗(yàn)室專為低速高升力需求的通航飛機(jī)設(shè)計(jì)的自然層流翼型，相對(duì)厚度為17%，最大彎度位置為弦長(zhǎng)的40%，在低馬赫數(shù)工況下，具備較好的升力性能，在通航飛機(jī)設(shè)計(jì)獲得了廣泛的應(yīng)用，三維氣動(dòng)布局形式為常用的梯形翼，其關(guān)鍵幾何參數(shù)包括展弦比和跟梢比。

設(shè)單個(gè)三維升力翼的升力系數(shù)為CL則：

式中CL0為零攻角升力，一般三維機(jī)翼的零升力攻角與二維機(jī)翼的零升力攻角相同，采用風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[16]。CLα為 升力線斜率，α為攻角，三維機(jī)翼的CLα，可采用式（2）[17]計(jì)算：

其中λAR為展弦比；χ1/2為1/2弦線的后掠角，對(duì)于亞聲速機(jī)翼可取0；ηe為翼型效率，一般取0.95；β=為壓縮系數(shù)。

假設(shè)升力翼為梯形翼，則翼面積S可表示為：

其中L為機(jī)翼的展長(zhǎng)，ηTR為根梢比。則單節(jié)車廂多個(gè)翼提供的總升力為：

其中N為升力翼個(gè)數(shù)，ρ為空氣密度，V為自由來(lái)流速度， ηcfg為氣動(dòng)布局效率，表征在串聯(lián)翼布局中，前后翼干擾對(duì)氣動(dòng)特性的影響，根據(jù)已有串列翼氣動(dòng)特性研究文獻(xiàn)[12-13]，本研究中取30%進(jìn)行估算。鐵路限界約束下，升力翼展長(zhǎng)L取為3 m，圖2展示了攻角0°≤α≤15°，0.6≤ηTR≤1.0，5≤λAR≤7情況下，串聯(lián)不同個(gè)數(shù)升力翼的減重效果估算。以等效減輕車體總量（車體重量取35 t）的20%至30%為氣動(dòng)需求指標(biāo)，可挑選出符合設(shè)計(jì)指標(biāo)的設(shè)計(jì)空間范圍（圖2中紅色虛線之間）。

圖2 不同個(gè)數(shù)升力翼減重效果估算Fig. 2 Estimation of the weight reduction effect using different numbers of lift wings

對(duì)于串聯(lián)翼個(gè)數(shù)為4的情況下，能夠達(dá)到等效減重車體重量20%～30%的只有兩個(gè)工況點(diǎn)，同時(shí)符合條件的最小攻角為12°，即只能在較大的攻角下才能實(shí)現(xiàn)減重目標(biāo)；當(dāng)串聯(lián)個(gè)數(shù)為5時(shí)，存在多組符合條件的組合，同時(shí)最小攻角為9°，設(shè)計(jì)空間更大。

可以發(fā)現(xiàn)，在不同串聯(lián)翼個(gè)數(shù)下，展弦比越小、根梢比越接近1，其減重效果越好。原因在于在限界約束下，增加展弦比、減小跟梢比帶來(lái)的效率提升比不上翼面積減少帶來(lái)的負(fù)面影響。綜上所述，本研究選擇串聯(lián)個(gè)數(shù)為5，攻角為9°～14°，展弦比為5的工況點(diǎn)作為升力翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)空間。

2 翼間干擾數(shù)值仿真研究

2.1 仿真模型

基于翼型的二維翼間干擾數(shù)值仿真研究模型如圖3所示。計(jì)算域高20 m，車頂前緣與入口邊界距離L1= 25 m，后緣與出口邊界距離L2= 50 m，升力翼下方帶部分車頂曲線，取三編組車長(zhǎng)L3= 75 m。兩個(gè)升力翼布置在中車上方，間距L4= 5 m（按每節(jié)車布置5個(gè)升力翼計(jì)算）。前翼A攻角為α1，壁面距離為H1，后翼B攻角為α2，壁面距離為H2。根據(jù)概念設(shè)計(jì)取前后翼弦長(zhǎng)c= 600 mm（展弦比為5）。

圖3 翼間干擾數(shù)值仿真模型Fig. 3 Numerical simulation model for the double wing interaction

計(jì)算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行離散，在機(jī)翼附近采用O型網(wǎng)格加密。仿真采用基于雷諾時(shí)均N-S方程的CFD求解器，湍流模型為Realizablek?ε湍流模型和增強(qiáng)壁面函數(shù)，離散格式選擇二階迎風(fēng)，壓力速度耦合方法選擇Simple，在車頂和翼型壁面進(jìn)行了邊界層網(wǎng)格加密，第一層網(wǎng)格高度為0.1 mm，使壁面y+值符合湍流模型要求。

入口速度設(shè)為450 km/h，馬赫數(shù)Ma= 0.36，基于翼型弦長(zhǎng)的馬赫數(shù)為5.1×106，出口為壓力出口，上邊界為對(duì)稱邊界條件。

2.2 仿真精度驗(yàn)證

由于公開(kāi)文獻(xiàn)尚未有相關(guān)車-翼模型試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)表，本研究采用自由來(lái)流的工況進(jìn)行湍流模型和壁面函數(shù)驗(yàn)證。圖4展示了模型驗(yàn)證算例的網(wǎng)格剖分，圖5展示了攻角從0°到18°情況下仿真得到的升力系數(shù)與NASA風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[16]在相同雷諾數(shù)、馬赫數(shù)下的對(duì)比，可以發(fā)現(xiàn)升力曲線線性段的斜率符合較好，在失速角度誤差有所增大，但最大的相對(duì)誤差不大于5%，說(shuō)明仿真模型精度可信。

圖4 湍流模型驗(yàn)證網(wǎng)格示意圖Fig. 4 Schematic diagram of the grid used for turbulence model verification

圖5 數(shù)值仿真模型精度驗(yàn)證Fig. 5 Accuracy verification of the numerical simulation model

2.3 不同氣動(dòng)布局氣動(dòng)特性分析

為探究前后翼間干擾的定性規(guī)律，尋找較優(yōu)的氣動(dòng)布局形式。本研究對(duì)壁面距離在0.5 m、1 m、1.5 m、2 m、2.5 m下，攻角在6°、8°、10°、12°、14°下的前后翼組合工況進(jìn)行了仿真分析，具體工況如表1所示。其中，Case1表示前翼A比后翼B高時(shí)的工況集合，Case2表示前翼A比后翼B低時(shí)的工況集合。圖6展示了前翼比后翼高時(shí)，翼A和翼B的升力系數(shù)變化曲線，此時(shí)前翼A的壁面距離和攻角固定?？梢园l(fā)現(xiàn)，在翼間距5 m的情況下，無(wú)論后翼B的攻角和壁面距離如何變化，對(duì)前翼的氣動(dòng)特性都沒(méi)有影響。

圖6 前翼比后翼高時(shí)升力特性變化曲線Fig. 6 Lift characteristic curve for wing A higher than wing B

表1 仿真工況表Table 1 Parameters of the simulation conditions

對(duì)于翼B，在0.5 m≤H2≤2.0 m時(shí)，隨著壁面距離的增加，升力系數(shù)不斷增大，說(shuō)明此時(shí)車頂對(duì)機(jī)翼的壁面效應(yīng)為負(fù)效應(yīng)，距離車頂越近，機(jī)翼的升力損失越顯著；當(dāng)H2增加到2.5 m時(shí)，后翼B的升力系數(shù)突然下降，分析其速度云圖發(fā)現(xiàn)（如圖7所示），此時(shí)后翼直接受到前翼尾跡的影響，因此在布置機(jī)翼時(shí)，應(yīng)盡量使得后翼脫離前翼的尾跡影響區(qū)域。

圖7 Case1中H2 = 2.5時(shí)速度云圖Fig. 7 Velocity contour for Case1 at H2 = 2.5 m

圖8展示了后翼比前翼高時(shí)，翼A和翼B的升力系數(shù)變化曲線，此時(shí)前翼B的壁面距離和攻角固定。

對(duì)于翼A，類似于Case1，當(dāng)在0.5 m≤H1≤2.0 m時(shí)，后翼A的攻角和壁面距離變化對(duì)后翼B的氣動(dòng)特性影響很微弱。當(dāng)H1= 2.5 m時(shí)，由于尾跡效應(yīng)，后翼B的氣動(dòng)性能發(fā)生了明顯的下降，并且隨前翼A攻角的增加，氣動(dòng)損失也隨之加劇，這是因?yàn)殡S著攻角的增加，前翼的迎風(fēng)遮擋面積和尾跡區(qū)域都隨之增加。

對(duì)于翼A，在0.5 m≤H1≤2.5 m范圍內(nèi)，隨著壁面距離的增加，升力系數(shù)不斷增大，并且在H1=2.5 m時(shí)與自由來(lái)流工況下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)趨同，說(shuō)明此時(shí)機(jī)翼已經(jīng)基本脫離了壁面效應(yīng)的影響范圍。對(duì)比圖6和圖8發(fā)現(xiàn)，Case2中翼A的升力系數(shù)要大于相同壁面距離和攻角下的Case1中翼B升力系數(shù)，這是由于除去壁面效應(yīng)外，翼B同時(shí)受到前翼下洗氣流的影響，有效攻角減小，導(dǎo)致升力損失。

2.4 車頂邊界層厚度對(duì)升力翼氣動(dòng)性能的影響分析

在近車頂區(qū)域，車頂邊界層的發(fā)展是否會(huì)影響升力翼的性能是本文關(guān)注的一個(gè)重點(diǎn)。圖9展示了無(wú)升力翼時(shí)車頂不同位置的名義邊界層厚度變化趨勢(shì)，圖中δ代表名義邊界層厚度，定義為當(dāng)?shù)厮俣扰c自由來(lái)流速度比值為0.99的位置，h表示列車的特征長(zhǎng)度—車高。圖9中同時(shí)展示了潘永琛[18]使用IDDES模型對(duì)380A車型三車編組進(jìn)行模擬仿真得到的車頂邊界層名義厚度。

圖9 無(wú)升力翼時(shí)沿車長(zhǎng)方向的車頂邊界層名義厚度Fig. 9 Boundary layer thickness distribution on the roof of the train without the lift wing

對(duì)比發(fā)現(xiàn)二維簡(jiǎn)化模型和三維模型[18]模擬沿車長(zhǎng)方向的邊界層厚度發(fā)展趨勢(shì)相同，都表現(xiàn)為從流線型頭部與車身連接處，車頂邊界層厚度先以較快速度增加，發(fā)展至中后部后再緩慢增加，靠近列車尾部的區(qū)域，邊界厚度有所降低，與田紅旗院士在文獻(xiàn)[19]中的結(jié)論一致。在厚度絕對(duì)值方面，由于本文研究采用二維簡(jiǎn)化模型，在頭車（X/L3≤0.4）和尾車區(qū)域（0.6≤X/L3）等三維流動(dòng)顯著的區(qū)域與實(shí)車模型存在一定差異，但在放置升力翼的中車區(qū)域（0.4≤X/L3≤0.6），本文模擬的邊界層厚度與三維模型基本一致，說(shuō)明了本研究采用簡(jiǎn)化模型得到的車頂邊界層厚度可以反映真實(shí)列車的車頂邊界層厚度。

圖10展示了不同壁面距離下的前翼下方的無(wú)量綱速度云圖。可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)升力翼的壁面距離H1≤1.5 m時(shí)，升力翼下方的高壓低速流體會(huì)與車頂邊界層發(fā)生干涉，使得邊界層厚度增厚，特別是H1= 0.5 m時(shí)，升力翼基本浸沒(méi)在車頂邊界層內(nèi)，導(dǎo)致升力翼的氣動(dòng)性能惡化，隨著壁面距離增加，升力翼與車頂邊界層之間的干涉逐漸減弱。當(dāng)H1= 2.0 m時(shí)，升力翼下方的高壓低速流體與車頂邊界基本脫離，不發(fā)生干涉，當(dāng)H1= 2.5 m，車頂邊界層的厚度約為40 mm左右，說(shuō)明此時(shí)車頂邊界層與升力翼之間的干涉較微弱。通過(guò)上述分析可知，應(yīng)當(dāng)盡可能高地布置升力翼（H1≥1.5 m），盡量減少升力翼受到的車頂邊界層干擾。

圖10 不同飛高下無(wú)量綱速度云圖Fig. 10 Dimensionless velocity contours at different flight heights

2.5 設(shè)計(jì)工況點(diǎn)確定

圖11和圖12分別展示了在Case1和Case2情況下，雙翼的平均升力系數(shù)，并添加了用兩個(gè)對(duì)應(yīng)攻角單翼實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)合成的自由來(lái)流工況，用以表征沒(méi)有壁面效應(yīng)和翼間干擾的理想情況?？梢园l(fā)現(xiàn)，串列翼布局時(shí)，整體的氣動(dòng)性能要低于沒(méi)有氣動(dòng)干擾的情況，壁面效應(yīng)和翼間干擾的影響使得翼型的平均升力系數(shù)最多可損失近30%，而最接近的工況點(diǎn)為H1=2.5 m，H2= 2.0 m，α1= 12°，α2= 14°，此時(shí)后翼基本脫離了壁面效應(yīng)區(qū)域，同時(shí)避開(kāi)了前翼的尾跡區(qū)域，可選用此工況點(diǎn)開(kāi)展后翼的翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖11 前翼比后翼高時(shí)雙翼平均升力系數(shù)Fig. 11 Averaged lift coefficient of the double wings for wing A higher than wing B

圖12 后翼比前翼高時(shí)雙翼平均升力系數(shù)Fig. 12 Averaged lift coefficient of the double wings for wing B higher than wing A

3 考慮翼間干擾的翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)

3.1 翼型參數(shù)化方法

準(zhǔn)確地描述翼型的幾何外形是進(jìn)行翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)的前提，CST方法是用型函數(shù)和類函數(shù)，表征復(fù)雜外形的一種幾何參數(shù)化方法。由于其可以用較少的優(yōu)化參數(shù)，獲得較好的翼型逼近效果，因此在翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中得到了大量的應(yīng)用。CST方法對(duì)于翼型上下翼面的數(shù)學(xué)描述如式（5、6）所示：

其中，x、y表 示翼型的橫縱坐標(biāo)表示翼型后緣的厚度為n階伯恩斯坦多項(xiàng)式，表示n階伯恩斯坦多項(xiàng)式系數(shù)。

本文上下翼面都基于六階伯恩斯坦多項(xiàng)式，共14個(gè)控制參數(shù)，控制點(diǎn)的分布為弦長(zhǎng)的10%、15%、20%、70%、80%和90%，為了達(dá)到較好的擬合，在翼型前緣和尾緣曲率較高的地方上下各布置了三個(gè)控制點(diǎn)，在翼型中部上下各布置了一個(gè)控制點(diǎn)。通過(guò)控制點(diǎn)反解得到的14個(gè)伯恩斯坦多項(xiàng)式系數(shù)，即為優(yōu)化的控制參數(shù)。

對(duì)GAW-1翼型進(jìn)行了擬合，上翼面擬合值與翼型原始點(diǎn)的標(biāo)準(zhǔn)差為3.442×10?4，下翼面的擬合標(biāo)準(zhǔn)差為9.31×10?4，上下翼面擬合誤差的弦向分布如圖13（b）所示?？梢钥闯?，基于CST方法的翼型參數(shù)化擬合能較好地反映翼型的幾何外形，擬合相對(duì)誤差最大值不大于6×10?3。

圖13 GAW-1翼型坐標(biāo)值與CST擬合值比較Fig. 13 Comparison between the coordinate of GAW-1 and its CST fitting

3.2 基于Kriging代理模型的二維翼型優(yōu)化方法

代理模型是指在構(gòu)建優(yōu)化模型的過(guò)程中，建立計(jì)算量小、計(jì)算精度與原數(shù)值仿真模型（如CFD）相當(dāng)?shù)慕茢?shù)學(xué)模型，例如響應(yīng)面模型、徑向基函數(shù)模型、Kriging代理模型等[20]。引入代理模型可以大幅提高優(yōu)化設(shè)計(jì)效率。研究者[21]發(fā)現(xiàn)將加點(diǎn)優(yōu)化準(zhǔn)則是影響Kriging代理模型的關(guān)鍵。為避免單一加點(diǎn)方法的不足，提高優(yōu)化器的全局性能的優(yōu)化能力和局部尋優(yōu)能力，本文選擇EI、MSP、MSE組合加點(diǎn)準(zhǔn)則的并行加點(diǎn)方法構(gòu)建Kriging代理模型[21]。

在優(yōu)化過(guò)程中，以CST函數(shù)擬合得到的14個(gè)控制參數(shù)為優(yōu)化對(duì)象，以升力系數(shù)和升阻比最大為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，使用拉丁超立方抽樣獲取50個(gè)初始樣本點(diǎn)，當(dāng)總樣本點(diǎn)數(shù)達(dá)到250時(shí)，停止優(yōu)化。

3.3 優(yōu)化結(jié)果分析

表2展示了自由來(lái)流下原始翼型、前翼干擾下原始翼型和優(yōu)化后翼型的升力系數(shù)與升阻比對(duì)比。

表2 優(yōu)化前后翼型氣動(dòng)性能對(duì)比Table 2 Comparison between the aerodynamic performances of the airfoil before and after optimization

可以發(fā)現(xiàn)，在較優(yōu)布局下，后翼B（原始翼型）仍受到前翼的氣動(dòng)干擾，升力系數(shù)和升阻比略有下降。經(jīng)過(guò)優(yōu)化，后翼B在較優(yōu)氣動(dòng)布局下的升力系數(shù)由1.709上升到了1.946，上升了14.06%。升阻比由42.27上升到46.82，上升了10.71%。圖14（a）展示了優(yōu)化前后的翼型幾何外形，優(yōu)化后的翼型外形呈現(xiàn)出上下表面頭部外突出，中后部向內(nèi)凹進(jìn)的趨勢(shì)，最大厚度和彎度位置前移。圖14（b）展示了優(yōu)化前后翼型表面壓力系數(shù)曲線的對(duì)比，可以發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后翼型的前緣吸力峰強(qiáng)度有所降低，升力增加來(lái)源于上翼面中前部（0.2≤X/c≤0.6）壓力系數(shù)的減少。進(jìn)一步分析翼型優(yōu)化前后的壓力系數(shù)云圖（如圖15（a）和圖15（b）所示），壓力系數(shù)小于?1.6的區(qū)域從X/c= 0.34擴(kuò)大到X/c= 0.42，優(yōu)化后翼型的低壓區(qū)相比原始翼型有了強(qiáng)化和擴(kuò)大。

圖14 翼型優(yōu)化前后結(jié)果對(duì)比Fig. 14 Comparison of the airfoil before and after optimization

圖15（c）和圖15（d）展示了優(yōu)化前后翼型的湍動(dòng)能云圖對(duì)比，可以發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后翼型前緣剪切層的湍流強(qiáng)度有了明顯的下降，說(shuō)明凸起加厚的前緣在設(shè)計(jì)點(diǎn)下改善了翼型前緣的流動(dòng)分離，有利于翼型吸力面低壓區(qū)的發(fā)展。

圖15 優(yōu)化前后翼型流場(chǎng)壓力系數(shù)云圖和湍動(dòng)能云圖對(duì)比Fig. 15 Comparison of pressure coefficient contours and turbulent kinetic energy contours of the airfoil before and after optimization

4 結(jié) 論

本文基于高鐵限界約束下的列車串列翼概念設(shè)計(jì)，研究了不同相對(duì)垂直高度和攻角下的升力翼氣動(dòng)特性，提出了一種較優(yōu)的升力翼氣動(dòng)布局。在此基礎(chǔ)上，優(yōu)化設(shè)計(jì)出一種在列車串列翼氣動(dòng)布局下具備更優(yōu)氣動(dòng)特性的二維翼型。通過(guò)研究，得出以下結(jié)論：

1）基于CFD分析了不同前后翼氣動(dòng)布局的氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)后翼處在前翼的尾跡區(qū)域時(shí)會(huì)存在顯著的氣動(dòng)損失，且氣動(dòng)損失隨著前翼攻角的增大而增大，通過(guò)調(diào)整兩翼的相對(duì)高差，可以減小這一損失。

2）基于CST翼型參數(shù)化方法和Kriging代理模型，對(duì)后翼進(jìn)行優(yōu)化，使得其在優(yōu)化工況點(diǎn)下改善了前緣流動(dòng)分離，擴(kuò)大了上翼面低壓區(qū)，升力系數(shù)上升了14.06%，升阻比上升了10.71%。

3）通過(guò)二維簡(jiǎn)化模型可以有效模擬高速列車車頂?shù)倪吔鐚雍穸?，?dāng)翼型浸沒(méi)在車頂邊界層內(nèi)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生明顯的氣動(dòng)損失，應(yīng)該使得翼型距離車頂高度盡量大于車頂邊界層厚度。

高速列車升力翼工作環(huán)境與傳統(tǒng)的航空機(jī)翼有較大差異，必須著重考慮壁面效應(yīng)和翼間干擾的影響。本研究主要從氣動(dòng)增升的角度開(kāi)展研究，但引入升力的同時(shí)必然也會(huì)增加高速列車的整體氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)噪聲，如何實(shí)現(xiàn)增升、減阻、降噪的多目標(biāo)協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)，是下一步高速列車升力翼設(shè)計(jì)研究的重點(diǎn)。