鄧雙國,額日其太,聶俊杰

(1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,北京 100191;2.中航商用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司,上海 201109)

0 引 言

摩擦阻力是飛機(jī)阻力的重要組成部分,對(duì)于亞聲速飛機(jī),摩擦阻力可以達(dá)到飛機(jī)阻力的50%左右。在相同條件下,層流邊界層的摩擦阻力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于湍流邊界層,因此通過擴(kuò)大飛機(jī)表面層流區(qū)的范圍可以減小摩擦阻力、降低飛機(jī)耗油率。延遲邊界層轉(zhuǎn)捩、增大層流區(qū)范圍的技術(shù)稱為層流控制技術(shù)[1]。

邊界層從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩是擾動(dòng)波不斷增長(zhǎng)的結(jié)果。導(dǎo)致后掠機(jī)翼邊界層轉(zhuǎn)捩的主要擾動(dòng)波是T-S波(T ollmien-Schlichting instability)和 CF波(Cross Flow instability)。機(jī)翼層流控制方法主要有4種：自然層流控制(Natural Laminar Flow,NLF),主動(dòng)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(dāng)?shù)囊硇驮O(shè)計(jì)使機(jī)翼表面保持大范圍的順壓梯度,抑制T-S波成長(zhǎng)、延遲邊界層轉(zhuǎn)捩,適用于后掠角不大和雷諾數(shù)較小的情況。LFC在整個(gè)機(jī)翼表面進(jìn)行吸氣,抑制T-S波和CF波、延遲邊界層轉(zhuǎn)捩,這種方法成本比較高。HLFC采用前緣吸氣和順壓梯度結(jié)合的方法實(shí)現(xiàn)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(yōu)點(diǎn),成本低、適應(yīng)范圍廣,是很有發(fā)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(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)[4]。

國外對(duì)層流控制技術(shù)非常重視,美國、歐洲和日本等進(jìn)行了大量的穩(wěn)定性分析、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)研究,并且在波音787飛機(jī)的短艙上應(yīng)用了層流控制技術(shù)。國內(nèi)對(duì)層流控制的研究很少,尤其缺少層流控制的實(shí)驗(yàn)研究。為了掌握混合層流控制的機(jī)理和方法,作者開展了后掠翼混合層流控制實(shí)驗(yàn)研究。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

實(shí)驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)的NF-6連續(xù)式風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞可以連續(xù)調(diào)節(jié)氣流馬赫數(shù),并通過改變氣流總壓來改變雷諾數(shù)。由于是風(fēng)洞可以長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定運(yùn)行,整個(gè)模型能夠達(dá)到熱平衡狀態(tài),有利于通過測(cè)量壁溫分布確定轉(zhuǎn)捩位置。

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎昧穗p圓弧對(duì)稱翼型,如圖1和圖2所示,模型法向弦長(zhǎng)為173.2mm,最大厚度30mm,后掠角30°。模型前緣15%弦長(zhǎng)范圍內(nèi)有兩個(gè)吸氣腔,通過多孔壁和吸氣系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)前緣吸氣。雙圓弧對(duì)稱機(jī)翼具有較大的順壓梯度區(qū),與前緣吸氣結(jié)合,可以實(shí)現(xiàn)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(qū)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(yuǎn)遠(yuǎn)低于湍流邊界層,導(dǎo)致層流區(qū)和湍流區(qū)的壁溫不同,因此可以通過測(cè)量表面溫度分布研究層流控制和轉(zhuǎn)捩[5-8]。但是,當(dāng)氣流馬赫數(shù)不高時(shí),層流區(qū)和湍流區(qū)的溫差很小,模型內(nèi)部導(dǎo)熱還會(huì)進(jìn)一步減小溫差,因此通過表面溫差不容易判斷轉(zhuǎn)捩位置。采用壁面冷卻或加熱的方法,可以擴(kuò)大層流區(qū)和湍流區(qū)的壁面溫差。因此,在模型16%～78%弦長(zhǎng)的區(qū)域,設(shè)計(jì)了高度為2mm、與模型表面平行的冷卻通道,利用液體循環(huán)系統(tǒng)對(duì)壁面進(jìn)行冷卻。雖然壁面冷卻會(huì)對(duì)轉(zhuǎn)捩有一定影響,但是其影響小于前緣吸氣,實(shí)驗(yàn)過程中壁面溫度變化較小,因此可以忽略冷卻對(duì)轉(zhuǎn)捩的影響。

在模型表面安裝了兩排熱電偶(每排16個(gè)),用于測(cè)量表面溫度。為了提高測(cè)量精度和響應(yīng)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(fēng)洞側(cè)壁上,如圖3所示,模型的迎角為0°。

圖3 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ惋L(fēng)洞安裝圖Fig.3 Test model installed in wind tunnel

吸氣系統(tǒng)如圖4所示,每個(gè)吸氣腔的吸氣流量可以單獨(dú)調(diào)節(jié)和測(cè)量。根據(jù)相關(guān)資料和以往的研究經(jīng)驗(yàn)[9],實(shí)驗(yàn)中采用的基準(zhǔn)吸氣流量為：前腔Q1= 9.9L/min(標(biāo)準(zhǔn)升/分鐘)、后腔Q2=2.56L/min。

圖4 吸氣系統(tǒng)Fig.4 Suction system

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 氣流馬赫數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的影響

在氣流總壓p0=130kPa的條件下,改變來流馬赫數(shù),獲得了不同馬赫數(shù)下、沒有層流控制時(shí)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(shù)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(shí),前緣吸氣和不吸氣的壁溫有明顯差別。不吸氣時(shí)的壁溫整體高于吸氣情況,說明沒有前緣吸氣時(shí),測(cè)量區(qū)全部為湍流邊界層;有吸氣時(shí),70%弦長(zhǎng)之前的區(qū)域?yàn)閷恿鬟吔鐚? 70%弦長(zhǎng)左右溫度突然升高的位置為轉(zhuǎn)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(zhuǎn)捩位置也在70%弦長(zhǎng)附近;Ma=0.4時(shí),轉(zhuǎn)捩位置前移到45%弦長(zhǎng)附近;當(dāng)馬赫數(shù)增大到0.5以上時(shí),整個(gè)測(cè)量區(qū)全部為湍流邊界層。各馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的單位雷諾數(shù)和邊界層狀態(tài)見表1。

表1 不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的單位雷諾數(shù)和邊界層狀態(tài)Table 1 Re and boundary layer condition at different Mach numbers

2.2 吸氣流量及其分配對(duì)層流控制的影響

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

圖6所示為基準(zhǔn)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(shí)的壁溫分布的對(duì)比。從圖中可以看到,無吸氣時(shí),測(cè)量區(qū)全為湍流,轉(zhuǎn)捩位置至少在第一個(gè)熱電偶(23%弦長(zhǎng))以前;在基準(zhǔn)吸氣條件下,測(cè)量區(qū)大部分為層流,這是因?yàn)槲鼩饪梢允惯吔鐚痈枬M,從而抑制T-S波和CF波的成長(zhǎng)、延遲轉(zhuǎn)捩。在70%弦長(zhǎng)處出現(xiàn)了溫度突躍升高,說明前緣吸氣使層流區(qū)范圍從小于23%弦長(zhǎng)擴(kuò)展到70%弦長(zhǎng),獲得了良好的層流控制效果。

圖6 基準(zhǔn)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(duì)層流控制的影響。從圖7可以看到,當(dāng)Q2≈2.6L/min、Q1從9.9L/min減小為5.4L/min時(shí),壁溫分布和轉(zhuǎn)捩位置基本不變,說明基準(zhǔn)吸氣流量Q1過大,吸氣流量還可以進(jìn)一步減小;當(dāng)Q1≈5.4L/min、Q2從2.67L/ min減小為0時(shí),壁溫分布和轉(zhuǎn)捩位置基本不變,說明Q1=5.4L/min就可以完全實(shí)現(xiàn)基準(zhǔn)吸氣條件達(dá)到的層流控制效果,此時(shí)Q2對(duì)控制效果基本沒有影響;當(dāng)Q2=0、Q1從5.5L/min逐漸減小時(shí),轉(zhuǎn)捩位置逐漸前移。Q1=5.5L/min時(shí),轉(zhuǎn)捩位置在70%弦長(zhǎng)左右;Q1=3.7L/min時(shí),轉(zhuǎn)捩位置前移到40%弦長(zhǎng)附近;Q1=2.2L/min時(shí),轉(zhuǎn)捩位置前移到23%弦長(zhǎng)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(cè)量區(qū)全部為湍流邊界層,說明Q2對(duì)層流控制的效果影響很小。

3 結(jié) 論

(1)通過壁面冷卻,可以增大層流區(qū)和湍流區(qū)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(zhuǎn)捩位置和層流區(qū)范圍;

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

(3)本次實(shí)驗(yàn)過程中,Ma=0.5時(shí)采用基準(zhǔn)吸氣流量獲得了顯著的層流控制效果,層流區(qū)范圍從小于23%弦長(zhǎng)增大70%弦長(zhǎng)左右;

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

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