地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)尾流場(chǎng)影響的仿真計(jì)算與分析

周鵬宇,李本威,賈忠湖,錢仁軍,董 慶

(1. 海軍航空大學(xué)航空基礎(chǔ)學(xué)院,山東 煙臺(tái) 264001;2.中國(guó)人民解放軍92326部隊(duì),廣東 湛江 524005)

地面效應(yīng)是物體貼近地面飛行或滑行時(shí),地面對(duì)物體產(chǎn)生的空氣動(dòng)力干擾,也叫翼面效應(yīng)或翼地效應(yīng)。地面的存在,使氣流在翼面下方產(chǎn)生堵塞,氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)變成壓力勢(shì)能,在飛機(jī)和地面之間產(chǎn)生了一個(gè)“高壓氣墊”,在地效的作用下飛機(jī)升阻比會(huì)明顯提高[1]。蘇聯(lián)在20世紀(jì)初已經(jīng)開(kāi)始將地面效應(yīng)納入研究,并應(yīng)用于飛行器設(shè)計(jì)中。Ahmed和Takasaki等[2]使用帶移動(dòng)地面的風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn),得到了NACA4412翼型在不同迎角和高度時(shí)氣動(dòng)特性,他們發(fā)現(xiàn)在0°迎角時(shí)機(jī)翼下面會(huì)產(chǎn)生很強(qiáng)的抽吸力和層流分離。Hitzel等[3]通過(guò)數(shù)值模擬研究了X-31驗(yàn)證機(jī)矢量噴流對(duì)起降階段氣動(dòng)特性的影響,研究發(fā)現(xiàn)有無(wú)地面效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)力的影響規(guī)律是不同的。辛冀等[4]研究了一種用于分析地面效應(yīng)中瞬態(tài)飛行狀態(tài)旋翼流場(chǎng)的理論模型,新模型計(jì)算結(jié)果顯示,計(jì)算得到的地面效應(yīng)中“地面渦”和“環(huán)流”等流動(dòng)現(xiàn)象的位置和渦強(qiáng)與試驗(yàn)結(jié)果相符,可以反映瞬態(tài)飛行旋翼地面效應(yīng)中旋翼的氣動(dòng)變化。劉江等[5]使用有限體積法和k-ωSST湍流模型求解N-S方程,采用運(yùn)動(dòng)壁面條件模擬地面相對(duì)運(yùn)動(dòng),研究了地面效應(yīng)對(duì)帶擾流板下偏的多段翼型氣動(dòng)特性的影響。

目前各國(guó)對(duì)地面效應(yīng)的研究與應(yīng)用較為廣泛,但分析地效對(duì)飛機(jī)尾流場(chǎng)影響的研究工作較少。本文運(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)技術(shù),以某高速飛機(jī)數(shù)模為研究對(duì)象,基于Delaunay非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方法,運(yùn)用耦合隱式算法分有無(wú)地效兩種條件對(duì)飛機(jī)尾部流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬和分析對(duì)比。結(jié)果驗(yàn)證了網(wǎng)格生成和仿真計(jì)算的合理性,流場(chǎng)的可視化為飛行員安全操控飛機(jī)起降、科研人員開(kāi)展相關(guān)仿真研究提供了理論參考。

1 幾何建模與網(wǎng)格劃分

1.1 數(shù)模重構(gòu)

在網(wǎng)格劃分工作開(kāi)始前,需要對(duì)飛機(jī)幾何數(shù)模進(jìn)行重構(gòu)和修正。

首先,飛機(jī)起落架和掛彈細(xì)小部件較多,會(huì)導(dǎo)致網(wǎng)格質(zhì)量降低,其結(jié)構(gòu)對(duì)飛機(jī)整體氣動(dòng)和流場(chǎng)影響很小,為提高整體網(wǎng)格質(zhì)量和計(jì)算精度,刪除原始數(shù)模的起落架和掛彈。原始數(shù)模是包含了內(nèi)部體部件的較大幾何文件,實(shí)際網(wǎng)格劃分和數(shù)值仿真過(guò)程是在飛機(jī)表面殼體基礎(chǔ)上開(kāi)展的,因此需對(duì)體積模型進(jìn)行表面提取,保證提取的面結(jié)構(gòu)是一個(gè)連續(xù)的無(wú)縫面,便于后期網(wǎng)格劃分。

其次,飛機(jī)在起飛和降落時(shí)通過(guò)放下襟翼和襟副翼來(lái)增加機(jī)翼面積、改變翼型彎度,延緩機(jī)翼的氣流分離,從而提高低速狀態(tài)下的升力,有利于飛機(jī)快速起飛和緩慢著陸,保證飛行安全[6]。襟翼放下與否對(duì)飛機(jī)的外流場(chǎng)會(huì)產(chǎn)生一定影響,為提高仿真精度,模擬飛機(jī)真實(shí)地面滑行狀態(tài),對(duì)機(jī)翼前后緣按實(shí)際比例分別切割出前緣襟翼和襟副翼,并分別向下偏轉(zhuǎn),δ前襟=23°,δ襟副=18°,放襟翼后的飛機(jī)數(shù)模如圖1所示。

圖1 放襟翼后的飛機(jī)數(shù)模圖

1.2 網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格劃分是數(shù)值計(jì)算的重要前處理工作,占據(jù)了整個(gè)仿真計(jì)算周期時(shí)間的80%左右,網(wǎng)格質(zhì)量的高低是影響計(jì)算結(jié)果的關(guān)鍵因素[7]。本文整體采用Delaunay非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成技術(shù),該飛機(jī)外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜,非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)不規(guī)則的復(fù)雜構(gòu)型自適應(yīng)能力較好。Delaunay三角化的顯著優(yōu)點(diǎn)是能夠使每一個(gè)三角形網(wǎng)格最小角盡可能大,使之接近于等邊三角形單元,可顯著提高非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成效率[8]。

本文因分析有無(wú)地面效應(yīng)對(duì)尾流場(chǎng)的影響,需進(jìn)行兩組不同的網(wǎng)格劃分工作。飛機(jī)尺寸取21 m,有地效時(shí),遠(yuǎn)場(chǎng)為400 m×300 m×100 m的長(zhǎng)方體,飛機(jī)貼近地面,正下方劃分60 m×60 m的地效加密區(qū),尾流場(chǎng)設(shè)置6個(gè)間距1 m的長(zhǎng)方形縱切面加密區(qū);無(wú)地效時(shí),遠(yuǎn)場(chǎng)為400 m×300 m×200 m的長(zhǎng)方體,飛機(jī)位于遠(yuǎn)場(chǎng)正中間,計(jì)算模型各區(qū)域網(wǎng)格尺寸如表1所示。

表1 網(wǎng)格尺寸表

有地效和無(wú)地效遠(yuǎn)場(chǎng)網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 遠(yuǎn)場(chǎng)網(wǎng)格圖

T-Rex(Anisotropic Tetrahedral Extrusion)技術(shù)是一種特有的自動(dòng)劃分網(wǎng)格技術(shù),可以快速高效地為復(fù)雜幾何模型生成邊界層網(wǎng)格,為脫體現(xiàn)象和尾跡區(qū)流動(dòng)提供高質(zhì)量網(wǎng)格[9],在推空間體網(wǎng)格Block之前,對(duì)機(jī)翼、襟翼的前后緣表面做平滑過(guò)渡處理,首層寬度設(shè)0.01 m,整機(jī)表面設(shè)附面層,首層厚度取0.001 m,增長(zhǎng)率為1.3。生成的空間體網(wǎng)格類型包括四面體、金字塔、棱柱體三大類,其中,金字塔和棱柱體網(wǎng)格集中在附面層,四面體網(wǎng)格集中分布于整個(gè)遠(yuǎn)場(chǎng)。有地效生成的網(wǎng)格總數(shù)426萬(wàn),無(wú)地效生成的網(wǎng)格總數(shù)507萬(wàn),網(wǎng)格檢查無(wú)負(fù)體積,質(zhì)量滿足計(jì)算要求,兩種計(jì)算模型Z=0縱切面體網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 Z=0縱切面體網(wǎng)格

2 理論模型與數(shù)值方法

2.1 理論模型

在現(xiàn)代航空工程應(yīng)用領(lǐng)域,要求采用精確的數(shù)值方法模擬復(fù)雜外形的飛行器粘性繞流,以便于預(yù)測(cè)氣動(dòng)特性。引入湍流模型的雷諾平均方程N(yùn)-S方程(RANS)可精確計(jì)算飛行器氣動(dòng)力,是目前流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算的主流方法?？刂品匠滩捎檬睾阈问?RANS方程如下

(1)

(2)

(3)

p=ρRT

(4)

其中,μeff=μ+μt,μeff是有效粘度,μ為分子粘度,μt為湍流粘度,R為普適氣體常數(shù)。

本文選擇能夠滿足對(duì)雷諾應(yīng)力的約束條件的Realizablek-ε湍流模型,可保持與真實(shí)湍流一致,該湍流模型在實(shí)測(cè)數(shù)值計(jì)算中,性能表現(xiàn)更優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型和RNGk-ε模型[10]。在Realizablek-ε模型中,k和ε的方程分別為

Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(5)

(6)

2.2 數(shù)值方法

因尾噴口有跨聲速的高速氣流流動(dòng),故采用可較好計(jì)算可壓縮流動(dòng)的密度基穩(wěn)態(tài)求解器,其對(duì)高速流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)捕捉能力較強(qiáng)[11]。控制方程為矢量形式,采用耦合隱式算法,Roe離散格式。耦合求解器耦合了流動(dòng)方程和能量方程,隱式算法可加速收斂,收斂速度快、效果好,相比耦合顯式需要的內(nèi)存更大,對(duì)計(jì)算機(jī)的配置要求較高[12]?？臻g離散化方面,梯度項(xiàng)采用基于單元格的最小二乘法,流量項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式,湍動(dòng)能項(xiàng)和湍流耗散項(xiàng)均采用一階迎風(fēng)格式。方程離散化后進(jìn)行耦合求解,庫(kù)朗數(shù)取5,湍動(dòng)能項(xiàng)和湍流耗散項(xiàng)的亞松弛因子均取0.8,湍流黏性項(xiàng)和固體項(xiàng)的亞松弛因子取1。實(shí)際仿真結(jié)果表明,以上參數(shù)設(shè)置效果良好,殘差收斂較快。

2.3 邊界條件

本文的遠(yuǎn)場(chǎng)尺寸約為飛機(jī)尺寸的20倍左右,可滿足仿真計(jì)算條件。有地效條件下,計(jì)算域遠(yuǎn)場(chǎng)前面設(shè)為壓強(qiáng)入口邊界條件,上面、左右面和后面設(shè)為壓強(qiáng)出口邊界條件,遠(yuǎn)場(chǎng)五個(gè)面均為自由空間,進(jìn)氣道截面設(shè)為壓強(qiáng)出口邊界條件,尾噴口截面設(shè)為壓強(qiáng)入口邊界條件,機(jī)身表面和地面均設(shè)為無(wú)滑移固體壁面條件,采用壁面標(biāo)準(zhǔn)函數(shù)計(jì)算[13];無(wú)地效條件下,將地面無(wú)滑移壁面條件換為遠(yuǎn)場(chǎng)壓強(qiáng)出口邊界條件,遠(yuǎn)場(chǎng)六個(gè)面均為自由空間,其余條件與有地效情況保持一致。所有壓強(qiáng)入口條件的流動(dòng)方向定義為垂直于邊界,壓強(qiáng)出口條件的流動(dòng)方向定義為導(dǎo)自臨近單元,即緊鄰壓力出口的網(wǎng)格單元格流動(dòng)方向[14]。各邊界條件具體參數(shù)見(jiàn)表2[15]。

表2 邊界條件參數(shù)

執(zhí)行仿真計(jì)算的工作站CPU為Intel Xeon,運(yùn)行內(nèi)存192 G,12核24線程,計(jì)算耗時(shí)約2天。求解完成后,將數(shù)據(jù)文件導(dǎo)入可視化軟件顯示云圖和分析仿真數(shù)據(jù)。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 全機(jī)外流場(chǎng)特性分布

經(jīng)仿真計(jì)算,殘差值穩(wěn)定收斂,得到飛機(jī)放前緣襟翼和襟副翼情況下的壓強(qiáng)場(chǎng)全局分布云圖,地面滑行速度為285 km/h、迎角為7°。

圖4為兩種條件下的壓強(qiáng)全局視圖,從圖中可以看出有地效時(shí),大于110 kPa的高壓區(qū)集中分布于尾噴口附近區(qū)域,這是空氣經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒后排出的高壓氣流;101～110 kPa的次高壓區(qū)主要集中在機(jī)頭、尾椎與尾椎下方地面、機(jī)身下腹部表面與正下方地面和尾噴流噴射到地面的后方區(qū)域,飛機(jī)下方的地面高壓區(qū)為地面效應(yīng)作用的結(jié)果;小于101 kPa的低壓區(qū)主要集中在機(jī)翼上表面,機(jī)翼上下表面的壓差使飛機(jī)產(chǎn)生一定的升力。無(wú)地效時(shí)壓強(qiáng)全局視圖下,機(jī)身表面各區(qū)域高低壓分布情況與有地效時(shí)一致,無(wú)地面流場(chǎng)分布。

圖4 壓強(qiáng)全局視圖

3.2 尾流場(chǎng)仿真分析

尾部流場(chǎng)是本文仿真研究的重點(diǎn)區(qū)域,尾流壓強(qiáng)分為軸向和橫向兩個(gè)角度進(jìn)行量化分析。

軸向方面,分析尾噴口截面后X軸正方向9 m內(nèi)特性,圖5給出了兩種條件下Z=1.1 m縱切面壓強(qiáng)云圖,圖6給出了左側(cè)尾噴口中心軸線,沿X軸正向每隔0.5 m的壓強(qiáng)特性曲線對(duì)比圖。從圖像和曲線可見(jiàn),兩種條件下壓強(qiáng)沿軸線均呈顯著下降趨勢(shì),急劇下降的區(qū)域集中在0～1.5 m范圍內(nèi),1.5 m后基本接近標(biāo)準(zhǔn)大氣壓,說(shuō)明高壓燃?xì)獾膲簭?qiáng)在經(jīng)過(guò)尾噴口內(nèi)通道過(guò)程中急劇下降,在噴口外截面排出進(jìn)入外界空氣時(shí)已接近標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。曲線對(duì)比可以看出有地效情況下各點(diǎn)壓強(qiáng)均大于無(wú)地效情況,測(cè)點(diǎn)壓差在8～265 Pa之間,以尾噴口外截面為界,噴口內(nèi)壓差較小,噴口外壓差較大,說(shuō)明噴口外受地面效應(yīng)影響更為明顯。

圖5 Z=1.1 m軸向壓強(qiáng)云圖

圖6 Z=1.1 m軸向壓強(qiáng)曲線對(duì)比圖

橫向方面,分析以尾椎末端點(diǎn)為中心Z軸正反兩方向各3 m范圍內(nèi)特性,圖7給出了兩條件下Y=-0.9 m橫切面壓強(qiáng)云圖,圖8給出了以尾椎末端點(diǎn)為中心Z軸方向每隔0.25 m的壓強(qiáng)特性曲線對(duì)比圖。從圖像和曲線可見(jiàn),兩種條件下壓強(qiáng)在尾椎點(diǎn)均達(dá)到峰值點(diǎn),沿Z軸兩側(cè)總體呈下降趨勢(shì),在兩側(cè)3 m位置附近接近標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。曲線對(duì)比可以看出有地效情況下橫向各點(diǎn)壓強(qiáng)均大于無(wú)地效情況,測(cè)點(diǎn)壓差在63 Pa～263 Pa之間,壓差分布較為均勻。

圖7 Y=-0.9 m橫向壓強(qiáng)云圖

圖8 Y=-0.9 m橫向壓強(qiáng)曲線對(duì)比圖

4 結(jié)束語(yǔ)

本文以國(guó)外某飛機(jī)為研究對(duì)象,運(yùn)用CFD技術(shù),運(yùn)用耦合隱式算法分有地效和無(wú)地效兩種條件,分別對(duì)全機(jī)尾流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算。仿真結(jié)果表明:

1)兩種條件下尾流場(chǎng)壓強(qiáng)在軸向上呈單邊下降趨勢(shì),在橫向上自尾椎中心向兩側(cè)呈下降趨勢(shì)。

2)有地效情況下,軸向和橫向各點(diǎn)壓強(qiáng)均大于無(wú)地效情況,軸向上,以尾噴口外截面為界,噴口內(nèi)壓差較小,噴口外壓差較大,說(shuō)明噴口外受地面效應(yīng)影響更為明顯,橫向上,壓差分布較為均勻。

3)整體上,尾流場(chǎng)核心區(qū)域同位點(diǎn)有地效和無(wú)地效壓差值在300 Pa以內(nèi),地效對(duì)尾流場(chǎng)壓強(qiáng)影響較小。

本文在放襟翼、考慮尾噴流的情況下分析了地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)尾流場(chǎng)產(chǎn)生的影響,仿真過(guò)程合理有效,貼近飛行實(shí)際,流場(chǎng)結(jié)果的分析對(duì)比為飛機(jī)安全起降提供了一定的參考依據(jù)。