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,郭 輝,蘇沛然

(1.北京航空航天大學能源與動力工程學院,北京 100191;2.北京航空航天大學航空科學與工程學院,北京 100191)

0 引 言

在飛機巡航阻力中,摩擦阻力是一個重要的組成部分,減少表面摩擦阻力可以提升氣動性能上的優勢從而降低飛機的運行成本。對于亞聲速飛機,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湍流的阻力要小90%[2]。因此保持飛行器表面更多的層流區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捩,使飛行器表面保持大面積層流區的技術稱為層流控制技術。層流控制技術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方法主要應用于小后掠角機翼,而LFC需要全翼面吸氣,吸氣量大、系統較復雜。HLFC方法結合了NLF和LFC技術優點,采用僅在機翼前緣附近吸氣、其它的區域采用合理壓力分布的方法來實現層流控制。HLFC方法具有吸氣量小、吸氣系統較簡單、保持良好機翼氣動性能等優勢,是針對后掠翼層流控制有效且實用的方法[7]。為了證明HLFC技術在推遲轉捩和減阻方面的可行性和實用性,Dassault公司和波音公司分別進行了飛行實驗[8-9]。為了掌握H LFC技術,解決飛行實驗中的一些不確定性問題,波音公司還在Langley研究中心進行了HLFC的風洞實驗,但是實驗的結果并沒有公開。黃勇等人采用升華法研究后掠翼模型柱狀粗糙元對轉捩的影響[10],楊永等人采用升華法研究了后掠翼三維邊界層的轉捩[11]。目前尚未見到國內基于升華法的后掠翼H LFC抑制橫流駐波增長并推遲轉捩的實驗研究。

實驗在低湍流度風洞中進行,采用萘升華流動顯示法結合熱線測量方法,研究不同吸氣量和迎角下H LFC對邊界層轉捩的影響。實驗結果表明升華法可以直觀和準確地表示后掠翼的轉捩位置,適合用來研究HLFC方法對后掠翼轉捩的影響;HLFC方法可以顯著推遲由橫流不穩定觸發的轉捩;在同一迎角下增加吸氣量,可以更有效地抑制橫流波(CF波)擾動增長,延長層流區的長度。

1 實驗設備及方法

實驗在北京航空航天大學流體力學教育部重點實驗室D4風洞中進行。D4風洞是一座低速、低湍流度、低噪聲回流風洞,湍流度Tu≤0.08%。實驗模型采用 NACA64A-204翼型的后掠翼模型,弦長0.848m,展長 2.1m,后掠角為 45°,垂直于水平面放置于1.5m×1.5m實驗段中(圖1和2)。在上翼面布置15個測壓孔,為避免上游測壓孔對下游的影響,將測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驗壓力數據,精度可達到±0.05%,實驗中測得的壓力系數Cp分布見圖2。

圖1 NACA64A-204后掠翼模型及測量點分布Fig.1 NACA64A-204 swept wing and positions of test points

吸氣區位于模型上表面中部的前緣附近,包括3個獨立的吸氣腔,從前緣開始,長度分別為弦長的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。吸氣孔總數目約為28300個,孔直徑為0.06mm,間距為0.6mm。吸氣孔分別與3個吸氣腔相連,可以獨立控制每個吸氣腔的吸氣流量(圖3)。吸氣流量Q由吸氣系數確定。吸氣系數的定義為Cq=ρwuw/(ρ∞u∞),其中下標w表示壁面吸氣參數。吸氣系數的選擇與實驗條件、吸氣孔的位置等有關。在前緣區域,由于不穩定波尤其是CF(crossflow)波增長較快,因此在第一、二腔采用較大的吸氣量來抑制擾動的增長。通過以往的研究經驗選擇第一腔的吸氣系數Cq1=1.0×10-3為標準吸氣系數,1、2、3區(從前到后)的吸氣系數比為Cq1∶Cq2∶Cq3=4∶4∶1,對應3個腔總的標準吸氣量為Q0。

圖2 翼型剖面和實驗條件下測得的上表面Cp分布Fig.2 Airfoil and upper surface Cpdistribution for test conditions

圖3 吸氣系統示意圖Fig.3 Suction system

升華技術是常用的顯示物面上邊界層轉捩位置的實驗技術之一。通常升華技術的指示劑有六氯乙烷、萘、苊、菲等,溶劑有丙酮、苯、二甲苯等[12]。實驗最終選擇萘和丙酮分別作為指示劑和溶劑。萘升華流動顯示技術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,待丙酮溶液揮發后會在模型表面附著一層均勻的白色粉狀萘晶體。由于轉捩點前后氣流對壁面的剪切力變化很大,使萘在湍流區內升華速度加快,因此模型表面湍流區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。

熱線采集及標定系統采用DENTEC公司的產品。熱線探針選用55P15邊界層探針,此探針專為測量邊界層內速度而設計。探針測量速度范圍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上,聯機控制步進電機來控制熱線探針的位移,其位移精度可以達到1/800mm。熱線測量點分別為20%和30%弦長位置,展向測點中心與吸氣區的中心一致(見圖1)。每個測點熱線采樣時間為2s,采樣頻率為2000Hz。

在邊界層內部由于后掠和弦向壓力梯度的共同作用產生了垂直于無粘流線的速度分量。這個橫流剖面是存在拐點的并且存在行波和駐波兩種不穩定波,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的[13],而中等的和較高的湍流度則會以行波的形式出現[14]。風洞實驗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的后掠翼邊界層內的橫流不穩定。

2 實驗結果與分析

2.1 吸氣量對不同迎角轉捩位置的影響

首先利用萘升華流動顯示實驗,研究不同吸氣量在不同迎角下對后掠翼轉捩位置的影響。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°。當迎角大于 2°時,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。在圖中標出了前緣和后緣的位置,右側給出了迎角的狀態。圖4(a)表示在無吸氣條件下萘升華流動顯示圖。迎角為0°和-2°時,模型上的轉捩分界線為較平滑的直線并與機翼后緣平行,說明在這兩個迎角下轉捩是由T-S波主導的擾動波觸發。當迎角達到-4°和-6°時,層-湍流的交界處出現不規則的鋸齒型,此時轉捩由橫流不穩定主導。當迎角為 -6°時,轉捩位置 x/c≈40%,在最小壓力點(x/c=0.6)之前。在這兩種狀態下萘涂層都存在有明顯的條紋,這是由于邊界層內部壁面剪切在展向發生扭曲,產生固定橫流渦,將低-高動量的流動摻混,而高動量的流動進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。局部擾動快速增長會形成楔形的湍流區(稱之為湍流楔),導致萘涂層出現楔形邊界,當一系列的湍流楔出現時就發生了轉捩。在2°迎角時靠近轉捩位置的萘涂層邊緣出現了湍流楔和模糊的條紋,因此我們分析這時轉捩是由T-S波和CF波共同作用的結果。需要說明的是,上游萘消失的區域并不是湍流區,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,也會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準吸氣量時對轉捩位置的影響。對于迎角為0°和-2°情況,吸氣幾乎沒有改變轉捩位置,在無吸氣條件下轉捩由T-S波主導,說明T-S波對逆壓梯度更敏感,前緣吸氣對其抑制效果不明顯。迎角為-4°和-6°時,采用吸氣控制之后層流區明顯加長,橫流駐波產生的條紋結構也變得界限模糊。由于橫流駐波的擾動屬于拐點不穩定,而前緣吸氣可以消除拐點,因此能夠有效抑制橫流波的增長,削弱邊界層的扭曲。值得注意的是在2°迎角條件下,通過前面的分析認為轉捩由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,因此其 HLFC的效果較0°和-2°明顯。

以-6°迎角為例,分析不同吸氣量對轉捩位置的影響(圖5),圖中右側數值表示吸氣量Q與標準吸氣量Q0之比。隨著吸氣量的增加,層流區長度明顯增加,而且由固定橫流渦產生的條紋結構也越來越不明顯,說明加大吸氣量可以減弱邊界層的扭曲并推遲轉捩。

圖5 -6°迎角不同吸氣量萘升華流動顯示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捩位置對比圖,由于CF波主導的轉捩位置不是一個固定值,因此圖中所示轉捩點為展向平均值。在沒有吸氣控制情況下,較大的負迎角會使上翼面有較長的順壓區,有利于橫流擾動的增長,轉捩由CF波主導;隨著迎角增大,逆壓區逐漸變大,不利于CF波的增長,而 T-S波成為觸發轉捩的主要擾動波;當到達2°迎角時,由于模糊的條紋結構出現,因此我們分析這個狀態下雖然順壓區長度較短但是順壓梯度很大,也會使橫流不穩定增強,導致轉捩提前。隨著迎角從-6°到2°增大,層流區長度變化為先增大后減小。

圖6 不同迎角和不同吸氣量下轉捩位置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迎角下的層流區明顯延長,最長層流區可達到弦長的90%。-4°迎角在1/2標準吸氣量之前,提高吸氣量可以顯著推遲轉捩位置,而吸氣量大于1/2標準吸氣量時,轉捩位置變化不大。-6°迎角與-4°迎角類似,當大于標準吸氣量時,增加吸氣量對轉捩位置影響不大。-6°迎角的最小壓力點為弦長的60%,通過HLFC可以將轉捩位置推遲到最小壓力點之后(約85%弦長)。0°和-2°迎角下轉捩是由T-S主導,因此吸氣效果不明顯;而吸氣抑制了2°迎角邊界層擾動,使轉捩位置延長了約10%的弦長。

2.2 HLFC推遲轉捩的機制

利用萘升華流動顯示和熱線測量研究迎角為-6°時后掠翼邊界層流動,可以得到擾動波在邊界層內傳播的信息。為了使熱線測量到更貼近壁面的速度分布,并減少熱線觸及壁面的危險,實驗風速調整為33.3m/s,Re=1.9×106。圖7所示為萘升華流動顯示局部放大圖。流動方向從右至左,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,間距為7mm左右。左圖表示流動下游接近轉捩位置的萘涂層,接近轉捩位置出現楔形邊界。條紋間距變大并且展向分布不均勻,說明接近轉捩位置處擾動波的非線性相互作用已經非常強烈。

圖7 迎角-6°時萘表面條紋結構Fig.7 Streaks in the naphthalene at-6°angle of attack

圖8 無吸氣和兩倍吸氣量擾動波能譜密度對比Fig.8 Power spectral density with standard and twice suction quantities

為了分析擾動波的頻譜特性,首先通過熱線測量x/c=0.2和0.3弦長位置的流向速度,每個弦向位置測量16個展向點,展向點之間相隔1mm。通過求解擾動速度的均方根,最終確定最大擾動法向高度。x/c=0.2和0.3時最大擾動分別出現在Y=0.5和0.3mm處,在這兩個高度上沿展向70mm距離內平均布置128個測點,圖8為這兩個弦長位置的能譜密度分布圖。橫坐標為展向波長λ,縱坐標為能譜密度(PSD)。在沒有吸氣的條件下,4.5mm、7mm和9mm波長的擾動波是主要的擾動波。在x/c=0.2位置時4.5mm擾動占主導地位,提供了最主要的擾動能量;隨著擾動波向下游傳遞,3個波長的波都迅速的增長,在x/c=0.3位置,7mm以及9mm波超過了4.5mm擾動波的能譜密度,成為該位置擾動的主要擾動波。圖7右圖萘升華顯示的7mm左右間距的結果與能譜分析的結果相當接近。從圖8可以看出,前緣吸氣充分抑制了擾動波的能量增長,采用標準吸氣量可以將不穩定擾動波的能譜密度大大降低,增大吸氣量可以加強對擾動的抑制。

3 結 論

在低湍流度風洞中針對45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用萘升華流動顯示技術結合熱線測量方法研究H LFC對轉捩位置的影響及其抑制擾動的機制。主要結論如下：

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

(2)萘升華結果表明,在無吸氣的情況下,隨著迎角從-6°到2°增大,最小壓力點前移,導致轉捩的主要因素由橫流不穩定到流向不穩定再到橫流不穩定,層流區長度先增大后減小;

(3)HLFC方法可以顯著推遲由橫流不穩定觸發的轉捩,-4°和-6°迎角推遲轉捩的效果最明顯,層流區最長可達到弦長的90%。隨著吸氣量的增加層流區會延長,但當到達某一吸氣量后,增大吸氣對轉捩位置的變化影響不大;

(4)當轉捩是由橫流駐波不穩定觸發時,萘升華技術可以近似測得固定間距橫流波的波長。結合熱線測量邊界層速度場結果發現,無吸氣情況下邊界層中存在3個波長的主要擾動波,標準和兩倍吸氣量都可以大幅減小主要擾動波的能量,增加吸氣量能夠加強對邊界層擾動的抑制。

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