雙三角機(jī)翼前緣渦襟翼的試驗(yàn)研究

劉鐵中,王晉軍,何宏偉,潘 樅

(1.北京航空航天大學(xué),北京 100083;2.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,哈爾濱 150001)

0 引 言

通過大后掠尖前緣機(jī)翼的前緣翼面偏轉(zhuǎn)可實(shí)現(xiàn)渦流控制[1-2]。在下偏的前緣渦襟翼上產(chǎn)生前傾的渦升力矢量,它使前緣吸力恢復(fù)、阻力減小。若設(shè)計(jì)的前緣渦襟翼能使受控渦流在前緣渦襟翼轉(zhuǎn)軸上再附著,就可以得到最高的效率[3-4]。采用渦襟翼技術(shù)可以彌補(bǔ)超聲速巡航飛機(jī)大后掠細(xì)長機(jī)翼亞聲速性能的不足,對(duì)中等后掠機(jī)翼亦是有效的[5]。國外從上世紀(jì)80年代開始對(duì)渦襟翼進(jìn)行了大量的理論與實(shí)驗(yàn)研究,對(duì)渦襟翼的原理、大后掠機(jī)翼渦襟翼的平面形狀、偏度、渦襟翼效率以及與后緣襟翼配合等方面做了原理性和應(yīng)用性研究。由于在結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)上的簡便易行,目前國外正在進(jìn)行渦襟翼技術(shù)在強(qiáng)調(diào)低成本的高速無人機(jī)上的應(yīng)用研究[6]。但有關(guān)渦襟翼技術(shù)仍有許多需要深入探討的問題,很多資料強(qiáng)調(diào)使旋渦的再附線處于或靠近渦襟翼鉸接線作為渦襟翼設(shè)計(jì)原則,值得注意的是隨迎角變化,大后掠機(jī)翼前緣渦在翼面上的影響區(qū)及再附線位置變化較大,影響渦襟翼效率的因素較多,很難按此完成渦襟翼高效設(shè)計(jì)。

筆者以復(fù)合平面形狀的雙三角機(jī)翼為載體,通過對(duì)渦流場及渦流控制規(guī)律的研究,掌握渦襟翼工作原理及與受控渦流間的依存與制約關(guān)系,尋求渦襟翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則及參數(shù)選擇原則,為先進(jìn)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)積累氣動(dòng)力技術(shù)儲(chǔ)備。進(jìn)行了雙三角翼渦襟翼的測力試驗(yàn)與流態(tài)試驗(yàn),重點(diǎn)是分析前緣渦襟翼升阻特性及其受各種因素影響的規(guī)律。

1 風(fēng)洞與試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

試驗(yàn)在中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-5風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞為開口式回流低速風(fēng)洞,圓形截面試驗(yàn)段,直徑1.5m,試驗(yàn)段全長1.95m,湍流度＜2%,空風(fēng)洞最大風(fēng)速53m/s,試驗(yàn)風(fēng)速為30m/s,基于機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長的雷諾數(shù)為0.8×106。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎梦矒?試驗(yàn)迎角為-4°至40°,間隔2°;用φ 32六分量桿式應(yīng)變天平進(jìn)行力的測量,利用油流、熒光微絲等方法完成流場測量。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示,模型由一個(gè)拋物線頭部加圓柱段的旋轉(zhuǎn)體機(jī)身、立尾和一副機(jī)翼組成。機(jī)翼由一副內(nèi)翼主體加可以拆換的外翼、內(nèi)渦襟翼、外渦襟翼及后緣襟翼組成。內(nèi)翼為70°與74°兩種后掠角,外翼為35°、40°、45°、50°及55°五個(gè)后掠角,共組合成10個(gè)平面參數(shù)的雙三角翼。內(nèi)渦襟翼做了等弦長、倒置錐型等8副。外渦襟翼有等弦長、錐型、倒置錐型等7副,并將其中一種配置于各種后掠角的外翼上(見圖2)。

圖1 模型示意圖Fig.1 Schematic of model

圖2 幾種內(nèi)渦襟翼與外渦襟翼的平面形狀Fig.2 Planform shape of inner-vortex-flaps and outer-vortex-flaps

2 結(jié)果分析

2.1 內(nèi)渦襟翼平面形狀及最佳偏度的確定

內(nèi)翼為大后掠翼面,它的流場為典型的前緣分離渦的流型。分離渦是從機(jī)翼頂點(diǎn)發(fā)出的較細(xì)長的倒置錐型渦。這種渦型決定了內(nèi)渦襟翼應(yīng)是具有適當(dāng)寬度的等弦長外形或者是相應(yīng)的倒置錐形。流態(tài)試驗(yàn)表明,前緣渦襟翼偏轉(zhuǎn)形成了對(duì)前緣渦的控制,使前緣渦移到前緣渦襟翼上,形成了如圖3所示的工作狀態(tài)。在機(jī)翼迎角很小時(shí),由前緣形成的渦核細(xì)而弱,與翼面之間的空間距離較小,在翼面上只有很小的錐形影響區(qū)。迎角增大以后,機(jī)翼總體環(huán)量增加,渦強(qiáng)度增大,而前緣偏轉(zhuǎn)所形成的干擾不足以控制機(jī)翼主渦,主渦逐漸向內(nèi)側(cè)移動(dòng)。此時(shí)前緣渦襟翼工作與不工作時(shí)的主渦影響區(qū)的位置與形態(tài)是相似的,但渦往下移使二次渦、三次渦在翼面上的影響效應(yīng)增強(qiáng),呈現(xiàn)出圖3(c)的工作狀態(tài),在內(nèi)渦襟翼上雖提供了前緣吸力但效率較低。由此可見內(nèi)渦襟翼主要工作在小迎角范圍(Cy≤0.4)以提高最大升阻比。在小迎角時(shí)等弦長A與倒置錐C兩者在翼面上有相同的倒置錐形渦流影響區(qū),如圖4所示,A與C在內(nèi)渦襟翼偏度δ1=20°時(shí)具有基本相同的最大升阻比。在中等迎角時(shí)如Cy=0.4,0.5,A狀態(tài)在前部有較大的主渦覆蓋面使A比C性能稍好,即內(nèi)渦襟翼的平面形狀應(yīng)該使用等弦長的。若使用相應(yīng)的倒置錐時(shí),在頂點(diǎn)處要適當(dāng)加寬。

圖3 渦襟翼流態(tài)示意圖Fig.3 Schematic of flow pattern around vortex-flap

圖4 不同平面形狀內(nèi)渦襟翼升阻比隨偏度變化曲線Fig.4 Lift-to-drag ratio versus flaps deflection for different planform shapes of inner-vortex-flaps

在渦襟翼偏度適當(dāng)時(shí),它對(duì)前緣渦有控制作用,可使升阻比提高。偏度過小,則控制渦的能力就很弱,并且渦升力向前分量的比例小、效率低。前緣渦襟翼大偏度時(shí)的流場相當(dāng)復(fù)雜。當(dāng)內(nèi)渦襟翼偏度為50°時(shí),小迎角狀態(tài)對(duì)渦失去控制能力,在渦襟翼上表面形成滯止區(qū),下表面產(chǎn)生的渦流明顯地顯示出過偏特性,致使阻力增加。中等迎角以后渦襟翼對(duì)渦有一定的控制能力,前緣吸力得到一定的恢復(fù)。對(duì)于給定的渦襟翼,其效率由偏度所決定。對(duì)于不同平面形狀的內(nèi)渦襟翼,其效率在小偏度時(shí)差別較小。圖4所示A、B、C三種平面形狀的內(nèi)渦襟翼最佳偏度都是20°左右。在內(nèi)渦襟翼的大偏度時(shí),這種差別就很大。內(nèi)渦襟翼面積越大影響就越大,最大升阻比就越低。在中等迎角以后這種影響逐漸減弱,這就是內(nèi)渦襟翼的過偏效應(yīng)。從圖4可見寬的等弦長 A最為嚴(yán)重。在δ1=20°時(shí)A的性能與C相同?？梢詫⒆畲笊璞忍岣?0%左右,而當(dāng)δ1=30°時(shí),內(nèi)渦襟翼C的最大升阻比提高25%,但A只能提高14%。結(jié)果表明不同平面形狀的內(nèi)渦襟翼可以在最佳偏度時(shí)有較接近的最大升阻比,但過偏性能差別可能較大,如果偏度選擇不合適就不能得到最好的渦襟翼效率。

2.2 外渦襟翼平面形狀及最佳偏度的確定

選取適當(dāng)外翼后掠角可以獲得較高的外渦襟翼效率。45°左右后掠的外翼為弱渦場。在小迎角時(shí)前緣渦襟翼可以實(shí)現(xiàn)渦位的控制,用增大覆蓋面積來彌補(bǔ)渦強(qiáng)度的不足,且向前吸力分量比例較大使前緣吸力得到恢復(fù)、升阻比提高。但小迎角時(shí)效率不像內(nèi)渦襟翼那樣高。在中等迎角時(shí),外翼渦場是短而寬向外翼內(nèi)側(cè)偏斜的渦核影響區(qū),渦破碎以后向翼梢的后方延伸為彎曲覆蓋面。內(nèi)渦襟翼A和外渦襟翼A在大迎角時(shí)效率基本相同。

外翼渦與內(nèi)翼渦的差別決定了外渦襟翼的平面形狀與內(nèi)渦襟翼應(yīng)該有所不同。A、B、C三種平面形狀的外渦襟翼在中等迎角時(shí)的油流試驗(yàn)結(jié)果表明,渦影響區(qū)都主要集中在外翼內(nèi)側(cè)前部,這里的弦向?qū)挾容^大。渦與渦襟翼平面配合以B狀態(tài)最好,C最差。圖5所對(duì)應(yīng)的測力結(jié)果表明,在最佳偏度時(shí)渦襟翼B比A效率稍高,C效率最差。流態(tài)和測力結(jié)果指出外渦襟翼在外翼內(nèi)側(cè)部分要有足夠的弦向?qū)挾?不宜用類似于內(nèi)渦襟翼那樣內(nèi)側(cè)小外側(cè)大的平面形狀。

圖5 不同平面形狀外渦襟翼升阻比隨偏度變化曲線Fig.5 Lift-to-drag ratio versus flaps deflection for different planform shapes of outer-vortex-flap

由于外翼后掠角比內(nèi)翼小得多,致使大偏度時(shí)有比內(nèi)渦襟翼更為嚴(yán)重的過偏性能,機(jī)翼下表面在更大的區(qū)域與迎角范圍內(nèi)出現(xiàn)渦流區(qū),尤其是在小迎角時(shí)將會(huì)造成阻力增加、升阻比減小,而在中等迎角以后才使前緣吸力有一定的恢復(fù)、升阻比有一定的提高,偏度越大越明顯。圖5給出幾種平面形狀外渦襟翼的最大升阻比隨偏度δ2變化的曲線。結(jié)果表明：①外渦襟翼的最佳偏度比內(nèi)渦襟翼小一些,在10°～20°之間;②最佳偏度隨外渦襟翼平面形狀不同而不同,隨翼梢部分渦襟翼弦長的增大而減小。順置錐B的最佳偏度為20°,等弦長A及倒置錐C是10°,D在15°左右;③A、B、D在各自的最佳偏度時(shí)具有較接近的最大升阻比,而C的最大升阻比小;④B在大偏度時(shí)的過偏特性比A、D的要好得多?？梢姴煌矫嫘螤畹耐鉁u襟翼有不同的氣動(dòng)效率,對(duì)給定外形的外渦襟翼都要確定其最佳偏度,否則得不到最高的效率。

2.3 內(nèi)外渦襟翼以相同偏度工作

渦襟翼零偏度時(shí),由于前緣區(qū)上表面的傾角是10°,內(nèi)翼渦核正好從其上方通過,使前緣吸力得到部分恢復(fù)。求取最佳偏度是對(duì)給定的機(jī)翼與渦襟翼進(jìn)行最佳的前緣區(qū)上表面傾角與下表面狀態(tài)的設(shè)計(jì)。突際上機(jī)翼翼型已把前緣狀態(tài)確定了,這在渦襟翼設(shè)計(jì)中必須給予考慮。

圖6是內(nèi)渦襟翼A與外渦襟翼A、B、D組合狀態(tài)、以相同偏度工作的Kmax及Kcy=0.5隨偏度變化的曲線。結(jié)果表明：①內(nèi)渦襟翼與外渦襟翼的最佳偏度相同,均為20°,組合狀態(tài) A-B的最佳偏度仍然是20°,不同組合狀態(tài)的最佳偏度在內(nèi)外渦襟翼單獨(dú)工作時(shí)的最佳偏度之間,這時(shí)渦襟翼的潛力沒有得到充分發(fā)揮,效率不夠高。②如將內(nèi)外渦襟翼過偏性能嚴(yán)重的狀態(tài)組合使用,其過偏性能更為嚴(yán)重。

圖6 70°/45°內(nèi)外渦襟翼相同偏度組合(δ1=δ2)時(shí),升阻比隨偏度變化曲線Fig.6 Lift-to-drag ratio versus flap deflection at 70°/45°

2.4 后緣襟翼偏轉(zhuǎn)的影響

后緣襟翼單獨(dú)偏轉(zhuǎn)對(duì)于渦襟翼的平面形狀并不敏感,具有較接近的升阻特性。后緣襟翼的過偏對(duì)最大升阻比影響較嚴(yán)重。從升阻特性看,小迎角時(shí)最佳后緣偏度是10°,而中等迎角時(shí)后緣襟翼偏20°更好一些。圖7是 70°/50°雙三角翼 A-B,A-D,C-B組合,在前緣偏度δ1=δ2=20°時(shí)Kmax隨后緣襟翼偏度δ3變化的曲線。可見后緣襟翼偏轉(zhuǎn)與不偏轉(zhuǎn)的最佳狀態(tài)都是內(nèi)A外B,并且聯(lián)合使用的后緣最佳偏度亦為l0°。結(jié)果表明后緣襟翼與前緣渦襟翼共同使用的效率不等于兩者分別使用的效率相加,而依賴于共同達(dá)到最佳狀態(tài)。在中等迎角下,由于后緣襟翼的作用,升阻比提高較大。

圖7 后緣襟翼變化對(duì)Kmax的影響Fig.7 Effect of trailing-edge flap variation on Kmax

3 結(jié) 論

(1)雙三角翼的內(nèi)外渦襟翼具有不同的平面形狀特點(diǎn),它們?cè)O(shè)計(jì)的一般原則是：內(nèi)渦襟翼用等弦長或者用頂點(diǎn)處有一定寬度的倒置錐平面形狀,外渦襟翼則用內(nèi)側(cè)弦長寬而外側(cè)弦長盡量小的平面形狀;

(2)渦襟翼的偏度影響與最佳偏度選擇是提高渦襟翼效率的重要參數(shù)。內(nèi)渦襟翼與外渦襟翼的最佳偏度不完全相同,且與渦襟翼的平面形狀及機(jī)翼前部上表面傾角等因素有關(guān)。機(jī)翼前緣上表面傾角為10°時(shí),鉸接式內(nèi)渦襟翼的最佳偏度為20°左右,外渦襟翼依據(jù)渦襟翼平面形狀不同在10°～20°之間。外渦襟翼的過偏性能比內(nèi)渦襟翼更差,并且過偏性能與渦襟翼的平面形狀有很大關(guān)系,面積越大過偏越嚴(yán)重;

(3)后緣襟翼配合前緣渦襟翼工作可以較有效地提高升阻比,尤其在中等迎角時(shí)效率與前緣渦襟翼相當(dāng)。它的最佳工作偏度在小迎角時(shí)是10°、中等迎角以后為20°;

(4)應(yīng)該結(jié)合機(jī)翼平面形狀、機(jī)翼翼型特點(diǎn)來完成渦襟翼的最佳外形與最佳偏度的設(shè)計(jì),并與后緣襟翼設(shè)計(jì)配合實(shí)現(xiàn)對(duì)渦的最佳控制,得到好的升阻特性。

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