桑樹浩，桑曉鵬，馮 宇，楊 楊

(南京航空航天大學(xué),南京，211100)

地面效應(yīng)對機翼氣動特性及近地爆炸對機翼氣動性能影響的研究

桑樹浩，桑曉鵬，馮 宇，楊 楊

(南京航空航天大學(xué),南京，211100)

本文采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和標(biāo)準(zhǔn)k-epsilon（2eqn）模型，建立相應(yīng)的控制方程對NACA0012機翼進(jìn)行求解，得到了機翼的升力系數(shù)、升阻比隨近地（海）距離變化曲線及擬合函數(shù)。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和標(biāo)準(zhǔn)k-epsilon（2eqn）模型和滑移網(wǎng)格、動邊界模擬近地爆炸沖擊波對近地飛行器壓力的影響，得到了在該試驗條件下受力隨時間的變化趨勢曲線。本文結(jié)果可以為研究地效飛行器近地飛行時氣動性能分析及遇到爆炸等不穩(wěn)定的近地（海）條件下飛行器的平穩(wěn)性、安全性設(shè)計提供一些理論上的支持。

Ansys Fluent；地效飛行器；爆炸沖擊波；受力曲線；湍流模型

0 引言

地效飛行器是一種介于飛機和船舶之間的大載重、大航程的高速水面運輸工具。與船舶相比，地效飛行器的阻力小、速度大、燃油消耗率低，且巡航速度受海況影響較??；與飛機相比，地效飛行器的氣動效率高，飛行時所消耗的推進(jìn)功率小，可以具有更大的載重或航程。在未來的軍用和民用上都有非常好的應(yīng)用前景，它有可能帶來運輸行業(yè)的一次重大變革。

到目前為止,很多學(xué)者已經(jīng)對不同翼型和飛行器在水平地面上方飛行的氣動性能進(jìn)行了大量的研究。Hsiun et al求解定常不可壓縮流動的RANS方程和標(biāo)準(zhǔn)k-E湍流模型,利用數(shù)值模擬的方法研究雷諾數(shù)、飛行高度和機翼迎角對NACA4412翼型氣動性能的影響;Zerihan et al在風(fēng)洞中采用測力、測壓和油流顯示三種方法,研究三維機翼近地飛行時機翼的氣動力和流場結(jié)構(gòu)；屈秋林，劉沛清等人研究了地效飛行器波浪地面飛行氣動性能;陳新等人采用時間推進(jìn)法和邊界積分法數(shù)值模擬三維機翼掠海飛行時的自由水面興波問題。然而，地效飛行器在實際飛行過程中難免會遇到像爆炸沖擊波這類的不穩(wěn)定因素，因此有必要適當(dāng)拓展前人的工作，研究地效飛行器在爆炸沖擊波影響下的受力情況。

本文采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和標(biāo)準(zhǔn)k-epsilon（2eqn）模型對二維機翼在近地以及有近地爆炸沖擊兩種情形的流場進(jìn)行數(shù)值模擬，給出了兩種情形下的受力分析，并分別與高空情況和高空有爆炸情況的機翼受力情況進(jìn)行對比分析，得出機翼的升力系數(shù)、升阻比隨著近地距離的變化成負(fù)指數(shù)形式迅速增加的結(jié)論；同時可以得出：由于地面的影響，爆炸產(chǎn)生的沖擊作用與高空情況有明顯的不同。這些數(shù)據(jù)和結(jié)論將可以為地效飛行器研究提供一個參考。

1 數(shù)值計算基本方程

1.1 流體控制方程組

二維可壓縮Navier-Stokes方程組為

理想氣體狀態(tài)方程：

1.2 標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型

標(biāo)準(zhǔn)k-ε方程是Launder and Spalding根據(jù)經(jīng)驗提出的半經(jīng)驗湍流模型，具有適用范圍廣、經(jīng)濟(jì)、有合理的精度等優(yōu)勢，成為了工程流場計算中的主要工具。

ε模型方程可表示為

2 數(shù)值算例

由于地效飛行器的升力主要是由機翼產(chǎn)生的，而且機身產(chǎn)生升力的原因與機翼類似，研究方法也類似，本算例在此將此問題簡化為求解機翼周圍流體場，對機翼周圍流體場的模擬計算采用二維模擬的方法。

本文利用Ansys Fuent軟件計算近地及有爆炸沖擊波影響下機翼受力這兩個算例。采用二維NACA0012機翼，機翼迎角為0度，控制方程采用上述流體基本控制方程，湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型。

2.1 算例1

本算例計算飛行器在距地距離分別是0.8m,1m,1.5m,2m,2.5m,3m,3.5m,4m飛行情況下機翼周圍流體場以及機翼受到的壓力分布。

2.1.1 邊界條件和參數(shù)設(shè)置

計算區(qū)域的下邊界采用固壁邊界，其它三邊均采用遠(yuǎn)場邊界，來流速度設(shè)置為0.6ma，壓強為1個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

2.1.2 數(shù)值模擬結(jié)果

按照上述模型求解出不同近地距離時NACA0012機翼受力情況，并且用matlab擬合出升力系數(shù)表達(dá)式為，升力系數(shù)擬合曲線如圖（一）；得到升阻比隨距地距離的擬合函數(shù)表達(dá)式為，升阻比擬合曲線如圖（二）（其中d表示距地距離）。

圖（一）近地距離d—升力系數(shù)

圖（二）近地距離d—升阻比B

而對應(yīng)的高空情況下飛行速度同為0.6ma的高空飛行狀態(tài)下對應(yīng)的升力系數(shù)為193.48。與高空情況相比，近地狀況下由于地面效應(yīng)的影響，升力及升力系數(shù)隨著距地距離成負(fù)指數(shù)形式迅速變化（即隨著近地距離的變小，機翼的升力系數(shù)、升阻比迅速增加）。

2.2 算例2

本算例同樣利用商用數(shù)值計算軟件Ansys Fluent模擬二維情況下飛行器在近地飛行時受到爆炸沖擊波影響的情形下飛行器機翼受到的壓力變化情況，并且與高空情況及進(jìn)行對比。

基于已有的爆炸資料及物理現(xiàn)象，我們做出如下假設(shè)：

1）假設(shè)炸彈爆炸對飛行器的影響只有爆炸沖擊波的影響，忽略炸彈碎片等影響因素的影響。

2)假設(shè)炸彈爆炸的所有能量在一瞬間釋放，不會在爆炸過程中繼續(xù)釋放。

3)爆炸裝置在被破壞的一瞬間爆炸裝置內(nèi)的氣體壓力、溫度是均勻分布的，且氣體初始速度為0。

模型使用Fluent滑移網(wǎng)格（moving mesh）技術(shù)處理機翼與地面及爆炸中心之間的相對運動，初始爆炸區(qū)域在機翼前緣前方2.5m，機翼前緣下方4m處。

2.2.1 邊界條件和參數(shù)設(shè)置

爆炸初始區(qū)域是半徑為10cm的圓，爆炸中心壓力為200Mpa，爆炸中心溫度為2500k，相對運動速度為204m/s，計算區(qū)域下邊界采用固壁邊界，其它三個邊界均采用遠(yuǎn)場邊界條件，設(shè)置時間步長設(shè)置為0.000001s。近地情況下機翼軸線距地距離為4m，高空情況下機翼距地為40m。

2.2.2 計算結(jié)果與分析

在上述高空和低空兩種情況下，機翼受到的壓力在豎直方向上的分力（升力）、壓力中心（相對于機翼前緣點）隨時間的變化的圖像分別如圖（三）、圖（四）所示。

圖（三）升力變化圖

圖（四）壓力中心變化圖

由圖（三）可以看出，在近地情況下飛行器受到近飛行器爆炸沖擊波與高空情況具有相同點：1.沖擊波對機翼沖擊的沖擊影響主要體現(xiàn)在第一、二次沖擊波的影響，第二次沖擊波產(chǎn)生的升力相對于第一次產(chǎn)生的升力峰值明顯的減小，在高空情況下尤為明顯。之后的沖擊波產(chǎn)生的升力峰值迅速減小。2.機翼（飛行器）受到爆炸沖擊波影響之后，機翼上的壓力變化十分急劇。近地情況下前兩次沖擊波在機翼上造成的升力峰值都發(fā)生在0.01s之內(nèi)，高空情況下也在0.02s之內(nèi)。

但是，兩者又有明顯的不同：1.首先，近地情況下機翼受到?jīng)_擊波產(chǎn)生的升力峰值不論是第一次還是第二次峰值都比高空情況要大，第二次峰值差距尤為明顯。2.時間上，近地情況下機翼受到的第二次壓力峰值比高空情況下更早。下圖（五）是高空情況下再時間為0.00655s（接近近地情況第二次壓力峰值的一個時刻）時機翼周圍流場速度矢量圖，圖（六）是此時流場的溫度場。由圖（五）可以看出，由于地面的的阻擋作用，明顯改變了該區(qū)域的流場分布，形成了上升氣流，進(jìn)而改變該區(qū)域的壓力分布；由圖（六）可以看出由于地面的影響，初始化的爆炸氣體向上移動，位置對應(yīng)于圖（五）、圖（六）中的A區(qū)域。

圖（五）0.00655s時刻速度矢量圖

圖（六） 0.00655s時刻溫度等值線圖

結(jié)合圖（四）、圖（三）可以看出，機翼剛受到爆炸沖擊波影響的時候，機翼的壓力中心隨著爆炸的進(jìn)行急劇的變化。之后隨著時間的進(jìn)行，壓力中心的變化趨向于緩和，也體現(xiàn)了爆炸沖擊波對機翼的影響（破壞）主要體現(xiàn)在前幾次受到?jīng)_擊峰值的時刻。對比圖（三）和圖（四），第一次壓力峰值出現(xiàn)的時刻（0.004s附近），此時圖（四）中壓力中心在急劇的變化，對于飛行器而言，壓力中心的急劇變化意味著飛行器會隨著受力分布的急劇改變而劇烈抖動，給飛行器的平穩(wěn)性帶來很大影響，需要飛行器設(shè)計工作者進(jìn)一步改進(jìn)飛行器結(jié)構(gòu)及操縱系統(tǒng)，以比較好的應(yīng)對這一干擾因素。

3 總結(jié)

本文用Ansys Fluent模擬了1.在一定速度（0.6ma）下NACA0012機翼受力情況，并且畫出了升力系數(shù)、升阻比隨近地距離的變化曲線，擬合得到升力系數(shù)函數(shù)為d表示距地距離）。顯然升力系數(shù)、升阻比隨近地距離成負(fù)指數(shù)形式隨著近地距離的變小而迅速變大。2.近地條件、有近飛行器爆炸沖擊波時機翼的受力隨時間變化曲線，得到?jīng)_擊波對機翼沖擊的沖擊影響主要體現(xiàn)在第一、二次沖擊波的影響，而且近地情況下前兩次沖擊波在機翼上造成的升力峰值都發(fā)生在0.01s之內(nèi)，在這段時間內(nèi)壓力中心相對于機翼前緣的位置急劇的變化。這些結(jié)果可以為研究地效飛行器的研究人員在研究地效飛行器近地飛行時遇到爆炸等不穩(wěn)定的近地（海）條件的時候飛行器的平穩(wěn)性、安全性設(shè)計提供一些理論上的基支持。

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[8] 王福軍.計算流體動力學(xué)分析[M].北京： 清華大學(xué)出版社，2004:11.作者簡介

桑樹浩，男，1992年8月生，河南林州人，漢族，南京航空航天大學(xué)理學(xué)院，在讀本科生，研究方向為力學(xué)。

桑曉鵬，男，1990年5月生，河南林州人，漢族，南京航空航天大學(xué)經(jīng)濟(jì)與管理學(xué)院，碩士研究生，研究方向為工程經(jīng)濟(jì)學(xué)。

馮宇，男，1993年8月生，江蘇徐州人，漢族，南京航空航天大學(xué)理學(xué)院，在讀本科生，研究方向為信息與計算科學(xué)。

楊楊，男，1989年1月生，安徽淮南人，漢族，南京航空航天大學(xué)理學(xué)院，在讀本科生，研究方向為信息與計算科學(xué)。

本論文得到指導(dǎo)老師王春武教授的大力支持。

Research on the aerodynamic characteristics of the wing in ground effect and impact on the wing exploded near the aerodynamic performance of the

Sang Shuhao，Sang Xiaopeng，F(xiàn)eng Yu，Yang Yang
(Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing，211100)

In this paper,unstructured grids and standard k-epsilon(2eqn) model,to establish the appropriate equations to solve for NACA0012 wing, got the lift coefficient of the wing,the lift-drag ratio with(sea) from the curve of the near-Earth and the fitting function.Unstructured grids and standard k-epsilon(2eqn) model and the sliding mesh,dynamic simulation of near-Earth boundary blast pressure effects on near-Earth spacecraft,has been in force under the test conditions change with time trend curves.Our results may be flying under the aerodynamic performance analysis and experiencing explosions near the unstable ground(sea) condition of the aircraft stability,security,designed to provide some theoretical support for the study of near-Earth ground effect vehicles.

Ansys Fluent;ground effect vehicles;blast;force curve;turbulence model

南京航空航天大學(xué)2013年度創(chuàng)新訓(xùn)練計劃項目國家級項目，項目編號（201310287050）