二維翼型混合層流控制減阻技術試驗研究

耿子海,劉雙科,王勛年,張 揚

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

0 引 言

減阻是大型運輸機需要解決的關鍵技術問題,在已經出現的諸多減阻手段中,層流控制實用可行[1]。原因在于：一是大型運輸機巡航能耗可控性強,而巡航阻力的主體部分是摩擦阻力,對于亞聲速飛機,摩擦阻力約占總阻力的50%[2];二是相同雷諾數時,湍流邊界層摩阻約為層流邊界層摩阻的10倍[2],盡可能延遲轉捩的發生,擴大模型表面上層流流動的區域,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主要結合模型壁面修形(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點,是更有工程實用價值的新技術[4]。在航空業發達的國家(如美國),該技術部分研究成果已相繼轉化為實用技術,并取得良好的收益。據國外研究文獻介紹：在空客A340的機翼、垂尾、平尾上應用混合層流控制后,巡航狀態時的層流區面積約為總面積的60%,總阻力降低14%。在波音757機翼上應用混合層流控制后,使巡航狀態時65%的機翼面積為層流,從而使機翼阻力減小29%,飛機總阻力減小6%[4]。

作者在借鑒國外文獻闡述研究內容如氣動設計[4]、吸氣系統設計[5]、機械設計[6]和模型壁面設計[7]的基礎上,對混合層流控制減阻技術進行了探索性研究。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,并局部優化修形;設計主動吸氣系統(包括翼型前緣吸氣控制單元、吸氣裝置),兩者結合初步建立混合層流控制減阻技術核心試驗條件。配套測試設備,風洞試驗測試了該技術擴大層流區域的效果。

1 試驗系統

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有快速的初始加速度,以限制具有側向流動不穩定性的區域范圍,前緣快速加速區后有一個恰當的緩慢順壓梯度直到40%～50%弦長附近,然后壓力開始恢復,壓力恢復區的壓力梯度應較大。

圖1 模型在風洞中的安裝照片Fig.1 Model in wind tunnel

對翼型流動,沿弦向的壓力梯度變化產生了不同的層流邊界層速度剖面,在順壓梯度區,速度型無損失,層流穩定;在逆壓梯度區會出現有拐點的速度型,層流失穩。翼面壓力梯度數學表達式：

式中δ為邊界層厚度,Uδ為邊界層邊緣處的速度,Λ=0,壓強最低 ;Λ＞0,順壓梯度 ;Λ＜0,逆壓梯度。在逆壓梯度區,層流失穩并發生轉捩由臨界雷諾數決定,不同速度型剖面上,決定其穩定性的臨界雷諾數各不相同[8]。為此并參考風洞流場指標,雷諾數范圍取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測量翼面溫度場需求。對翼型尾緣作局部修形,擴大翼面順壓梯度區。具體方法是使用FLUENT商用軟件計算翼型表面壓力系數分布。參照尾緣流場休整尖后緣,依據計算結果中朝順壓區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),修型依據壁面壓力分布結果見圖3。

圖2 物理模型網格Fig.2 Model grid

圖3 翼型上翼面壓力系數計算結果曲線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)是此項技術的核心部分,包括外表面和內部結構的設計。考慮的因素主要有：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生氣動粗糙度;④控制單元內部集氣箱(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構,杜絕發生銹蝕并能夠重復使用。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,表示單位時間內的質量流率,表達式如下：

式中：下標q表示與流量有關的量;下標∞表示無窮遠來流的物理量;Q為單位時間內穿過吸氣孔被吸入的空氣質量;b為展向長度;c為弦長。對于二維翼型,Q=ρsvsnd(這里下標 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;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：為達到最佳控制效果,不同雷諾數對應不同的吸氣系數,為控制弦向速度型,控制單元上不同位置的吸氣系數是不同的。

吸氣系統包括吸氣導管、壓力調節閥、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根吸氣導管(內徑 Φ 10mm,壁厚3mm),每個吸氣導管接一個壓力調節閥(德國FESTO,MS-LR精密減壓閥),5根吸氣導管經五通轉接開關閥連到真空罐,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 測試設備

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

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

2 試驗方法與試驗內容

2.1 試驗方法

2.1.1 吸氣系統調試

地面調試試驗：具體步驟包括：(1)翼型前緣吸氣控制單元通氣性檢測,使用高壓氮氣瓶分別對五個相互獨立的集氣箱加壓,同時在翼面控制單元上對應的20×20個氣孔位置檢測通氣效果,結果表明通氣效果良好。(2)連通吸氣系統,即集氣箱連吸氣導管,每個吸氣導管裝一個減壓閥,五根吸氣導管經五通(帶開、閉球形閥,裝真空表檢測真空度)接真空罐進氣閥門,真空罐另一出氣閥門接真空泵。(3)吸氣系統工況確定,關閉真空罐進氣閥門,開啟真空泵并持續工作,通過真空表監測,待真空罐內真空度達到真空泵額定值時,打開真空罐進氣閥門,吸氣系統工作。將進氣閥門從全開至關閉標定10個位置,每個位置對應一個流量值,每個流量值對應一種吸氣工況。而與集氣箱對應的減壓閥用于吸氣壓力微調,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。

風洞調試試驗：在風洞試驗流場及模型姿態確定的條件下,雷諾數是影響翼型表面流動的關鍵參數。不同雷諾數狀態下,吸氣系統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分別為1.8×106、2.4×106、3.0×1063種狀態下的吸氣系統工況。具體方法為：來流風速分別為30m/s(Re=1.8×106)、40m/s(Re=2.4×106)、50m/s(Re=3.0×106),流場穩定后調節吸氣系統吸氣工況,此過程用紅外熱像儀實時監測翼面溫度場,當翼面流動呈現明顯變化時,記錄吸氣系統工況,3個特征雷諾數對應3種吸氣系統工況。

2.1.2 紅外成像技術測量層流區域

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境的輻射對比度只需增大模型表面與環境的溫差。于是研制一套加熱燈箱,使模型表面產生熱壁面,滿足紅外成像技術應用條件。

加熱燈箱安裝在試驗段側壁中央,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,光學視場覆蓋從模型前緣至70%弦長區域。

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

模型側裝在風洞中,首先進行無吸氣控制的吹風試驗,用紅外熱像儀進行轉捩位置測量。然后進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,當真空罐內負壓達到試驗需求時,打開真空罐的進氣閥門,調節5個吸氣腔管路的壓力調節閥,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,風洞開車,風速穩定后用紅外熱像儀測量層流區域。

2.2 試驗內容

模型迎角 0°、2°、4°,來流風速 30m/s、40m/s、50m/s。具體內容見表1。

表1 試驗內容表Table 1 Test contents

3 典型結果與分析

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,因材料和顏色與機翼不同所以監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給出了風速30m/s,以模型弦長為參考長度的特征雷諾數Re=1.8×106,模型迎角0°狀態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。圖中淺色為層流區,深色為湍流區。由于三維效應,機翼兩邊有渦系干擾,所以圖中層流區沿弦向向中間收縮。層流區中顏色較深的部分是由于控制單元表面溫度比機翼表面溫度低引起的,所以這部分也應是層流區。由于吸氣控制單元表面產生的氣動粗糙度的影響,造成了其后一些區域轉捩,形成了層流區中的劈尖。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增加了約50%,劈尖區域迅速減小,湍流被充分抑制。

圖9 特征雷諾數 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給出了風速50m/s,以模型弦長為參考長度的特征雷諾數Re=3.0×106,模型迎角0°狀態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增加,吸氣前層流區面積減小,與邊界層理論吻合。

圖10 特征雷諾數 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給出了風速30m/s,以模型弦長為參考長度的特征雷諾數Re=1.8×106,模型迎角0°,控制單元后模型區域吸氣前后壁面溫度曲線,從曲線可以看出：吸氣后溫度出現較大梯度,可以判斷,吸氣后出現較大層流區域,吸氣對擴大層流區域控制效果明顯。

圖11 特征雷諾數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 結束語

該研究初步搭建了二維翼型混合層流控制減阻技術試驗平臺,風洞試驗得到了該技術擴大層流區域的顯著效果,證實了該技術的工程實用前景。本文只是初步的探討,還有許多細節的處理需要改進,如翼型前緣吸氣控制單元的吸氣區域分布、吸氣系統的吸氣系數與雷諾數的嚴格匹配關系,吸氣系數、雷諾數與摩擦阻力系數的對應關系等值得進一步研究。

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