馬牧之

摘 要：為了同時提高賽車在不同行駛狀態(tài)下的性能，設計出一種可調(diào)節(jié)攻角的雙層賽車尾翼。該種尾翼可以改善賽車的空氣動力學性能，從而節(jié)省賽車空間，彌補傳統(tǒng)尾翼的不足和局限。本設計主要采用了CFD仿真計算結(jié)合工程經(jīng)驗估算的方法，比較NACA四位數(shù)字翼族中翼型的氣動效率，分析設計出的雙層尾翼的氣動特性。通過計算和評估，選定了NACA4309和NACA6309的組合并構(gòu)成了賽車的雙層尾翼。使用該種尾翼兼顧了賽車在直道行駛時的減阻需求與在彎道行駛時的下壓力要求，從而提高了賽車的氣動性能。

關鍵詞：CFD仿真;二元翼型;空氣動力學;NACA四位數(shù)字翼型

空氣動力學不僅是飛機研發(fā)的基礎，它在車輛的設計中也起著重要作用。對于賽車或跑車來說，其空氣動力學效率在很大程度上影響車的性能，尤其對于賽車，氣動效率往往決定其設計的成敗。

在F1（一級方程式）賽車的各項氣動性能中，空氣阻力與下壓力最為被關注。較小的阻力有助于賽車的高速行駛和減少能耗，而良好的下壓力則可以使輪胎在賽車過彎時提供更大的向心力，防止側(cè)滑，增大過彎時的速度，有助于彎道超車。為了充分利用空氣動力的收益，F(xiàn)1賽車的氣動部件多而復雜，尾翼是最重要的組成部分之一。尾翼的作用主要是利用局部流場的特性產(chǎn)生負升力（即通常所說的下壓力）使賽車在高速轉(zhuǎn)彎時更穩(wěn)定[1]。然而，在直道的情況下，尾翼的存在將使阻力升高，導致不必要的能量耗散，降低賽車在直道上的速度。因此，如何妥協(xié)好彎道上的下壓力和直道上的阻力是賽車尾翼設計的重要課題。

本文通過分析方程式賽車的氣動需求，設計了一款雙層尾翼，車手可以通過操縱系統(tǒng)改變其攻角，達到減阻或是增壓的目的，以同時滿足賽車在直道上減少阻力和彎道上增加下壓力的要求。

一、設計依據(jù)

（一）理論依據(jù)

根據(jù)二元翼型升力理論，增加鼻翼及尾翼擾流板的彎度和攻角，有助于提高下壓力，但在下壓力提高同時，阻力也相應地提高了，但不同翼型有不同的升阻特性。在眾多翼型中，美國國家航空咨詢委員會開發(fā)的NACA4位翼型[2]最具代表性，每個翼型的代號由“NACA”這四個字母與一串數(shù)字組成，將這串數(shù)字所描述的幾何參數(shù)代入特定方程中即可得到翼型的精確形狀。NACA四位翼型系列中，不同厚度、不同彎度翼型的升/阻力系數(shù)曲線變化趨勢大致相同，但其各點曲率、拐點位置存在差異。

（二）現(xiàn)有設計

目前，跑車和F1賽車通常采用尾翼開槽和可升降尾翼來解決下壓力與阻力的矛盾：

1.尾翼開槽。以邁凱輪MP4-25型F1賽車為例，其引入了“F-duct系統(tǒng)”來解決這一問題。如圖1、圖2所示，賽車的尾翼上有一個15cm的開槽，開槽連接氣流管道，通向鼻錐上的氣流入口。在彎道時，控制閥門關閉，氣流不會進入管道，F(xiàn)-duct不工作;而在直道上，車手打開控制閥門，空氣沿圖3中1-2-3-4的順序流動，噴在尾翼上的開槽上，造成了尾翼后緣輕微失速，達到了減小阻力的效果。

2.可升降尾翼。這一類的尾翼以保時捷911型跑車為代表。如圖3所示，車在直線行駛時，尾翼與車的后部緊緊貼合成一個整體，盡可能地使車保持流線型以減小阻力[3];在車過彎時，車手可調(diào)節(jié)尾翼使其升起，為跑車制造下壓力。

兩種解決方案目的都是在賽車低速度過彎時制造較高下壓力提高彎道速度，而在直道上則減小阻力，提升賽車的圈速。然而，這兩種方案都沒有把尾翼的氣動效率發(fā)揮到極限，還會占用車內(nèi)非常有限的空間資源。為提升賽車的氣動性能，本研究設計了可變攻角的雙層尾翼，并與傳統(tǒng)單層尾翼的氣動效率進行比較。

二、設計方案和研究方法

（一）雙層尾翼的設計方案

圖1 MP4-25賽車尾翼開槽

圖2 MP4-25賽車F-duct系統(tǒng)圖

圖3 保時捷911型跑車

圖4 雙層尾翼示意圖

圖4為雙層尾翼示意圖，由兩塊NACA四位數(shù)字翼族組成，車手可調(diào)節(jié)兩塊翼板的攻角α，β：

a） 低速彎道（過彎半徑小于100米），將尾翼調(diào)節(jié)至最大升力系數(shù)的攻角，增加下壓力。

b） 高速彎道（過彎半徑大于100米），將尾翼調(diào)節(jié)至最大升阻比攻角，妥協(xié)下壓力和阻力。

c） 直線行駛時，尾翼調(diào)節(jié)至最小阻力系數(shù)攻角，減少阻力。

（二）篩選翼型理論依據(jù)

選型時評估翼型好壞的主要指標為升力系數(shù)和阻力系數(shù)，理論依據(jù)是庫塔-茹科夫斯基升力、阻力公式：

其中ρ、v分別表示流體密度、速度，Cl、Cd分別表示升力、阻力系數(shù)，A表示參考面積。

雖然升、阻力系數(shù)與來流的速度v和雷諾數(shù)Re有關，但當馬赫數(shù)不超過0.4時來流的影響很小，對于賽車而言，其馬赫數(shù)不會超過0.3，因此來流的影響可以忽略。

（三）研究方法

對于賽車氣動特性研究，主要有四種方式：資料搜集、工程估算、CFD仿真計算及風洞試驗。由于風洞試驗耗資巨大，縮比模型制作安裝時間長，本研究沒有涉及，只基于其余三種方式進行研究。

工程估算主要針對翼型的選擇。為提高研究工作的效率，在選擇翼型的初級階段采用空氣動力學的經(jīng)驗公式進行初步估算，進行第一輪篩選，優(yōu)化選擇范圍。

CFD（Computational Fluid Dynamics 計算流體力學）仿真模擬計算在空氣動力學研究中有著不可替代的作用[4]，通過計算機三維仿真軟件（CATIA，UG，ProE等）建立尾翼的3D數(shù)字模型，然后采用網(wǎng)格生成軟件（ICEM，GAMBIT等）進行簡單的網(wǎng)格劃分，最后通過CFD計算軟件ANSYS-Fluent選擇相應的程序進行計算。

（四）研究實施過程

a） 賽車整體受力情況分析。分析賽車在不同行駛條件下的受力，以及對下壓力與減阻的需求[5]。

b） 尾翼選型。結(jié)合文獻資料，使用氣動計算程序，篩選單層尾翼翼型及雙層尾翼翼型組合。

c） 尾翼氣動力計算。通過計算機軟件分別模擬仿真計算b）所選單、雙層尾翼在不同速度、攻角下的氣動（下壓力、阻力）系數(shù)曲線。

d） 分析與評估。將c）中的結(jié)果（包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比）對照比較并進行數(shù)值分析。結(jié)合a）的需求，對尾翼選型方案進行評估，并確定最優(yōu)的方案。

三、賽車整體受力情況分析

圖5 賽車受力示意圖

圖5為賽車右轉(zhuǎn)彎時的受力示意圖，其中G，F(xiàn)d，F(xiàn)c，F(xiàn)f分別表示賽車的重力、氣動套件產(chǎn)生的下壓力、過彎時的側(cè)向離心力、輪胎所產(chǎn)生的側(cè)向摩擦力。賽車在過彎時應當保證既不側(cè)翻也不側(cè)滑，需要滿足的條件如下：

a） 不側(cè)翻。記車寬為d，賽車中心距地面高度為h，過彎半徑為R則

（1）

（2）

由（1）（2）可知

b） 不側(cè)滑。記輪胎與地面摩擦系數(shù)為μ，過彎半徑為R則：Fc≤ Ff （3）

（4）

（5）

由（3）（4）（5）可知：

結(jié)合不側(cè)翻、不測滑的理論要求，通過查閱方程式賽車相關參數(shù)，獲得賽車過彎時不同速度對下壓力的需求，在尾翼篩選時作出判斷和取舍。

四、尾翼選型

（一）翼型厚度的確定

保持翼型相對彎度不變，取較為常見的NACA 24XX翼型，用氣動計算程序進行計算，結(jié)果見表1、圖6。

注：AOA表示該種翼型在達到最大升力系數(shù)或最小阻力系數(shù)時的攻角大小，下同

從中可以看出NACA 2410為其中的最優(yōu)翼型，在此基礎上比較NACA 2410與厚度相鄰近的NACA 24XX的氣動性能，結(jié)果見表2。

顯示NACA 2409為最優(yōu)翼型。通過比較不同彎度的翼型，翼型均在厚度為9%的時候達到最優(yōu)。

（二）翼型彎度的確定

設定翼型厚度為9%不變，改變彎度進行比較，從結(jié)果表4可見，NACA 6309和NACA 5309的最大升力系數(shù)相同且最大，均略大于NACA 4309，但考慮到NACA 5309的阻力系數(shù)較大，而NACA 4309的阻力系數(shù)為同組中最小，因此NACA 4309和NACA 6309是最優(yōu)的兩種單層尾翼。表5、表6是兩種翼型的最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)和最大升阻比及分別達到該最值時的攻角：

五、尾翼氣動力計算與氣動效率分析

（一）雙層尾翼氣動參數(shù)的計算

確定了性能較優(yōu)的兩種翼型后，我們將NACA 4309和NACA 6309組合起來成為雙層尾翼，用CFD軟件進行整體氣動力計算，改變兩塊翼板之間的距離d，計算結(jié)果見表7。

根據(jù)計算結(jié)果，各種尾翼的阻力系數(shù)均相同，當兩塊翼板距離為30cm時升力系數(shù)最大。以下是該款尾翼在分別達到最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)和最大升阻比時兩塊翼板各自的攻角。

（二）尾翼氣動效率對比及分析

從上文可知，最優(yōu)的單層尾翼翼型為NACA 4309和NACA 6309，將其與雙層尾翼的各項氣動參數(shù)進行比較，結(jié)果見表9 。

可以看出，雙層尾翼的最大升力系數(shù)是三種尾翼中最大的，NACA 4309雖然最大升力系數(shù)為三者最小，但它具有最小的最小阻力系數(shù)，其最大升阻比也大于雙層尾翼，而NACA 6309則介于兩者之間。

盡管下層翼的高壓區(qū)在上層翼的引導降壓后，會在一定程度上影響尾翼效率[6]，但雙層尾翼的最大升力系數(shù)仍比單層尾翼大0.6左右，而最小阻力系數(shù)僅比單層尾翼大0.01左右，根據(jù)庫塔-茹科夫斯基升力、阻力公式可知，雙層尾翼在下壓力方面優(yōu)勢明顯，可以彌補其阻力系數(shù)略大的劣勢。

六、結(jié)論

通過比較本研究設計的NACA 4309/6309雙層尾翼與其他類型的尾翼，可以得出以下結(jié)論：

1.相較于傳統(tǒng)的固定尾翼，雙層尾翼具有以下提高車速和節(jié)省燃油的優(yōu)勢。車手可以調(diào)節(jié)雙層尾翼的攻角，使尾翼在賽車對下壓力需求較高的高速彎道中提供更大的下壓力，而在不需要過多下壓力的直道上表現(xiàn)為較小的阻力系數(shù)，這樣更容易妥協(xié)高下壓力和低阻力的需求，從而提高賽車的競爭力。同時，高速狀態(tài)下的低阻力設置，可以使賽車在直線行駛時減少摩擦阻力和壓差阻力導致的能量損失，從而降低油耗。

2.相較于當前比較常見的單層可調(diào)節(jié)尾翼，雙層尾翼具有高升力系數(shù)和節(jié)省空間的優(yōu)勢。雙層尾翼的最大升力系數(shù)為2.20（NACA 4309攻角5.5°、NACA 6309攻角7°時取到），大于所有的單層NACA四位數(shù)字翼型，配備該尾翼的賽車可在中速彎道獲得較大優(yōu)勢。此外，由于對尾翼攻角的控制僅需使用齒輪連接步進電機完成，無需鋪設復雜的氣流管道，因此可以節(jié)省更多的車內(nèi)空間。

參考文獻：

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