單向翼地面效應下的氣動特性分析

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教育部重點實驗室，重慶　400054；

2.重慶理工大學 車輛工程學院，重慶　400054)

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單向翼地面效應下的氣動特性分析

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教育部重點實驗室，重慶400054；

2.重慶理工大學 車輛工程學院，重慶400054)

摘要：采用數值模擬的方法研究單向翼地面效應。通過有限體積法對質量加權平均N-S方程進行離散求解，湍流模型采用可實現化k-ε模型，運用滑移地面邊界條件模擬單向翼與地面的相對運動，模擬介質采用可壓縮性空氣。運用小尺寸網格及局部高網格密度捕捉單向翼與地面之間的流動細節。通過細化網格來觀察單向翼邊界層流動，分析單向翼邊界層的分離對流場及氣動特性的影響。計算結果表明:在地面存在的情況下，機翼下表面與地面之間由于“氣阻”作用導致機翼后緣壓力梯度增加，并使得機翼后緣邊界層分離提前；機翼在攻角為5°左右時升阻比達到最大值。

關鍵詞：單向翼；邊界層；地面效應；氣動特性

當機翼貼近地面飛行時，由于機翼下表面與地面之間的氣流阻塞作用，使得機翼升力增大，阻力下降，這種升阻比急劇增大的現象稱為機翼地面效應。正是由于地面效應的存在，地效飛行器的運載經濟效率高于自由空間的飛行器[1-8]。由日本東北大學主導、重慶理工大學合作研究的氣動懸浮列車正是利用了地面效應原理，是一種創新型高效率的地效飛行器。本研究為氣動懸浮列車空氣動力學研究的一部分。前期研究表明：氣動懸浮列車的運載經濟效率遠遠高于目前的通用交通運輸工具。因此，對其單向翼地面效應的研究分析非常重要。

目前，在航空領域中尚無一種專為地效飛行器設計的機翼翼型。學者們在對機翼地面效應分析時主要采用現有的翼型或者在現有標準翼型基礎上通過不同優化方法得到的優化翼型。本文對筆者前期以LA203A為基礎翼型通過遺傳算法優化得到的新翼型LA203A-1開展研究，建立了LA203A-1三維數值模型，利用計算流體力學方法對其地面效應下的流場以及氣動特性進行研究。

1計算模型及網格劃分

翼型坐標參數如圖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為計算域網格及機翼弦長方向中心對稱截面網格。機翼弦長為1 000 mm，展弦比為1∶1，坐標y軸選取弦長1/4處平行于機翼展長方向，繞坐標y軸偏轉機翼的角度為機翼攻角?，機翼后緣最低點和地面之間的距離與弦長之比為機翼間隙比R。全局網格采用非結構網格與棱柱網格相結合的方式，局部細節加密。進口來流平行于地面，計算速度為120 m/s，基于弦長c的雷諾數為7.53×106。

圖1　翼型坐標參數示意圖

為了使y+值在1左右，將邊界層第1層網格大小設為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　計算域網格及機翼截面網格

2數值計算方法

利用FLUENT軟件求解定常可壓縮流動的質量加權平均N-S方程和realiablek-ε湍流模型，使用有限體積法對控制方程進行離散。動量、能量控制方程中的對流項采用二階迎風格式離散。擴散項采用中心差分格式離散。壓力和速度耦合采用COUPLE算法。

控制方程通用表達方式為

3計算結果分析

3.1機翼失速邊界層流動分析

處于地面效應區的三維機翼流場結構變得更加復雜，其流場特性與自由空間的機翼相比有較大的區別。由于地面的影響，機翼有效展長、上翼面逆壓梯度、邊界層分離點等均與在自由空間的機翼有較大的不同。在地面效應能夠影響的范圍內(即在機翼小間隙比的情況下)，機翼與地面之間的區域氣流受到的“氣阻”現象增強，使氣流流速降低，區域壓力增加，機翼后緣區域壓力梯度增大，導致三維機翼邊界層分離提前以及分離區增大。間隙比減小以及攻角增大都將使得分離區擴大。如果分離區擴散至整個機翼上表面將導致機翼失速。機翼失速將對機翼氣動特性產生毀滅性影響。機翼與地面之間的流動更為復雜。地面邊界層由于受到機翼后緣壓力梯度增大的影響，其分離點將發生不穩定的變化。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大，導致機翼與地面邊界層分離后混合。

通過對LA203A-1型機翼失速分析得出該型機翼失速角為16°。圖3為當間隙比R=0.1且攻角分別為14°，15°，16°時的氣流矢量圖。從圖中可以看到：在機翼攻角為14°時，機翼后緣附近基本沒有發生分離；當機翼攻角為15°時，機翼后緣上表面發生局部分離現象，原因在于機翼后緣逆壓梯度增大使得邊界層內發生逆方向流動。在機翼后緣逆壓梯度的影響下，邊界層內發生倒流現象并與邊界層外順流共同形成分離渦。而隨著機翼攻角逐漸增加到16°，分離已經擴散至機翼后緣靠前的位置，并且隨著攻角的繼續增加，分離區繼續向機翼前沿擴散，此時將出現升力劇減、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”現象逐漸加劇，機翼后緣逆梯度增加，后緣邊界層分離提前，分離區擴散；當間隙比較大時，地面對流場的影響力較弱，機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氣動特性分析

通過數值模擬的方法對LA203A-1型三維機翼地面效應進行分析，得出不同攻角下隨間隙比變化的氣動特性(升力系數、阻力系數、升阻比)規律。在對單向翼氣動特性分析時，攻角范圍小于該型機翼失速角，即0°≤?≤10°。LA203A-1型機翼升阻比位于該攻角范圍內。在地效翼實際運行中，攻角應當避免出現在失速角左右。圖5為阻力系數在不同間隙比下隨攻角變化的曲線。從計算結果可以看出：隨著攻角的增加阻力系數總體上呈拋物線的趨勢增大；但當間隙比小于0.07時，阻力系數的波動性增大。從本文由邊界層流動分析可知：在該間隙比范圍內，LA203A-1型機翼邊界層受后緣壓力梯度的影響劇烈且更加復雜。在小間隙比內，后緣逆壓梯度對邊界層的分離影響巨大，且在不同攻角時邊界層出現不穩定的分離現象。圖6為升力系數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，升力系數呈近似相同的斜率增加，特別是在攻角小于等于4°時，間隙比對升力系數的影響趨于相同；在攻角大于5°時，隨著間隙比的增大，升力系數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：該機翼在攻角為4°～5°時升阻比達到最佳；在間隙比大于0.07的范圍內，變化曲線趨于平緩，即沒有波動變化的情況。

圖5　阻力系數在不同間隙比下隨攻角變化的曲線

圖6　升力系數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結論

1) 隨著間隙比的減小，地面效應增強，機翼后緣逆梯度將增大，導致機翼后緣邊界層分離提前。

2) 攻角的增大使得機翼上表面分離擴散加劇，如分離擴散至機翼上表面全部區域將導致出現機翼阻力急劇增大而升力急劇減小的失速情況。該LA203A-1型機翼失速角為16°。

3) 阻力系數、升力系數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，阻力系數出現不穩定的波動增加趨勢。

4) 改型機翼在攻角范圍為4°～5°時的升阻比達到最佳值，因此對其氣動特性影響的攻角范圍在10°以內即可。

參考文獻：

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[8]岳鋒,石亞軍,李鳳蔚.基于N-S方程的地面效應數值模擬研究[J].航空計算技術,2005(2):62-65.

(責任編輯劉舸)

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：1674-8425(2016)02-0001-05

中圖分類號：V212

文獻標識碼：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力學研究。

基金項目：國家自然科學基金資助項目(51305477)

收稿日期：2015-09-28

引用格式：賴晨光，閻志剛，任渤麒,等.單向翼地面效應下的氣動特性分析[J].重慶理工大學學報(自然科學版)，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.