新概念機翼尾流特性實驗

朱睿， 劉錦生， 劉志榮， 鮑鋒，*

1.廈門大學 航空航天學院， 廈門 361005 2.清華大學 航天航空學院， 北京 100084

新概念機翼尾流特性實驗

朱睿1， 劉錦生2， 劉志榮1， 鮑鋒1，*

1.廈門大學 航空航天學院， 廈門 361005 2.清華大學 航天航空學院， 北京 100084

大型飛機常采用開啟襟翼以增大機翼升力系數，實現較大迎角的起飛和降落，而機翼在大迎角狀態下，翼尖會產生能量集中且自由消散時間長的飛機尾渦，嚴重影響后續起降飛機的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不穩定性，提出一種新概念飛機襟翼布局，通過水槽實驗發現：新概念布局的襟翼對翼尖渦的消散具有明顯的促進作用，不同參數組合下襟翼渦對翼尖渦的運動特性和能量變化的影響均有不同。實驗結果也為飛機尾流控制的研究提供了參考，在滿足飛行力學設計的基礎上，合理運用增升裝置構建四渦系統可以有效促進飛機尾流的消散，提高機場飛機起降效率。

飛機尾渦； Rayleigh-Ludwieg不穩定性； 襟翼； 粒子圖像測速； 水槽

飛機在起降過程中使用增升部件會產生許多小的渦流，這些渦流在向下游運動一定距離后，與翼尖渦融合形成飛機尾渦，其能量集中，自然消散所需時間較長，會對后續起降的飛機造成一定的危害[1]，因此國際上制定了機場安全起降間距，但這也降低了機場航班的起降頻率[2-4]，造成了樞紐機場的擁擠。飛機尾流對后續跟飛飛機的影響可參考文獻[2]。

自20世紀80年代起，學者對飛機尾渦做了較為深入的研究。近些年國內外學者的研究主要針對飛機尾渦的控制和促進尾渦的消散，控制的研究主要集中在利用渦系相交不穩定性來促進尾渦的快速消散。

1 尾渦相交不穩定性介紹

相交不穩定性[5]也稱Rayleigh-Ludwig不穩定性(R-L不穩定性)[1,6-8]，是指在一個能量較大的漩渦(大渦)的適當位置引入一個能量較小的同向或反向旋轉的漩渦(小渦)，小渦會被大渦挾帶變形，環繞大渦產生“剝離”效應，進而引起大渦的軸向不穩定性，大渦提前發生破裂[9]。

圖1 四渦系統分類
Fig.1 Classification of four-vortex system

合理選擇四渦系統參數能大大提高Crow不穩定性的增長因子，有利于促進尾流的消散過程。圖2顯示了合理的參數下四渦系統的演化過程[11]。

圖2 四渦系統的發展過程
Fig.2 Development of four-vortex system

基于渦系之間存在的R-L不穩定性，國內外學者和一些機構做了許多研究。美國加利福尼亞大學的Bristol等[12]和Savas[13]通過在機翼模型尾緣添加擾流片分別構建同向和反向的四渦系統，細致觀察了渦系之間的作用機理，并使用專門的測量儀器對尾渦環量數據進行了測量和采集，波音商用飛機公司的Crouch[14]通過數值模擬的方式對飛機尾渦從近場區到遠場區發展做了精細化的研究分析；法國ONERA/DAFE的Jacquin等[15]通過風洞試驗對飛機翼尖渦和襟翼渦之間的關系做了測量；德國亞琛工業大學的Kauertz和Neuwerth[16]則通過在基本翼上添加翼尖構建四渦系統，在水槽中對四渦系統做了定性和定量的分析；國內筆者團隊[1,17-19]也通過不同模型構建出四渦系統，細致研究了飛機尾渦系在近場區的相互作用，針對控制飛機尾流和促進尾渦消散提出了可行性建議。

2 實驗模型與環境

現有大型客貨機的后緣襟翼在起降時會放下，以提高機翼的升力系數，襟翼放下后，機翼翼尖會產生如圖3所示的翼尖渦A′與A，襟翼邊緣會產生襟翼渦B′與B,在飛機尾流近場區(Near Field)構成同向四渦系統，并在近場延長區(Extended Near Field)[20]與飛機其他部件產生的渦流融合在一起，形成大尺度的尾渦。

圖3 傳統飛機尾流的發展
Fig.3 Development of conventional aircraft wake

圖4 新概念飛機尾流的發展
Fig.4 Development of new concept aircraft wake

本文基于尾渦四渦系統控制提出新的襟翼布局方案，如圖4所示，C′和C為新概念飛機尾流的襟翼渦，提出的襟翼外側與機翼翼尖融合，而其內側則與機身保持一定的距離，使其具備產生渦流的邊緣，以期構建反向四渦系統。

為了便于實驗測量的開展，本文簡化了實驗模型，采用主翼添加襟翼的方案，如圖5所示。主翼選用GO436B翼型，翼展為200 mm，弦長為80 mm，展弦比為2.5，最大厚度為8.9 mm；支撐桿采用NACA0020翼型，弦長為23 mm，盡可能減少支撐桿對實驗流場的影響；襟翼采用厚度為1 mm 鋁合金片制作，實驗時貼于主翼底面，襟翼參數設置為a=50 mm；β=16°，20°，24°，28°；b=50，55，60 mm；主翼迎角α=8°。

本文實驗研究主要是在精密循環-拖曳水槽中進行，該水槽為臥式開口試驗段結構，其上部裝有拖曳臺車，拖曳臺車單向最大行程為3 300 mm，最大拖曳速度為0.5 m/s，可以實現無級調速。拖曳臺車上設置有光學平板和六分量測力天平，天平下端開設有直徑10 mm的模型安裝孔，可垂直懸掛模型并實現迎角調節；軸流泵伺服電機受變頻器控制，實現水槽實驗段水體速度0～0.3 m/s 之間連續可調，在工作范圍內湍流度被控制在1%以內；實驗段水體截面尺寸為500 mm×500 mm，長度為3 000 mm，采用高透光率的光學玻璃搭建而成，實現四面良好的光學可達性，如圖6所示。

本文需對飛機尾流的瞬態流場進行分析，因此建立了時序粒子圖像測速(PIV)系統。選用的激光器為半導體準連續Nd∶YAG激光器，工作頻率為40 kHz，波長為532 nm，最大輸出功率為15 W。PIV相機選用高速CMOS相機，分辨率為200萬像素，滿幅最大觸發頻率為1 kHz，測量窗口任意可調。本文實驗中的PIV系統采用丹麥DANTEC公司的Dynamaistudio軟件，參數如表1所示，系統誤差在1%以內。

圖5 實驗模型
Fig.5 Experimental model

圖6 500 mm×500 mm拖曳水槽
Fig.6 500 mm×500 mm water-towing-channel

表1 PIV系統組件參數Table 1 Component parameters of PIV system

3 尾渦相交不穩定性的流動顯示

本文流動顯示實驗選用黑色墨水并摻混牛奶和酒精，達到增加染色液黏性、調節染色液密度的目的，該混合染色液密度與水接近、顏色濃度大、不易擴散和沉淀且流場更隨性良好。實驗時保持模型固定，開啟環流，水槽底部固定一高功率LED投射燈，以照亮實驗段，便于設置于水槽側面的相機記錄尾流發展情況。

設置環流速度v=0.1 m/s，本節以模型主翼迎角α=8°、襟翼b=55 mm為例，展示襟翼在不同襟翼角β下模型下游12個翼展內的機翼尾流發展情況，如圖7所示。

圖7 尾渦的側面記錄
Fig.7 Side view of vortex wake

從圖7(a)可以看出，在主翼迎角α= 8°狀態下，在0～12翼展范圍內翼尖渦無明顯的擴散現象，在12個翼展內保持了完整的渦形態，沒有出現破裂現象，單主翼翼尖渦結構非常穩定，不易自行破裂、消散；圖7(b)～圖7(e)帶襟翼的機翼模型相比于單主翼模型，由于襟翼及襟翼渦的影響，使得主翼翼尖渦在0～12個翼展范圍內未出現或出現較晚的變形、擴散現象得到提前，同時尾渦也表現出更明顯的的下洗運動。隨著襟翼迎角的增大，尾渦變形、擴散位置都進一步提前，呈現出一定的線性關系。

流動顯示實驗說明本文設計的實驗模型能夠構建出完整的四渦系統，且可應用于研究本文新概念機翼構建尾渦相交不穩定性的作用機制。

4 尾渦相交不穩定性的PIV實驗

粒子圖像測速技術作為一種全場非介入式的流場測量技術，突破了以往單點測量的局限性，能獲得測量區域內瞬時的速度場分布。實驗過程中，激光從水槽底面向上照射且激光切面垂直水槽軸線，拖車沿水槽軸線方向拖動模型，PIV相機在水槽端部拍攝，記錄尾渦在激光切面上的發展過程，系統實驗圖如圖8所示。

隨后由PIV數據處理軟件處理高頻相機記錄的圖片，得到測量區域的速度矢量場和渦量場。為保證實驗數據的可靠性，每組PIV實驗重復進行2次。

圖8 實驗模型系統
Fig.8 Experimental model system

根據實驗設備性能和測量需求，高頻相機的頻率設置為100 Hz，PIV實驗的坐標系統如圖9所示，圖像采集尺寸為348 mm×260 mm，自拖曳模型穿過激光切面后開始采集數據，每組實驗采集18 s，共計1 800張原始粒子圖片，對原始圖片的速度場解算采用Dynamic Studio軟件自適應互相關分析算法，判讀區(Interrogation Window)大小為16 pixel×16 pixel，水平和垂直方向的重疊(Overlap)為25%。

圖9 PIV數據坐標系
Fig.9 Coordinate system for PIV data

4.1 尾渦相交不穩定性描述

本節首先采用三維立體的方式清晰展示尾流渦系之間的相互作用關系，以便得到尾渦相互作用過程中更多的流動現象。在速度場的基礎上，采用渦量準則進一步解算得到時序的渦量分布。

設置臺車拖曳速度u=0.4 m/s，對比單主翼和添加襟翼構建反向四渦系統情況下的尾渦發展。在進行數據后處理過程中分別設置渦管邊界比值為+5和-3，圖中紅色表示逆時針旋轉的翼尖渦(為正)，藍色表示順時針旋轉的襟翼渦(為負)。

圖10為主翼模型α= 8° 尾渦在t=18 s內的空間發展過程，圖11為添加不同寬度b的襟翼模型在α= 8° 和襟翼角β=20° 時，尾渦在18 s內的空間發展過程。

圖10展示單主翼尾渦在沒有外界擾動下，18 s 內自由發展的情況，可以看出其渦態沒有出現較為明顯的變化，但在發展過程中渦管會出現一定的扭曲，這與文獻[21]報道的長波不穩定性(Crow Instability)一致，尾渦渦核外圍由于受到剪切力的作用，發生能量的耗散而出現抖動。

圖11為在主翼上添加不同寬度襟翼的尾渦在18 s內的發展情況，結合相應的視圖可以看出，添加的襟翼產生了與主翼翼尖渦反向的襟翼渦，能量上存在差異，翼尖渦和襟翼渦在形成初期，都具有較高的渦量ω，且能量集中。襟翼渦在翼尖渦的誘導作用下，表現為繞翼尖渦逆時針旋轉。翼尖渦在襟翼渦的影響下，運動軌跡發生了偏轉，渦形態逐漸失穩，渦核半徑變大；襟翼渦在繞翼尖渦旋轉同時發生變形，逐漸被打散，由一個完整的漩渦破裂成更小的漩渦，并繼續繞著翼尖渦旋轉，最后消失；翼尖渦之后又重新聚攏形成，但強度較之前有了很大的減弱，逐漸進入自然消散的過程。

圖10 翼尖渦在18 s內的空間演化
Fig.10 Spatial evolution of wingtip vortex in 18 s

添加不同寬度襟翼的尾渦發展形態存在一定的差異，主要體現在襟翼渦與翼尖渦的纏繞程度和后續再生成的翼尖渦強度兩方面的差異。襟翼寬度b=50 mm產生的襟翼渦在圍繞翼尖渦旋轉時出現了甩出現象，其再生成的翼尖渦渦態較為明顯；從形態上看，襟翼寬度b=55 mm時，再生成翼尖渦的尾渦結構特征有所減弱。

圖12為設置不同襟翼角β在主翼模型α=8° 和襟翼寬度b=60 mm下的尾渦發展形態，可以看到隨著襟翼角β的增大，翼尖渦的運動軌跡扭轉得更為突出，尾渦再生成后的形態特性更弱。

圖11 四渦系統在不同襟翼寬度下的空間演化
Fig.11 Spatial evolution of four-vortex system with different flap widths

圖12 四渦系統在不同襟翼角下的空間演化
Fig.12 Spatial evolution of four-vortex system at different flap angles

4.2 尾渦相交不穩定性參數

從不同實驗模型的尾渦渦態對比分析可以看出，不同參數設置下，襟翼渦對翼尖渦的影響存在差異，為進一步明確不同參數下的尾渦控制效果，流體力學中主要采用速度環量和渦通量表征漩渦的強度，本節通過計算測試區域不同時刻的環量變化來表征翼尖渦消散過程中的能量變化。通常渦量ω的計算式為

(1)

式中：V與U分別為X與Y方向的速度分量。在二維情況下，環量是流場中速度在某一封閉曲線s切線上的分量V沿封閉曲線s的線積分，根據斯托克斯公式，環量Г還可以通過對渦量ω進行面積分得到，

Γs=∮sV·ds=?QωdQ

(2)

式中：Q為封閉曲線s所圍面積。

計算得到翼尖渦在不同時間下的環量Γi，在數據處理過程中，統計分析相對環量Γi/Γ1(不同時間環量Γi與初始環量Γ1的比值)的變化來表征翼尖渦強度的演變過程。

飛機尾渦在發展過程中伴隨著渦核位置的變化，為了更加貼近現實中飛機受尾流的影響情況，本節對環量的統計區域確定采取動態方式，即以統計時刻翼尖渦渦量極大值點作為圓心，確定半徑為50 mm作為環量統計區域，如圖9 紅色虛線范圍所示，采用這種方式可以避免渦核區以外渦量的干擾，進一步提高數據的準確性。

本文采用控制變量法，進行了不同參數組合,共計108組實驗。圖13是設定臺車拖曳速度u=0.4 m/s，主翼迎角α=10°，對比單主翼和添加安裝角β=20°的不同襟翼，統計不同時刻的環量相對值。通過對比發現，添加襟翼后的翼尖渦環量約在第4 s出現較大幅度的衰減，而后在第8 s又進入一個較為緩慢的衰減期，可以推測安裝襟翼后產生的反向襟翼渦與翼尖渦的主要作用發生在4～8 s區間，在本文設置的實驗參數下，襟翼b=55 mm對翼尖渦的控制效果要好。

圖14是在臺車拖曳速度u=0.4 m/s，α=10°，襟翼寬度b=60 mm下不同襟翼安裝角β對翼尖渦環量的影響。對比發現不同襟翼安裝角β下的襟翼渦都能有效促進翼尖渦的消散，衰減差異不大。

在圖15的基礎上，篩選出翼尖渦環量衰減在30%以下的參數組合，并結合圖1，得到圖16，均分布在有效區內[10]。

圖13 不同襟翼寬度下的翼尖渦環量衰減
Fig.13 Circulation reduction of wingtip vortex with different flap widths

圖14 不同襟翼安裝角下翼尖渦環量衰減
Fig.14 Circulation reduction of wingtip vortex with different flap angles

圖15 實驗結果在四渦系統穩定性曲線圖中的分布
Fig.15 Distribution of experimental results on four vortex system stability curves

圖16 篩選的實驗結果在四渦系統穩定性曲線圖中的分布
Fig.16 Distribution of selected experimental results on four vortex system stability curves

5 結 論

根據Rayleigh-Ludwig相交不穩定理論，在簡化的機翼模型上添加襟翼，構建反向四渦系統，同時通過調整襟翼的寬度和迎角，定性和定量探究了不同參數組合下新概念襟翼布局對尾流發展的影響。

1) 通過流動顯示和PIV實驗發現，本文提出的新概念襟翼布局對翼尖渦的消散具有明顯的促進作用。

2) 在不同參數組合下襟翼渦對翼尖渦的運動特性影響存在差異，合理的參數搭配將大大促進飛機尾渦的消散。

3) 實驗結果也為設計低尾流飛機提供了參考，在考量飛行力學設計的基礎上，優化整體氣動布局，適當構建四渦系統可以有效降低飛機尾流強度。

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Experimentonanewconceptwinglayoutwithalleviatedwakevortex

ZHURui1,LIUJinsheng2,LIUZhirong1,BAOFeng1，*

1.SchoolofAeronauticsandAstronautics,XiamenUniversity,Xiamen361005,China2.SchoolofAerospace,TsinghuaUniversity,Beijing100084,China

Aircraftwakevortexwillbeproducedbythewingtiptohaveanegativeimpactonflightsafety,whenalargeaircraftappliesflapwingtotake-offandlandingunderalargeangleofattack.BasedontheRayleigh-Ludwieginstability,anewconceptflaplayoutisdevelopedbyaddingasetofspeciallydesignedflaps.Waterchannelexperimentsrevealthatthenewconceptflaplayoutcansignificantlypromotethewingtipvortexdissipation.Thewingtipvortexwhichisaffectedbyflapvortexwithdisparateparametercombinationsperformsdifferentlywithrespecttomovementcharacteristicsandenergy.Theexperimentsalsoprovide

towakevortexcontrol,whentherequirementforflightmechanicsdesignissatisfied.Buildingfour-vortexsystemreasonablybytakingadvantageofhigh-liftdeviceswillhasasignificanteffectonalleviatingtheintensityofaircraftwake,andimprovetheefficiencyofaircrafttake-offandlandingattheairport.

aircraftwakevortex;Rayleigh-Ludwieginstability;flap;particleimagevelocimetry;waterchannel

2016-03-23；Revised2016-07-25；Accepted2016-08-21；Publishedonline2016-08-231615

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160823.1615.002.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(11072206);ScienceFoundationofFujianProvinceofChina(2012J01023)

2016-03-23；退修日期2016-07-25；錄用日期2016-08-21； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-08-231615

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160823.1615.002.html

國家自然科學基金 (11072206); 福建省科學基金 (2012J01023)

＊

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朱睿， 劉錦生， 劉志榮， 等. 新概念機翼尾流特性實驗J. 航空學報，2017，38(4):120250.ZHUR,LIUJS,LIUZR,etal.ExperimentonanewconceptwinglayoutwithalleviatedwakevortexJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(4):120250.

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10.7527/S1000-6893.2016.0239

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A

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(責任編輯： 李明敏)

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