0 引言
地面效应是指物体在作近地运动时,由于地面的存在,使气流在机翼下方产生堵塞,在飞机和地面之间产生了一个“高压气垫”。地面效应产生小于自由流条件下的翼尖涡流和下洗速度,提升了机翼的气动性能,增加了机翼的有效展弦比[1]。地面效应的大小与地效机翼的攻角[2]、离地高度[3]、机翼构型[4]等因素有关。地效飞行器的机翼展弦比小,升阻比高,这是与其他飞行器的区别[5]。
目前,二维翼型在地面效应作用下的气动特性得到了广泛研究[6-10]。目前对于三维机翼地面效应的研究集中在展向效应、弦向效应、翼尖涡流和端板作用等方面,而目前地面效应对不同机翼构型的影响文献较少。Ahmed[11]通过在风洞中对具有NACA0015、NACA4415、NACA6415翼型的机翼进行大量实验,发现地面效应在很大程度上影响着机翼周围的流动特性。地面效应下机翼下侧的空气速度降低,压力升高,从而产生动态气垫。对于非常低的离地间隙,压力侧会产生较大的压力,即柱塞压力,在该压力下,升力会得到明显的增强。同时,下洗速度降低并导致诱导阻力下降。董辰初[12]等研究了地面效应下折叠式扑翼飞行器的气动特性。研究发现,离地高度越小,扑翼下表面的压力越大,但在离地高度过小时,扑翼后缘分离涡增大,造成压差阻力过大,稳定性降低,不利于飞行。Park等[13]通过数值模拟方法对具有Glenn martin21翼型截面且展弦比为1的机翼进行了研究,并对机翼在有无端板情况下在地面效应下的气动特性进行了对比分析。研究结果表明:端板阻止了高压空气从下翼表面逸出,减少了翼尖涡流的影响,提高了地效机翼的气动特性。Jamei等[14]研究了地面边界层对组合翼的气动特性和高度静态稳定性的影响进行了数值研究。研究结果表明,组合翼的稳定性高于普通矩形翼,当离地高度减小时,2种机翼的稳定性都降低。Jamei等[15]研究了组合翼周围的压力分布和流场结构。结果表明,矩形翼上的压力分布比组合翼的压力分布弱,且组合翼的尾流区域的速度缺陷更大。Zhu等[16]通过双向流固耦合的方法研究了地面效应对柔性仿生翼在振动和滑翔时的气动特性影响,分析了柔性仿生翼的受力和变形,并对机翼周围的流场结构进行了一定研究。
本文中采用有限体积法并选择Realizable k-ε湍流模型来模拟机翼表面周围区域的流动结构,对地面效应下的组合翼与矩形翼的气动特性进行数值模拟。针对不同攻角和离地高度研究了2种构型的机翼在地面效应下的气动特性,从主要气动参数、机翼周围气流速度和湍流动能几个角度进行对比分析。
1 计算方法和验证
1.1 计算模型
本文中采用的机翼为一个矩形翼和一个组合翼。矩形翼和组合翼的模型如图1所示。参考“里海怪物”的特征参数,取矩形翼弦长c=0.2 m,翼展b=0.6 m,投影面积为s=0.06 m2。组合翼采用“主体+单体”的构型设计,由4部分组成:翼段1为矩形翼是组合翼的主体,弦长为c1=0.2 m,长度为b1=0.05 m;翼段2为无反角的梯形翼,梢根比为0.8,长度为b2=0.05 m;翼段3为具有下反角的梯形翼,梢根比为0.5,下反角为3°,长度为b3=0.15 m;翼段4为具有上反角的梯形翼,梢根比为0.4,后掠角为5°,上反角为15°,长度为b4=0.05 m,组合翼翼展为0.6 m,投影面积s=0.045 m2。矩形翼和组合翼具有相同的NACA6409翼型,Jamei等[17]已对该翼型在地面效应作用下的气动特性和静态稳定性进行了确认。定义来流速度为25.5 m/s,雷诺数约为2.6×105。离地高度h为翼根后缘点和地面之间的距离。
图1 矩形翼和组合翼模型
Fig.1 The rectangular wing and compound wing model
1.2 数值方法
近年来,得益于计算机技术的高速发展,通过数值模拟方法求解雷诺平均N-S方程已在航空航天等领域中的得到广泛运用[18],其控制方程为
连续方程:
(1)
动量方程:
(2)
能量方程:
(3)
其中: ρ、t、xi、ui、p、e*、τij和qj分别为空气密度、时间、位置矢量、速度分量、大气压强、广义内能、黏性应力张量分量和热流分量。
本文中使用ANSYS Fluent软件进行仿真计算。采用有限体积法对机翼的流体方程求解,湍流模型选择Realizable k-ε模型。定义机翼周围的湍流是不可压缩流并且是稳态的,壁面函数使用标准壁面函数。采用压力关联方程的半隐式方法(SIMPLE)对速度和压力进行耦合,对流项使用二阶迎风Roe格式[19]进行空间离散,采用二阶迎风格式对湍流动能、动量方程和湍流耗散项进行离散,该格式兼顾了精度和效率,在实际中应用广泛。
1.3 网格和数值方法验证
本文中使用求解精度高的结构化网格来划分流体域网格。对于计算域的边界条件,速度入口距离机翼前缘1.0 m,压力出口距离机翼前缘1.2 m,高度为0.5 m,侧面距离翼尖0.8 m,示意图如图2(a)所示。
图2 流域及组合翼网格
Fig.2 Flow field and compound wing grid
通过在入口设置检测面,确认了流场在机翼周围分布均匀。并且对机翼和附近地面边界进行网格加密处理。流入流入口的速度恒定,流出流出口的表压为0 Pa。机翼、顶部和侧面的边界条件为无滑移固定壁面。使用运动壁面边界条件来模拟地面。为提高计算效率,在翼根处使用对称边界。机翼边界层为20层,y+值为30,适合当前数值模拟中应用的标准壁面函数。组合翼的表面网格如图2(b)所示,为减少计算工作量,2种机翼翼根处均采用对称平面。
该数值模拟方法通过对Kwang Hyo Jung[20]进行的NACA6409空气动力学实验采集的数据进行了验证。运用本文中的计算方法对在速度V=25.5 m/s、离地高度h/c=0.2、攻角范围0°～8°的条件下展弦比为2,翼型为NACA6409的矩形翼进行仿真计算。得到对比结果如图3所示,本文中使用数值模拟和风洞实验结果吻合较好,所使用的数值模拟方法升力系数和阻力系数的平均误差为3%和4%,证明了所使用的计算方法的准确性。
图3 数值模拟与实验数据对比
Fig.3 Comparison between simulation method and experimental data
1.4 网格无关性验证
网格无关性验证是通过在攻角为4°、离地高度h/c=0.2和展弦比为3的条件下模拟矩形翼的升力系数来进行的,结果如图4所示。对5种不同数目的网格进行模拟。当网格数为5.0×106及以上时取得了相近的结果。根据以上结果,从精度和效率考虑,后文统一使用5.0×106左右的网格数目。
图4 网格无关性验证
Fig.4 Grid independence verification
2 数值模拟结果及讨论
2.1 升力系数对比分析
在离地高度为h/c=0.2,攻角分别为α=0°、2°、4°、6°、8°时得到升力系数随攻角的变化如图5(a)所示,并与自由来流(无地效)情况做了比较。在攻角α=0°,离地高度分别为h/c=0.1、0.15、0.2、0.25、0.3时得到升力系数随离地高度的变化如图5(b)所示。后文针对阻力系数和升阻比的计算状态与计算升力系数时保持一致。
图5 升力系数变化曲线
Fig.5 Lift coefficient variation curve
如图5(a)所示,2种机翼的升力在地面效应下都得到了明显提升,矩形翼平均提升了24%,组合翼平均提升了31%,说明组合翼在地面效应下获得了更大的升力。在无地面效应下,机翼气动特性变化具有相同的变化趋势:随攻角增大且在离地高度一定的情况下,矩形翼和组合翼的升力系数都随着攻角的增加而逐渐增加,随着攻角的增大曲线变化逐渐平缓。在0°攻角时,组合翼比矩形翼升力系数提高了3%,在2°攻角时,2种机翼升力系数基本相同,在4°～8°攻角时,组合翼的升力系数小于矩形翼,其中在6°攻角时,降低了约3.5%。
在攻角一定的情况下,矩形翼和组合翼的升力系数都随离地高度的增加而降低,且组合翼的升力系数大于矩形翼,在离地高度h/c=0.1时增幅最大,达到了2.9%,随离地高度的增大,增幅逐渐减小,在离地高度h/c=0.3时,增幅为1.3%。
2.2 阻力系数对比分析
如图6(a)所示,地面效应使2种机翼的阻力系数降低,矩形翼的阻力系数平均降低了9%,组合翼的阻力系数平均降低了23%,组合翼在地面效应下降低了更多的阻力系数。地面效应并未改变机翼阻力的变化趋势:离地高度一定时,增加攻角,矩形翼和组合翼的阻力系数逐渐增加。这是因为当攻角逐渐增大时,机翼的迎风面积增加,前缘气流受阻,流速降低,压力增加,且后缘气流分离程度增加,出现涡流,压力减小,机翼上下表面压力差增大,压差阻力逐渐增大,这是因攻角增大而提高升力所不能避免的。随攻角增大,2种机翼阻力系数的增加幅度也逐渐增大,在地面效应下,8°攻角时,组合翼的阻力系数由0.044增加到了0.056,增加了27%,且组合翼的阻力系数始终小于矩形翼。在攻角为0°时,组合翼的阻力系数相比矩形翼降低了约25%。在攻角为8°时,组合翼的阻力系数相比矩形翼降低了约29%。
图6 阻力系数变化曲线
Fig.6 Drag coefficient variation curve
如图6(b)所示,攻角一定时,矩形翼和组合翼的阻力系数都随离地高度的增加而增加,但曲线的变化幅度小于因攻角带来的阻力系数改变,因此2种机翼阻力系数对攻角的变化更加敏感。在这种情况下,组合翼的阻力系数相比矩形翼有大幅度的降低,平均降低了24%。在离地高度h/c=0.1时,组合翼的阻力系数相比矩形翼降低了30%。
图6说明了组合翼的阻力系数在计算状态相同时小于矩形翼,因为组合翼的翼段3与地面的距离较小以及翼尖弦长较小从而产生了较弱的翼尖涡流,翼段4可以挡住涡流,降低翼尖涡带来的诱导阻力。
2.3 升阻比对分析
升阻比是地效翼的一个重要性能参数。图7(a)显示了2种机翼在离地高度h/c=0.2时,升阻比随攻角的变化并和无地效情况下做了比较。矩形翼和组合翼展现了相同的趋势,即在0°～2°攻角时,升阻比有所增加,而在2°～8°攻角时,升阻比降低。升阻比降低的原因是,随着攻角的增加,2种机翼迎风面积也逐渐增大,导致其阻力逐渐增加,而攻角带的升力提升小于阻力的增加。组合翼的升阻比相比矩形翼有显著的提升。组合翼的升阻比相比矩形翼的最大增量出现在4°攻角,增加了约45%。在地面效应下,组合翼的升阻比相比矩形翼平均提升了37%,无地面效应下,组合翼升阻比相比矩形翼平均提升了21%。
图7 升阻比变化曲线
Fig.7 Lift-drag ratio variation curve
图7(b)可以看出,在攻角为0°时,2种机翼的升阻比随离地高度的变化。2种机翼的升阻比都随离地高度的增加而降低,离地高度越大曲线变化越平缓。在离地高度h/c=0.1时,组合翼的升阻比相比矩形翼提升了43%。这是因为在离地高度较低时,机翼下表面的气流流速减小,压强增大。地面的阻滞作用使部分下翼面气流汇入上翼面,上翼面气流流速增加,压强降低,上下翼面压强差增大,增强了吸力效应。地面边界阻挡了机翼翼尖涡流和下洗流,使机翼诱导阻力减小。而组合翼因翼段特殊的构型进一步产生较低的阻力,所以组合翼的升阻比明显大于矩形翼。在不同离地高度下,组合翼的升阻比相比矩形翼平均提升了33%。
2.4 速度和湍流动能分析
图8对比了矩形翼和组合翼在4°和8°攻角,离地高度为h/c=0.2时的机翼周围和尾缘的湍流动能。当攻角增大时,机翼后缘附近气流湍流动能增强。组合机翼后缘附近的湍流动能大于矩形机翼,在大攻角时更加显著。
图8 翼根湍流动能分布
Fig.8 Turbulent kinetic energy distribution
图9对比了矩形翼和组合翼在4°和8°攻角,离地高度为h/c=0.2时的翼根周围的速度分布。在攻角为4°时,2种机翼下表面的中间跨度处和地面之间的存在较大的速度散射。根据伯努利定理,组合翼下表面的速度比矩形翼的速度小,所以具有更大的压力。对组合翼来说,停滞气流从前缘移动到下表面的运动更大,产生了更大的冲压效果。另一方面,与矩形翼相比,组合翼的气流以较低的动量转向上表面时所产生的吸力效应较低。2种机翼的尾迹区域的速度表明,随着攻角的增加,矩形翼和组合翼的气流分离现象更加明显。根据速度分布,由于组合翼上表面气流能量较低,气流分离的程度更大。
图9 翼根速度分布
Fig.9 Velocity distribution of compound wing and rectangular wing
2.5 压力分析
图10为组合翼和矩形翼在不同攻角(4°和8°),h/c=0.2的离地高度下的翼根位置的压力系数分布。当攻角为8°时,2种机翼上表面前缘存在较大的负压力,意味着气流停滞点更靠近机翼前缘。随着攻角增大,上翼面的负压力增大,整体上下翼面的压差增加,因此增强了吸力效应,增加了机翼的升力。组合翼的下翼面压力系数与矩形翼基本相同,而上翼面的压力系数大于矩形翼,证明了组合翼的吸力效应小于矩形翼,且随着攻角增大更加明显,因此如图5(a)所示,在4°和8°攻角的情况下,组合翼的升力系数小于矩形翼。
图10 不同攻角的压力系数分布曲线
Fig.10 Pressure coefficient distribution curves at different angles of attack
图11为组合翼和矩形翼的翼根在不同离地高度(h/c=0.1和0.2),攻角为4°下的压力系数曲线。在2种离地高度下,组合翼下表面压力系数大于矩形翼。随着离地高度降低,矩形翼上翼面前缘压力系数明显增大,下翼面前缘压力系数减小,上下翼面后缘压力系数有小幅度增加。组合翼下翼面压力系数增大,上翼面前缘压力系数无明显变化。上下翼面后缘的压力系数增大。上翼面的负压力减小使升力减小,下翼面的正压力增加使升力增加,且下翼面的升力增加大于上翼面的升力损失(吸力效应),因而升力随离地高度的降低而增加。
图11 不同高度的压力系数分布曲线
Fig.11 Pressure coefficient distribution curves at different height
3 结论
本文中提出了一种新构型的组合翼,通过数值模拟方法,在不同攻角和离地高度的情况下,深入研究了地面效应下组合翼的气动特性,并与矩形翼进行了对比分析,研究表明:
1) 攻角一定时,随着离地高度的减小,组合翼的气动性能提升越大,在离地高度h/c为0.1时,组合翼的升力系数提升并不明显,只有2.9%,而阻力系数降低了30%,升阻比提高了43%。
2) 离地高度一定时,组合翼的升阻比提升与攻角呈现了非线性关系,在4°攻角时,增幅最大为45%。组合翼的阻力系数增幅随攻角增大而增大,在8°攻角时,减幅达到了28%。
3) 在地面效应下,组合翼改善了机翼下侧的压力分布,由于组合翼的翼尖与地面的距离较小,产生了较弱的翼尖涡流并降低了下洗速度,因此诱导阻力减小,提升了组合翼的气动性能。组合翼的湍流动能比矩形翼更大,然而组合翼的吸力效应较弱,且尾缘附近的气流分离程度更大。
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