賈 青，楊 韡，楊志剛

( 同濟大學 上海地面交通工具風洞中心，上海 201804)

0 引 言

當飛行器接近地面或水面飛行時，升力增大，阻力減小，升阻比急劇升高，這種現(xiàn)象稱為地面效應。地效飛行器正是一種利用地面效應提高升阻比的高速運載工具。早在上個世紀60 年代，前蘇聯(lián)就開始進行地效飛行器的研究和設計工作，并取得豐碩的成果。近年來，地效飛行器引起世界多個國家的重視，紛紛開展研究工作［1-2］。

對地面效應及其空氣動力特性的研究手段一般有： 理論方法、風洞試驗、實艇實驗和數(shù)值模擬。其中，風洞實驗和數(shù)值模擬是現(xiàn)今地面效應研究中最主要的兩個手段［3-4］。研究者應用數(shù)值計算的方法做過大量研究，劉沛清等通過數(shù)值模擬的方法對地效飛行器整機的氣動性能和分離流動進行了深入分析［5-6］；Mahon S 等對繞地效翼流動及其尾跡進行了數(shù)值研究［7］；Yang W 等通過數(shù)值方法對地效飛行器特有的動力增升系統(tǒng)進行了系統(tǒng)研究［8-9］；Lee J 等通過數(shù)值方法研究了地效翼氣動布局對空氣動力特性的影響［10］。風洞試驗研究是地面效應機理及地效翼空氣動力特性研究的重要組成部分。在實驗研究方面，Kang D W 等對自由液面下地效翼尾跡區(qū)內(nèi)流動進行了實驗研究［11］。目前對地面效應的研究大多采用數(shù)值模擬的手段。這是因為：一方面，數(shù)值模擬效率高，并且可以滿足流動的相似準則； 另一方面，多數(shù)風洞不具備移動地面模擬系統(tǒng)，風洞試驗周期長、成本高。在地效翼風洞試驗中，地效翼的支撐干擾問題是影響試驗設計的因素之一。同時，根據(jù)風洞類型的不同，存在不同的支撐形式。本文針對在上海地面交通工具風洞中心的空氣動力-氣動聲學風洞內(nèi)進行的地效翼風洞試驗，通過數(shù)值模擬的方法對支架和地效翼之間的流動干擾進行分析，幫助試驗數(shù)據(jù)修正。同時，研究結(jié)果可為試驗優(yōu)化設計及更深入的試驗研究提供參考。

1 數(shù)值方法

風洞試驗中地效翼模型的安置如圖1 所示。數(shù)值模擬中模型尺寸參考風洞試驗模型，地效翼翼型為NACA0012，展弦比AR=2.5，無端板，地效翼高度h/c=0.1。其中，c =400mm 為地效翼弦長，h 為地效翼后緣到地面的距離。風速v =50m/s，基于弦長的雷諾數(shù)Re=1.4 ×106。支架距離地效翼翼尖0.5c，通過直徑為10mm 的連桿分別與地效翼和天平連接。

圖1 地效翼模型安置Fig.1 Wing in ground effect model

根據(jù)模型的對稱性，選擇半模型作為研究對象。求解定常不可壓N-S 方程，湍流模型選用Realizable κ-ε 模型［12］。Realizable κ-ε 模型可以很好地預測地效翼表面壓力及尾跡區(qū)內(nèi)流動。動量、湍動能和耗散率的離散化采用二階迎風差分格式，壓力-速度耦合使用Simple 算法求解。與風洞噴口相比，風洞試驗中所用地效翼模型較小，因此數(shù)值計算中采用半無窮空間計算域。邊界條件：入口采用速度入口，出口采用壓力出口，側(cè)面及頂部采用對稱邊界條件( 見圖2)計算域邊界中地面分為兩個區(qū)域： 移動帶和地面，其中移動帶設為移動壁面。數(shù)值計算中考慮了地效翼流動模擬中無支架和有支架、流場中只有支架的情況。通過這幾組數(shù)據(jù)的對比研究支架對繞地效翼流動的干擾情況，分析地效翼風洞試驗的可靠性。

圖2 數(shù)值計算域和邊界條件Fig.2 Computational domain and boundary conditions

2 計算結(jié)果與分析

2.1 空氣動力干擾分析

空氣動力測量是風洞試驗中的主要內(nèi)容。由于無法對地效翼的空氣動力進行直接測量，風洞試驗中首先測量地效翼和支架受到的總空氣動力，然后僅保留支架，測量支架所受空氣動力，忽略地效翼和支架之間的相互干擾，通過總空氣動力減去支架的空氣動力來得到地效翼的空氣動力。因此，地效翼和支架之間的干擾直接決定了試驗數(shù)據(jù)的可靠性和試驗研究誤差。

假定流場中沒有干擾時的空氣動力為F0，由于干擾而產(chǎn)生的附加干擾力為F'，因此存在干擾時的空氣動力F1表示為：

其中，F(xiàn) 為升力L 或阻力D。流場中地效翼和支架同時存在時支架與地效翼受到的空氣動力合力記為FWT，流場中僅有支架時支架受到的空氣動力記為F0WTF，流場中僅有地效翼時地效翼受到的空氣動力記為F0WTW，根據(jù)公式(1) 有：

則有：

因此，地效翼在地面效應下受到的空氣動力表示為：

表1 ～4 分別為數(shù)值計算得出的不同迎角下地效翼和支架的空氣動力，并且根據(jù)公式(2) 得出了各迎角下由于干擾產(chǎn)生的附加干擾力。從表中數(shù)值可以看出，隨著地效翼迎角的增大，地效翼和支架之間的相互干擾增強。

表1 支架空氣動力升力Table 1 Lift for support

表2 支架空氣動力阻力Table 2 Drag for support

表3 地效翼空氣動力升力Table 3 Lift for wing

表4 地效翼空氣動力阻力Table 4 Drag for wing

如果忽略地效翼與支架之間相互干擾帶來的相對誤差可以表示為F'/F0，具體數(shù)據(jù)由表1 ～4 計算得出，如表5 所示。地效翼的升力較大，因此流動干擾對升力影響很小； 地效翼的阻力相對較小，流動干擾對阻力的測量影響較大。因此，忽略干擾對阻力特性分析有一定的影響。

表5 風洞試驗中干擾對空氣動力的影響Table 5 Interference effect to aerodynamics in wind tunnel test

2.2 流場干擾分析

風洞試驗中的流動干擾問題主要體現(xiàn)在由于干擾的存在影響了繞機翼流動的準確測量。因此，僅分析風洞試驗中的流動干擾對繞地效翼流動的影響，以此評價風洞試驗中流場測量的準確性和風洞試驗的可靠性。圖3 和圖4 為迎角α=10°時不同站位下總壓分布的對比。站位參考點為地效翼后緣，x 軸正向指向流向。其中，WT-base 表示流場中僅有地效翼或僅有支架情況下的空氣動力； WT 表示流場中地效翼和支架同時存在時的空氣動力。

翼尖渦由翼尖前緣附近開始沿流向發(fā)展，逐漸增強。但在翼尖附近，翼尖渦基本位于距離翼尖0.5c的范圍內(nèi)。對比圖3 和圖4 可以看出，翼尖渦在發(fā)展過程中的位置基本上未受到支架的影響。

圖3 總壓分布，WTFig.3 Total pressure distribution

圖4 總壓分布，WT-baseFig.4 Total pressure distribution，WT-base

圖5 和圖6 為α = 10°時不同站位下流向速度Vx分布對比。對比圖5 和圖6 可以發(fā)現(xiàn)，由于支架的存在，流動受到阻塞，流場中支架附近出現(xiàn)了低速區(qū)，支架附近及連桿附近的流動較為復雜，但影響范圍不大。支架的位置距離翼尖0.5c，通過上述分析可以發(fā)現(xiàn)在這一安裝距離下，支架對流場的干擾僅限于支架附近，不會對地效翼繞流研究帶來很大影響。

圖5 Vx 速度分布，WTFig.5 Vx distribution，WT

圖6 Vx 速度分布，WT-baseFig.6 Vx distribution，WT-base

同時，從圖3 ～6 中可以看出，大概在z =0.6 處，地面出現(xiàn)明顯的邊界層，這是由于此處已經(jīng)超出了移動帶的范圍，為固定壁面，由于邊界層的存在，對機翼及支架之間的氣流流動產(chǎn)生了一定影響，使得支架附近氣流速度降低，對機翼產(chǎn)生了一定壁面效應，影響了繞地效翼的氣流流動。

3 結(jié) 論

針對在上海地面交通工具風洞中心進行的地效翼風洞試驗，通過數(shù)值模擬的方法分析了支架與地效翼支架的流動干擾對空氣動力和流場的影響。研究可得主要結(jié)論如下：

(1) 支架與地效翼之間的相互干擾隨著地效翼迎角的增大而增強；

(2) 如果忽略流動干擾造成的空氣動力變化，地效翼升力誤差很小，完全可以忽略； 阻力誤差相對較大，需要進行修正；

(3) 翼尖渦在地效翼翼尖附近的發(fā)展在0.5c 范圍內(nèi)，基本不受支架的干擾； 支架對靠近地效翼區(qū)域內(nèi)的流動的影響很?。?/p>

(4) 除支架對流場產(chǎn)生干擾外，移動帶區(qū)域以外的固定地面附近粘性流動也對繞地效翼流動有一定的影響。

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