高永衛(wèi)，朱奇亮，羅 凱

（西北工業(yè)大學 翼型研究中心111＃，西安 710072）

0 引 言

增升裝置設計是現(xiàn)代大型飛機提高起飛重量、縮短起降滑跑距離、增強機場適應性的關鍵技術［1］。增升裝置通常采取多段翼型的形式，一般由前緣縫翼、主翼和后緣襟翼組合而成，有著復雜的幾何外形和流動機理。研究表明，縫道參數(shù)對于高升力構型有著舉足輕重的地位［2］。

目前，對于多段翼型流場的研究主要在定常流動的范圍，即主要研究流場參數(shù)的平均特性。然而，筆者在風洞實驗研究中發(fā)現(xiàn)，流場參數(shù)的脈動特性，特別是縫道流動參數(shù)的脈動特性對于多段翼型整體的氣動特性有著不可忽視的影響。

2008年初，在GAW-1兩段翼型風洞實驗中，發(fā)現(xiàn)縫道流動湍流度的最小值對應著當?shù)孛}動壓力的最小值，也對應著翼型升力系數(shù)的最大值（詳見后文的數(shù)據(jù)與分析，表1、表2）。以此猜想，速度和壓力的脈動值是否會影響升力特性？人為加入脈動壓力是否會影響升力系數(shù)？這是本次研究的總思路。

從2008 年至今，作者在各方面的支持下，對于GAW-1兩段翼型的升力特性已經(jīng)進行了4期實驗研究?，F(xiàn)簡要介紹無人為干擾和有人為干擾情況下，GAW-1兩段翼型升力系數(shù)與對應縫道流動湍流度（脈動速度）、聲壓級（脈動壓力）的測試結(jié)果以及初步分析。

1 風洞設備與模型簡介

實驗是在西北工業(yè)大學NF-3低速風洞翼型試驗段中進行的。NF-3風洞是直流式閉口風洞，動力為軸流式風扇，驅(qū)動電機功率為1120kW。風洞配有3個可以互換的試驗段。其中翼型試驗段橫截面為矩形，高1.6m，寬3.0m，試驗段長8.0m；試驗段最大風速130m／s，湍流度0.045%。

模型為GAW-1兩段翼型，襟翼弦長為襟翼全部收起的“干凈”翼型弦長的29%［3］。實驗模型弦長500mm，為鋼芯木質(zhì)結(jié)構。在模型展向中心剖面的主翼和襟翼上分別布置了59和28個測壓點，翼型的升力系數(shù)由測得的壓力分布積分得到。

采用的多段翼型縫道參數(shù)的定義如圖1。圖中：δf為后緣襟翼偏角；Gap為縫道寬度；O／L為搭接量（Overlap）。

圖1 多段翼型縫道參數(shù)的定義Fig.1 The gap parameters of multi-element airfoil

實驗模型如圖2所示。

圖2 蜂鳴器和壓力傳感器的位置Fig.2 The buzzers and pressure sensor embedded in leading edge of flap

擾動源是有源式蜂鳴器（額定電壓5V；圓形，φ=10mm，見圖3）。其位置分別為5.1%、13.3%、21.5%、29.8%的襟翼弦長處（下文分別稱為位置1、位置2、位置3和位置4）。采用GFG-8016D型函數(shù)發(fā)生器作為蜂鳴器的驅(qū)動源。實驗中選擇的驅(qū)動頻率為50、100、150、200、300、400、500、800、1000、1200 和1500Hz。蜂鳴器出口20mm 處的聲壓級約為60dB。

脈動壓力的測量采用Kulite XCQ-093動態(tài)壓力傳感器，位于縫道出口處，參見圖2。動態(tài)壓力信號由VXI動態(tài)數(shù)據(jù)系統(tǒng)采集，采樣率為50kHz。

圖3 有源式蜂鳴器Fig.3 The active buzzer

脈動速度采用熱線探頭進行測量，測量位置在動態(tài)傳感器上方，縫道寬度的中心位置。熱線的型號為TSI-IFA300，采樣率：10kHz。靜態(tài)壓力分布數(shù)據(jù)由PSI9816電子掃描閥系統(tǒng)采集。常規(guī)實驗時的雷諾數(shù)為0.51×106～2.04×106。加入人為擾動時的實驗雷諾數(shù)為0.51×106。

2 常規(guī)測試的實驗結(jié)果

模型安裝見圖4。圖5以及表1、表2所列出的數(shù)據(jù)是翼型常規(guī)測壓實驗中升力系數(shù)、縫道湍流度和縫道脈動壓力的測量結(jié)果。圖中“15、20、25、30、40、50、60”表示來流的風速，對應的雷諾數(shù)分別為：0.51×106、0.68×106、0.85×106、1.02×106、1.36×106、1.70×106、2.04×106。

圖4 模型安裝在風洞中Fig.4 The model in NF-3wind tunnel

圖5 不同風速下的升力系數(shù)（自由轉(zhuǎn)捩，δf=40°，O／L=0，Gap=8.45mm）Fig.5 The lift coefficients at different velocities

由圖5可知，在不同雷諾數(shù)下，最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增加而增大，且失速迎角也隨之增大，符合氣動特性規(guī)律，與文獻［3］給出的結(jié)果相當吻合。實驗表明，NF-3風洞實驗精度高，翼型升力系數(shù)測量的標準偏差為σCL=0.0018。

表1給出了不同迎角、不同Re數(shù)下的升力系數(shù)以及縫道出口處的湍流度?？梢钥闯?，升力系數(shù)最大時（迎角α=14°），對應的湍流度（脈動速度）最小。

表2給出了不同迎角、不同構型的升力系數(shù)及縫道出口處的聲壓級?？梢钥闯觯ο禂?shù)最大時（α=12°）對應的聲壓級（脈動壓力）最小。

表1 升力系數(shù)與對應的湍流度Table 1 The corresponding turbulences with lift coefficients（δf=10°，O／L=0，Gap=19.95mm）

表2 升力系數(shù)與對應的壓力脈動量（聲壓級）Table 2 The corresponding SPL with lift coefficients（V=60m／s）

3 加入人為擾動的實驗結(jié)果

加入人為擾動的實驗是在不停風的情況下進行的，且模型幾何構型和迎角均不變化，即在完全相同的狀態(tài)下，只通過接通或斷開蜂鳴器來觀察擾動效果。這樣做的目的就是希望最大程度地減少實驗中其它因素對結(jié)果的影響。

另外，為了排除實驗中隨機誤差的影響，取ΔCL≥0.01的情況作為有影響的結(jié)果。因為，根據(jù)NF-3風洞實驗精度，升力系數(shù)取超過極限誤差（3σCL）的值，即升力系數(shù)的差別只要超過0.0054，則可認為升力系數(shù)的差別是人為擾動引起的，而不是實驗的隨機誤差。因此，取ΔCL≥0.01的情況作為有影響的結(jié)果，完全可以排除隨機誤差的影響。

表3給出了不同擾動位置、不同擾動頻率下對升力系數(shù)影響最大的情況?？梢钥闯觯瑪_動位置不同、擾動頻率不同對于多段翼型升力的影響是不同的。另外，盡管擾動聲源的聲壓級僅60dB，但升力的最大減少量已達1.81%（位置1和位置2同時加擾動，頻率為200Hz）。這說明擾動的影響不可忽視。

表3 擾動位置和頻率對升力系數(shù)的影響Table 3 The influence of perturbation positions and frequencies on lift coefficient（δf=40°，O／L=0，Gap=8.45mm，V=15m／s，α=10°）

表4給出了位置1處不同擾動頻率下升力系數(shù)以及縫道流動參數(shù)的變化量。可以看出縫道流動的平均速度受到擾動而略微上升，但升力系數(shù)卻降低；壓力脈動量（聲壓級）隨擾動頻率的增加而增大；加入聲擾動后，速度脈動量（湍流度）減少，但是與擾動頻率沒有明顯的關系。這說明在研究范圍內(nèi)，相對脈動速度而言，壓力的脈動量對升力的影響很可能是主要方面。

表4 位置1擾動時縫道出口的流動參數(shù)Table 4 The gap flow parameters of NO.1 perturbation position（δf=40°，O／L=0mm，Gap=8.45mm，V=15m／s，α=10°）

圖6給出了在位置1加入頻率為1000Hz擾動和不加擾動時的壓力分布。其中，δf=40°，O／L=43.4mm，Gap=24.45mm，V=15m／s，α=2°。通過比較可看出，多段翼型表面流動宏觀形態(tài)沒有發(fā)生大的變化。

圖6 壓力分布Fig.6 Pressure distribution

表5給出了升力系數(shù)總變化量、主翼和襟翼的升力系數(shù)變化量占總變化量的百分比。不難看出，施加擾動后總升力系數(shù)的變化，來自主翼和襟翼升力系數(shù)的變化，兩者的比例與幾何比例相當。綜合圖6和表5，在研究范圍內(nèi)，雖然聲擾動在襟翼上表面，但可以影響整個翼型的升力特性，而不僅僅是影響襟翼的特性。這一點符合低速流動的特點和多段翼型流動的非線性特征。

表5 主翼和襟翼的升力系數(shù)Table 5 The variation percentage of lift coefficients on main element and flap（δf=40°，O／L=43.4mm，Gap=24.45mm，V=15m／s，α=2°）

4 結(jié) 論

（1）通過在不停風且固定迎角和幾何構型的情況下，對比了加入擾動和不加擾動時多段翼型升力系數(shù)的變化。實驗表明，研究中多段翼型的升力系數(shù)的變化主要源于加入的弱聲學擾動；

（2）升力系數(shù)的變化量隨幾何構型、擾動的位置及擾動頻率的變化而變化；

（3）根據(jù)本結(jié)果可以得出如下推斷：由于不同的模型尺寸和加工質(zhì)量會造成多段翼型不同的噪聲特性，再加上不同的風洞背景噪聲，這極可能造成理論相同的外形卻存在一定差異的風洞實驗結(jié)果，即特定的噪聲會引起測量結(jié)果誤差。實驗中應予以足夠的重視。

5 結(jié)束語

目前還不能完全確定何種聲學擾動（頻率、幅值和相位）對多段翼型氣動特性的擾動最“有效”。要對其研究勢必要涉及到流動對擾動的感受性等機理問題，非常復雜，但的確值得進一步研究。

致謝：衷心感謝NF-3風洞全體工作人員對本次研究工作的支持。

［1］ 陳迎春，李亞林，葉軍科，等.C919飛機增升裝置工程應用技術研究進展［J］.航空工程進展，2010，1（1）：1-5.

［2］ 周瑞興，高永衛(wèi)，肖春生，等.襟翼縫道對多段翼型氣動特性影響的實驗研究［J］.流體力學實驗與測量，2002（4）.

［3］ WENTS W H Jr.，SEETBARAM H C.Development of a fowler flap system for a high performance general aviation airfoil［R］.NASA CR-2443，1974.