蘇彥華

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系留氣球尾翼面積影響模擬研究

蘇彥華

（海軍聯(lián)合海情中心，北京 100841）

系留氣球作為一種浮空器，在預(yù)警、通信、監(jiān)測(cè)等領(lǐng)域有著重要的應(yīng)用價(jià)值，而系留氣球的尾翼對(duì)其在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性具有重要的影響。應(yīng)用Ansys軟件對(duì)經(jīng)典倒“Y”形尾翼布局的系留氣球流場(chǎng)進(jìn)行模擬。主要考察尾翼面積對(duì)氣球阻力和俯仰力矩的影響。模擬選取三種不同面積的尾翼，結(jié)果表明，隨著尾翼面積的增加，有攻角來流情況下氣球的恢復(fù)力矩會(huì)明顯增加，同時(shí)，系留氣球受到的阻力也會(huì)增加。對(duì)系留氣球尾翼面積的選取需要根據(jù)實(shí)際情況權(quán)衡考慮。

系留氣球；尾翼面積；數(shù)值模擬；俯仰力矩

1 引言

系留氣球是一種依靠其內(nèi)部浮生氣體獲得浮力（主要是氦氣），并應(yīng)用系留纜繩牽引的浮空器。因其具有高空定點(diǎn)、長(zhǎng)時(shí)間系留以及可以搭載不同載荷等優(yōu)點(diǎn)，在預(yù)警探測(cè)、通信、監(jiān)控等領(lǐng)域具有重要的應(yīng)用價(jià)值[1]。系留氣球既可以作為軍用雷達(dá)的載體，進(jìn)行大范圍的軍事偵察和探測(cè)，也可以搭載民用監(jiān)控設(shè)備，為大型集會(huì)、賽事等提供安全保障。

與飛機(jī)等高速飛行器不同，系留氣球工作時(shí)主要在高空定點(diǎn)系留，其升力完全來源于內(nèi)部氣體的浮力，氣動(dòng)升力基本可以忽略，一般情況下也不存在機(jī)翼。但是系留氣球?yàn)榱藵M足高空長(zhǎng)時(shí)間停留的要求，必須具有一定的抗風(fēng)能力[2]。在氣球整體氣動(dòng)布局確定之后，尾翼便在保持氣球穩(wěn)定性方面扮演著重要的角色。因此，系留氣球尾翼參數(shù)是重要的研究對(duì)象[3]。

本文應(yīng)用Ansys軟件對(duì)不同尾翼面積的系留氣球的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算，比較分析尾翼面積對(duì)系留氣球的氣動(dòng)力和俯仰力矩的影響，為實(shí)際應(yīng)用中系留氣球尾翼面積的選取提供參考。

2 計(jì)算過程

2.1 系留氣球模形建立

Ansys是最流行的仿真軟件之一，具有完整的前處理、仿真和后處理能力。其前處理過程可以直接導(dǎo)入三維軟件的模形進(jìn)行網(wǎng)格劃分。本文首先應(yīng)用三維建模軟件Solidworks進(jìn)行系留氣球的建模，為了簡(jiǎn)化分析，建模采用縮比模型，縮比后的系留氣球模形總長(zhǎng)1.25 m。氣球的母線方程采用文獻(xiàn)[4]中橢圓、圓臺(tái)和球臺(tái)組合曲線。尾翼布局選取倒“Y”布局，其中一尾翼在上，其余兩個(gè)尾翼與上尾翼分別成120°角。尾翼翼形選取NACA 0018標(biāo)準(zhǔn)對(duì)稱翼形，尾翼面積選取三種不同大小，應(yīng)用單個(gè)尾翼外露面積w與裸球體體積的2/3次方之比作為尾翼的無量綱面積，分別為0.02，0.23，1.08.一般在系留氣球下方會(huì)裝有整流罩以對(duì)所掛的載荷進(jìn)行保護(hù)，從而在分析模擬中忽略整流罩的影響。三種模形如圖1所示。

圖1 不同尾翼面積的系留氣球模形

2.2 模擬設(shè)置

將模形導(dǎo)入Ansys，并應(yīng)用Mesh模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分。網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在球體表面布置棱柱邊界層網(wǎng)格，總網(wǎng)格量約300萬。在網(wǎng)格劃分完畢之后導(dǎo)入Fluent模塊中進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算設(shè)置如下：采用定常模擬；湍流模形采用SST K-Omega模形[5]；球體為無滑移wall邊界；入口邊界為速度邊界，來流速度=20 m/s，來流攻角15°；出口邊界設(shè)置壓力出口；求解器采用SIMPLE求解器。在計(jì)算收斂之后將結(jié)果導(dǎo)入CFD-Post模塊進(jìn)行后處理。

3 結(jié)果分析

考察尾翼面積對(duì)飛艇阻力的影響。在本研究中球體的總阻力由球身阻力和尾翼阻力兩部分組成，分別提取系留氣球的球身阻力系數(shù)，尾翼阻力系數(shù)和總阻力系數(shù)隨著尾翼面積的變化如圖2（a）所示。從圖2中可以看到，隨著尾翼面積的增加，三種阻力都明顯增加。進(jìn)一步觀察發(fā)現(xiàn)，球體的阻力系數(shù)一直大于尾翼阻力系數(shù)。這說明尾翼面積增大導(dǎo)致的總阻力增加不僅僅是尾翼本身帶來的阻力，尾翼的存在也會(huì)改變球體周圍的壓力分布，進(jìn)而使得球體本身的阻力也變大。這與飛艇的結(jié)果相吻合[6]。

接下來考察尾翼對(duì)球體俯仰穩(wěn)定性的影響，提取系留氣球的球身俯仰力矩系數(shù)，尾翼俯仰力矩系數(shù)和總俯仰力矩系數(shù)隨尾翼面積的變化如圖2（b）所示。此處要說明，圖2（b）中的俯仰力矩系數(shù)的正負(fù)所代表的是力矩方向，在本文模擬中，俯仰力矩為正代表低頭力矩。從圖2中可以看到，隨著尾翼面積的增加，三種俯仰力矩均增加。這代表的是系留氣球順槳能力和恢復(fù)原有姿態(tài)的能力增加。在尾翼面積很小時(shí)可以看到，總俯仰力矩為負(fù)數(shù)，這表明此時(shí)系留氣球俯仰是不穩(wěn)定的，容易在實(shí)際應(yīng)用中出現(xiàn)事故。而隨著尾翼面積的增加，俯仰力矩迅速增加，俯仰穩(wěn)定性得到了明顯改善。

為進(jìn)一步揭示尾翼的作用機(jī)理，提取三種尾翼面積的系留氣球表面和周圍壓力分布如圖3所示?？梢钥吹剑S著尾翼面積的增加，尾翼上表面的負(fù)壓區(qū)面積逐漸增加，這將導(dǎo)致尾翼俯仰力矩的增加，而尾翼的存在也會(huì)改變球體表面的壓力分布，進(jìn)而導(dǎo)致球身俯仰力矩的改變。

圖3 尾翼面積對(duì)壓力分布的影響

4 結(jié)論

本文通過Ansys對(duì)不同尾翼面積的系留氣球氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算得出，在15°攻角來流的情況下，隨著尾翼面積的增加，系留氣球的俯仰穩(wěn)定性逐漸增加，這說明尾翼在系留氣球穩(wěn)定性方面具有重大影響，實(shí)際應(yīng)用中必須選取一定面積的尾翼。同時(shí)，尾翼面積的增加也會(huì)導(dǎo)致氣球阻力的增加，此外也會(huì)為氣球的配重帶來困難。因此，在實(shí)際應(yīng)用中應(yīng)根據(jù)實(shí)際情況權(quán)衡選取尾翼面積。

［1］G.A.庫利，J.D.吉勒特.飛艇技術(shù)［M］.北京：科學(xué)出版社，2007.

［2］劉傳超，李琦.系留氣球地面系留狀態(tài)氣動(dòng)分析［J］.西安航空學(xué)院學(xué)報(bào)，2016，34（05）.

［3］易正清.系留氣球尾翼參數(shù)氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究［J］.長(zhǎng)沙航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào)，2009（03）.

［4］余傳東.系留氣球容積測(cè)量研究［J］.科技論壇，2017（18）.

［5］任志安，郝點(diǎn)，謝紅杰.幾種湍流模形及其在Fluent中的應(yīng)用［J］.化工裝備技術(shù)，2009，30（02）：38-40，44.

［6］李天娥.軟式平流層飛艇的氣動(dòng)性能與多目標(biāo)優(yōu)化研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2017.

2095－6835（2019）01－0136－02

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10.15913/j.cnki.kjycx.2019.01.136

蘇彥華（1972—），男，河北衡水人，高級(jí)工程師，碩士研究生，研究方向?yàn)殡娮訉?duì)抗雷達(dá)裝備，現(xiàn)從事電子對(duì)抗雷達(dá)裝備需求及應(yīng)用研究工作。

〔編輯：張思楠〕