基于側(cè)壁邊界層控制的翼型二維流動(dòng)準(zhǔn)則研究*

惠增宏，張傳俠

(西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 7 10072)

0 引言

在進(jìn)行翼型的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)時(shí)，由于模型邊界層和風(fēng)洞側(cè)壁邊界層同時(shí)存在且相互作用，進(jìn)而形成側(cè)壁干擾，導(dǎo)致邊界層在模型前緣分岔、分離，產(chǎn)生極其復(fù)雜的動(dòng)態(tài)非定常流動(dòng)，使翼型表面理論上的二維流動(dòng)演變成實(shí)際上的三維流動(dòng)，影響翼型實(shí)驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，目前還無法通過干擾修正予以消除。因此，對(duì)翼型風(fēng)洞側(cè)壁邊界層進(jìn)行適當(dāng)控制是十分必要的。

側(cè)壁邊界層控制一般采用吹氣和吸氣兩種方式。文中采用側(cè)壁吹氣方式對(duì)WA-A210翼型模型進(jìn)行了翼型二維流動(dòng)準(zhǔn)則的實(shí)驗(yàn)研究。實(shí)驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室NF-3風(fēng)洞二維實(shí)驗(yàn)段(高 ×寬 ×長 =3.0m ×1.6m ×8.0m，最大風(fēng)速130m/s)中進(jìn)行。

1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及原理

NF-3風(fēng)洞側(cè)壁邊界層控制系統(tǒng)(如圖1)主要包括吹氣控制系統(tǒng)、上下轉(zhuǎn)盤同步控制系統(tǒng)和密封系統(tǒng)三大部分。吹氣控制系統(tǒng)是整個(gè)系統(tǒng)的核心，主要實(shí)現(xiàn)對(duì)氣源壓力和電氣比例閥的精確控制，保證吹氣的準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性;上下轉(zhuǎn)盤同步控制系統(tǒng)避免了翼型模型兩側(cè)不同步旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)造成的剪切應(yīng)力;密封系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)盤門與風(fēng)洞之間的密封，防止了洞體內(nèi)的氣體泄漏。

高壓氣源經(jīng)截止閥和電動(dòng)調(diào)節(jié)閥控制后，送入風(fēng)洞二維實(shí)驗(yàn)段的穩(wěn)壓罐中。在穩(wěn)壓罐上開4路主干路氣路，穩(wěn)壓后的氣體經(jīng)4個(gè)電氣比例閥和氣控比例閥控制后，分為8個(gè)支路，分別送到翼型側(cè)壁前、中、后三組穩(wěn)壓盒中進(jìn)行穩(wěn)壓，最后氣流通過三組吹氣縫對(duì)側(cè)壁邊界層進(jìn)行吹除。為了避免翼型上下表面壓力差造成不必要的串流，中縫穩(wěn)壓盒在中間隔斷，分為上、下翼面吹氣縫。

圖1 NF-3風(fēng)洞側(cè)壁邊界層控制系統(tǒng)

2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎孟鄬?duì)厚度為21%的WA-A210翼型，鋼芯木質(zhì)結(jié)構(gòu)，弦長800mm，展長1600mm。其中，中間剖面和距端面160mm剖面處各設(shè)計(jì)94個(gè)測(cè)壓點(diǎn)(上下表面各46個(gè)，前緣點(diǎn)、后緣點(diǎn)各一個(gè))。

為了研究翼型表面展向流動(dòng)的均勻性，沿展向在10%至70%弦長處分別布置6個(gè)測(cè)壓點(diǎn)，并以中間剖面對(duì)稱，距中間剖面分別為100mm，300mm，500mm。模型測(cè)壓孔布置如圖2。

圖2 WA-A210翼型模型測(cè)壓孔布置示意圖

3 實(shí)驗(yàn)方法

3.1 吹氣動(dòng)量系數(shù)

吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ的定義式:

穩(wěn)壓盒壓力為吹氣總壓poj，假設(shè)由穩(wěn)壓盒等熵地膨脹到實(shí)驗(yàn)段，則實(shí)驗(yàn)段的靜壓p∞即為吹氣縫靜壓。

來流動(dòng)壓q∞、吹氣縫出口動(dòng)壓qj為:

由式(2)－式(5)得吹氣縫出口動(dòng)壓qj為:

實(shí)驗(yàn)時(shí)，利用高壓氣管上的電氣比例閥來控制p表壓，從而也就保證了實(shí)驗(yàn)所用的動(dòng)量系數(shù)。

3.2 數(shù)據(jù)采集

翼型測(cè)壓實(shí)驗(yàn)使用具有608路高精度、高速穩(wěn)態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)(PSI9816)對(duì)翼型弦向和展向不同位置的表面測(cè)壓點(diǎn)和尾耙總壓進(jìn)行實(shí)時(shí)采集。該系統(tǒng)精度優(yōu)于0.05%FS，采集速度大于100Sam/s/通道(采樣點(diǎn) /秒 /通道)。

4 數(shù)據(jù)處理及實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

4.1 數(shù)據(jù)處理

為了得到翼型在各個(gè)狀態(tài)下的最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)，將翼型中間剖面與距端面160mm處剖面對(duì)應(yīng)點(diǎn)壓力值之差與中間剖面對(duì)應(yīng)點(diǎn)壓力值比較，即無量綱化，再根據(jù)式(7)對(duì)得到的值作均方根處理得到σ。在模型的整個(gè)實(shí)驗(yàn)狀態(tài)范圍內(nèi)，當(dāng)σ最小時(shí)的吹氣系數(shù)即為最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)，從而可以判斷展向流動(dòng)的均勻性。

測(cè)壓時(shí)通過對(duì)翼型的壓力系數(shù)分布進(jìn)行數(shù)值積分和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得到翼型的升力系數(shù)。根據(jù)動(dòng)量法對(duì)測(cè)得的翼型尾跡總壓進(jìn)行數(shù)值積分獲得翼型的阻力系數(shù)。

4.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

1)最佳吹氣縫組合

為研究各吹氣縫在不同工作狀態(tài)下對(duì)側(cè)壁邊界層的吹除效果以及對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，通過控制電氣比例閥的開與閉進(jìn)行不同吹氣縫組合的翼型吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。由于側(cè)壁邊界層吹氣控制主要影響模型表面流場(chǎng)，因此主要分析在不同吹氣縫組合下模型的升力特性，特別是在失速迎角附近的升力特性。

圖3給出了WA-A210翼型在相同雷諾數(shù)(Re=0.75 ×106)、相同吹氣動(dòng)量系數(shù)(Cμ=4.72)、不同吹氣縫組合狀態(tài)(前縫，前縫 +中縫，前縫 +后縫)下翼型升力特性隨迎角變化對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線?？梢钥闯?，在小迎角范圍(α≤6°)內(nèi)進(jìn)行側(cè)壁吹氣與不吹氣翼型升力特性變化不明顯，而隨著迎角的逐漸增加(α＞6°)翼型升力特性變化明顯。主要表現(xiàn)在:單獨(dú)前縫吹氣時(shí)翼型升力系數(shù)小于不進(jìn)行側(cè)壁吹氣情況;前縫和后縫同時(shí)吹氣與不進(jìn)行側(cè)壁吹氣情況基本一致;只有前縫與中縫同時(shí)吹氣時(shí)，翼型升力特性才優(yōu)于不進(jìn)行側(cè)壁吹氣情況，并且失速特性趨于和緩。圖4給出了WA-A210翼型在α=9°時(shí)，前縫與中縫同時(shí)吹氣狀態(tài)下的翼型壓力分布對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線?？梢钥闯?，前縫與中縫組合時(shí)主翼上表面的負(fù)壓大于不吹氣狀態(tài)和其它兩種組合方式，而且翼型前緣吸力峰值增加，說明側(cè)壁吹氣改善了翼型表面的二維流動(dòng)，推遲了邊界層的分離。由圖3和圖4可以得出前縫與中縫組合方式為這一狀態(tài)下的最佳吹氣縫組合。

圖3 WA-A210翼型不同吹氣縫組合升力特性對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線

2)最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)

側(cè)壁吹氣量的大小、穩(wěn)定性以及準(zhǔn)確性都會(huì)引起翼型氣動(dòng)性能的很大改變，導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的失真。在風(fēng)洞側(cè)壁邊界層控制實(shí)驗(yàn)中，吹氣量過小會(huì)使翼型表面兩端邊界層向中間剖面擠壓，造成翼型中間剖面邊界層增厚，進(jìn)而導(dǎo)致翼型升力系數(shù)降低;吹氣量過大會(huì)增加風(fēng)洞主流動(dòng)量，導(dǎo)致翼型升力系數(shù)的增加。因此側(cè)壁吹氣量的過小或過大都會(huì)給主流增加額外的干擾，使翼型表面流動(dòng)趨于復(fù)雜化。只有控制好適當(dāng)?shù)膫?cè)壁吹氣量，尋找到特定實(shí)驗(yàn)狀態(tài)下的最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)，才能保證翼型實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性。

圖4 WA-A210翼型不同吹氣縫組合壓力分布對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線

圖5 給出了WA-A210翼型在相同雷諾數(shù)(Re=0.75×106)、相同吹氣縫組合(前縫 +中縫)、不同Cμ下翼型中間剖面與端面剖面對(duì)應(yīng)點(diǎn)壓力差均方根值隨迎角變化對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線。圖6給出了此狀態(tài)下翼型中間剖面與端面剖面對(duì)應(yīng)點(diǎn)壓力差均方根值隨Cμ的變化曲線?？梢钥闯?，在小迎角范圍(α≤6°)內(nèi)進(jìn)行側(cè)壁吹氣與不吹氣比較，其σ變化不大;當(dāng)α＞6°時(shí)且隨著 Cμ的逐漸增加，其 σ逐漸減小;當(dāng) Cμ增加到一定程度(Cμ=4.72)，σ 降到最低;當(dāng) Cμ繼續(xù)增加(Cμ=7.08)，σ反而增加。故Cμ=4.72為這一狀態(tài)下的最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)。

3)展向壓力分布均勻性

為了研究翼型表面的展向流動(dòng)，圖7給出了WA-A210翼型在相同雷諾數(shù)(Re=0.75 × 106)、相同迎角(α=10°)、不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下，上翼面10%弦長處展向壓力分布對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線。圖8給出了此狀態(tài)下下翼面70%弦長處展向壓力分布對(duì)比實(shí)驗(yàn)曲線?？梢钥闯觯S著Cμ的逐漸增加，沿展向同一弦長處的壓力分布有增加的趨勢(shì)，并且偏離中間剖面越遠(yuǎn)增加的幅度越明顯，當(dāng)Cμ增加到一定程度(Cμ=4.72)時(shí)，翼型中間剖面附近沿展向同一弦長處壓力分布基本保持一致。說明側(cè)壁吹氣改善了翼型表面的二維流動(dòng);當(dāng)Cμ=4.72時(shí)，翼型表面二維流動(dòng)面積達(dá)到最大。

實(shí)驗(yàn)表明:利用翼型中間剖面與端面剖面對(duì)應(yīng)點(diǎn)壓力值對(duì)比進(jìn)行數(shù)據(jù)處理的方法能夠?qū)ふ业揭硇湍Ｐ筒煌瑺顟B(tài)下的最佳吹氣動(dòng)量系數(shù);翼型中間剖面附近沿展向同一弦長處壓力分布基本保持一致，說明采用側(cè)壁吹氣方案改善了翼型表面二維流動(dòng)，推遲了邊界層的分離，同時(shí)驗(yàn)證了這一數(shù)據(jù)處理方法結(jié)果的正確性。

5 結(jié)論

1)利用翼型中間剖面與端面剖面對(duì)應(yīng)點(diǎn)壓力值對(duì)比進(jìn)行數(shù)據(jù)處理可以作為翼型表面二維流動(dòng)以及最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)的判據(jù)。

2)利用最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)判據(jù)尋找到了翼型模型不同狀態(tài)下的最佳吹氣動(dòng)量系數(shù)。

3)采用側(cè)壁吹氣方案改善了翼型表面二維流動(dòng)，推遲了邊界層的分離，減小了側(cè)壁邊界層對(duì)翼型實(shí)驗(yàn)結(jié)果的影響。

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