超巨型地效飛行器巡航狀態(tài)氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

張思煜，聶 宏,2，魏小輝,2，黃精琦

(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，江蘇 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，江蘇 南京 210016)

對(duì)于接近地面或水面飛行的飛行器而言，由翼尖渦流引起的下洗速度將會(huì)降低，從而使由翼尖渦流誘導(dǎo)速度引起的誘導(dǎo)阻力減少，同時(shí)機(jī)翼下表面與地面之間的流動(dòng)阻塞使得機(jī)翼下表面壓力增大從而使升力增加，這種現(xiàn)象被稱為地面效應(yīng)[1]。地效飛行器就是一種利用地面效應(yīng)進(jìn)行低空掠海飛行的海上平臺(tái)，是一種介于常規(guī)飛機(jī)和船舶之間的新型運(yùn)載工具，兼具飛機(jī)的高速飛行能力和船舶的高承載能力。地效飛行器的升阻比高、耗油率低，具有較高的巡航速度和較長(zhǎng)的續(xù)航時(shí)間。

地效飛行器在地效區(qū)內(nèi)飛行時(shí)升阻比高，而超出地效區(qū)時(shí)飛行效率非常低。地效區(qū)的高度范圍與飛行器本身的特征尺寸(一般指機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng))有關(guān)。普通地效飛行器需要降低巡航高度以充分利用地面效應(yīng)，但在海上飛行時(shí)很容易受到惡劣海況的影響，因此地效飛行器要發(fā)揮地面效應(yīng)的優(yōu)勢(shì)進(jìn)入軍事領(lǐng)域，大型化是其發(fā)展的必然趨勢(shì)[2]。超巨型地效飛行器具有高效、快速及大裝載量的優(yōu)點(diǎn)，有很大的民用和軍用潛力。

飛機(jī)在概念設(shè)計(jì)階段，通常需要使用大量的經(jīng)驗(yàn)公式和數(shù)據(jù)。但關(guān)于超巨型地效飛行器的研制，國(guó)內(nèi)外的相關(guān)資料與案例較少。1966年，“里海怪物”KM號(hào)[3]在高爾基市附近的海軍造船廠完成建造，該地效飛行器總長(zhǎng)為92.3 m，最大寬度為37.6 m，最大高度為22.0 m，質(zhì)量為544 t，KM號(hào)可搭載900名士兵，以最高470 km/h的速度飛行在4～14 m的最佳高度上，并能跨越3 m高的波浪，但此后由于資金問題，俄羅斯地效飛行器的大型化沒有進(jìn)一步的發(fā)展。美國(guó)對(duì)地效飛行器的研制開發(fā)晚于蘇聯(lián)，2002年9月初，美國(guó)波音公司公布了一種巨型運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)概念，并將其稱為“鵜鶘” 超大型運(yùn)輸機(jī)(Pelican ultra large transport aircraft)，該機(jī)的機(jī)身長(zhǎng)度為109 m，翼展達(dá)152 m，機(jī)翼面積超過4 050 m2[4]，但“鵜鶘”始終未真正面世。中國(guó)在20世紀(jì)60年代后期才開始地效飛行器的研究[5]，但到目前為止，尚未對(duì)大型地效飛行器進(jìn)行開發(fā)研制。

由于地面效應(yīng)的存在，飛行器的氣動(dòng)特性和飛行性能與自由空間飛行狀態(tài)相比有較大的區(qū)別。借助風(fēng)洞試驗(yàn)研究地效飛行器的氣動(dòng)特性是較為穩(wěn)妥的方法，但由于風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)驗(yàn)點(diǎn)較多、吹風(fēng)時(shí)間長(zhǎng)、成本較高，因此可借助數(shù)值模擬計(jì)算進(jìn)行地效飛行器外形參數(shù)選擇和氣動(dòng)特性分析。目前主要的氣動(dòng)計(jì)算方法包括基于升力面理論的鏡像法、基于勢(shì)流的邊界元法、基于基本解疊加的面元法和求解N-S方程的有限體積法[6]。本文采用有限體積法求解定常可壓縮流動(dòng)的質(zhì)量加權(quán)平均N-S方程和Standard-Allmaras湍流模型[7]模擬氣流場(chǎng),通過分析端板尺寸、安裝角、巡航高度、飛行迎角等因素對(duì)氣動(dòng)特性的影響，研究超巨型地效飛行器巡航狀態(tài)的氣動(dòng)性能。

1 地效翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)

1.1 端板高度的影響

目前地效翼主要有簡(jiǎn)單式和復(fù)合式兩種[8]。本文的地效翼由小展弦比主翼與置于端板外側(cè)的附加外翼組合而成。主翼與端板的結(jié)合使機(jī)翼與水面形成封閉的空腔，使高動(dòng)能的氣流流動(dòng)受到阻滯，變成靜壓高的氣流，從而產(chǎn)生大的附加墊升升力。本文將研究端板的高度對(duì)地效特性的影響。

1.2 地效翼安裝角的選擇

地效飛行器在地效區(qū)巡航飛行時(shí)，由于機(jī)翼下表面與水面之間的流動(dòng)阻塞使機(jī)翼下表面壓力增大，從而使升力增加。但當(dāng)迎角為負(fù)時(shí)，前方來(lái)流不能重復(fù)進(jìn)入到機(jī)翼下面，不利于地效飛行器對(duì)地面效應(yīng)的充分利用[7]，因而地效翼一般需要一個(gè)比較大的安裝角，以提高氣動(dòng)力品質(zhì)。本文通過研究氣動(dòng)特性隨機(jī)翼安裝角的變化情況，確定地效飛行器能夠充分利用地面效應(yīng)時(shí)對(duì)應(yīng)的機(jī)翼安裝角。

2 計(jì)算模型

2.1 幾何模型

利用CATIA對(duì)超巨型地效飛行器進(jìn)行三維建模，具體參數(shù)見表1。

表1 超巨型地效飛行器參數(shù)

超巨型地效飛行器的總體布局形式為：水機(jī)型機(jī)身，復(fù)合型機(jī)翼，T型尾翼，采用墊升發(fā)動(dòng)機(jī)和巡航發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合的動(dòng)力裝置。采用相同高度不同厚度的端板進(jìn)行分析。地效翼外形如圖1所示。

圖1 地效翼外形

2.2 網(wǎng)格劃分

利用ICEM軟件生成計(jì)算網(wǎng)格。計(jì)算域?yàn)殚L(zhǎng)方體，如圖2所示。機(jī)身長(zhǎng)度方向尺寸為機(jī)身長(zhǎng)度的10倍，展向尺寸為機(jī)翼半展長(zhǎng)的6倍，由于地效飛行器飛行高度較低，因此調(diào)整計(jì)算域的下邊界與地效飛行器機(jī)翼下翼面的距離為實(shí)際的巡航高度即可。

圖2 計(jì)算域

網(wǎng)格劃分一般是由線到面、由面到體[10]。在進(jìn)行線網(wǎng)格劃分時(shí)，對(duì)于如機(jī)翼前后緣處氣流變化劇烈的部位要加密網(wǎng)格，以保證計(jì)算結(jié)果的可靠性。地效飛行器幾何外形復(fù)雜，曲面形狀不規(guī)整，在對(duì)整個(gè)飛行器表面進(jìn)行面網(wǎng)格劃分時(shí)，曲率較為復(fù)雜處不必為了過于強(qiáng)求網(wǎng)格與模型的重合度而使網(wǎng)格密度過高，以免影響到周圍網(wǎng)格數(shù)量。應(yīng)時(shí)常檢查已經(jīng)生成的網(wǎng)格質(zhì)量，必要時(shí)可以調(diào)整對(duì)應(yīng)線上的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，重新劃分或者調(diào)整面網(wǎng)格。

本文氣動(dòng)分析采用N-S方程，考慮到計(jì)算結(jié)果的精確性，體網(wǎng)格要求有附面層。選取第一層附面層高度為0.004 28 mm，共取10層。網(wǎng)格劃分完成后面網(wǎng)格總數(shù)約為44萬(wàn)個(gè)，體網(wǎng)格總數(shù)約為926萬(wàn)個(gè)。復(fù)合型地效飛行器體網(wǎng)格劃分如圖 3所示。

圖3 復(fù)合型地效翼地效飛行器體網(wǎng)格

2.3 邊界條件的確定

1)物面邊界條件。

地效飛行器表面設(shè)置為物面邊界條件(wall)，該邊界條件保證飛行器表面氣流無(wú)滑移且不可穿透。

2)壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。

本文分析計(jì)算的是地效飛行器巡航狀態(tài)的氣動(dòng)特性，巡航馬赫數(shù)Ma=0.45，流體的壓縮性不可忽略，需要按可壓流來(lái)處理，壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件(pressure far-field)適用于給定可壓縮流的自由流邊界條件。因此，對(duì)計(jì)算域距離地效飛行器較遠(yuǎn)的4個(gè)平面(計(jì)算域前面、側(cè)面、上面、后面)選用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。

3)對(duì)稱邊界條件。

本文只研究地效飛行器的縱向特性，不考慮側(cè)滑、滾轉(zhuǎn)等情況，故使用半模型進(jìn)行分析，只需將計(jì)算域的對(duì)稱面設(shè)定為對(duì)稱邊界條件(symmetry)。

4)地面邊界條件。

地效飛行器是利用地面效應(yīng)實(shí)現(xiàn)掠海高速飛行的運(yùn)載工具，地面設(shè)置為移動(dòng)壁面邊界，移動(dòng)速度為來(lái)流速度[9]。

2.4 求解方法設(shè)定

本文采用有限體積法求解定?？蓧嚎s流的質(zhì)量加權(quán)平均N-S方程和Standard-Allmaras湍流模型進(jìn)行模擬。由于流體壓縮性不可忽略，因此選擇基于密度的Implicit隱式及Roe-FDS求解算法[10]。

3 氣動(dòng)特性分析

3.1 地效翼安裝角及端板高度研究

在地效區(qū)內(nèi)，給定飛行迎角，以主翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)c為基準(zhǔn)，選取不同端板高度(地效飛行器水平放置時(shí)端板底面距離主翼1/4弦長(zhǎng)的高度)，研究其對(duì)地效飛行器氣動(dòng)特性的影響，結(jié)果見表2。

表2 不同端板高度氣動(dòng)特性對(duì)比

從表可以看出，地效飛行器在地效區(qū)內(nèi)飛行時(shí)，端板能有效增大升力、減小阻力，端板高度越大，升阻比越大。但在地效區(qū)外，端板對(duì)升阻力系數(shù)影響很小，可以忽略。

圖4～圖6為給定飛行高度和迎角的情況下，超巨型地效飛行器氣動(dòng)參數(shù)隨主翼安裝角的變化情況。

圖4 升力系數(shù)隨安裝角變化

圖5 阻力系數(shù)隨安裝角變化

圖6 升阻比隨安裝角變化

由圖4～圖6可以看出，超巨型地效飛行器升力系數(shù)和阻力系數(shù)均隨主翼安裝角的增大而增大，升阻比在機(jī)翼安裝角i0為3°～5.5°的范圍內(nèi)呈線性增大的趨勢(shì)，此后增幅降低，至8°左右基本不變。綜合分析，本文選擇主翼安裝角為6°，此時(shí)飛行器具有較好的氣動(dòng)特性。

3.2 巡航飛行高度研究

(1)

式中：H為地效翼翼尖高出海平面的高度[5]。

圖7～圖9是在飛行迎角α=0°的情況下相對(duì)飛高對(duì)超巨型地效飛行器氣動(dòng)特性的影響。

圖7 升力系數(shù)隨相對(duì)飛高變化

由圖 7可以看出，超巨型地效飛行器的升力系數(shù)隨相對(duì)飛高的增大而不斷降低，且相對(duì)飛高越大，升力系數(shù)的變化越慢。由圖 8可以看出，阻力系數(shù)隨相對(duì)飛高的增加而有所增大，但變化不明顯，說明相對(duì)飛高的變化對(duì)總阻力的影響不大。由圖 9可以看出，升阻比隨相對(duì)飛高的增加而減小，當(dāng)巡航高度超出地效區(qū)以后，升阻比的變化很小，幾乎可以忽略。

圖8 阻力系數(shù)隨相對(duì)飛高變化

圖9 升阻比隨相對(duì)飛高變化

綜合考慮地面效應(yīng)以及海況對(duì)飛行器的影響，本文超巨型地效飛行器的最佳巡航高度為5～30 m。

3.3 飛行迎角研究

常規(guī)飛機(jī)通常會(huì)研究其氣動(dòng)性能與飛行迎角之間的關(guān)系，因此本文選取飛行迎角為變量，研究地效飛行器氣動(dòng)特性隨飛行迎角變化的情況。但是由于超巨型地效飛行器巡航高度低而機(jī)身長(zhǎng)度長(zhǎng)，迎角的變化會(huì)對(duì)整機(jī)產(chǎn)生較大的影響，故本文選取的迎角變化范圍較小，以避免在近水面巡航時(shí)，海面波浪對(duì)機(jī)身和地效翼產(chǎn)生較大的影響。選擇特定的巡航高度，對(duì)地效飛行器不同迎角下的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析計(jì)算。

由圖10～圖11可以看出，當(dāng)迎角增大時(shí)，地效飛行器的升力系數(shù)呈近似線性增大趨勢(shì)，阻力系數(shù)隨迎角增大而增大。

圖10 升力系數(shù)隨迎角變化

圖11 阻力系數(shù)隨迎角變化

圖12所示為不同巡航高度下升阻比隨飛行迎角變化的情況。從圖中可以看出，不同的巡航高度，最大升阻比均出現(xiàn)在迎角為2°附近。當(dāng)巡航高度超出地效區(qū)高度時(shí)，升阻比隨巡航高度的變化不大。

圖12 不同巡航高度下升阻比隨迎角變化

4 結(jié)論

本文通過對(duì)超巨型地效飛行器地效翼布局形式及巡航狀態(tài)的氣動(dòng)特性分析，得到以下幾點(diǎn)主要結(jié)論：

1)在地效區(qū)內(nèi)，端板能有效提高飛行器的升阻特性，且端板高度越大，升阻比越大。地效飛行器的升阻比隨主翼安裝角的增大而增大，綜合分析，主翼安裝角為6°時(shí)飛行器具有較好的氣動(dòng)特性。

2)超巨型地效飛行器的升力系數(shù)隨相對(duì)飛高的增大而不斷降低，越接近水面升力系數(shù)增加得越快。相對(duì)高度的變化對(duì)總阻力的影響不大。升阻比隨相對(duì)飛高的增加而減小，當(dāng)巡航高度超出地效區(qū)后，升阻比變化不大，最佳巡航高度為5～30 m。

3)地效飛行器升力系數(shù)隨迎角增加呈近似線性增大趨勢(shì)，阻力系數(shù)隨迎角增大而增大。不同的巡航高度，最大升阻比均出現(xiàn)在迎角為2°附近。