高速列車串列升力翼翼型優(yōu)化設(shè)計

　　摘　要：氣動升力協(xié)同高速列車是一種通過添加串列升力翼提高列車氣動升力，實現(xiàn)高速列車整體能耗和全壽命周期成本下降的創(chuàng)新型高速列車概念。由于升力翼使得列車的凈重量下降，車輪與軌道之間的作用程度減弱進(jìn)而降低了摩擦阻力和車輪的磨損。為減少串列翼之間的氣動干擾，在鐵路限界約束條件下，基于數(shù)值模擬方法，研究了不同壁面距離和攻角下的升力翼氣動特性，提出了一種較優(yōu)的升力翼氣動布局，在此基礎(chǔ)上開展翼型優(yōu)化設(shè)計。研究結(jié)果表明：后翼處在前翼的尾跡區(qū)時會存在顯著的升力損失，且氣動損失隨著前翼攻角的增大而增大。通過翼型優(yōu)化，可以有效改善后翼的氣動特性，相比原始翼型，新翼型的升力系數(shù)提升了 14.06%，升阻比提升了 10.71%。

　　關(guān)鍵詞：氣動升力;高速列車;翼型;翼間干擾;計算流體力學(xué)

　　王瑞東; 倪章松; 張軍; 李樹民; 岳懷俊; 余雨晨， 空氣動力學(xué)學(xué)報 發(fā)表時間：2021-11-18

　　0 引　言

　　中國高鐵已成為中國自主創(chuàng)新的成功范例，從引進(jìn)、消化、吸收再到自主創(chuàng)新，現(xiàn)在已經(jīng)領(lǐng)跑世界， “復(fù)興號”CR400 運營速度已達(dá) 350 km/h。同時，《交通建設(shè)強(qiáng)國綱要》中已指出要“合理統(tǒng)籌安排時速 400 公里級高速輪軌客運列車系統(tǒng)技術(shù)儲備研發(fā)”。隨著運營時速提升，輪軌列車的車輪磨耗將加劇，勢必縮短車輪的鏇修周期和使用壽命[1]。

　　為了在更高速度下降低列車全壽命周期成本，研究者們提出了帶有升力翼的高速列車概念，突破傳統(tǒng)高速列車氣動外形設(shè)計理念，結(jié)合高速列車和飛行器各自優(yōu)勢，希望通過增加列車氣動升力，實現(xiàn)高速列車整體節(jié)能降耗。

　　20 世紀(jì)末，日本東北大學(xué)[2] 最早提出了“氣動懸浮列車”設(shè)計概念，通過在地面附近布置地效翼，利用地面效應(yīng)增升，給列車提供升力。日本東北大學(xué)石塚智之和小濱泰昭等對氣動懸浮列車所用翼型進(jìn)行了初步設(shè)計研究，認(rèn)為其運載經(jīng)濟(jì)效率要高于磁浮列車和高速民航客機(jī)，并制作出了氣動懸浮列車實驗車型[3-5]。江雷等提出了一種添加升力翼的概念設(shè)計方案，在車頂和車底側(cè)面布置“仿機(jī)翼”，并指出了一些可供選擇的翼型[6-7]。賴晨光等在日本東北大學(xué)工作的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步對氣動懸浮列車開展了翼型優(yōu)化與地面效應(yīng)研究，并提出布置在列車兩側(cè)的環(huán)形翼氣動布局[8-10]。

　　上述研究表明，設(shè)計出具備良好氣動特性的升力翼是升力翼列車技術(shù)的關(guān)鍵。圍繞這一目標(biāo)，研究者們提出了多種設(shè)計方案，但并未充分與我國高鐵的發(fā)展實際相結(jié)合。

　　一方面是沒有充分考慮鐵路限界的影響。鐵路限界標(biāo)準(zhǔn)是鐵路的重要基礎(chǔ)標(biāo)準(zhǔn)，規(guī)定了建筑物、設(shè)備與機(jī)車車輛不能逾越的輪廓尺寸線。與鐵路運輸、運營安全、工程建設(shè)、工務(wù)維修等關(guān)系密切[11]。我國建成高鐵總里程已突破 3.5 萬公里，不兼容現(xiàn)有的鐵路限界將造成巨大的基礎(chǔ)投資浪費。因此，有必要在現(xiàn)有鐵路限界約束下開展列車升力翼設(shè)計，確保升力翼的幾何邊界不與鐵路建筑限界或車輛限界發(fā)生沖突。

　　另一方面是需要針對升力翼列車的串列翼氣動布局開展翼型設(shè)計。限界約束下，單個升力翼無法提供升力翼列車所需的全部升力，需采用類似巡飛彈[12-13] 的串列翼布局設(shè)計。升力翼同時受到前翼和車體的氣動干擾，如直接采用現(xiàn)有航空翼型[6] 或在單翼條件下開展翼型優(yōu)化設(shè)計[9] ，則不能準(zhǔn)確刻畫升力翼的工作環(huán)境，使得優(yōu)化設(shè)計點偏離工程實際。

　　針對上述問題，本文結(jié)合高速列車的運行工況，基于列車限界分析[14-15] ，首先開展列車升力翼概念設(shè)計研究，確定列車升力翼的基本幾何尺寸。基于數(shù)值模擬方法，研究了不同垂直高度和攻角下的升力翼氣動特性，提出了一種較優(yōu)的升力翼氣動布局。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合 CFD 數(shù)值模擬、CST 翼型參數(shù)化方法和并行加點的 Kriging 代理模型，設(shè)計出一種在列車串列翼氣動布局下具備更優(yōu)氣動特性的二維翼型，并分析了新翼型氣動特性改善的原因。

　　1 概念設(shè)計

　　1.1 鐵路限界約束分析

　　鐵路限界是列車升力翼設(shè)計的重要約束，根據(jù)1435 mm 標(biāo)準(zhǔn)軌距鐵路限界標(biāo)準(zhǔn)[14-15] (如圖 1 所示)，升力翼必須布置在鐵路的建筑限界和橋隧限界之內(nèi)，車輛兩側(cè)可布置升力翼的空間有限，僅有 740 mm，難以提供有效的升力面積。最適合布置升力翼的空間是車體上方的一個類梯形區(qū)域(圖中紅色虛線框內(nèi))。橫向空間為 1400 mm 至 2000 mm，縱向空間為 2500 mm 左右。在展長受限的情況下，升力翼展弦比不能隨意增大，這對二維翼型的氣動性能提出了更高要求。

　　1.2 基于升力線理論的升力翼概念設(shè)計

　　時速 400～500 公里級的高鐵的行駛速度屬于亞聲速范疇，亞聲速翼型的氣動特性可通過升力線理論進(jìn)行工程估算。通過估算，可以初步確定單節(jié)列車的升力翼布置個數(shù)和其他幾何參數(shù)設(shè)計空間，為二維翼型優(yōu)化設(shè)計提供參考。

　　本文選擇 GAW-1 翼型作為升力翼優(yōu)化設(shè)計的初始翼型，GAW-1 為 NASA Langley 實驗室專為低速高升力需求的通航飛機(jī)設(shè)計的自然層流翼型，相對厚度為 17%，最大彎度位置為弦長的 40%，在低馬赫數(shù)工況下，具備較好的升力性能，在通航飛機(jī)設(shè)計獲得了廣泛的應(yīng)用，三維氣動布局形式為常用的梯形翼，其關(guān)鍵幾何參數(shù)包括展弦比和跟梢比。

　　設(shè)單個三維升力翼的升力系數(shù)為 CL 則： CL = CL0 +αCLα (1) CL0 CLα CLα 式中 為零攻角升力，一般三維機(jī)翼的零升力攻角與二維機(jī)翼的零升力攻角相同，采用風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)[16]。為升力線斜率，α 為攻角，三維機(jī)翼的 ，可采用式(2) [17] 計算： CLα = 2πλAR 2+ √ 4 + λAR 2β 2 ηe ( 1+ tan2 χ1/2 β 2 ) (2) 其中 λAR 為展弦比;χ1/2 為 1/2 弦線的后掠角，對于亞聲速機(jī)翼可 取 0; ηe 為翼型效率 ， 一 般 取 0.95;為壓縮系數(shù)。

　　假設(shè)升力翼為梯形翼，則翼面積 S 可表示為： S = L 2 (1+ηTR) 4λAR (3) 其中 L 為機(jī)翼的展長，ηTR 為根梢比。則單節(jié)車廂多個翼提供的總升力為： FL_all = NρV 2SCLηcfg 2 (4) ρ V ηcfg α 其中 N 為升力翼個數(shù)， 為空氣密度， 為自由來流速度， 為氣動布局效率，表征在串聯(lián)翼布局中，前后翼干擾對氣動特性的影響，根據(jù)已有串列翼氣動特性研究文獻(xiàn)[12-13] ，本研究中取 30% 進(jìn)行估算。鐵路限界約束下，升力翼展長 L 取為 3 m，圖 2 展示了攻角 0°≤ ≤15°，0.6≤ηTR≤1.0，5≤λAR≤7 情況下，串聯(lián)不同個數(shù)升力翼的減重效果估算。以等效減輕車體總量(車體重量取 35 t)的 20% 至 30% 為氣動需求指標(biāo)，可挑選出符合設(shè)計指標(biāo)的設(shè)計空間范圍(圖 2 中紅色虛線之間)。

　　對于串聯(lián)翼個數(shù)為 4 的情況下，能夠達(dá)到等效減重車體重量 20%～30% 的只有兩個工況點，同時符合條件的最小攻角為 12°，即只能在較大的攻角下才能實現(xiàn)減重目標(biāo);當(dāng)串聯(lián)個數(shù)為 5 時，存在多組符合條件的組合，同時最小攻角為 9°，設(shè)計空間更大。

　　可以發(fā)現(xiàn)，在不同串聯(lián)翼個數(shù)下，展弦比越小、根梢比越接近 1，其減重效果越好。原因在于在限界約束下，增加展弦比、減小跟梢比帶來的效率提升比不上翼面積減少帶來的負(fù)面影響。綜上所述，本研究選擇串聯(lián)個數(shù)為 5，攻角為 9°～14°，展弦比為 5 的工況點作為升力翼的優(yōu)化設(shè)計空間。

　　2 翼間干擾數(shù)值仿真研究

　　2.1 仿真模型

　　基于翼型的二維翼間干擾數(shù)值仿真研究模型如圖 3 所示。計算域高 20 m，車頂前緣與入口邊界距離 L1 = 25 m，后緣與出口邊界距離 L2 = 50 m，升力翼下方帶部分車頂曲線，取三編組車長 L3 = 75 m。兩個升力翼布置在中車上方，間距 L4 = 5 m(按每節(jié)車布置 5 個升力翼計算)。前翼 A 攻角為 α1，壁面距離為 H1，后翼 B 攻角為 α2，壁面距離為 H2。根據(jù)概念設(shè)計取前后翼弦長 c = 600 mm(展弦比為 5)。

　　計算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行離散，在機(jī)翼附近采用 O 型網(wǎng)格加密。仿真采用基于雷諾時均 N-S 方程的 CFD 求解器，湍流模型為 Realizable 湍流模型和增強(qiáng)壁面函數(shù)，離散格式選擇二階迎風(fēng)，壓力速度耦合方法選擇 Simple，在車頂和翼型壁面進(jìn)行了邊界層網(wǎng)格加密，第一層網(wǎng)格高度為 0.1 mm，使壁面 y +值符合湍流模型要求。

　　入口速度設(shè)為 450 km/h，馬赫數(shù) Ma = 0.36，基于翼型弦長的馬赫數(shù)為 5.1×106 ，出口為壓力出口，上邊界為對稱邊界條件。

　　2.2 仿真精度驗證

　　由于公開文獻(xiàn)尚未有相關(guān)車-翼模型試驗數(shù)據(jù)發(fā)表，本研究采用自由來流的工況進(jìn)行湍流模型和壁面函數(shù)驗證。圖 4 展示了模型驗證算例的網(wǎng)格剖分，圖 5 展示了攻角從 0°到 18°情況下仿真得到的升力系數(shù)與 NASA 風(fēng)洞試驗結(jié)果[16] 在相同雷諾數(shù)、馬赫數(shù)下的對比，可以發(fā)現(xiàn)升力曲線線性段的斜率符合較好，在失速角度誤差有所增大，但最大的相對誤差不大于 5%，說明仿真模型精度可信。

　　2.3 不同氣動布局氣動特性分析

　　為探究前后翼間干擾的定性規(guī)律，尋找較優(yōu)的氣動布局形式。本研究對壁面距離在 0.5 m、1 m、1.5 m、 2 m、2.5 m 下，攻角在 6°、8°、10°、12°、14°下的前后翼組合工況進(jìn)行了仿真分析，具體工況如表 1 所示。其中 ， Case1 表示前 翼 A 比 后 翼 B 高時的工況集合 ， Case2 表示前翼 A 比后翼 B 低時的工況集合。圖 6 展示了前翼比后翼高時，翼 A 和翼 B 的升力系數(shù)變化曲線，此時前翼 A 的壁面距離和攻角固定。可以發(fā)現(xiàn)，在翼間距 5 m 的情況下，無論后翼 B 的攻角和壁面距離如何變化，對前翼的氣動特性都沒有影響。

　　對于翼 B，在 0.5 m≤H2≤2.0 m 時，隨著壁面距離的增加，升力系數(shù)不斷增大，說明此時車頂對機(jī)翼的壁面效應(yīng)為負(fù)效應(yīng)，距離車頂越近，機(jī)翼的升力損失越顯著;當(dāng) H2 增加到 2.5 m 時，后翼 B 的升力系數(shù)突然下降，分析其速度云圖發(fā)現(xiàn)(如圖 7 所示)，此時后翼直接受到前翼尾跡的影響，因此在布置機(jī)翼時，應(yīng)盡量使得后翼脫離前翼的尾跡影響區(qū)域。

　　圖 8 展示了后翼比前翼高時，翼 A 和翼 B 的升力系數(shù)變化曲線，此時前翼 B 的壁面距離和攻角固定。

　　對于翼 A，類似于 Case1，當(dāng)在 0.5 m≤H1≤2.0 m 時，后翼 A 的攻角和壁面距離變化對后翼 B 的氣動特性影響很微弱。當(dāng) H1 = 2.5 m 時，由于尾跡效應(yīng)，后翼 B 的氣動性能發(fā)生了明顯的下降，并且隨前翼 A 攻角的增加，氣動損失也隨之加劇，這是因為隨著攻角的增加，前翼的迎風(fēng)遮擋面積和尾跡區(qū)域都隨之增加。

　　對于翼 A，在 0.5 m≤H1≤2.5 m 范圍內(nèi)，隨著壁面距離的增加，升力系數(shù)不斷增大，并且在 H1=2.5 m 時與自由來流工況下的試驗數(shù)據(jù)趨同，說明此時機(jī)翼已經(jīng)基本脫離了壁面效應(yīng)的影響范圍。對比圖 6 和圖 8 發(fā)現(xiàn)，Case2 中翼 A 的升力系數(shù)要大于相同壁面距離和攻角下的 Case1 中翼 B 升力系數(shù)，這是由于除去壁面效應(yīng)外，翼 B 同時受到前翼下洗氣流的影響，有效攻角減小，導(dǎo)致升力損失。

　　2.4 車頂邊界層厚度對升力翼氣動性能的影響分析

　　在近車頂區(qū)域，車頂邊界層的發(fā)展是否會影響升力翼的性能是本文關(guān)注的一個重點。圖 9 展示了無升力翼時車頂不同位置的名義邊界層厚度變化趨勢，圖中 δ 代表名義邊界層厚度，定義為當(dāng)?shù)厮俣扰c自由來流速度比值為 0.99 的位置，h 表示列車的特征長度—車高。圖 9 中同時展示了潘永琛[18] 使用 IDDES 模型對 380A 車型三車編組進(jìn)行模擬仿真得到的車頂邊界層名義厚度。

　　對比發(fā)現(xiàn)二維簡化模型和三維模型[18] 模擬沿車長方向的邊界層厚度發(fā)展趨勢相同，都表現(xiàn)為從流線型頭部與車身連接處，車頂邊界層厚度先以較快速度增加，發(fā)展至中后部后再緩慢增加，靠近列車尾部的區(qū)域，邊界厚度有所降低，與田紅旗院士在文獻(xiàn) [19] 中的結(jié)論一致。在厚度絕對值方面，由于本文研究采用二維簡化模型 ， 在頭車 ( X/L3≤0.4) 和尾車區(qū)域(0.6≤X/L3)等三維流動顯著的區(qū)域與實車模型存在一定差異，但在放置升力翼的中車區(qū)域(0.4≤X/L3≤ 0.6)，本文模擬的邊界層厚度與三維模型基本一致，說明了本研究采用簡化模型得到的車頂邊界層厚度可以反映真實列車的車頂邊界層厚度。

　　圖 10 展示了不同壁面距離下的前翼下方的無量綱速度云圖。可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)升力翼的壁面距離 H1≤ 1.5 m 時，升力翼下方的高壓低速流體會與車頂邊界層發(fā)生干涉，使得邊界層厚度增厚，特別是 H1 = 0.5 m 時，升力翼基本浸沒在車頂邊界層內(nèi)，導(dǎo)致升力翼的氣動性能惡化，隨著壁面距離增加，升力翼與車頂邊界層之間的干涉逐漸減弱。當(dāng) H1 = 2.0 m 時，升力翼下方的高壓低速流體與車頂邊界基本脫離，不發(fā)生干涉，當(dāng) H1 = 2.5 m，車頂邊界層的厚度約為 40 mm 左右，說明此時車頂邊界層與升力翼之間的干涉較微弱。通過上述分析可知，應(yīng)當(dāng)盡可能高地布置升力翼(H1≥1.5 m)，盡量減少升力翼受到的車頂邊界層干擾。

　　2.5 設(shè)計工況點確定

　　圖 11 和圖 12 分別展示了在 Case1 和 Case2 情況下，雙翼的平均升力系數(shù)，并添加了用兩個對應(yīng)攻角單翼實驗數(shù)據(jù)合成的自由來流工況，用以表征沒有壁面效應(yīng)和翼間干擾的理想情況。可以發(fā)現(xiàn)，串列翼布局時，整體的氣動性能要低于沒有氣動干擾的情況，壁面效應(yīng)和翼間干擾的影響使得翼型的平均升力系數(shù)最多可損失近 30%，而最接近的工況點為 H1 = 2.5 m，H2 = 2.0 m，α1 = 12°，α2 = 14°，此時后翼基本脫離了壁面效應(yīng)區(qū)域，同時避開了前翼的尾跡區(qū)域，可選用此工況點開展后翼的翼型優(yōu)化設(shè)計。

　　3 考慮翼間干擾的翼型優(yōu)化設(shè)計

　　3.1 翼型參數(shù)化方法

　　準(zhǔn)確地描述翼型的幾何外形是進(jìn)行翼型優(yōu)化設(shè)計的前提，CST 方法是用型函數(shù)和類函數(shù)，表征復(fù)雜外形的一種幾何參數(shù)化方法。由于其可以用較少的優(yōu)化參數(shù)，獲得較好的翼型逼近效果，因此在翼型優(yōu)化設(shè)計過程中得到了大量的應(yīng)用。CST 方法對于翼型上下翼面的數(shù)學(xué)描述如式(5、6)所示：本文上下翼面都基于六階伯恩斯坦多項式，共 14 個控制參數(shù)，控制點的分布為弦長的 10%、15%、 20%、70%、80% 和 90%，為了達(dá)到較好的擬合，在翼型前緣和尾緣曲率較高的地方上下各布置了三個控制點，在翼型中部上下各布置了一個控制點。通過控制點反解得到的 14 個伯恩斯坦多項式系數(shù)，即為優(yōu)化的控制參數(shù)。

　　對 GAW-1 翼型進(jìn)行了擬合，上翼面擬合值與翼型原始點的標(biāo)準(zhǔn)差為 3.442×10−4 ，下翼面的擬合標(biāo)準(zhǔn)差為 9.31×10−4 ，上下翼面擬合誤差的弦向分布如圖 13(b)所示。可以看出，基于 CST 方法的翼型參數(shù)化擬合能較好地反映翼型的幾何外形，擬合相對誤差最大值不大于 6×10−3。

　　3.2 基于 Kriging 代理模型的二維翼型優(yōu)化方法

　　代理模型是指在構(gòu)建優(yōu)化模型的過程中，建立計算量小、計算精度與原數(shù)值仿真模型(如 CFD)相當(dāng)?shù)慕茢?shù)學(xué)模型，例如響應(yīng)面模型、徑向基函數(shù)模型、Kriging 代理模型等[20]。引入代理模型可以大幅提高優(yōu)化設(shè)計效率。研究者[21] 發(fā)現(xiàn)將加點優(yōu)化準(zhǔn)則是影響 Kriging 代理模型的關(guān)鍵。為避免單一加點方法的不足，提高優(yōu)化器的全局性能的優(yōu)化能力和局部尋優(yōu)能力，本文選擇 EI、MSP、MSE 組合加點準(zhǔn)則的并行加點方法構(gòu)建 Kriging 代理模型[21]。

　　在優(yōu)化過程中，以 CST 函數(shù)擬合得到的 14 個控制參數(shù)為優(yōu)化對象，以升力系數(shù)和升阻比最大為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，使用拉丁超立方抽樣獲取 50 個初始樣本點，當(dāng)總樣本點數(shù)達(dá)到 250 時，停止優(yōu)化。

　　3.3 優(yōu)化結(jié)果分析

　　表 2 展示了自由來流下原始翼型、前翼干擾下原始翼型和優(yōu)化后翼型的升力系數(shù)與升阻比對比。

　　可以發(fā)現(xiàn)，在較優(yōu)布局下，后翼 B(原始翼型)仍受到前翼的氣動干擾，升力系數(shù)和升阻比略有下降。經(jīng)過優(yōu)化，后翼 B 在較優(yōu)氣動布局下的升力系數(shù)由 1.709 上升到了 1.946，上升了 14.06%。升阻比由 42.27 上升到 46.82，上升了 10.71%。圖 14(a)展示了優(yōu)化前后的翼型幾何外形，優(yōu)化后的翼型外形呈現(xiàn)出上下表面頭部外突出，中后部向內(nèi)凹進(jìn)的趨勢，最大厚度和彎度位置前移。圖 14(b)展示了優(yōu)化前后翼型表面壓力系數(shù)曲線的對比，可以發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后翼型的前緣吸力峰強(qiáng)度有所降低，升力增加來源于上翼面中前部(0.2≤X/c≤0.6)壓力系數(shù)的減少。進(jìn)一步分析翼型優(yōu)化前后的壓力系數(shù)云圖(如圖 15(a)和圖 15(b)所示) ，壓力系數(shù)小于−1.6 的區(qū)域從 X/c = 0.34 擴(kuò)大到 X/c = 0.42，優(yōu)化后翼型的低壓區(qū)相比原始翼型有了強(qiáng)化和擴(kuò)大。

　　圖 15(c)和圖 15(d)展示了優(yōu)化前后翼型的湍動能云圖對比，可以發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后翼型前緣剪切層的湍流強(qiáng)度有了明顯的下降，說明凸起加厚的前緣在設(shè)計點下改善了翼型前緣的流動分離，有利于翼型吸力面低壓區(qū)的發(fā)展。

　　4 結(jié)　論

　　本文基于高鐵限界約束下的列車串列翼概念設(shè)計，研究了不同相對垂直高度和攻角下的升力翼氣動特性，提出了一種較優(yōu)的升力翼氣動布局。在此基礎(chǔ)上，優(yōu)化設(shè)計出一種在列車串列翼氣動布局下具備更優(yōu)氣動特性的二維翼型。通過研究，得出以下結(jié)論：

　　1)基于 CFD 分析了不同前后翼氣動布局的氣動特性，發(fā)現(xiàn)后翼處在前翼的尾跡區(qū)域時會存在顯著的氣動損失，且氣動損失隨著前翼攻角的增大而增大，通過調(diào)整兩翼的相對高差，可以減小這一損失。

　　2)基于 CST 翼型參數(shù)化方法和 Kriging 代理模型，對后翼進(jìn)行優(yōu)化，使得其在優(yōu)化工況點下改善了前緣流動分離，擴(kuò)大了上翼面低壓區(qū)，升力系數(shù)上升了 14.06%，升阻比上升了 10.71%。

　　3)通過二維簡化模型可以有效模擬高速列車車頂?shù)倪吔鐚雍穸龋?dāng)翼型浸沒在車頂邊界層內(nèi)時，會產(chǎn)生明顯的氣動損失，應(yīng)該使得翼型距離車頂高度盡量大于車頂邊界層厚度。

　　高速列車升力翼工作環(huán)境與傳統(tǒng)的航空機(jī)翼有較大差異，必須著重考慮壁面效應(yīng)和翼間干擾的影響。本研究主要從氣動增升的角度開展研究，但引入升力的同時必然也會增加高速列車的整體氣動阻力和氣動噪聲，如何實現(xiàn)增升、減阻、降噪的多目標(biāo)協(xié)同優(yōu)化設(shè)計，是下一步高速列車升力翼設(shè)計研究的重點。