嚴(yán)日華，高 超，*，武 斌，劉 亞，丁紹成，倪章松，薛 明

(1.西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710072；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,綿陽(yáng) 621000)

0 引言

隨著中國(guó)高鐵技術(shù)的飛速發(fā)展，中國(guó)高鐵已然成為了中國(guó)新的“外交名片”。為進(jìn)一步推動(dòng)中國(guó)高鐵的發(fā)展，《交通強(qiáng)國(guó)建設(shè)綱要》中提出“合理統(tǒng)籌安排時(shí)速400公里級(jí)高速輪軌客運(yùn)列車(chē)系統(tǒng)等技術(shù)儲(chǔ)備研發(fā)”[1]。高速列車(chē)的再次提速雖然可進(jìn)一步縮短高鐵運(yùn)輸?shù)臅r(shí)空距離，能為我國(guó)乃至世界提供一流的高品質(zhì)、高安全、高科技含量的交通服務(wù)，但伴隨著車(chē)速的提升，輪軌列車(chē)的車(chē)輪磨耗將加劇，這勢(shì)必縮短車(chē)輪的鏇修周期和使用壽命[2]。

近年來(lái)，一種帶有升力翼的新型高速列車(chē)設(shè)計(jì)思路引起了人們的興趣，這種新型高速列車(chē)[3]能有效提高列車(chē)氣動(dòng)升力，提升高速列車(chē)節(jié)能環(huán)保能力。日本東北大學(xué)[4-6]首先提出了氣動(dòng)懸浮列車(chē)概念模型，通過(guò)列車(chē)兩側(cè)的機(jī)翼在地面效應(yīng)作用下產(chǎn)生較大的升力，從而提高運(yùn)載經(jīng)濟(jì)效率。重慶理工大學(xué)賴晨光[7-9]等對(duì)單向翼布置的氣動(dòng)懸浮列車(chē)的地面效應(yīng)進(jìn)行了相關(guān)研究。但是鑒于現(xiàn)有高速鐵路限界的約束，在高鐵車(chē)廂兩側(cè)布放升力翼的方式升力翼的展長(zhǎng)十分有限，提供升力較小，而在高鐵車(chē)廂頂部布置串列翼的方式可以有效地提高升力翼的展長(zhǎng)及數(shù)量。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)于串列翼的研究大多數(shù)都是基于巡飛彈及無(wú)人機(jī)的布局設(shè)計(jì)，對(duì)串列翼布局氣動(dòng)特性的研究?jī)H限于雙翼，對(duì)多翼布局的研究十分有限。國(guó)外學(xué)者分析了兩翼模型相對(duì)位置對(duì)升阻特性的影響[10-13]。國(guó)內(nèi)也有學(xué)者通過(guò)數(shù)值仿真的手段對(duì)串列翼布局的氣動(dòng)特性隨不同參數(shù)的變化進(jìn)行了研究，并對(duì)相關(guān)布局參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化[14-18]。還有相關(guān)學(xué)者研究了串列地效翼布局水陸兩棲飛機(jī)的氣動(dòng)特性[19]及排式充氣機(jī)翼的氣動(dòng)布局[20]。對(duì)于高鐵車(chē)廂上布置升力翼的方式，國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究表明，這種多翼布局存在較大的翼間干擾和嚴(yán)重的壁面效應(yīng)。

本文基于現(xiàn)有高速列車(chē)限界約束，提出了一種高速列車(chē)多升力翼氣動(dòng)布局方式，分析了高速列車(chē)車(chē)廂對(duì)升力翼帶來(lái)的壁面效應(yīng)及多翼布局存在的翼間干擾影響。所提出的多翼布局方案利用氣動(dòng)升力等效減重，從而達(dá)到提高列車(chē)服役壽命，降低周期成本，減少列車(chē)運(yùn)行能耗的目的，為氣動(dòng)升力高速協(xié)同列車(chē)的升力翼氣動(dòng)布局提供了設(shè)計(jì)參考。

1 升力翼設(shè)計(jì)參數(shù)及壁面效應(yīng)影響

高鐵車(chē)廂上可供布置升力翼的區(qū)域十分有限，在高速列車(chē)上布置升力翼會(huì)受到鐵路限界的約束，如圖1所示。高速列車(chē)的車(chē)廂寬度為3.4 m，本文約束機(jī)翼的展長(zhǎng)為3 m。高鐵車(chē)廂頂部距離橋隧界限的高度為2.4 m，為避免機(jī)翼與隧道洞壁產(chǎn)生壁面干擾，同時(shí)考慮接觸網(wǎng)在極端天氣下對(duì)機(jī)翼的干涉影響，所以需要對(duì)機(jī)翼布局高度進(jìn)行約束。依據(jù)GB146《標(biāo)準(zhǔn)軌距鐵路限界》“接觸網(wǎng)距離地面高度為5.65 m，高鐵車(chē)廂高度一般為3.7 m，車(chē)廂距離地面高度為0.35 m”的內(nèi)容，可知車(chē)廂頂部距離接觸網(wǎng)距離為1.6 m。為防止接觸網(wǎng)與升力翼之間存在的干涉，本文將機(jī)翼距離高鐵車(chē)廂頂部的高度限定在1.5 m。

圖1標(biāo)準(zhǔn)軌距鐵路界限示意圖Fig.1 Schematic diagram of the boundary constraint of the standard gauge railway

圖2 為高鐵升力翼布局示意圖。高鐵車(chē)廂頂部布置的升力翼不僅受到車(chē)廂頂部產(chǎn)生的壁面干擾，還受到多翼布局下的翼間干擾及地面效應(yīng)的影響。本文旨在分析高鐵限界約束下的多翼布局，故在對(duì)多翼布局設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮壁面干擾及各升力翼翼間的干擾，暫不考慮地面效應(yīng)對(duì)車(chē)廂升力的影響。由于加入整車(chē)模型計(jì)算時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，而本文主要是研究壁面效應(yīng)的影響，所以用平板模型來(lái)代替高鐵車(chē)廂進(jìn)行計(jì)算。

圖2 高鐵升力翼布局示意圖Fig.2 Schematic diagram of the lift wing layout on a high-speed train

1.1 計(jì)算方法

忽略空氣重力，三維非定常N-S方程在笛卡爾直角坐標(biāo)系中的積分守恒形式[20]為：

其中：Ω為控制體；?Ω 為控制體單元的邊界；Q為守恒變量；F(Q)為 無(wú)黏通量；G(Q)為黏性通量。

湍流模型選用S-A一方程模型，湍流黏性系數(shù)為：

上述方程和控制方程的離散求解均采用中心格式的有限體積法。

在邊界條件處理上，將遠(yuǎn)場(chǎng)定義為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，速度為450 km/h；出口邊界定義為壓力出口，出口壓力為101325 Pa；機(jī)翼及平板模型表面為無(wú)滑移物面邊界。

1.2 算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證算法的準(zhǔn)確性，本文對(duì)M6標(biāo)模機(jī)翼在來(lái)流馬赫數(shù)Ma = 0.8395、機(jī)翼迎角為3.06°狀態(tài)下進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，將算得的M6機(jī)翼沿展向z/L=0.2、0.65、0.9剖面處的壓力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[21]進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果如圖3、圖4、圖5所示，可見(jiàn)本文計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，驗(yàn)證了算法的準(zhǔn)確性。

圖3 M6機(jī)翼沿展向z/L = 0.2剖面處的壓力系數(shù)分布Fig.3 Chordwise pressure distribution at the spanwise location z/L = 0.2 of M 6 Wing

1.3 機(jī)翼參數(shù)

圖4 M6機(jī)翼沿展向z/L = 0.65剖面處的壓力系數(shù)分布Fig.4 Chordwise pressure distribution at the spanwise location z/L = 0.65 of M 6 Wing

圖5 M 6機(jī)翼沿展向z/L = 0.9剖面處的壓力系數(shù)分布Fig.5 Chordwisepressure distribution at the spanwiselocation z/L = 0.9 of M6 Wing

本文采用課題組自研的高升力翼型，該翼型相對(duì)厚度為20%，最大彎度位于弦長(zhǎng)40%處，最大升力系數(shù)可達(dá)2.0，失速迎角為20°，在無(wú)人機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)中運(yùn)用良好。由于在機(jī)翼設(shè)計(jì)中，平直翼產(chǎn)生升力的效率最高，故升力翼設(shè)計(jì)采用平直翼。機(jī)翼的展弦比選取直接影響機(jī)翼的升阻比。機(jī)翼展長(zhǎng)一定時(shí)，展弦比減小，機(jī)翼特征面積增大，阻力增加；展弦比增大，機(jī)翼特征面積減小，升力降低。綜合升阻比及特征面積，選取升力翼展弦比為6，升力翼展長(zhǎng)為3 m，弦長(zhǎng)為0.5 m，不同迎角下的機(jī)翼升力系數(shù)見(jiàn)表1和圖6。

表1 不同迎角下升力翼升力系數(shù)Table 1 Lift coefficients of the lift wing at different anglesof attack

從表1和圖6可知，升力翼的失速迎角為17°，此時(shí)升力翼的升力系數(shù)為1.655?？紤]安裝及升力翼迎角調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的誤差，故將在升力翼的迎角為16°時(shí)分析多個(gè)升力翼的布局方案。

1.4 壁面效應(yīng)對(duì)升力翼的影響

圖6 機(jī)翼升力系數(shù)隨迎角變化Fig.6 Lift coefficient variation with the angle of attack for the lift wing

圖7 單翼壁面效應(yīng)模型及網(wǎng)格劃分圖Fig.7 Computational model and grid for a single wing under wall effect

機(jī)翼的弦長(zhǎng)為0.5 m，分別選取機(jī)翼距離壁面0.25、0.5、0.75、1 m四個(gè)不同高度進(jìn)行數(shù)值仿真，此時(shí)機(jī)翼迎角為0°，分析壁面高度對(duì)壁面效應(yīng)的影響。單翼壁面效應(yīng)模型及網(wǎng)格劃分如圖7所示。迎角0°下單翼壁面效應(yīng)計(jì)算結(jié)果如圖8所示。機(jī)翼在距離壁面0.25 m高度上布置時(shí)，其升力受到明顯影響，隨著高度增加，壁面效應(yīng)影響逐漸減弱，在高度達(dá)到0.50 m時(shí)，機(jī)翼升力恢復(fù)正常。繼續(xù)增加機(jī)翼與平板模型之間的高度，機(jī)翼的升力系數(shù)幾乎不變。可以得到：在壁面高度大于1倍弦長(zhǎng)時(shí)，壁面效應(yīng)對(duì)升力翼的影響將消失。

圖8 0°迎角下升力翼升力隨高度變化Fig.8 Lift force variation with the wall-normal height for the lift wing at 0°angle of attack

2 雙翼布局方案研究

車(chē)廂上部布置單翼的布局方式升力十分有限，為增大車(chē)廂升力，需進(jìn)行多翼布局，但此時(shí)翼間存在尾渦干擾。本節(jié)的主要目的是研究?jī)善碇g的距離及高度差等布局參數(shù)對(duì)其氣動(dòng)性能的影響。從上一節(jié)的數(shù)值仿真結(jié)果可以看出，當(dāng)機(jī)翼離車(chē)廂高度超過(guò)1倍翼弦長(zhǎng)時(shí)，車(chē)廂對(duì)機(jī)翼存在的壁面效應(yīng)將消失，故在后續(xù)的計(jì)算中所有機(jī)翼離車(chē)廂的高度均超過(guò)1倍弦長(zhǎng)。

2.1 同一高度，不同間距

為研究雙翼間不同位置對(duì)整體氣動(dòng)性能的影響，本小節(jié)對(duì)雙翼布局之不同翼間距進(jìn)行分析。翼間距定義為前翼尾緣到后翼前緣的距離。由于在實(shí)際布放中翼間距會(huì)受到高鐵車(chē)廂長(zhǎng)度的約束，故在此節(jié)中僅對(duì)間距分別為1倍、2倍、3倍、6倍弦長(zhǎng)四個(gè)工況進(jìn)行計(jì)算，以分析翼間距對(duì)氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。

本算例研究?jī)善σ碓谕桓叨龋ň嚯x車(chē)廂上壁面均大于1倍弦長(zhǎng)）、迎角同為0°時(shí)，不同翼間距的計(jì)算結(jié)果。計(jì)算結(jié)果列于表2。

表2 不同翼間距下升力翼升力系數(shù)Table 2 Lift coefficients for lift wingswith different wing spacing

如圖9所示，前翼升力幾乎不受翼間距影響，升力系數(shù)在0.39附近略有波動(dòng)，這可能是由于數(shù)值計(jì)算過(guò)程中存在的誤差導(dǎo)致。但是后翼升力系數(shù)變化明顯：當(dāng)翼間距為0.5 m（1倍弦長(zhǎng)）時(shí)，后翼升力系數(shù)僅為前翼的46.5%；當(dāng)翼間距為3.0 m（6倍弦長(zhǎng)）時(shí)，后翼升力系數(shù)為前翼的61.25%。由計(jì)算結(jié)果可以得到：翼間距對(duì)雙翼布局的氣動(dòng)性能影響較大，隨著翼間距的增大，前翼對(duì)后翼升力系數(shù)的影響越小。

這是由于前翼翼梢附近的流體在繞翼梢卷起的同時(shí)，還要隨來(lái)流向下游運(yùn)動(dòng)，此時(shí)會(huì)在翼梢形成尾旋渦，機(jī)翼的翼梢尾旋渦會(huì)在機(jī)翼周?chē)a(chǎn)生小的向下的誘導(dǎo)速度，也就是下洗速度。前翼翼梢渦及尾流的影響，使得后翼的有效迎角降低，從而大大減小了后翼的升力。隨著翼間距的增加，前翼產(chǎn)生的尾渦影響逐漸減弱，從而對(duì)后翼的升力影響逐漸減小。

圖9 升力翼升力隨翼間距變化Fig.9 Lift force variation with the wing spacing of lift wings

2.2 同一間距，不同高度

為研究雙翼間不同高度差對(duì)整體氣動(dòng)性能的影響，本小節(jié)對(duì)雙翼布局下不同翼間高度差進(jìn)行分析。翼間高度差定義為前翼前緣點(diǎn)到后翼前緣點(diǎn)的高度差。雙翼布局在高度方向上的高度差受到高壓電纜和車(chē)廂之間距離的界限約束?，F(xiàn)有資料顯示，高鐵車(chē)廂與高壓電纜之間的高度差為1.5 m?；?.4節(jié)的計(jì)算結(jié)果，為減少壁面效應(yīng)的影響，機(jī)翼與車(chē)廂的高度差至少為0.5 m。所以本小節(jié)兩片機(jī)翼之間的高度差最大不能超過(guò)1 m。

本小節(jié)研究?jī)善σ碓诰嚯x車(chē)廂頂部高度均大于1倍弦長(zhǎng)、翼間距為3.0 m、迎角同為0°時(shí)，不同翼間高度差的計(jì)算結(jié)果。選取翼間高度差為0.2、0.5、0.8、1.0 m四個(gè)工況進(jìn)行數(shù)值分析，數(shù)值計(jì)算結(jié)果如表3所示。

表3 不同高度差下升力翼升力系數(shù)Table 3 Lift coefficients of lift wings with different wall-normal height differences

從獲得的數(shù)值計(jì)算結(jié)果可以看出：前翼升力幾乎不受翼間高度差的影響，升力系數(shù)在0.389附近略有波動(dòng)，這可能是數(shù)值計(jì)算過(guò)程中存在誤差導(dǎo)致的。但是后翼升力系數(shù)變化明顯：當(dāng)翼間高度差為0.2 m時(shí)，后翼升力系數(shù)僅為前翼的66.2%；當(dāng)翼間高度差為0.5 m時(shí)，后翼的升力系數(shù)為前翼的73.5%；當(dāng)翼間高度差為0.8 m時(shí)，后翼的升力系數(shù)為前翼的80.4%；當(dāng)翼間高度差為1.0 m時(shí)，后翼的升力系數(shù)為前翼的83.9%。由圖10可知，翼間高度差對(duì)串列翼布局的氣動(dòng)性能影響較大，翼間高度差越大，前翼對(duì)后翼升力系數(shù)的影響越小，雙翼布局的總體升力將增加。

圖10 升力翼升力隨翼間高度差變化Fig.10 Lift force variation with the wall-normal height difference for lift wings

這是由于下洗速度和來(lái)流速度疊加后會(huì)在機(jī)翼各個(gè)剖面處形成一個(gè)相對(duì)下偏的當(dāng)?shù)厮俣?。作用在有限展長(zhǎng)機(jī)翼上的下洗減小了每個(gè)翼型剖面所感受到的迎角。隨著翼間高度差的增加，前翼下洗及尾緣渦對(duì)后翼的影響逐漸減弱，后翼的有效迎角逐漸增大，所以后翼的升力系數(shù)有所回升。

3 六翼布局方案研究

為進(jìn)一步提升高鐵車(chē)廂上升力翼提供的升力，本小節(jié)對(duì)六翼布局進(jìn)行計(jì)算分析，迎著來(lái)流方向?qū)⒏鳈C(jī)翼 依 次 定 義 為Airfoil1、Airfoil2、Airfoil3、Airfoil4、Airfoil5、Airfoil6。分別對(duì)機(jī)翼距離高鐵車(chē)廂頂部高度逐漸增加、高度逐漸降低以及同一高度三種不同布放方式下機(jī)翼產(chǎn)生的升力進(jìn)行數(shù)值仿真。由于機(jī)翼數(shù)量較多，機(jī)翼后緣處需要網(wǎng)格加密，為減少計(jì)算量，本小節(jié)的三種布放方式均采用半模計(jì)算。

3.1 逐漸降低布局

升力翼的迎角均為16°，各升力翼距離車(chē)廂頂部的高度不同，第一片翼距離車(chē)廂頂部高度為1.5 m，機(jī)翼距離車(chē)廂頂部高度依次降低0.1 m，第六片翼距離車(chē)廂頂部高度為1.0 m。機(jī)翼在水平方向等間距均勻分布，翼間距為4.2 m。計(jì)算模型為半模。

計(jì)算得出：半模六片機(jī)翼總升力為38740.1 N，平均升力系數(shù)為0.9477，平均阻力系數(shù)為0.2008，總阻力為8206.1 N。由此可知，機(jī)翼總升力為77480.2 N，占單節(jié)車(chē)廂總重量（35 t）的22.59%。

表4表明，高度逐漸降低布局下，前四片翼的升力系數(shù)逐漸減弱，從第五片翼開(kāi)始，升力系數(shù)逐漸增加。這是由于前翼上置、后翼下置的布放方式，后翼受到前翼尾緣渦的下洗作用更明顯。前翼下表面存在的高壓區(qū)域會(huì)使得后翼上表面的壓力有所提升，此時(shí)后翼的上下表面壓差減小，從而升力系數(shù)降低。結(jié)合圖11可以看出從Airfoil1到Airfoil4，升力翼上表面低壓區(qū)域逐漸減小，從Airfoil5開(kāi)始升力翼上表面低壓區(qū)域逐漸增大，上下表面壓力差增大，從而導(dǎo)致升力系數(shù)有所回升。

表4 逐漸降低布局下升力翼升力系數(shù)Table 4 Lift coefficients of lift wings with gradually reduced wall-normal heights

圖11 逐漸降低布局下對(duì)稱面處六翼壓力云圖Fig.11 Pressure contours in the symmetry planesof six wings with gradually reduced wall-normal heights

3.2 同一高度布局

各升力翼的迎角均為16°，且距離車(chē)廂頂部高度相同，均為1.0 m。升力翼在水平方向等間距均勻分布，翼間距為4.2 m。計(jì)算模型為半模，網(wǎng)格數(shù)為980萬(wàn)。

計(jì)算得出：半模六片機(jī)翼總升力為45 720.1 N，平均升力系數(shù)為1.1184，平均阻力系數(shù)為0.21，總阻力為8 582.4 N。由此可知，機(jī)翼總升力91 440.2 N，占單節(jié)車(chē)廂重量的26.66%。

表5表明：同一高度布局下，前三片翼的升力系數(shù)逐漸減弱，從第四片翼開(kāi)始，升力系數(shù)逐漸增加。結(jié)合圖12可以看出，在該布局方式下，Airfoil1上表面的低壓區(qū)域最大，由于前翼尾緣壓力較高，前翼翼梢產(chǎn)生的尾旋渦會(huì)作用于后翼，后翼上表面壓力有所提升，故Airfoil2上表面低壓區(qū)域逐漸減小，Airfoil3受到Airfoil1和Airfoil2尾渦的共同作用，其上表面低壓區(qū)域進(jìn)一步減小，所以升力系數(shù)降低。從Airfoil4開(kāi)始，后面的機(jī)翼上表面低壓區(qū)域大小有所回升，從而升力系數(shù)逐漸增大。這是由于在同一高度布局下Airfoil1的尾渦強(qiáng)度最強(qiáng)，后翼產(chǎn)生的尾渦強(qiáng)度相比前翼有所降低，隨著距離的增加尾渦強(qiáng)度逐漸衰減。Airfoil4與Airfoil1的水平距離超過(guò)15倍特征長(zhǎng)度，Airfoil4所到Airfoil1尾渦的影響十分有限，因此Airfoil4所受到前三片升力翼的尾渦疊加強(qiáng)度不如Airfoil3所受到的前兩片翼尾渦疊加強(qiáng)度大。并且從Airfoil4開(kāi)始往后的機(jī)翼受到前面機(jī)翼的尾渦疊加強(qiáng)度逐漸減小，所以后三片升力翼的升力系數(shù)逐漸增大。

表5 同一高度布局下升力翼升力系數(shù)Table 5 Lift coefficients of lift wings with the same wall-normal height

3.3 逐漸升高布局

每片升力的迎角為16°，其距離車(chē)廂頂部的高度不同，第一片翼距離車(chē)廂頂部高度為1.0 m，機(jī)翼距離車(chē)廂頂部高度依次增加0.1 m，第六片翼距離車(chē)廂頂部高度為1.5 m。機(jī)翼在水平方向等間距均勻分布，翼間距為4.2 m。計(jì)算模型為半模。

計(jì)算得出：半模六片機(jī)翼總升力為45 402.81 N，平均升力系數(shù)為1.1083，平均阻力系數(shù)為0.214285，總阻力為8 758.9 N。由此可知，機(jī)翼總升力90 805.62 N，占單節(jié)車(chē)廂重量的26.47%。

圖12 同一高度布局下對(duì)稱面處六翼壓力云圖Fig.12 Pressure contours in the symmetry planes of six wings with thesame wall-normal height

表6表明，同一高度布局下，前三片翼的升力系數(shù)逐漸減弱，從第四片翼開(kāi)始，升力系數(shù)逐漸增加。這是因?yàn)閺腁irfoil4開(kāi)始，后面的升力翼受到前面升力翼疊加的渦強(qiáng)度逐漸減小，故升力翼上表面的低壓區(qū)域逐漸增大，上下表面的壓力差逐漸增大，所以升力系數(shù)逐漸增加。不同于同一高度布局，該布局下前三片翼的升力系數(shù)均有所提高，但后三片翼升力系數(shù)有所降低。這是因?yàn)殡S著翼高度差的增加，后翼受到的前翼下洗作用減弱，所以Airfoil2的升力系數(shù)相比同一高度布局有所提升，此時(shí)Airfoil2上下表面壓力差增大，導(dǎo)致Airfoil2的尾緣渦強(qiáng)度增強(qiáng)。對(duì)比圖13和圖12可以明顯看出：同一高度布局下Airfoil6上表面的低壓區(qū)域明顯比逐漸升高布局下Airfoil6上表面的低壓區(qū)域大。從Airfoil4開(kāi)始，高度的增加帶來(lái)的升力提升量不足以抵消由前三片翼尾渦強(qiáng)度增強(qiáng)帶來(lái)的升力降低量，故該布局下Airfoil4升力系數(shù)減小。

表6 逐漸升高布局下升力翼升力系數(shù)Table 6 Lift coefficient of lift wingswith gradually increased wall-normal heights

圖13 逐漸升高布局下對(duì)稱面處六翼壓力云圖Fig.13 Pressure contours in the symmetry planesof six wingswith gradually increased wall-normal heights

4 結(jié)論

本文基于現(xiàn)有高鐵限界約束，探索了一種在高鐵車(chē)廂上布置多片升力翼的氣動(dòng)升力協(xié)同高速列車(chē)概念模型，揭示了該布置方式下壁面效應(yīng)及翼間干擾的影響規(guī)律，得到了三種六翼布局方式下高鐵升力翼的氣動(dòng)性能參數(shù)，分析了各升力翼氣動(dòng)性能變化的原因，為氣動(dòng)升力協(xié)同高速列車(chē)的概念設(shè)計(jì)提供參考。具體結(jié)論如下：

1）壁面效應(yīng)會(huì)嚴(yán)重影響升力翼的氣動(dòng)特性，隨著升力翼距離車(chē)廂頂部高度逐漸增加，壁面效應(yīng)逐漸減弱，在壁面高度大于1倍弦長(zhǎng)時(shí)，壁面效應(yīng)將消失。

2）多翼布局氣動(dòng)性能受兩翼相對(duì)位置的影響較為敏感，前翼尾緣翼尖渦及下洗作用會(huì)減小后翼的有效迎角，隨著翼間距及高度方向上距離的增加，翼間干擾將會(huì)減少，后翼的升力損失降低。

3）設(shè)計(jì)了三種六翼布局方式，三種布局方式的總阻力變化不大，總升力變化較大，同一高度布局方式總升力最大，可達(dá)到單節(jié)車(chē)身重量的26.66%。

本文工作側(cè)重于現(xiàn)有高鐵限界約束下氣動(dòng)升力協(xié)同高速列車(chē)概念模型的設(shè)計(jì)，重點(diǎn)分析了該設(shè)計(jì)下壁面效應(yīng)及多翼間存在的翼間干擾的影響規(guī)律及原因，得到了一種能減少單節(jié)車(chē)廂26.66%重量的六片串列翼布局初步方案。暫未考慮地面效應(yīng)對(duì)高鐵升力翼的影響，在后續(xù)工作中將繼續(xù)考慮整車(chē)模型及地面效應(yīng)的影響，從而進(jìn)一步優(yōu)化多升力翼布局方式。