大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證

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2023年7月26日 15:22

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本期來看看TCOM技術人員如何對系留氣球進行風洞研究及使用CFD軟件開展氣動分析。本節是CFD軟件篇。論文DOI為：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。

論文內容

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證

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

TCOM, L.P., Columbia, MD 21046

摘要：為了在TCOM進一步開發更大和更有能力的系留氣球，需要更新空氣動力學數據庫。因此，2010年在馬里蘭大學的Glenn L. Martin（GLM）風洞進行了全面的風洞試驗。風洞試驗的設置和結果記錄在參考文獻1中。作為持續驗證過程的一部分，GLM 2010風洞試驗的結果被用于驗證TCOM使用的計算流體動力學（CFD）方法。驗證包括匹配GLM 2010測試的力和力矩系數以及壓力分布。

1.引言

如參考文獻1所述，技術創新使得設計更大的系留氣球在經濟上是可行的。大型系留氣球被定義為超過2,000,000立方英尺（56633.67立方米，類比TCOM公司的117m系留氣球），可以在更高的高度裝載更重的有效載荷。為支持這些大型設計，精確的空氣動力學數據對于確定設計要求和充分描述空氣動力學行為至關重要。對于可承受約100節風環境的大型設計，歷史風洞數據庫的雷諾數比實際飛行條件低近兩個數量級。（因此，有必要針對大型系留氣球重新開展風洞實驗及仿真分析）

如參考文獻1所述，雷諾數與實際飛行條件相比低了近兩個數量級。雷諾數對阻力有很大影響，因此需要更新空氣動力數據庫。這就要求在更高的速度下進行風洞試驗，并使用比以前更大的模型，使實驗結果的雷諾數比實際飛行條件低大約一個數量級。這些實驗數據記錄在參考文獻1中。參考文獻1中記錄了這一實驗數據，與參考文獻2至7中類似但更小的系留氣球和飛艇形狀的歷史空氣動力學和方法進行了比較。CFD方法在2010年的試驗條件下進行了驗證，在Alpha和Beta不同角度的力和力矩系數以及壓力分布進行了良好的比較。然后將驗證后的CFD方法應用于運行中的系留氣球。這些運行中的系留氣球將具有風洞無法表示的效應，例如全尺寸系留氣球的雷諾數效應（球體長度可達約120米）。

圖1顯示了雷諾數改進的過程。GLM風洞數據使雷諾數比歷史上（2010年以前）的小比例試驗提高了一個數量級。一旦CFD方法在2010年的試驗雷諾數下得到驗證，CFD方法就可以在全尺寸飛行的系留氣球雷諾數下使用，因此不需要縮放。此外，從2010年風洞模型到運行中的系留氣球的微小結構變化都可以通過CFD進行驗證分析。請注意，圖1中的小縮比設施如下：

1）NSWC是位于馬里蘭州卡德洛克分部的海軍水面作戰中心風洞。

2) Davidson是位于新澤西州史蒂文斯理工學院的Davidson旋轉臂水箱。

3) UT是位于安大略省的多倫多大學航空航天研究所風洞

4) GLM是參考文獻1中討論的馬里蘭州的Glenn L. Martin風洞。

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖3

圖 1 全尺寸和小尺寸的雷諾數比較

氣動數據庫的更新將繼續以歷史分析工具為基礎，并對其進行驗證，特別是針對大型系留氣球。 TCOM的歷史分析工具包括

1) TCOM的靜態系留氣球性能程序FLIGHT

2）TCOM的6自由度非線性動態模擬程序NLDS

3) 通過驗證的CFD方法，插值到有限元的壓力分布不再來自相對較短的測試數據壓力測壓觀測點網格，而是來自更詳細的CFD網格（CFD網格比有限元所需的網格更詳細）。

2.CFD的設置

CFD方法使用商業的CFD求解器。 CFD邊界條件如圖2所示。如圖2所示，對稱性用于減少迎角Alpha掃略的計算時間。 CFD邊界條件的設置與風洞試驗的名義條件一致：

1）自由流速度，V∞ = 153.3 mph

2) 環境溫度，T∞ = 78.4°F

3) 環境壓力，P∞ = 14.58 psi

4) 密度，ρ = 0.002263 微克/立方英尺

5) 小尺度模型船體弦長，c = 8.2英尺

6) 試驗斷面尺寸為高7.75英尺，寬11.04英尺

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖4

圖 2. CFD邊界條件

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖5

圖3. CFD網格樣本

圖3所示為網格樣本，其中氣球周圍的詳細邊界層用于改善結果，特別是阻力。同時，在風洞壁上也應用了邊界層，以匹配風洞壁在掃掠極端角度下的微小影響。對稱Alpha掃掠的網格大小為1600萬到2200萬個元素，Beta掃掠的網格大小為3100萬到3700萬個元素。

3. CFD結果與2010年GLM風洞結果的比較

在下面兩節中，將詳細介紹風洞試驗結果，包括力和力矩數據以及壓力分布數據。兩個參考參數值如下：

1) c = 2.5 m

2) S = 0.77 m2

標準空氣動力系數的計算示例如下：

1) Cp = 壓力/(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頭為中心的。

5) Cn = Yawing_Moment/(0.5*密度*速度2*S*c)，注意所有力矩都是圍繞鼻頭取值。

請注意，所有數據均為2010年GLM風洞試驗的數據，基準速度為150英里/小時。

A. 力和力矩數據

CFD結果與2010年GLM風洞試驗的結果對比良好。圖4顯示了力和力矩系數與Alpha和Yaw兩個主要角度（單位：度）的對比。因此，每個參數的影響應通過檢查Alpha和Yaw掃頻集來觀察，這也是圖4被編號為a)和b)的原因，以便與參考文獻1保持一致。

a) α (α)：

1. CD = 阻力系數

2. CL = 升力系數

3. Cm =俯仰力矩系數

b)偏航(ψ)：

1. CD = 阻力系數

2. CS = 側向力系數

3. Cn = 偏航力矩系數

圖4顯示了GLM（實線）和CFD（虛線）的比較。從圖中可以看出，數據趨勢相似。

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖6

圖 4. 力和力矩數據

B．壓力分布

下面討論CFD和2010年GLM試驗的壓力分布比較。如圖5所示，2010年風洞試驗的80個壓力觀測位置主要放置在四個90度的圓周象限，以獲得全面的壓力分布。這種觀點對于零偏航時的俯仰角掃描是正確的。對于零俯仰角的偏航掃描，尾部旋轉90度，使擋風罩處于0度。在球體前部180度處沒有設置測壓觀測點，因為該數據總是會受到位于支柱正前方的影響。

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖7

圖 5. 模型壓力觀測位置

圖6顯示了零俯仰和零偏航時CFD和風洞數據之間的有利壓力比較。 CFD顯示的擋風罩前的 "弓形尾流 "在風洞數據中沒有顯示（發生在壓力測壓觀測點之間）。俯仰10度時的壓力數據對比見圖7。同樣，CFD的壓力系數與風洞壓力數據非常吻合。CFD中的0度和180度線在兩幅圖中都是相同的。對于90度和270度曲線，90度曲線是由于擋風罩造成壓力偏移的曲線。

正如所料，如果力和力矩數據一致，壓力數據也必須一致。從CFD得到的壓力用于結構分析是合理的。

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖8

圖6 零俯仰和零偏航時的壓力比較

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖9

圖7 10度俯仰和零偏航時的壓力比較

4. 全尺寸模型分析

CFD方法在風洞模型上得到驗證后，被用于全尺寸模型在飛行高度上的氣動系數和壓力分布。此外，還分析了俯仰角和偏航角的其他組合，以增加空氣動力學數據庫。

在設計全尺寸模型時，對尾翼尺寸、擋風罩尺寸和位置進行了細微改動。有了CFD，就不必再回到風洞中對幾何形狀有細微變化的模型進行分析。

5. 結論

由于CFD方法已經根據2010年GLM力和力矩數據以及壓力分布進行了驗證，因此它是更新空氣動力學數據庫的有效數據集。趨勢符合預期，雷諾數阻力縮放比歷史測試進一步提高了一個數量級。此外，壓力分布也顯示了適當的趨勢，適合作為系留氣球系統有限元結構分析的輸入。根據參考文獻8和9中的方法，對風洞數據進行了還原，以便納入模擬程序FLIGHT和NLDS。

參考文獻

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.

圖文獎賞

以色列航空航天工業公司(IAI)的高可用性系留氣球系統 (HAAS)

彼得-洛布納，2023 年 6 月 19 日

1. 簡介

以色列的高可用性系留氣球系統（HAAS）是由以色列航空航天工業公司（IAI）的埃爾塔分部與以色列空軍（IAF）、以色列導彈防御局（IAF）和以色列空軍（IAF）合作開發的。

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖12

組織 (IMDO)和美國導彈防御局 (MDA)

HAAS 的設計目的是對巡航導彈、武器化無人機和其他空中威脅等低空威脅發出預警。它在功能上類似于美國的JLENS（聯合對陸攻擊巡航導彈防御高空網狀傳感器系統）航空系留氣球系統，該系統已于2017年被取消。

大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證的圖13

安裝了機載雷達的 HAAS 系留氣球停泊在停泊平臺上

資料來源：《防務郵報》（2022 年國防郵報》（2022 年）

2. HAAS 的一般描述

HAAS 系留氣球全長 117 米（384 英尺），是世界上最大的系留氣球之一。它是由美國 TCOM 公司開發和制造的 117M 型戰略系留氣球。它比 TCOM 的 74M 型（74 米/242.8 英尺）戰略系留氣球大得多，后者用于類似的美國 JLENS 系留氣球項目。在 JLENS項目中，74M 型系留氣球可將 3175 公斤（7000 磅）的有效載荷運至 3048 米（10000 英尺）的作戰高度。117M 型航空系留氣球可攜帶更大的有效載荷，達到更高的運行高度。