地效飞行器近水面巡航气动特性数值模拟_陈晓明

图２ ＶＯＦ 模型计算自由液面
面效应愈加明显；由 图 ４（ｂ）可 看 出 地 面 效 应 的 强 弱 与 迎 角有关：迎角越大，地 面 效 应 越 强，当 迎 角 增 大 时 ，机 翼 下
则表示对称边界的剪应力为零 ，所以在粘性流动计算中也 翼面对空气的阻塞更加严重 ，使得机翼下表面与地面之间
可以用来代 替 滑 移 壁 面。 根 据 表 １ 可 以 知 道 ＶＯＦ 模 型 的区域压 强 更 大，地 面 效 应 会 显 得 越 强 。 而 在 同 一 迎 角
研究。恽良等对“天鹅号”地效翼船进行了试验研究 ；洪亮 器满足纵向静稳定性的巡航状态 。
等用标准 ｋ－ｅｐｓｉｌｏｎ 湍 流 模 型 计 算 了 ＸＴＷ４ 地 效 翼 船 巡
航状态空气流场，并将 计 算 结 果 与 试 验 值 对 比，表 明 数 值 １ 数值方法及地面边界条件选取
模拟可获得一定精度的结果 ；屈秋林等通过求解定常可压
３ 全 机 近 水 面 巡 航 气 动 特 性 计 算 结 果 及
分析
３．１ 全 机 升 阻 特 性 计 算 结 果 及 分 析
该型地效飞 行 器 在 不 同 巡 航 高 度 下 升 力 特 性 如 图 ４ 所示。由图４（ａ）可 看 出，在 不 同 高 度 下 升 力 系 数 随 迎 角
近似线性变化，随着 高 度 的 降 低 升 力 线 斜 率 增 加 ，表 明 地
述了流动分离对气动性能的影响规律 。大量研究表明 ：随 机翼后缘距水面距离与平均气动弦长之比）为０．４。同时利
着飞行高度降低，地效飞行器升力和升阻比均增加 。
用 ＶＯＦ（Ｖｏｌｕｍｅ ｏｆ ｆｌｕｉｄ）二相流模型计算了翼型该状态气动
一方面，由于地效 飞 行 器 巡 航 高 度 一 般 较 小 ，离 水 面 特性，ＶＯＦ是一种流体占据网格单元体积分数的途径来跟踪
加而降低 ，ＣＬ珡Ｈ ＜０；地 效 飞 行 器 满 足 对 迎 角 的 纵 向 静 稳 定 性，有 ｘ 珚ｆα－ｘ 珚Ｔ＞０ 。所以，为满 足 对 飞 行 高 度 的 纵 向 静 稳
第４期
陈 晓 明 ，等 ：地 效 飞 行 器 近 水 面 巡 航 气 动 特 性 数 值 模 拟
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Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ模 型 较 ｋ－ｅｐｓｉｌｏｎ 模 型 更 适 合 模 拟 地 效 飞行器近水面巡航气动特性 ；地面边界条件应选用自由滑
移壁面或者是 对 称 边 界 条 件 ；ＶＯＦ 模 型 虽 然 能 得 到 更 加
精确的结果，但是计算量过大 ，不宜使用。
２ 数 值 方 法
２．１ 网 格 划 分 以 及 边 界 条 件 设 定 利用 Ｇａｍｂｉｔ及 Ｔｇｒｉｄ 软 件 生 成 计 算 网 格 ，飞 行 器 表 面网格及计算域如图３所示。由于用数值方法计算地效 飞行器气动特性时，考 虑 到 地 面 效 应 的 影 响 ，改 变 飞 机 飞 行状态如迎角时，不 能 通 过 改 变 气 流 的 角 度 来 实 现 ，因 此 对于每个飞行状态必须对应一套独立的网格 ，为计算地效 飞行器气动特性，本 文 总 共 划 分 了 ３６ 套 网 格。 边 界 条 件 设置如图３所示：远 场 前 方 及 侧 面 为 速 度 入 口 边 界 ，速 度 方向与地面平行，而 迎 角 通 过 改 变 模 型 俯 仰 角 来 设 置 ；远 场后方为压力出口；飞 机 表 面 为 壁 面 边 界 ；地 面 设 置 为 移 动壁面边界，其移动速度为来流速 。
第４期
陈 晓 明 ，等 ：地 效 飞 行 器 近 水 面 巡 航 气 动 特 性 数 值 模 拟
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采用基于格心的最小 二 乘 法 ，粘 性 通 量 采 用 中 心 格 式 ；在
粘性流动分 析 中 ，湍 流 模 型 选 用 在 航 空 领 域 广 泛 采 用 的
Ｓｐａｒｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ一 方 程 湍 流 模 型 。
角焦点和飞高焦点相互位置决定。地效飞行器纵向静稳 定性为在没有驾驶员的干预下 ，迎角和巡航高度出现微小
压流动算法，其中无 粘 通 量 采 用 二 阶 迎 风 格 式 ，梯 度 构 建 扰动，能产生相应的 力 和 力 矩 ，使 地 效 飞 行 器 回 到 原 来 平
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江 苏 航 空
总 第 １３９ 期
图 １ 速 度 分 布
表 １ 不 同 计 算 方 法 的 升 力 系 数
Ｆｉｘｅｄ ｇｒｏｕｎｄ
ｍｏｖｉｎＦｇｒ ｅｇｅｒｏｕｎｄＳｙｇｍｒｍｏｕｅｔｎｒｄｉｃａｌＥｘｐ．ｄａｔａＣｏａｆｌ ．ＶｄＯａＦｔａ
Ｓ－Ａ ０．４８１９４ ０．４７５４９ ｋ－ε ０．４４４３ ０．４２１４２
０．４７４６３ ０．４６６７ ０．４７４２４
飞行器纵向稳定性的 研 究 并 不 是 很 多 。Ｓｔａｕｆｅｎｂｉｅｌ对 Ｘ－ 速度分布，图２为 ＶＯＦ模型计算自由液面波动，表 １ 为 不 同
１１２系列地效飞 行 器 运 用 理 论 分 析 方 法 进 行 了 稳 定 性 及 地面边界条件下以及不同湍流模型升力系数 。
操 纵 性 研 究 ；张 红 玲 等 用 数 学 模 型 方 法 研 究 了 地 效 飞 行 器
图 ６ 不 同 巡 航 高 度 升 阻 比 随 迎 角 的 变 化
衡的状态，包括对迎角和飞高两个方面静稳定性 。 图７为不同飞行高度下俯仰力矩系数随迎角变化曲
线 ，在 所 有 飞 行 高 度 范 围 内 地 效 飞 行 器 都 具 有 对 迎 角 的 俯 仰 静 稳 定 性 。 随 着 迎 角 增 大 ，低 头 力 矩 增 大 ；同 一 迎 角 下 ， 飞行高度越低，低头力矩越大 。图８为不同飞行高度下俯 仰力wk.baidu.com系数随升力系数变化曲线 ，可以看出在所计算得所 有巡航高度均具有对迎角的纵向静稳定性。
气动特性发生显著 变 化 的 空 气 动 力 学 现 象 ，即 升 力 增 大、 析方法分析了地效 飞 行 器 不 同 于 常 规 飞 机 的 纵 向 稳 定 性
诱导阻力减小。地效 飞 行 器 正 是 利 用 这 种 效 应 实 现 掠 海 准则，分析出重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系 。为
高速飞行的运载工具 ，具有高升阻比、高速安全等特点 ，已 进一步研究地效飞行器纵向静稳定性特性 ，利用数值计算
当地效飞行器在迎角不变而飞行高度发生变化时 ，升
力和俯仰力矩均发生了变化。升力系数和俯仰力矩系数
在 操 纵 面 固 定 、速 度 不 变 的 条 件 下 的 全 微 分 增 量 为 ｄＣＬ ＝ ＣＬαｄα＋ＣＬＨ珨ｄＨ 珨 ０ ＝ Ｃｍαｄα＋ＣｍＨ珨ｄＨ 珨
（１） （２）
由此可得
（ ） ｄＣＬ ｄＨ 珨
计算结果与试 验 值 的 误 差 为 １．６％，准 确 度 最 高，但 是 利 下，升力系数随高度呈非线性变化 ，越接近地面，升力系数
用 ＶＯＦ 两相流 模 型 计 算 量 很 大，计 算 时 间 很 长，为 单 相 增加越快，而且这一趋势随迎角的增加进一步加强 。
流模型 的 几 十 倍。 综 合 以 上 分 析，可 以 得 到 以 下 结 论：
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江苏航空 ＪＩＡＮＧＳＵＡＶＩＡＴＩＯＮ
２０１４ 年 第 ４ 期
地效飞行器近水面巡航气动特性数值模拟
◎ 陈 晓 明 徐 惠 民／南 京 航 空 航 天 大 学
地面效应是机 翼 贴 近 表 面 运 动 时 出 现 的 一 种 使 机 翼 在飞行状态下的纵向操纵性和稳定性 ；乐挺等利用理论分
受到许多国家的重视。
和理论分析相结合方法 ，研究某型地效飞行器在地效区内
近年来，国内外研 究 者 应 用 试 验 、理 论 和 数 值 模 拟 方 巡航高度和迎角对气动力和力矩的影响规律 ，分析其纵向
法对三维地效飞行 器 近 水 面 气 动 特 性 进 行 了 比 较 深 入 的 静稳定性随迎角和飞行高度的变化规律 ，得出该地效飞行
图 ９ 对 迎 角 的 俯 仰 静 稳 定 度 随 高 度 及 迎 角 的 变 化 曲 线
图 ７ 不 同 飞 行 高 度 俯 仰 力 矩 系 数 随 迎 角 变 化 曲 线
图９为不同高度及迎角下对迎角的纵向静稳定度 ，当 飞行高度低于２ ｍ 时，随 着 迎 角 增 加，对 迎 角 的 纵 向 静 稳 定度加强；高于２ ｍ 高度 时，对 迎 角 的 纵 向 静 稳 定 度 变 化
图 ４ 升 力 特 性
图５为不同高度阻力系数随迎角变化曲线 ，表明地面
效应对总阻力系数影响甚微。图６为不同巡航高度下全
机升阻比随迎角变化 ，升 阻 比 随 高 度 的 降 低 而 增 大 ，在 不
图 ３ 计 算 域 及 飞 行 器 表 面 网 格
同的巡航高度 下 最 大 升 阻 比 均 出 现 在 迎 角 为 １～２°的 状 态。
０．４２１５
从表１中 的 计 算 数 据 可 以 得 出，ｋ－ｅｐｓｉｌｏｎ 模 型 计 算 结果与 试 验 数 据 相 比 误 差 为 ９％ 左 右，而 Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａ－ ｒａｓ模型的误差则为２％左右，可见 Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ模型
能较好地模拟地面效应气动特性。使用固定地面作为边 界条件时，计算结果 较 试 验 值 偏 大 ，而 另 外 两 种 边 界 条 件 与试验结果更为接近。从图１可看出使用固定地面作为 边 界 条 件 时 ，由 于 粘 性 的 影 响 将 使 得 地 面 附 近 的 空 气 速 度 被减弱，从而 使 得 机 翼 下 翼 面 与 地 面 之 间 的 区 域 压 强 增 大，最终导致对升力 系 数 的 高 估 。 而 无 滑 移、与 流 场 一 起 自由移动的 地 面 因 不 会 受 到 粘 性 的 影 响 ，更 接 近 实 际 情 况，可以得到相对准确的结果 。对称边界条件具体定义为 在对称平面内法向 速 度 为 零 、所 有 变 量 的 法 向 梯 度 为 零 ，
Ｃｍ ＝０ δ＝ｃｏｎｓｔ
＝
ＣＬＨ珨
ｘ 珚ｆα ｘ 珚ｆα
－ｘ 珚ｆＨ珨 －ｘ 珚Ｔ
对飞高的纵向静稳定条件应满足不等式
（３）
（ ） ｄＣＬ ｄＨ 珨
Ｃｍ＝０ ＜ ０
δ＝ｃｏｎｓｔ
式中为重心距机头距离与平均气动弦长之比
（４）
式（４）的左端项又定义为对飞高的纵向静稳定度 。观
察式（３），由前面的计算结果可知 ：升力系数随飞行高度增
很近，因此其纵向静稳定性就显得尤为重要 ；另一方面，其 自由面变化的方法，应用于地效飞行器近水面巡航数值计算
纵向静稳定性不但与飞行迎角有关而且与飞行高度有关 ， 能很好地模拟水面波动情况，能够更加真实地模拟地效飞行
使得影响其纵向静稳定性的因素更为复杂 ，然而涉及地效 器掠海飞行的气动特性。图１为不同地面边界条件下流场的
分别使用固定地面、自由滑移壁面以及对称边界条件对
缩流动的质量加权平均 Ｎ－Ｓ方程和标准 ｋ－ｅｐｓｉｌｏｎ湍流模 二维 翼 型 近 地 面 气 动 特 性 进 行 数 值 模 拟。 翼 型 为 ＮＡ－
型，模拟了地效飞行 器 大 迎 角 近 地 面 飞 行 的 全 机 流 场 ，阐 ＣＡ００１２，弦长为１０００ｍｍ，雷诺数为１．４６×１０６，飞高（翼型或
图 ５ 不 同 巡 航 高 度 阻 力 系 数 随 迎 角 的 变 化
图 ８ 不 同 巡 航 高 度 俯 仰 力 矩 系 数 随 升 力 系 数 变 化
趋 缓 ，直 至 没 有 地 面 效 应 时 对 迎 角 的 焦 点 几 乎 不 随 迎 角 而 改 变 。 图 １０ 为 不 同 巡 航 高 度 和 迎 角 下 主 翼 与 地 面 间 压 力 分布，可以看出随着 飞 行 高 度 降 低 及 迎 角 增 大 ，机 翼 后 缘 与水面对空气的阻塞作用更加强烈 ，使机翼后缘附近下表 面压力升高，造成压力中心后移 ，引起对迎角的焦点后移， 增加了对迎角的纵向静稳定度。
２．２ Ｆｌｕｅｎｔ求 解 器 设 置 由于 该 型 地 效 飞 行 器 的 巡 航 马 赫 数 约 为 ０．１３，其 流
动可近似为 不 可 压 流 动，选 择 基 于 压 力 的 ＳＩＭＰＬＥ 不 可
３．２ 全 机 俯 仰 力 矩 特 性 计 算 及 纵 向 静 稳 定 性 分 析 地效飞行器的纵向静稳定性在很大程度上由重心 、迎