中国指挥与控制学会会刊 
地面效应是物体贴近地面飞行或滑行时,地面对物体产生的空气动力干扰,也叫翼面效应或翼地效应。地面的存在,使气流在翼面下方产生堵塞,气流动能转变成压力势能,在飞机和地面之间产生了一个“高压气垫”,在地效的作用下飞机升阻比会明显提高[1]。苏联在20世纪初已经开始将地面效应纳入研究,并应用于飞行器设计中。Ahmed和Takasaki等[2]使用带移动地面的风洞进行试验,得到了NACA4412翼型在不同迎角和高度时气动特性,他们发现在0°迎角时机翼下面会产生很强的抽吸力和层流分离。Hitzel等[3]通过数值模拟研究了X-31验证机矢量喷流对起降阶段气动特性的影响,研究发现有无地面效应对气动力的影响规律是不同的。辛冀等[4]研究了一种用于分析地面效应中瞬态飞行状态旋翼流场的理论模型,新模型计算结果显示,计算得到的地面效应中“地面涡”和“环流”等流动现象的位置和涡强与试验结果相符,可以反映瞬态飞行旋翼地面效应中旋翼的气动变化。刘江等[5]使用有限体积法和k-ω SST湍流模型求解N-S方程,采用运动壁面条件模拟地面相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响。
目前各国对地面效应的研究与应用较为广泛,但分析地效对飞机尾流场影响的研究工作较少。本文运用计算流体力学(CFD)技术,以某高速飞机数模为研究对象,基于Delaunay非结构网格划分方法,运用耦合隐式算法分有无地效两种条件对飞机尾部流场进行了数值模拟和分析对比。结果验证了网格生成和仿真计算的合理性,流场的可视化为飞行员安全操控飞机起降、科研人员开展相关仿真研究提供了理论参考。
1 几何建模与网格划分
1.1 数模重构
在网格划分工作开始前,需要对飞机几何数模进行重构和修正。
首先,飞机起落架和挂弹细小部件较多,会导致网格质量降低,其结构对飞机整体气动和流场影响很小,为提高整体网格质量和计算精度,删除原始数模的起落架和挂弹。原始数模是包含了内部体部件的较大几何文件,实际网格划分和数值仿真过程是在飞机表面壳体基础上开展的,因此需对体积模型进行表面提取,保证提取的面结构是一个连续的无缝面,便于后期网格划分。
其次,飞机在起飞和降落时通过放下襟翼和襟副翼来增加机翼面积、改变翼型弯度,延缓机翼的气流分离,从而提高低速状态下的升力,有利于飞机快速起飞和缓慢着陆,保证飞行安全[6]。襟翼放下与否对飞机的外流场会产生一定影响,为提高仿真精度,模拟飞机真实地面滑行状态,对机翼前后缘按实际比例分别切割出前缘襟翼和襟副翼,并分别向下偏转,δ前襟=23°,δ襟副=18°,放襟翼后的飞机数模如图1 所示。
1.2 网格划分
本文因分析有无地面效应对尾流场的影响,需进行两组不同的网格划分工作。飞机尺寸取21 m,有地效时,远场为400 m×300 m×100 m的长方体,飞机贴近地面,正下方划分60 m×60 m的地效加密区,尾流场设置6个间距1 m的长方形纵切面加密区;无地效时,远场为400 m×300 m×200 m的长方体,飞机位于远场正中间,计算模型各区域网格尺寸如表1 所示。
表1 网格尺寸表 |
| 区域 | 机身 表面 | 尾椎 表面 | 尾流场 加密区 | 远场 边界 | 地效加密区 (有地效) |
|---|---|---|---|---|---|
| 网格尺寸/m | 0.1 | 0.05 | 0.1 | 10 | 1 |
有地效和无地效远场网格如图2 所示。
T-Rex(Anisotropic Tetrahedral Extrusion)技术是一种特有的自动划分网格技术,可以快速高效地为复杂几何模型生成边界层网格,为脱体现象和尾迹区流动提供高质量网格[9],在推空间体网格Block之前,对机翼、襟翼的前后缘表面做平滑过渡处理,首层宽度设0.01 m,整机表面设附面层,首层厚度取0.001 m,增长率为1.3。生成的空间体网格类型包括四面体、金字塔、棱柱体三大类,其中,金字塔和棱柱体网格集中在附面层,四面体网格集中分布于整个远场。有地效生成的网格总数426万,无地效生成的网格总数507万,网格检查无负体积,质量满足计算要求,两种计算模型Z=0纵切面体网格如图3 所示。
2 理论模型与数值方法
2.1 理论模型
在现代航空工程应用领域,要求采用精确的数值方法模拟复杂外形的飞行器粘性绕流,以便于预测气动特性。引入湍流模型的雷诺平均方程N-S方程(RANS)可精确计算飞行器气动力,是目前流场数值计算的主流方法。控制方程采用守恒形式,RANS方程如下
+ (ρui)=0
(ρui)+ (ρuiuj)=- + -
(ρE)+ (ρμiE)=- + - +
p=ρRT
其中,μeff=μ+μt,μeff是有效粘度,μ为分子粘度,μt为湍流粘度,R为普适气体常数。
本文选择能够满足对雷诺应力的约束条件的Realizable k-ε湍流模型,可保持与真实湍流一致,该湍流模型在实测数值计算中,性能表现更优于标准k-ε模型和RNG k-ε模型[10]。在Realizable k-ε模型中,k和ε的方程分别为
(ρk)+ (ρkuj)= +Gk+Gb-ρε-YM+Sk
(ρε)+ (ρεuj)= + ρC 1Sε-ρC2 +G1ε C3εGb+Sε
其中C1=max ,η=S 。Gk是由层流速度梯度而产生的湍动能项,Gb为浮力产生的湍动能项,YM为可压流中湍流脉动膨胀到全局中对耗散率的贡献项,C1ε和C2为常量,σk和σε是湍流Prandtl数,Sk和Sε为用户定义的湍动能和湍流耗散项。
2.2 数值方法
2.3 边界条件
表2 边界条件参数 |
| 区域 | Inlet | Outlet | Jet-in1/ Jet-in2 | Jet-out1/ Jet-out2 | Body | Ground (有地效) |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 类型 | 压强入口 | 压强出口 | 压强出口 | 压强入口 | 壁面 | 壁面 |
| 参数 | 总压:105 216 Pa 静压:101 325 Pa 总温:291.3 K | 静压:101 325 Pa 总温:291.3 K | 静压:101 325 Pa 总温:291.3 K | 总压:189 588 Pa 静压:145 100 Pa 总温:475 K | 固体 壁面 | 固体 壁面 |
执行仿真计算的工作站CPU为Intel Xeon,运行内存192 G,12核24线程,计算耗时约2天。求解完成后,将数据文件导入可视化软件显示云图和分析仿真数据。
3 计算结果分析
3.1 全机外流场特性分布
经仿真计算,残差值稳定收敛,得到飞机放前缘襟翼和襟副翼情况下的压强场全局分布云图,地面滑行速度为285 km/h、迎角为7°。
3.2 尾流场仿真分析
尾部流场是本文仿真研究的重点区域,尾流压强分为轴向和横向两个角度进行量化分析。
轴向方面,分析尾喷口截面后X轴正方向9 m内特性,图5 给出了两种条件下Z=1.1 m纵切面压强云图,图6 给出了左侧尾喷口中心轴线,沿X轴正向每隔0.5 m的压强特性曲线对比图。从图像和曲线可见,两种条件下压强沿轴线均呈显著下降趋势,急剧下降的区域集中在0~1.5 m范围内,1.5 m后基本接近标准大气压,说明高压燃气的压强在经过尾喷口内通道过程中急剧下降,在喷口外截面排出进入外界空气时已接近标准大气压。曲线对比可以看出有地效情况下各点压强均大于无地效情况,测点压差在8~265 Pa之间,以尾喷口外截面为界,喷口内压差较小,喷口外压差较大,说明喷口外受地面效应影响更为明显。
横向方面,分析以尾椎末端点为中心Z轴正反两方向各3 m范围内特性,图7 给出了两条件下Y=-0.9 m横切面压强云图,图8 给出了以尾椎末端点为中心Z轴方向每隔0.25 m的压强特性曲线对比图。从图像和曲线可见,两种条件下压强在尾椎点均达到峰值点,沿Z轴两侧总体呈下降趋势,在两侧3 m位置附近接近标准大气压。曲线对比可以看出有地效情况下横向各点压强均大于无地效情况,测点压差在63 Pa~263 Pa之间,压差分布较为均匀。
4 结束语
本文以国外某飞机为研究对象,运用CFD技术,运用耦合隐式算法分有地效和无地效两种条件,分别对全机尾流场进行了数值仿真计算。仿真结果表明:
1)两种条件下尾流场压强在轴向上呈单边下降趋势,在横向上自尾椎中心向两侧呈下降趋势。
2)有地效情况下,轴向和横向各点压强均大于无地效情况,轴向上,以尾喷口外截面为界,喷口内压差较小,喷口外压差较大,说明喷口外受地面效应影响更为明显,横向上,压差分布较为均匀。
3)整体上,尾流场核心区域同位点有地效和无地效压差值在300 Pa以内,地效对尾流场压强影响较小。
本文在放襟翼、考虑尾喷流的情况下分析了地面效应对飞机尾流场产生的影响,仿真过程合理有效,贴近飞行实际,流场结果的分析对比为飞机安全起降提供了一定的参考依据。