地面效應(yīng)作用下翼尖渦特性的PIV實(shí)驗(yàn)研究

章 曠，代 欽，2，*

(1.上海大學(xué)上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所，上海 200072; 2.上海市力學(xué)在能源工程中的應(yīng)用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200072)

地面效應(yīng)作用下翼尖渦特性的PIV實(shí)驗(yàn)研究

章 曠1，代 欽1，2，*

(1.上海大學(xué)上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所，上海 200072; 2.上海市力學(xué)在能源工程中的應(yīng)用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200072)

完成了NACA23012機(jī)翼地面效應(yīng)條件下翼尖渦結(jié)構(gòu)及升阻力特性實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)在拖曳水槽中模擬機(jī)翼的飛行狀態(tài)，獲得了在多種飛行高度、0°攻角時(shí)機(jī)翼在水平地面和正弦波浪地面附近的升/阻力、翼尖渦流場(chǎng)的變化規(guī)律，對(duì)比分析了水平地面和波浪地面附近翼尖渦速度、渦量分布的區(qū)別及其可能對(duì)機(jī)翼升/阻力造成的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:即使在正弦波浪地面附近，隨著機(jī)翼逐漸靠近地面，升力逐漸減小至負(fù)升力，翼尖渦的強(qiáng)度亦發(fā)生相應(yīng)變化;尤其是在小間隙比、負(fù)升力情況下，翼尖渦的旋轉(zhuǎn)方向產(chǎn)生了改變;流場(chǎng)結(jié)構(gòu)不僅受機(jī)翼距地面高度影響，也隨著波浪地面與機(jī)翼瞬時(shí)所處位置構(gòu)成的相對(duì)相位關(guān)系的不同而變化，并且渦量沿波浪地面運(yùn)動(dòng)的變化呈現(xiàn)周期性，但變化規(guī)律并不符合正弦周期，主要原因在于波浪地形與下翼面所構(gòu)成的流道形狀及狹窄程度的周期性變化對(duì)翼尖渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的發(fā)展和演化產(chǎn)生不同程度的抑制。

地面效應(yīng);翼尖渦;PIV;波浪地面;拖曳水槽;實(shí)驗(yàn)研究

0 引 言

機(jī)翼作為地效飛行器的主要升力面，其空氣動(dòng)力學(xué)特性與流動(dòng)結(jié)構(gòu)之間具有密切的相關(guān)性，并對(duì)飛行器性能產(chǎn)生最直接的影響。深入了解機(jī)翼近地面的流動(dòng)結(jié)構(gòu)及其演化規(guī)律，對(duì)于揭示地面效應(yīng)的物理本質(zhì)具有重要意義。眾所周知，當(dāng)機(jī)翼靠近地面或水面飛行時(shí)，相比在自由空間中飛行，往往能獲得更大的升阻比。因此，地效飛行器比普通飛行器具有更高的能源利用率。為此已經(jīng)在相關(guān)領(lǐng)域開(kāi)展了許多研究工作，對(duì)于地面效應(yīng)的空氣動(dòng)力學(xué)特性及流動(dòng)基本規(guī)律有了相當(dāng)多的認(rèn)識(shí)。

李盾［1］等用數(shù)值模擬的方法發(fā)現(xiàn)在間隙比足夠小、攻角足夠大時(shí)，氣流受地面和機(jī)翼下翼面的擠壓，很難立即流向外側(cè)，這會(huì)使飛行器底部的壓力增高，升力增加，產(chǎn)生正地面效應(yīng)。但是當(dāng)小于某攻角飛行時(shí)，升阻比急劇下降，產(chǎn)生負(fù)效應(yīng)。Ahmed［2］等進(jìn)行的NACA4412機(jī)翼動(dòng)地板地效實(shí)驗(yàn)研究也發(fā)現(xiàn)——在低高度小攻角情況下機(jī)翼下翼面產(chǎn)生負(fù)地面效應(yīng)，他們認(rèn)為下翼面與地面形成的先收縮后擴(kuò)張的狹窄流道是產(chǎn)生負(fù)地面效應(yīng)的原因。此外還有更多的針對(duì)波浪地面地效規(guī)律的研究報(bào)告。陳新［3］等的數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明:機(jī)翼擾動(dòng)在自由表面上的興波幅度非常小，可以忽略不計(jì);當(dāng)考慮波浪水面對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)力的影響時(shí)，可用“剛性”波浪地面代替“柔性”的波浪水面。Byelinskyy V G［4］等計(jì)算了使用剛性波浪地面替換柔性波浪水面所造成的誤差，其結(jié)果不超過(guò)1%;測(cè)量了機(jī)翼在硬質(zhì)波浪地面附近水動(dòng)力特性隨間隙及攻角變化的規(guī)律，發(fā)現(xiàn)在正弦波浪地面上方運(yùn)動(dòng)的機(jī)翼其受力情況的變化曲線并不符合正弦規(guī)律，其受力極值的出現(xiàn)位置比機(jī)翼前緣到達(dá)波峰的時(shí)刻略超前。Zhang Xin［5］等使用PIV及LDA對(duì)機(jī)翼地面效應(yīng)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，研究指出翼尖渦特性和上翼面的流動(dòng)分離會(huì)改變地面效應(yīng)下機(jī)翼的氣動(dòng)力特性，在機(jī)翼裝有端板時(shí)升力增加，翼尖渦誘導(dǎo)的下洗能減弱翼尖附近的流動(dòng)分離。Jung Kwang Hyo［6］等利用煙線裝置對(duì)NACA6409機(jī)翼進(jìn)行了地面效應(yīng)實(shí)驗(yàn)研究，實(shí)驗(yàn)直觀地觀察了翼尖渦的產(chǎn)生和演化過(guò)程，結(jié)果顯示受地面效應(yīng)影響，間隙比越小翼尖渦越被抑制。Hiemcke［7］在風(fēng)洞中測(cè)量在地面效應(yīng)下NACA5312翼型表面的壓力分布，發(fā)現(xiàn)在大攻角、小間隙高度飛行時(shí)上翼面尾緣流動(dòng)分離被抑制。屈秋林［8］等數(shù)值模擬了地效飛行器近波浪表面飛行的分離流場(chǎng)，結(jié)果顯示波浪表面飛行的氣動(dòng)力平均值和水平地面飛行氣動(dòng)力平均值隨飛行高度變化的規(guī)律一致，在波浪表面附近飛行，上翼面流動(dòng)分離的范圍和翼剖面壓力分布均呈周期性變化。

以往的多數(shù)機(jī)翼地面效應(yīng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)均采用固定地板或動(dòng)地板裝置，難以避免地面邊界層對(duì)流場(chǎng)的干擾，使流場(chǎng)結(jié)果與實(shí)際流動(dòng)情況不符。對(duì)于固定地板實(shí)驗(yàn)，機(jī)翼相對(duì)于地面靜止，這使得實(shí)驗(yàn)?zāi)M的運(yùn)動(dòng)關(guān)系并不真實(shí)，同時(shí)在機(jī)翼距離地面較低的情況下，機(jī)翼很可能已經(jīng)處于地面產(chǎn)生的邊界層中。動(dòng)地面雖然能模擬真實(shí)的機(jī)翼相對(duì)地面的運(yùn)動(dòng)關(guān)系，但是由于地面存在震動(dòng)，長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)動(dòng)地板會(huì)發(fā)熱等，均對(duì)地面附近的流場(chǎng)產(chǎn)生影響。為避免上述問(wèn)題，本研究采用水槽拖曳實(shí)驗(yàn)?zāi)M機(jī)翼地面效應(yīng)。實(shí)驗(yàn)以文獻(xiàn)［3-4］的研究結(jié)果為依據(jù)，采用文獻(xiàn)［4］的實(shí)驗(yàn)方法，將機(jī)翼模型在水平底面或正弦波形底面上拖曳，以水為介質(zhì)模擬空氣、硬質(zhì)水平地板和波浪狀地板模擬平靜水面和波浪水面，使得實(shí)驗(yàn)所模擬的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系與實(shí)際飛行狀況相同。同時(shí)，由于使用了水模擬空氣介質(zhì)，可以在較小的拖曳速度下獲得一個(gè)相對(duì)大的雷諾數(shù)Re=2.0×105。實(shí)驗(yàn)使用高速PIV系統(tǒng)測(cè)量機(jī)翼翼尖渦速度矢量分布，以期從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與翼載荷的相關(guān)性來(lái)探究地面效應(yīng)的機(jī)理。需要指出的是，文獻(xiàn)［4］實(shí)驗(yàn)側(cè)重于對(duì)機(jī)翼在水平和波浪地面附近的升力阻力特性及規(guī)律的研究，尤其是受力的相位與波浪地面相位之間的關(guān)系，但沒(méi)有研究機(jī)翼繞流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，且實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)Re=1×106。而本實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)略低，而且與文獻(xiàn)［4］的最大區(qū)別在于更關(guān)注的是機(jī)翼流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的測(cè)量及其與機(jī)翼升力阻力之間的關(guān)系。

1 實(shí)驗(yàn)裝置

實(shí)驗(yàn)用拖曳水槽尺寸為6 m×0.5 m×0.5 m，側(cè)壁均為平面玻璃。水平地面效應(yīng)實(shí)驗(yàn)即以水槽玻璃底面為實(shí)驗(yàn)地面。波浪地面效應(yīng)實(shí)驗(yàn)采用波高0.02 m、波長(zhǎng)0.16 m的特制橡膠正弦波浪板拼接鋪滿水槽底，橡膠板與水槽底面同寬，表面光潔。拖曳裝置為一根長(zhǎng)6 m的直線拖曳軌道，架設(shè)于水槽一側(cè)上方，拖曳軌道上裝有滑塊?；瑝K由伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)同步帶使之運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)速度及加減速時(shí)間可調(diào)，空載最大速度可達(dá)4.0 m/s，啟動(dòng)最大加速度可達(dá)8.0 m/s2。本實(shí)驗(yàn)中機(jī)翼拖曳運(yùn)動(dòng)速度為2.0 m/s，使用鋁制NACA23012機(jī)翼，弦長(zhǎng)c=0.1 m，展長(zhǎng)L=0.2 m，表面光潔，以弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度的雷諾數(shù)為Re=2.0×105。機(jī)翼升降、攻角調(diào)節(jié)及測(cè)力裝置均安裝于軌道滑塊之上。拖曳裝置如圖1(a)所示，滑塊上方架設(shè)一個(gè)三角懸臂梁伸至水槽中，懸臂梁上垂直安裝有行程0.2 m直線電控滑軌，用于調(diào)節(jié)機(jī)翼距水槽底面的高度，滑軌平臺(tái)上裝有手動(dòng)攻角調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，同時(shí)裝有夾持器，用于夾持測(cè)力天平。機(jī)翼通過(guò)導(dǎo)板與天平連接，導(dǎo)板具有對(duì)稱機(jī)翼剖面，以減小對(duì)水流的擾動(dòng)。機(jī)翼高度的調(diào)節(jié)精度為1 μm，攻角的調(diào)節(jié)精度為1'，高度和攻角調(diào)節(jié)裝置均可鎖止。

圖1 實(shí)驗(yàn)裝置及布局示意圖Fig.1 Schematic diagram of the experimental setup

拖曳水槽實(shí)驗(yàn)布局如圖1(b)所示。PIV實(shí)驗(yàn)光源為半導(dǎo)體連續(xù)激光器，輸出功率3 W，波長(zhǎng)532 nm。激光經(jīng)柱透鏡擴(kuò)束后，形成的片光分別從水槽外側(cè)(對(duì)波浪地形)或底部(對(duì)水平地形)照明流體內(nèi)豎直截面，截面與機(jī)翼運(yùn)動(dòng)方向垂直。片光截面位于實(shí)驗(yàn)段中部距離機(jī)翼起始位置約2 m處，位置固定不變。拍攝波浪地面不同相位流場(chǎng)時(shí)，僅前后整體移動(dòng)波浪地板，而不調(diào)節(jié)光路。PIV高速相機(jī)布置于水槽上游外0.5 m處，采用105 mm定焦鏡頭，拍攝方向與機(jī)翼前進(jìn)方向相同。相機(jī)空間分辨率1024×1024，全畫(huà)幅幀頻為3000 fps。本實(shí)驗(yàn)中畫(huà)幅寬度與片光照明區(qū)域同寬，采集頻率設(shè)為500幀/s。示蹤粒子采用跟隨性極好且密度與水相近的尼龍微珠，對(duì)激光有良好的散射性，拍攝圖像清晰，信噪比高，且在靜止水中可懸浮三個(gè)小時(shí)以上保持不沉降或上浮。每組拖曳實(shí)驗(yàn)開(kāi)始前在光面位置注入示蹤粒子，待擴(kuò)散均勻后，保持水體靜止一小時(shí)，以保證流場(chǎng)湍流度足夠低且每次實(shí)驗(yàn)的湍流度相近。PIV實(shí)驗(yàn)與測(cè)力實(shí)驗(yàn)可同時(shí)進(jìn)行。定義間隙比h*為機(jī)翼后緣到水平地面高度h (或到波浪地面波浪節(jié)點(diǎn)高度h)與機(jī)翼弦長(zhǎng)c的比值(h*=h/c)。本實(shí)驗(yàn)中水平地面間隙比工況為0.1、0.15、0.2、0.3、0.5、1.0。波浪地面間隙比工況為0.2、0.3、0.5(波浪地面時(shí)，下翼面最低點(diǎn)低于后緣6 mm，間隙比h*=0.1～0.15時(shí)下翼面最低點(diǎn)會(huì)觸碰波峰表面，因此波浪地面間隙比工況最低為h*=0.2)，實(shí)驗(yàn)幾何攻角α=0°。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 水平地面測(cè)力結(jié)果

圖2所示為0°攻角時(shí)，機(jī)翼在水平地面附近，不同間隙比h*下的升力/阻力系數(shù)曲線。可以看出水平地面時(shí)，隨著間隙比的逐漸降低，升力系數(shù)CL-flat隨之減小;首先在h*=1.0～0.5段CL-flat的下降十分緩慢，升力方向向上;h*＜0.5后CL-flat下降的程度加劇但機(jī)翼仍承受正向升力，并在h*=0.3附近升力接近于零;在h*＜0.2時(shí)CL-flat劇烈減小并呈負(fù)值，這意味著0°攻角間隙比h*小于0.3后，機(jī)翼開(kāi)始受到負(fù)升力的作用，且越靠近地面，負(fù)升力的作用越強(qiáng)。而阻力系數(shù)CD-flat曲線顯示，隨著間隙比的降低，阻力系數(shù)在較大h*范圍內(nèi)(h*=0.3～1.0)基本保持不變，即該h*范圍內(nèi)阻力系數(shù)CD-flat受地面效應(yīng)的影響非常弱;只是在h*＜0.2之后，CD-flat有略有增大。該測(cè)力結(jié)果與以往文獻(xiàn)中所報(bào)道的實(shí)驗(yàn)或數(shù)值計(jì)算結(jié)果相吻合。波浪地面時(shí)，對(duì)測(cè)得的瞬時(shí)升力阻力曲線取周期平均值，可以看到，得到的升力系數(shù)周期均值CL-wavy和阻力系數(shù)周期均值CD-wavy整體趨勢(shì)與水平地面時(shí)相近，數(shù)值上均略大于水平地面結(jié)果。

圖2 水平地面和波浪地面升力系數(shù)與阻力系數(shù)(α=0°)Fig.2 Variation of the lift and drag coefficient CLand CD(α=0°)

2.2 翼尖渦瞬時(shí)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

本節(jié)討論各工況翼尖渦結(jié)構(gòu)特性及差異，觀察方向與機(jī)翼運(yùn)動(dòng)方向相同。速度矢量圖中坐標(biāo)參數(shù)均已無(wú)量綱化，橫坐標(biāo)x/c為實(shí)際空間寬度與弦長(zhǎng)之比，機(jī)翼正中位于x/c=0處，右、左側(cè)翼梢水平坐標(biāo)分別為x/c=±1處?？v坐標(biāo)y/c為實(shí)際空間高度與弦長(zhǎng)之比，y/c=0標(biāo)識(shí)位置為水平地面，機(jī)翼垂直坐標(biāo)y/c在各間隙工況有所不同。坐標(biāo)z/c為下游截面離開(kāi)機(jī)翼后緣的距離與弦長(zhǎng)之比，z/c=0為機(jī)翼后緣所在截面。矢量圖中部空白處是由于受到垂直導(dǎo)板繞流對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生的干擾數(shù)據(jù)，因此覆蓋該部分?jǐn)?shù)據(jù)應(yīng)不會(huì)對(duì)翼尖渦結(jié)構(gòu)的分析討論造成影響。

2.2.1 不同間隙比翼尖渦速度場(chǎng)對(duì)比

圖3為0°攻角，間隙比h*=1.0時(shí)機(jī)翼后緣下游z/c=1.0截面的速度矢量圖。圖中虛線標(biāo)識(shí)了機(jī)翼后緣寬度及所在高度?？梢杂^察到在機(jī)翼兩端有兩個(gè)旋轉(zhuǎn)方向相反的旋渦，左側(cè)為順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。機(jī)翼尾流下洗明顯，說(shuō)明由于下翼面的壓強(qiáng)大于上翼面，使下翼面流體繞過(guò)兩側(cè)翼尖向上翼面翻卷形成翼尖渦，從而兩旋渦之間的流體誘導(dǎo)出強(qiáng)烈的下洗流動(dòng)，因此機(jī)翼有效攻角小于0°，但仍大于零升攻角，使得機(jī)翼的升力為正值。因距離地面較遠(yuǎn)，旋渦的生成和發(fā)展沒(méi)有受到明顯抑制，其形狀大致為較規(guī)則的圓形，兩渦核坐標(biāo)基本與兩翼尖坐標(biāo)重合;另外，由于誘導(dǎo)作用，兩旋渦之間的流體速度明顯大于旋渦外側(cè)的流速。對(duì)比測(cè)力結(jié)果，也說(shuō)明此時(shí)機(jī)翼受到正向升力的作用。

圖4為0°攻角，間隙比h*=0.3時(shí)機(jī)翼后緣下游z/c=1.0截面的速度矢量圖?？梢杂^察到該截面全場(chǎng)速度矢量相對(duì)于h*=1.0的工況顯著減小，機(jī)翼的兩端仍然有翼尖渦生成，但強(qiáng)度已大為減弱。兩側(cè)旋渦的旋轉(zhuǎn)方向與h*=1.0時(shí)相同，其誘導(dǎo)的下洗運(yùn)動(dòng)明顯削弱，同時(shí)旋渦的形狀因受地面擠壓，其輪廓已不再是規(guī)則的圓形，且兩渦之間伴有若干小尺度二次渦。由于流體從下翼面繞過(guò)翼尖向上翼面翻轉(zhuǎn)，說(shuō)明下翼面壓力仍大于上翼面，但是翼尖渦強(qiáng)度的降低說(shuō)明上下翼面間的壓差減小，升力降低。這與測(cè)力結(jié)果中h*=0.3時(shí)升力較h*=1.0時(shí)減小的變化趨勢(shì)相吻合。

圖5為0°攻角，間隙比h*=0.1時(shí)機(jī)翼后緣下游z/c=1.0截面的速度矢量圖。我們注意到該間隙比時(shí)，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與前兩工況完全不同。此時(shí)機(jī)翼尾流有明顯上洗，流體從上翼面繞過(guò)兩側(cè)翼尖向下翼面翻卷形成翼尖渦。即左側(cè)旋渦逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右側(cè)旋渦順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，與h*=1.0、h*=0.3兩工況時(shí)的旋渦旋轉(zhuǎn)方向恰好相反。同時(shí)兩渦核位置已經(jīng)從翼尖向機(jī)翼內(nèi)側(cè)移動(dòng)了約0.2倍弦長(zhǎng)距離，其間距明顯小于h*=1.0時(shí)的情形。

圖3 α=0°，h*=1.0，z/c=1.0時(shí)的速度矢量圖Fig.3 Tip vortex velocity fields at α=0°，h*=1.0，z/c=1.0

圖4 α=0°，h*=0.3，z/c=1.0時(shí)的速度矢量圖Fig.4 Tip vortex velocity fields at α=0°，h*=0.3，z/c=1.0

圖5 α=0°，h*=0.1，z/c=1.0時(shí)的速度矢量圖Fig.5 Tip vortex velocity fields at α=0°，h*=0.1，z/c=1.0

圖5進(jìn)一步與圖3比較，兩工況的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有明顯區(qū)別:1)旋渦的形狀不再是圓形，由于受到地面的擠壓，旋渦的下半部分變扁;2)同側(cè)旋渦的旋轉(zhuǎn)方向相反，說(shuō)明兩種工況下上下翼面的壓力分布發(fā)生了相應(yīng)的變化;小間隙比時(shí)，上翼面壓力大于下翼面，機(jī)翼受到負(fù)升力的作用，升力方向向下;3)雖然是處于下游的同一距離截面，但渦的移動(dòng)方向及流場(chǎng)速度也有著明顯的差異;在高間隙比h*=1.0時(shí)，翼尖渦向下游延伸的過(guò)程中，渦核不產(chǎn)生水平或垂向的移動(dòng)，渦核間距基本保持恒定;而低間隙比h*=0.1時(shí)，旋渦在翼尖生成后，兩渦核分別向機(jī)翼內(nèi)側(cè)產(chǎn)生明顯移動(dòng)，越向下游，兩渦核間距越近。

對(duì)比測(cè)力曲線，流場(chǎng)的速度分布狀況印證了機(jī)翼受到負(fù)升力的合理性，下翼面流速大于上翼面，導(dǎo)致下翼面壓力變?yōu)槲?，機(jī)翼整體受負(fù)升力，與測(cè)力結(jié)果吻合。另外，在h*=0.1時(shí)，由于展向的流動(dòng)較強(qiáng)，在地面表面分離形成小尺度二次渦。

2.2.2 不同間隙比翼尖渦渦量演化過(guò)程對(duì)比

圖6～圖11為0°攻角h*=0.1～1.0各間隙比時(shí)，機(jī)翼下游各截面翼尖渦瞬時(shí)渦量分布演化過(guò)程的云圖，每個(gè)間隙比均截取了機(jī)翼下游z/c=0.08、0.48、1.0、2.0、3.0、4.0六個(gè)截面的渦量分布，每個(gè)截面上均有一對(duì)渦量相反的集中渦分布，圖中坐標(biāo)z/c=0與機(jī)翼后緣重合。

圖6 α=0°，h*=1.0時(shí)的不同截面渦核渦量分布Fig.6 Tip vortex vorticity contours at α=0°，h*=1.0

圖7 α=0°，h*=0.5時(shí)的不同截面渦核渦量分布Fig.7 Tip vortex vorticity contours at α=0°，h*=0.5

圖8 α=0°，h*=0.3時(shí)的不同截面渦核渦量分布Fig.8 Tip vortex vorticity contours at α=0°，h*=0.3

圖9 α=0°，h*=0.2時(shí)的不同截面渦核渦量分布Fig.9 Tip vortex vorticity contours at α=0°，h*=0.2

圖10 α=0°，h*=0.15時(shí)的不同截面渦核渦量分布Fig.10 Tip vortex vorticity contours at α=0°，h*=0.15

圖11 α=0°，h*=0.1時(shí)的不同截面渦核渦量分布Fig.11 Tip vortex vorticity contours at α=0°，h*=0.1

圖6～圖11可以看出翼尖渦渦量Ω總的變化趨勢(shì)是:隨著間隙比的減小，渦核處的最大渦量也相應(yīng)下降，表明機(jī)翼越接近地面，翼尖渦的生成和發(fā)展所受的抑制越強(qiáng)，并且在向下游延伸的過(guò)程中，旋渦的耗散速度也越快。h*=1.0時(shí)翼尖渦渦核處的最大渦量Ωmax衰減到z/c=4.0截面時(shí)的變化量ΔΩ=7;h*=0.5時(shí)為ΔΩ=9;h*=0.3時(shí)衰減量為ΔΩ=15。而h*=0.2時(shí)的情況較為特殊，渦量衰減量ΔΩ僅為6，這是由于該小間隙比時(shí)，初始時(shí)刻渦的生成已經(jīng)受到強(qiáng)烈抑制，渦核處最大渦量絕對(duì)值很小，機(jī)翼兩端幾乎沒(méi)有輪廓清晰的集中渦形成，當(dāng)衰減到z/c=4.0截面時(shí)，渦量幾乎與靜止水體的渦量相同，翼尖渦被完全耗散，因此ΔΩ較小。h*=0.15時(shí)衰減量ΔΩ=12，h*=0.1時(shí)衰減量為ΔΩ=15。分析原因如下:從圖6～圖9中看出，隨著間隙比的減小，旋渦強(qiáng)度只是表現(xiàn)出渦量上的變化和耗散速度的區(qū)別，并無(wú)流動(dòng)結(jié)構(gòu)上的根本改變，機(jī)翼兩端的集中渦渦量都是左側(cè)為負(fù)、右側(cè)為正，說(shuō)明在機(jī)翼的左端旋渦為順時(shí)針、右端為逆時(shí)針，即水流從下翼面經(jīng)翼尖翻轉(zhuǎn)至上翼面，下翼面的壓力大于上翼面，兩側(cè)翼尖渦渦核軸線均平行向下延伸，兩渦間距保持不變。然而當(dāng)間隙比減小到h*=0.15和h*=0.1時(shí)，如圖10、圖11所示，流動(dòng)結(jié)構(gòu)及渦量分布發(fā)生了本質(zhì)的變化，可以發(fā)現(xiàn)渦量在左側(cè)變?yōu)檎?，右?cè)為負(fù)值，說(shuō)明在機(jī)翼的左端旋渦為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，即上翼面水流繞過(guò)翼尖向下翼面旋轉(zhuǎn)形成翼尖渦。同時(shí)在向下游發(fā)展的過(guò)程中，兩端渦核不斷向機(jī)翼內(nèi)側(cè)運(yùn)動(dòng)，渦量也逐步耗散。另外從這兩個(gè)工況的結(jié)果看出，機(jī)翼越靠近地面，翼尖渦的強(qiáng)度越大，渦核向機(jī)翼內(nèi)側(cè)的位移也越大，兩渦越靠近。

對(duì)于機(jī)翼旋渦變化的現(xiàn)象，做如下解釋:圖12所示為地面附近的0°攻角機(jī)翼剖面圖，x軸代表水平地面?？梢钥闯鰴C(jī)翼下翼面與地面構(gòu)成的流道先收縮后擴(kuò)張。在流道形狀固定的情況下，隨著間隙比的減小，流道逐漸變得狹窄，使得下翼面的流速增加，間隙比越小流速增加越大，當(dāng)間隙比降為h*=0.2時(shí)，上下翼面流速接近，壓力差趨于零，機(jī)翼兩端沒(méi)有明顯的旋渦生成。h*＜0.2后，下翼面的流速即超過(guò)上翼面。同時(shí)，由于機(jī)翼逐漸靠近地面，產(chǎn)生的翼尖渦受到地面的擠壓變形，在一定程度上抑制了翼尖渦的生成并且也加快了翼尖渦的耗散速度。

圖12 機(jī)翼及與地面形成的通道示意圖Fig.12 Side view of the wing and floor

2.2.3 波浪地面不同間隙比渦量對(duì)比

在正弦波浪地形不同相位的截面上，翼尖渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及其隨時(shí)間的演化過(guò)程均有所區(qū)別，因此本實(shí)驗(yàn)研究了位于波浪地形的波峰、波谷和前后波節(jié)等典型截面處的的翼尖渦渦量隨時(shí)間的變化規(guī)律，以機(jī)翼后緣掠過(guò)該截面的時(shí)刻為計(jì)時(shí)零點(diǎn)。首先給出每個(gè)截面計(jì)時(shí)起始時(shí)刻機(jī)翼后緣相對(duì)于波浪地面相位的示意圖，如圖13所示。波浪地形波長(zhǎng)為1.6 c，波幅0.1 c。此時(shí)定義平均間隙比h*為機(jī)翼后緣至波節(jié)的高度與弦長(zhǎng)之比，因此后緣在波谷處的間隙比H*為H*=h*+0.1;后緣在波峰處的間隙比H*為H*=h*－0.1。

圖13 機(jī)翼后緣截面與波浪相對(duì)位置關(guān)系示意圖(α=0°)Fig.13 Schematic diagram of the relative position of the trailing edge and the wavesurface(α=0°)

圖14～圖16為0°攻角，h*=0.2～0.5時(shí)后緣下游各截面(z/c=0.08，0.48，1.0，2.0，3.0，4.0)渦核渦量Ωcore在不同相位對(duì)比圖。該渦量是將機(jī)翼兩側(cè)翼尖渦核極值取絕對(duì)值后的平均值結(jié)果。首先比較z/c= 0.08截面各間隙比時(shí)結(jié)果;圖14中可以看到當(dāng)后緣經(jīng)過(guò)波谷時(shí)，z/c=0.08截面翼尖渦渦量為四個(gè)相位中的最大值，渦量大約為相同間隙比時(shí)水平地面值的4倍，后緣此時(shí)離開(kāi)曲面實(shí)際高度為h*=0.3，是h*= 0.3時(shí)水平地面渦量值的2倍，說(shuō)明在機(jī)翼后緣掠過(guò)波谷的瞬間，機(jī)翼后半段與波浪地形構(gòu)成的擴(kuò)張通道不但沒(méi)有抑制翼尖渦的生成，反而增大了其渦量值。當(dāng)后緣掠過(guò)波峰后，z/c=0.08截面翼尖渦渦量最大值是同間隙比時(shí)水平地面結(jié)果的3倍;此時(shí)后緣與曲面的實(shí)際高度差為H*=h*－0.1=0.1，但是此時(shí)并沒(méi)有出現(xiàn)水平地面時(shí)翼尖渦反向旋轉(zhuǎn)的結(jié)果。再對(duì)比后緣經(jīng)過(guò)后波節(jié)時(shí)的結(jié)果，得到與前兩個(gè)相位類似的結(jié)果。說(shuō)明這三個(gè)相位時(shí)下翼面流道在小間隙比時(shí)對(duì)地面效應(yīng)的影響都是削弱的。再看圖13中前節(jié)點(diǎn)渦量變化曲線，其與水平地面相同間隙比時(shí)的曲線幾乎重合，因此也可認(rèn)為當(dāng)機(jī)翼經(jīng)過(guò)前波節(jié)的瞬間，下翼面流道的影響與水平地面時(shí)構(gòu)成的流道對(duì)地面效應(yīng)的影響相同，均為先收縮后擴(kuò)張的通道。圖15、圖16中，除了后緣位于前波節(jié)時(shí)的渦量結(jié)果與水平地面相同間隙比時(shí)的情況吻合外，后緣位于其他三個(gè)相位(波峰、波谷、后波節(jié))的結(jié)果均遠(yuǎn)大于水平地面相同間隙比時(shí)的結(jié)果，且該三個(gè)相位的最大渦量之間的差距比較小，說(shuō)明這三個(gè)相位在較大間隙比時(shí)下翼面與波浪地面形成的流道雖然形狀不盡相似，但地面效應(yīng)的影響均已削弱且效果相近。值得注意的是，這三個(gè)相位在較大間隙比時(shí)的渦量極值均明顯大于水平地面h*=1.0時(shí)的結(jié)果。圖14中，波峰、波谷、后節(jié)點(diǎn)三個(gè)相位處的渦量變化如曲線所示，可以看出在平均間隙比h*=0.2時(shí)，隨著機(jī)翼遠(yuǎn)離該三截面，翼尖渦渦量的耗散明顯加快。圖15、圖16中，各相位處渦量變化曲線下降并不明顯，說(shuō)明在間隙比稍大時(shí)，翼尖渦渦量的耗散速度沒(méi)有加快，波浪地面對(duì)地面效應(yīng)的影響亦削弱。

取相對(duì)于波浪地面不同相位的各z/c=0.08截面渦核處渦量值Ωcore并繪成曲線，同時(shí)加入機(jī)翼波浪地面瞬時(shí)升力系數(shù)與水平地面升力系數(shù)比值的變化曲線，如圖17所示。圖17(a)為機(jī)翼波浪地面瞬時(shí)升力系數(shù)比CL-wavy/CD-flat變化曲線，圖17(b)為渦量變化曲線，橫坐標(biāo)表示機(jī)翼后緣下方波浪地面的相位，橫坐標(biāo)0值處為后波節(jié)。由于在三個(gè)不同間隙比下，瞬時(shí)升力系數(shù)趨勢(shì)相同，此處僅討論升力與波浪地面相位關(guān)系，故只畫(huà)出一條升力變化趨勢(shì)線。

圖14 α=0°，h*=0.2時(shí)的不同截面渦核渦量Fig.14 Variation of the vortex cores vorticity at α=0°，h*=0.2

圖15 α=0°，h*=0.3時(shí)的不同截面渦核渦量Fig.15 Variation of the vortex cores vorticity at α=0°，h*=0.3

圖16 α=0°，h*=0.5時(shí)的不同截面渦核渦量Fig.16 Variation of the vortex cores vorticity at α=0°，h*=0.5

圖17 α=0°，不同間隙比下渦量和升力系數(shù)比變化與波浪相對(duì)位置關(guān)系Fig.17 Variation of the vortex cores vorticityand ratio of CLwith the phase of the wave surface(α=0°)

可以看到在h*=0.2時(shí)，渦量在機(jī)翼后緣經(jīng)過(guò)前節(jié)點(diǎn)時(shí)達(dá)到最小值，隨著機(jī)翼后緣不斷向前運(yùn)動(dòng)掠過(guò)波峰、后節(jié)點(diǎn)和波谷，渦量不斷上升至波谷時(shí)的最大值，然后再次迅速跌落至前節(jié)點(diǎn)處的最小值。當(dāng)h*=0.3～0.5時(shí)，渦量亦在前節(jié)點(diǎn)達(dá)到最小值，但是隨即在波峰處恢復(fù)到接近最大值的水平，在機(jī)翼后緣掠過(guò)后節(jié)點(diǎn)時(shí)達(dá)到最大值，在機(jī)翼后緣越過(guò)波谷后迅速下降，運(yùn)動(dòng)到前節(jié)點(diǎn)時(shí)渦量達(dá)到最小值。渦量隨波浪地面相對(duì)位置的變化結(jié)果顯示，在一個(gè)地形波浪周期內(nèi)，渦核處渦量變化表現(xiàn)出明顯周期性變化，但是不符合波浪地面的正弦變化規(guī)律。因此，從波浪地面與水平地面的渦核渦量Ωcore對(duì)比結(jié)果來(lái)看，除了在上坡節(jié)點(diǎn)(前節(jié)點(diǎn))處兩者相近外，波浪地面對(duì)于機(jī)翼的地面效應(yīng)的影響較水平地面情況是削弱的。從波浪地面的不同相位結(jié)果來(lái)比較，上坡節(jié)點(diǎn)處受地面影響最大，此時(shí)流道形狀最狹窄。在小間隙比條件下，其余節(jié)點(diǎn)處受地面影響程度不同，隨著間隙比增大，受地面影響程度的差異迅速減小，這也是渦量測(cè)量結(jié)果不符合正弦規(guī)律的原因。而在瞬時(shí)升力系數(shù)比曲線上，可以發(fā)現(xiàn)當(dāng)機(jī)翼后緣在后節(jié)點(diǎn)與波谷之間時(shí)升力達(dá)到最大值，后緣在前節(jié)點(diǎn)與波峰之間時(shí)升力達(dá)最小值，同時(shí)，在機(jī)翼升力增加的過(guò)程中，幅值變化明顯，表現(xiàn)為在最大值附近曲率大而在最小值附近曲率很小。此時(shí)可以認(rèn)為在后緣上坡的過(guò)程中，下翼面與地面形成的流道造成了下翼面流速的增加，導(dǎo)致上下翼面壓力差減小，升力損失，旋渦強(qiáng)度減弱。當(dāng)機(jī)翼后緣下坡時(shí)，后緣與地面間隙較小，下翼面流體較難迅速?gòu)牧鞯懒鞒?，造成下翼面流體受到阻滯，速度減小，升力增加，旋渦強(qiáng)度增加。

3 結(jié) 論

利用拖曳水槽模擬了機(jī)翼在水平及波浪表面附近的地面效應(yīng)，采用二維高速PIV系統(tǒng)測(cè)量了各工況下尾流場(chǎng)的瞬時(shí)變化過(guò)程。研究認(rèn)為在0°攻角下翼尖渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)受到地面與下翼面所構(gòu)成的流道形狀及狹窄程度的影響;并發(fā)現(xiàn)在水平地面附近不同飛行高度時(shí)，機(jī)翼所受正升力和負(fù)升力所對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)差異，并分析了機(jī)翼受負(fù)升力的原因。在波浪地面的測(cè)量中，獲得了機(jī)翼在飛躍正弦波浪地形的過(guò)程中流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化，地面效應(yīng)由于波浪地面與機(jī)翼下翼面瞬間相對(duì)相位關(guān)系的不同而不同，僅在機(jī)翼經(jīng)過(guò)上坡節(jié)點(diǎn)時(shí)，地面效應(yīng)與水平地面時(shí)相似;而在其他波浪相位時(shí)地面效應(yīng)均受到削弱。同時(shí)發(fā)現(xiàn)正弦波浪上各相位截面翼尖渦核處渦量的變化呈現(xiàn)出明顯的周期性，但該周期性不符合正弦變化規(guī)律，且其極值與正弦波型有相位差。這些特性對(duì)于地面效應(yīng)飛行器縱向穩(wěn)定性的控制具有一定的參考價(jià)值。

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Experimental study on the tip vortices of a wing close to a flat and a wavy surface using PIV

Zhang Kuang1，Daichin1，2，*
(1.Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics，Shanghai University，Shanghai 200072，China; 2.Shanghai Key Laboratory of Mechanics in Energy Engineering，Shanghai 200072，China)

An experimental study on the tip vortices and lift/drag forces of a NACA23012 wing in adjacent to the flat and the sine wavy surface at zero angle of attack is introduced.The experiment is conducted in a towing tank.The study focuses on the hydrodynamics and evolution of the tip vortices of the wing close to the flat and the sine wavy surface with different ground height，velocity and vorticity distribution，as well as their influence on the lift/drag force of the wing are compared.The results show that，the lift force decreases from positive to negative as the wing gets closer to the wavy surface，the intensity of the tip vortices change as well，and the shape of tip vorticesis is deformed correspondingly.Especially，for the case of small ground height and negative lift force，the rotation direction of the tip vortices is changed.The flow structure is not only affected by the wing ground height，but also influenced by the phase relation of the wing and the ground，i.e.the instantaneous shape of the flow channel between the lower surface of the wing and the wavy ground surface.And the vorticity of the tip vortices along the wavy surface presents some periodic variation，whereas the variation does not comply with sine regularity.The reason is that the periodical variation of the shape of the flow channel and the stenosis degree of the channel beneath the wing brings a different level of inhabitation to the evolution of the tip vortices.

wing in ground effect;tip vortices;PIV;sine wavy surface;towing tank;experimental study

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2013.0049

0258-1825(2015)03-0367-09

2013-04-27;

2013-06-07

國(guó)家自然科學(xué)基金(11472169;11072142)

章曠(1987-)，男，浙江臺(tái)州人，碩士研究生，研究方向:實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)和機(jī)翼地面效應(yīng)空氣動(dòng)力學(xué).E-mail:toughstone3@gmail.com

代欽*(1966-)，男，蒙古族，內(nèi)蒙古錫林郭勒盟人，工學(xué)博士，研究員，研究方向:實(shí)驗(yàn)流體力學(xué).E-mail:daichin@staff.shu.edu.cn

章曠，代欽.地面效應(yīng)作用下翼尖渦特性的PIV實(shí)驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(3):367-374.

10.7638/kqdlxxb-2013.0049 Zhang K，Daichin.Experimental study on the tip vortices of a wing close to a flat and a wavy surface using PIV［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):367-374.