張桂夫

摘 要

系留氣球的球體一般由球身和尾翼組成，尾翼可以增加系留氣球在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性，進(jìn)而保證其安全系留。針對尾翼翼型對系留氣球的影響，對四種不同尾翼翼型的系留氣球進(jìn)行仿真分析，討論了翼型厚度和翼型彎度對系留氣球升力、阻力和俯仰力矩的影響，進(jìn)而為系留氣球尾翼翼型的選取提供參考。

關(guān)鍵詞

系留氣球;尾翼翼型;升阻力;俯仰力矩

中圖分類號： V273 ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2020.15.028

Abstract

The tethered balloon is generally composed of the ball body and the tail. The tail can increase the stability of the tethered balloon under windy conditions，and then ensure its safe tethering.In view of the influence of tail airfoils on tethered balloons，four kinds of tethered balloons with different tail airfoils are simulated and analyzed，and the effects of airfoil thickness and airfoil curvature on lift，resistance and pitching moment of tethered balloons are discussed.This analysis provides a reference for the selection of tail airfoils of tethered balloons.

Key Words

Tethered balloon;Tail airfoil;Lift and drag;Pitching moment

0 引言

系留氣球依靠其內(nèi)部浮升氣體升空，可以實現(xiàn)長時間空中駐留。作為一種高性價比的浮空平臺，系留氣球通過搭載不同種任務(wù)載荷廣泛應(yīng)用于預(yù)警探測、偵察監(jiān)視、通信中繼、環(huán)境觀測等領(lǐng)域[1-3]。系留氣球的尾翼可以增加系留氣球在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性，對安全性起著至關(guān)重要的作用[4]。為研究尾翼翼型對系留氣球的影響，本文應(yīng)用Ansys Fluent對四種不同尾翼翼型的系留氣球進(jìn)行仿真分析，進(jìn)而分析翼型厚度和翼型彎度對系留氣球升力，阻力和俯仰力矩的影響。

1 仿真分析過程

1.1 模型建立和仿真設(shè)置

系留氣球在實際使用中通常選用對稱翼型，因此本文選用NACA-0014、NACA- 0018、NACA-0022三種不同厚度的對稱翼型和NACA-6414非對稱翼型作為系留氣球的尾翼進(jìn)行對比仿真。由于在實際應(yīng)用中系留氣球的尾翼為軟式結(jié)構(gòu)充氣膨脹成型，為方便加工，通常對尾翼翼型末端進(jìn)行修圓處理，本文模擬中采用在翼型弦長90%處進(jìn)行修圓，翼型如圖1（a）所示。模型建立過程中，左右尾翼分別為上尾翼向兩側(cè)旋轉(zhuǎn)120度形成，如圖1（b）所示。由于NACA-6414為非對稱翼型，在實際模擬中僅作為左右尾翼使用，上尾翼使用NACA-0014翼型代替。

應(yīng)用Ansys Fluent 軟件進(jìn)行對模型三維流場仿真，采用定常模擬，湍流模型選用k-ε模型[5]，來流速度選取V=20m/s，來流攻角從-8～16度，每2度計算一個工況，采用SIMPLE求解器進(jìn)行求解。同一種翼型模擬中的來流攻角采用Ansys參數(shù)化設(shè)置，可一次性模擬多個工況。

1.2 結(jié)果分析

以尾翼翼型NACA0018，來流迎角10度工況為例，提取流場壓力分布和速度分布如圖2所示。

可以看出系留氣球尾翼對系留氣球表面壓力分布和流場速度分布都有很大影響，為明確尾翼翼型的具體影響情況，提取不同翼型情況下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比曲線如圖3所示。

從圖3中可以看出，在所選擇的迎角范圍內(nèi)，所有翼型的升力系數(shù)均隨迎角增加成線性遞增趨勢，對于所選取的三種翼型對稱翼型，在不同迎角下的升力系數(shù)差距均較小，在4%以內(nèi)，而選用NACA-6414翼型的升力系數(shù)則明顯大于三種對稱翼型。對于三種不同厚度的對稱翼型，阻力系數(shù)則有明顯的差距，隨著翼型逐漸變厚，阻力系數(shù)逐漸增加，尾翼翼型為NACA-0014的阻力系數(shù)與尾翼翼型為NACA-0022翼型的阻力系數(shù)最大差距可達(dá)20%。選用NACA-6414翼型的阻力系數(shù)在來流迎角小于0度時小于三種對稱翼型，但是隨著來流迎角逐漸增加，阻力系數(shù)迅速增大。這種升力和阻力的影響規(guī)律也導(dǎo)致升阻比的不同，對于對稱翼型，隨著翼型變厚，系留氣球升阻比的絕對值逐漸變小，而選用NACA-6414翼型的升阻比在角度較小時遠(yuǎn)大于三種對稱翼型，但當(dāng)迎角大于5度左右時逐漸變小。

氣動力的俯仰力矩體對系留氣球在有風(fēng)情況下的俯仰穩(wěn)定性有很大影響，提取作用在系留氣球上的氣動力相對于原點（系留氣球頭部）的俯仰力矩系數(shù)如圖4所示，其中正值代表低頭力矩，負(fù)值代表抬頭力矩。

從圖4中可以看出，四種翼型的尾翼所產(chǎn)生的俯仰力矩均隨著來流攻角增加成線性遞增趨勢，即均有使系留氣球保持靜穩(wěn)定的趨勢。其中三種對稱翼型對俯仰力矩的影響差距較小，而當(dāng)尾翼選用NACA-6414翼型時，所產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)明顯大于三種對稱翼型尾翼。

2 結(jié)論

經(jīng)以上分析表明：

a）系留氣球的尾翼采用不同厚度的對稱翼型時，對系留氣球的升力系數(shù)影響較小，但對阻力系數(shù)影響較明顯，隨著翼型厚度增加，阻力系數(shù)有明顯增加趨勢。

b）NACA-6414非對稱翼型相對于對稱翼型可以使系留氣球的升力系數(shù)明顯增加，但隨著攻角增加，也使阻力系數(shù)相應(yīng)增加。

c）四種翼型的尾翼所產(chǎn)生的俯仰力矩均隨著來流攻角增加成線性遞增趨勢，均可使系留氣球保持靜穩(wěn)定。其中三種對稱翼型對俯仰力矩的影響差距較小，而當(dāng)尾翼選用NACA-6414翼型時，所產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)明顯大于三種對稱翼型尾翼。

系留氣球的尾翼對系留氣球的安全性具有至關(guān)重要的影響，本文僅對尾翼翼型的厚度和彎度對系留氣球的升力、阻力和俯仰力矩進(jìn)行分析，在實際使用中還需進(jìn)一步結(jié)合穩(wěn)定性分析等來判斷翼型對系留氣球?qū)嶋H使用的影響。

參考文獻(xiàn)

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