单向翼地面效应下的气动特性分析

赖晨光，阎志刚，任渤麒，魏园园

(1.汽车零部件制造及检测技术教育部重点实验室，重庆　400054；

2.重庆理工大学 车辆工程学院，重庆　400054)



单向翼地面效应下的气动特性分析

赖晨光1,2，阎志刚2，任渤麒2，魏园园2

(1.汽车零部件制造及检测技术教育部重点实验室，重庆400054；

2.重庆理工大学 车辆工程学院，重庆400054)

摘要：采用数值模拟的方法研究单向翼地面效应。通过有限体积法对质量加权平均N-S方程进行离散求解，湍流模型采用可实现化k-ε模型，运用滑移地面边界条件模拟单向翼与地面的相对运动，模拟介质采用可压缩性空气。运用小尺寸网格及局部高网格密度捕捉单向翼与地面之间的流动细节。通过细化网格来观察单向翼边界层流动，分析单向翼边界层的分离对流场及气动特性的影响。计算结果表明:在地面存在的情况下，机翼下表面与地面之间由于“气阻”作用导致机翼后缘压力梯度增加，并使得机翼后缘边界层分离提前；机翼在攻角为5°左右时升阻比达到最大值。

关键词：单向翼；边界层；地面效应；气动特性

当机翼贴近地面飞行时，由于机翼下表面与地面之间的气流阻塞作用，使得机翼升力增大，阻力下降，这种升阻比急剧增大的现象称为机翼地面效应。正是由于地面效应的存在，地效飞行器的运载经济效率高于自由空间的飞行器[1-8]。由日本东北大学主导、重庆理工大学合作研究的气动悬浮列车正是利用了地面效应原理，是一种创新型高效率的地效飞行器。本研究为气动悬浮列车空气动力学研究的一部分。前期研究表明：气动悬浮列车的运载经济效率远远高于目前的通用交通运输工具。因此，对其单向翼地面效应的研究分析非常重要。

目前，在航空领域中尚无一种专为地效飞行器设计的机翼翼型。学者们在对机翼地面效应分析时主要采用现有的翼型或者在现有标准翼型基础上通过不同优化方法得到的优化翼型。本文对笔者前期以LA203A为基础翼型通过遗传算法优化得到的新翼型LA203A-1开展研究，建立了LA203A-1三维数值模型，利用计算流体力学方法对其地面效应下的流场以及气动特性进行研究。

1计算模型及网格划分

翼型坐标参数如图1所示，其中红色翼型为本次研究翼型LA203A-1，黑色为原始翼型LA203A。与初始翼型相比，LA203A-1翼型的前沿变薄，后沿弯度增大,整体厚度变小，最大厚度位置后移。图2为计算域网格及机翼弦长方向中心对称截面网格。机翼弦长为1 000 mm，展弦比为1∶1，坐标y轴选取弦长1/4处平行于机翼展长方向，绕坐标y轴偏转机翼的角度为机翼攻角∂，机翼后缘最低点和地面之间的距离与弦长之比为机翼间隙比R。全局网格采用非结构网格与棱柱网格相结合的方式，局部细节加密。进口来流平行于地面，计算速度为120 m/s，基于弦长c的雷诺数为7.53×106。

图1　翼型坐标参数示意图

为了使y+值在1左右，将边界层第1层网格大小设为c×10-6。地面采用滑移边界条件，滑移速度等于入口来流速度。出口采用压力出口边界条件。

图2　计算域网格及机翼截面网格

2数值计算方法

利用FLUENT软件求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和realiablek-ε湍流模型，使用有限体积法对控制方程进行离散。动量、能量控制方程中的对流项采用二阶迎风格式离散。扩散项采用中心差分格式离散。压力和速度耦合采用COUPLE算法。

控制方程通用表达方式为

3计算结果分析

3.1机翼失速边界层流动分析

处于地面效应区的三维机翼流场结构变得更加复杂，其流场特性与自由空间的机翼相比有较大的区别。由于地面的影响，机翼有效展长、上翼面逆压梯度、边界层分离点等均与在自由空间的机翼有较大的不同。在地面效应能够影响的范围内(即在机翼小间隙比的情况下)，机翼与地面之间的区域气流受到的“气阻”现象增强，使气流流速降低，区域压力增加，机翼后缘区域压力梯度增大，导致三维机翼边界层分离提前以及分离区增大。间隙比减小以及攻角增大都将使得分离区扩大。如果分离区扩散至整个机翼上表面将导致机翼失速。机翼失速将对机翼气动特性产生毁灭性影响。机翼与地面之间的流动更为复杂。地面边界层由于受到机翼后缘压力梯度增大的影响，其分离点将发生不稳定的变化。随着攻角的增加或者间隙比的减小，地面边界层的分离将扩大，导致机翼与地面边界层分离后混合。

通过对LA203A-1型机翼失速分析得出该型机翼失速角为16°。图3为当间隙比R=0.1且攻角分别为14°，15°，16°时的气流矢量图。从图中可以看到：在机翼攻角为14°时，机翼后缘附近基本没有发生分离；当机翼攻角为15°时，机翼后缘上表面发生局部分离现象，原因在于机翼后缘逆压梯度增大使得边界层内发生逆方向流动。在机翼后缘逆压梯度的影响下，边界层内发生倒流现象并与边界层外顺流共同形成分离涡。而随着机翼攻角逐渐增加到16°，分离已经扩散至机翼后缘靠前的位置，并且随着攻角的继续增加，分离区继续向机翼前沿扩散，此时将出现升力剧减、阻力剧增的情况。

图3　不同攻角的气流矢量图

图4为攻角∂=5°且间隙比R分别为0.03，0.05，0.1时的气流矢量图。从图中可以看出：随着间隙比减小，地面的“气阻”现象逐渐加剧，机翼后缘逆梯度增加，后缘边界层分离提前，分离区扩散；当间隙比较大时，地面对流场的影响力较弱，机翼与地面之间的交互影响较小。

图4　不同间隙比气流矢量图

3.2气动特性分析

通过数值模拟的方法对LA203A-1型三维机翼地面效应进行分析，得出不同攻角下随间隙比变化的气动特性(升力系数、阻力系数、升阻比)规律。在对单向翼气动特性分析时，攻角范围小于该型机翼失速角，即0°≤∂≤10°。LA203A-1型机翼升阻比位于该攻角范围内。在地效翼实际运行中，攻角应当避免出现在失速角左右。图5为阻力系数在不同间隙比下随攻角变化的曲线。从计算结果可以看出：随着攻角的增加阻力系数总体上呈抛物线的趋势增大；但当间隙比小于0.07时，阻力系数的波动性增大。从本文由边界层流动分析可知：在该间隙比范围内，LA203A-1型机翼边界层受后缘压力梯度的影响剧烈且更加复杂。在小间隙比内，后缘逆压梯度对边界层的分离影响巨大，且在不同攻角时边界层出现不稳定的分离现象。图6为升力系数在不同间隙比下随攻角变化的曲线。由图可知：在不同间隙比的情况下，随着攻角的增大，升力系数呈近似相同的斜率增加，特别是在攻角小于等于4°时，间隙比对升力系数的影响趋于相同；在攻角大于5°时，随着间隙比的增大，升力系数随攻角的增加斜率减小。图7为升阻比在不同间隙比下随攻角变化的曲线。从图中可以看出：该机翼在攻角为4°～5°时升阻比达到最佳；在间隙比大于0.07的范围内，变化曲线趋于平缓，即没有波动变化的情况。

图5　阻力系数在不同间隙比下随攻角变化的曲线

图6　升力系数在不同间隙比下随攻角变化的曲线

图7　升阻比在不同间隙比下随攻角变化的曲线

4结论

1) 随着间隙比的减小，地面效应增强，机翼后缘逆梯度将增大，导致机翼后缘边界层分离提前。

2) 攻角的增大使得机翼上表面分离扩散加剧，如分离扩散至机翼上表面全部区域将导致出现机翼阻力急剧增大而升力急剧减小的失速情况。该LA203A-1型机翼失速角为16°。

3) 阻力系数、升力系数在不同间隙比下随攻角变化都呈上升的趋势，在间隙比小于0.07范围内，阻力系数出现不稳定的波动增加趋势。

4) 改型机翼在攻角范围为4°～5°时的升阻比达到最佳值，因此对其气动特性影响的攻角范围在10°以内即可。

参考文献：

[1]KOHAMA Y.Mechanical Civilization Induced Earth Pollution Problem,and Aero-Train[J].Trans.of the Japan Soc of Mechanical Engineers,B,2005,71(707):1733-1737.

[2]TOMARU H,KOHAMA Y.Wind-Tunnel Investigation of Aerofoil for Wing in Ground Effect[J].Nagare,1991,10:47-60.

[3]王福军.计算流体动力学分析[M].北京:清华大学出版社,2004.

[4]秦绪国,刘沛清,屈秋林,等.多段翼型地面效应数值模拟与分析[J].航空动力学报，2011(4)：890-896.

[5]恽良,邬成杰,谢佑农.动力气垫地效翼船的流体空气动力性能研究[J].中国工程科学,2000,2(4):48-52.

[6]杨韡，杨志刚.三维地效翼展向效应数值模拟[J].计算机辅助工程，2008,17(3):13 -17.

[7]李盾,王义宁.地效飞行器三维地面效应的数值模拟[J].飞行力学,2006(2):18-21.

[8]岳锋,石亚军,李凤蔚.基于N-S方程的地面效应数值模拟研究[J].航空计算技术,2005(2):62-65.

(责任编辑刘舸)

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

文章编号：1674-8425(2016)02-0001-05

中图分类号：V212

文献标识码：A

doi:10.3969/j.issn.1674-8425(z).2016.02.001

作者简介：赖晨光(1978—)，男，博士，教授，主要从事汽车空气动力学研究。

基金项目：国家自然科学基金资助项目(51305477)

收稿日期：2015-09-28

引用格式：赖晨光，阎志刚，任渤麒,等.单向翼地面效应下的气动特性分析[J].重庆理工大学学报(自然科学版)，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.