大型系留气球的风洞研究之CFD验证

网格大师 2023年7月26日浏览：1753 评论：2

本期来看看TCOM技术人员如何对系留气球进行风洞研究及使用CFD软件开展气动分析。本节是CFD软件篇。论文DOI为：Chan, S. C., Hunt, J. D., & Shervington, K. (2013). Wind Tunnel Study of a Large Aerostat, CFD Validation. AIAA Lighter-Than-Air Systems Technology (LTA) Conference. doi:10.2514/6.2013-1339。

论文内容

大型系留气球的风洞研究之CFD验证

Stephen C. Chan, Kaleb Shervington, and John D. Hunt

TCOM, L.P., Columbia, MD 21046

摘要：为了在TCOM进一步开发更大和更有能力的系留气球，需要更新空气动力学数据库。因此，2010年在马里兰大学的Glenn L. Martin（GLM）风洞进行了全面的风洞试验。风洞试验的设置和结果记录在参考文献1中。作为持续验证过程的一部分，GLM 2010风洞试验的结果被用于验证TCOM使用的计算流体动力学（CFD）方法。验证包括匹配GLM 2010测试的力和力矩系数以及压力分布。

1.引言

如参考文献1所述，技术创新使得设计更大的系留气球在经济上是可行的。大型系留气球被定义为超过2,000,000立方英尺（56633.67立方米，类比TCOM公司的117m系留气球），可以在更高的高度装载更重的有效载荷。为支持这些大型设计，精确的空气动力学数据对于确定设计要求和充分描述空气动力学行为至关重要。对于可承受约100节风环境的大型设计，历史风洞数据库的雷诺数比实际飞行条件低近两个数量级。（因此，有必要针对大型系留气球重新开展风洞实验及仿真分析）

如参考文献1所述，雷诺数与实际飞行条件相比低了近两个数量级。雷诺数对阻力有很大影响，因此需要更新空气动力数据库。这就要求在更高的速度下进行风洞试验，并使用比以前更大的模型，使实验结果的雷诺数比实际飞行条件低大约一个数量级。这些实验数据记录在参考文献1中。参考文献1中记录了这一实验数据，与参考文献2至7中类似但更小的系留气球和飞艇形状的历史空气动力学和方法进行了比较。CFD方法在2010年的试验条件下进行了验证，在Alpha和Beta不同角度的力和力矩系数以及压力分布进行了良好的比较。然后将验证后的CFD方法应用于运行中的系留气球。这些运行中的系留气球将具有风洞无法表示的效应，例如全尺寸系留气球的雷诺数效应（球体长度可达约120米）。

图1显示了雷诺数改进的过程。GLM风洞数据使雷诺数比历史上（2010年以前）的小比例试验提高了一个数量级。一旦CFD方法在2010年的试验雷诺数下得到验证，CFD方法就可以在全尺寸飞行的系留气球雷诺数下使用，因此不需要缩放。此外，从2010年风洞模型到运行中的系留气球的微小结构变化都可以通过CFD进行验证分析。请注意，图1中的小缩比设施如下：

1）NSWC是位于马里兰州卡德洛克分部的海军水面作战中心风洞。

2) Davidson是位于新泽西州史蒂文斯理工学院的Davidson旋转臂水箱。

3) UT是位于安大略省的多伦多大学航空航天研究所风洞

4) GLM是参考文献1中讨论的马里兰州的Glenn L. Martin风洞。

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图3

图 1 全尺寸和小尺寸的雷诺数比较

气动数据库的更新将继续以历史分析工具为基础，并对其进行验证，特别是针对大型系留气球。 TCOM的历史分析工具包括

1) TCOM的静态系留气球性能程序FLIGHT

2）TCOM的6自由度非线性动态模拟程序NLDS

3) 通过验证的CFD方法，插值到有限元的压力分布不再来自相对较短的测试数据压力测压观测点网格，而是来自更详细的CFD网格（CFD网格比有限元所需的网格更详细）。

2.CFD的设置

CFD方法使用商业的CFD求解器。 CFD边界条件如图2所示。如图2所示，对称性用于减少迎角Alpha扫略的计算时间。 CFD边界条件的设置与风洞试验的名义条件一致：

1）自由流速度，V∞ = 153.3 mph

2) 环境温度，T∞ = 78.4°F

3) 环境压力，P∞ = 14.58 psi

4) 密度，ρ = 0.002263 微克/立方英尺

5) 小尺度模型船体弦长，c = 8.2英尺

6) 试验断面尺寸为高7.75英尺，宽11.04英尺

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图4

图 2. CFD边界条件

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图5

图3. CFD网格样本

图3所示为网格样本，其中气球周围的详细边界层用于改善结果，特别是阻力。同时，在风洞壁上也应用了边界层，以匹配风洞壁在扫掠极端角度下的微小影响。对称Alpha扫掠的网格大小为1600万到2200万个元素，Beta扫掠的网格大小为3100万到3700万个元素。

3. CFD结果与2010年GLM风洞结果的比较

在下面两节中，将详细介绍风洞试验结果，包括力和力矩数据以及压力分布数据。两个参考参数值如下：

1) c = 2.5 m

2) S = 0.77 m2

标准空气动力系数的计算示例如下：

1) Cp = 压力/(0.5*密度*速度2*S)

2) CL = 升力/(0.5*密度*速度2*S)

3) CD = 阻力/(0.5*密度*速度2*S)

4) Cm = Pitching_Moment/(0.5*密度*速度2*S*c)，注意所有力矩都是以鼻头为中心的。

5) Cn = Yawing_Moment/(0.5*密度*速度2*S*c)，注意所有力矩都是围绕鼻头取值。

请注意，所有数据均为2010年GLM风洞试验的数据，基准速度为150英里/小时。

A. 力和力矩数据

CFD结果与2010年GLM风洞试验的结果对比良好。图4显示了力和力矩系数与Alpha和Yaw两个主要角度（单位：度）的对比。因此，每个参数的影响应通过检查Alpha和Yaw扫频集来观察，这也是图4被编号为a)和b)的原因，以便与参考文献1保持一致。

a) α (α)：

1. CD = 阻力系数

2. CL = 升力系数

3. Cm =俯仰力矩系数

b)偏航(ψ)：

1. CD = 阻力系数

2. CS = 侧向力系数

3. Cn = 偏航力矩系数

图4显示了GLM（实线）和CFD（虚线）的比较。从图中可以看出，数据趋势相似。

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图6

图 4. 力和力矩数据

B．压力分布

下面讨论CFD和2010年GLM试验的压力分布比较。如图5所示，2010年风洞试验的80个压力观测位置主要放置在四个90度的圆周象限，以获得全面的压力分布。这种观点对于零偏航时的俯仰角扫描是正确的。对于零俯仰角的偏航扫描，尾部旋转90度，使挡风罩处于0度。在球体前部180度处没有设置测压观测点，因为该数据总是会受到位于支柱正前方的影响。

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图7

图 5. 模型压力观测位置

图6显示了零俯仰和零偏航时CFD和风洞数据之间的有利压力比较。 CFD显示的挡风罩前的 "弓形尾流 "在风洞数据中没有显示（发生在压力测压观测点之间）。俯仰10度时的压力数据对比见图7。同样，CFD的压力系数与风洞压力数据非常吻合。CFD中的0度和180度线在两幅图中都是相同的。对于90度和270度曲线，90度曲线是由于挡风罩造成压力偏移的曲线。

正如所料，如果力和力矩数据一致，压力数据也必须一致。从CFD得到的压力用于结构分析是合理的。

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图8

图6 零俯仰和零偏航时的压力比较

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图9

图7 10度俯仰和零偏航时的压力比较

4. 全尺寸模型分析

CFD方法在风洞模型上得到验证后，被用于全尺寸模型在飞行高度上的气动系数和压力分布。此外，还分析了俯仰角和偏航角的其他组合，以增加空气动力学数据库。

在设计全尺寸模型时，对尾翼尺寸、挡风罩尺寸和位置进行了细微改动。有了CFD，就不必再回到风洞中对几何形状有细微变化的模型进行分析。

5. 结论

由于CFD方法已经根据2010年GLM力和力矩数据以及压力分布进行了验证，因此它是更新空气动力学数据库的有效数据集。趋势符合预期，雷诺数阻力缩放比历史测试进一步提高了一个数量级。此外，压力分布也显示了适当的趋势，适合作为系留气球系统有限元结构分析的输入。根据参考文献8和9中的方法，对风洞数据进行了还原，以便纳入模拟程序FLIGHT和NLDS。

参考文献

1 Chan, S.C., and Hunt, J.D., “Wind Tunnel Study of a Large Aerostat,” AIAA Paper 2011-7068, AIAA 11th Aviation, Technology, Integration, and Operations Conference (ATIO) and 19th Lighter-Than-Air Technology Conference, Virginia Beach, VA, Sep. 20-22, 2011.

2Jones, S.P., “Aerodynamics of a New Aerostat Design with Inverted-Y Fins”, AIAA Paper 85-0867-CP, AIAA 6th Lighter-Than-Air Systems Conference, Norfolk, VA, 26-28 Jun. 1985.

3 Badesha, S., and Jones, S.P., “Aerodynamics of the TCOM 71M Aerostat”, AIAA Paper 93-4036-CP, 10th AIAA Lighter-Than-Air Systems Technology Conference, Scottsdale, AZ, 14-16 Sep. 1993.

4 "Aerodynamic Model Tests with German and Foreign Airship Designs in The Wind Tunnel of The Zeppelin Airship Works at Friedrichshafen," ZWB Report FB. No. 1647 (Translated), Apr. 1942.

5Hoerner, S., Fluid-Dynamic Drag, Published by the Author, 1958, pp.3-8, 6-6, 6-17.

6 Kale, S. M., and Joshi, P., “A Generic Methodology For Determination Of Drag Coefficient Of An Aerostat Envelope Using CFD”, 5th AIAA\ATIO and 16th Lighter-Than-Air Systems Technology Conference and Balloon Systems Conference, Crystal City, Arlington, Sep. 2005.

7 Buerge, B. T., “The Suitability of Hybrid vs. Conventional Airships for Persistent Surveillance Missions”, AIAA Paper 2010-1014, 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, FL, 4-7 Jan. 2010.

8Jones, S. P., and DeLaurier. J. D., "Aerodynamic Estimation Techniques for Aerostats and Airships," AIAA Journal of Air-craft, Vol. 20, No. 2, Feb. 1983, pp. 120-126.

9Jones, S. P., and DeLaurier J. D., "Lighter-Than-Air Vehicles," Chapter: Fluid-Dynamic Related Technologies, Handbook of Fluid Dynamics and Fluid Machinery, Vol. 3, Applications of Fluid Dynamics, Edited by Joseph A. Schetz and Allen E. Fuhs, John Wiley and Sons, 1996 pp. 1741-1755.

图文奖赏

以色列航空航天工业公司(IAI)的高可用性系留气球系统 (HAAS)

彼得-洛布纳，2023 年 6 月 19 日

1. 简介

以色列的高可用性系留气球系统（HAAS）是由以色列航空航天工业公司（IAI）的埃尔塔分部与以色列空军（IAF）、以色列导弹防御局（IAF）和以色列空军（IAF）合作开发的。

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图12

组织 (IMDO)和美国导弹防御局 (MDA)

HAAS 的设计目的是对巡航导弹、武器化无人机和其他空中威胁等低空威胁发出预警。它在功能上类似于美国的JLENS（联合对陆攻击巡航导弹防御高空网状传感器系统）航空系留气球系统，该系统已于2017年被取消。

大型系留气球的风洞研究之CFD验证的图13

安装了机载雷达的 HAAS 系留气球停泊在停泊平台上

资料来源：《防务邮报》（2022 年国防邮报》（2022 年）

2. HAAS 的一般描述

HAAS 系留气球全长 117 米（384 英尺），是世界上最大的系留气球之一。它是由美国 TCOM 公司开发和制造的 117M 型战略系留气球。它比 TCOM 的 74M 型（74 米/242.8 英尺）战略系留气球大得多，后者用于类似的美国 JLENS 系留气球项目。在 JLENS项目中，74M 型系留气球可将 3175 公斤（7000 磅）的有效载荷运至 3048 米（10000 英尺）的作战高度。117M 型航空系留气球可携带更大的有效载荷，达到更高的运行高度。