基于升華法的后掠翼混合層流控制研究

王 菲,額日其太,王 強(qiáng),郭 輝,蘇沛然

(1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,北京 100191;2.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)

0 引 言

在飛機(jī)巡航阻力中,摩擦阻力是一個(gè)重要的組成部分,減少表面摩擦阻力可以提升氣動(dòng)性能上的優(yōu)勢(shì)從而降低飛機(jī)的運(yùn)行成本。對(duì)于亞聲速飛機(jī),表面摩擦阻力占總阻力的50%左右[1],而層流的阻力比相同雷諾數(shù)湍流的阻力要小90%[2]。因此保持飛行器表面更多的層流區(qū)可以大大減少飛行阻力。采用一定的控制措施推遲邊界層轉(zhuǎn)捩,使飛行器表面保持大面積層流區(qū)的技術(shù)稱為層流控制技術(shù)。層流控制技術(shù)是減小摩擦阻力非常有效的措施[3-4]。目前層流控制措施主要包括自然層流控制(Natural Laminar Flow,NLF)、層流控制(Laminar Flow Control,LFC)、混合層流控制(Hybrid Laminar Flow Control,H LFC)、微尺度粗糙元(Micron-Sized Roughness)層流控制等[5-6]。

NLF方法主要應(yīng)用于小后掠角機(jī)翼,而LFC需要全翼面吸氣,吸氣量大、系統(tǒng)較復(fù)雜。HLFC方法結(jié)合了NLF和LFC技術(shù)優(yōu)點(diǎn),采用僅在機(jī)翼前緣附近吸氣、其它的區(qū)域采用合理壓力分布的方法來實(shí)現(xiàn)層流控制。HLFC方法具有吸氣量小、吸氣系統(tǒng)較簡(jiǎn)單、保持良好機(jī)翼氣動(dòng)性能等優(yōu)勢(shì),是針對(duì)后掠翼層流控制有效且實(shí)用的方法[7]。為了證明HLFC技術(shù)在推遲轉(zhuǎn)捩和減阻方面的可行性和實(shí)用性,Dassault公司和波音公司分別進(jìn)行了飛行實(shí)驗(yàn)[8-9]。為了掌握H LFC技術(shù),解決飛行實(shí)驗(yàn)中的一些不確定性問題,波音公司還在Langley研究中心進(jìn)行了HLFC的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),但是實(shí)驗(yàn)的結(jié)果并沒有公開。黃勇等人采用升華法研究后掠翼模型柱狀粗糙元對(duì)轉(zhuǎn)捩的影響[10],楊永等人采用升華法研究了后掠翼三維邊界層的轉(zhuǎn)捩[11]。目前尚未見到國(guó)內(nèi)基于升華法的后掠翼H LFC抑制橫流駐波增長(zhǎng)并推遲轉(zhuǎn)捩的實(shí)驗(yàn)研究。

實(shí)驗(yàn)在低湍流度風(fēng)洞中進(jìn)行,采用萘升華流動(dòng)顯示法結(jié)合熱線測(cè)量方法,研究不同吸氣量和迎角下H LFC對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明升華法可以直觀和準(zhǔn)確地表示后掠翼的轉(zhuǎn)捩位置,適合用來研究HLFC方法對(duì)后掠翼轉(zhuǎn)捩的影響;HLFC方法可以顯著推遲由橫流不穩(wěn)定觸發(fā)的轉(zhuǎn)捩;在同一迎角下增加吸氣量,可以更有效地抑制橫流波(CF波)擾動(dòng)增長(zhǎng),延長(zhǎng)層流區(qū)的長(zhǎng)度。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及方法

實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室D4風(fēng)洞中進(jìn)行。D4風(fēng)洞是一座低速、低湍流度、低噪聲回流風(fēng)洞,湍流度Tu≤0.08%。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎?NACA64A-204翼型的后掠翼模型,弦長(zhǎng)0.848m,展長(zhǎng) 2.1m,后掠角為 45°,垂直于水平面放置于1.5m×1.5m實(shí)驗(yàn)段中(圖1和2)。在上翼面布置15個(gè)測(cè)壓孔,為避免上游測(cè)壓孔對(duì)下游的影響,將測(cè)壓孔排列成直線并與流向成15°夾角(圖1)。通過Model9816智能壓力掃描閥采集實(shí)驗(yàn)壓力數(shù)據(jù),精度可達(dá)到±0.05%,實(shí)驗(yàn)中測(cè)得的壓力系數(shù)Cp分布見圖2。

圖1 NACA64A-204后掠翼模型及測(cè)量點(diǎn)分布Fig.1 NACA64A-204 swept wing and positions of test points

吸氣區(qū)位于模型上表面中部的前緣附近,包括3個(gè)獨(dú)立的吸氣腔,從前緣開始,長(zhǎng)度分別為弦長(zhǎng)的2%、3%和5%。前緣大量的小直徑吸氣孔均采用激光加工,來保證HLFC前緣均勻吸氣的效果。吸氣孔總數(shù)目約為28300個(gè),孔直徑為0.06mm,間距為0.6mm。吸氣孔分別與3個(gè)吸氣腔相連,可以獨(dú)立控制每個(gè)吸氣腔的吸氣流量(圖3)。吸氣流量Q由吸氣系數(shù)確定。吸氣系數(shù)的定義為Cq=ρwuw/(ρ∞u∞),其中下標(biāo)w表示壁面吸氣參數(shù)。吸氣系數(shù)的選擇與實(shí)驗(yàn)條件、吸氣孔的位置等有關(guān)。在前緣區(qū)域,由于不穩(wěn)定波尤其是CF(crossflow)波增長(zhǎng)較快,因此在第一、二腔采用較大的吸氣量來抑制擾動(dòng)的增長(zhǎng)。通過以往的研究經(jīng)驗(yàn)選擇第一腔的吸氣系數(shù)Cq1=1.0×10-3為標(biāo)準(zhǔn)吸氣系數(shù),1、2、3區(qū)(從前到后)的吸氣系數(shù)比為Cq1∶Cq2∶Cq3=4∶4∶1,對(duì)應(yīng)3個(gè)腔總的標(biāo)準(zhǔn)吸氣量為Q0。

圖2 翼型剖面和實(shí)驗(yàn)條件下測(cè)得的上表面Cp分布Fig.2 Airfoil and upper surface Cpdistribution for test conditions

圖3 吸氣系統(tǒng)示意圖Fig.3 Suction system

升華技術(shù)是常用的顯示物面上邊界層轉(zhuǎn)捩位置的實(shí)驗(yàn)技術(shù)之一。通常升華技術(shù)的指示劑有六氯乙烷、萘、苊、菲等,溶劑有丙酮、苯、二甲苯等[12]。實(shí)驗(yàn)最終選擇萘和丙酮分別作為指示劑和溶劑。萘升華流動(dòng)顯示技術(shù)是利用萘在常溫下的易升華特性,將萘溶于丙酮溶液并均勻的噴涂于模型表面,待丙酮溶液揮發(fā)后會(huì)在模型表面附著一層均勻的白色粉狀萘晶體。由于轉(zhuǎn)捩點(diǎn)前后氣流對(duì)壁面的剪切力變化很大,使萘在湍流區(qū)內(nèi)升華速度加快,因此模型表面湍流區(qū)的白色萘涂層先消失,從而在層流和湍流之間形成了明顯的邊界。

熱線采集及標(biāo)定系統(tǒng)采用DENTEC公司的產(chǎn)品。熱線探針選用55P15邊界層探針,此探針專為測(cè)量邊界層內(nèi)速度而設(shè)計(jì)。探針測(cè)量速度范圍0.05～500m/s。邊界層熱線探針安裝在55P16支架上并固定在三維電控組合位移臺(tái)上,聯(lián)機(jī)控制步進(jìn)電機(jī)來控制熱線探針的位移,其位移精度可以達(dá)到1/800mm。熱線測(cè)量點(diǎn)分別為20%和30%弦長(zhǎng)位置,展向測(cè)點(diǎn)中心與吸氣區(qū)的中心一致(見圖1)。每個(gè)測(cè)點(diǎn)熱線采樣時(shí)間為2s,采樣頻率為2000Hz。

在邊界層內(nèi)部由于后掠和弦向壓力梯度的共同作用產(chǎn)生了垂直于無粘流線的速度分量。這個(gè)橫流剖面是存在拐點(diǎn)的并且存在行波和駐波兩種不穩(wěn)定波,而這兩種波被稱為橫流渦,近似沿著無粘流線展向排列。在低湍流度條件下,橫流波是以駐波形式體現(xiàn)的[13],而中等的和較高的湍流度則會(huì)以行波的形式出現(xiàn)[14]。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的低湍流度特性可以模擬高空飛行的自由流條件,適合研究由橫流駐波主導(dǎo)的后掠翼邊界層內(nèi)的橫流不穩(wěn)定。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 吸氣量對(duì)不同迎角轉(zhuǎn)捩位置的影響

首先利用萘升華流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn),研究不同吸氣量在不同迎角下對(duì)后掠翼轉(zhuǎn)捩位置的影響。來流速度為 44.7m/s,Re=2.6×106,迎角分取為 4°,3°,2.5°,2°,0°,-2°,-4°,-6°。當(dāng)迎角大于 2°時(shí),無論吸氣與否模型上翼面都全部為湍流,萘涂層全部升華,因此圖4僅列出了2°～-6°的萘升華照片。在圖中標(biāo)出了前緣和后緣的位置,右側(cè)給出了迎角的狀態(tài)。圖4(a)表示在無吸氣條件下萘升華流動(dòng)顯示圖。迎角為0°和-2°時(shí),模型上的轉(zhuǎn)捩分界線為較平滑的直線并與機(jī)翼后緣平行,說明在這兩個(gè)迎角下轉(zhuǎn)捩是由T-S波主導(dǎo)的擾動(dòng)波觸發(fā)。當(dāng)迎角達(dá)到-4°和-6°時(shí),層-湍流的交界處出現(xiàn)不規(guī)則的鋸齒型,此時(shí)轉(zhuǎn)捩由橫流不穩(wěn)定主導(dǎo)。當(dāng)迎角為 -6°時(shí),轉(zhuǎn)捩位置 x/c≈40%,在最小壓力點(diǎn)(x/c=0.6)之前。在這兩種狀態(tài)下萘涂層都存在有明顯的條紋,這是由于邊界層內(nèi)部壁面剪切在展向發(fā)生扭曲,產(chǎn)生固定橫流渦,將低-高動(dòng)量的流動(dòng)摻混,而高動(dòng)量的流動(dòng)進(jìn)入邊界層底層加速了萘的升華,因此萘條紋可以表示出固定渦的波長(zhǎng)。局部擾動(dòng)快速增長(zhǎng)會(huì)形成楔形的湍流區(qū)(稱之為湍流楔),導(dǎo)致萘涂層出現(xiàn)楔形邊界,當(dāng)一系列的湍流楔出現(xiàn)時(shí)就發(fā)生了轉(zhuǎn)捩。在2°迎角時(shí)靠近轉(zhuǎn)捩位置的萘涂層邊緣出現(xiàn)了湍流楔和模糊的條紋,因此我們分析這時(shí)轉(zhuǎn)捩是由T-S波和CF波共同作用的結(jié)果。需要說明的是,上游萘消失的區(qū)域并不是湍流區(qū),而是為了防止阻塞吸氣孔,沒有在前緣部分噴涂萘,并且由于前緣壁面的剪切力稍強(qiáng),也會(huì)使上游的萘先升華掉一部分。

圖4 不同迎角、不同吸氣量萘升華流動(dòng)顯示Fig.4 Naphthalene sublimation flow visualization at different suction quantities and different attack angles

圖4(b)表示不同迎角條件下前緣采用標(biāo)準(zhǔn)吸氣量時(shí)對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的影響。對(duì)于迎角為0°和-2°情況,吸氣幾乎沒有改變轉(zhuǎn)捩位置,在無吸氣條件下轉(zhuǎn)捩由T-S波主導(dǎo),說明T-S波對(duì)逆壓梯度更敏感,前緣吸氣對(duì)其抑制效果不明顯。迎角為-4°和-6°時(shí),采用吸氣控制之后層流區(qū)明顯加長(zhǎng),橫流駐波產(chǎn)生的條紋結(jié)構(gòu)也變得界限模糊。由于橫流駐波的擾動(dòng)屬于拐點(diǎn)不穩(wěn)定,而前緣吸氣可以消除拐點(diǎn),因此能夠有效抑制橫流波的增長(zhǎng),削弱邊界層的扭曲。值得注意的是在2°迎角條件下,通過前面的分析認(rèn)為轉(zhuǎn)捩由T-S波和CF波共同作用,前緣吸氣可以有效地抑制CF波增長(zhǎng),因此其 HLFC的效果較0°和-2°明顯。

以-6°迎角為例,分析不同吸氣量對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的影響(圖5),圖中右側(cè)數(shù)值表示吸氣量Q與標(biāo)準(zhǔn)吸氣量Q0之比。隨著吸氣量的增加,層流區(qū)長(zhǎng)度明顯增加,而且由固定橫流渦產(chǎn)生的條紋結(jié)構(gòu)也越來越不明顯,說明加大吸氣量可以減弱邊界層的扭曲并推遲轉(zhuǎn)捩。

圖5 -6°迎角不同吸氣量萘升華流動(dòng)顯示Fig.5 Naphthalene sublimation flow visualization at different suction quantities and-6°angle of attack

圖6為不同迎角不同吸氣量的轉(zhuǎn)捩位置對(duì)比圖,由于CF波主導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩位置不是一個(gè)固定值,因此圖中所示轉(zhuǎn)捩點(diǎn)為展向平均值。在沒有吸氣控制情況下,較大的負(fù)迎角會(huì)使上翼面有較長(zhǎng)的順壓區(qū),有利于橫流擾動(dòng)的增長(zhǎng),轉(zhuǎn)捩由CF波主導(dǎo);隨著迎角增大,逆壓區(qū)逐漸變大,不利于CF波的增長(zhǎng),而 T-S波成為觸發(fā)轉(zhuǎn)捩的主要擾動(dòng)波;當(dāng)?shù)竭_(dá)2°迎角時(shí),由于模糊的條紋結(jié)構(gòu)出現(xiàn),因此我們分析這個(gè)狀態(tài)下雖然順壓區(qū)長(zhǎng)度較短但是順壓梯度很大,也會(huì)使橫流不穩(wěn)定增強(qiáng),導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩提前。隨著迎角從-6°到2°增大,層流區(qū)長(zhǎng)度變化為先增大后減小。

圖6 不同迎角和不同吸氣量下轉(zhuǎn)捩位置Fig.6 Transition locations at different suction quantities and different attack angles

采用前緣吸氣控制之后,-4°和-6°迎角層流控制的效果最明顯。隨著吸氣量的增加這兩個(gè)迎角下的層流區(qū)明顯延長(zhǎng),最長(zhǎng)層流區(qū)可達(dá)到弦長(zhǎng)的90%。-4°迎角在1/2標(biāo)準(zhǔn)吸氣量之前,提高吸氣量可以顯著推遲轉(zhuǎn)捩位置,而吸氣量大于1/2標(biāo)準(zhǔn)吸氣量時(shí),轉(zhuǎn)捩位置變化不大。-6°迎角與-4°迎角類似,當(dāng)大于標(biāo)準(zhǔn)吸氣量時(shí),增加吸氣量對(duì)轉(zhuǎn)捩位置影響不大。-6°迎角的最小壓力點(diǎn)為弦長(zhǎng)的60%,通過HLFC可以將轉(zhuǎn)捩位置推遲到最小壓力點(diǎn)之后(約85%弦長(zhǎng))。0°和-2°迎角下轉(zhuǎn)捩是由T-S主導(dǎo),因此吸氣效果不明顯;而吸氣抑制了2°迎角邊界層擾動(dòng),使轉(zhuǎn)捩位置延長(zhǎng)了約10%的弦長(zhǎng)。

2.2 HLFC推遲轉(zhuǎn)捩的機(jī)制

利用萘升華流動(dòng)顯示和熱線測(cè)量研究迎角為-6°時(shí)后掠翼邊界層流動(dòng),可以得到擾動(dòng)波在邊界層內(nèi)傳播的信息。為了使熱線測(cè)量到更貼近壁面的速度分布,并減少熱線觸及壁面的危險(xiǎn),實(shí)驗(yàn)風(fēng)速調(diào)整為33.3m/s,Re=1.9×106。圖7所示為萘升華流動(dòng)顯示局部放大圖。流動(dòng)方向從右至左,左右兩圖放大比例相同。萘涂層的上游(右圖)有明顯的等間距的條紋出現(xiàn),間距為7mm左右。左圖表示流動(dòng)下游接近轉(zhuǎn)捩位置的萘涂層,接近轉(zhuǎn)捩位置出現(xiàn)楔形邊界。條紋間距變大并且展向分布不均勻,說明接近轉(zhuǎn)捩位置處擾動(dòng)波的非線性相互作用已經(jīng)非常強(qiáng)烈。

圖7 迎角-6°時(shí)萘表面條紋結(jié)構(gòu)Fig.7 Streaks in the naphthalene at-6°angle of attack

圖8 無吸氣和兩倍吸氣量擾動(dòng)波能譜密度對(duì)比Fig.8 Power spectral density with standard and twice suction quantities

為了分析擾動(dòng)波的頻譜特性,首先通過熱線測(cè)量x/c=0.2和0.3弦長(zhǎng)位置的流向速度,每個(gè)弦向位置測(cè)量16個(gè)展向點(diǎn),展向點(diǎn)之間相隔1mm。通過求解擾動(dòng)速度的均方根,最終確定最大擾動(dòng)法向高度。x/c=0.2和0.3時(shí)最大擾動(dòng)分別出現(xiàn)在Y=0.5和0.3mm處,在這兩個(gè)高度上沿展向70mm距離內(nèi)平均布置128個(gè)測(cè)點(diǎn),圖8為這兩個(gè)弦長(zhǎng)位置的能譜密度分布圖。橫坐標(biāo)為展向波長(zhǎng)λ,縱坐標(biāo)為能譜密度(PSD)。在沒有吸氣的條件下,4.5mm、7mm和9mm波長(zhǎng)的擾動(dòng)波是主要的擾動(dòng)波。在x/c=0.2位置時(shí)4.5mm擾動(dòng)占主導(dǎo)地位,提供了最主要的擾動(dòng)能量;隨著擾動(dòng)波向下游傳遞,3個(gè)波長(zhǎng)的波都迅速的增長(zhǎng),在x/c=0.3位置,7mm以及9mm波超過了4.5mm擾動(dòng)波的能譜密度,成為該位置擾動(dòng)的主要擾動(dòng)波。圖7右圖萘升華顯示的7mm左右間距的結(jié)果與能譜分析的結(jié)果相當(dāng)接近。從圖8可以看出,前緣吸氣充分抑制了擾動(dòng)波的能量增長(zhǎng),采用標(biāo)準(zhǔn)吸氣量可以將不穩(wěn)定擾動(dòng)波的能譜密度大大降低,增大吸氣量可以加強(qiáng)對(duì)擾動(dòng)的抑制。

3 結(jié) 論

在低湍流度風(fēng)洞中針對(duì)45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用萘升華流動(dòng)顯示技術(shù)結(jié)合熱線測(cè)量方法研究H LFC對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的影響及其抑制擾動(dòng)的機(jī)制。主要結(jié)論如下：

(1)升華法可以直觀和準(zhǔn)確地表示出后掠翼的轉(zhuǎn)捩位置,適合用來研究HLFC方法對(duì)后掠翼轉(zhuǎn)捩的影響;

(2)萘升華結(jié)果表明,在無吸氣的情況下,隨著迎角從-6°到2°增大,最小壓力點(diǎn)前移,導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩的主要因素由橫流不穩(wěn)定到流向不穩(wěn)定再到橫流不穩(wěn)定,層流區(qū)長(zhǎng)度先增大后減小;

(3)HLFC方法可以顯著推遲由橫流不穩(wěn)定觸發(fā)的轉(zhuǎn)捩,-4°和-6°迎角推遲轉(zhuǎn)捩的效果最明顯,層流區(qū)最長(zhǎng)可達(dá)到弦長(zhǎng)的90%。隨著吸氣量的增加層流區(qū)會(huì)延長(zhǎng),但當(dāng)?shù)竭_(dá)某一吸氣量后,增大吸氣對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的變化影響不大;

(4)當(dāng)轉(zhuǎn)捩是由橫流駐波不穩(wěn)定觸發(fā)時(shí),萘升華技術(shù)可以近似測(cè)得固定間距橫流波的波長(zhǎng)。結(jié)合熱線測(cè)量邊界層速度場(chǎng)結(jié)果發(fā)現(xiàn),無吸氣情況下邊界層中存在3個(gè)波長(zhǎng)的主要擾動(dòng)波,標(biāo)準(zhǔn)和兩倍吸氣量都可以大幅減小主要擾動(dòng)波的能量,增加吸氣量能夠加強(qiáng)對(duì)邊界層擾動(dòng)的抑制。

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