混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器滑翔狀態(tài)機(jī)翼水動(dòng)力特性

武建國，陳超英，王樹新，張宏偉，王曉鳴

混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器滑翔狀態(tài)機(jī)翼水動(dòng)力特性

武建國，陳超英，王樹新，張宏偉，王曉鳴

(天津大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，天津 300072)

將水下滑翔器和水下自航行器兩者功能集合于一身，提出了一種新概念混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器．采用計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器滑翔狀態(tài)下機(jī)翼對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬研究．正交試驗(yàn)表明，其滑翔經(jīng)濟(jì)性受機(jī)翼弦長(zhǎng)影響最為顯著；滑翔器的穩(wěn)定性受機(jī)翼的后掠角影響最為顯著；對(duì)4個(gè)具體模型在0°～20°攻角的進(jìn)一步的數(shù)值模擬表明，機(jī)翼的位置主要影響滑翔穩(wěn)定性，對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性影響較小．滑翔器在6°左右攻角航行時(shí)，具有最大的升阻比．研究為混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器的設(shè)計(jì)提供了理論指導(dǎo)和參考．

混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器；計(jì)算流體力學(xué)；滑翔經(jīng)濟(jì)性；穩(wěn)定性；水動(dòng)力學(xué)

水下滑翔器又稱水下滑翔機(jī)器人或水下滑翔機(jī)，是一種利用浮力驅(qū)動(dòng)的新型水下無人航行器，主要用于海洋環(huán)境測(cè)量．水下滑翔器續(xù)航能力大、噪音小、成本低，因此具有重要的軍事價(jià)值[1]．目前研制成功的水下滑翔器主要有3種[2-5]：Webb公司生產(chǎn)的Slocum滑翔器、華盛頓大學(xué)設(shè)計(jì)的Seaglider滑翔器以及Scripps海洋研究所研制的Spray滑翔器．這3種滑翔器的航程都超過了2,000,km，水下續(xù)航時(shí)間達(dá)到幾百天，甚至近1年[5]．然而，由于采用浮力驅(qū)動(dòng)，水下滑翔器在水下只能做鋸齒形軌跡航行，其航跡精度和定位精度低，航速慢，在風(fēng)浪較大的海面可能會(huì)出現(xiàn)隨波逐流的情況．

水下自航行器[6-8](autonomous underwater vehicle，AUV)一般采用螺旋槳推進(jìn)，具有較高的航跡定位精度和較快的航速，且可以做任意軌跡的航行．然而由于功耗大且受能源的制約，AUV的航程很短，一般在幾十千米到幾百千米．

基于上述分析，將大續(xù)航能力、高機(jī)動(dòng)性以及高定位精度等性能集于一身，設(shè)計(jì)一種以滑翔為主同時(shí)具有浮力驅(qū)動(dòng)和螺旋槳驅(qū)動(dòng)的混合驅(qū)動(dòng)的水下滑翔器是一個(gè)積極而有益的探索[8-9]．混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器在滑翔狀態(tài)下主要關(guān)注滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性，而在螺旋槳驅(qū)動(dòng)下更為關(guān)注航行的機(jī)動(dòng)性．其中機(jī)翼對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性有關(guān)鍵性的影響，研究機(jī)翼在滑翔狀態(tài)下的水動(dòng)力特性是設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，也是螺旋槳驅(qū)動(dòng)下機(jī)動(dòng)性研究的基礎(chǔ)．

航行器設(shè)計(jì)初期，水動(dòng)力學(xué)參數(shù)主要通過模型試驗(yàn)和數(shù)值模擬兩種方法獲取[10]，其中模型試驗(yàn)耗資巨大，試驗(yàn)周期長(zhǎng)，尤其是在初步選型階段，設(shè)計(jì)人員需要對(duì)一系列方案進(jìn)行比較，模型試驗(yàn)的弊端顯而易見．隨著計(jì)算機(jī)硬件和軟件技術(shù)的發(fā)展，采用數(shù)值模擬進(jìn)行初期的水動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算已成為可能[11]；且用數(shù)值模擬完成新設(shè)計(jì)所需時(shí)間短、成本小，比試驗(yàn)研究更自由、靈活，可以無限量地提供研究結(jié)果的細(xì)節(jié)，便于優(yōu)化設(shè)計(jì)；具有重復(fù)性好、條件容易控制等優(yōu)點(diǎn)．

筆者采用計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)的方法，在保持滑翔器主體與舵尺寸不變的情況下，通過改變NACA0010機(jī)翼的弦長(zhǎng)、展弦比、后掠角以及機(jī)翼的位置，對(duì)滑翔器滑翔狀態(tài)下的滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性進(jìn)行了4因素、3水平的正交模擬試驗(yàn)；并在正交試驗(yàn)基礎(chǔ)上，進(jìn)一步研究了4個(gè)具體模型在0°～20°攻角下的水動(dòng)力性能．

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1數(shù)學(xué)模型的建立

混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器計(jì)算模型如圖1所示，圖中坐標(biāo)原點(diǎn)位于航行器機(jī)身縱軸的中心點(diǎn)．該模型是在滑翔器基礎(chǔ)上增加螺旋槳和尾舵構(gòu)成的．滑翔器采用滑翔方式實(shí)現(xiàn)低速、長(zhǎng)距離運(yùn)動(dòng)，而在螺旋槳驅(qū)動(dòng)下實(shí)現(xiàn)短期定深、快速航行以及轉(zhuǎn)向等機(jī)動(dòng)動(dòng)作．滑翔器主體外殼直徑為0.25,m，長(zhǎng)徑比為10；模型選用3葉B型、直徑為0.2,m、盤面比為0.35的螺旋槳；滑翔器尾舵平均弦長(zhǎng)為0.15,m，展弦比為1.72；舵距中心的距離為1.0,m．別，雷諾數(shù)的定義為

圖1 混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器模型Fig.1 Hybrid-driven underwater glider model

式中：ρ為流體密度；v為流體運(yùn)動(dòng)速度；L′為流動(dòng)特征尺度；μ為流體動(dòng)力黏性系數(shù)．對(duì)于外流場(chǎng)，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)大約發(fā)生在Re＜106，當(dāng)雷諾數(shù)Re＜5×105時(shí)，則一定為層流邊界層；而Re＞2×106則是湍流邊界層或者湍流流動(dòng)占主要部分[12-14]．混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器在兩個(gè)不同航速下對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)如表1所示．由于設(shè)計(jì)的混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器在兩個(gè)航速情況下雷諾數(shù)都已超過臨界雷諾數(shù)，故模擬采用湍流模型進(jìn)行．模擬時(shí)假定流體為不可壓縮連續(xù)性介質(zhì)，控制方程組為描述牛頓流體的連續(xù)方程及N-S方程[10-11]，湍流方程采用RNG k-ε 模型[15]．

表1 不同航行模式下雷諾數(shù)ReTab.1 Re in different sail modes

1.2網(wǎng)格劃分及邊界條件

網(wǎng)格劃分時(shí)采用尺寸函數(shù)與非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法相結(jié)合，這樣既可以保證整體網(wǎng)格疏密的合理分布，又可以使網(wǎng)格的生成方法簡(jiǎn)單方便．航行器尾部網(wǎng)格劃分如圖2所示．

圖2 混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器尾部網(wǎng)格劃分Fig.2 Mesh generation on the tail of hybrid-driven underwater glider

計(jì)算采用的邊界條件有4個(gè)．

(1)速度入口邊界條件：距離物體頭部1.1倍航行器長(zhǎng)度處，取速度入口條件．

(2)出口邊界條件：出口邊界設(shè)置于離航行器尾1.1倍長(zhǎng)度處，取自由出流條件．

(3)固壁邊界條件：航行器所有壁面均設(shè)定為靜止無滑移壁面，壁面粗糙度取為0．

(4)池壁邊界條件：無滑移壁面．

1.3模型的驗(yàn)證

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算的準(zhǔn)確性，按照上述方法計(jì)算的Slocum滑翔器[5]在不同攻角下的阻力系數(shù)和文獻(xiàn)[16]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比如表2所示．表3為實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)的AUV光殼體在不同航行速度下阻力的數(shù)值計(jì)算值和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比結(jié)果．由表2和表3可見，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果相近，最大誤差不超過9.35%，驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算的可靠性．

表2 阻力系數(shù)CD數(shù)值模擬結(jié)果驗(yàn)證Tab.2 Verification of numerical simulation results of CD

表3 AUV光殼體阻力數(shù)值模擬結(jié)果驗(yàn)證Tab.3 Verification of numerical simulation resultsof drag of AUV shell

2 正交模擬試驗(yàn)的建立與分析

2.1正交因素與水平

在以上數(shù)值計(jì)算方法可靠的基礎(chǔ)上，對(duì)主體尺寸相同的情況下改變NACA0010機(jī)翼弦長(zhǎng)、展弦比、后掠角和機(jī)翼根部中心距滑翔器中心位置，在攻角α=6°、航速為0.5m/s的情況下進(jìn)行了4因素3水平的正交數(shù)值模擬試驗(yàn)，其中機(jī)翼位置是指機(jī)翼中心點(diǎn)到滑翔器機(jī)身坐標(biāo)中心點(diǎn)之間的距離，方向按照?qǐng)D1所示的坐標(biāo)取定．設(shè)計(jì)正交表為L(zhǎng)18(37)．試驗(yàn)因素和因素水平如表4所示．

表4 正交試驗(yàn)表Tab.4 Orthogonal experiment table

2.2分析指標(biāo)

為確定機(jī)翼對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性以及穩(wěn)定性的影響，滑翔經(jīng)濟(jì)性由滑翔器的升阻比L/D來評(píng)價(jià)[17-19]，升阻比越大，滑翔經(jīng)濟(jì)性越高；水下滑翔器一般設(shè)計(jì)為靜穩(wěn)定的[16]，滑翔器的靜穩(wěn)定性可以用無因次水動(dòng)力中心臂lα′作為判據(jù)[20-21]，

式中：l為滑翔器長(zhǎng)度；Mα為由于攻角α產(chǎn)生的水動(dòng)力力矩；Lα為由于攻角α產(chǎn)生的升力．當(dāng)0lα′＞時(shí)，攻角增量αΔ產(chǎn)生的力矩使得αΔ繼續(xù)增大，這種情況稱為靜不穩(wěn)定；當(dāng)0lα′=時(shí)，αΔ不會(huì)產(chǎn)生力矩增量，稱為中性穩(wěn)定或臨界穩(wěn)定；當(dāng)0lα′＜時(shí)，αΔ產(chǎn)生的力矩使得滑翔器向原位置回轉(zhuǎn)，這種情況稱為靜穩(wěn)定．

本文分析中，滑翔經(jīng)濟(jì)性僅從水動(dòng)力學(xué)角度進(jìn)行探討，至于機(jī)翼水動(dòng)力和靜穩(wěn)定性對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性的耦合影響在這里暫不進(jìn)行討論．

2.3影響因素分析

正交試驗(yàn)結(jié)果如表5所示．

表5 正交表L18(37)及試驗(yàn)結(jié)果Tab.5 Orthogonal table L18(37)and experimental results

圖3和圖4分別為4因素對(duì)L/D和lα′的影響趨勢(shì)．由圖可知，L/D隨著弦長(zhǎng)、展弦比的增加而增加，而隨著后掠角的增大而下降，L/D與機(jī)翼位置關(guān)系不大．當(dāng)機(jī)翼位于水動(dòng)力焦點(diǎn)之后時(shí)，lα′隨著弦長(zhǎng)、展弦比和后掠角的增加而減小，即穩(wěn)定性增加，機(jī)翼的位置越靠后其穩(wěn)定性越高．

采用極差分析法對(duì)結(jié)果分析可知，機(jī)翼弦長(zhǎng)、展弦比、后掠角和位置對(duì)L/D的極差分別是2.448、1.077、1.303和0.312．可見，各因素對(duì)L/D影響的重要性排序依次為弦長(zhǎng)、后掠角、展弦比和位置．由方差分析可知，弦長(zhǎng)在顯著性水平0.10與0.05上對(duì)指標(biāo)L/D的影響是顯著的．

同樣，對(duì)指標(biāo)lα′進(jìn)行極差分析可知，機(jī)翼弦長(zhǎng)、展弦比、后掠角和位置對(duì)指標(biāo)lα′的極差分別是0.051、0.037、0.095和0.031．可見，各因素對(duì)lα′影響重要性排序依次為后掠角、弦長(zhǎng)、展弦比和位置．由方差分析可知，后掠角在顯著性水平0.10與0.05上對(duì)lα′的影響是顯著的．

圖3 L/D變化趨勢(shì)Fig.3 L/D trend of change

圖4 lα′變化趨勢(shì)Fig.4 lα′trend of change

由上述分析可知，在滑翔狀態(tài)下，為提高滑翔經(jīng)濟(jì)性應(yīng)盡量增加機(jī)翼的弦長(zhǎng)和展弦比，同時(shí)減小機(jī)翼的后掠角；但為提高航行器的穩(wěn)定性，又需要增大機(jī)翼的后掠角以及將機(jī)翼后移來實(shí)現(xiàn)．可見，增加機(jī)翼后掠角對(duì)提高滑翔器滑翔經(jīng)濟(jì)性和增加穩(wěn)定性這兩方面是矛盾的，設(shè)計(jì)需要時(shí)根據(jù)其他性能要求來選擇．

3 具體模型分析

為進(jìn)一步研究在不同航行攻角下機(jī)翼對(duì)L/D和lα′的影響以及其舵、螺旋槳對(duì)滑翔狀態(tài)的影響，對(duì)表6所示的4個(gè)具有不同機(jī)翼參數(shù)的具體模型進(jìn)行了航速為0.5 m/s、攻角為0°～20°的數(shù)值模擬．依據(jù)正交試驗(yàn)結(jié)果和指標(biāo)-因素分析，表6中模型1具有最大的滑翔經(jīng)濟(jì)性和最高的滑翔穩(wěn)定性.為分別比較機(jī)翼位置、展弦比以及弦長(zhǎng)對(duì)上述兩個(gè)指標(biāo)在不同攻角下的影響，在固定后掠角的情況下分別依次改變機(jī)翼位置、展弦比以及弦長(zhǎng)提出了模型2、模型3和模型4，具體模型參數(shù)如表6所示．圖5為6°攻角下模型3的表面壓力分布云圖．各模型其他參數(shù)的模擬結(jié)果比較如圖6～圖9所示．

表6 具體模型參數(shù)Tab.6 Parameters of specific models

圖5 模型3壓力分布云圖Fig.5 Pressure distribution of model 3

由圖6和圖7中模型1和模型2曲線可知，機(jī)翼的位置對(duì)L/D的影響很小，即對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性影響較小，但將機(jī)翼位置向尾部移動(dòng)造成模型2的lα′顯著減小，這使得滑翔器的穩(wěn)定性增加．由模型3和模型4曲線可知，減小展弦比和弦長(zhǎng)都會(huì)減小滑翔器的L/D，同時(shí)使lα′增大；但減小弦長(zhǎng)更為顯著地減小了滑翔器的L/D，但兩者穩(wěn)定性相差不大．由圖6可知，當(dāng)攻角在6°左右時(shí)具有最大的升阻比，故在6°左右攻角時(shí)具有較高的滑翔經(jīng)濟(jì)性．

在滑翔狀態(tài)下，混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器相對(duì)于經(jīng)典水下滑翔器增加了舵和螺旋槳的阻力，這部分阻力會(huì)減小滑翔狀態(tài)下的航程．螺旋槳和舵占總體航行器的阻力比例如圖8所示，這個(gè)比例由于攻角不同而有所不同，其值大約在10%～35%，這意味著其航程會(huì)比單純滑翔器減小10%～35%．圖9為混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器滑翔狀態(tài)下的極曲線．由圖可見，在小阻力的情況下，模型3和模型4反而比模型1和模型2能獲得更大的升力；而當(dāng)阻力增加時(shí)，模型1和模型2獲得的阻力明顯增加．由于滑翔器的阻力最終被浮力驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)提供的靜浮力B克服，且存在Bsin θ=D，式中θ為滑翔角，故為獲得最大的升力，其機(jī)翼的選擇還應(yīng)參考滑翔器能提供的凈驅(qū)動(dòng)浮力以及相應(yīng)滑翔角來確定．

圖6 L/D隨攻角的變化關(guān)系Fig.6 Relationship between L/D and attack angle

圖7 α′l隨攻角的變化關(guān)系Fig.7 Relationship between lα′ and attack angle

圖8 舵和螺旋槳阻力占總阻力的比例隨攻角變化曲線Fig.8 Attack angle dependence of the proportion of rudder and propeller resistance to total resistance

圖9 4模型的極曲線Fig.9 Drag polar features for four models

4 結(jié) 論

(1)本文所采用的數(shù)值模擬方法計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合較好，能滿足工程設(shè)計(jì)和研究的要求．

(2)機(jī)翼弦長(zhǎng)對(duì)滑翔狀態(tài)下的滑翔經(jīng)濟(jì)性影響最為顯著，而后掠角對(duì)穩(wěn)定性的影響最為顯著；機(jī)翼位置對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性的影響較小，主要影響滑翔穩(wěn)定性，位置越靠后穩(wěn)定性越高；當(dāng)機(jī)翼位于水動(dòng)力中心后方時(shí)，增加機(jī)翼的弦長(zhǎng)和展弦比能同時(shí)提高滑翔狀態(tài)下的滑翔經(jīng)濟(jì)性和穩(wěn)定性，但受機(jī)械結(jié)構(gòu)限制．

(3)當(dāng)滑翔器在6°左右攻角航行時(shí)，具有最大的升阻比；筆者設(shè)計(jì)的混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔器由于螺旋槳和舵的存在，滑翔狀態(tài)下阻力會(huì)增加約10%～35%．

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Hydrodynamic Characteristics of the Wings of Hybrid-Driven Underwater Glider in Glide Mode

WU Jian-guo，CHEN Chao-ying，WANG Shu-xin，ZHANG Hong-wei，WANG Xiao-ming
(School of Mechanical Engineering，Tianjin University，Tianjin 300072，China)

A novel hybrid-driven underwater glider(HUG)combining the advantages of underwater glider and autonomous underwater vehicle (AUV) has been proposed in this paper. Numerical simulation has been conducted to investigate the impact of the wings on the glide efficiency and stability of HUG in glide mode using computational fluid dynamics(CFD).The orthogonal experiment shows that glide efficiency is most significantly influenced by the chord lengthwhile stability of the vehicle is most remarkably affected by the sweep angle. Further numerical calculations based on four specific models with the attack angle in the range of 0°—20°indicate that location of the wings mainly affects glide stability yet has little influence on glide efficiency. When the vehicle glides at about 6°attack angle it has the maximum ratio of lift to drag. The study provides theoretical guidance and reference for HUG design.

hybrid-driven underwater glider；computational fluid dynamics；glide efficiency；stability；hydrodynamics

TV131.2；TP242

A

0493-2137(2010)01-0084-06

2008-12-01；

2009-06-03.

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(50705063；50835006)．

武建國（1980— ），男，博士研究生．

武建國，wjg_b518@163.com．