后掠翼模型混合層流控制實驗研究

鄧雙國,額日其太,聶俊杰

(1.北京航空航天大學能源與動力工程學院,北京 100191;2.中航商用飛機發動機有限責任公司,上海 201109)

0 引 言

摩擦阻力是飛機阻力的重要組成部分,對于亞聲速飛機,摩擦阻力可以達到飛機阻力的50%左右。在相同條件下,層流邊界層的摩擦阻力遠遠小于湍流邊界層,因此通過擴大飛機表面層流區的范圍可以減小摩擦阻力、降低飛機耗油率。延遲邊界層轉捩、增大層流區范圍的技術稱為層流控制技術[1]。

邊界層從層流到湍流的轉捩是擾動波不斷增長的結果。導致后掠機翼邊界層轉捩的主要擾動波是T-S波(T ollmien-Schlichting instability)和 CF波(Cross Flow instability)。機翼層流控制方法主要有4種：自然層流控制(Natural Laminar Flow,NLF),主動層流控制(Laminar Flow Control,LFC),混合層流控制(Hybrid Laminar Flow Control,HLFC)和微尺度粗糙元[2]。NLF采用適當的翼型設計使機翼表面保持大范圍的順壓梯度,抑制T-S波成長、延遲邊界層轉捩,適用于后掠角不大和雷諾數較小的情況。LFC在整個機翼表面進行吸氣,抑制T-S波和CF波、延遲邊界層轉捩,這種方法成本比較高。HLFC采用前緣吸氣和順壓梯度結合的方法實現層流控制,利用前緣吸氣抑制CF波,利用順壓梯度抑制T-S波,這種方法兼有NLF和LFC的優點,成本低、適應范圍廣,是很有發展前景的控制方法[3]。微尺度粗糙元是近年興起的新的控制方法,William S. Saric等人做了很多風洞實驗和飛行試驗[4]。

國外對層流控制技術非常重視,美國、歐洲和日本等進行了大量的穩定性分析、風洞實驗和飛行試驗研究,并且在波音787飛機的短艙上應用了層流控制技術。國內對層流控制的研究很少,尤其缺少層流控制的實驗研究。為了掌握混合層流控制的機理和方法,作者開展了后掠翼混合層流控制實驗研究。

1 實驗設備與實驗模型

實驗在西北工業大學的NF-6連續式風洞中進行。該風洞可以連續調節氣流馬赫數,并通過改變氣流總壓來改變雷諾數。由于是風洞可以長時間穩定運行,整個模型能夠達到熱平衡狀態,有利于通過測量壁溫分布確定轉捩位置。

實驗模型采用了雙圓弧對稱翼型,如圖1和圖2所示,模型法向弦長為173.2mm,最大厚度30mm,后掠角30°。模型前緣15%弦長范圍內有兩個吸氣腔,通過多孔壁和吸氣系統實現前緣吸氣。雙圓弧對稱機翼具有較大的順壓梯度區,與前緣吸氣結合,可以實現混合層流控制。

圖1 模型截面示意圖Fig.1 Sketch of model section

圖2 熱電偶和吸氣區位置示意圖Fig.2 Position of thermocouples and suction area

層流邊界層與壁面的熱交換能力遠遠低于湍流邊界層,導致層流區和湍流區的壁溫不同,因此可以通過測量表面溫度分布研究層流控制和轉捩[5-8]。但是,當氣流馬赫數不高時,層流區和湍流區的溫差很小,模型內部導熱還會進一步減小溫差,因此通過表面溫差不容易判斷轉捩位置。采用壁面冷卻或加熱的方法,可以擴大層流區和湍流區的壁面溫差。因此,在模型16%～78%弦長的區域,設計了高度為2mm、與模型表面平行的冷卻通道,利用液體循環系統對壁面進行冷卻。雖然壁面冷卻會對轉捩有一定影響,但是其影響小于前緣吸氣,實驗過程中壁面溫度變化較小,因此可以忽略冷卻對轉捩的影響。

在模型表面安裝了兩排熱電偶(每排16個),用于測量表面溫度。為了提高測量精度和響應速度,將熱電偶焊接在小銅柱上,然后鑲嵌在模型表面。模型水平安裝在風洞側壁上,如圖3所示,模型的迎角為0°。

圖3 實驗模型風洞安裝圖Fig.3 Test model installed in wind tunnel

吸氣系統如圖4所示,每個吸氣腔的吸氣流量可以單獨調節和測量。根據相關資料和以往的研究經驗[9],實驗中采用的基準吸氣流量為：前腔Q1= 9.9L/min(標準升/分鐘)、后腔Q2=2.56L/min。

圖4 吸氣系統Fig.4 Suction system

2 實驗結果與分析

2.1 氣流馬赫數對轉捩位置的影響

在氣流總壓p0=130kPa的條件下,改變來流馬赫數,獲得了不同馬赫數下、沒有層流控制時的壁溫分布,如圖5所示。為了比較,增加了Ma=0.5、有前緣吸氣(層流控制)的曲線。

圖5 不同馬赫數下表面溫度分布Fig.5 Surface temperature distributions at different Mach numbers

從圖中可以看到,Ma=0.5時,前緣吸氣和不吸氣的壁溫有明顯差別。不吸氣時的壁溫整體高于吸氣情況,說明沒有前緣吸氣時,測量區全部為湍流邊界層;有吸氣時,70%弦長之前的區域為層流邊界層, 70%弦長左右溫度突然升高的位置為轉捩位置。

Ma=0.3的壁溫分布與Ma=0.5有前緣吸氣情況接近,因此其大部分表面為層流邊界層,轉捩位置也在70%弦長附近;Ma=0.4時,轉捩位置前移到45%弦長附近;當馬赫數增大到0.5以上時,整個測量區全部為湍流邊界層。各馬赫數對應的單位雷諾數和邊界層狀態見表1。

表1 不同馬赫數對應的單位雷諾數和邊界層狀態Table 1 Re and boundary layer condition at different Mach numbers

2.2 吸氣流量及其分配對層流控制的影響

在Ma=0.5、p0=130kPa、雷諾數Re=1.34× 107的條件下,研究了前緣吸氣流量及其分配對層流控制效果的影響。

圖6所示為基準吸氣流量(Q1=9.9L/min,Q2= 2.56L/min)條件下的壁溫分布和無吸氣時的壁溫分布的對比。從圖中可以看到,無吸氣時,測量區全為湍流,轉捩位置至少在第一個熱電偶(23%弦長)以前;在基準吸氣條件下,測量區大部分為層流,這是因為吸氣可以使邊界層更飽滿,從而抑制T-S波和CF波的成長、延遲轉捩。在70%弦長處出現了溫度突躍升高,說明前緣吸氣使層流區范圍從小于23%弦長擴展到70%弦長,獲得了良好的層流控制效果。

圖6 基準吸氣量溫度分布Fig.6 Temperature distributions under standard suction

圖7和圖8所示為吸氣流量分配對層流控制的影響。從圖7可以看到,當Q2≈2.6L/min、Q1從9.9L/min減小為5.4L/min時,壁溫分布和轉捩位置基本不變,說明基準吸氣流量Q1過大,吸氣流量還可以進一步減小;當Q1≈5.4L/min、Q2從2.67L/ min減小為0時,壁溫分布和轉捩位置基本不變,說明Q1=5.4L/min就可以完全實現基準吸氣條件達到的層流控制效果,此時Q2對控制效果基本沒有影響;當Q2=0、Q1從5.5L/min逐漸減小時,轉捩位置逐漸前移。Q1=5.5L/min時,轉捩位置在70%弦長左右;Q1=3.7L/min時,轉捩位置前移到40%弦長附近;Q1=2.2L/min時,轉捩位置前移到23%弦長之前。

圖7 不同前腔吸氣流量的溫度分布Fig.7 Temperature distributions with different flow rates by front chamber suction

圖8 不同后腔吸氣流量的溫度分布Fig.8 Temperature distributions with different flow rates by rear chamber suction

從圖8可以看到,在Q1≈2.0L/min的情況下, Q2從0增加到3.88L/min和4.52L/min,溫度分布變化很小,測量區全部為湍流邊界層,說明Q2對層流控制的效果影響很小。

3 結 論

(1)通過壁面冷卻,可以增大層流區和湍流區壁面的溫度差。利用表面埋入式安裝的熱電偶,可以確定邊界層轉捩位置和層流區范圍;

(2)在總壓不變的條件下,隨著氣流馬赫數和雷諾數提高,模型表面溫度逐漸升高,轉捩位置逐漸向前移動;

(3)本次實驗過程中,Ma=0.5時采用基準吸氣流量獲得了顯著的層流控制效果,層流區范圍從小于23%弦長增大70%弦長左右;

(4)前腔吸氣流量是影響層流控制效果的主導因素,前腔吸氣量過小時靠增大后腔吸氣流量不能獲得擴大層流區的效果。

[1] JOSLIN R D.Overview of laminar flow control[R].NASA TP-1998-208705,1998.

[2] WILLIAM S Saric,HELEN L Reed.Toward practical laminar flow control-remaining challenges[R].AIAA 2004-2311,2004.

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[4] WILLIAM S Saric,HELEN L Reed.Supersonic laminar flow control on sweptwings usingdistributed roughness[R].AIAA 2002-147,2002.

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[8] ANDREW Carpenter,WILLIAM S Saric,HELEN L Reed. Laminar flow control on a swept wing with distributed roughness[R].AIAA 2008-7335,2008.

[9] 王 菲,額日其太,王 強,等.基于升華法的后掠翼混合層流控制研究[J].實驗流體力學,2010,24(03)：54-58.