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(shù)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(shù)有著更加明顯的影響，隨著翼形修圓程度的增加，阻力系數(shù)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(zhí)行預警探測、偵察監(jiān)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(yōu)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(shù)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(shù)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(shù)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(shù)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(shù)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(shù)曲線會逐漸與未修圓翼形的升力系數(shù)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(shù)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(shù)曲線才與未修圓翼形的升力系數(shù)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(shù)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(shù)曲線

修圓對翼形阻力系數(shù)的影響如圖3所示。相對于升力系數(shù)的小幅變化，修圓對阻力系數(shù)的影響更為明顯。多數(shù)攻角情況下修圓的存在會使阻力系數(shù)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(shù)同樣逐漸接近未修圓翼形的阻力系數(shù)，對于NACA 0018翼形，所選取的攻角范圍內修圓翼形阻力系數(shù)均大于未修圓翼形的阻力系數(shù)，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(shù)開始超過修圓翼形的阻力系數(shù)。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(shù)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(shù)和粘性阻力系數(shù)，通過對比發(fā)現(xiàn)，在80%位置修圓之后，壓差阻力系數(shù)增長了一倍，而粘性阻力系數(shù)增長8%左右，總阻力系數(shù)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(shù)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(fā)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(xiàn)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(shù)，同時也會導致升力系數(shù)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(shù)曲線會相交，并隨著翼形彎度的增加，升力系數(shù)曲線交點所對應的來流攻角逐漸增大。在升力系數(shù)曲線處于線性段的攻角范圍內，翼形修圓會導致阻力系數(shù)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(shù)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(fā)生分離、產生漩渦，導致翼形尾部出現(xiàn)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(fā)展與應用啟示［J］.飛航導彈，2020（1）：8.

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2095－6835（2020）10－0034－02

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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〕