地面效應對射流增升翼型性能影響實驗研究

2020-11-10 11:15:38姜裕標王萬波趙光銀賴慶仁車兵輝

空氣動力學學報 2020年5期

關鍵詞：效應

姜裕標, 王萬波, 趙光銀, 賴慶仁, 車兵輝

(1. 西北工業大學航空學院, 西安 710072; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 綿陽 621000)

0 引言

當飛機接近地面飛行時，氣流方向被迫朝著平行于地面的方向改變，作用在飛機上的氣動力也發生改變，這種現象稱作地面效應。地面效應對飛機起降性能和操縱性能產生很大影響，研究地面效應對增加飛機起降穩定性和安全性具有重要意義。長期以來，國內外的學者采用理論分析、風洞實驗和數值模擬的手段對單段翼型地面效應開展了大量研究，并得出一些通用的結論：單段翼型地面效應主要受翼型彎度、厚度和迎角影響，并取決于翼型下表面和地板之間的氣流通道[1]，如簡單薄翼型地面效應可增加升力，降低阻力[2-3]；增加翼型彎度，導致地面效應下的有效迎角減小，升力減小[4]；翼型與地板之間形成收縮通道(中小迎角的NACA4412翼型)，導致下翼面壓力增加和總升力增加[5]；翼型與地板之間形成收縮-擴張通道(負迎角下的NACA4412翼型)，導致下翼面吸力增加和總升力減小[5]。

隨著現代飛行器廣泛采用高升力翼型增加起降升力，縮短滑跑距離，增加機場適應性，人們對高升力翼型地面效應也開展了大量研究。運輸機常用的高升力翼型一般為：有前緣縫翼和后緣襟翼的多段翼型、只有后緣襟翼的兩段翼型及無縫簡單襟翼翼型。研究表明，地面效應使得Q/R4三段翼型(縫翼25°、襟翼30°)[6]、30P30N三段翼型[2,7]升力減小，LIT2 三段翼型(縫翼25°、襟翼20°)[8]隨著距地高度的降低，升力緩慢降低。地面效應導致襟翼偏角20°的NACA4415兩段翼型[6]升力減小；NACA4412兩段翼型[4]在地面效應下隨著襟翼偏角的增加，彎度效應和縫道效應增強，襟翼偏角為10°和15°時，隨著距離高度的降低，升力先減小后增加，襟翼偏角為20°時，隨著距離高度的降低，升力一直減?。坏怪玫腉AW兩段翼型[9]，下壓力隨著距地高度的降低先增加后減小。簡單無縫襟翼翼型[10]小迎角下(α≤4°)，升力隨著距地高度的降低先降低后增加，中大迎角下(α≥6°)，升力隨著距地高度的降低而降低。對于加裝Gurney襟的NACA0012翼型[11]，在相同迎角下地效增加了翼型升力；對于加裝Gurney襟翼的倒置Tyrrell-26翼型[12]，氣流附著時，近地面下沉力增量是自由空間下沉量增量的兩倍?？傮w來講，高升力翼型地面效應主要受翼型形狀、迎角和襟翼偏角以及流動控制措施影響。

同時，近年來隨著經濟性和環保要求的不斷提高，采用零質量射流激勵(SJA)[13]、介質阻擋放電激勵(DBD)[14]、定?；蛎}沖射流[15]等流動控制方式代替縫翼、簡化襟翼、增加升力的方法得到越來越多的關注。其中射流控制能量來源更直接，增升效益更可觀，工程應用前景更突出，得到了大量的資助和研究，如歐洲的高升力EUROLIFT計劃[16-17]、美國亞聲速固定翼FWP計劃[18]、ADVINT計劃[19]等，并進行了縮比飛行驗證[20-21]和真機飛行驗證[22]。國內通過數值模擬[23-27]和風洞實驗[28]開展了翼型射流增升參數優化和機理分析，并在工程應用方面進行了一些探索[29-31]，但國內以數值計算研究為多，精細化風洞實驗研究較少，脈沖射流控制研究得更少。

采用射流控制可以有效增加飛機升力、改善起降性能，而地面效應是分析飛機起降性能必須要考慮的因素，但是國內外在射流增升翼型地面效應方面的研究很少。公開資料表明，僅Patterson等通過實驗[32]和數值模擬[33]研究了對稱翼型環量控制地面效應的影響，姜裕標等[10]數值模擬研究了定常吹氣對無縫襟翼翼型地面效應的影響，而射流增升尤其是脈沖射流增升翼型地面效應方面的實驗鮮有報道。本文采用風洞實驗，通過表面壓力測量和PIV流場測量研究了地面效應作用下無射流翼型、定常射流控制翼型氣以及脈沖射流控制翼型的氣動性能，獲得了地面效應對射流增升翼型升力特性的影響規律，研究結論對全面評估采用射流增升技術改善飛機起降性能具有積極的參考意義。

1 實驗系統

1.1 實驗裝置及模型

實驗在FL-11低速回流風洞開展，風洞試驗段尺寸為1.8 m(寬)×1.4 m(高)。試驗穩定風速范圍10～105 m/s。

翼型為簡單襟翼翼型，弦長500 mm，展長1400 mm，由主翼和襟翼組成，如圖1所示。其中襟翼弦長125 mm，襟翼上布置有13個壓力腔及13條射流縫，射流縫長60 mm，寬0.2 mm，主翼和襟翼之間通過角度塊連接，襟翼偏角為50°。模型中間測壓剖面上布置38個測壓點，測壓孔的位置見圖1。采用支桿將翼型模型豎直安裝在風洞下轉盤上，通過下轉盤實現模型迎角的調整，精度優于0.05°。

圖1 翼型及測壓孔位置Fig.1 Airfoil and pressure taps

風洞試驗中通常采用固定地板、吹吸邊界層的固定地板、活動帶地板三種方法模擬地面效應。活動帶地板需要復雜的活動地板機構，試驗費用昂貴，國內應用較少；吹吸邊界層的固定地板需要有吹、吸裝置，也較為復雜；固定地板結構簡單、造價低、使用方便，在風洞試驗中應用最多。本文采用固定地板模擬地面效應，地板豎直安裝在風洞中，尺寸為1300 mm×4190 mm。通過固定在上下洞壁上的滑軌調節地板高度，地板的安裝見圖2。

圖2 地板安裝示意圖Fig.2 Sketch of the fixed floorboard

1.2 測控設備

基于PXI總線數據采集系統，采用量程為2.5 psi的電子掃描閥進行壓力采集，數據采集延時30 s、采樣時間6 s、采樣頻率512 Hz。

高頻PIV系統在風洞里的布置如圖3(a)所示，高速CMOS相機分辨率為1024 pixel×1024 pixel，最大幀頻 3.6 kHz。受相機視野和分辨率的限制，僅對襟翼上方的流場進行測量，測量截面為翼型中間截面，如圖3(b)所示。

(b) 測量截面

通過高壓氣源(<2 MPa)注入自制氣溶膠冷發煙器，將DEHS氣溶膠材料霧化為粒徑0.1～10 μm的示蹤粒子。激光器為Nd:YAG雙脈沖式激光器，最大能量為135 mJ。圖像的后處理軟件為Davis 8.3。對每一對圖像，查詢區進行圖形互相關處理時采用逐漸降低窗口大小(482pixel→242pixel)的多通道處理，窗口重疊量50%，經后處理消除的亂真矢量通過鄰近矢量平均插值得到，3×3的高斯平滑濾波器用于計算后的速度場。實驗中PIV的采樣頻率設置為800 Hz，每個測試狀態下的時均速度場通過不少于1000對圖像統計平均得到。

1.3 供氣控制系統

壓縮空氣通過比例閥進行壓力調節后，分成兩路進入模型。通過質量流量計對流量進行測量，通過塑料管道連接到模型的供氣管路中，如圖4所示。模型上有13個射流單元，每個射流單元進口與一個內置襟翼中的電磁閥連接，氣流經過電磁閥后沿電磁閥的出氣口與壓力腔相連，壓力腔中的氣流經射流縫吹出。

圖4 供氣控制系統Fig.4 Pressured air control and regulation system

2 實驗方法

通過調節比例閥的輸入電流信號，調節進氣壓力，通過流量計測量質量流量，通過信號發生器調節電磁閥的占空比和頻率。定常射流時，占空比調節為100%。

不考慮管路損失，射流動量系數可以根據測得流量和質量守恒公式得出：

(1)

式中：mj為射流質量流量,Vj為射流速度,ρ為自由來流密度,S為翼型參考面積,ρj為射流氣流密度,lj為射流單元縫長,hj為吹縫高。

通過滑軌調節翼型距離地板的高度。距地高度h定義為襟翼后緣距地板的垂直高度加上地板邊界層厚度，實驗選取h/c=0.1、0.2、0.4、0.6、0.8、∞為研究狀態,其中h/c=∞為無地板狀態。

實驗風速20m/s。根據測壓點測量數據，對翼型上下表面壓力分布通過線性插值方法進行擬合，得到翼型表面靜態壓力分布，然后通過積分獲得升力。

3 結果與分析

3.1 地面效應對基本翼型氣動性能影響

圖5給出了不同距地高度下基本翼型(無射流控制)的升力特性曲線。在地面效應下，翼型升力線斜率降低，失速提前，最大升力系數減小，如h/c=0.1時，最大升力系數減小約10%；同一迎角下，隨著距地高度的減小，升力系數也減小，迎角越大，升力系數的減小量也越大，這與多段翼地面效應影響的規律一致[2,6-8]。

圖5 地面效應下翼型的升力特性Fig.5 Lift characteristics of the airfoil in ground effect

圖6 給出了迎角0°時不同距地高度的壓力分布。地面效應降低了翼型前緣吸力峰值，距地高度越小，前緣吸力峰值降低越多；地面效應減小了襟翼下洗，導致翼型有效迎角減小，翼型上表面的流速降低，因此上翼面的吸力減小，襟翼的環量減小，故總升力減小；迎角越大(圖7)，這種效果越強烈，升力損失就越大。小迎角下，翼型與地面形成先收縮后擴張再收縮的流道(圖8)，使得下翼面對應的壓力先減小再增加(主翼)然后再減小(襟翼)(圖6)，離地面越近，這種趨勢越明顯。大迎角下翼型與地面間先收縮后擴張再收縮流道不再明顯(圖8)，導致翼型主翼下表面壓力再增加的趨勢顯著減弱，如圖7所示。

圖6 α=0°不同距地高度壓力分布Fig.6 Pressure distributions of the airfoil at different ride heights(α=0°)

圖7 α=8°不同距地高度壓力分布Fig.7 Lift characteristics of the airfoil in ground effect(α=8°)

圖8 翼型與地面形成的流道Fig.8 Flow passage between the airfoil and the ground

圖9給出了迎角0°時無地面效應及h/c=0.1時翼型的流場圖。由圖可知，在地面效應下，渦心前移，分離區略有減??；同時由于固定地板邊界層的影響，翼型前緣下方地板上出現分離泡[2]，流經翼型與地板之間流道的流量減小，下翼面氣流速度減小，正壓增加。從速度云圖上看，h/c=0.1時襟翼尾緣下方的速度明顯減小，同樣從壓力分布(圖6)可以看出，襟翼下翼面正壓增加幅度遠小于翼型上表面吸力減小的幅度，因此，綜合起來，地面效應使得升力減小。

(a) h/c=0.1

(b) h/c=∞

3.2 地面效應對定常射流控制翼型氣動性能影響

受地面效應影響，施加定常射流控制的翼型增升特性發生一定的變化。圖10給出了Cμ=0.01時不同距地高度的升力特性曲線，由圖可知，射流控制翼型在地面效應下，升力線斜率降低，升力減小，與未加射流控制時的規律一致；圖11給出了迎角0°時，施加不同射流強度控制后各個距地高度翼型升力特性，由圖可知，施加定常射流控制后，在不同的距地高度下，升力都有所增加，射流動量系數越大，升力增加越多。

圖10 地面效應對定常射流翼型升力特性影響(Cμ=0.01)Fig.10 Lift characteristics with angles of attack at various ride heights(Cμ=0.01)

圖11 地面效應對不同射流強度下翼型升力特性影響(α=0°)Fig.11 Lift characteristics with ride height at various moment coefficient(α=0°)

施加定常射流控制后，為襟翼的邊界層注入能量，增強了其抵抗逆壓梯度的能力，襟翼分離渦變小，襟翼上表面的低能區減小，如圖12所示，襟翼部分的升力增大，對主翼產生的上洗作用增強，使得主翼吸力增加，因此升力增加。同一動量系數下，距地越近，升力越小，與未加控制時地面效應的影響規律一致，與施加環量控制翼型地面效應[32]的規律相反。受地面效應影響，翼型下表面由于阻塞作用，尾緣處的壓力增加，襟翼上的逆壓梯度增加，因此需要更大的能量克服逆壓梯度、消除分離，故相同的動量系數下，距地越遠，分離控制越明顯，低能區減小越多，升力也越大。但由于未加控制時，升力也隨著距地高度的增加而增加，因此同一動量系數下不同距地高度的升力增量相差不大。

(a) h/c =0.1，Cμ=0.07

(b) h/c =∞，Cμ=0.07

圖13給出了有無地面效應下施加不同控制時壓力分布圖。無地面效應時，施加射流控制后，下翼面壓力變化不明顯，上翼面吸力增加，如圖13(a)所示，動量系數越大，主翼前緣和主翼后緣的吸力峰值越大。分析認為，施加射流控制后，減小了襟翼上表面氣流分離，氣流向下偏轉，使得翼型的有效迎角增加，因此前緣吸力峰值增加；同時射流縫處的氣流高速噴出后，由于引射作用，主翼后緣的吸力峰值增加。有地面效應時，施加射流控制后，氣流向下偏轉，下翼面與地面之間的阻塞增加，因此下翼面的壓力增加，如圖13(b)所示，襟翼上表面的逆壓梯度增加，動量系數較小時，射流帶來的動量注入不足以克服逆壓梯度，因此上表面的吸力略有降低，但上翼面升力損失小于下翼面壓力增加帶來的升力增益，因此整體上，升力增加；動量系數較大時，引射效應增強，上翼面的吸力增加，升力顯著增加。

(a) h/c=∞

(b) h/c=0.1

3.3 地面效應對脈沖射流控制翼型氣動性能影響

圖14給出了脈沖頻率對不同距地高度下翼型升力特性的影響。與定常射流控制規律一樣，施加脈沖射流控制的翼型升力隨著距地高度的降低而減小，相同頻率和距地高度，動量系數越大，升力增加越多；同一距地高度，Cμ=0.005時，f=50Hz的增升效果最好，f=100Hz次之，f=75Hz再次之；Cμ=0.01時，f=50Hz的增升效果最好，f=75Hz次之；Cμ=0.005和Cμ=0.01時，脈沖射流的增升效果均大于定常射流，且都有相同的最佳脈沖頻率。

(a) Cμ=0.005

(b) Cμ=0.01

從圖15流場圖可以看出，施加脈沖射流后，顯著減小了襟翼上表面的分離，遠大于相同動量系數下定常射流的控制效果；無地面效應時，施加脈沖射流控制后，基本消除了襟翼表面氣流分離(圖15(a))；h/c=0.1時，施加脈沖射流后，分離區顯著減小，只在襟翼后緣處存在小的分離渦(圖15(b))；同時也可以看出h/c=0.1時，施加脈沖射流控制的低壓區明顯大于無地面效應時施加脈沖射流的低壓區(圖12(a))，說明地面效應降低了脈沖射流抑制氣流分離的能力。