翼型對(duì)水下滑翔機(jī)滑翔性能影響分析

徐世勛 劉玉紅 朱亞強(qiáng) 王延輝

1.機(jī)構(gòu)理論與裝備設(shè)計(jì)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津，3000722.天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，天津，300072

翼型對(duì)水下滑翔機(jī)滑翔性能影響分析

徐世勛1,2劉玉紅1,2朱亞強(qiáng)1,2王延輝1,2

1.機(jī)構(gòu)理論與裝備設(shè)計(jì)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津，3000722.天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，天津，300072

選用NACA 4位數(shù)翼型，采用計(jì)算流體力學(xué)方法分析了翼型對(duì)水下滑翔機(jī)滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性的影響。研究結(jié)果表明，合適的翼型可以極大地提高滑翔經(jīng)濟(jì)性，但對(duì)滑翔機(jī)靜穩(wěn)定性的提高并不明顯；對(duì)于非對(duì)稱翼型，翼型的彎曲程度和彎曲方向?qū)杞?jīng)濟(jì)性和靜穩(wěn)定性的影響均很大。在此基礎(chǔ)上，并結(jié)合工程實(shí)際，提出了變后緣柔性機(jī)翼方案，通過數(shù)值模擬試驗(yàn)驗(yàn)證了所提出方案的可行性。研究成果為水下滑翔機(jī)柔性機(jī)翼的設(shè)計(jì)提供了理論參考。

水下滑翔機(jī)；翼型；滑翔經(jīng)濟(jì)性；滑翔穩(wěn)定性；變后緣柔性機(jī)翼

0 引言

水下滑翔機(jī)是通過調(diào)節(jié)自身浮力進(jìn)行驅(qū)動(dòng)的新型無(wú)人水下航行器，其續(xù)航能力強(qiáng)、噪聲小、制造成本低，因而被廣泛應(yīng)用于海洋科學(xué)研究、海洋環(huán)境監(jiān)測(cè)以及軍事偵查等領(lǐng)域[1-3]。水下滑翔機(jī)機(jī)翼在一定攻角下能產(chǎn)生水動(dòng)升力，從而將滑翔機(jī)的凈浮力轉(zhuǎn)換為前進(jìn)驅(qū)動(dòng)力。合適的機(jī)翼設(shè)計(jì)可以提高滑翔機(jī)的航行性能(滑翔經(jīng)濟(jì)性和滑翔穩(wěn)定性)，進(jìn)而減少能耗、提高航程。

為改進(jìn)水下滑翔機(jī)的性能，研究者們分別從機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)、機(jī)翼布局等方面開展了研究，甚至還開展了可變機(jī)翼的研究。武建國(guó)等[4]采用正交試驗(yàn)的方法研究了機(jī)翼弦長(zhǎng)、安裝位置、后掠角以及展弦比對(duì)滑翔機(jī)經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性的影響；趙寶強(qiáng)[5]分析了滑翔機(jī)水平固定機(jī)翼的展弦比、根梢比、后掠角等設(shè)計(jì)參數(shù)之間的關(guān)系并進(jìn)行了優(yōu)化，在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了柔性機(jī)翼，以提高滑翔機(jī)的穩(wěn)定性；宮宇龍等[6]對(duì)實(shí)驗(yàn)尺度水下滑翔機(jī)機(jī)翼的安裝位置、后掠角、展長(zhǎng)、展弦比和根梢比這5個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了分析，并設(shè)計(jì)了一種適用于試驗(yàn)尺度滑翔機(jī)的高升阻比水平機(jī)翼。在可變機(jī)翼的研究方面， ARIMA等[7]設(shè)計(jì)并開發(fā)了可翻轉(zhuǎn)機(jī)翼的滑翔機(jī)模型Alex。ISA等[8]建立了擁有可變機(jī)翼和方向舵的水下滑翔機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，并進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)仿真。英國(guó)國(guó)家海洋中心研制的AutosubLR帶有分體機(jī)翼，可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的伸長(zhǎng)和縮短，可改變機(jī)翼位置，并實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼的翻轉(zhuǎn)[9]。YANG等[10]設(shè)計(jì)了可以改變展弦比、后掠角以及翻轉(zhuǎn)角的可變機(jī)翼，提高了滑翔機(jī)的經(jīng)濟(jì)性、穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性。田文龍等[11]通過對(duì)滑翔機(jī)機(jī)翼翻轉(zhuǎn)角的控制，提高了滑翔機(jī)的滑翔速度和機(jī)動(dòng)性。

水下滑翔機(jī)作為水下“飛機(jī)”，其機(jī)翼的形狀、尺寸及布局為水下滑翔機(jī)在水中滑翔提供著必需的升力及水動(dòng)力，機(jī)翼每個(gè)參數(shù)的改變都會(huì)極大地改變水下滑翔機(jī)周圍的水動(dòng)布局。本文在前期研究基礎(chǔ)上，以天津大學(xué)研制的“海燕”混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)為對(duì)象，研究機(jī)翼翼型對(duì)水下滑翔機(jī)滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性的影響，并提出了軟體柔性機(jī)翼的概念設(shè)計(jì)模型。研究成果一方面為水下滑翔機(jī)性能優(yōu)化提供理論參考，另一方面也為軟體柔性機(jī)翼的設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)理論支持。

1 翼型參數(shù)

機(jī)翼平行于飛行器對(duì)稱面或垂直于前緣的剖面形狀稱為翼型。在現(xiàn)有翼型資料中，美國(guó)國(guó)家航空咨詢委員會(huì)(NACA)開發(fā)的NACA翼型系列較為豐富。國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有的水下滑翔機(jī)機(jī)翼多為矩形平板對(duì)稱翼型[12-15]。由于水下滑翔機(jī)不同航行模式下所需的水動(dòng)力不同，為研究翼型對(duì)滑翔機(jī)不同航行模式下航行性能的影響，本文選取對(duì)稱和非對(duì)稱兩類翼型進(jìn)行試驗(yàn),分別考察翼型厚度和翼型彎度對(duì)滑翔機(jī)航行性能的影響。

水下滑翔機(jī)的滑翔速度較低，本文以NACA 4位數(shù)翼型族作為研究對(duì)象。NACA 4位數(shù)翼型是NACA最早建立的一個(gè)低速翼型系列[16]，翼型如圖1所示。翼型標(biāo)記為 NACAXYZZ，其中，X表示相對(duì)彎度(翼型最大彎度相對(duì)于弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù))，Y表示最大彎度相對(duì)位置(翼型最大彎度位置位于弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù))，ZZ表示相對(duì)厚度(翼型最大厚度相對(duì)于弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù))。即

X=h/cY=xh/cZZ=t/c

其中，h為中弧面與弦線間的最大距離；c為翼型弦長(zhǎng)；xh為最大彎度的位置與前緣的距離；t為翼型的最大厚度。例如NACA1412的含義即翼型最大彎度為弦長(zhǎng)的1%，最大彎度位置在始于前緣的40%弦長(zhǎng)處，最大厚度為弦長(zhǎng)的12%。為了便于試驗(yàn)對(duì)比，本文所選的6種翼型最大厚度均在弦長(zhǎng)30%處。

圖1 NACA 4位數(shù)翼型參數(shù)Fig.1 Parameters of NACA 4-digit airfoil

對(duì)稱翼型組機(jī)翼型號(hào)分別為NACA0006、NACA0012、NACA0018，本文中，具有矩形翼形的平板翼也歸為對(duì)稱翼型組；非對(duì)稱翼型組機(jī)翼型號(hào)分別為NACA1412、NACA4412、NACA6412。兩組翼型的幾何參數(shù)分別見表1、表2，圖2為不同翼型的幾何示意圖。

表1 對(duì)稱翼型組翼型基本參數(shù)Tab.1 Parameter values of symmetric airfoil group mm

表2 非對(duì)稱翼型組翼型基本參數(shù)Tab.2 Parameter values of asymmetric airfoil group mm

圖2 不同型號(hào)翼型示意圖Fig.2 Diagram for different types of airfoils

2 數(shù)值計(jì)算方法

2.1 幾何模型及計(jì)算域

“海燕”混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)模型如圖3所示，滑翔機(jī)主體外殼直徑為0.22 m，機(jī)身長(zhǎng)2.3 m，機(jī)翼翼根前緣安裝位置距離滑翔機(jī)頭部頂點(diǎn)1580 mm，翼展為1.01 m，前緣后掠角為50°，后緣后掠角為45°，機(jī)翼整體形狀為梯形，其中，翼尖弦長(zhǎng)為117.65 mm，翼根弦長(zhǎng)為226.59 mm?；铏C(jī)采用滑翔方式實(shí)現(xiàn)低速、長(zhǎng)距離運(yùn)動(dòng)，而在螺旋槳驅(qū)動(dòng)模式下完成短期定深、快速航行以及轉(zhuǎn)向等動(dòng)作。

圖3 “海燕”混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)模型Fig.3 Geometric model of Petrel hybrid-driven underwater glider

計(jì)算域整體為圓柱體，如圖4所示，水域直徑尺寸為10 m，計(jì)算域軸線與滑翔機(jī)殼體軸線重合。水流入口邊界設(shè)置于距離滑翔機(jī)頭部4倍體長(zhǎng)處，入口邊界條件為速度入口；水流出口邊界設(shè)置于距離滑翔機(jī)尾部5倍體長(zhǎng)處，出口邊界條件為自由流出；滑翔機(jī)所有壁面均設(shè)定為靜止無(wú)滑移壁面，壁面粗糙度為0；池壁邊界為圓柱面，設(shè)為對(duì)稱邊界[17]。

圖4 計(jì)算域及邊界條件Fig.4 Computational geometric field and boundary condition

2.2 網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格劃分時(shí)采用尺寸函數(shù)與非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法相結(jié)合，這樣既可以保證整體網(wǎng)格疏密的合理分布，又可以使網(wǎng)格的生成方法簡(jiǎn)單方便。對(duì)滑翔機(jī)機(jī)體面網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，機(jī)體表面最大網(wǎng)格為10 mm，機(jī)翼部分最大網(wǎng)格為6 mm，其余表面最大網(wǎng)格為4 mm?；铏C(jī)外表面附加邊界層，初始網(wǎng)格高度為0.77 mm，網(wǎng)格增長(zhǎng)率為1.15，共6層邊界層。滑翔機(jī)機(jī)翼部分網(wǎng)格劃分如圖5所示，附近邊界層網(wǎng)格如圖6所示。

圖5 機(jī)翼部分網(wǎng)格劃分Fig.5 Grids in the wing

圖6 滑翔機(jī)附近水域網(wǎng)格劃分示意圖Fig.6 Grids in the water field around glider

2.3 計(jì)算模型及求解

對(duì)于當(dāng)前研究對(duì)象的水下滑翔機(jī)，滑翔模式下的雷諾數(shù)約1.16×106，因此，采用湍流模型對(duì)所建水域進(jìn)行模擬。模擬時(shí)假定流體為不可壓縮連續(xù)性介質(zhì)，控制方程組為描述牛頓流體的連續(xù)方程及N-S方程[18]，湍流方程采用SST k-ω模型，求解方法選用“simplic”，二階迎風(fēng)模式，流體密度(海水密度)ρ=1025kg/m3，黏度μ=0.00 107kg/(m·s)。

計(jì)算過程中滑翔機(jī)主體尺寸及機(jī)翼布局不變，只改變機(jī)翼的翼型，滑翔機(jī)航速為0.5m/s，攻角α分別取 0°、±2°、±4°、±6°，其中，正攻角對(duì)應(yīng)于水下滑翔機(jī)下潛滑翔狀態(tài)，負(fù)攻角對(duì)應(yīng)于水下滑翔機(jī)上浮滑翔狀態(tài)。

2.4 模型的驗(yàn)證

為了驗(yàn)證所建數(shù)值模型的準(zhǔn)確性，按照上述建模方法對(duì)Slocum滑翔機(jī)[19]在不同攻角下的阻力系數(shù)進(jìn)行計(jì)算，并與文獻(xiàn)[13]中的海試試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，數(shù)據(jù)對(duì)比結(jié)果見表3。可見，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相近，誤差不超過11%，說(shuō)明本文數(shù)值計(jì)算方法可靠。

表3 Slocum阻力系數(shù)Cd數(shù)值模擬結(jié)果驗(yàn)證Tab.3 Validation of the drag coefficient obtained from numerical simulation for Slocum glider

3 分析指標(biāo)

(1)

lα=-Mα/Lα

(2)

4 結(jié)果與討論

4.1 對(duì)稱翼型組

圖7所示為對(duì)稱翼型組升阻比的模擬試驗(yàn)結(jié)果。從圖7可知，具有對(duì)稱翼型的水下滑翔機(jī)在零攻角時(shí)升阻比最小(即滑翔經(jīng)濟(jì)性最差)，幾乎為零；在正攻角和負(fù)攻角范圍內(nèi)航行時(shí)，其升阻比變化趨勢(shì)大體相同，即隨著攻角絕對(duì)值的增大，升阻比也增大。翼型厚度對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性有一定影響，具有較厚翼型模型(如NACA 0018)的升阻比相較具有較薄翼型模型(如矩形翼型、NACA 0006、NACA 0012)的升阻比有較大降低，即機(jī)翼越厚,越不利于水下滑翔機(jī)滑翔經(jīng)濟(jì)性的提升。在-4°≤α≤+4°范圍內(nèi)，較薄的矩形翼型、NACA 0006、NACA 0012這三種對(duì)稱翼型之間的升阻比相差不大；但隨著攻角的繼續(xù)增大，如攻角為±6°時(shí)，NACA 0006和NACA 0012翼型的升阻比會(huì)有較大提升，相比于矩形翼型，經(jīng)濟(jì)性有所提高。綜上所述，在選擇對(duì)稱翼型的機(jī)翼時(shí)，可選較薄的NACA 0006翼型、NACA 0012翼型和矩形翼型，以提高滑翔經(jīng)濟(jì)性。

圖7 對(duì)稱翼型組經(jīng)濟(jì)性結(jié)果Fig.7 Flight efficiencies of symmetric airfoils group

圖8所示為對(duì)稱翼型組穩(wěn)定性模擬試驗(yàn)結(jié)果。由圖8可知，四種翼型的滑翔機(jī)均可保持靜穩(wěn)定；但隨著翼型最大厚度的增大，滑翔機(jī)的靜穩(wěn)定性有所降低。

圖8 對(duì)稱翼型組穩(wěn)定性結(jié)果Fig.8 Static stabilities of symmetric airfoils group

4.2 非對(duì)稱翼型組

圖9所示為機(jī)翼最大厚度相同的非對(duì)稱翼型組(如NACA 1412、NACA 4412、NACA 6412)與對(duì)稱翼型(如NACA 0012)升阻比的模擬試驗(yàn)結(jié)果。由圖9可知，具有非對(duì)稱翼型的水下滑翔機(jī)升阻比在正攻角(下潛滑翔狀態(tài))范圍內(nèi)隨著翼型彎度的增加而增大，所有非對(duì)稱翼的升阻比均高于對(duì)稱翼型的升阻比；在負(fù)攻角(上浮滑翔狀態(tài))范圍內(nèi)的變化則正好相反。這說(shuō)明了非對(duì)稱翼型與對(duì)稱翼型在提高滑翔機(jī)經(jīng)濟(jì)性上的差別，在正攻角范圍內(nèi)，非對(duì)稱翼型可以提供更高的升阻比；即在下潛滑翔時(shí)，具有下彎狀態(tài)的非對(duì)稱翼型的水下滑翔機(jī)具有更好的滑翔經(jīng)濟(jì)性，彎度越大，滑翔經(jīng)濟(jì)性越好。而在負(fù)攻角范圍內(nèi)，非對(duì)稱翼型的經(jīng)濟(jì)性比對(duì)稱翼型的經(jīng)濟(jì)性差。

圖9 非對(duì)稱翼型組經(jīng)濟(jì)性結(jié)果Fig.9 Flight efficiencies of asymmetric airfoils group

圖10 非對(duì)稱翼型組穩(wěn)定性結(jié)果Fig.10 Static stabilities of asymmetric airfoils group

所以，當(dāng)采用下彎式非對(duì)稱翼型時(shí)，應(yīng)盡量使滑翔機(jī)保持在正攻角范圍內(nèi)航行；相反，若采用上彎式非對(duì)稱翼型，則應(yīng)使滑翔機(jī)保持在負(fù)攻角范圍內(nèi)航行。

5 變后緣柔性機(jī)翼

5.1 柔性機(jī)翼概念的提出

針對(duì)本文研究對(duì)象“海燕”混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)，多次海試試驗(yàn)后發(fā)現(xiàn)：①由于機(jī)翼初始外形設(shè)計(jì)均為剛性固定翼，只能適應(yīng)特定的滑翔速度，導(dǎo)致水下滑翔機(jī)在高速滑翔(螺旋槳開啟狀態(tài))時(shí)容易失穩(wěn)；②大翼展機(jī)翼的存在，使水下滑翔機(jī)在定深航行中阻力系數(shù)增大，如圖11所示，進(jìn)而使滑翔機(jī)阻力升高，極大地降低了續(xù)航能力。根據(jù)4.2節(jié)的分析發(fā)現(xiàn)，合適的非對(duì)稱翼型有利于提高水下滑翔機(jī)的滑翔經(jīng)濟(jì)性。因此，如果將水下滑翔機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)成能隨不同運(yùn)動(dòng)模式自動(dòng)改變其水動(dòng)外形的柔性機(jī)翼，對(duì)于提高水下滑翔機(jī)的運(yùn)動(dòng)性能及續(xù)航能力具有重要意義。

圖11 有翼與無(wú)翼滑翔機(jī)定深航行時(shí)的阻力系數(shù)對(duì)比Fig.11 Comparison of drag coefficients between fixed-wing glider and no-wing glider in depth-keeping flight

由4.2節(jié)的分析可知，為獲得最佳航行性能，水下滑翔機(jī)不同運(yùn)動(dòng)模式下需要的翼型實(shí)際上也有所不同，如下潛滑翔時(shí)，翼型向下彎曲有助于獲得較大的升阻比。但是工程上很難實(shí)現(xiàn)整個(gè)翼型的精確變形。通過觀察不同類型的翼型可發(fā)現(xiàn)，非對(duì)稱翼型相對(duì)于對(duì)稱翼型，可類比為機(jī)翼后緣的向下彎曲變化形式。由此推測(cè)，在不同的攻角下，機(jī)翼翼型后緣的彎折變化同樣會(huì)對(duì)水下滑翔機(jī)的經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性帶來(lái)類似的影響。為此，本文提出軟體柔性機(jī)翼概念，如圖12所示，為提高滑翔經(jīng)濟(jì)性，當(dāng)水下滑翔機(jī)下潛滑翔時(shí)，機(jī)翼后緣變?yōu)橄聫澬螤?；?dāng)上浮滑翔時(shí)，機(jī)翼后緣則變?yōu)樯蠌澬螤睿欢ㄉ詈叫袝r(shí)，機(jī)翼可收回，以減小航行阻力。

圖12 不同航行模式下機(jī)翼翼型概念示意圖Fig.12 Concept sketches of changeable airfoil in different flight modes

本文采用數(shù)值模擬試驗(yàn)的方法研究軟體柔性機(jī)翼的初步變形方案，后續(xù)研究中將重點(diǎn)解決軟體柔性機(jī)翼的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)。

5.2 變后緣機(jī)翼數(shù)值模擬試驗(yàn)

為了研究機(jī)翼后緣彎度變化對(duì)水下滑翔機(jī)經(jīng)濟(jì)性的影響，以矩形平板翼為研究對(duì)象，通過改變機(jī)翼后緣彎折角度來(lái)研究機(jī)翼后緣變化對(duì)水下滑翔機(jī)滑翔性能的影響。研究方案如下：在矩形翼型的85%弦長(zhǎng)處分別將后緣彎折±6°、±15°、±30°，得到各變后緣翼型，如圖13所示，本次模擬試驗(yàn)中攻角α分別取0°、±2°、±3°、±4°、±5°、±6°。

圖13 變后緣翼型示意圖Fig.13 Diagram of airfoil with changeable trailing edge

5.3 結(jié)果與分析

經(jīng)過相同的數(shù)值計(jì)算過程后，得到升阻比計(jì)算結(jié)果如圖14所示。從圖14a可以看出，在機(jī)翼后緣上彎時(shí)，在負(fù)攻角范圍內(nèi)具有較高的升阻比，上彎的角度越大，升阻比越高；但是當(dāng)攻角α≤-4°后，升阻比增大不再明顯，各模型的升阻比趨于相同。而在機(jī)翼后緣下彎時(shí)，如圖14b所示，在正攻角范圍內(nèi)具有較高的升阻比，下彎的角度越大，升阻比越高；同理，當(dāng)攻角α≥4°后，升阻比增大不再明顯，各模型的升阻比趨于相同。此計(jì)算結(jié)果與非對(duì)稱翼型的計(jì)算結(jié)果相似：機(jī)翼后緣的下彎角度增大，對(duì)于非對(duì)稱翼型則是最大彎度的增大，其升阻比在正攻角范圍內(nèi)隨之增大。變后緣組的試驗(yàn)結(jié)果也證明了非對(duì)稱翼型組計(jì)算結(jié)果的正確性。

(a)后緣上彎

(b)后緣下彎圖14 機(jī)翼后緣彎曲狀態(tài)不同時(shí)水下滑翔機(jī)的升阻比隨攻角變化Fig.14 Variation of lift-drag ratio with attack angles under different warping trailing edge

由以上試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析可知，若水下滑翔機(jī)在正攻角范圍內(nèi)航行時(shí)機(jī)翼后緣下彎，則可提高滑翔經(jīng)濟(jì)性；在負(fù)攻角范圍內(nèi)航行時(shí)，機(jī)翼后緣上彎，可以提供較好的滑翔經(jīng)濟(jì)性；-4°≤α≤4°時(shí)，后緣下彎的角度越大，可以提供的經(jīng)濟(jì)性越好，但是當(dāng)攻角的絕對(duì)值超過4°以后，后緣彎曲角度的大小對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性的影響不再明顯。所以滑翔機(jī)在水下航行時(shí)，可以根據(jù)航行攻角適當(dāng)改變機(jī)翼后緣彎度，以實(shí)現(xiàn)航行收益最大。

從機(jī)翼流場(chǎng)壓力分布情況可進(jìn)一步理解機(jī)翼后緣變化對(duì)水下滑翔機(jī)滑翔經(jīng)濟(jì)性的影響。圖15和圖16分別為α=4° 和α=-4° 時(shí)距離滑翔機(jī)對(duì)稱面200 mm處機(jī)翼周圍流場(chǎng)壓力云圖。由圖15可以看出，α=4°時(shí)，后緣下彎的機(jī)翼(圖15b)上下表面產(chǎn)生了較大的壓差，有利于提高滑翔機(jī)的升力，進(jìn)而提高滑翔經(jīng)濟(jì)性；反之，后緣上彎的機(jī)翼(圖15a)在前緣和彎折處產(chǎn)生了相反的壓差，形成了一組力矩，對(duì)滑翔機(jī)的升力起到了反作用，進(jìn)而減小了升阻比，所以此時(shí)的滑翔機(jī)經(jīng)濟(jì)性較差。而α=-4°時(shí)(圖16)，則與上述情況相反，此時(shí)后緣向上彎折更有利于提升滑翔經(jīng)濟(jì)性。

(a) 后緣上彎

(b)后緣下彎圖15 α=4°時(shí)后緣彎折15°機(jī)翼截面壓力云圖Fig.15 Pressure contour in the flow field around the wing with 15° warping trailing edge under 4° angle of attack

(a) 后緣上彎

(b)后緣下彎圖16 α=-4°時(shí)后緣彎折15°機(jī)翼截面壓力圖 Fig.16 Pressure contour in the flow field around the wing with 15° warping trailing edge under -4° angle of attack

機(jī)翼變后緣組的穩(wěn)定性計(jì)算結(jié)果如圖17所示。可以看出，后緣變化方向不同，在正負(fù)攻角范圍內(nèi)的穩(wěn)定性也不同：機(jī)翼后緣下彎時(shí)，在正攻角范圍內(nèi)可保持靜穩(wěn)定性；機(jī)翼后緣上彎時(shí)，在負(fù)攻角范圍內(nèi)可保持靜穩(wěn)定性。同時(shí)，后緣下彎組在負(fù)攻角范圍航行時(shí)會(huì)出現(xiàn)失穩(wěn)現(xiàn)象，而且彎折的角度不同，出現(xiàn)失穩(wěn)情況時(shí)對(duì)應(yīng)的攻角也不同。這與非對(duì)稱翼型組的穩(wěn)定性變化情況相同。后緣上彎組的穩(wěn)定性變化情況與下彎組相反。

(a) 后緣上彎

(b)后緣下彎圖17 機(jī)翼變后緣組穩(wěn)定性結(jié)果Fig.17 Static stabilities of changeable trailing edge group

6 結(jié)論

(1)對(duì)于對(duì)稱翼型，NACA 0006和NACA 0012翼型較現(xiàn)有翼型可以提供更高的升阻比，即提高滑翔狀態(tài)下的經(jīng)濟(jì)性；翼型的變化對(duì)滑翔機(jī)的穩(wěn)定性影響較小。

(2)對(duì)于非對(duì)稱翼型，翼型的彎度發(fā)生了變化，并且在正攻角范圍內(nèi)提高了滑翔經(jīng)濟(jì)性。從試驗(yàn)數(shù)據(jù)中可以看出，隨著翼型彎度的增大，滑翔機(jī)在正攻角范圍內(nèi)的升阻比也隨之增大。

(3)水下滑翔機(jī)在負(fù)攻角范圍內(nèi)航行時(shí)，機(jī)翼后緣上彎，機(jī)翼周圍流場(chǎng)會(huì)產(chǎn)生向下的壓力差，提高了滑翔經(jīng)濟(jì)性，有利于滑翔機(jī)的上浮滑翔；反之，在正攻角范圍內(nèi)航行時(shí)，機(jī)翼后緣下彎可以提供較好的滑翔經(jīng)濟(jì)性，有利于滑翔機(jī)下潛滑翔。機(jī)翼后緣的變化也會(huì)影響滑翔機(jī)的靜穩(wěn)定性：后緣上彎時(shí)，滑翔機(jī)在負(fù)攻角范圍內(nèi)穩(wěn)定性好；而機(jī)翼后緣下彎時(shí)，滑翔機(jī)在正攻角范圍內(nèi)穩(wěn)定性好。

(4)本文研究成果為后續(xù)軟體柔性機(jī)翼的變形方案提供了理論支持，可根據(jù)不同滑翔狀態(tài)改變機(jī)翼后緣彎折方向，如滑翔機(jī)上浮則機(jī)翼后緣上彎，下潛則機(jī)翼后緣下彎，以提高滑翔機(jī)的滑翔經(jīng)濟(jì)性。

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(編輯 陳 勇)

Effects of Airfoil on Flight Performance of Autonomous Underwater Gliders

XU Shixun1,2LIU Yuhong1,2ZHU Yaqiang1,2WANG Yanhui1,2

1.Key Laboratory of Mechanism Theory and Equipment Design of Ministry of Education，Tianjin，300072 2.School of Mechanical Engineering，Tianjin University，Tianjin，300072

Based on the NACA 4-digit airfoil, effects of the airfoil on flight performance, such as flight efficiency and static stability, were analyzed by using the method of computational fluid dynamics with the environment of commercial software ANSYS-FLUENT. Results show that appropriate airfoil may greatly improve the flight efficiency of AUGs, but the improvements to the static stability of the AUGs are not so obvious. For asymmetric airfoils, the camber and bending directions of the airfoil have great influences on both of flight efficiency and static stability. According to the present researches and combining with the engineering practices, the flexible wings with variable trailing edge were proposed to make the AUG get better flight performance, which was proved by the numerical simulation experiments. The present achievements provide theoretical guidance for the design of flexible wings of AUGs.

autonomous underwater glider(AUG); airfoil; flight efficiency; flight stability；flexible wings with variable trailing edge

2016-10-09

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51475319，51675372)

TH122

10.3969/j.issn.1004-132X.2017.03.006

徐世勛，男，1992年生。天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院碩士研究生。主要研究方向?yàn)樗禄铏C(jī)柔性機(jī)翼。劉玉紅(通信作者)，女，1971年生。天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院副教授。E-mail: yuhong_liu@tju.edu.cn。朱亞強(qiáng)，男，1992年生。天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院博士研究生。王延輝，男，1979年生。天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院副教授。