惠增宏 ,柳 雯

(西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710072)

0 引 言

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí),模型處于風(fēng)洞壁或自由射流邊界的包圍之中,而實(shí)際飛行時(shí)飛行器周圍是沒(méi)有這些邊界的,由于洞壁或射流邊界的存在而引起的模型繞流狀態(tài)及氣動(dòng)力的變化稱為洞壁干擾效應(yīng)。在二維風(fēng)洞中,由于實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c風(fēng)洞洞壁交接,其側(cè)壁邊界層與翼型壓力場(chǎng)相互產(chǎn)生干擾,進(jìn)而導(dǎo)致模型表面壓力發(fā)生變化,造成與真實(shí)流動(dòng)的差異,這種影響稱為側(cè)壁干擾。目前減小或消除側(cè)壁干擾主要的實(shí)驗(yàn)手段有抽氣和吸氣兩種控制方法。通過(guò)抽氣和吸氣增加邊界層氣流的動(dòng)能,使邊界層分離現(xiàn)象延緩以致避免分離。

翼型的氣動(dòng)特性一般通過(guò)二維風(fēng)洞的模型實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證,由于模型兩端浸潤(rùn)在洞壁邊界層中,產(chǎn)生的旋渦從洞壁邊界層開(kāi)始向翼型后邊拖出。在二維風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí),洞壁附近拖出的自由渦會(huì)在中間剖面處產(chǎn)生下洗,破壞了流動(dòng)的二維性。當(dāng)模型迎角增大時(shí),翼型前緣附近出現(xiàn)較大的吸力峰,模型表面邊界層和洞壁邊界層產(chǎn)生相互干擾,使模型表面氣流過(guò)早分離。這種分離氣流加強(qiáng)了向后拖出的自由渦的強(qiáng)度,產(chǎn)生明顯的三維效應(yīng)。特別在二維風(fēng)洞中進(jìn)行高升力裝置實(shí)驗(yàn)時(shí),因?yàn)楦呱σ硇偷那熬壩Ψ灞纫话阋硇透叩枚?洞壁和模型交界處的氣流分離必然更嚴(yán)重,三維效應(yīng)更加強(qiáng)烈。因此,進(jìn)行側(cè)壁干擾控制研究是十分必要的。

1 側(cè)壁抽吸、側(cè)壁吹除

國(guó)內(nèi)外的二維風(fēng)洞多采用邊界層控制裝置來(lái)減少試驗(yàn)段側(cè)壁邊界層厚度并防止分離,常用的邊界層控制裝置有抽吸和吹除2種類型。一般來(lái)說(shuō),抽吸方法對(duì)模型流場(chǎng)的擾動(dòng)要比吹除方法小一些。加拿大NAE 0.38m×1.52m跨聲速風(fēng)洞二維試驗(yàn)段,國(guó)內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)0.1m×0.3m跨聲速翼型風(fēng)洞采用抽吸的方法;美國(guó)波音公司跨聲速風(fēng)洞采用吹除的方法。抽吸邊界層的位置可以在模型前方也可以在模型區(qū),當(dāng)側(cè)壁邊界層分離時(shí),在模型區(qū)的抽吸效率明顯高于模型前方。對(duì)于在模型區(qū)用透氣網(wǎng)板抽吸洞壁邊界層所需的抽氣量,加拿大NAE提出：W0/U∞≈0.55%(W0為被抽吸氣流的流速,U∞為來(lái)流速度)為最佳。根據(jù)西北工業(yè)大學(xué)翼型實(shí)驗(yàn)研究的結(jié)果：側(cè)壁外的抽氣壓力pc應(yīng)該小于翼型表面的最低壓力,即pc≤pmin,否則翼型的升力系數(shù)明顯減小。

1.1 側(cè)壁抽吸

該方法是在風(fēng)洞的兩側(cè)壁適當(dāng)位置鑲嵌透氣網(wǎng)板或孔板,也可以在側(cè)壁開(kāi)縫,采用真空泵抽吸邊界層內(nèi)的低能氣體,使原有的邊界層變薄,防止其分離。經(jīng)研究分析表明：這種方法在翼型實(shí)驗(yàn)中可以獲得良好的二維流動(dòng),能控制邊界層厚度,可以減緩模型的后緣分離,避免流態(tài)嚴(yán)重扭曲。另外對(duì)抽氣量估計(jì)合理、控制得當(dāng)就可避免抽氣本身產(chǎn)生的擾動(dòng)和畸變。

目前國(guó)內(nèi)外風(fēng)洞采用側(cè)壁抽吸方法的較多。該方法采用的實(shí)驗(yàn)裝置有的使用透氣網(wǎng)板進(jìn)行連續(xù)抽氣,也有的是應(yīng)用具有均布小孔的單層透氣鋼制孔板作離散的抽氣,還有在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段兩側(cè)壁適當(dāng)位置開(kāi)縫抽吸邊界層,采用何種裝置對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果的影響也不同。如果采用的透氣網(wǎng)板或孔板的阻尼系數(shù)不能根據(jù)需要進(jìn)行調(diào)整,而且因?yàn)殚_(kāi)孔影響透氣網(wǎng)板的結(jié)構(gòu)剛度,在風(fēng)洞內(nèi)外壓差作用下發(fā)生變形,還會(huì)導(dǎo)致流場(chǎng)的畸變。根據(jù)文獻(xiàn)[3]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：采用一種新型的組合孔板能夠取得較好的效果。它由鑲嵌在風(fēng)洞側(cè)壁上具有均勻細(xì)孔的鋼制孔板及板后填充的化纖透氣織物材料夾層和多孔的蓋板組成。這種鋼制孔板本身的阻尼很小,主要起內(nèi)壁面的成型作用,洞壁內(nèi)外的壓差由透氣夾層后的多孔蓋板來(lái)承受,它的阻尼特性也可根據(jù)實(shí)際抽氣要求改變透氣夾層而選定。其次,還要考慮孔板的厚徑比、開(kāi)孔率、開(kāi)孔方向的影響。文獻(xiàn)[5]指出：抽氣采用垂直孔所需的抽氣能量最少,此外垂直孔在加工、管道連接方面也方便。由于實(shí)際側(cè)壁邊界層具有三維性,抽氣速度在垂直上下、壁方向上不應(yīng)是均勻的,而應(yīng)從模型所在高度,向上、向下逐漸減小抽氣速度,或在抽氣速度相同時(shí)采用變開(kāi)孔率分布。

另外,抽氣量、抽氣壓力、抽氣位置的選擇還要根據(jù)實(shí)驗(yàn)得出較佳的結(jié)果。關(guān)于將抽吸區(qū)設(shè)在何處,根據(jù)目前已經(jīng)取得的經(jīng)驗(yàn)表明,加拿大NAE的“當(dāng)?shù)亍狈桨甘潜容^成功的。因?yàn)槌槲闹鲃?dòng)性只能在抽吸區(qū)內(nèi)體現(xiàn),離開(kāi)抽吸區(qū),邊界層的發(fā)展便失去了直接控制,這就是為什么NASA的上游抽吸方案收效甚微的原因。當(dāng)?shù)爻槲牧硪粋€(gè)好處是可以減緩后緣分離,避免流態(tài)嚴(yán)重扭曲。

1.2 側(cè)壁吹除

該方法通常是在試驗(yàn)段模型區(qū)適當(dāng)位置,在兩側(cè)壁開(kāi)吹氣縫,引入高壓氣體,沿壁面吹出一股切向的、壓力可調(diào)的均勻薄射流,使邊界層靠近壁面的部分氣流加速,從而使流經(jīng)風(fēng)洞沿程所形成的較厚邊界層減薄。由于吹氣給邊界層內(nèi)低能氣體補(bǔ)充了新的能量,一般也能避免邊界層的分離。

側(cè)壁邊界層吹除控制目前多用于帶有增升裝置的多段翼型實(shí)驗(yàn)以及二維翼型的大迎角實(shí)驗(yàn)。文獻(xiàn)[6]指出：由于側(cè)壁邊界層吹氣控制主要影響模型表面流場(chǎng),同一雷諾數(shù)下有無(wú)側(cè)壁吹氣對(duì)單段翼型在小迎角下的升力特性影響不明顯,也就是說(shuō)邊界層產(chǎn)生的干擾很小,對(duì)于合理縮尺的單段翼型測(cè)壓實(shí)驗(yàn)而言,可以不必采用邊界層控制。而對(duì)于多段翼型以及單段翼型的大迎角實(shí)驗(yàn),吹氣控制可以改善結(jié)果數(shù)據(jù)的可靠性,并且最大升力系數(shù)隨著吹氣系數(shù)的增大逐漸增大,但到某一吹氣壓力后就不再增加,得到所謂的最佳吹氣系數(shù)。

設(shè)計(jì)一個(gè)側(cè)壁邊界層吹除方案,要確定吹氣縫的位置和吹氣量的大小。吹氣縫位置的布置原則主要有：①吹氣縫在模型上游;②吹氣縫在模型區(qū);③在模型上游和模型區(qū)同時(shí)有吹氣縫。吹氣量的大小通常是用吹氣系數(shù)λ表示的,設(shè)試驗(yàn)段自由流動(dòng)壓為q,吹氣縫出口動(dòng)壓為qj,則吹氣系數(shù)λ=qj/q,控制吹氣系數(shù),可以得到不同的吹氣量。

荷蘭NLR實(shí)驗(yàn)室于20世紀(jì)70年代在LST 3.0m×2.0m低速風(fēng)洞中,利用帶雙縫襟翼的翼型模型對(duì)側(cè)壁邊界層吹除控制方法進(jìn)行了研究。在吹氣縫位置的研究中,NLR把側(cè)壁吹氣縫位置安排了兩種方式,均采用雙縫(前縫+后縫)。第一種方式將前縫放在主翼前緣處,后縫放在靠近最大逆壓梯度區(qū)。第二種方式將前縫放在主翼前緣前,后縫放在襟翼前。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：兩種方式的區(qū)別不大,這說(shuō)明邊界層吹除控制方法對(duì)吹除位置不是很敏感。

國(guó)內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)NF-3低速風(fēng)洞采用GAW-1主翼加富勒襟翼兩段翼型,進(jìn)行了側(cè)壁邊界層吹除控制實(shí)驗(yàn)。對(duì)于吹除縫的安排采用的是上述第二種方式,它將吹氣縫布置在模型區(qū)上下轉(zhuǎn)盤門壁面上,垂直于來(lái)流方向,在模型轉(zhuǎn)軸前后分布兩條吹氣縫,縫寬均為2mm。前吹氣縫位于模型前緣弦線處,縫長(zhǎng)360mm,使洞壁側(cè)面邊界層內(nèi)的氣流獲得能量加速,后縫距前縫600mm,縫長(zhǎng)860mm,使已經(jīng)減薄的側(cè)壁邊界層厚度進(jìn)一步變薄,補(bǔ)充邊界層中低能流體微團(tuán)能量,減小模型和洞壁連接處邊界層之間的相互干擾,延遲邊界層的分離。但這種方法沒(méi)有考慮吹氣縫橫貫翼型上、下翼面造成的“串氣”現(xiàn)象,目前正在進(jìn)行改進(jìn)。

表1為Re=2.86×106時(shí)不同襟翼偏角,不同吹氣系數(shù)對(duì)應(yīng)的最大升力系數(shù),說(shuō)明了吹氣系數(shù)對(duì)升力系數(shù)的影響?？梢钥闯?在相同狀態(tài)下,吹氣系數(shù)不為零時(shí)的最大升力比吹氣系數(shù)為零時(shí)的最大升力大;在襟翼偏角δf=0°時(shí),吹氣系數(shù)λ=20相對(duì)λ=0時(shí),最大升力系數(shù)增加了1.2176%;在襟翼偏角δf=40°時(shí),吹氣系數(shù)λ=20相對(duì)λ=0時(shí),最大升力系數(shù)增加了2.4061%。另外,隨襟翼偏角增大,最大升力增大;隨吹氣系數(shù)的增大,升力也隨著增大,但當(dāng)吹氣系數(shù)大到λ=20,再增吹氣系數(shù),最大升力系數(shù)增加幅度變得很小。對(duì)于該實(shí)驗(yàn),最佳吹氣系數(shù)為λ=20。

表1 不同襟翼偏角和吹氣系數(shù)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)Table 1 Effect of different flap angle&λon lift coefficient

與此同時(shí),國(guó)外的許多大學(xué)和風(fēng)洞也在積極地進(jìn)行側(cè)壁吹除的實(shí)驗(yàn)和研究。巴西的Marcelo分別在ITA低速風(fēng)洞和CTA亞聲速風(fēng)洞中對(duì)高升力翼型進(jìn)行了邊界層多種吹氣形式的二維實(shí)驗(yàn)研究,通過(guò)對(duì)不同噴口厚度、角度、噴氣位置、縫寬的實(shí)驗(yàn)得出結(jié)論：低速風(fēng)洞中2.0mm 的縫寬、10°的吹氣角度對(duì)給予邊界層能量方面更有效率;其次,2.0mm的縫寬、20°的吹氣角度比1.0mm、10°更具優(yōu)勢(shì),1.5mm 的縫寬具有中等效率,而1.0mm 、20°的表現(xiàn)最差[13];在亞聲速風(fēng)洞中,2.0mm的縫寬、10°的吹氣角度由于能擴(kuò)展到更大范圍內(nèi)因而最有效率,而1.0mm、10°的效率最低[14]。

2 判斷準(zhǔn)則

在進(jìn)行側(cè)壁干擾控制和修正時(shí),如何準(zhǔn)確判斷控制或修正的效果至關(guān)重要。在二維翼型風(fēng)洞中,一個(gè)主要任務(wù)是測(cè)量繞模型流動(dòng)的氣流在模型表面上的壓強(qiáng)分布,為計(jì)算氣動(dòng)載荷提供原始數(shù)據(jù)、確定作用在翼型或機(jī)翼上的升力和壓差阻力、確定翼面上邊界層轉(zhuǎn)捩點(diǎn)和分離點(diǎn)的位置,從而可以大致確定模型表面邊界層的狀態(tài)。在曲面邊界層的情況下,邊界層轉(zhuǎn)捩往往發(fā)生在開(kāi)始出現(xiàn)逆壓梯度的地方,故翼型轉(zhuǎn)捩點(diǎn)通常就在翼面最小壓強(qiáng)點(diǎn)附近。因此如何篩選數(shù)據(jù)以避免邊界層的干擾,確保實(shí)驗(yàn)的二維性就是一個(gè)很重要的問(wèn)題。

2.1 理論估算和實(shí)驗(yàn)方法

文獻(xiàn)[16]提出了最佳抽氣理論,采用測(cè)量模型弦向和展向壓力分布的方法,對(duì)抽氣壓力進(jìn)行優(yōu)化選擇計(jì)算。抽氣計(jì)算中主要的未知量是邊界層位移厚度δ＊,可以分為兩部分計(jì)算：

x0在翼型前方某處,δ*∞為該處的位移厚度,可用平板公式計(jì)算或由實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到。下標(biāo)a表示積分的平均值,可以用近似方法進(jìn)行估計(jì)。由此可以計(jì)算求得最佳抽氣分布規(guī)律為：

其中Cf為摩擦系數(shù),δ*為邊界層厚度,其余符號(hào)為常規(guī)意義。對(duì)于側(cè)壁上的每一點(diǎn)可以求得對(duì)應(yīng)的最佳抽氣量Q和最佳抽氣壓力pc。最佳抽氣壓力一般是取側(cè)壁上靠近翼型上表面弦線的pc平均值。

實(shí)驗(yàn)中采用兩種間接的方法來(lái)檢驗(yàn)流動(dòng)二維性的改善程度。一是進(jìn)行展向壓力分布測(cè)量,其作用是判斷側(cè)壁效應(yīng)的大小,確定實(shí)驗(yàn)時(shí)的抽氣量。在模型弦長(zhǎng)20%和70%處開(kāi)有展向分布的測(cè)壓孔,檢驗(yàn)展向分布的均勻性。如果展向壓力分布是均勻的,表明側(cè)壁引起的分離基本消除。二是進(jìn)行油流觀察,檢查整個(gè)模型表面流譜的二維性[17]。

由抽氣對(duì)展向壓力分布的影響可以得到三個(gè)結(jié)論：(1)抽氣量不夠,曲線向下彎曲,這時(shí)流動(dòng)有明顯的三維效應(yīng);(2)抽氣量適當(dāng),曲線平直,此時(shí)近似為二維流動(dòng),抽氣量為最佳;(3)抽氣量過(guò)大,造成曲線向上彎曲,出現(xiàn)相反的作用。由理論估算和實(shí)驗(yàn)的方法證明合理的側(cè)壁抽氣能獲得很好的二維流動(dòng)[18]。

2.2 誤差修正

由于目前對(duì)抽氣壓力的計(jì)算難于進(jìn)行滿意的數(shù)值模擬,并且實(shí)際工程上也難以實(shí)現(xiàn),所以對(duì)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差修正也是得到準(zhǔn)確數(shù)據(jù)的重要手段。首先在模型表面的適當(dāng)位置布置測(cè)壓孔,一般不采用均勻分布,在壓強(qiáng)變化劇烈的地方,測(cè)壓孔布置得適當(dāng)密一些,在壓強(qiáng)變化平緩的地方可以稀一些。其次,根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果計(jì)算壓力系數(shù)Cp。再次,由于壓力測(cè)量?jī)x器的系統(tǒng)誤差和壓力傳遞誤差,需要計(jì)算壓力系數(shù)誤差。壓力傳遞誤差可采用縮短傳感器所在位置與測(cè)點(diǎn)之間的距離和適當(dāng)延長(zhǎng)壓力平衡時(shí)間的方法來(lái)消除。若p和p∞分別用不同的壓力傳感器測(cè)量,則壓力系數(shù)誤差為：

中國(guó)FL-12風(fēng)洞的壓力系數(shù)均方根誤差σcp≤0.005,其他國(guó)家?guī)鬃湫偷母叩退亠L(fēng)洞壓力分布測(cè)量精度Δcp的值一般在±0.004～±0.007之間[19]。修正之后的數(shù)據(jù)在均方根誤差之內(nèi)則是較為準(zhǔn)確的。最后,根據(jù)計(jì)算所得結(jié)果、壓力系數(shù)曲線及壓力分布云圖,剔除一些跳躍點(diǎn),選擇接近正確結(jié)果的數(shù)據(jù)和曲線。

另外,風(fēng)洞規(guī)模、模型尺寸、實(shí)驗(yàn)狀態(tài)等都對(duì)邊界層厚度的測(cè)量及抽氣、吹氣的控制帶來(lái)很大影響,這需要進(jìn)行多次不同實(shí)驗(yàn),并且與無(wú)側(cè)壁控制時(shí)的數(shù)據(jù)及國(guó)內(nèi)外風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較,觀察壓力分布及流動(dòng)變化圖譜是否基本相符,得到較為可靠的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù),在今后實(shí)驗(yàn)的應(yīng)用中得到進(jìn)一步改善。

3 結(jié) 論

原理上講,側(cè)壁抽吸的確有能力抑制SWBL(側(cè)壁邊界層效應(yīng))的一些不利影響,特別對(duì)抑制展向不均勻性(即三維扭曲效應(yīng) 3DDE)和局部升力效應(yīng)(LLE)更為有效。作為一個(gè)較完善的風(fēng)洞設(shè)備,配置適當(dāng)?shù)膫?cè)壁抽吸系統(tǒng)是必要的;

采用吹除邊界層的控制方法,能夠明顯提高實(shí)驗(yàn)結(jié)果的精確性,但仍需要做更深入的研究。邊界層抽氣法在翼型實(shí)驗(yàn)中可以獲得良好的二維流動(dòng),但要達(dá)到較好的效果就要求抽氣位置布置在邊界層壓力梯度大的位置,而吹除法對(duì)吹除位置卻并不敏感,因此作為常規(guī)測(cè)量,吹氣法比吸氣法更為實(shí)用些;

吹氣系統(tǒng)確實(shí)對(duì)洞壁邊界層控制有明顯效果,隨著吹氣系數(shù)的增加,由模型壓力分布測(cè)得的阻力系數(shù)在下降,這說(shuō)明高壓氣吹除了一部分自由渦,但在吹氣范圍內(nèi)沒(méi)有把自由渦完全吹除,所以要對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行側(cè)壁影響修正。側(cè)壁干擾的控制效果判斷準(zhǔn)則可以采用理論計(jì)算和實(shí)驗(yàn)的方法進(jìn)行,相比較而言,實(shí)驗(yàn)方法更為可靠,且較容易實(shí)現(xiàn)。

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