旋成體表面溝槽減阻試驗研究

陳 瑩，陳迎春，黃 煒，胡仞與，姚開明，王福新

（1.上海飛機設計研究院，上海 200235；2.上海交通大學 航空航天學院，上海 200240）

0 引 言

民機減阻一直是飛機設計師關注的課題，降低阻力即可以帶來可觀的經濟效益，又可以達到節能減排、保護環境的目的。據統計當飛機阻力減小1%時，直接運營成本可降低0.2%，油耗可節省1.6%～2%。

飛機減阻的技術手段有很多種，包括層流控制、采用激波控制裝置、翼尖裝置等手段進行減阻；上世紀70年代通過對石油管路湍流減阻的研究，NASA蘭利研究中心發現順流向的微小溝槽表面能有效地降低壁面摩阻，從而引發表面溝槽減阻技術的研究熱潮［1］。最先開展的是溝槽平板湍流減阻的研究，并得出結論最佳的溝槽設計形式為對稱的V型溝槽，且當其高度h和間距s的無量綱尺寸h＋≤25和s＋≤30時具有減阻特性［2－3］；隨后溝槽減阻技術被廣泛應用于翼型［4］以及全機試驗［5－8］的研究中，并基本達成共識，溝槽的尺寸h＋＝8～15和s＋＝15時減阻效果最佳，可降低湍流摩擦阻力3%～8%。

目前國外的溝槽減阻技術已經進入到工程實用階段，空中客車公司將A320試驗機表面積的70%貼上溝槽薄膜，達到了節油1%～2%的效果。而我國對溝槽減阻技術的研究起步較晚，且研究工作主要集中在平板減阻方面，上世紀90年代曾進行了運七機翼、尾翼表面溝槽減阻試驗研究，并得出結論當設計雷諾數與試驗雷諾數比較接近時，機翼上粘貼減阻溝槽薄膜時取得了5%～8%的減阻效果［7］。近年來由美鋁公司提出使用鋁基溝槽蒙皮對民機機身進行減阻，而由于加工工藝等因素限制，鋁基溝槽蒙皮的齒寬與齒高關系通常為s＝2h，這種情況下，溝槽蒙皮粘貼在機身上，減阻效益有多大仍需要進行試驗驗證。作者采用旋成體模型模擬簡化機身，選擇在旋成體等直段上粘貼鋁基溝槽蒙皮的形式，進行溝槽蒙皮對機身阻力影響的試驗研究。

1 試驗設置

1.1 風洞及試驗設備

試驗在中國航空工業集團哈爾濱空氣動力研究所的FL－9低速風洞進行，試驗段尺寸為4.5m（寬）×3.5m（高）×10m（長），湍流度ε≤0.1%。試驗中側滑角β＝0°，迎角范圍為－3°～9°，試驗風速為30～70m／s，間隔10m／s，以旋成體最大直徑為參考長度的試驗Re數范圍為0.266×106～0.93×106。

試驗使用的是8T90－01內置桿式天平，其中阻力方向的最大載荷為120N，綜合加載精度為0.6%。試驗過程中由VXI數據采集系統采集記錄數據。

1.2 試驗模型

試驗采用橢球頭加等直段及整流尾段形式的旋成體模型，具體尺寸參數見圖1。模型采用尾撐方式支撐，通過尾支桿與內式應變天平相連。試驗中選用新型鋁基溝槽蒙皮粘貼在模型的等直段上，順氣流方向布置，溝槽覆蓋面積占模型總表面積的75.6%。

圖1 模型外形圖（單位：mm）Fig.1 Sketch of the model（unit：mm）

1.3 試驗方法

表面溝槽僅能對湍流流動起到減阻效果，所以在橢球頭部粘貼了鋸齒狀金屬條帶轉捩帶，并使用萘升華流動顯示方法，確認了轉捩帶后方為湍流流動狀態。為了提高試驗精度，采取5次測量取平均的方式進行試驗，文中數據都是平均后的結果。文中阻力系數CD選取模型的表面積S為參考面積。

2 溝槽參數選取

新型鋁基溝槽蒙皮外形如圖2所示，試驗中保持溝槽參數θ＝60°不變，改變溝槽的高度h和寬度s。減阻效益與h和s的無量綱值h＋和s＋密切相關，h和s無量綱公式見公式（1）和（2）［2－3］。

式中：ν為動量粘性系數；u＊為剪切速度。

式中：Re＊為模型表面當地單位雷諾數；Cf＊為當地摩擦力系數。

依據上面的方法，近似使用宏觀外流場的單位雷諾數ReL＝1和摩擦力系數Cf計算溝槽尺寸的無量綱值。Cf選用平板湍流邊界層摩阻系數，見公式（5）。根據公式（1）、（2）、（3）和（4）可以推導出溝槽尺寸無量綱值h＋和s＋與ReL＝1之間的關系，見公式（6）和公式（7）。

試驗取等直段長度為參考長度，x＝1300mm，根據上述公式以及風洞雷諾數條件，選擇2種s＝2h和1種s＝1.5h的蒙皮進行試驗，具體尺寸參數及其無量綱后的值見表1。

圖2 模型表面溝槽示意圖Fig.2 Sketch of riblet geometry

表1 溝槽蒙皮的尺寸及其無量綱值Table1 Riblet height and spacing

3 試驗結果分析

圖3（a）給出了風速為40m／s時模型基準狀態（No Riblet）與帶有不同尺寸溝槽時的阻力特性曲線對比。模型表面溝槽對阻力隨迎角的變化規律沒有影響，但阻力值發生較大的變化，使用粘貼有溝槽蒙皮的模型阻力CDR與光滑模型阻力CDS的比值表征溝槽對阻力量的影響，可以得到圖3（b）、（c）和（d）三幅曲線。

圖3 CDR／CDS隨迎角的變化Fig.3 Variation of CDR／CDSwith angle of attack

試驗結果顯示，s＋越小相同迎角下的模型阻力越小；在s＋小于25時，溝槽可實現減阻；而當s＋大于25時，所有迎角下溝槽都會帶來增阻效果，尤其是流動分離以后（α＞5°），由于溝槽齒的存在會加劇流動分離，使阻力明顯增大，可達到10%～12%。3個尺寸的溝槽蒙皮中，Riblet1（h＝75μm，s＝150μm）的減阻效果最好，在h＋＝7、s＋＝14時最大減阻量為3.22%。試驗中溝槽覆蓋面積占模型表面積的75.6%，按摩擦阻力占總阻力的90%估算，可推算出溝槽表面具有減小4.5%摩擦阻力的作用。

試驗中選用的溝槽尺寸關系是s＋＝2h＋和s＋＝1.5h＋，溝槽寬度的無量綱值大于高度的無量綱值。以Riblet1為例，在整個試驗風速范圍內h＋均小于15，但只有s＋小于25時溝槽才具有減阻效果，最大減阻量也是出現在s＋＝15附近。已有的文獻結果表明減阻最佳效果是在h＋＝8～15和s＋＝15時［3］，由此說明減阻效果直接受限于寬度和高度兩個參數中偏大的一個。

CDR／CDS隨迎角表現為勺型變化，減阻量隨迎角先增大后減小，s＋越小能夠減阻的迎角范圍越大，最大減阻量出現在α＝2°。模型迎角變化實際上是改變了氣流與溝槽間的夾角，因為模型采用的是軸對稱的旋成體，α＝2°和－2°理論上應該是完全相同的狀態，可以認為溝槽方向與來流方向夾角小于3°時減阻能力最強。

圖4 減阻量隨溝槽寬度s＋的變化曲線Fig.4 Variation of drag reduction with s＋

圖4給出了α＝0°和3°時，不同高度的Riblet帶來的阻力變化量隨s＋的變化曲線。其中Riblet2（h＝150μm，s＝225μm）和 Riblet3（h＝150μm，s＝300μm）兩個溝槽高度相同，寬度不同，得到的ΔCD～s＋曲線基本上是交疊的，由此可以看出，采用的溝槽尺寸的無量綱公式（6）和（7）是合理的，溝槽減阻效果與其尺寸的無量綱參數密切相關。此外，由于s＋是Re數的函數，圖4顯示的規律即為減阻量隨Re數的變化趨勢，說明Re數不同時為實現減阻應采用不同尺寸的溝槽，而真實飛行中Re數變化范圍很大，所以溝槽減阻技術僅適用于長航程飛行器，如民用飛機巡航階段減阻。

4 結 論

使用文中公式（6）和公式（7）進行溝槽高度和寬度設計是合理的，并分析得出溝槽尺寸的無量綱值對阻力的影響如下：

（1）當溝槽尺寸的無量綱值h＋、s＋均小于25時，可以減小表面磨擦阻力；

（2）當s＋約為15、溝槽方向與來流方向夾角小于3°時，可得到最大約3%～4%的減阻量；

（3）在小迎角下減阻量隨迎角變化先增大后減小；

（4）當h＋或s＋大于25時，鋁基溝槽減阻材料會增大阻力，迎角越大增阻越明顯。

［1］ 王晉軍.溝槽面湍流減阻研究綜述［J］.北京航空航天大學學報，1998，24（1）：31－34.

［2］ WALSH M J.Riblets as a viscous drag reduction technique［J］.AIAA Journal，1983，21（4）：485－486.

［3］ WALSH M J.Optimization and application of riblets for turbulent drag reduction［R］.AIAA－84－0347.

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［6］ WALSH M J，SELLERS W L，McGINLEY C B.Riblet drag reduction at flight conditions［R］.AIAA 88－40764.

［7］ 李育斌，喬志德.運七飛機表面溝槽紋膜減阻的實驗研究［J］.氣動實驗與測量控制，1995，9（3）：21－26.

［8］ RENEAUX J.Overview on drag reduction technologies for civil transport aircraft［C］.European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering，2004.

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