地效機翼氣動特性及端板效應數值研究

喻海川, 李 盾, 何躍龍, 劉 帥

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

地效機翼氣動特性及端板效應數值研究

喻海川*, 李 盾, 何躍龍, 劉 帥

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

采用基于三維非結構直角網格的N-S求解器對機翼模型地效區的流場進行數值模擬。模型剖面為NACA4415，展弦比為2.33，并帶有20%平均弦長的副翼及不同尺寸可移除的端板和中心板。通過對副翼偏轉角、迎角、相對高度、端板尺寸及是否使用中心板和端板等因素對氣動特性影響的研究，表明地面效應在相對高度小于一倍平均弦長時，影響較強；超過這個區域，影響逐漸較弱。其他條件相同時，增加端板尺寸，可有效提高升阻比；端板尺寸相同時，相對高度越小，端板效應越強。

地面效應;端板效應;副翼偏轉角;數值模擬;壓力分布

0 引 言

地面效應是指地效飛行器在貼近水面或地面飛行時機翼升力增加，誘導阻力減小的現象。地效區的氣動特性是地效飛行器設計的關鍵因素，是地效飛行器優先解決的問題之一[1]。地面效應的大小與地效飛行器的尺寸[2]、飛行高度[3]、氣動外形等因素有關。我國自20世紀60年代起，通過理論方法、風洞試驗、實艇實驗和數值模擬手段對地效飛行器氣動特性方面進行研究[4-6]，積累了非常寶貴的經驗。

數值模擬對于地效飛行器氣動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]分別對地面效應問題做了諸多研究。這些研究中主要是針對翼型和機翼的研究，基本都采用傳統網格技術，網格隨高度變化及姿態角變化都需要重新生成，對于復雜外形的計算網格生成困難，計算效率低，結果可靠性不易保障。

Chawla等[11]通過風洞試驗對剖面為NACA4415翼型的地效機翼進行不同迎角、副翼偏轉角及尺寸的端板研究，發現帶端板的機翼能有效提高其地面效應，但對端板提高機翼的地面效應機理及影響因素并未做深入研究，缺少對機翼地效區的氣動特性和自由流的氣動特性對比分析。基于Chawla的風洞試驗，本文就副翼偏轉角、迎角、相對高度、端板尺寸及中心板和端板是否使用等因素對機翼的氣動特性影響進行數值模擬，并分析端板效應對機翼的地效特性影響及端板效應的機理。

1 數值方法

積分形式的N-S方程如下：

其中方程中各個物理量的具體含義可參考文獻[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值方法推廣至低速不可壓模擬中，本文引入Weiss-Smith預處理矩陣，加快收斂。本文計算中，無粘項采用MUSCL插值結合預處理型Roe格式求解[13]，粘性項采用考慮物面無滑移和絕熱壁的帶約束條件的最小二乘法求解[14]。時間方向采用LU-SGS隱式格式推進獲得定常狀態下的解。

由于非結構貼體直角網格可以描述單體或多體各種復雜外形，空間網格結構具有良好的正交性[15]，網格質量高，自適應能力強等特點，因此本文采用非結構貼體直角網格，對地效機翼進行數值模擬。

2 計算模型

本文工作基于Chawla的風洞試驗，數值計算模型選取該風洞試驗中的模型。模型翼剖面為NACA4415翼型，模型帶有可偏轉的副翼，長度為平均弦長的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，詳細參數見表1。

模型采用不同尺寸的中心板和端板的組合，各個組合中端板(中心板)長度一致，高度不同。每種組合包含相同高度(端板高度為水平放置時端板底部距離機翼1/4弦長的高度)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為機翼的平均氣動弦長；O、S、M和L分別代表無、小尺寸、中尺寸和大尺寸平板。OO表示無中心板和端板組合機翼，OL表示無中心板有兩大尺寸端板組合機翼，LL表示大尺寸中心板和大尺寸端板組合機翼，以此類推。為了方便起見，本文后面用此類縮寫符號表示中心板和端板組合。

表1 機翼模型詳細參數Table 1 Wing model details

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

計算狀態設定為V∞=28.16 m/s，Re=V∞l/υ=1.04×106，具體數值模擬變量見表3。其中，機翼相對高度為機翼的1/4弦長處到地面的距離與平均弦長之比。

表3 狀態參數Table 3 Simulation variables

2 計算結果分析

在地效區內，機翼帶端板會阻礙飛行器底部和地面雙面“擠壓”的氣流向外側流動，抑制翼尖渦發展，從而產生端板效應。本文以迎角、副翼偏轉角及相對高度為變量，對地效機翼氣動特性進行研究。

圖2為h/c=0.25和自由流的OO機翼和MM機翼的阻力、升力系數隨副翼偏轉角變化曲線。自由流下，兩種不同組合的機翼阻力系數隨副翼偏轉角基本呈線性變化，隨著副翼偏轉角增大而增大；地效區內機翼阻力系數偏小。隨著副翼偏轉角增大，誘導阻力減小的效果更加明顯。對于機翼的升力系數，兩種不同中心板和端板組合的機翼的升力系數均隨著副翼偏轉角增大而增大，和文獻[11]的實驗值也基本吻合。

為了進一步研究機翼的迎角特性和高度特性，本節繼續對不同相對高度下機翼升阻特性進行了數值模擬。θ=0°時，不同相對高度機翼升阻比隨迎角的變化見圖3。地效區內，機翼的最大升阻比出現在α=5°左右。在相對高度較大(h/c≥1)時，機翼的地面效應影響很弱，基本和自由流的機翼升阻比接近。圖4為α=15°下不同副翼偏轉角的升阻比隨相對高度變化曲線，從圖中可以發現，h/c≥1時，升阻比基本不隨相對高度的變化而變化，進一步驗證上述結論，這說明相對高度在一倍平均弦長內，地面效應影響較強；超過這個區域，地面效應逐漸減弱，這和文獻[11]的實驗結果相同。

圖5為不同中心板和端板組合機翼地效區和非地效區的阻力系數、升力系數隨副翼偏轉角變化曲線。可以發現，在自由流下中心板和端板對機翼的阻力系數基本沒有影響，但在地效區內，端板能有效減小機翼的誘導阻力。端板尺度越大，誘導阻力減小越大。自由流下，中心板和端板對機翼升力系數基本沒有影響，并且端板和中心板尺寸大小也對機翼升力系數影響很小，但在地效區內，端板能有效提高機翼的升力系數。

圖6為不同中心板和端板組合機翼地效區和自由流下的俯仰力矩系數和升阻比隨副翼偏轉角變化曲線。圖中可以發現，自由流下中心板和端板對機翼俯仰力矩系數也影響有限，但在地效區內，端板尺寸越大，機翼的低頭力矩越大，并且機翼相對高度越小，低頭力矩越大，林文祥[16]的數值模擬結果也有類似結論。不同中心板和端板組合機翼的升阻比隨著副翼偏轉角增大而減小。自由流情況下，中心板和端板對機翼升阻比影響很小；地效區內，帶端板機翼的升阻比能得到顯著提高，相對高度越小，升阻比提升效果越顯著。

此外，本文還對中心板地效機翼氣動特性影響進行分析。數值模擬發現，不管是地效區還是非地效區，中心板只起抑制機翼下翼面氣流的展向流動的作用，對機翼的升阻特性及俯仰力矩系數均無影響，這和文獻[11]的實驗結果也一致。

3 結 論

1) 本文研究中，機翼的升阻力系數均隨著副翼偏轉角增大而增大，但升阻比隨副翼偏轉角增大而減小。

2) 地面效應在相對高度小于一倍平均弦長時，影響較強；超過這個區域，影響逐漸減弱。

3) 地效區內，使用端板能有效提高機翼升阻比，增大機翼的低頭力矩；中心板會影響展向流動，但對升阻比等氣動特性影響較小。

4) 自由流下，中心板和端板對機翼的升阻特性影響有限。但在地效區內，相對高度越小，端板尺寸越大，地效作用更強。

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

[2]孫瑞敏. 機翼地面效應氣動特性與翼尖渦結構的實驗研究[D]. 上海大學, 2011: 18-23.

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

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

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

[6]郭鵬飛, 張永, 邵秋虎. 世界地效翼船發展研究[J]. 船舶標準化工程師, 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, 王國強, 申明秀. 帶端板地效應翼性能的數值研究[J]. 上海交通大學學報, 2000(01): 51-55.

[10]楊韡, 楊志剛. 三維地效翼展向效應數值模擬[J]. 計算機輔助工程, 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. 計算流體力學方法及其應用[M]. 北京: 北京航空航天大學出版社, 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, 紀楚群, 馬漢東. 三維非結構粘性直角網格的N-S方程數值模擬[J]. 空氣動力學學報, 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氣動特性數值模擬[D]. 廈門大學, 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

國家重點基礎研究發展計劃(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. 地效機翼氣動特性及端板效應數值研究[J]. 空氣動力學學報, 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.