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面向飛行試驗的混合層流機翼優(yōu)化設(shè)計

2022-12-06 09:36趙彥段卓毅丁興志楊體浩王猛
航空學(xué)報 2022年11期
關(guān)鍵詞:弦長吊艙層流

趙彥,段卓毅,丁興志,楊體浩,王猛

1.航空工業(yè) 西安飛機設(shè)計研究所,西安 710089

2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院,西安 710072

3.航空工業(yè) 空氣動力研究院,沈陽 110034

民用飛機受到的摩阻在其總阻力中占很大比例,減少摩阻對降低運行成本和實現(xiàn)綠色航空具有重要意義。層流摩阻遠小于湍流摩阻,因此擴大層流區(qū)是減阻的一個重要途徑[1]。目前面向民用飛機設(shè)計的層流技術(shù)主要有自然層流技術(shù)(NLF)、層流控制技術(shù)(LFC)和混合層流控制技術(shù)(HLFC)。

自然層流技術(shù)主要通過翼型設(shè)計獲得合適的壓力梯度,抑制流向Tollmien-Schlichting(TS)波和CF(Cross Flow)波增長以產(chǎn)生大范圍層流區(qū)從而推遲轉(zhuǎn)捩[2]。這一技術(shù)在二維和軸對稱流動中已發(fā)展得比較成熟。前期研究[1]證明,只要保持表面光滑質(zhì)量就可在翼型上長達80%弦長區(qū)域內(nèi)保持順壓梯度與層流流動。但這種層流流動極易受飛行條件限制,會影響飛機在非設(shè)計工況下的性能,且對機翼的后掠角非常敏感。層流控制技術(shù)是采用一定的機械裝置(如吸氣裝置)對機翼表面進行流動控制以實現(xiàn)大范圍層流區(qū);這種層流流動實現(xiàn)范圍廣,但相關(guān)技術(shù)復(fù)雜,易導(dǎo)致機翼增重[3]。混合層流控制技術(shù)綜合了自然層流和層流控制概念,一般在機翼前緣10%~20%的區(qū)域依靠層流控制技術(shù)產(chǎn)生穩(wěn)定的層流段,之后按自然層流設(shè)計實現(xiàn)更大范圍的層流[4]?;旌蠈恿骺刂萍夹g(shù)減少了層流控制的吸氣功率和流量要求,降低了系統(tǒng)的復(fù)雜性,特別是可不改變原有機翼的翼盒結(jié)構(gòu),避免了與翼盒結(jié)構(gòu)的綜合設(shè)計。因此相比自然層流技術(shù)實用性更強,抗干擾能力也更好。

針對轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法和混合層流機翼設(shè)計,Pralits[5]在其博士論文中研究了混合層流控制的最優(yōu)吸氣分布和壓力分布,并將該方法應(yīng)用到商用飛機的后掠機翼設(shè)計中。Beck[6]綜述了歐洲在轉(zhuǎn)捩預(yù)測和自然/混合層流減阻領(lǐng)域的研究,并預(yù)測了客機外表面全層流的減阻潛力。Krishnan等[7]回顧了美國和歐洲在混合層流控制技術(shù)、系統(tǒng)和飛行試驗方面的進展。Lawson等[8]研究了混合層流前緣吸氣技術(shù)及其在風洞試驗中的應(yīng)用。Saeed等[9]考慮將混合層流應(yīng)用于商用飛翼運輸機,研究了不同吸氣分布對系統(tǒng)功率消耗的影響。Risse等[10]提出了一種飛機概念方案,用于評估混合層流吸氣系統(tǒng)收益。史亞云等[11]采用自由變形(FFD)外形參數(shù)化、徑向基函數(shù)(RBF)動網(wǎng)格技術(shù)、改進微分進化算法及耦合eN方法的雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)方法,以阻力最小和功耗最小為目標進行了無限展長后掠翼的優(yōu)化設(shè)計。楊體浩等[12]進行了考慮升力系數(shù)、馬赫數(shù)變化的混合層流機翼多點魯棒優(yōu)化設(shè)計,表明提高吸氣區(qū)首尾的吸氣強度有利于提高HLFC機翼的魯棒性。由此可知國外對混合層流控制進行了系統(tǒng)而深入的研究,內(nèi)容涵蓋轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法、機翼設(shè)計等理論研究及吸氣系統(tǒng)設(shè)計、風洞/飛行試驗等工程實踐,而中國的研究多集中在理論層面。

聚焦到飛行驗證方面,國外開展了大量層流技術(shù)的飛行試驗[13]。Martin等[14]使用Cessna O-2A飛機通過翼下吊掛驗證翼段的形式進行了離散粗糙元對自然層流機翼的影響研究。Drake和Solomon[15]使用縮尺復(fù)材公司白色騎士飛機的中間機身吊掛驗證翼段進行了30°后掠層流機翼的飛行試驗研究。Belisle等[16]使用Gulfs-tre am Ⅱ飛機進行了層流翼套飛行試驗研究。Michael[17]、Philipsen[18]等使用A340-300飛機改裝外翼進行了混合層流控制研究。Schmitt等[19]使用A320飛機改裝垂尾進行了混合層流控制研究。Wagner等[20]使用Boeing 757飛機進行了自然層流翼套飛行試驗研究。飛行試驗更直接,更貼近真實飛行環(huán)境,是提高技術(shù)成熟度、走向工程應(yīng)用的重要一步,國外對層流技術(shù)進行了充分的飛行驗證,而已查到的文獻顯示中國僅有鐘海等[21]采用公務(wù)機翼套的方式進行了層流飛行試驗,該方面的研究才剛剛起步。

中國現(xiàn)有研究主要集中在轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法、層流機翼設(shè)計等方面,目前鮮有基于三維機翼開展綜合考慮壓力分布與吸氣分布耦合效應(yīng)的HLFC機翼設(shè)計和飛行驗證研究。同時,上述國內(nèi)外飛行試驗均采用現(xiàn)有飛機吊掛驗證翼段或改造機翼(翼套或更換外翼段)、改造垂尾的方案進行層流技術(shù)飛行驗證,存在以下問題:① 吊掛試驗段或改造機翼會對原飛機的飛行性能產(chǎn)生影響,如設(shè)計不當甚至?xí){飛行安全;② 改造垂尾驗證層流時需通過維持定常側(cè)滑模擬指定迎角,飛行員操縱和當?shù)赜菢硕ǖ碾y度較大;③ 使用大中型飛機進行驗證存在經(jīng)費高、周期長、試驗資源協(xié)調(diào)困難等問題。

因此筆者構(gòu)建了一型無人驗證機作為混合層流減阻的飛行試驗平臺。驗證機采用雙機身、π尾布局,雙機身中間為混合層流試驗段,對試驗段上翼面的一定區(qū)域內(nèi)加工密孔進行抽吸氣控制。為控制全機重心范圍且盡可能減小抽氣能力損失及抽氣泵振動對機載設(shè)備造成的不利影響,抽氣泵采用吊艙形式吊掛于混合層流試驗段下部。

基于層流驗證機方案,首先進行了混合層流試驗段的設(shè)計約束分析和初步方案設(shè)計;然后綜合考慮高速氣動阻力和混合層流控制效果,進行了機翼和翼下吊艙、掛架的氣動外形優(yōu)化設(shè)計;接著,以減小抽氣泵功率和吸氣流量為目標進行了吸氣參數(shù)優(yōu)化設(shè)計;最后,通過風洞試驗對混合層流試驗段的設(shè)計結(jié)果進行了驗證。

1 方法與驗證

1.1 數(shù)值求解方法

采用eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法和RANS求解器耦合進行考慮轉(zhuǎn)捩的氣動力計算。RANS求解器得到的邊界層壓力分布數(shù)據(jù)將作為邊界層方程求解的輸入條件。邊界層信息將作為線性穩(wěn)定性分析的輸入。使用eN方法判別邊界層轉(zhuǎn)捩位置并返回到RANS求解器中。eN方法和RANS求解器進行松耦合迭代的求解流程見圖1。

圖1 eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法耦合RANS求解器數(shù)值模擬流程

eN方法是基于線性穩(wěn)定性理論的,率先由Smith[22]和Van Ingen[23]倡導(dǎo)使用,在進行轉(zhuǎn)捩計算時,首先在臨界雷諾數(shù)處引入小擾動,若下游流場擾動幅值的增長倍數(shù)達到eN,則認為轉(zhuǎn)換開始發(fā)生,通常N的臨界值為9。

相比輸運方程的局限性,eN方法廣泛應(yīng)用于工程設(shè)計中,可預(yù)測常見TS波和CF波誘導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩。eN方法轉(zhuǎn)捩預(yù)測模式主要包含3個部分:邊界層信息求解、線性穩(wěn)定性分析、轉(zhuǎn)捩位置判斷。邊界層信息求解通過邊界層方程進行,可獲得速度型、溫度、密度、壓力及其一次和二次導(dǎo)數(shù)等參數(shù)。這些參數(shù)將作為輸入進行穩(wěn)定性判斷。

線性穩(wěn)定性方程可表達為簡化形式:

(1)

變換得到的線性穩(wěn)定理論方程是一個常見的求特征值問題,該問題滿足

(AD2+BD+C)φ=0

(2)

式中:D代表d/dy;φ定義為

(3)

式(3)的邊界條件為

(4)

求解線性穩(wěn)定理論方程可獲波大小αi,但并不能得到流場轉(zhuǎn)捩位置。為描述層流擾動增長引入eN方法。當?shù)氐臄_動增長可表示為函數(shù)Fa(x,z):

(5)

式中:x為流向位置。

對式(5)積分得

(6)

式中:Fa1和Fa2分別為起始和終止位置的擾動幅值;s1和s2分別為起始和終止位置的弧長坐標。

通過擾動放大率可定義Nfactor=ln(Fa2/Fa1),當Nfactor達轉(zhuǎn)捩閾值Ncrit時對應(yīng)的流向位置即為轉(zhuǎn)捩點。

1.2 吸氣流量、功率估算方法

進行混合層流吸氣系統(tǒng)設(shè)計時還需進行吸氣流量、功率的估算,主要是進行內(nèi)壓設(shè)計和吸氣流量、功率計算。

吸氣壁板的參數(shù)如圖2所示,圖中d為孔徑,l為孔間距,t為壁厚,pout為由翼型壓力分布決定的外部靜壓,pplenum為吸氣腔的內(nèi)部靜壓。

圖2 吸氣壁板幾何參數(shù)

定義面吸氣速度vs和吸氣強度Cq:

(7)

(8)

(9)

式中:σ為孔隙率,可表達為

(10)

試驗表明每個孔的吸氣速度可由吸氣腔體的內(nèi)、外壓差決定:

(11)

式中:Δp為氣流流經(jīng)吸氣孔產(chǎn)生的壓差;μ為動力學(xué)黏性系數(shù);a、b為系數(shù),可由試驗標定。

獲得每個孔的吸氣速度后,總吸氣流量可由所有吸氣孔的流量求和得到。

吸氣系統(tǒng)的總功率可分為4部分:克服尾流阻力消耗的功率、由于吸氣表面能量損失消耗的功率、吸氣泵將氣流壓縮需要的功率、排出吸氣氣體產(chǎn)生推力提供的功率。

對于飛行速度更高的構(gòu)型,一般將克服尾流阻力消耗的功率和動量損失消耗的功率合并為一項,即克服阻力消耗的功率:

(12)

式中:S為參考面積;CD為阻力系數(shù);ηp為推進系統(tǒng)效率。推力產(chǎn)生的功率即將氣流排出提供額外推力,產(chǎn)生負功率:

(13)

式中:V0為氣體排出速度。吸氣泵需將流體壓縮,這部分功率可表示為

(14)

式中:ηs為吸氣系統(tǒng)效率;Vs為吸氣泵的吸氣速度,相比V0較小,可忽略。取最優(yōu)排出速度:

(15)

最終總功率表達為

(16)

總吸氣功率可由所有吸氣孔的功率求和得到。

1.3 方法驗證

針對NLF(2)-0415無限展長后掠機翼,Dahenhart[24]在Arizona大學(xué)非定常風洞中進行了橫流渦試驗。該模型的剖面翼型見圖3(a),圖中c為弦長,x、y使用弦長無量綱化,是典型的層流翼型。使用ICEM CFD生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,表面計算網(wǎng)格見圖3(b),流向布置了281個點,法向需保證網(wǎng)格的增長率小于1.1,同時保證y+<1。對該構(gòu)型基于線性穩(wěn)定性理論的RANS模擬采用周期性邊界條件,使展向不同位置的流場重合。在后掠角為45°時橫流渦擾動最大,同時為充分發(fā)展橫流渦的擾動,試驗中選取-4°迎角進一步放大橫流渦的擾動,從而研究橫流駐渦的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。風洞試驗馬赫數(shù)為0.1,雷諾數(shù)分別為1.92×106、2.19×106、2.37×106、2.73×106、3.27×106和3.73×106。

圖3 NLF(2)-0415翼型剖面及計算網(wǎng)格劃分

圖4為雷諾數(shù)2.37×106時數(shù)值模擬得到的壓力分布與試驗壓力分布對比,圖中Cp為壓力系數(shù),可見數(shù)值模擬得到的結(jié)果與試驗符合較好。圖5為試驗轉(zhuǎn)捩位置和數(shù)值模擬的對比,圖中xtr為轉(zhuǎn)捩位置,Rex為基于弦長的雷諾數(shù),γ為間歇因子,可看出紅線標注的范圍基本都在試驗的轉(zhuǎn)捩范圍內(nèi),因而對NLF(2)-0415無限展長后掠機翼,基于線性穩(wěn)定理論得到的轉(zhuǎn)捩位置是可靠的。

圖4 NLF(2)-0415翼型上翼面壓力分布數(shù)值與試驗結(jié)果對比

圖5 不同雷諾數(shù)下NLF(2)-0415翼型轉(zhuǎn)捩位置數(shù)值與試驗結(jié)果對比

2 試驗段設(shè)計約束和初步方案設(shè)計

2.1 設(shè)計約束

混合層流試驗段需對多種轉(zhuǎn)捩機制進行研究,并通過在前緣適當區(qū)域微孔吸氣對轉(zhuǎn)捩特性進行主動控制,延遲邊界層轉(zhuǎn)捩。因此期望試驗段氣動特性具有以下特征:

1) 試驗翼段應(yīng)與飛行平臺相適配,能完成抽氣泵布置;氣動設(shè)計良好,設(shè)計升力系數(shù)與全機匹配,掛架、吊艙阻力增量合理等。

2) 在小迎角下試驗段的轉(zhuǎn)捩機制由CF波失穩(wěn)主導(dǎo)。

3) 在大迎角下試驗段的轉(zhuǎn)捩機制由TS波失穩(wěn)主導(dǎo)。

4) 在-0.5°~2.5°迎角范圍內(nèi)采用吸氣控制后都能顯著推遲轉(zhuǎn)捩。

5) 根據(jù)吸氣泵約束,推遲轉(zhuǎn)捩所需的吸氣質(zhì)量流量不大于22 m3/h,吸氣泵功率不大于650 W。

2.2 初步方案設(shè)計

為在兼顧高低速性能的同時使飛機有合適的航向穩(wěn)定性,亞音速客機機翼1/4弦線的后掠角通常大于25°,與此同時考慮綜合氣動、結(jié)構(gòu)等因素,通常還具有一定的梢根比。為模擬亞聲速客機的橫流CF波轉(zhuǎn)捩,混合層流試驗段采用帶28°后掠角的非對稱梯形翼,混合層流試驗段的平面形狀如圖6所示。試驗段幾何參數(shù)如下:1/4弦線后掠角為25.4°,安裝角為2.0°,平均氣動弦長為1.44 m,扣除兩側(cè)機身后的外露展長為1.35 m,展弦比為0.94。全機可在0°時實現(xiàn)Ma=0.7巡航飛行。

圖6 混合層流試驗段初始平面形狀

混合層流初始翼型見圖7,翼型相對厚度為12%。該翼型在小迎角下具有較大的順壓梯度,可明顯抑制TS波增長,轉(zhuǎn)捩模式為CF波失穩(wěn);該翼型在大迎角下頭部出現(xiàn)一段較小的逆壓梯度,可有效抑制橫流失穩(wěn),隨后出現(xiàn)較長的順壓梯度。

圖7 混合層流試驗段初始翼型

吸氣區(qū)域展向?qū)挾葹?.6 m,吸氣中心略偏向右側(cè),上翼面部分相對弦長為12%,下翼面部分相對弦長為1.8%。吸氣孔直徑為60 μm,孔間距為10倍孔徑?;旌蠈恿髟囼灦渭扒熬壩鼩鈪^(qū)域初始方案如圖8所示。

圖8 混合層流試驗段抽吸氣區(qū)域

機翼下吊艙為紡錘體,內(nèi)部布置吸氣泵,掛架為常規(guī)梯形掛架,掛架前緣后掠角為24°。初始吊艙及掛架外形如圖9所示。

圖9 吊艙及掛架初始外形

3 混合層流試驗段優(yōu)化設(shè)計

混合層流吸氣屬于微吸氣控制,對機翼壓力形態(tài)影響很小。因此在混合層流試驗段優(yōu)化設(shè)計時首先進行機翼、掛架和吊艙優(yōu)化設(shè)計,即在最初設(shè)計的干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上加入吊艙、掛架并進行外形優(yōu)化;待得到滿意的壓力分布后,再通過對不同吸氣方式、吸氣區(qū)域的研究獲得滿足吸氣功率、吸氣流量的最終機翼。

3.1 試驗段及吊艙、掛架綜合優(yōu)化設(shè)計

干凈構(gòu)型和初始構(gòu)型(在干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上增加吊艙及掛架)在Ma=0.7下的升力系數(shù)曲線、極曲線如圖10所示,圖中CL為升力系數(shù),AOA為迎角??煽闯黾尤胛鼩獾跖摵蛼旒芎笱埠近c附近升力系數(shù)變化較小,但零阻系數(shù)驟增約160 counts。

圖10 干凈和初始構(gòu)型的升力系數(shù)曲線、極曲線

掛架的表面極限流線和壓力云圖如圖11所示,可看出機翼和掛架、吊艙的壓力恢復(fù)區(qū)相互干擾,使掛架前部出現(xiàn)激波,最終導(dǎo)致掛架中后部出現(xiàn)大面積流動分離現(xiàn)象,使阻力急劇增加。阻力增量主要出現(xiàn)在掛架上,這也與升力曲線變化不大、極曲線中零阻增加的現(xiàn)象相符。

圖11 Ma=0.7、α=0°時初始構(gòu)型流線和壓力云圖

加入掛架、吊艙前后不同機翼展向位置Y的壓力分布如圖12所示。可看出掛架和吊艙的加入使試驗段上表面負壓峰提高,尤其是靠近左側(cè)翼梢的位置,對于驗證CF轉(zhuǎn)捩機制產(chǎn)生較大的不利影響。

圖12 Ma=0.7、α=0°時干凈和初始構(gòu)型不同翼展截面處的壓力分布

同時由于混合層流翼型上表面順壓梯度較大(沿弦向壓力遞減),導(dǎo)致10%弦長后的區(qū)域因負壓較大可能出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象,0°迎角時甚至從8%弦長開始就已出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象。這對混合層流的吸氣控制是十分不利的。

針對上述掛架、吊艙帶來的問題,對混合層流試驗段的翼型、吊艙及掛架外形進行綜合修型設(shè)計,一方面減弱掛架激波和流動分離,另一方面削弱掛架、吊艙誘導(dǎo)的前緣負壓,同時減緩機翼上表面順壓梯度。主要措施包括:

1) 以起落裝置極限壓縮(含輪胎癟胎)時吊艙不蹭地為前提,將吊艙位置最大程度地下移,減弱吊艙與機翼的氣動干擾。

2) 優(yōu)化掛架外形。采用措施包括剖面形狀及平面參數(shù),如將原“橢圓-等直段-橢圓”的剖面修改為對稱翼型剖面;減小掛架處翼型的相對厚度;將掛架由前掠改為后掠,并優(yōu)化掛架前緣掠角等。以上措施都是為了改善掛架繞流的流動特性。

3) 優(yōu)化吊艙外形。在吸氣泵外形包絡(luò)前提下優(yōu)化吊艙的截面分布,減小最大直徑,增大長細比,減緩吊艙頭部曲面特別是上部曲面的變化梯度,優(yōu)化后的吊艙形狀由“橄欖球形”變?yōu)椤芭=敲姘巍?,吊艙和機翼下表面形成的通道面積沿流向變化更小,誘導(dǎo)的氣流加減速效應(yīng)更弱,優(yōu)化后的吊艙形狀參見圖13(a)。

4) 優(yōu)化機翼翼型,降低前緣負壓值,避免吸氣外表面的壓力低導(dǎo)致出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象;同時通過后緣加載對修改前緣損失的升力系數(shù)進行補償。

優(yōu)化后的混合層流試驗段在典型飛行條件下的流線圖及壓力云圖如圖13所示。觀察圖13(a) 可知與初始方案相比,掛架中后緣區(qū)域已無明顯的激波和分離現(xiàn)象;觀察圖13(b)可知上翼面翼梢前緣處受掛架及吊艙的影響也顯著減小。加入掛架、吊艙對全機阻力特性的影響明顯減弱。

圖13 Ma=0.7、α=0°時優(yōu)化構(gòu)型的流線和壓力云圖

混合層流試驗段優(yōu)化前后不同翼型的截面壓力分布如圖14所示,可看出優(yōu)化方案上翼面5%~20%弦長范圍內(nèi)的負壓力值減小,減弱了吸氣功率需求,利于主動吸氣控制;后緣由提供負升力變?yōu)樘峁┥倭空Γ?°迎角時總升力略有增加。

圖14 Ma=0.7、α=0°時初始及優(yōu)化構(gòu)型不同翼展截面處的壓力分布

3.2 考慮流量、功率約束的吸氣參數(shù)設(shè)計

在優(yōu)化構(gòu)型的基礎(chǔ)上,選擇Y=-0.2,0.4 m、下翼面1.8%弦長、上翼面12%弦長區(qū)域進行微孔吸氣。采用第1節(jié)所述方法研究不同吸氣分布下的轉(zhuǎn)捩位置、吸氣功率和吸氣流量。吸氣區(qū)域覆蓋前緣主要是為了抑制附著線轉(zhuǎn)捩;展向范圍更靠近試驗段翼根處是為了避開展向流動帶來的翼尖邊界層堆積,同時達到更高的試驗雷諾數(shù)。

表1為計算功率時采用的來流條件,選擇高度H=8 km、Ma=0.7巡航狀態(tài)。表2為吸氣系統(tǒng)特征參數(shù),此處選擇的標定參數(shù)a、b為經(jīng)驗參數(shù)。

表1 自由來流參數(shù)

表2 吸氣系統(tǒng)參數(shù)

定義4種吸氣方式:

1) 均勻吸氣方式

所有吸氣孔均給定相同的吸氣速率,這種情況下不同孔內(nèi)側(cè)腔壓是不同的,因此只存在于理想情況下。

2) 極限吸氣方式

給定腔壓,保證整個區(qū)域內(nèi)最小的吸氣強度達均勻吸氣的吸氣強度。

3) 等體積流量方式

給定腔壓,保證整個區(qū)域內(nèi)的總吸氣流量等于均勻吸氣的吸氣流量。

4) 折中吸氣方式

極限吸氣方式和等體積流量方式的中間狀態(tài)。

分別采用極限、等體積、折中3種吸氣方式,并給定Cq=0.000 1,0.000 2兩種吸氣強度,組合下共有6種情況,計算這6種情況下的總體積流量和消耗的功率。

針對優(yōu)化構(gòu)型,可得-0.5°~2.5°迎角下各吸氣分布的吸氣流量和需用功率計算結(jié)果如圖15 所示,圖中Q為吸氣流量,P為吸氣泵功率。從計算結(jié)果上看,極限吸氣分布的體積流量最大,而等體積流量分布的體積流量最小。相應(yīng)地為保證最低的吸氣控制強度,極限吸氣分布需大幅降低腔室內(nèi)壓。極限吸氣分布的功率接近甚至?xí)^650 W的功率上限,因此難以采用。而對于等體積流量分布和折中分布基本都能保證在功率約束范圍內(nèi)。與此同時,等體積流量方式由于腔壓不夠低,在部分孔出現(xiàn)了吹氣現(xiàn)象。圖16給出了Y=-0.2,0.2,0.4 m 3個展向位置的弦向吸氣速度分布,以等體積流量方式、Cq=0.000 1為例,在約6%弦長后吸氣孔板開始吹氣,這對層流維持是不利的,甚至?xí)崆罢T發(fā)轉(zhuǎn)捩,而折中吸氣方式則可有效避免吹氣現(xiàn)象,在同樣吸氣強度下于12%弦長后才出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象。綜合權(quán)衡下,折中吸氣方式能在給定的流量、功率約束下實現(xiàn)吸氣孔板在絕大部分區(qū)域的吸氣效果,因此最終采用折中吸氣方式,同時考慮Cq=0.000 1時在12%弦長后出現(xiàn)的吹氣現(xiàn)象,最終吸氣區(qū)域弦長方向確定在下翼面1.8%弦長到上翼面12%弦長范圍內(nèi)。

圖15 不同吸氣強度下各吸氣方式的吸氣流量和消耗功率隨迎角的變化

圖16 Cq=0.000 1時不同吸氣方式下沿弦向的吸氣速度分布

-0.5°~2.5°迎角時混合層流試驗段典型狀態(tài)(Ma=0.7,α=0°)下Y=0.2 m截面的轉(zhuǎn)捩特性計算結(jié)果如圖17所示。每個迎角下分別展示自然層流狀態(tài)、Cq=-0.000 1,-0.000 2兩種吸氣強度的折中吸氣方式、等體積流量方式的Nfoctor增長曲線,可看出0°迎角下采用前緣吸氣能有效抑制CF轉(zhuǎn)捩機制下的Nfoctor增長,相比自然層流狀態(tài),轉(zhuǎn)捩位置大幅推遲,Cq=-0.000 2折中分布的轉(zhuǎn)捩抑制效果好于Cq=-0.000 1折中分布的,等體積流量分布轉(zhuǎn)捩抑制效果最差。圖18 給出了不同吸氣方式下的轉(zhuǎn)捩位置(取Ncrit=6),相比自然層流狀態(tài),優(yōu)化后的構(gòu)型在折中吸氣狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩位置可大幅推遲,且在-0.5°~0.5°迎角范圍內(nèi)轉(zhuǎn)捩位置的推遲效果顯著。

圖17 Y=0.2 m、α=0°時優(yōu)化構(gòu)型的Nfoctor增長曲線

圖18 Ma=0.7、Y=0.2 m時優(yōu)化構(gòu)型在不同吸氣方式下的轉(zhuǎn)捩位置

4 設(shè)計結(jié)果驗證

在中國航空工業(yè)空氣動力研究院某風洞進行了混合層流試驗段轉(zhuǎn)捩風洞試驗,風洞試驗采用增壓的方式提高試驗雷諾數(shù)。試驗?zāi)P腿鐖D19所示,前緣為整體更換段,分為干凈段和吸氣段,其中吸氣段前緣12%弦長區(qū)域為吸氣區(qū),內(nèi)部為空腔,蒙皮上加工密孔進行抽吸氣控制。腔體內(nèi)部和吸氣區(qū)兩側(cè)通過測壓孔對抽吸氣狀態(tài)進行監(jiān)控?;疑珔^(qū)域為加熱區(qū),采用紅外轉(zhuǎn)捩進行轉(zhuǎn)捩位置探測,紅外圖像中機翼表面的亮區(qū)代表層流區(qū)域。

圖19 混合層流試驗段轉(zhuǎn)捩試驗?zāi)P?/p>

Ma=0.7、α=-3.5°時不同來流總壓的紅外轉(zhuǎn)捩圖像和吸氣區(qū)吹吸氣情況如圖20所示,圖中P0為風洞來流總壓,Re為來流雷諾數(shù)。由于風洞試驗雷諾數(shù)大約只有飛行雷諾數(shù)的1/2,因此設(shè)計在-0.5°~0.5°迎角出現(xiàn)的CF波轉(zhuǎn)捩只有在更大順壓下才能出現(xiàn),提前到-3.5°迎角。可見在Re=3.58×106、自然層流情況下,機翼在青色線位置出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩,有鋸齒形的亮色條紋,大約在18%弦長位置;采用吸氣控制后轉(zhuǎn)捩位置大幅推遲,位于50%弦長的標志線之后。試驗中嘗試進一步增壓至0.20 MPa,但由于風洞試驗吸氣泵限制和管路損耗,設(shè)計的吸氣區(qū)出現(xiàn)大面積吹氣現(xiàn)象,導(dǎo)致更大雷諾數(shù)時吸氣控制效果無法驗證。但現(xiàn)有結(jié)果已證明在設(shè)計點混合層流通過吸氣能實現(xiàn)層流區(qū)大幅度擴展。

圖20 混合層流試驗段轉(zhuǎn)捩試驗結(jié)果

5 結(jié) 論

進行了面向飛行驗證的混合層流機翼優(yōu)化設(shè)計,通過統(tǒng)籌考慮吸氣吊艙布置、抽吸氣區(qū)域、抽吸氣功率和流量、飛行阻力、轉(zhuǎn)捩位置等完成了混合層流試驗段的設(shè)計約束分析和外形、抽吸氣參數(shù)的優(yōu)化等,并通過計算仿真和風洞試驗對混合層流試驗段的設(shè)計結(jié)果進行了驗證,得到的主要結(jié)論如下。

1) 完成了混合層流試驗段方案的優(yōu)化設(shè)計,能滿足吸氣泵的布置要求并以最小功率消耗換取最優(yōu)混合層流效果。該方案在-0.5°、0°和0.5°迎角的轉(zhuǎn)捩推遲效果較為顯著。

2) 等體積流量、極限和折中吸氣分布中,極限吸氣分布效果最好,但消耗的功率和需要的抽吸流量最大;等體積流量吸氣分布需要的功率和流量最小,但會在吸氣區(qū)中后部出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象,提前誘發(fā)轉(zhuǎn)捩,這一現(xiàn)象在計算和試驗中都得到了證實;折中吸氣分布需要的功率和流量介于兩者之間,同時具有很好的轉(zhuǎn)捩位置推遲效果。

3) CFD計算和風洞試驗均表明優(yōu)化后的構(gòu)型在吸氣后具有較好的轉(zhuǎn)捩特性,能大幅推遲轉(zhuǎn)捩位置。后續(xù)將在飛行試驗中對混合層流吸氣的轉(zhuǎn)捩抑制效果作進一步驗證。

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