尺度水下滑翔机的机翼设计与水动力分析.docx

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1
实验尺度水下滑翔机的机翼设计与水动力分析
宫宇龙，马捷，刘雁集，张凯
上海交通大学海洋工程国家重点实验室，上海200030)
摘要：为获取优化的实验尺度水下滑翔机水平机翼外形，基于FD方法建各部分参数
参数
意义
参数
意义
L/mm
机身长度
y0
后掠角
R/mm
机身直径
八0
H/mm
展长
a/mm
机翼厚度
2
展弦比
L/mm
相对安装位置
S/mm2
有效面积
1
b/mm
翼梢弦长
n
根梢比
0
b/mm
翼根弦长
2基于CFD的模拟与模型计算
本文的仿真软件基础为FLUENT,，为低雷诺数情况，在计算时采用RNGk-epsilon模型，湍流动能模型为二阶迎风模型，湍流耗散也采用二阶迎风模型三维双精度来进行计算。

计算平板翼从-7°~7°攻角下的升力系数和阻力系数［6］，最终可以确定升阻比关系如图2所示。平板翼由于厚度
较小，与长宽比较大，其水动力性能较差，其表面出现水层分离的可能性较大，单独的平板翼升阻比在攻角0°在
近时变化较小。
攻角/deg
图2机翼生阻比与攻角关系

机翼的升力系数、阻力系数和展弦比有下面的关系［7］
B
1+（°九）.B（a_tt0）
0
C=C+C
dd0d1
（2）
i
3）
2
3
F
C=-1—⑷

X=12S(5)
式中，；b0为当展弦比无穷大时，升力系数的变化曲率；为水平迎角；a0为零升力迎角；Ci00d
为水平翼阻力系数；c,0为翼型阻力系数；c1为水平翼诱导阻力系数；为机翼的升阻比；-为设计升力；s为机d0d1
翼面积；1为翼展。
由图2可知，a0=-°，根据式(2)和式(3),分别计算久从1~8，a从1°~7°时的升阻比。由图3可知，当展弦比为2,攻角为3时候的升阻比最大,此时机翼对应的升力系数和阻力系数为?=,C=。id
本文设计的试验用滑翔机参数如表1所示，设计升力-=,根据式(4)、式(5)计算得到L=。
（2）
i
3）
4
3
（2）
i
3）
2
3

，初步设计模型如图4所示，°攻角下升阻比较大，在下面的仿真中选取模型在3°攻角下的情况进行对比。对新模型在Fluent中进行模拟，结果如图5所示。图5(a)说明在滑翔机头部由于速度降低出现了驻点，而流域的壁面效应并没有影响到滑翔机周围水域，保证了计算结果的
准确。在下面的对比分析中采取同样的网格划分方式和边界条件。
(a)滑翔机表面压力图
图5
(b)流域速度云图
FLUENT仿真云图
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3
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在FLUENT中选取后掠角为12°~36。的六组模型结果如图6所示，可以看出后掠角对升阻比的影响比较小,但是仍可以看出后掠角为18°时，模型的平均升阻比