摘 要：为研究地效翼的展向效应，利用FLUENT软件求解定常不可压N-S方程和标准k-ε湍流模型，对在地面效应下三维地效翼的流场进行数值模拟. 首先，对给定面积和离地高度下不同展弦比的地效翼进行数值模拟；然后，对给定弦长和相对飞行高度下不同展弦比和带端板的地效翼进行数值研究. 计算结果给出不同展弦比和带端板地效翼的气动特性曲线，揭示展弦比和端板对翼尖涡涡核位置和下洗角的影响规律. 在地面效应下，机翼的展向效应更为明显，端板将进一步提高机翼的空气动力性能；翼尖涡的位置受地面影响向外移动，下洗角相应减小. 研究结果为地效飞行器的设计与优化提供理论依据.
关键词：地效翼；展向效应；端板；下洗角；翼尖涡；数值模拟；FLUENT
中图分类号：V211.51 文献标志码：A
Numerical simulation on span-dominated ground effect of 3D wing in ground effect
YANG Wei，YANG Zhigang
(Shanghai Automotive Wind Tunnel Center，Tongji Univ.，Shanghai 201804，China)
Abstract：To study the Span Dominated Ground Effect (SDGE) of wing in ground effect，the N-S equations of steady incompressible flow and the standard k-ε turbulence model are solved by FLUENT，and the flow of 3D wing in ground effect is simulated under the ground effect. Firstly，given an area and a ground clearance，the wings in ground effect with different aspect ratios are simulated. Secondly，given a chord length and a relative ground clearance，the wings in ground effect with different aspect ratios and endplate are simulated. The curves of aerodynamic characteristics are provided for the wings in ground effect with different aspect ratios and endplate，the effects of aspect ratio and endplate on the position of wingtip vortex core and downwash angle are revealed. The SDGE is more prominent under the ground effect and the endplate further strengthens the aerodynamic performance of the wings；the wingtip vortex moves outwards due to the existence of the ground and the downwash angle is reduced. The simulation results provide theoretical basis for the design and optimization on the crafts of wing in ground effect.
Key words：wing in ground effect；span-dominated effect；endplate；downwash angle；wingtip vortex；numerical simulation；FLUENT
0 引 言
自20世纪60年代起，我国开始进行地效飞行器的研究工作.通过理论方法、风洞试验、实艇实验和数值模拟手段对地效飞行器气动特性方面进行研究[1，2]，积累了非常宝贵的经验.数值模拟作为重要的研究手段，能克服实艇实验和风洞试验成本高、周期长的缺点.屈秋林等[3]用有限体积法求解定常可压N-S方程和标准k-ε湍流模型，模拟某大型地效飞行器地面巡航全机流场；中国船舶科学研究中心的洪亮等[4]通过求解不可压N-S方程和非线性k-ε湍流模型，对该中心的“信天翁”号地效飞行器简化模型进行全机数值模拟.这些数值研究表明，通过数值模拟手段可获得具有一定精度的结果，并能节省大量物力和时间.飞行器升力主要由机翼产生，作为地效飞行器升力部件，地效翼的气动特性直接影响地效飞行器的气动特性.目前，通过数值计算方法已经对地效翼的气动特性作了一系列研究工作：XING等[5]利用数值方法对存在地面效应时二维机翼的空气动力特性进行研究；MOON等[6]针对AEV(Aero-levitation Electric Vehicle)系统的机翼设计，采用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法对在地面效应下不同参数的翼型进行研究；杨晨俊等[7]和HIRATA等[8]通过求解N-S方程研究带端板机翼的地面效应.通过这些研究人们已经认识到：地面效应可以使地效翼的升力和升阻比增加；并且相对飞行高度h/c越小，升力越大.当机翼靠近地面飞行时，伴随着升力增加和阻力减小，升阻比急剧上升.导致该现象的原因除了机翼的弦向效应(Chord-Dominated Ground Effect，CDGE)或称冲翼效应外，还有机翼的展向效应(Span-Dominated Ground Effect，SDGE).机翼的翼尖存在翼尖涡，在使来流产生下洗角的同时，给翼尖造成升力损失；在地面效应下，翼尖涡和下洗角发生变化.无论是地效翼的弦向效应还是展向效应，对地效飞行器的气动特性至关重要.本文忽略机身的干扰，通过对不同展弦比的三维地效翼和带端板的地效翼进行数值模拟，重点对地效翼的三维SDGE进行研究，加强对地面效应现象的认识.
1 数值方法
文献[6]通过对几种不同参数翼型的研究指出：NACA 4406翼型在相对飞行高度h/c=0.1，攻角2°时，升阻比L/D可以达到91.86，具有良好的气动特性.因此，这里选定此翼型进行三维机翼在地面效应下的SDGE数值模拟.利用FLUENT软件求解定常不可压N-S方程模拟地效翼的气动特性及周围流场.雷诺数Re=6×106(基于弦长)，采用标准k-ε湍流模型，机翼壁面满足无滑移边界条件，运动地面满足：(u，v，w)=(v∞，0，0)，pn=0，n为地面法向方向.入口和出口分别选用速度入口和压力出口边界条件.带端板地效翼端板下缘与地面平行，到地面距离为he/c.展弦比为一不带端板和带端板的计算模型网格，见图1.
2 计算结果及分析
2.1 地面效应下三维展向效应传统飞行器的机翼三维气动特性与机翼展弦比有直接关系.当地面效应存在时，地效翼气动特性将同时受到弦向效应和展向效应的影响.考虑相同投影面积和离地高度所对应的不同相对飞行高度和展弦比下无端板三维地效翼，气动力数值模拟结果见图2.
当机翼面积给定时，地效翼受到的升力大小完全取决于其升力因数.从图中可知：随着展弦比的增大，即使相对飞行高度也增大，地效翼的升力因数仍然增加；当相对飞行高度减小时，展弦比相应减小，地效翼的升力因数减小.地效翼的升阻比也具有相同的变化趋势.因此，对于三维地效翼，展弦比仍然是其气动特性的主要决定因素.
2.2 展弦比和端板对地效翼气动特性的影响在相对飞行高度0.1，攻角0°下，二维地效翼、不同展弦比和带端板三维地效翼的气动特性曲线见图3.
从图3可见，随着展弦比的增大，升力上升，阻力下降，升阻比增加；地面效应使升力明显升高，阻力下降，升阻比大幅度提高.由于端板较薄，带端板地效翼的形状阻力几乎不增加，而总阻力下降.无论从升力还是从阻力看，端板有增强地面效应的趋势；从展弦比增加到4开始，由于增加端板而引起的升阻比增加量基本保持恒定；在地面效应下，当机翼的展弦比增大到8时，升力、阻力和升阻比达到基本稳定的状态.图4所示为相对于无穷远空间的机翼，不同展弦比的地效翼和带端板的地效翼由于地面效应引起升阻比的增加率.从图中可见：当展弦比为1时，增加端板后地面效应几乎增强1倍；随着展弦比的增加，机翼地面效应增强，当展弦比为4时，在地面效应下，机翼和端板组合形式的升阻比与无穷远空间的机翼相比增加120%；展弦比再增加时，机翼的地面效应达到稳定状态，端板效应降低.
图5所示为在弦向位置x/c=0.8，翼尖附近机翼表面压力因数沿展向的分布情况.翼尖涡附着在翼尖的上表面，形成相对较大的负压，而该负压区域的大小在展向不受地面效应影响，甚至不受端板效应的影响；在地面效应下，由翼尖涡造成的翼尖下表面的压力损失大于在无穷远空间的压力损失，展弦比越大，压力损失越大；端板使翼尖下表面的压力损失明显减小，提高有效展长.
2.3 下洗角和翼尖涡的变化三维地效翼在靠近地面飞行时受地面效应影响，流场结构改变，机翼翼尖涡位置和气流下洗角大小与无穷远空间自由飞行相比都发生很大变化.
展弦比为4的机翼在无地面效应、有地面效应和有地面效应带端板3种情况下，翼尖附近的总压分布见图6.
从图6可以清晰地看出：由于上下翼面存在压差，气流从下翼面绕过翼尖在翼尖上翼面形成翼尖涡，并且拖向下游；当存在地面效应时，机翼下表面的流动变得更加复杂，上下翼面压差增大，翼尖涡被地面向外侧挤压；增加端板后，下翼面的气流受到阻挡，不能轻易绕过端板到达上翼面，因此在端板的下端和翼尖的上翼面同时出现拖曳涡，在拖向下游的过程中合并为1个涡系.翼尖涡是三维机翼升力损失的主要根源，随着在地面效应下地效翼流场结构的变化，翼尖涡的结构也相应变化，该变化有益于地效翼的气动特性.通过特征向量法[9]确定的翼尖涡涡核位置曲线见图7.坐标参考点位于机翼翼尖前缘.由于地面效应的存在，翼尖涡从机翼后缘开始迅速远离机翼对称面，展弦比越大，外移量越大；同时，翼尖涡受到地面的阻挡，在纵向上有一定上移，展弦比越大，上移量越大.
在地面效应下，气流的下洗角明显减小；无论在地面效应下还是在无穷远自由空间，展弦比增加，该点的下洗角减小；在展弦比为1时，采用端板形式使下洗角有一定的降低，而在大展弦比下，由于端板造成的下洗角降低不明显.
3 结 论
(1)给定面积和离地高度的三维地效翼，随着展弦比的增大相对飞行高度变大，升力和升阻比增加；展弦比是三维地效翼气动特性的主要决定因素.
(2)在地面效应下，固定机翼的弦长、升力和升阻比随展长增加，增加率远大于在无穷远自由空间的计算结果.三维机翼在地面效应下更有效.(3)地效翼在近地面飞行时，由于地面阻挡，翼尖涡一方面沿展向外移，另一方面上移；气流的下洗角明显减小，随着展长的增加，这种变化更加明显.(4)带端板的地效翼的升力和升阻比有一定提高，这是由于端板能够保持翼尖下表面的高压、减少翼尖涡造成的升力损失所致；在小展弦比时，端板作用明显，随着展长的增加，端板效应相对降低；当展弦比为4时，机翼和端板的组合形式对地面效应的利用达到最优. 对三维地效翼的数值模拟可以深入揭示地效翼气动特性和翼尖涡结构及展弦比、端板对流场的影响规律，为地效飞行器设计和优化提供理论依据.
参考文献：
[1]恽良，邬成杰，谢佑农. 动力气垫地效翼船的流体空气动力性能研究[J]. 中国工程科学，2000，2(4)：48-52.
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[3]屈秋林，刘沛清. 地效飞行器地面巡航气动性能数值模拟及分析[J]. 航空学报，2006，27(1)：16-22.
[4]洪亮，余秉汉，洪方文，等. 三维流场下地效翼船巡航状态非线性湍流气动的数值模拟[J]. 船舶力学，2003，7(1)：23-32.
[5]XING Fu，WU Baoshan. Investigation on numerical prediction of WIG’s aerodynamics[J]. J Ship Mecha，2004，8(6)：19-30.
[6]MOON Y J，OH Hyeon-Joon，SEO Jung-Hee. Aerodynamic investigation of three-dimensional wings in ground effect for aero-levitation electric vehicle[J]. Aerospace Sci & Technol，2005(9)：485-494.
[7]杨晨俊，王国强，申明秀. 带端板地效应翼性能的数值研究[J]. 上海交通大学学报，2000，34(1)：51-55.
[8]HIRATA N，KODAMA Y. Flow computation for three-dimensional wing in ground effect using multi-block technique[J]. J Soc Naval Architects Jpn，1995，177(1)：49-57.
[9]SUJUDI D，HAIMES R.Identification of swirling flow in 3D Vector fields[C]// Proc AIAA 12th Computational Fluid Dynamics Conference，95-1715，San Diego，USA，1995.
(编辑 廖粤新)
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