二維翼型混合層流控制減阻技術(shù)試驗研究

耿子海,劉雙科,王勛年,張 揚(yáng)

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽 621000;2.北京科技大學(xué),北京 100083)

0 引 言

減阻是大型運(yùn)輸機(jī)需要解決的關(guān)鍵技術(shù)問題,在已經(jīng)出現(xiàn)的諸多減阻手段中,層流控制實用可行[1]。原因在于：一是大型運(yùn)輸機(jī)巡航能耗可控性強(qiáng),而巡航阻力的主體部分是摩擦阻力,對于亞聲速飛機(jī),摩擦阻力約占總阻力的50%[2];二是相同雷諾數(shù)時,湍流邊界層摩阻約為層流邊界層摩阻的10倍[2],盡可能延遲轉(zhuǎn)捩的發(fā)生,擴(kuò)大模型表面上層流流動的區(qū)域,減小湍流浸潤面積,從而減小湍流摩擦阻力成為流動控制減阻的主要手段。目前,層流控制技術(shù)主要包括主動控制(Active Flow Control)、被動控制(Natural Laminar Control)和混合控制(Hybrid Laminar Flow Control)[3]。其中,混合層流控制減阻技術(shù)主要結(jié)合模型壁面修形(保持較好的順壓梯度)和主動抽吸氣,兼顧了主動控制和被動控制優(yōu)點,是更有工程實用價值的新技術(shù)[4]。在航空業(yè)發(fā)達(dá)的國家(如美國),該技術(shù)部分研究成果已相繼轉(zhuǎn)化為實用技術(shù),并取得良好的收益。據(jù)國外研究文獻(xiàn)介紹：在空客A340的機(jī)翼、垂尾、平尾上應(yīng)用混合層流控制后,巡航狀態(tài)時的層流區(qū)面積約為總面積的60%,總阻力降低14%。在波音757機(jī)翼上應(yīng)用混合層流控制后,使巡航狀態(tài)時65%的機(jī)翼面積為層流,從而使機(jī)翼阻力減小29%,飛機(jī)總阻力減小6%[4]。

作者在借鑒國外文獻(xiàn)闡述研究內(nèi)容如氣動設(shè)計[4]、吸氣系統(tǒng)設(shè)計[5]、機(jī)械設(shè)計[6]和模型壁面設(shè)計[7]的基礎(chǔ)上,對混合層流控制減阻技術(shù)進(jìn)行了探索性研究。選擇二維層流翼型作為物理模型,使用FLUENT商用軟件分析翼面壓力梯度,并局部優(yōu)化修形;設(shè)計主動吸氣系統(tǒng)(包括翼型前緣吸氣控制單元、吸氣裝置),兩者結(jié)合初步建立混合層流控制減阻技術(shù)核心試驗條件。配套測試設(shè)備,風(fēng)洞試驗測試了該技術(shù)擴(kuò)大層流區(qū)域的效果。

1 試驗系統(tǒng)

1.1 模型與壁面局部修形

模型安裝照片見圖1。要求模型表面壓力分布適于維持大面積層流,緊靠近前緣壓力梯度應(yīng)有快速的初始加速度,以限制具有側(cè)向流動不穩(wěn)定性的區(qū)域范圍,前緣快速加速區(qū)后有一個恰當(dāng)?shù)木徛槈禾荻戎钡?0%～50%弦長附近,然后壓力開始恢復(fù),壓力恢復(fù)區(qū)的壓力梯度應(yīng)較大。

圖1 模型在風(fēng)洞中的安裝照片F(xiàn)ig.1 Model in wind tunnel

對翼型流動,沿弦向的壓力梯度變化產(chǎn)生了不同的層流邊界層速度剖面,在順壓梯度區(qū),速度型無損失,層流穩(wěn)定;在逆壓梯度區(qū)會出現(xiàn)有拐點的速度型,層流失穩(wěn)。翼面壓力梯度數(shù)學(xué)表達(dá)式：

式中δ為邊界層厚度,Uδ為邊界層邊緣處的速度,Λ=0,壓強(qiáng)最低 ;Λ＞0,順壓梯度 ;Λ＜0,逆壓梯度。在逆壓梯度區(qū),層流失穩(wěn)并發(fā)生轉(zhuǎn)捩由臨界雷諾數(shù)決定,不同速度型剖面上,決定其穩(wěn)定性的臨界雷諾數(shù)各不相同[8]。為此并參考風(fēng)洞流場指標(biāo),雷諾數(shù)范圍取Re=1.8×106～3.0×106。針對上述條件,選擇的主體模型為NACA0006系列翼型,模型弦長為900mm,展長200mm,主體部分材料為玻璃鋼,能夠滿足紅外成像技術(shù)測量翼面溫度場需求。對翼型尾緣作局部修形,擴(kuò)大翼面順壓梯度區(qū)。具體方法是使用FLUENT商用軟件計算翼型表面壓力系數(shù)分布。參照尾緣流場休整尖后緣,依據(jù)計算結(jié)果中朝順壓區(qū)增大的方向逐步修改尾緣,最終將原物理模型尖后緣休整為具有一定厚度的鈍尾緣(見圖2),修型依據(jù)壁面壓力分布結(jié)果見圖3。

圖2 物理模型網(wǎng)格Fig.2 Model grid

圖3 翼型上翼面壓力系數(shù)計算結(jié)果曲線Fig.3 Pressure coefficient of model upper surface

1.2 前緣吸氣控制單元

翼型前緣吸氣控制單元(見圖4)是此項技術(shù)的核心部分,包括外表面和內(nèi)部結(jié)構(gòu)的設(shè)計?？紤]的因素主要有：①控制單元相對于主體模型的尺度;②吸氣孔徑大小;③表面吸氣孔的分布及開孔率,大量密布的吸氣孔會產(chǎn)生氣動粗糙度;④控制單元內(nèi)部集氣箱(見圖4)的分布;⑤表面吸氣流量控制等。綜合以上考慮,設(shè)計的控制單元沿弦向長200mm,為模型弦長的22%,沿展向長120mm,為模型展長的60%。整個控制單元為不銹鋼結(jié)構(gòu),杜絕發(fā)生銹蝕并能夠重復(fù)使用。吸氣孔均布,孔徑 Ф 0.3mm,孔間距2mm,控制單元表面總計2000個吸氣孔,開孔率0.5%。控制單元內(nèi)部共分布5個集氣箱,弦向、展向呈5×1陣列分布。

圖4 前緣吸氣控制單元Fig.4 Leading edge suction control unit

1.3 吸氣裝置

要求吸氣裝置能夠提供較寬的吸氣流量范圍,滿足不同雷諾數(shù)下不同吸氣位置對吸氣流量的需求。為了便于分析,定義一個無量綱抽吸氣系數(shù),表示單位時間內(nèi)的質(zhì)量流率,表達(dá)式如下：

式中：下標(biāo)q表示與流量有關(guān)的量;下標(biāo)∞表示無窮遠(yuǎn)來流的物理量;Q為單位時間內(nèi)穿過吸氣孔被吸入的空氣質(zhì)量;b為展向長度;c為弦長。對于二維翼型,Q=ρsvsnd(這里下標(biāo) s表示吸氣的物理量;ρs為吸氣的空氣密度,且ρs=ρ∞;vs為吸氣速度;n為吸氣孔的個數(shù);d為吸氣孔直徑),b=1。從而式(2)可寫成以下形式：

從(3)式得到：為達(dá)到最佳控制效果,不同雷諾數(shù)對應(yīng)不同的吸氣系數(shù),為控制弦向速度型,控制單元上不同位置的吸氣系數(shù)是不同的。

吸氣系統(tǒng)包括吸氣導(dǎo)管、壓力調(diào)節(jié)閥、真空罐、真空泵。從翼型前緣吸氣控制單元的5個集氣箱引出5根吸氣導(dǎo)管(內(nèi)徑 Φ 10mm,壁厚3mm),每個吸氣導(dǎo)管接一個壓力調(diào)節(jié)閥(德國FESTO,MS-LR精密減壓閥),5根吸氣導(dǎo)管經(jīng)五通轉(zhuǎn)接開關(guān)閥連到真空罐,容積1.5m3,真空罐另一個接頭連真空泵(見圖5)。

圖5 吸氣裝置Fig.5 Suction device

1.4 測試設(shè)備

THV900 LW/ST型紅外熱像儀(見圖6),光學(xué)視場20°×20°,溫度測量精度0.1℃,測溫范圍-30～1200℃,響應(yīng)波長8～13μ m。

圖6 紅外熱像儀Fig.6 Infrared image apparatus

2 試驗方法與試驗內(nèi)容

2.1 試驗方法

2.1.1 吸氣系統(tǒng)調(diào)試

地面調(diào)試試驗：具體步驟包括：(1)翼型前緣吸氣控制單元通氣性檢測,使用高壓氮?dú)馄糠謩e對五個相互獨(dú)立的集氣箱加壓,同時在翼面控制單元上對應(yīng)的20×20個氣孔位置檢測通氣效果,結(jié)果表明通氣效果良好。(2)連通吸氣系統(tǒng),即集氣箱連吸氣導(dǎo)管,每個吸氣導(dǎo)管裝一個減壓閥,五根吸氣導(dǎo)管經(jīng)五通(帶開、閉球形閥,裝真空表檢測真空度)接真空罐進(jìn)氣閥門,真空罐另一出氣閥門接真空泵。(3)吸氣系統(tǒng)工況確定,關(guān)閉真空罐進(jìn)氣閥門,開啟真空泵并持續(xù)工作,通過真空表監(jiān)測,待真空罐內(nèi)真空度達(dá)到真空泵額定值時,打開真空罐進(jìn)氣閥門,吸氣系統(tǒng)工作。將進(jìn)氣閥門從全開至關(guān)閉標(biāo)定10個位置,每個位置對應(yīng)一個流量值,每個流量值對應(yīng)一種吸氣工況。而與集氣箱對應(yīng)的減壓閥用于吸氣壓力微調(diào),控制沿翼型弦向不同位置的吸氣壓力,提高前緣吸氣控制精度。

風(fēng)洞調(diào)試試驗：在風(fēng)洞試驗流場及模型姿態(tài)確定的條件下,雷諾數(shù)是影響翼型表面流動的關(guān)鍵參數(shù)。不同雷諾數(shù)狀態(tài)下,吸氣系統(tǒng)的吸氣工況是不同的。試驗確定了以模型弦長為參考長度的特征雷諾數(shù)分別為1.8×106、2.4×106、3.0×1063種狀態(tài)下的吸氣系統(tǒng)工況。具體方法為：來流風(fēng)速分別為30m/s(Re=1.8×106)、40m/s(Re=2.4×106)、50m/s(Re=3.0×106),流場穩(wěn)定后調(diào)節(jié)吸氣系統(tǒng)吸氣工況,此過程用紅外熱像儀實時監(jiān)測翼面溫度場,當(dāng)翼面流動呈現(xiàn)明顯變化時,記錄吸氣系統(tǒng)工況,3個特征雷諾數(shù)對應(yīng)3種吸氣系統(tǒng)工況。

2.1.2 紅外成像技術(shù)測量層流區(qū)域

式中C為輻射對比度,MT為模型輻射出射度,Mu為背景輻射出射度[9]。上式表明增大模型與環(huán)境的輻射對比度只需增大模型表面與環(huán)境的溫差。于是研制一套加熱燈箱,使模型表面產(chǎn)生熱壁面,滿足紅外成像技術(shù)應(yīng)用條件。

加熱燈箱安裝在試驗段側(cè)壁中央,燈箱右下部嵌入219mm×95mm矩形鍺玻璃紅外觀察窗(見圖7)。紅外熱像儀鏡頭正對紅外觀察窗,光學(xué)視場覆蓋從模型前緣至70%弦長區(qū)域。

圖7 模型壁面加熱裝置Fig.7 Heat device of model wall

模型側(cè)裝在風(fēng)洞中,首先進(jìn)行無吸氣控制的吹風(fēng)試驗,用紅外熱像儀進(jìn)行轉(zhuǎn)捩位置測量。然后進(jìn)行模型前緣吸氣控制試驗。用加熱燈對模型表面加熱,同時啟動真空泵,當(dāng)真空罐內(nèi)負(fù)壓達(dá)到試驗需求時,打開真空罐的進(jìn)氣閥門,調(diào)節(jié)5個吸氣腔管路的壓力調(diào)節(jié)閥,給定3組不同壓力值。模型表面溫度和吸氣壓力都滿足試驗需求時,風(fēng)洞開車,風(fēng)速穩(wěn)定后用紅外熱像儀測量層流區(qū)域。

2.2 試驗內(nèi)容

模型迎角 0°、2°、4°,來流風(fēng)速 30m/s、40m/s、50m/s。具體內(nèi)容見表1。

表1 試驗內(nèi)容表Table 1 Test contents

3 典型結(jié)果與分析

圖8給出了模型壁面加熱后,背景溫度均勻性紅外圖像,結(jié)果表明：溫度均勻性滿足試驗要求。圖中矩形框為吸氣控制單元,因材料和顏色與機(jī)翼不同所以監(jiān)測到的表面溫度低很多。

圖8 壁面背景溫度均勻性紅外圖像Fig.8 Infrared image of heat wall uniformity

圖9給出了風(fēng)速30m/s,以模型弦長為參考長度的特征雷諾數(shù)Re=1.8×106,模型迎角0°狀態(tài)時的典型模型表面紅外溫度圖像,圖中的豎線為參考線。由于流體湍流邊界層的平均速度與層流邊界層的平均速度不同,兩者帶走的表面熱量也不同,所以由表面溫度分布可分析流動所處狀態(tài)。圖中淺色為層流區(qū),深色為湍流區(qū)。由于三維效應(yīng),機(jī)翼兩邊有渦系干擾,所以圖中層流區(qū)沿弦向向中間收縮。層流區(qū)中顏色較深的部分是由于控制單元表面溫度比機(jī)翼表面溫度低引起的,所以這部分也應(yīng)是層流區(qū)。由于吸氣控制單元表面產(chǎn)生的氣動粗糙度的影響,造成了其后一些區(qū)域轉(zhuǎn)捩,形成了層流區(qū)中的劈尖。以上這些因素并不影響我們對吸氣作用的判斷。從圖中可看出吸氣后模型層流區(qū)增加了約50%,劈尖區(qū)域迅速減小,湍流被充分抑制。

圖9 特征雷諾數(shù) Re=1.8×106,吸氣前后紅外圖像Fig.9 Infrared image of suction and without suction(Re=1.8×106,attack angle=0°)

圖10給出了風(fēng)速50m/s,以模型弦長為參考長度的特征雷諾數(shù)Re=3.0×106,模型迎角0°狀態(tài)時的典型模型表面紅外溫度圖像。對比吸氣前后層流面積,吸氣后層流面積增大2倍以上,控制效果顯著。對比圖9和10吸氣前圖像,可識別信息為隨雷諾數(shù)增加,吸氣前層流區(qū)面積減小,與邊界層理論吻合。

圖10 特征雷諾數(shù) Re=3.0×106,吸氣前后紅外圖像Fig.10 Infrared image of suction and without suction(Re=3.0×106,attack angle=0°)

圖11給出了風(fēng)速30m/s,以模型弦長為參考長度的特征雷諾數(shù)Re=1.8×106,模型迎角0°,控制單元后模型區(qū)域吸氣前后壁面溫度曲線,從曲線可以看出：吸氣后溫度出現(xiàn)較大梯度,可以判斷,吸氣后出現(xiàn)較大層流區(qū)域,吸氣對擴(kuò)大層流區(qū)域控制效果明顯。

圖11 特征雷諾數(shù)Re=1.8×106,0°迎角吸氣前后模型壁面溫度曲線Fig.11 Temperature curve of model wall with suction and without suction(Re=1.8×106,attack angle=0°)

4 結(jié)束語

該研究初步搭建了二維翼型混合層流控制減阻技術(shù)試驗平臺,風(fēng)洞試驗得到了該技術(shù)擴(kuò)大層流區(qū)域的顯著效果,證實了該技術(shù)的工程實用前景。本文只是初步的探討,還有許多細(xì)節(jié)的處理需要改進(jìn),如翼型前緣吸氣控制單元的吸氣區(qū)域分布、吸氣系統(tǒng)的吸氣系數(shù)與雷諾數(shù)的嚴(yán)格匹配關(guān)系,吸氣系數(shù)、雷諾數(shù)與摩擦阻力系數(shù)的對應(yīng)關(guān)系等值得進(jìn)一步研究。

[1]JOSLIN R D.Aircraft laminar flow control[J].Annual Review of Fluid Mechanics,1998,30：1-29.

[2]JOSLIN R D.Overview of laminar flow control[R].NASA TP-208705,1998.

[3]朱自強(qiáng),吳宗成.現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計空氣動力學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社,2005：198-204.

[4]SEATTLE WASHINGTON.High Reynold number hybrid laminar flow control(HLFC)flight experiment(aerodynamicdesign)[R].NASA/CR1999-209324.1999.04.

[5]SEATTLE WASHINGTON.High Reynold number hybrid laminar flow control(HLFC)flight experiment(suctio system design)[R].NASA/CR1999-209325.1999.04.

[6]SEATTLE WASHINGTON.High Reynold number hybrid laminar flow control(HLFC)flight experiment(mechanism design)[R].NASA/CR1999-2093261999.04.

[7]YONG T M,HUMPHREYS B.Investigation of hybrid laminar flow control(HLFC)surfaces[J].Aircraft Design,2001,4(2-3)：127-146.

[8]朱自強(qiáng)等譯.普朗特流體力學(xué)基礎(chǔ)[M].北京：科學(xué)出版社,2008.

[9]張健奇,方小平.紅外物理[M].西安：西安電子科技大學(xué)出版社,2007.