第11章飞艇空气动力学2

第11章飞艇空气动力学(2)3飞艇常规空气动力学问题3.1阻力与低阻力外形阻力与低阻力外形飞艇在空气中飞行受到的阻力来自于两方面，即压差阻力和摩擦阻力。阻力与低阻力外形对于压差阻力为主的流动，通常使用参考面积定义阻力系数。阻力与低阻力外形对于摩擦阻力为主的流动，通常使用表面积定义摩擦阻力系数（如平板阻力系数）。阻力与低阻力外形对于飞艇来说，压差阻力和摩擦阻力所占比重相当，不适合以某种实际面积定义阻力系数。阻力与低阻力外形对于飞艇来说，通常使用体积的2/3次方定义飞艇的阻力系数。如：22/312DairasDCVV式中，V是飞艇与空气的相对速度；Vas是艇身的体积。阻力与低阻力外形飞艇的整体外形是细长体，这就是一种低阻力设计，因为细长体外形的压差阻力较小，而且长细比越大，压差阻力越小。阻力与低阻力外形另一方面，长细比越大，同样体积外形的表面积越大，带来的摩擦阻力也就越大。阻力与低阻力外形总阻力随长细比的变化趋势：1）当长细比较小时，压差阻力的影响是主要的；阻力与低阻力外形总阻力随长细比的变化趋势：2）随着长细比的增大，摩擦阻力增大，但压差阻力的减小导致总阻力减小。阻力与低阻力外形总阻力随长细比的变化趋势：3）当长细比增大到一定程度后，艇身的表面积变得足够之大，以至于摩擦阻力的增加与压差阻力的减少相当，当两者恰好相等时，总阻力即为最小。阻力与低阻力外形总阻力随长细比的变化趋势：4）此后，随着长细比继续增大，摩擦阻力的增加超过了压差阻力的减小，总阻力增大。阻力与低阻力外形因此，需要折衷取某种适当的长细比，使得总阻力最小。阻力与低阻力外形一般对于小型软式飞艇，最佳长细比在4:1左右，而对于大型硬式飞艇，最佳长细比在6:1或7:1左右。阻力与低阻力外形根据实验数据整理得到利用飞艇长细比f和雷诺数Re近似估算阻力系数的公式为：131.22.71/60.1720.2521.032DeCfffR阻力与低阻力外形根据飞艇设计经验得到的仅由长细比f近似估算阻力系数的公式为：2330.231750.157570.047447.041210DCfff44555.1534101.483510ff阻力与低阻力外形右图中实线是按设计经验公式计算所得，虚线是按实验整理公式计算所得（对应三个不同Re），圆点是求出阻力后，按飞艇阻力系数定义公式计算所得。22/312DairasDCVV阻力与低阻力外形由右图可见：1）随着长细比的增大，阻力系数先是迅速减小，随后又缓慢增加，大约在4～6之间最低。阻力与低阻力外形由右图可见：2）设计经验公式适用于长细比大于4的情况。经典飞艇的长细比一般在4～6之间，阻力系数一般在0.02~0.03之间。阻力与低阻力外形由右图可见：3）由于高空飞艇的雷诺数通常在107左右，所以阻力系数一般小于0.02。阻力与低阻力外形阻力与低阻力外形由上表可见，来自于艇身的阻力占到了总阻力的一半左右。为了降低飞艇的阻力，常常将艇身设计成低阻力外形。阻力与低阻力外形上图为英国国家物理实验室(NPL)研究的低阻力艇身轮廓线，由两段椭圆组成。阻力与低阻力外形利用遗传算法进行飞艇外形的优化迭代(a)迭代步0飞艇外形优化的迭代过程示意图阻力与低阻力外形利用遗传算法进行飞艇外形的优化迭代(b)迭代步40飞艇外形优化的迭代过程示意图阻力与低阻力外形利用遗传算法进行飞艇外形的优化迭代(c)迭代步500飞艇外形优化的迭代过程示意图阻力与低阻力外形利用遗传算法进行飞艇外形的优化迭代(d)迭代步5000飞艇外形优化的迭代过程示意图阻力与低阻力外形经过外形的优化设计，可以使飞艇的阻力系数相对椭球外形的减小16%阻力与低阻力外形飞艇外形优化的影响因素示意图3.2不同外形的阻力比较球形阻力系数圆球绕流实验给出的不同Re数下的阻力系数球形阻力系数圆球绕流阻力系数随Re数变化的函数曲线球形阻力系数圆球绕流实验给出的不同Re数下的阻力系数在临界雷诺数(2.7e5)附近，由于边界层转捩，阻力系数突然降低到一个最小值，之后随着雷诺数继续增大，阻力系数逐渐回升。球形阻力系数圆球绕流实验给出的不同Re数下的阻力系数雷诺数增大到1.5e6以上，阻力系数维持在0.2左右基本不变。球形阻力系数圆球绕流实验给出的不同Re数下的阻力系数飞艇的雷诺数为1.0e6量级，取阻力系数为0.2，估算球形阻力不同外形阻力比较不同外形阻力比较可见，不论体积固定还是表面积固定，都是球形阻力最大，椭球形的阻力最小，碟形居中。碟形阻力随厚径比的减小而减小。3.3升力、力与力矩升力、力与力矩飞艇的升力（或称动升力）是指气流作用在飞艇表面（包括艇身和尾翼）的力在垂直于来流方向上的分量。升力、力与力矩飞艇的升力主要有两种来源，一个是艇身带攻角飞行时产生的升力（由飞艇上下表面压力差引起），另一个是飞艇尾翼产生的升力。升力、力与力矩飞艇的升力与飞艇受到的浮力相比小得多，但有着不可替代的作用，比如平衡称量重量，飞艇姿态控制等。升力、力与力矩飞艇升力系数的计算公式为：22312LairasLCVVV为飞艇相对风的速度，Vas为飞艇的体积。升力、力与力矩飞艇受到的力主要包括：重力，浮力，气动升力，阻力，推力。升力、力与力矩坐标原点固定在飞艇的体积中心（即浮心），轴向、侧向和法向分别定义为x轴、y轴和z轴，气动力为X,Y,Z，气动力矩为L,M,N。升力、力与力矩飞艇受到的力矩主要包括：滚转力矩L，俯仰力矩M，偏航力矩N。升力、力与力矩飞艇在飞行时受到的气动力和力矩主要来自艇身、尾翼和吊舱，气动力和力矩会影响到飞艇的运动及稳定性。3.4柔性外壳的流固耦合柔性外壳的流固耦合高空飞艇通常尺寸和体积都比较庞大，这样才能在高空低密度环境下获得足够的浮力平衡重量。柔性外壳的流固耦合于是高空飞艇需要大跨度的结构设计用以维持飞艇整体的强度和刚度。柔性外壳的流固耦合而大跨度结构必然引起蒙皮、骨架、气囊等部件材料的大变形，这种大变形将对飞艇的气动力产生不可忽略的影响。反过来，飞艇的变形还受到气动力的影响。柔性外壳的流固耦合因此，在高空飞艇的设计中，存在很强的非线性流固耦合问题。柔性外壳的流固耦合流固耦合的机理如上图所示。从空气动力学的角度来说，流固耦合问题的本质就是流场的边界随着流场对边界的作用力而发生移动和变形。柔性外壳的流固耦合流场边界的移动和变形与飞艇受到的气动力之间的关系可以通过飞艇结构的应力来确定。柔性外壳的流固耦合一方面，飞艇的移动和变形与结构力之间满足材料的本构关系。另一方面，飞艇的结构力和气动力达到力学平衡。柔性外壳的流固耦合飞艇的蒙皮和气囊等结构是柔性材料，在拉伸与法向挤压情况下，产生弹性变形（直至撕裂），在切向挤压与弯矩作用下，产生柔性变形或褶皱。柔性外壳的流固耦合柔性体是多自由度的复杂三维体系，而且没有固定约束，柔性结构的几何非线性特征明显，因此，膜结构的流固耦合研究非常复杂。柔性外壳的流固耦合飞艇流固耦合问题边界条件的处理，主要在于如何根据气动力确定飞艇的变形。柔性外壳的流固耦合一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：1）重力载荷引起的变形；柔性外壳的流固耦合一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：2）静压载荷引起的变形；柔性外壳的流固耦合一般认为飞艇结构的变形可以分为三部分：3）气动载荷引起的变形；柔性外壳的流固耦合在流固耦合计算时，对这三个部分分别作不同程度的处理，可以得到几种不同耦合程度的模型。柔性外壳的流固耦合1）硬式模型(RigidModel)：在该模型中，计算飞艇气动力的时候不考虑飞艇的变形，即认为整个飞艇相当于一个刚体。柔性外壳的流固耦合2）流固分离模型(OutofHanger)：在该模型中，仅考虑前两部分载荷（静压和重力）引起的变形，而认为气动载荷对飞艇的变形没有贡献。柔性外壳的流固耦合3）线弹性模型(LinearElastic)：该模型将引起飞艇变形的三部分载荷（静压、重力、气动力）全部考虑进去，其中气动载荷引起的变形按照线性气动弹性理论计算。柔性外壳的流固耦合4）非线弹性模型(NonLinearElastic)：该模型中飞艇变形的计算将三部分载荷（静压、重力、气动力）全部考虑进去，其中气动载荷引起的变形按照非线性气动弹性理论计算。柔性外壳的流固耦合5）褶皱模型(WrinklingModel)：该模型在考虑了全部载荷对变形的非线性作用之外，还可以处理飞艇中的薄膜（蒙皮、气囊等）发生褶皱的情况。柔性外壳的流固耦合这五种模型考虑的流固耦合程度依次增强，计算的复杂程度也越来越大。不同程度的流固耦合模型计算得到的飞艇气动力存在一定差别。柔性外壳的流固耦合这五种模型除了计算的处理方法不同，各自的物理意义也不同，考虑具体问题时要对应选择适用的模型。柔性外壳的流固耦合1）硬式模型的物理意义：气囊内外的压力差足够大，外部流动的压力变化不是特别强烈，流动速度也比较小。在这种情况下，蒙皮充分拉伸，张应力与压力差的平衡是主要的，其他载荷与之相比微乎其微，可以忽略不计，整个飞艇就近似成为一个刚体。柔性外壳的流固耦合1）硬式模型：在飞艇硬式模型下，气囊蒙皮是柔性材料，即使在张紧的情况下也不能承受弯曲和挤压，只能承受拉伸和法向压力。柔性外壳的流固耦合2）流固分离模型物理意义：当平衡温度和气流速度发生变化时，气囊内外的压力差也变化；如果局部流动和飞行姿态发生变化，气囊表面的压力分布也变化。如果变化的压力载荷稍许超出了现有外形下蒙皮能够自维持的扰动范围，蒙皮材料的弹性允许气囊发生自适应的变形，重新调整外形，达到新的自维持状态。柔性外壳的流固耦合2）流固分离模型物理意义：例如，飞艇飞行时，与静止状态相比，驻点压力大而尾部压力小，因此头部略微压陷而尾部略微鼓胀。飞行速度越快，变形越显著，但只要飞行速度不变，对应的外形也基本维持不变。柔性外壳的流固耦合3）线弹性模型物理意义：气囊外部流动变化比较剧烈，呈现非定常效应，蒙皮在法向压力差和切向摩擦力的作用下发生变形。如果气囊内外的压力差足以绷紧蒙皮，气动变形的振幅很小，是线弹性变化，满足线性方程。柔性外壳的流固耦合4）非线弹性模型物理意义：如果外部流动变化很大，气囊内外的压力差的调节能力不足以绷紧蒙皮，就会发生大变形。变形的振幅超出了线弹性范围，只能用非线性力学模型来描述，并随时间演化。柔性外壳的流固耦合5）褶皱模型物理意义：气囊意外漏气等原因导致内部压力严重不足，蒙皮内没有法向应力，随着变化的气流完全柔性褶皱。柔性外壳的流固耦合由于高空飞艇流固耦合问题涉及结构与流场方面的复杂计算，因此常常采用实验或有限元等方法进行研究。目前也有一些商业软件能够用于处理流固耦合问题。柔性外壳的流固耦合比如，利用ABAQUS有限元软件计算飞艇的结构应力和变形等方面，利用VSAERO面元法软件计算飞艇的气动力等方面，通过两软件相互交换飞艇表面变形和气动力数据实现流固耦合。柔性外壳的流固耦合前两个模型得到的升力线斜率相近；后两个模型计算结果相同，这是由于飞艇表面无褶皱。3.5飞艇与阵风的相互作用飞艇与阵风的相互作用飞艇在空中飞行，空气以风的形式流动，飞艇和空气之间存在相对运动，如果相对运动有加速度，飞艇就要受到附加惯性力的作用。飞艇与阵风的相互作用飞艇的密度小而体积巨大，飞艇的附加惯性质量大到与真实质量可相比拟，当周围空气有加速的相对运动时，附加惯性力的影响就会很大。飞艇与阵风的相互作用阵风是突然变化的风速，加速度很大，因此，飞艇与阵风的相互作用是必须考虑的空气动力学问题。飞艇与阵风的相互作用由于飞艇在纵轴方向的附加惯性效应较小，如果阵风的扰动在飞艇飞行的方向上（即纵轴方向），则产生的作用力并不大。飞艇与阵风的相互作用当飞艇受到横向风速为v的阵风的作用时，飞艇的横移速度为u，等效攻角arctanvuV飞艇与阵风的相互作用根据Munk的理论，等效攻角引起的横向剪力与飞行速度的平方成正比，随等效攻角增大而增大。因此，飞艇在低速飞行时受横向阵风的影响较小，在高速飞行时要求等效攻角很小（不超过5°）。4高空飞艇带来的新空气动力学问题新空气动力学问题简介与常规