地效翼地面粘性效应风洞试验研究

杨美，杨韡，杨志刚

地效翼地面粘性效应风洞试验研究

杨美，杨韡，杨志刚

(同济大学上海地面交通工具风洞中心，上海201804)

为深入研究地面效应机理及地效翼空气动力特性，在同济大学上海地面交通工具风洞中心的空气动力-气动声学风洞内对地效翼模型进行了风洞试验。首先，根据地效翼空气动力特性及风洞试验能力，对风洞试验进行了设计;其次，在风洞试验中利用移动路面模拟系统和六分力天平测量系统，研究了地面粘性效应对地效翼空气动力的影响和地效翼空气动力特性。研究结果表明:固定地面附近边界层流动不仅与地效翼的高度有关，还与迎角有关;与移动地面相比，固定地面下测得的升力和阻力偏低，且由于固定地面边界层受气垫效应影响，失速延后。通过地效翼风洞试验研究揭示了移动路面模拟的重要性，并深入分析了地效翼空气动力特性，为地效飞行器空气动力设计和研究提供了参考。

地面效应;粘性;风洞试验;移动带;空气动力

0 引言

当飞行器接近地面或水面飞行时，升力增大，阻力减小，升阻比急剧升高，这种现象称为地面效应。地效飞行器正是一种利用地面效应提高升阻比的高速运载工具。早在20世纪60年代，前苏联就开始进行地效飞行器的研究和设计工作，并取得丰硕的成果。近年来，地效飞行器引起世界多个国家的重视，纷纷开展研究工作［1-2］。

对地面效应及其空气动力特性的研究手段一般有:理论方法、风洞试验、实艇实验和数值模拟。其中，风洞实验和数值模拟是现今地面效应研究中最主要的两个手段。近些年来，随着计算机技术和数值模拟技术的发展，研究者应用数值计算的方法对地效翼的定常和非定常空气动力特性做了许多研究工作［3-5］。这些研究工作为地面效应研究和地效飞行器的开发提供了大量有价值的数据，但同时也受到数值计算自身缺陷的限制，数值计算结果的准确性和可信度在计算流体力学发展过程中一直备受关注。风洞试验研究是地面效应机理及地效翼空气动力特性研究的重要组成部分［6］。然而，目前对地面效应的研究大多采用数值模拟的手段。这是因为:一方面，数值模拟效率高，并且可以满足流动的相似准则;另一方面，多数风洞不具备移动路面模拟系统，风洞试验周期长、成本高。鉴于此，本文对地面效应进行了更深入的实验研究，以丰富地面效应实验研究内容，并进一步通过实验手段揭示地面效应机理。

风洞试验在同济大学上海地面交通工具风洞中心的空气动力-气动声学风洞内进行。该风洞为3/4开口式回流风洞，具备移动路面模拟系统。本研究首先根据地效翼空气动力特性和风洞的试验能力对地效翼和支架进行了试验设计;然后对地效翼进行了风洞试验，研究了地效翼空气动力特性和地面粘性效应对地效翼空气动力的影响。

1 风洞试验设计

1.1 地效翼模型设计

上海地面交通工具风洞中心的空气动力-气动声学风洞装备有六分量天平和五带移动路面模拟系统。五带移动路面系统能够较为真实模拟地面运动。移动带长7000mm，宽1100mm。

为了充分利用移动带并准确模拟地效翼近地面运动，地效翼模型展长应在1100mm以内;同时地效翼模型应尽量采用大的弦长，以充分体现地面效应，便于测量气动力。与常规飞行器相比，地效飞行器的展弦比较小，一般在2～6之间。地效翼模型的设计一方面要考虑地效翼所受的空气动力和测量误差，另一方面要考虑地面效应风洞试验的可行性。风洞试验地效翼翼型选用NACA0012，弦长c=400mm，并设定了2个不同的展弦比:AR=2、AR=2.5，同时还设计了端板。模型以AR=2的地效翼为基础，可在两侧增加展长和端板以改变地效翼的气动布局，模型如图1所示。地效翼相对端板的安装角度为6°。

1.2 地效翼载荷评估

上海地面交通工具风洞中心的空气动力-气动声学风洞中配备的六分量天平主要是用于整车及大尺寸地面交通工具缩比模型的空气动力测量，其精度高，量程大。六分量天平主要技术指标如表1所示，其中Fx为阻力，Fz为升力。由于受移动带尺寸的限制，地效翼模型相对较小，空气动力测量相对误差将增大。本文首先利用数值模拟中获得的地效翼空气动力与风洞试验中的六分量天平量程进行对比，以保证所测得的空气动力在天平的量程范围内。

图1 风洞试验地效翼模型Fig.1Wing-in-ground effect test model

表1 天平主要技术指标Table 1Main parameters of balance

数值模拟中模型尺寸参考风洞试验模型，展弦比AR=2.5，无端板，地效翼高度h/c=0.1，迎角:6°～20°。求解定常不可压N-S方程，湍流模型选用Realizable k-ε模型。动量、湍动能和耗散率的离散化采用二阶迎风差分格式，压力-速度耦合使用simple算法求解。与风洞喷口相比，风洞试验所用地效翼模型较小，因此数值计算中采用半无穷空间计算域。数值计算结果中地效翼阻力范围:20～100N，升力范围: 300～1000N。地效翼所受载荷在六分量天平量程内，满足风洞试验要求。

1.3 试验支架设计

地效翼模型与天平之间需要通过支架连接。支架的设计一方面要求可以对地效翼的高度和迎角进行调节，另一方面应尽量减小支架对绕地效翼流动的干扰。

风洞试验中地效翼高度由风洞内固定实验模型的支杆调节。地效翼迎角由支架中设计的摇臂控制(图2)。摇臂运动圆心正对地效翼后缘点。风洞试验中通过手动设置摇臂的位置来改变地效翼的迎角。

在三维地效翼的数值研究中已发现翼尖附近由于存在翼尖涡，流动较为复杂，翼尖涡由翼尖前缘附近开始沿流向逐渐增大［7-9］。但同时翼尖涡在翼尖附近的影响范围在0.5c以内，因此在风洞试验中支架与地效翼翼尖之间的距离应大于0.5c。风洞试验中支架安装位置距离移动带边缘0.5c，在此情况下支架对绕地效翼流动的干扰非常弱，可以忽略。支架通过直径为10mm的连杆连接地效翼和地板下的天平。地效翼和支架在风洞试验中的安装如图3所示。

图2 支架示意图Fig.2Diagram of support

2 试验设置

风洞试验风速v=50m/s，基于弦长的雷诺数Re =1.4×106，移动带速度与风速相同，为50m/s。模型通过设计的支架固定在天平上，试验中通过支架及天平调节地效翼的离地高度和迎角。地面粘性效应风洞试验研究中地效翼模型展弦比AR=2.5，并安装端板。迎角变化范围:6°～20°，间隔1°。地效翼无量纲高度:h/c=0.05，h/c=0.1，h/c=0.5。其中，离地高度h为地效翼后缘点到地面的距离。风洞试验中移动带下方设有一定的吸力以确保移动带紧贴地面移动。风洞试验以地效翼的空气动力测量为目的，对不同高度、不同迎角下的地效翼分别在移动带工作和静止两种状态下的空气动力进行采集。采样频率:5Hz，采样时间:60s。在地效翼空气动力风洞试验研究中忽略了支架与地效翼之间的流动干扰，首先测量地效翼和支架受到的总空气动力，然后测量支架所受空气动力，最后根据公式(1)得到地效翼在不同高度及不同迎角下的空气动力。其中，F机翼为地效翼所受空气动力，F全为试验中测量所得地效翼和支架的总空气动力，F支架为试验中仅有支架时所测得空气动力。

3 试验结果及分析

与自由空间相比，地面效应下机翼升力增加、阻力减小，其原因为机翼下方压力效应和翼展效率提高［10］。图4-6所示为展弦比AR=2.5带端板的地效翼在风洞试验中测得的空气动力变化情况。在地效翼与地面之间存在气垫效应，气流速度减小，压力升高，地效翼升力明显增大;随着离地高度的增加，气垫效应减弱，地效翼升力减小。此外，在地面效应下，机翼的空气动力随迎角的改变表现出非线性变化。理论上，由于固定地面附近流动的粘性作用，在地面上会生成具有一定厚度的边界层。边界层的位移厚度减小了地效翼风洞试验中的有效高度，地面效应会变强［11-13］。因此，在不具备边界层控制系统的风洞试验中进行地面效应风洞试验通常需要对试验结果进行修正。修正是建立在平板边界层理论的基础上，采用地效翼的有效高度，而非实际高度。然而，在地效翼的干扰下地面附近边界层内部流动变的更加复杂，与平板边界层流动存在差异，甚至在一定条件下会发生分离［14］。因此，经过修正后的试验数据仍然存在偏差。移动地面模拟在地效翼风洞试验中起着至关重要的作用。

图4 地效翼空气动力，h/c=0.05Fig.4Aerodynamics of wing-in-ground effect，h/c=0.05

图5 地效翼空气动力，h/c=0.1Fig.5Aerodynamics of wing-in-ground effect，h/c=0.1

图6地效翼空气动力，h/c=0.5Fig.6Aerodynamics of wing-in-ground effect，h/c=0.5

图4 所示为高度h/c=0.05时，地效翼升力系数和阻力系数的变化。显然，在固定地面下表现出的地面效应并没有因为边界层的存在而增强。与移动地面状态下的空气动力相比，固定地面下所测得的阻力和升力都偏小;随着迎角的增大，两种状态下的空气动力差别逐渐增大;固定地面下地效翼失速推迟，失速迎角约增大了4°。由固定地面下对二维地效翼流动的数值研究可知:固定地面附近边界层在发展过程中受到地效翼与地面之间气垫效应的影响，逆压梯度增大;当地效翼迎角增大到一定值，前缘附近地面边界层发生分离并形成分离泡;分离泡诱导更多来流绕地效翼上翼面流动，绕上翼面流动的逆压梯度降低，地效翼失速推迟［14-17］。

当地效翼高度增加到h/c=0.1时，固定地面粘性效应对地效翼空气动力的影响减小。固定地面下地效翼阻力和升力仍然比移动地面下的阻力和升力小，但差别在逐渐减小。当地效翼高度增加到h/c=0.5时，固定地面和移动地面下的升力、阻力均差别不大。从地效翼升力系数对比情况可以看出，地面边界层位移厚度对地效翼空气动力的影响使固定地面下地效翼升力系数略高于移动地面下地效翼的升力系数。同时，失速迎角仍然相差1°。这说明固定地面附近边界层流动不仅与地效翼的高度有关，还与迎角有关，固定地面对绕地效翼流动的影响随着迎角的增加而增大。

4 结论

(1)移动地面模拟可以真实再现地效翼与地面间的相对运动，有助于地面效应机理风洞试验研究。

(2)在固定地面环境下，一方面地面附近生成一定厚度的边界层，影响地效翼空气动力特性试验研究的准确性;另一方面，地面附近边界层内流动复杂，不同于平板边界层流动，其逆压梯度受地效翼高度和迎角的影响，在较大的迎角和较小的离地高度下流动会发生分离，引起绕地效翼流动的变化。

(3)固定地面附近流动的粘性效应对地效翼空气动力特性的影响主要表现为:地面边界层的发展随地效翼迎角及高度发生变化，这种变化使地效翼升力和阻力降低、失速迎角增大。

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Wind tunnel test of ground viscous effect on wing aerodynamics

Yang Mei，Yang Wei，Yang Zhigang
(Tongji University Shanghai Automotive Wind Tunnel Center，Shanghai 201804，China)

A study on ground effect mechanism and aerodynamic characteristics of wing in ground effect was carried out in Aerodynamics/Aero-acoustic Wind Tunnel of Shanghai Automotive Wind Tunnel Center of Tongji University.Based on aerodynamics characteristics of the wing and the test ability of the wind tunnel，a wind tunnel test was firstly designed.Then an experimental study on ground viscous effect and aerodynamics was carried out by using moving belt system and six-component balance measurement system.It is shown that flow in boundary layer near the fixed ground is related not only to the distance between wing and ground，but also to the attack angle of this ground effect wing.The lift and the drag of the wing are lower while the stall angle is higher than that over a moving ground.Mechanism of ground effect was thoroughly investigated，importance of moving ground simulation was discussed，and the aerodynamics of wing in ground effect was comprehensively analyzed through the experimental studies，which provide important reference for aerodynamic design and research of WIG craft.

ground effect;viscous effect;wind tunnel test;moving belt;aerodynamics

V211.4

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0002

0258-1825(2015)01-0082-05

2013-01-11;

2013-04-19

国家重点基础研究发展计划(973计划)(2011CB711203)

课题负责人:杨志刚，男，博士生导师，长江学者，E-mail:zhigangyang@tongji.edu.cn

杨美(1988-)，女，河北秦皇岛人，硕士研究生，研究方向为空气动力学.E-mail:1133223@tongji.edu.cn

杨美，杨韡，杨志刚.地效翼地面粘性效应风洞试验研究［J］.空气动力学学报，2015，33(1):82-86.

10.7638/kqdlxxb-2013.0002.Yang M，Yang W，Yang Z G.Wind tunnel test of ground viscous effect on wing aerodynamics［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(1):82-86.