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    機翼上表面噴流偏轉(zhuǎn)被動控制實驗研究

    2022-01-21 10:12:54李斌斌
    實驗流體力學 2021年6期
    關(guān)鍵詞:襟翼噴流總壓

    汪 軍,張 劉,李斌斌,趙 壘,李 昌,金 熠*

    1.中國科學技術(shù)大學 工程科學學院精密機械與精密儀器系,合肥 230031 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000 3.西南科技大學 土木工程與建筑學院,四川 綿陽 621000 4.中國科學技術(shù)大學 工程與材料科學實驗中心,合肥 230031

    0 引 言

    現(xiàn)代軍事行動中,具有更好短距離起降性能的飛機可以在更加惡劣的環(huán)境中實現(xiàn)起飛和著陸,從而在與傳統(tǒng)飛機的對抗中取得優(yōu)勢。因此,提高短距離起降性能一直是飛機設(shè)計者的研究方向,主要途徑是運用機械式增升裝置和動力增升技術(shù)[1]提高機翼產(chǎn)生的升力。機械式增升裝置受結(jié)構(gòu)、重量等因素限制,所能達到的最大升力系數(shù)有限;動力增升技術(shù)利用動力裝置的能量增大或產(chǎn)生升力,效果更加顯著。常見的動力增升有噴氣襟翼、環(huán)量控制、邊界層控制、吹氣襟翼等。其中,上表面吹氣(Upper Surface Blowing,USB)技術(shù)[2]直接利用發(fā)動機排氣,無需添加其他管道,簡單實用,是一種有效的動力增升方法。

    典型的上表面吹氣系統(tǒng)如圖1所示。發(fā)動機出口布置于機翼上表面,當后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)時,科恩達(Coanda)效應[3]使噴流向下偏轉(zhuǎn),由此帶來的推力偏轉(zhuǎn)和機翼環(huán)量增大產(chǎn)生了增升效果;由于發(fā)動機被機翼遮蔽,該技術(shù)還可以有效抑制飛行過程中的噪聲[4]。國外關(guān)于USB 技術(shù)的研究起步早,內(nèi)容比較全面[5-6],已經(jīng)應用于多種驗證機和型號,如美國波音公司的YC-14[7]、NASA 的QSRA-715、蘇聯(lián)安托諾夫設(shè)計局的An-72 等。

    圖1 典型USB 系統(tǒng)示意圖Fig.1 Sketch of typical USB system

    相比之下,國內(nèi)相關(guān)研究較少,且主要以數(shù)值模擬為主,實驗方面的研究成果很少。趙國昌等[8]提出了一個由機翼和USB 襟翼組成的上表面吹氣動力增升簡化模型,在不考慮流動分離的前提下,根據(jù)伯努利方程和楔形流假設(shè)研究了速度和襟翼角度對升力系數(shù)的影響。Xiao、Zhu 等[9-10]通過數(shù)值模擬研究了發(fā)動機噴口幾何形狀和主動吹氣對升力的影響。上述工作對于預估升力系數(shù)范圍具有一定的參考價值。

    本文開展了上表面噴流靜態(tài)推力實驗,通過改變襟翼形狀和在襟翼上游布置渦流發(fā)生器(Vortex Generator,VG)對噴流偏轉(zhuǎn)進行被動控制,研究了襟翼和渦流發(fā)生器對噴流偏轉(zhuǎn)的控制規(guī)律。

    1 實驗系統(tǒng)

    1.1 實驗裝置

    實驗裝置如圖2所示,由支撐裝置、空氣橋、測力天平、噴流模擬裝置、襟翼以及渦流發(fā)生器等組成。高壓空氣通過空氣橋進入噴流模擬裝置,形成穩(wěn)定、均勻的噴流來模擬發(fā)動機噴流,噴流到達襟翼后向下偏轉(zhuǎn)。渦流發(fā)生器安裝在噴口和襟翼之間。

    圖2 上表面噴流實驗裝置Fig.2 Design drawing of jet simulation device

    1.1.1 噴流模擬裝置

    噴流模擬裝置類似于一個小型風洞,包括氣源連通管道、集氣腔、蜂窩器、收縮段、測量段和噴口段等,如圖3所示。高壓空氣從氣源連通管道進入,在噴口段形成穩(wěn)定噴流。噴流模擬裝置設(shè)計入口壓力范圍為0.5~4.0 MPa,出口壓力范圍為0.1~0.2 MPa;噴口形狀為矩形,寬度L=216 mm,高度h=36 mm。

    圖3 噴流模擬裝置設(shè)計圖Fig.3 Design drawing of jet simulation device

    1.1.2 襟翼和渦流發(fā)生器

    襟翼采用傳統(tǒng)的富勒襟翼設(shè)計,形狀由襟翼偏角δ和曲率半徑R/h決定,其中R為襟翼半徑,h為噴口高度,如圖4所示。偏轉(zhuǎn)角δ設(shè)計了5 個角度,從10°到50°,每個間隔10°。曲率半徑R/h設(shè)計了4 個,分別為1.2、1.5、2.0 和3.0。

    圖4 襟翼設(shè)計圖Fig.4 Design drawing of flap

    實驗采用的渦流發(fā)生器由1 塊銅片彎折而成(形成的兩面為相互垂直的直角梯形),其平面形狀及尺寸如圖5所示。梯形高H為渦流發(fā)生器高度,有5、9 和13 mm 等3 種尺寸。

    圖5 渦流發(fā)生器Fig.5 Vortex generator

    1.2 測量設(shè)備

    模型受力采用六分量天平TH2003 測量,表1為天平的設(shè)計載荷及精度。其中,F(xiàn)x、Fy、Fz分別為x、y、z方向的分力;Mx、My、Mz分別為x、y、z方向的力矩。

    表1 TH2003 天平載荷及精度表Table 1 Load and precision of TH2003 balance

    噴流出口壓力通過總壓耙和電子掃描閥測量??倝喊夜? 個,在測量段中沿橫向均勻布置,每個總壓耙上布置6 個總壓管,上下間距5 mm,共18 個總壓測量點,如圖6所示。

    圖6 測量段總壓耙布置示意圖Fig.6 Layout diagram of total pressure rake in measuring section

    電子掃描閥為DSA3217/16Px 型便攜式電子掃描閥,量程為103425 Pa(15 psi),精度為滿量程的0.05%,滿足實驗要求。噴管出口總壓p取所有總壓耙壓力的平均值。

    2 實驗方法

    由于發(fā)動機噴流流速較高,外界自由流動對噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響較小,因此采用靜態(tài)推力實驗的方式進行實驗研究。

    2.1 空氣橋影響修正

    空氣橋可以在保證輸送高速氣流的同時,獲得準確的測力數(shù)據(jù),本文所使用的空氣橋見文獻[11]。實驗前需對空氣橋進行校準,排除空氣橋剛度、壓力、內(nèi)部流動和溫度對天平的影響。

    校準方法為:1)在天平校準裝置上對空氣橋/天平組合體進行整體校準,得到附加空氣橋剛度影響的天平公式;2)改變通入空氣的壓力、流量和溫度,分別獲得天平載荷對應的變化關(guān)系,擬合出三者的修正公式。具體方法參見文獻[12]。

    2.2 噴口落壓比控制

    發(fā)動機推力越大,出口噴流流速越快,而噴流流速對USB 系統(tǒng)性能有較大影響[8]。本次實驗通過噴口落壓比λ模擬發(fā)動機推力變化情況:

    式中,p0為大氣壓。

    實驗落壓比為1.15、1.30、1.45 和1.60,分別對應發(fā)動機小推力、50%最大推力、75%最大推力和最大推力工作狀態(tài)。實驗前,改變高壓氣源供氣流量,擬合落壓比與供氣流量的變化關(guān)系,通過插值得到實驗落壓比對應的供氣流量。

    2.3 巡航狀態(tài)推力標定實驗

    巡航狀態(tài)推力標定實驗的目的是獲得噴口靜態(tài)合力F0與落壓比之間的關(guān)系曲線,用于計算正式實驗時的噴流偏轉(zhuǎn)參數(shù)。重復性實驗狀態(tài)如圖7所示,噴口段外不安裝任何控制部件,給定供氣流量,測量模型所受升力、推力以及噴口總壓。

    圖7 重復性實驗狀態(tài)照片F(xiàn)ig.7 Photo of repeatability test status

    圖8給出了多組推力合力F1隨落壓比變化的曲線以及線性擬合結(jié)果。從圖中可以看出:在實驗的落壓比范圍內(nèi),推力合力與落壓比成正比例關(guān)系,線性較好;當落壓比一定時,推力合力基本保持一致,說明系統(tǒng)重復性良好,數(shù)據(jù)測量準確。

    圖8 巡航狀態(tài)F1-λ 曲線Fig.8 Thrust resultant force-drop ratio curves of cruise status

    2.4 噴流偏轉(zhuǎn)控制實驗

    安裝襟翼和渦流發(fā)生器,采集初讀數(shù),給定供氣流量,同時測量模型受力和噴口壓力大小,F(xiàn)N為沿升力方向測得的力,F(xiàn)T為沿推力方向測得的力。增加襟翼和渦流發(fā)生器后,與巡航狀態(tài)相比,相同供氣流量下的落壓比會發(fā)生變化。需要通過插值,得到實驗落壓比下的噴口靜態(tài)推力F0,計算噴流平均推力偏轉(zhuǎn)角υ和推力偏轉(zhuǎn)效率τ:

    式中:F1為發(fā)動力推力偏轉(zhuǎn)后測量得到的合力,為了提高短距離起降性能,就需要較大 的平均推力偏轉(zhuǎn)角和較高的推力偏轉(zhuǎn)效率。

    3 結(jié)果與討論

    3.1 襟翼形狀對噴流偏轉(zhuǎn)影響

    圖9為襟翼R/h=1.5、襟翼偏角δ變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。由圖可見:1)所有狀態(tài)下,都產(chǎn)生了比較明顯的平均推力偏轉(zhuǎn)角υ,這是因為噴流在經(jīng)過向下偏轉(zhuǎn)的襟翼時,在科恩達效應作用下有了向下偏轉(zhuǎn)的角度,并增加了繞機翼的環(huán)量,產(chǎn)生了升力。平均推力偏轉(zhuǎn)角越大,說明噴流向下偏轉(zhuǎn)的角度越大,噴流更容易附著于襟翼表面,反之則表面噴流更容易分離。2)υ在δ=30°時最大,最小值約18°。3)δ≤30°時,υ隨δ增大而增大,但都比較小,且小于δ,說明噴流并未沿襟翼表面流動,沒有完全附著,原因是噴流流速較快,產(chǎn)生了流動分離。4)δ>30°時,υ變化沒有顯著規(guī)律,可能是因為δ過大,噴流下游壓差增大,分離加劇。5)同一δ下,υ隨落壓比λ的增大而減小,說明落壓比增大時,噴流附著的難度加大,因為保持附著的離心力與噴流速度的平方成正比例關(guān)系。6)隨著δ增大,υ-λ曲線斜率的絕對值逐漸變大,λ增大時的平均推力偏轉(zhuǎn)角下降趨勢增大,說明襟翼偏角越大,噴流越容易發(fā)生分離。

    圖9 襟翼角度變化υ-λ 曲線(R/h =1.5)Fig.9 υ-λ curve of flap with different angles (R/h =1.5)

    圖10為襟翼δ=50°、曲率半徑R/h變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。由圖可見:隨著曲率半徑增大,υ穩(wěn)定增大;R/h≥1.5 后,隨λ的增大,υ的下降趨勢逐漸變緩,說明噴流附著能力逐漸增強,這是由于襟翼曲率半徑增大時,噴流繞流的曲率形面長度增大、半徑增大,偏轉(zhuǎn)所需的離心力減小,噴流更容易附著。

    圖10 襟翼曲率半徑變化υ-λ 曲線Fig.10 υ-λ curve of flap with different radius of curvature

    3.2 渦流發(fā)生器控制效果

    由圖9可見,在單一襟翼狀態(tài)下,最大平均推力偏轉(zhuǎn)角約19°,噴流沒有完全附著,具有提升的空間。

    本文將渦流發(fā)生器應用于上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)控制。渦流發(fā)生器布置在襟翼上游,采用兩側(cè)對向安裝方式(間距24 mm),開展了不同位置、安裝角度和高度的渦流發(fā)生器控制實驗,如圖11所示。X/h表示安裝位置,X為渦流發(fā)生器前緣到噴口的距離;β表示安裝角度,即渦流發(fā)生器對折邊與來流方向的夾角。3 種尺寸的渦流發(fā)生器H/h分別為0.14、0.25 和0.36。

    圖11 渦流發(fā)生器安裝情況Fig.11 VG installation

    3.2.1 位置影響

    圖12為襟翼R/h=2.0、δ=50°、H/h=0.25、β=33°、X/h變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。從圖中可以看到:1)在襟翼上游增加渦流發(fā)生器后,υ的變化范圍由 13°~18°增大至 33°~38°,說明增加渦流發(fā)生器后,噴流向靠近襟翼的方向偏轉(zhuǎn),附著能力增強,原因是噴流流經(jīng)渦流發(fā)生器時會產(chǎn)生流向渦,對邊界層進行能量補充,抑制了分離的發(fā)生;2)X/h=0.58 時,υ最大,說明渦流發(fā)生器離襟翼越近,對噴流的偏轉(zhuǎn)控制效果越好,原因是離襟翼越近,流向渦的衰減越小;3)安裝渦流發(fā)生器后,υ隨落壓比λ的變化更為平穩(wěn),說明渦流發(fā)生器增強了噴流在大落壓比下的附著能力。

    圖12 VG 安裝位置變化υ-λ 曲線Fig.12 υ-λ curve of VG with different locations

    3.2.2 安裝角度影響

    圖13為襟翼R/h=2.0、δ=50°、H/h=0.25、X/h=2.58、β變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。結(jié)合4 個λ下的υ值可以看到:β=33°時,可獲得最大的平均推力偏轉(zhuǎn)角約38°。安裝角太小或太大,都會導致υ的減?。簻u流發(fā)生器安裝角太小,會導致產(chǎn)生的流向渦強度不夠;安裝角太大,渦流發(fā)生器迎風面積增加,會產(chǎn)生額外的阻力,二者都會導致平均推力偏轉(zhuǎn)角的減小[13]。

    圖13 VG 安裝角度變化時的υ-λ 曲線Fig.13 υ-λ curve of VG with different installation angles

    3.2.3 高度影響

    圖14為襟翼R/h=2.0、δ=50°、β=33°、X/h=2.58、H/h變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。從圖中可以看到:1)H/h=0.14 時,υ的最大值為30°,且隨落壓比的增大而急劇減小。當落壓比最大時,基本沒有控制效果。當渦流發(fā)生器高度不夠時,產(chǎn)生的流向渦強度較弱,向邊界層注入的能量不夠,進而導致噴流附著能力減弱,且在大落壓比下,流向渦容易受到破壞[14]。2)H/h=0.25 時,最大平均推力偏轉(zhuǎn)角可達38°。平均推力偏轉(zhuǎn)角隨落壓比的變化較為平穩(wěn),在大落壓比狀態(tài)下,最大平均推力偏轉(zhuǎn)角仍可達35°。其原因是渦流發(fā)生器高度增大后,產(chǎn)生的流向渦強度增強,向邊界層注入了更多能量,促進了噴流附著。3)H/h由0.25 增大至0.36 后,控制效果的變化不顯著,平均推力偏轉(zhuǎn)角在落壓比最大時反而降低。其原因是渦流發(fā)生器尺寸過大,在增強流向渦的同時,還產(chǎn)生了額外的附加阻力。

    圖14 VG 高度變化時的υ-λ 曲線Fig.14 υ-λ curve of VG with different heights

    渦流發(fā)生器控制實驗結(jié)果表明:安裝角和高度是渦流發(fā)生器控制的兩個關(guān)鍵參數(shù),對最大平均推力偏轉(zhuǎn)角的影響最為顯著;渦流發(fā)生器位置的變化對平均推力偏轉(zhuǎn)角有一定的影響,但影響不大。本次實驗最優(yōu)的渦流發(fā)生器參數(shù)為:H/h=0.25,β=33°,X/h=2.58。

    3.3 優(yōu)化比較

    圖15和16 分別為襟翼R/h=2.0、δ=50°狀態(tài)與安裝最優(yōu)參數(shù)渦流發(fā)生器狀態(tài)的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線與推力偏轉(zhuǎn)效率?落壓比曲線。由圖可見,安裝渦流發(fā)生器后:1)平均推力偏轉(zhuǎn)角增大,由18°增大到38°;2)落壓比增大時,平均推力偏轉(zhuǎn)角減?。?)推力偏轉(zhuǎn)效率提高,且大于1,可見安裝渦流發(fā)生器后,推力合力增加,原因是渦流發(fā)生器產(chǎn)生的流向渦增大了機翼環(huán)量,產(chǎn)生了額外升力。

    圖15 VG 控制影響υ-λ 曲線Fig.15 υ-λ curve of VG influence

    圖16 VG 控制影響τ-λ 曲線Fig.16 τ-λ curve of VG influence

    4 結(jié) 論

    本文通過實驗方法得到機翼上表面噴流在單一襟翼下的偏轉(zhuǎn)規(guī)律,通過渦流發(fā)生器對噴流進行被動控制,研究了渦流發(fā)生器安裝位置、安裝角度和渦流發(fā)生器高度對噴流偏轉(zhuǎn)的影響規(guī)律,得到結(jié)論如下:

    1)單一襟翼狀態(tài)下,噴流無法完全附著,分離比較嚴重,其偏轉(zhuǎn)角和曲率半徑對噴流偏轉(zhuǎn)角度影響有限,能達到的最大平均推力偏轉(zhuǎn)角約19°,增升效率不足。

    2)渦流發(fā)生器可以抑制襟翼上表面噴流分離,促進噴流附著,增大噴流偏轉(zhuǎn)角度,并改善大落壓比下平均推力偏轉(zhuǎn)角降低的現(xiàn)象;還可以提高襟翼上表面噴流推力偏轉(zhuǎn)效率,提供額外升力。

    3)渦流發(fā)生器的安裝位置、安裝角和渦流發(fā)生器高度都會影響噴流偏轉(zhuǎn)控制,本次實驗的最優(yōu)參數(shù)為X/h=2.58、β=33°、H/h=0.25;安裝角和渦流發(fā)生器高度是關(guān)鍵參數(shù),過大或過小的安裝角和渦流發(fā)生器高度都會導致噴流偏轉(zhuǎn)性能下降。

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