尾翼翼形修圓對系留氣球影響分析

張桂夫

尾翼翼形修圓對系留氣球影響分析

張桂夫

（中國電子科技集團公司第三十八研究所，安徽 合肥 230088）

系留氣球作為一種浮空器，其尾翼一般通過充氣成型，為方便加工，通常對尾翼翼形末端進行修圓處理。針對尾翼翼形修圓程度對系留氣球的影響，選擇三種翼形分別進行不同程度的末端修圓處理，并應用流體力學仿真軟件對修圓之后翼形的升阻力系數進行分析。結果表明，修圓的存在會小幅改變升力曲線的斜率，同時對阻力系數有著更加明顯的影響，隨著翼形修圓程度的增加，阻力系數明顯增大。因此，實際系留氣球尾翼應在加工允許范圍內盡量減少修圓，以免產生不利影響。

系留氣球；翼形修圓；升力；阻力

1 引言

系留氣球作為一種較為成熟的浮空器，通過搭載不同任務載荷升空可以執行預警探測、偵察監視、通信中繼等任務，因具有留空時間長、載重能力大、效費比高等優點，在軍民領域得到廣泛應用[1-3]。系留氣球球體通常為水滴形回轉體，為增強系留氣球在有風情況下的使用安全性，通常在球體尾部安裝尾翼。系留氣球尾翼通常采用標準翼形，在實際使用中由于尾翼是通過充氣使尾翼囊體膨脹成型，考慮到加工水平以及受力限制，一般設計時將尾翼后緣進行一定程度的修圓處理，以降低加工難度[4]。本文應用Ansys Fluent對不同修圓程度的翼形進行流場仿真，進而分析尾翼修圓對升力、阻力的影響。

2 仿真分析過程

2.1 模型建立與仿真設置

三種翼形和修圓位置對比如圖1所示。本文選用NACA 0018、NACA 2415、NACA 6413三種翼形進行對比仿真，如圖1中的（a），同時考察不同翼形彎度對結果的影響。分別對每種翼形進行修圓處理，修圓方法為在翼形弦長之后采用相切圓代替原翼形尾部，本文中選取95%、90%、80%，如圖1（b）所示。將修圓之后的翼形縮放至弦長與未修圓翼形弦長相等，即=1 m。應用ICEM繪制翼形外流場網格，應用Ansys Fluent 進行流場仿真模擬，采用定常模擬，湍流模型選用SST K-Omega模型[5-6]，來流雷諾數設置為=5.1e5，來流攻角從﹣8°～16°，每2°計算一個工況，采用Couple求解器進行求解。

2.2 結果分析

同一種翼形模擬中的來流攻角采用Ansys參數化設置，可一次性模擬多個工況，得到不同修圓情況下的升力系數曲線如圖2所示。

圖1 三種翼形和修圓位置對比

從圖2中可以看出，對于所選取的三種翼形，在來流攻角為負時，修圓的存在使得升力系數小幅降低，修圓位置越靠前，降低得越明顯。但同時修圓會導致升力系數曲線斜率提高，且修圓位置的越靠前斜率提高越明顯。隨著來流攻角增加，修圓翼形的升力系數曲線會逐漸與未修圓翼形的升力系數曲線相交，對于對稱翼形NACA 0018，當來流迎角大于0°時，修圓翼形的升力系數開始超過未修圓翼形。在NACA 2415翼形這個攻角為8°左右，而對于NACA 6413翼形，直到翼形接近16°，修圓翼形的升力系數曲線才與未修圓翼形的升力系數曲線相交。因此可見，隨著翼形彎度的增加，修圓翼形與未修圓翼形的升力系數曲線交點對應的來流迎角逐漸增大。

圖2 不同修圓情況下升力系數曲線

修圓對翼形阻力系數的影響如圖3所示。相對于升力系數的小幅變化，修圓對阻力系數的影響更為明顯。多數攻角情況下修圓的存在會使阻力系數大大增加，最大增加量達到40%～60%。隨著攻角增加，修圓的阻力系數同樣逐漸接近未修圓翼形的阻力系數，對于NACA 0018翼形，所選取的攻角范圍內修圓翼形阻力系數均大于未修圓翼形的阻力系數，而對于NACA 2415翼形，曲線在14°左右相交，之后隨著迎角增大未修圓翼形的阻力系數開始超過修圓翼形的阻力系數。而對于NACA 6413翼形，交點在10°左右。因此可以得出，隨著翼形彎度增減，修圓前后阻力系數曲線交點對應的來流迎角逐漸減小。以NACA 0018翼形、來流攻角6°為例，分析阻力增加的原因。分別輸出修圓前后壓差阻力系數和粘性阻力系數，通過對比發現，在80%位置修圓之后，壓差阻力系數增長了一倍，而粘性阻力系數增長8%左右，總阻力系數增加50%，由此可見修圓導致的壓差阻力增加是總阻力增加的主要原因。

圖3 不同修圓情況下阻力系數曲線

進一步提取修圓前后翼形表面的壓強分布以及流線對比如圖4所示。從圖4中可以看出，在修圓之后，流過翼形表面的氣流會在修圓位置附近發生分離、產生漩渦，如圖4中的（b）所示，進而導致翼形尾部出現負壓，如圖4（a）所示，負壓的產生導致壓差阻力增加。

圖4 NACA 0018翼形修圓前后表面壓力分布對比以及流線對比

3 結論

基于系留氣球尾翼修圓的應用背景，本文應用Ansys Fluent分別對三種翼形修圓前后的流場進行仿真對比，進而分析翼形修圓對升阻力的影響。結果表明：在迎角較小的情況下翼形修圓會降低升力系數，同時也會導致升力系數曲線斜率小幅提高，且修圓位置越靠前提高越明顯。隨著來流攻角增加，修圓前后翼形升力系數曲線會相交，并隨著翼形彎度的增加，升力系數曲線交點所對應的來流攻角逐漸增大。在升力系數曲線處于線性段的攻角范圍內，翼形修圓會導致阻力系數大幅增加，最大增加量達到40%～60%。隨著攻角增加修圓前后的翼形阻力系數曲線也會相交，并且隨著翼形彎度的增加，曲線交點對應的來流攻角逐漸減小。通過提取流線以及翼形表面壓力分布分析得出，修圓主要會導致流過翼形表面的氣流會在修圓位置附近發生分離、產生漩渦，導致翼形尾部出現負壓，增大壓差阻力，進而使總阻力增加。

經以上分析表明，實際系留氣球尾翼應在加工允許范圍內盡量減少修圓，以減少不利影響。

［1］鄧小龍，麻震宇，羅曉英.國外系留氣球裝備發展與應用啟示［J］.飛航導彈，2020（1）：8.

［2］趙和鵬.氣球載雷達系統發展研究［J］.電子技術與軟件工程，2019（22）：89-90.

［3］黃宛寧，栗穎思，周書宇，等.現代浮空器軍事應用［J］.科技導報，2017，35（15）：20-27.

［4］易正清.系留氣球尾翼參數氣動設計研究［J］.長沙航空職業技術學院學報，2009，9（3）：56-61.

［5］劉傳超，李琦.系留氣球地面系留狀態氣動分析［J］.西安航空學院學報，2016，34（5）：29-33.

［6］任志安，郝點，謝紅杰.幾種湍流模型及其在FLUENT中的應用［J］.化工裝備技術，2009，30（2）：38-40，44.

2095－6835（2020）10－0034－02

V273

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.10.013

張桂夫（1990—），男，吉林長春人，博士，工程師，研究方向為浮空器總體設計。

〔編輯：張思楠〕