某大型地效飛行器及其馱運(yùn)巡航狀態(tài)氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

何思元，聶宏,2，魏小輝,2，朱恩澤

(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

某大型地效飛行器及其馱運(yùn)巡航狀態(tài)氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

何思元1，聶宏1,2，魏小輝1,2，朱恩澤1

(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

研究地效飛行器及其馱運(yùn)負(fù)載飛行器巡航狀態(tài)的氣動(dòng)特性，對(duì)大型地效飛行器的研發(fā)具有重要意義。采用求解N-S方程的有限體積法，分別針對(duì)地效飛行器巡航狀態(tài)及其馱運(yùn)負(fù)載飛行器巡航狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值模擬分析。結(jié)果表明：綜合考慮升阻比與阻力的大小，地效飛行器巡航狀態(tài)機(jī)翼的最佳安裝角為5.5°；綜合考慮升阻比與巡航飛行的安全性、操縱性，地效飛行器巡航狀態(tài)的最佳飛行高度為8 m；綜合考慮巡航經(jīng)濟(jì)性以及從巡航狀態(tài)過(guò)渡到分離狀態(tài)的安全性與可靠性，兩機(jī)馱運(yùn)巡航狀態(tài)下負(fù)載飛行器的最佳迎角為3°。

地效飛行器；馱運(yùn)；巡航狀態(tài)；氣動(dòng)特性；數(shù)值模擬；有限體積法

0 引 言

地面效應(yīng)是指當(dāng)機(jī)翼貼近地面或水面(通常飛行高度不超過(guò)機(jī)翼弦長(zhǎng))飛行時(shí)能夠獲得額外升力的流體力學(xué)效應(yīng)[1]。地效飛行器是利用地面效應(yīng)原理飛行的、具有優(yōu)良超低空巡航能力的運(yùn)載工具[2]。與一般的飛機(jī)和船舶相比，地效飛行器具有運(yùn)輸效率高、快速機(jī)動(dòng)、安全可靠、經(jīng)濟(jì)性好等優(yōu)點(diǎn)[3]，因此得到了廣泛應(yīng)用。

由于地面效應(yīng)與機(jī)翼弦長(zhǎng)成正比，小型地效飛行器想要充分利用地面效應(yīng)，則必須采用很低的巡航飛行高度，這對(duì)地效飛行器的安全性不利。考慮到地效飛行器的主要用途是運(yùn)輸，高速大裝載量地效飛行器的運(yùn)輸潛力巨大，有望具有極高的運(yùn)輸效率[4]，因此，大型化是地效飛行器進(jìn)入實(shí)用階段和在軍事上應(yīng)用的必經(jīng)之路[5]。關(guān)于大型地效飛行器的研制，國(guó)內(nèi)外相關(guān)資料與案例較少。美國(guó)對(duì)于大型地效飛行器的研制仍處于概念階段，名噪一時(shí)的波音大鳥(niǎo)“鵜鶘”也始終未曾露面[6]。由俄羅斯阿列克謝耶夫中央設(shè)計(jì)局設(shè)計(jì)并于1966年首飛的地效飛行器“里海怪物”是最為經(jīng)典的案例[7]，“里海怪物”總長(zhǎng)92.3 m，主翼展長(zhǎng)37.8 m，最大起飛質(zhì)量544 t，是當(dāng)之無(wú)愧的龐然大物。之后，俄羅斯還研制了“雛鷹”、“雌鷂”、“救生者”等幾種大型地效飛行器，但隨著其戰(zhàn)略方針的轉(zhuǎn)移，俄羅斯地效飛行器的發(fā)展停滯不前。

直至目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于地效飛行器氣動(dòng)特性的研究尚無(wú)比較完善的理論依托[8]。試驗(yàn)是研究地效飛行器氣動(dòng)特性較為可靠的方法，常用的試驗(yàn)方法包括對(duì)稱法、固定地板法、活動(dòng)地板法和拖曳法[9]。但由于風(fēng)洞試驗(yàn)具有研究周期長(zhǎng)、成本高等特點(diǎn)，無(wú)法普遍用于氣動(dòng)特性的研究。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬計(jì)算在空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的應(yīng)用越來(lái)越廣，相應(yīng)的計(jì)算方法主要包括基于升力面理論的鏡像法、求解N-S方程的有限體積法、基于勢(shì)流的邊界元法和基于基本解疊加的面元法[10]。上述方法均有其各自的特點(diǎn)及適用范圍?？紤]到地效飛行器所處的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且必須考慮粘性[11]，若要對(duì)這種復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行三維氣動(dòng)特性分析，選用求解N-S方程的有限體積法較為合適。

本文采用求解N-S方程的有限體積法，分別研究大型地效飛行器巡航氣動(dòng)特性隨機(jī)翼安裝角和巡航飛行高度的變化趨勢(shì)，并分析地效飛行器馱運(yùn)負(fù)載飛行器在巡航狀態(tài)時(shí)的氣動(dòng)特性。

1 建立分析模型

1.1 幾何模型

利用CATIA軟件對(duì)地效飛行器及其馱運(yùn)的負(fù)載飛行器進(jìn)行幾何建模。兩機(jī)的總體參數(shù)如表1所示。

表1 地效飛行器及其負(fù)載飛行器總體參數(shù)

地效飛行器的總體布局形式為：水機(jī)型機(jī)身，小展弦比平直翼，機(jī)翼翼尖安裝端板，位置偏下的中單翼，T型尾翼，四臺(tái)前置式可轉(zhuǎn)噴口發(fā)動(dòng)機(jī)。負(fù)載飛行器參考美國(guó)SR-72高超聲速無(wú)人偵察機(jī)，其總體布局形式為：乘波體機(jī)身，三角翼，單垂尾，兩臺(tái)腹部進(jìn)氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。地效飛行器及其馱運(yùn)狀態(tài)的幾何模型如圖1～圖2所示。

1.2 劃分網(wǎng)格

在進(jìn)行氣動(dòng)計(jì)算之前，需要對(duì)模型進(jìn)行前處理——網(wǎng)格劃分。將幾何清理完成的半模型導(dǎo)入Gambit軟件中進(jìn)行面網(wǎng)格劃分。由于地效飛行器及其負(fù)載飛行器的大部分曲面均較為復(fù)雜，在進(jìn)行面網(wǎng)格劃分時(shí)，幾乎全部使用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格；只有翼面后緣處通過(guò)幾何清理削剪出來(lái)的細(xì)長(zhǎng)段，為了減少網(wǎng)格數(shù)量同時(shí)提高網(wǎng)格質(zhì)量，使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。由于Tgrid軟件對(duì)附面層具有強(qiáng)大的適應(yīng)性，可用Tgrid軟件生成帶有附面層的體網(wǎng)格。將劃分好的面網(wǎng)格導(dǎo)入Tgrid軟件，參考相似尺寸及雷諾數(shù)機(jī)型的附面層尺寸，選取第一層附面層厚度為1×10-4m，附面層共取10層，最外層的寬長(zhǎng)比為40%，以保證附面層生長(zhǎng)完成后繼續(xù)生長(zhǎng)的外場(chǎng)體網(wǎng)格的網(wǎng)格質(zhì)量。之后，附面層網(wǎng)格向遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算域生長(zhǎng)，完成空間體網(wǎng)格劃分，如圖3～圖4所示。

1.3 湍流模型

為了盡可能地模擬真實(shí)情況，本文氣動(dòng)特性分析時(shí)考慮粘性的影響，采用求解N-S方程的有限體積法。N-S方程組[12]能夠比較準(zhǔn)確地描述流體的實(shí)際流動(dòng)，基于N-S方程組，大部分流動(dòng)問(wèn)題均可得到求解。N-S方程組由包括N-S方程的如下六個(gè)方程構(gòu)成。

連續(xù)方程：

(1)

動(dòng)量方程：

(2)

能量方程：

(3)

狀態(tài)方程：

p=ρRT

(4)

其中，

(5)

(6)

式中：p,ρ,T分別為氣體的壓強(qiáng)、密度和溫度；u,v,w分別為x,y,z三個(gè)方向的速度分量(六個(gè)方程包含六個(gè)未知量)；方程組封閉。

理論上講，通過(guò)求解N-S方程組便可很好地描述流動(dòng)情況，但是N-S方程計(jì)算過(guò)程十分復(fù)雜且耗時(shí)較多，故工程上通常采用將N-S方程對(duì)時(shí)間作平均處理的方法[13]，而該方法又增加了未知量，使控制方程組不封閉。

因此，需要引入湍流模型使控制方程組封閉。S-A模型是專為航空領(lǐng)域設(shè)計(jì)的湍流模型，它能夠較好地模擬地面效應(yīng)氣動(dòng)特性[14]，故本文選用S-A模型作為湍流模型。

1.4 邊界條件

(1) 物面邊界條件

地效飛行器及其馱運(yùn)負(fù)載飛行器表面設(shè)置為物面邊界條件(Wall)，該邊界條件能夠保證地效飛行器及其負(fù)載飛行器表面氣流無(wú)滑移且不可穿透。

(2) 遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件

本文所分析的地效飛行器，其巡航馬赫數(shù)Ma=0.4，此時(shí)流體的可壓縮性不能被忽略。因此，對(duì)計(jì)算域的外圍、距離地效飛行器較遠(yuǎn)的四個(gè)平面，選用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件(Pressure-Far-Field)。

(3) 對(duì)稱邊界條件

本文不研究地效飛行器及負(fù)載飛行器的滾轉(zhuǎn)及側(cè)滑情況，使用半模型法對(duì)地效飛行器及負(fù)載飛行器的巡航狀態(tài)進(jìn)行氣動(dòng)特性分析。因此，對(duì)計(jì)算域?qū)ΨQ面的模擬選用對(duì)稱邊界條件(Symmetry)，對(duì)地面(水面)的模擬也選用對(duì)稱邊界條件[14]。該邊界條件保證邊界處法向速度為0，而且其他變量在該邊界處內(nèi)外相等，即法向梯度也為0。

2 氣動(dòng)分析

2.1 地效飛行器機(jī)翼安裝角研究

地效飛行器具有巡航飛行高度低和機(jī)身長(zhǎng)度長(zhǎng)等特點(diǎn)，其迎角的變化對(duì)于整機(jī)的氣動(dòng)性能具有較大影響。為了增強(qiáng)地面效應(yīng)及起飛性能，地效飛行器機(jī)翼安裝角都比較大，通常在6°左右[15]。本文通過(guò)研究氣動(dòng)特性隨機(jī)翼安裝角i0的變化關(guān)系，以確定地效飛行器具有最佳升阻特性時(shí)對(duì)應(yīng)的機(jī)翼安裝角。

根據(jù)機(jī)翼安裝角工況參數(shù)(如表2所示)建立7組模型，計(jì)算地效飛行器不同機(jī)翼安裝角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比，巡航馬赫數(shù)為0.4，機(jī)翼面積為500 m2，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為16 m，計(jì)算結(jié)果如圖5～圖7所示。

表2 機(jī)翼安裝角工況參數(shù)

從圖5～圖7可以看出：地效飛行器的升力系數(shù)、阻力系數(shù)均隨機(jī)翼安裝角的增大而增大；當(dāng)i0在4.0°～5.5°時(shí)，地效飛行器的升阻比隨機(jī)翼安裝角的增大而增大；當(dāng)i0在5.5°～7.0°時(shí)，隨著機(jī)翼安裝角的增大，升阻比基本保持不變。

通過(guò)計(jì)算可得，i0= 5.5°時(shí)，升阻比較i0= 6.0°時(shí)減小0.77%，而阻力系數(shù)較i0= 6.0°時(shí)減小4.67%。綜合考慮升阻比與阻力的大小，選取地效飛行器的機(jī)翼安裝角i0= 5.5°，以保證巡航飛行的經(jīng)濟(jì)性。

2.2 地效飛行器巡航飛行高度研究

地面效應(yīng)的強(qiáng)弱通常與相對(duì)飛行高度成正比[1]。相對(duì)飛行高度定義為

(7)

式中：H為飛行高度；MAC為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)。

對(duì)于地效飛行器巡航高度的選取，并沒(méi)有較為準(zhǔn)確的經(jīng)驗(yàn)值。因此，本文研究地效飛行器氣動(dòng)特性隨相對(duì)飛行高度的變化關(guān)系，以確定地效飛行器具有適宜的升阻特性時(shí)對(duì)應(yīng)的相對(duì)飛行高度。

根據(jù)相對(duì)飛行高度工況參數(shù)(如表3所示)建立5組模型，計(jì)算地效飛行器在不同相對(duì)飛行高度下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比，巡航馬赫數(shù)為0.4，機(jī)翼面積為500 m2，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為16 m，計(jì)算結(jié)果如圖8～圖10所示。

表3 相對(duì)飛行高度工況參數(shù)

從圖8～圖10可以看出：地效飛行器的升力系數(shù)、升阻比隨相對(duì)飛行高度的增大而減??；阻力系數(shù)隨相對(duì)飛行高度的增大而增大。表明減小相對(duì)飛行高度既可增加升力又能減小阻力，從而增加全機(jī)的升阻比。但較低的巡航飛行高度會(huì)影響飛機(jī)的安全性和操縱性，綜合考慮升阻比與巡航飛行的安全性、操縱性，選取地效飛行器巡航飛行的最佳相對(duì)飛行高度為0.50，對(duì)應(yīng)的巡航高度為8 m。

2.3 負(fù)載飛行器巡航狀態(tài)迎角研究

地效飛行器馱運(yùn)負(fù)載飛行器巡航飛行時(shí)的氣動(dòng)特性與兩機(jī)之間的位置、角度有關(guān)。兩機(jī)重心位置的關(guān)系限制了二者的橫向位置關(guān)系，兩機(jī)之間固定與分離裝置縱向高度應(yīng)設(shè)計(jì)的較低以減輕結(jié)構(gòu)重量，這限制了二者的縱向位置關(guān)系。由于地效飛行器巡航飛行高度較低，機(jī)身較長(zhǎng)，考慮到浪涌的影響，一定的飛行迎角會(huì)增加機(jī)身觸水的概率，不利于地效飛行器的安全性和操縱性。因此，兩機(jī)巡航飛行時(shí)設(shè)定地效飛行器的迎角αc=0°。綜上所述，本文通過(guò)改變負(fù)載飛行器的迎角αi來(lái)研究地效飛行器馱運(yùn)負(fù)載飛行器巡航飛行時(shí)的氣動(dòng)特性，通過(guò)對(duì)負(fù)載飛行器迎角的選取獲得兩機(jī)巡航狀態(tài)最佳升阻特性。

根據(jù)負(fù)載飛行器迎角工況參數(shù)(如表4所示)建立9組模型，計(jì)算負(fù)載飛行器在不同迎角下的總升力系數(shù)、總阻力系數(shù)和總升阻比，巡航馬赫數(shù)為0.4，機(jī)翼面積為500 m2，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為16 m，計(jì)算結(jié)果如圖11～圖13所示。

表4 負(fù)載飛行器迎角工況參數(shù)

從圖11～圖13可以看出：兩機(jī)總升力系數(shù)、總阻力系數(shù)隨負(fù)載飛行器迎角的增大而增大；總升阻比隨負(fù)載飛行器迎角的增大而減小。表明負(fù)載飛行器迎角越小，馱運(yùn)巡航狀態(tài)飛行時(shí)兩機(jī)的巡航經(jīng)濟(jì)性越好。

由于兩機(jī)巡航姿態(tài)需要保證在能夠順利過(guò)渡到分離姿態(tài)的前提下兩機(jī)的升阻特性最佳，不能僅根據(jù)馱運(yùn)巡航飛行時(shí)兩機(jī)的巡航經(jīng)濟(jì)性來(lái)選擇負(fù)載飛行器的最佳巡航迎角。而兩種姿態(tài)的過(guò)渡與負(fù)載飛行器的升阻特性相關(guān)，因此，還需分析負(fù)載飛行器的氣動(dòng)特性，計(jì)算結(jié)果如圖14～圖16所示。

從圖14～圖16可以看出：

①負(fù)載飛行器的升力系數(shù)隨其迎角的增大呈線性增大趨勢(shì)，當(dāng)αi=3°時(shí)，負(fù)載飛行器的升力系數(shù)CL2=0.13，此時(shí)負(fù)載飛行器自身的升力為

而負(fù)載飛行器自身的質(zhì)量為150 t，可見(jiàn)，當(dāng)αi=3°時(shí)，負(fù)載飛行器的升力剛好可以克服自身重力；當(dāng)αi<3°時(shí)，負(fù)載飛行器的升力不足以克服自身重力，而分離狀態(tài)的負(fù)載飛行器必須保證足夠大的迎角以提供足夠的豎直方向加速度實(shí)現(xiàn)垂向分離。因此，過(guò)小的負(fù)載飛行器巡航迎角勢(shì)必增加兩機(jī)從巡航狀態(tài)過(guò)渡到分離狀態(tài)的復(fù)雜性，不利于從巡航狀態(tài)過(guò)渡到分離狀態(tài)的安全性與可靠性。

②負(fù)載飛行器的阻力系數(shù)隨其迎角的增大而增大。

③負(fù)載飛行器的升阻比隨其迎角的增大而先增大后減小，當(dāng)αi=3°時(shí)升阻比達(dá)到最大值，此時(shí)負(fù)載飛行器的巡航經(jīng)濟(jì)性最佳。

綜合分析圖11～圖16，選取負(fù)載飛行器巡航最佳迎角αi=3°。此迎角既能保證較好的兩機(jī)巡航經(jīng)濟(jì)性，又能保證最佳的負(fù)載飛行器巡航經(jīng)濟(jì)性，同時(shí)有利于從巡航狀態(tài)過(guò)渡到分離狀態(tài)的安全性與可靠性。

3 結(jié) 論

(1) 地效飛行器的升力系數(shù)及阻力系數(shù)均隨機(jī)翼安裝角的增大而增大，升阻比隨機(jī)翼安裝角的增大而先增大后基本保持不變，綜合考慮升阻比與阻力的大小，選取地效飛行器機(jī)翼的最佳安裝角為5.5°。

(2) 地效飛行器的升力系數(shù)及升阻比均隨相對(duì)飛行高度的增大而減小，阻力系數(shù)隨相對(duì)飛行高度的增大而增大，綜合考慮升阻比與巡航飛行的安全性、操縱性，選取地效飛行器巡航飛行的最佳相對(duì)飛行高度為0.50，對(duì)應(yīng)的巡航高度為8 m。

(3) 地效飛行器馱運(yùn)負(fù)載飛行器巡航狀態(tài)的升力系數(shù)及阻力系數(shù)均隨負(fù)載飛行器巡航迎角的增大而增大，總升阻比隨負(fù)載飛行器巡航迎角的增大而減小，綜合考慮巡航經(jīng)濟(jì)性以及從巡航狀態(tài)過(guò)渡到分離狀態(tài)的安全性與可靠性，選取馱運(yùn)巡航狀態(tài)下負(fù)載飛行器的最佳迎角為3°。

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(編輯：馬文靜)

Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of a Large Wing in Ground(WIG) Craft and Its Piggyback Cruise State

He Siyuan1, Nie Hong1,2, Wei Xiaohui1,2, Zhu Enze1

(1.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-advanced Design Technology of Flight Vehicle, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China) (2.State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

In order to analyze the aerodynamic characteristics of the cruise state of a large WIG craft and the piggyback cruise state of a large WIG craft carrying a load aircraft. The numerical simulation of the cruise state of a large WIG craft and the piggyback cruise state is calculated based on the finite volume method for solving Navier-Stokes equations. The results of the numerical simulation show that the optimum wing incidence angle of the WIG craft of the cruise state is 5.5° by the comprehensive consideration between the lift-drag ratio and drag. The optimum flight height of the WIG craft of the cruise state is 8 m by the comprehensive consideration between the lift-drag ratio and the safety and maneuverability of cruise state, the optimum angle of attack of load aircraft of the piggyback cruise state is 3° by the comprehensive consideration between the economy of the piggyback cruise state and the safety and reliability of the transition from cruise state to separation state.

WIG craft; piggyback; cruise state; aerodynamic characteristics; numerical simulation; finite volume method

2016-12-01；

2016-12-10

國(guó)家自然科學(xué)基金(11372129) 江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目

聶宏,hnie@nuaa.edu.cn

1674-8190(2017)01-009-08

V221

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.01.002

何思元(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、計(jì)算流體力學(xué)。

聶 宏(1960-)，男，博士，教授，博導(dǎo)。主要研究方向：飛行器起落裝置設(shè)計(jì)技術(shù)、飛行器結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計(jì)。

魏小輝(1978-)，男，博士，教授，博導(dǎo)。主要研究方向：飛行器起落裝置設(shè)計(jì)技術(shù)、飛行器CAD/CAE與飛行仿真。

朱恩澤(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。