尾翼翼形修圓對(duì)系留氣球影響分析

張桂夫

尾翼翼形修圓對(duì)系留氣球影響分析

張桂夫

（中國(guó)電子科技集團(tuán)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(guò)充氣成型，為方便加工，通常對(duì)尾翼翼形末端進(jìn)行修圓處理。針對(duì)尾翼翼形修圓程度對(duì)系留氣球的影響，選擇三種翼形分別進(jìn)行不同程度的末端修圓處理，并應(yīng)用流體力學(xué)仿真軟件對(duì)修圓之后翼形的升阻力系數(shù)進(jìn)行分析。結(jié)果表明，修圓的存在會(huì)小幅改變升力曲線的斜率，同時(shí)對(duì)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(shí)際系留氣球尾翼應(yīng)在加工允許范圍內(nèi)盡量減少修圓，以免產(chǎn)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(guò)搭載不同任務(wù)載荷升空可以執(zhí)行預(yù)警探測(cè)、偵察監(jiān)視、通信中繼等任務(wù)，因具有留空時(shí)間長(zhǎng)、載重能力大、效費(fèi)比高等優(yōu)點(diǎn)，在軍民領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[1-3]。系留氣球球體通常為水滴形回轉(zhuǎn)體，為增強(qiáng)系留氣球在有風(fēng)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(biāo)準(zhǔn)翼形，在實(shí)際使用中由于尾翼是通過(guò)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(shè)計(jì)時(shí)將尾翼后緣進(jìn)行一定程度的修圓處理，以降低加工難度[4]。本文應(yīng)用Ansys Fluent對(duì)不同修圓程度的翼形進(jìn)行流場(chǎng)仿真，進(jìn)而分析尾翼修圓對(duì)升力、阻力的影響。

2 仿真分析過(guò)程

2.1 模型建立與仿真設(shè)置

三種翼形和修圓位置對(duì)比如圖1所示。本文選用NACA 0018、NACA 2415、NACA 6413三種翼形進(jìn)行對(duì)比仿真，如圖1中的（a），同時(shí)考察不同翼形彎度對(duì)結(jié)果的影響。分別對(duì)每種翼形進(jìn)行修圓處理，修圓方法為在翼形弦長(zhǎng)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(zhǎng)與未修圓翼形弦長(zhǎng)相等，即=1 m。應(yīng)用ICEM繪制翼形外流場(chǎng)網(wǎng)格，應(yīng)用Ansys Fluent 進(jìn)行流場(chǎng)仿真模擬，采用定常模擬，湍流模型選用SST K-Omega模型[5-6]，來(lái)流雷諾數(shù)設(shè)置為=5.1e5，來(lái)流攻角從﹣8°～16°，每2°計(jì)算一個(gè)工況，采用Couple求解器進(jìn)行求解。

2.2 結(jié)果分析

同一種翼形模擬中的來(lái)流攻角采用Ansys參數(shù)化設(shè)置，可一次性模擬多個(gè)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(duì)比

從圖2中可以看出，對(duì)于所選取的三種翼形，在來(lái)流攻角為負(fù)時(shí)，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(shí)修圓會(huì)導(dǎo)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(lái)流攻角增加，修圓翼形的升力系數(shù)曲線會(huì)逐漸與未修圓翼形的升力系數(shù)曲線相交，對(duì)于對(duì)稱翼形NACA 0018，當(dāng)來(lái)流迎角大于0°時(shí)，修圓翼形的升力系數(shù)開始超過(guò)未修圓翼形。在NACA 2415翼形這個(gè)攻角為8°左右，而對(duì)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(jiàn)，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(diǎn)對(duì)應(yīng)的來(lái)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(duì)翼形阻力系數(shù)的影響如圖3所示。相對(duì)于升力系數(shù)的小幅變化，修圓對(duì)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(huì)使阻力系數(shù)大大增加，最大增加量達(dá)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(duì)于NACA 0018翼形，所選取的攻角范圍內(nèi)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(duì)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(guò)修圓翼形的阻力系數(shù)。而對(duì)于NACA 6413翼形，交點(diǎn)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(diǎn)對(duì)應(yīng)的來(lái)流迎角逐漸減小。以NACA 0018翼形、來(lái)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(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)，在80%位置修圓之后，壓差阻力系數(shù)增長(zhǎng)了一倍，而粘性阻力系數(shù)增長(zhǎng)8%左右，總阻力系數(shù)增加50%，由此可見(jiàn)修圓導(dǎo)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(jìn)一步提取修圓前后翼形表面的壓強(qiáng)分布以及流線對(duì)比如圖4所示。從圖4中可以看出，在修圓之后，流過(guò)翼形表面的氣流會(huì)在修圓位置附近發(fā)生分離、產(chǎn)生漩渦，如圖4中的（b）所示，進(jìn)而導(dǎo)致翼形尾部出現(xiàn)負(fù)壓，如圖4（a）所示，負(fù)壓的產(chǎn)生導(dǎo)致壓差阻力增加。

圖4 NACA 0018翼形修圓前后表面壓力分布對(duì)比以及流線對(duì)比

3 結(jié)論

基于系留氣球尾翼修圓的應(yīng)用背景，本文應(yīng)用Ansys Fluent分別對(duì)三種翼形修圓前后的流場(chǎng)進(jìn)行仿真對(duì)比，進(jìn)而分析翼形修圓對(duì)升阻力的影響。結(jié)果表明：在迎角較小的情況下翼形修圓會(huì)降低升力系數(shù)，同時(shí)也會(huì)導(dǎo)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(lái)流攻角增加，修圓前后翼形升力系數(shù)曲線會(huì)相交，并隨著翼形彎度的增加，升力系數(shù)曲線交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的來(lái)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(nèi)，翼形修圓會(huì)導(dǎo)致阻力系數(shù)大幅增加，最大增加量達(dá)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(huì)相交，并且隨著翼形彎度的增加，曲線交點(diǎn)對(duì)應(yīng)的來(lái)流攻角逐漸減小。通過(guò)提取流線以及翼形表面壓力分布分析得出，修圓主要會(huì)導(dǎo)致流過(guò)翼形表面的氣流會(huì)在修圓位置附近發(fā)生分離、產(chǎn)生漩渦，導(dǎo)致翼形尾部出現(xiàn)負(fù)壓，增大壓差阻力，進(jìn)而使總阻力增加。

經(jīng)以上分析表明，實(shí)際系留氣球尾翼應(yīng)在加工允許范圍內(nèi)盡量減少修圓，以減少不利影響。

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2095－6835（2020）10－0034－02

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10.15913/j.cnki.kjycx.2020.10.013

張桂夫（1990—），男，吉林長(zhǎng)春人，博士，工程師，研究方向?yàn)楦】掌骺傮w設(shè)計(jì)。

〔編輯：張思楠〕