汽車多攻角尾翼的空氣動(dòng)力特性研究

傅中正

( 重慶理工大學(xué) 車輛工程學(xué)院，重慶，400054)

0 研究介紹

汽車空氣動(dòng)力特性是汽車的重要特性之一，直接影響汽車的動(dòng)力性、燃油經(jīng)濟(jì)性、操縱穩(wěn)定性、舒適性和安全性[1，2]。為了保證安全性和燃油經(jīng)濟(jì)性，現(xiàn)代汽車對高速行駛時(shí)汽車的氣動(dòng)阻力和升力提出了更高的要求。在汽車行駛過程中保證阻力較小的前提下，增大負(fù)升力，保證汽車的高速穩(wěn)定性。加裝尾翼是提高汽車高速穩(wěn)定性一種簡單有效的方法，但是會(huì)增大汽車的阻力。對于加裝尾翼的轎車外流場分析，國內(nèi)研究起步較晚，并且以分析簡單擾流板模型為主。國外對特殊造型的尾翼研究，大部分以競賽汽車為主[3，4]。傳統(tǒng)的汽車空氣動(dòng)力學(xué)研究是建立在汽車風(fēng)洞試驗(yàn)基礎(chǔ)上。在汽車造型設(shè)計(jì)過程中,為了改善汽車空氣動(dòng)力學(xué)性能，需要花費(fèi)大量的時(shí)間和財(cái)力、物力、人力進(jìn)行汽車風(fēng)洞試驗(yàn)[5，6]。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的快速發(fā)展，基于計(jì)算流體力學(xué)的汽車空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)值模擬在汽車空氣動(dòng)力學(xué)研究中發(fā)揮著越來越重要的作用。本文以Mira模型為基礎(chǔ)，對加裝固定攻角尾翼的階背式轎車和加裝多幾何攻角尾翼的階背式轎車周圍的流場進(jìn)行三維數(shù)值模擬，計(jì)算車身周圍的流場、阻力系數(shù)和升力系數(shù)。研究加裝普通尾翼以及加裝多幾何攻角尾翼對氣動(dòng)力特性的影響。研究結(jié)果表明，安裝多幾何攻角尾翼的Mira模型，比安裝普通尾翼的Mira模型減少了阻力，增大了負(fù)升力。

1 模型和網(wǎng)格

1.1 模型

本次模擬旨在研究汽車在加裝尾翼時(shí)汽車的空氣動(dòng)力特性，采用國內(nèi)外常用的階背式Mira模型。計(jì)算域長L=37 485 mm、寬W=11 375 mm、高H=7 015 mm，如圖1所示：

圖1 模型和計(jì)算域

尾翼翼型采用低速時(shí)具有較大升阻比的翼型NACA6412，其弦長為200 mm。建立三種不同的尾翼的翼型方案，RW1、RW2與RW3。其安裝位置都在尾箱末端上方300 mm處。RW1為突變式多幾何攻角尾翼，采用端板把尾翼分為三段，兩端攻角為-9°，兩端總展長為800 mm，中間攻角為+1°，展長為1 000 mm；RW2為漸變式多幾何攻角尾翼，兩端攻角為-9°，兩端總展長為800 mm，在尾翼中間部分攻角從-9°漸變?yōu)?1°，展長為1 000 mm。RW3為固定攻角尾翼，其攻角為-9°，總展長為1 800 mm。尾翼RW1、RW2與RW3兩端均設(shè)置了尾翼端板，來防止尾翼翼尖氣流上翻，降低尾翼的升阻比，如圖2所示。

(a)尾翼RW1 (b)尾翼RW2 (c)尾翼RW3

1.2 網(wǎng)格策略

模型的網(wǎng)格劃分采用了網(wǎng)格加密技術(shù)。在汽車周圍的小計(jì)算域內(nèi)用尺寸較小的六面體網(wǎng)格，以便更好地處理尾翼、端板等細(xì)小面。在外面的大計(jì)算域內(nèi)采用尺寸較大的六面體網(wǎng)格，來減少整體網(wǎng)格數(shù)量。汽車周圍與尾翼處拉伸5層邊界層網(wǎng)格以更好地捕捉邊界層內(nèi)的氣體流動(dòng)狀況。每一個(gè)計(jì)算案例都生成550萬左右的網(wǎng)格，經(jīng)過平滑處理后，網(wǎng)格質(zhì)量良好?？紤]到Y(jié)+對數(shù)值模擬結(jié)果的影響，Y+值最好要小于50[6，7]，本次模擬Y+值在20左右，表明網(wǎng)格劃分合理。

1.3 基于實(shí)驗(yàn)和仿真的網(wǎng)格策略驗(yàn)證

對于汽車空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)值模擬研究一般應(yīng)用高雷諾數(shù)低速不可壓模型，并取與風(fēng)洞類似的數(shù)值模擬邊界條件[8]。采用基于有限體積法的 Navier-Stokes方程的商業(yè)軟件求解。本研究采用Fluent 軟件進(jìn)行計(jì)算。為了更好地捕捉汽車尾部大尺度的渦，湍流模型選用Relizablek-e[9]。根據(jù)研究需要其余邊界條件設(shè)置為速度入口(35m/s)，壓力出口，滑移壁面邊界。經(jīng)過計(jì)算機(jī)的求解，就能得出加裝尾翼之后整車的升力系數(shù)與阻力系數(shù)，汽車周圍流場，尾翼周圍流場等相關(guān)參數(shù)，并由這些計(jì)算結(jié)果得出固定攻角尾翼與多幾何攻角尾翼的氣動(dòng)特性。

在吉林大學(xué)汽車風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室，試驗(yàn)測得階背式Mira模型的氣動(dòng)阻力系數(shù)Cd=0.3029[10]。對階背式Mira模型，世界上其他風(fēng)洞試驗(yàn)得到比較統(tǒng)一的阻力系數(shù)為0.3[11]。在做本次對比模擬實(shí)驗(yàn)之前，用相同的網(wǎng)格方案，相同的邊界條件的設(shè)定，計(jì)算得出Mira模型的Cd=0.2959。通過與吉林大學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)室測得的實(shí)驗(yàn)值，和與其他風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)值Cd=0.3相比較，其誤差均在2.5%之內(nèi)，表明該網(wǎng)格方案與數(shù)值模擬實(shí)驗(yàn)的精度均滿足要求。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

加裝固定攻角尾翼的Mira模型和加裝多幾何攻角尾翼的Mira模型數(shù)值模擬結(jié)果見表1。

表1 安裝不同尾翼的Mira模型的氣動(dòng)力系數(shù)

安裝多幾何攻角尾翼RW2時(shí)，阻力系數(shù)最小，負(fù)升力系數(shù)最大。其升阻比是三個(gè)尾翼中最大的。安裝RW2尾翼的汽車在燃油經(jīng)濟(jì)性與高速穩(wěn)定性上面的表現(xiàn)是三者當(dāng)中最好的。安裝多幾何攻角尾翼RW1時(shí)，阻力系數(shù)稍大于安裝尾翼RW2的阻力系數(shù)，增大了2.1%，負(fù)升力系數(shù)也稍小于安裝尾翼RW2的阻力系數(shù)，減少了3.7%。尾翼RW1與尾翼RW2的性能參數(shù)上的差距較小。安裝固定攻角尾翼RW3時(shí)，阻力系數(shù)最大，比尾翼RW2增大了9.0%；負(fù)升力系數(shù)最小，減小了8.9%，其升阻比是三個(gè)尾翼中最小的。安裝RW3尾翼的汽車的燃油經(jīng)濟(jì)性是三者里最差的，高速穩(wěn)定性也是三者當(dāng)中最差的。

(a) 尾翼RW1

(b) 尾翼RW2

(c) 尾翼RW3

圖3為汽車表面壓力分布。安裝尾翼RW1與安裝尾翼RW2的壓力分布圖類似，而安裝固定攻角尾翼RW3的壓力分布不同。安裝了尾翼RW1與尾翼RW2的汽車尾部低壓區(qū)集中在尾箱后緣中部。由圖3(c)可以看出，安裝了尾翼RW3的汽車尾部低壓區(qū)在尾箱后緣上平均分布，并且呈現(xiàn)尾箱后緣兩邊壓力較低，中間壓力較高。這說明多幾何攻角尾翼在其中段的正攻角部分，對于車頂流經(jīng)車尾的下洗氣流有疏通作用，可以讓氣流更順利地流過車尾，氣流流速加快使車身表面壓力降低。而固定攻角的尾翼對這股下洗氣流產(chǎn)生了阻礙作用，所以其尾部后緣中部的低壓區(qū)要高于車尾兩端的低壓區(qū)。

(a) 尾翼RW1

(b) 尾翼RW2

(c) 尾翼RW3

圖4為汽車中央對稱面的速度云圖。安裝尾翼RW1與安裝尾翼RW2的汽車中央對稱面的速度云圖類似，但不同于安裝固定攻角尾翼RW3。由圖4(c)可知，固定尾翼RW3在下洗氣流的影響下，實(shí)際工作時(shí)的攻角遠(yuǎn)大于設(shè)計(jì)使用攻角-9°，NACA6412翼型發(fā)生氣流分離，尾翼造成的拖拽渦與汽車的尾流區(qū)的拖拽渦相互疊加，使尾部的湍流區(qū)域增大，而尾渦帶來了更多的能量耗散，使之阻力急劇增大。而多幾何攻角尾翼在汽車尾部考慮到了下洗氣流的影響，通過攻角的改變，使尾翼在下洗氣流的影響下還能正常工作。在多幾何攻角尾翼的引導(dǎo)下，氣流更快地從尾翼下表面與汽車尾箱后緣通過，還在一定程度上壓縮了尾部拖拽渦的大小，減小了阻力。

圖5為汽車中央對稱面的壓力云圖。運(yùn)動(dòng)空氣的粘性導(dǎo)致汽車前后產(chǎn)生壓力差而形成的阻力，約占汽車總阻力的60%左右，是氣動(dòng)阻力的主要部分[11，12]。對比圖5(a)(b)與圖5(c)，可發(fā)現(xiàn)，圖5(a)(b)尾部壓力要高于圖5(c)。在汽車加裝多幾何攻角尾翼之后，其后部的低壓區(qū)比加裝固定攻角尾翼的低壓區(qū)有所減小，從而降低壓差阻力。多幾何攻角尾翼在汽車尾箱上緣與尾翼下表面前緣，壓力比固定攻角尾翼低。說明了氣流在多幾何攻角尾翼中段正攻角部分的引導(dǎo)下，可以更快的從尾翼下表面與汽車尾箱后緣通過。

(a) 尾翼RW1

(b) 尾翼RW2

(c) 尾翼RW3

為了更詳細(xì)地分析尾翼的工作狀態(tài)，本次研究在汽車尾翼上布置了6條壓力檢測曲線，見圖6。在尾翼中部，以中線為參考線，以175mm為間隔，在攻角變化的范圍內(nèi)平均取3條線，對比突變式攻角尾翼RW1與漸變式尾翼RW2的區(qū)別。在尾翼兩端部分，以100mm為間隔，平均取3條線。通過壓力線來捕捉尾翼表面的壓力變化，見圖7。

圖6 汽車尾翼壓力分布曲線位置圖

圖7 汽車尾翼不同位置的壓力分布曲線

圖7為6處不同位置的壓力分布曲線。由圖6可知，Middle系列位于尾翼中部，Side系列位于尾翼側(cè)部。由圖7(a)(b)(c)的壓力曲線可知，多幾何攻角尾翼RW1與尾翼RW2在尾翼中部、尾翼下表面產(chǎn)生的負(fù)壓要遠(yuǎn)大于固定攻角尾翼；在尾翼兩端部分，多幾何攻角尾翼與固定攻角尾翼表面壓力基本相同。在尾翼中部，多幾何攻角尾翼的攻角為+1°而固定攻角尾翼的攻角為-9°。在下洗氣流的作用下，固定攻角尾翼下表面產(chǎn)生氣流分離，降低了尾翼下表面的負(fù)壓，減小了尾翼的效率。多幾何攻角尾翼在下洗氣流區(qū)通過使用正攻角，來避免氣流分離，保證多幾何攻角尾翼正常工作。突變式多幾何攻角尾翼RW1的氣動(dòng)性能略差于漸變式多幾何攻角尾翼RW2。由于下洗氣流的下洗角度在不同的縱向截面為漸變的，RW1的中段尾翼兩端部分不會(huì)像RW2的中段尾翼兩端部分會(huì)有較小的攻角，來適應(yīng)漸變的下洗氣流。并且多幾何攻角尾翼RW1在尾翼突變處存在兩個(gè)端板來連接兩段不同攻角的兩段尾翼，在端板上部會(huì)產(chǎn)生翼尖渦流，從而增加了阻力。如圖7(d) (e)(f)所示，Side系列的尾翼壓力分布曲線，尾翼RW1、尾翼RW2、尾翼RW3三者的壓力曲線基本重合。在尾翼側(cè)端，此時(shí)尾翼已經(jīng)不受下洗氣流的影響，對于固定攻角尾翼RW3設(shè)定的-9°的攻角可以在保證氣流不分離的條件下產(chǎn)生足夠的下壓力。多幾何攻角尾翼在氣流潔凈區(qū)域，通過其-9°攻角的設(shè)定，有了和固定攻角尾翼相同的表現(xiàn)。

3 結(jié)論

氣流從車身頂部流向車身尾部時(shí)，會(huì)產(chǎn)生下洗氣流。在下洗氣流的影響下，安裝在車身中部的尾翼攻角與實(shí)際工作的攻角不同。下洗流的影響下導(dǎo)致了尾翼中段提前失速，使尾翼減少了下壓力的同時(shí)，增加了阻力。減小了尾翼的負(fù)升阻比，降低了尾翼效率。本文提出了多幾何攻角尾翼這一種全新的尾翼設(shè)計(jì)。多幾何攻角尾翼由于其中段的負(fù)攻角部分的存在，在中段的NACA6412翼型在下洗氣流的影響下仍然能夠正常工作。產(chǎn)生足夠的負(fù)升力的同時(shí)遏制了氣流分離，保證了中段尾翼的工作效率。在多幾何攻角尾翼中，RW2在空氣動(dòng)力學(xué)性能上要略好于RW1。RW2的中段尾翼兩端部分會(huì)有較小的攻角，可以更好地適應(yīng)漸變的下洗氣流的角度。