地面效應作用下翼尖渦特性的PIV實驗研究

章 曠，代 欽，2，*

(1.上海大學上海市應用數學和力學研究所，上海 200072; 2.上海市力學在能源工程中的應用重點實驗室，上海 200072)

地面效應作用下翼尖渦特性的PIV實驗研究

章 曠1，代 欽1，2，*

(1.上海大學上海市應用數學和力學研究所，上海 200072; 2.上海市力學在能源工程中的應用重點實驗室，上海 200072)

完成了NACA23012機翼地面效應條件下翼尖渦結構及升阻力特性實驗。實驗在拖曳水槽中模擬機翼的飛行狀態，獲得了在多種飛行高度、0°攻角時機翼在水平地面和正弦波浪地面附近的升/阻力、翼尖渦流場的變化規律，對比分析了水平地面和波浪地面附近翼尖渦速度、渦量分布的區別及其可能對機翼升/阻力造成的影響。實驗結果表明:即使在正弦波浪地面附近，隨著機翼逐漸靠近地面，升力逐漸減小至負升力，翼尖渦的強度亦發生相應變化;尤其是在小間隙比、負升力情況下，翼尖渦的旋轉方向產生了改變;流場結構不僅受機翼距地面高度影響，也隨著波浪地面與機翼瞬時所處位置構成的相對相位關系的不同而變化，并且渦量沿波浪地面運動的變化呈現周期性，但變化規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成的流道形狀及狹窄程度的周期性變化對翼尖渦流場結構的發展和演化產生不同程度的抑制。

地面效應;翼尖渦;PIV;波浪地面;拖曳水槽;實驗研究

0 引 言

機翼作為地效飛行器的主要升力面，其空氣動力學特性與流動結構之間具有密切的相關性，并對飛行器性能產生最直接的影響。深入了解機翼近地面的流動結構及其演化規律，對于揭示地面效應的物理本質具有重要意義。眾所周知，當機翼靠近地面或水面飛行時，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。為此已經在相關領域開展了許多研究工作，對于地面效應的空氣動力學特性及流動基本規律有了相當多的認識。

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

以往的多數機翼地面效應風洞實驗均采用固定地板或動地板裝置，難以避免地面邊界層對流場的干擾，使流場結果與實際流動情況不符。對于固定地板實驗，機翼相對于地面靜止，這使得實驗模擬的運動關系并不真實，同時在機翼距離地面較低的情況下，機翼很可能已經處于地面產生的邊界層中。動地面雖然能模擬真實的機翼相對地面的運動關系，但是由于地面存在震動，長時間運動地板會發熱等，均對地面附近的流場產生影響。為避免上述問題，本研究采用水槽拖曳實驗模擬機翼地面效應。實驗以文獻［3-4］的研究結果為依據，采用文獻［4］的實驗方法，將機翼模型在水平底面或正弦波形底面上拖曳，以水為介質模擬空氣、硬質水平地板和波浪狀地板模擬平靜水面和波浪水面，使得實驗所模擬的相對運動關系與實際飛行狀況相同。同時，由于使用了水模擬空氣介質，可以在較小的拖曳速度下獲得一個相對大的雷諾數Re=2.0×105。實驗使用高速PIV系統測量機翼翼尖渦速度矢量分布，以期從流場結構與翼載荷的相關性來探究地面效應的機理。需要指出的是，文獻［4］實驗側重于對機翼在水平和波浪地面附近的升力阻力特性及規律的研究，尤其是受力的相位與波浪地面相位之間的關系，但沒有研究機翼繞流的流場結構，且實驗雷諾數達Re=1×106。而本實驗雷諾數略低，而且與文獻［4］的最大區別在于更關注的是機翼流場結構的測量及其與機翼升力阻力之間的關系。

1 實驗裝置

實驗用拖曳水槽尺寸為6 m×0.5 m×0.5 m，側壁均為平面玻璃。水平地面效應實驗即以水槽玻璃底面為實驗地面。波浪地面效應實驗采用波高0.02 m、波長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6 m的直線拖曳軌道，架設于水槽一側上方，拖曳軌道上裝有滑塊。滑塊由伺服電機驅動同步帶使之運動，運動速度及加減速時間可調，空載最大速度可達4.0 m/s，啟動最大加速度可達8.0 m/s2。本實驗中機翼拖曳運動速度為2.0 m/s，使用鋁制NACA23012機翼，弦長c=0.1 m，展長L=0.2 m，表面光潔，以弦長為參考長度的雷諾數為Re=2.0×105。機翼升降、攻角調節及測力裝置均安裝于軌道滑塊之上。拖曳裝置如圖1(a)所示，滑塊上方架設一個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，用于調節機翼距水槽底面的高度，滑軌平臺上裝有手動攻角調節機構，同時裝有夾持器，用于夾持測力天平。機翼通過導板與天平連接，導板具有對稱機翼剖面，以減小對水流的擾動。機翼高度的調節精度為1 μm，攻角的調節精度為1'，高度和攻角調節裝置均可鎖止。

圖1 實驗裝置及布局示意圖Fig.1 Schematic diagram of the experimental setup

拖曳水槽實驗布局如圖1(b)所示。PIV實驗光源為半導體連續激光器，輸出功率3 W，波長532 nm。激光經柱透鏡擴束后，形成的片光分別從水槽外側(對波浪地形)或底部(對水平地形)照明流體內豎直截面，截面與機翼運動方向垂直。片光截面位于實驗段中部距離機翼起始位置約2 m處，位置固定不變。拍攝波浪地面不同相位流場時，僅前后整體移動波浪地板，而不調節光路。PIV高速相機布置于水槽上游外0.5 m處，采用105 mm定焦鏡頭，拍攝方向與機翼前進方向相同。相機空間分辨率1024×1024，全畫幅幀頻為3000 fps。本實驗中畫幅寬度與片光照明區域同寬，采集頻率設為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小時以上保持不沉降或上浮。每組拖曳實驗開始前在光面位置注入示蹤粒子，待擴散均勻后，保持水體靜止一小時，以保證流場湍流度足夠低且每次實驗的湍流度相近。PIV實驗與測力實驗可同時進行。定義間隙比h*為機翼后緣到水平地面高度h (或到波浪地面波浪節點高度h)與機翼弦長c的比值(h*=h/c)。本實驗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，下翼面最低點低于后緣6 mm，間隙比h*=0.1～0.15時下翼面最低點會觸碰波峰表面，因此波浪地面間隙比工況最低為h*=0.2)，實驗幾何攻角α=0°。

2 實驗結果與討論

2.1 水平地面測力結果

圖2所示為0°攻角時，機翼在水平地面附近，不同間隙比h*下的升力/阻力系數曲線。可以看出水平地面時，隨著間隙比的逐漸降低，升力系數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CL-flat劇烈減小并呈負值，這意味著0°攻角間隙比h*小于0.3后，機翼開始受到負升力的作用，且越靠近地面，負升力的作用越強。而阻力系數CD-flat曲線顯示，隨著間隙比的降低，阻力系數在較大h*范圍內(h*=0.3～1.0)基本保持不變，即該h*范圍內阻力系數CD-flat受地面效應的影響非常弱;只是在h*＜0.2之后，CD-flat有略有增大。該測力結果與以往文獻中所報道的實驗或數值計算結果相吻合。波浪地面時，對測得的瞬時升力阻力曲線取周期平均值，可以看到，得到的升力系數周期均值CL-wavy和阻力系數周期均值CD-wavy整體趨勢與水平地面時相近，數值上均略大于水平地面結果。

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

2.2 翼尖渦瞬時流場結構

本節討論各工況翼尖渦結構特性及差異，觀察方向與機翼運動方向相同。速度矢量圖中坐標參數均已無量綱化，橫坐標x/c為實際空間寬度與弦長之比，機翼正中位于x/c=0處，右、左側翼梢水平坐標分別為x/c=±1處。縱坐標y/c為實際空間高度與弦長之比，y/c=0標識位置為水平地面，機翼垂直坐標y/c在各間隙工況有所不同。坐標z/c為下游截面離開機翼后緣的距離與弦長之比，z/c=0為機翼后緣所在截面。矢量圖中部空白處是由于受到垂直導板繞流對流場產生的干擾數據，因此覆蓋該部分數據應不會對翼尖渦結構的分析討論造成影響。

2.2.1 不同間隙比翼尖渦速度場對比

圖3為0°攻角，間隙比h*=1.0時機翼后緣下游z/c=1.0截面的速度矢量圖。圖中虛線標識了機翼后緣寬度及所在高度。可以觀察到在機翼兩端有兩個旋轉方向相反的旋渦，左側為順時針旋轉，右側為逆時針旋轉。機翼尾流下洗明顯，說明由于下翼面的壓強大于上翼面，使下翼面流體繞過兩側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出強烈的下洗流動，因此機翼有效攻角小于0°，但仍大于零升攻角，使得機翼的升力為正值。因距離地面較遠，旋渦的生成和發展沒有受到明顯抑制，其形狀大致為較規則的圓形，兩渦核坐標基本與兩翼尖坐標重合;另外，由于誘導作用，兩旋渦之間的流體速度明顯大于旋渦外側的流速。對比測力結果，也說明此時機翼受到正向升力的作用。

圖4為0°攻角，間隙比h*=0.3時機翼后緣下游z/c=1.0截面的速度矢量圖。可以觀察到該截面全場速度矢量相對于h*=1.0的工況顯著減小，機翼的兩端仍然有翼尖渦生成，但強度已大為減弱。兩側旋渦的旋轉方向與h*=1.0時相同，其誘導的下洗運動明顯削弱，同時旋渦的形狀因受地面擠壓，其輪廓已不再是規則的圓形，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翼尖向上翼面翻轉，說明下翼面壓力仍大于上翼面，但是翼尖渦強度的降低說明上下翼面間的壓差減小，升力降低。這與測力結果中h*=0.3時升力較h*=1.0時減小的變化趨勢相吻合。

圖5為0°攻角，間隙比h*=0.1時機翼后緣下游z/c=1.0截面的速度矢量圖。我們注意到該間隙比時，流場結構與前兩工況完全不同。此時機翼尾流有明顯上洗，流體從上翼面繞過兩側翼尖向下翼面翻卷形成翼尖渦。即左側旋渦逆時針旋轉，右側旋渦順時針旋轉，與h*=1.0、h*=0.3兩工況時的旋渦旋轉方向恰好相反。同時兩渦核位置已經從翼尖向機翼內側移動了約0.2倍弦長距離，其間距明顯小于h*=1.0時的情形。

圖3 α=0°，h*=1.0，z/c=1.0時的速度矢量圖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進一步與圖3比較，兩工況的流場結構有明顯區別: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)同側旋渦的旋轉方向相反，說明兩種工況下上下翼面的壓力分布發生了相應的變化;小間隙比時，上翼面壓力大于下翼面，機翼受到負升力的作用，升力方向向下;3)雖然是處于下游的同一距離截面，但渦的移動方向及流場速度也有著明顯的差異;在高間隙比h*=1.0時，翼尖渦向下游延伸的過程中，渦核不產生水平或垂向的移動，渦核間距基本保持恒定;而低間隙比h*=0.1時，旋渦在翼尖生成后，兩渦核分別向機翼內側產生明顯移動，越向下游，兩渦核間距越近。

對比測力曲線，流場的速度分布狀況印證了機翼受到負升力的合理性，下翼面流速大于上翼面，導致下翼面壓力變為吸力，機翼整體受負升力，與測力結果吻合。另外，在h*=0.1時，由于展向的流動較強，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程對比

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

圖6 α=0°，h*=1.0時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總的變化趨勢是:隨著間隙比的減小，渦核處的最大渦量也相應下降，表明機翼越接近地面，翼尖渦的生成和發展所受的抑制越強，并且在向下游延伸的過程中，旋渦的耗散速度也越快。h*=1.0時翼尖渦渦核處的最大渦量Ωmax衰減到z/c=4.0截面時的變化量ΔΩ=7;h*=0.5時為ΔΩ=9;h*=0.3時衰減量為ΔΩ=15。而h*=0.2時的情況較為特殊，渦量衰減量ΔΩ僅為6，這是由于該小間隙比時，初始時刻渦的生成已經受到強烈抑制，渦核處最大渦量絕對值很小，機翼兩端幾乎沒有輪廓清晰的集中渦形成，當衰減到z/c=4.0截面時，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時衰減量ΔΩ=12，h*=0.1時衰減量為ΔΩ=15。分析原因如下:從圖6～圖9中看出，隨著間隙比的減小，旋渦強度只是表現出渦量上的變化和耗散速度的區別，并無流動結構上的根本改變，機翼兩端的集中渦渦量都是左側為負、右側為正，說明在機翼的左端旋渦為順時針、右端為逆時針，即水流從下翼面經翼尖翻轉至上翼面，下翼面的壓力大于上翼面，兩側翼尖渦渦核軸線均平行向下延伸，兩渦間距保持不變。然而當間隙比減小到h*=0.15和h*=0.1時，如圖10、圖11所示，流動結構及渦量分布發生了本質的變化，可以發現渦量在左側變為正值，右側為負值，說明在機翼的左端旋渦為逆時針旋轉，即上翼面水流繞過翼尖向下翼面旋轉形成翼尖渦。同時在向下游發展的過程中，兩端渦核不斷向機翼內側運動，渦量也逐步耗散。另外從這兩個工況的結果看出，機翼越靠近地面，翼尖渦的強度越大，渦核向機翼內側的位移也越大，兩渦越靠近。

對于機翼旋渦變化的現象，做如下解釋:圖12所示為地面附近的0°攻角機翼剖面圖，x軸代表水平地面。可以看出機翼下翼面與地面構成的流道先收縮后擴張。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，當間隙比降為h*=0.2時，上下翼面流速接近，壓力差趨于零，機翼兩端沒有明顯的旋渦生成。h*＜0.2后，下翼面的流速即超過上翼面。同時，由于機翼逐漸靠近地面，產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比

在正弦波浪地形不同相位的截面上，翼尖渦流場結構及其隨時間的演化過程均有所區別，因此本實驗研究了位于波浪地形的波峰、波谷和前后波節等典型截面處的的翼尖渦渦量隨時間的變化規律，以機翼后緣掠過該截面的時刻為計時零點。首先給出每個截面計時起始時刻機翼后緣相對于波浪地面相位的示意圖，如圖13所示。波浪地形波長為1.6 c，波幅0.1 c。此時定義平均間隙比h*為機翼后緣至波節的高度與弦長之比，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 機翼后緣截面與波浪相對位置關系示意圖(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在不同相位對比圖。該渦量是將機翼兩側翼尖渦核極值取絕對值后的平均值結果。首先比較z/c= 0.08截面各間隙比時結果;圖14中可以看到當后緣經過波谷時，z/c=0.08截面翼尖渦渦量為四個相位中的最大值，渦量大約為相同間隙比時水平地面值的4倍，后緣此時離開曲面實際高度為h*=0.3，是h*= 0.3時水平地面渦量值的2倍，說明在機翼后緣掠過波谷的瞬間，機翼后半段與波浪地形構成的擴張通道不但沒有抑制翼尖渦的生成，反而增大了其渦量值。當后緣掠過波峰后，z/c=0.08截面翼尖渦渦量最大值是同間隙比時水平地面結果的3倍;此時后緣與曲面的實際高度差為H*=h*－0.1=0.1，但是此時并沒有出現水平地面時翼尖渦反向旋轉的結果。再對比后緣經過后波節時的結果，得到與前兩個相位類似的結果。說明這三個相位時下翼面流道在小間隙比時對地面效應的影響都是削弱的。再看圖13中前節點渦量變化曲線，其與水平地面相同間隙比時的曲線幾乎重合，因此也可認為當機翼經過前波節的瞬間，下翼面流道的影響與水平地面時構成的流道對地面效應的影響相同，均為先收縮后擴張的通道。圖15、圖16中，除了后緣位于前波節時的渦量結果與水平地面相同間隙比時的情況吻合外，后緣位于其他三個相位(波峰、波谷、后波節)的結果均遠大于水平地面相同間隙比時的結果，且該三個相位的最大渦量之間的差距比較小，說明這三個相位在較大間隙比時下翼面與波浪地面形成的流道雖然形狀不盡相似，但地面效應的影響均已削弱且效果相近。值得注意的是，這三個相位在較大間隙比時的渦量極值均明顯大于水平地面h*=1.0時的結果。圖14中，波峰、波谷、后節點三個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，隨著機翼遠離該三截面，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，說明在間隙比稍大時，翼尖渦渦量的耗散速度沒有加快，波浪地面對地面效應的影響亦削弱。

取相對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，同時加入機翼波浪地面瞬時升力系數與水平地面升力系數比值的變化曲線，如圖17所示。圖17(a)為機翼波浪地面瞬時升力系數比CL-wavy/CD-flat變化曲線，圖17(b)為渦量變化曲線，橫坐標表示機翼后緣下方波浪地面的相位，橫坐標0值處為后波節。由于在三個不同間隙比下，瞬時升力系數趨勢相同，此處僅討論升力與波浪地面相位關系，故只畫出一條升力變化趨勢線。

圖14 α=0°，h*=0.2時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比變化與波浪相對位置關系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，渦量在機翼后緣經過前節點時達到最小值，隨著機翼后緣不斷向前運動掠過波峰、后節點和波谷，渦量不斷上升至波谷時的最大值，然后再次迅速跌落至前節點處的最小值。當h*=0.3～0.5時，渦量亦在前節點達到最小值，但是隨即在波峰處恢復到接近最大值的水平，在機翼后緣掠過后節點時達到最大值，在機翼后緣越過波谷后迅速下降，運動到前節點時渦量達到最小值。渦量隨波浪地面相對位置的變化結果顯示，在一個地形波浪周期內，渦核處渦量變化表現出明顯周期性變化，但是不符合波浪地面的正弦變化規律。因此，從波浪地面與水平地面的渦核渦量Ωcore對比結果來看，除了在上坡節點(前節點)處兩者相近外，波浪地面對于機翼的地面效應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果來比較，上坡節點處受地面影響最大，此時流道形狀最狹窄。在小間隙比條件下，其余節點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，這也是渦量測量結果不符合正弦規律的原因。而在瞬時升力系數比曲線上，可以發現當機翼后緣在后節點與波谷之間時升力達到最大值，后緣在前節點與波峰之間時升力達最小值，同時，在機翼升力增加的過程中，幅值變化明顯，表現為在最大值附近曲率大而在最小值附近曲率很小。此時可以認為在后緣上坡的過程中，下翼面與地面形成的流道造成了下翼面流速的增加，導致上下翼面壓力差減小，升力損失，旋渦強度減弱。當機翼后緣下坡時，后緣與地面間隙較小，下翼面流體較難迅速從流道流出，造成下翼面流體受到阻滯，速度減小，升力增加，旋渦強度增加。

3 結 論

利用拖曳水槽模擬了機翼在水平及波浪表面附近的地面效應，采用二維高速PIV系統測量了各工況下尾流場的瞬時變化過程。研究認為在0°攻角下翼尖渦流場結構受到地面與下翼面所構成的流道形狀及狹窄程度的影響;并發現在水平地面附近不同飛行高度時，機翼所受正升力和負升力所對應的流場結構差異，并分析了機翼受負升力的原因。在波浪地面的測量中，獲得了機翼在飛躍正弦波浪地形的過程中流場結構的變化，地面效應由于波浪地面與機翼下翼面瞬間相對相位關系的不同而不同，僅在機翼經過上坡節點時，地面效應與水平地面時相似;而在其他波浪相位時地面效應均受到削弱。同時發現正弦波浪上各相位截面翼尖渦核處渦量的變化呈現出明顯的周期性，但該周期性不符合正弦變化規律，且其極值與正弦波型有相位差。這些特性對于地面效應飛行器縱向穩定性的控制具有一定的參考價值。

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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

國家自然科學基金(11472169;11072142)

章曠(1987-)，男，浙江臺州人，碩士研究生，研究方向:實驗流體力學和機翼地面效應空氣動力學.E-mail:toughstone3@gmail.com

代欽*(1966-)，男，蒙古族，內蒙古錫林郭勒盟人，工學博士，研究員，研究方向:實驗流體力學.E-mail:daichin@staff.shu.edu.cn

章曠，代欽.地面效應作用下翼尖渦特性的PIV實驗研究［J］.空氣動力學學報，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.