二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

耿子海,刘双科,王勋年,张 扬

(1.中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000;2.北京科技大学,北京 100083)

0 引 言

减阻是大型运输机需要解决的关键技术问题,在已经出现的诸多减阻手段中,层流控制实用可行[1]。原因在于：一是大型运输机巡航能耗可控性强,而巡航阻力的主体部分是摩擦阻力,对于亚声速飞机,摩擦阻力约占总阻力的50%[2];二是相同雷诺数时,湍流边界层摩阻约为层流边界层摩阻的10倍[2],尽可能延迟转捩的发生,扩大模型表面上层流流动的区域,减小湍流浸润面积,从而减小湍流摩擦阻力成为流动控制减阻的主要手段。目前,层流控制技术主要包括主动控制(Active Flow Control)、被动控制(Natural Laminar Control)和混合控制(Hybrid Laminar Flow Control)[3]。其中,混合层流控制减阻技术主要结合模型壁面修形(保持较好的顺压梯度)和主动抽吸气,兼顾了主动控制和被动控制优点,是更有工程实用价值的新技术[4]。在航空业发达的国家(如美国),该技术部分研究成果已相继转化为实用技术,并取得良好的收益。据国外研究文献介绍：在空客A340的机翼、垂尾、平尾上应用混合层流控制后,巡航状态时的层流区面积约为总面积的60%,总阻力降低14%。在波音757机翼上应用混合层流控制后,使巡航状态时65%的机翼面积为层流,从而使机翼阻力减小29%,飞机总阻力减小6%[4]。

作者在借鉴国外文献阐述研究内容如气动设计[4]、吸气系统设计[5]、机械设计[6]和模型壁面设计[7]的基础上,对混合层流控制减阻技术进行了探索性研究。选择二维层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件分析翼面压力梯度,并局部优化修形;设计主动吸气系统(包括翼型前缘吸气控制单元、吸气装置),两者结合初步建立混合层流控制减阻技术核心试验条件。配套测试设备,风洞试验测试了该技术扩大层流区域的效果。

1 试验系统

1.1 模型与壁面局部修形

模型安装照片见图1。要求模型表面压力分布适于维持大面积层流,紧靠近前缘压力梯度应有快速的初始加速度,以限制具有侧向流动不稳定性的区域范围,前缘快速加速区后有一个恰当的缓慢顺压梯度直到40%～50%弦长附近,然后压力开始恢复,压力恢复区的压力梯度应较大。

图1 模型在风洞中的安装照片Fig.1 Model in wind tunnel

对翼型流动,沿弦向的压力梯度变化产生了不同的层流边界层速度剖面,在顺压梯度区,速度型无损失,层流稳定;在逆压梯度区会出现有拐点的速度型,层流失稳。翼面压力梯度数学表达式：

式中δ为边界层厚度,Uδ为边界层边缘处的速度,Λ=0,压强最低 ;Λ＞0,顺压梯度 ;Λ＜0,逆压梯度。在逆压梯度区,层流失稳并发生转捩由临界雷诺数决定,不同速度型剖面上,决定其稳定性的临界雷诺数各不相同[8]。为此并参考风洞流场指标,雷诺数范围取Re=1.8×106～3.0×106。针对上述条件,选择的主体模型为NACA0006系列翼型,模型弦长为900mm,展长200mm,主体部分材料为玻璃钢,能够满足红外成像技术测量翼面温度场需求。对翼型尾缘作局部修形,扩大翼面顺压梯度区。具体方法是使用FLUENT商用软件计算翼型表面压力系数分布。参照尾缘流场休整尖后缘,依据计算结果中朝顺压区增大的方向逐步修改尾缘,最终将原物理模型尖后缘休整为具有一定厚度的钝尾缘(见图2),修型依据壁面压力分布结果见图3。

图2 物理模型网格Fig.2 Model grid

图3 翼型上翼面压力系数计算结果曲线Fig.3 Pressure coefficient of model upper surface

1.2 前缘吸气控制单元

翼型前缘吸气控制单元(见图4)是此项技术的核心部分,包括外表面和内部结构的设计。考虑的因素主要有：①控制单元相对于主体模型的尺度;②吸气孔径大小;③表面吸气孔的分布及开孔率,大量密布的吸气孔会产生气动粗糙度;④控制单元内部集气箱(见图4)的分布;⑤表面吸气流量控制等。综合以上考虑,设计的控制单元沿弦向长200mm,为模型弦长的22%,沿展向长120mm,为模型展长的60%。整个控制单元为不锈钢结构,杜绝发生锈蚀并能够重复使用。吸气孔均布,孔径 Ф 0.3mm,孔间距2mm,控制单元表面总计2000个吸气孔,开孔率0.5%。控制单元内部共分布5个集气箱,弦向、展向呈5×1阵列分布。

图4 前缘吸气控制单元Fig.4 Leading edge suction control unit

1.3 吸气装置

要求吸气装置能够提供较宽的吸气流量范围,满足不同雷诺数下不同吸气位置对吸气流量的需求。为了便于分析,定义一个无量纲抽吸气系数,表示单位时间内的质量流率,表达式如下：

式中：下标q表示与流量有关的量;下标∞表示无穷远来流的物理量;Q为单位时间内穿过吸气孔被吸入的空气质量;b为展向长度;c为弦长。对于二维翼型,Q=ρsvsnd(这里下标 s表示吸气的物理量;ρs为吸气的空气密度,且ρs=ρ∞;vs为吸气速度;n为吸气孔的个数;d为吸气孔直径),b=1。从而式(2)可写成以下形式：

从(3)式得到：为达到最佳控制效果,不同雷诺数对应不同的吸气系数,为控制弦向速度型,控制单元上不同位置的吸气系数是不同的。

吸气系统包括吸气导管、压力调节阀、真空罐、真空泵。从翼型前缘吸气控制单元的5个集气箱引出5根吸气导管(内径 Φ 10mm,壁厚3mm),每个吸气导管接一个压力调节阀(德国FESTO,MS-LR精密减压阀),5根吸气导管经五通转接开关阀连到真空罐,容积1.5m3,真空罐另一个接头连真空泵(见图5)。

图5 吸气装置Fig.5 Suction device

1.4 测试设备

THV900 LW/ST型红外热像仪(见图6),光学视场20°×20°,温度测量精度0.1℃,测温范围-30～1200℃,响应波长8～13μ m。

图6 红外热像仪Fig.6 Infrared image apparatus

2 试验方法与试验内容

2.1 试验方法

2.1.1 吸气系统调试

地面调试试验：具体步骤包括：(1)翼型前缘吸气控制单元通气性检测,使用高压氮气瓶分别对五个相互独立的集气箱加压,同时在翼面控制单元上对应的20×20个气孔位置检测通气效果,结果表明通气效果良好。(2)连通吸气系统,即集气箱连吸气导管,每个吸气导管装一个减压阀,五根吸气导管经五通(带开、闭球形阀,装真空表检测真空度)接真空罐进气阀门,真空罐另一出气阀门接真空泵。(3)吸气系统工况确定,关闭真空罐进气阀门,开启真空泵并持续工作,通过真空表监测,待真空罐内真空度达到真空泵额定值时,打开真空罐进气阀门,吸气系统工作。将进气阀门从全开至关闭标定10个位置,每个位置对应一个流量值,每个流量值对应一种吸气工况。而与集气箱对应的减压阀用于吸气压力微调,控制沿翼型弦向不同位置的吸气压力,提高前缘吸气控制精度。

风洞调试试验：在风洞试验流场及模型姿态确定的条件下,雷诺数是影响翼型表面流动的关键参数。不同雷诺数状态下,吸气系统的吸气工况是不同的。试验确定了以模型弦长为参考长度的特征雷诺数分别为1.8×106、2.4×106、3.0×1063种状态下的吸气系统工况。具体方法为：来流风速分别为30m/s(Re=1.8×106)、40m/s(Re=2.4×106)、50m/s(Re=3.0×106),流场稳定后调节吸气系统吸气工况,此过程用红外热像仪实时监测翼面温度场,当翼面流动呈现明显变化时,记录吸气系统工况,3个特征雷诺数对应3种吸气系统工况。

2.1.2 红外成像技术测量层流区域

式中C为辐射对比度,MT为模型辐射出射度,Mu为背景辐射出射度[9]。上式表明增大模型与环境的辐射对比度只需增大模型表面与环境的温差。于是研制一套加热灯箱,使模型表面产生热壁面,满足红外成像技术应用条件。

加热灯箱安装在试验段侧壁中央,灯箱右下部嵌入219mm×95mm矩形锗玻璃红外观察窗(见图7)。红外热像仪镜头正对红外观察窗,光学视场覆盖从模型前缘至70%弦长区域。

图7 模型壁面加热装置Fig.7 Heat device of model wall

模型侧装在风洞中,首先进行无吸气控制的吹风试验,用红外热像仪进行转捩位置测量。然后进行模型前缘吸气控制试验。用加热灯对模型表面加热,同时启动真空泵,当真空罐内负压达到试验需求时,打开真空罐的进气阀门,调节5个吸气腔管路的压力调节阀,给定3组不同压力值。模型表面温度和吸气压力都满足试验需求时,风洞开车,风速稳定后用红外热像仪测量层流区域。

2.2 试验内容

模型迎角 0°、2°、4°,来流风速 30m/s、40m/s、50m/s。具体内容见表1。

表1 试验内容表Table 1 Test contents

3 典型结果与分析

图8给出了模型壁面加热后,背景温度均匀性红外图像,结果表明：温度均匀性满足试验要求。图中矩形框为吸气控制单元,因材料和颜色与机翼不同所以监测到的表面温度低很多。

图8 壁面背景温度均匀性红外图像Fig.8 Infrared image of heat wall uniformity

图9给出了风速30m/s,以模型弦长为参考长度的特征雷诺数Re=1.8×106,模型迎角0°状态时的典型模型表面红外温度图像,图中的竖线为参考线。由于流体湍流边界层的平均速度与层流边界层的平均速度不同,两者带走的表面热量也不同,所以由表面温度分布可分析流动所处状态。图中浅色为层流区,深色为湍流区。由于三维效应,机翼两边有涡系干扰,所以图中层流区沿弦向向中间收缩。层流区中颜色较深的部分是由于控制单元表面温度比机翼表面温度低引起的,所以这部分也应是层流区。由于吸气控制单元表面产生的气动粗糙度的影响,造成了其后一些区域转捩,形成了层流区中的劈尖。以上这些因素并不影响我们对吸气作用的判断。从图中可看出吸气后模型层流区增加了约50%,劈尖区域迅速减小,湍流被充分抑制。

图9 特征雷诺数 Re=1.8×106,吸气前后红外图像Fig.9 Infrared image of suction and without suction(Re=1.8×106,attack angle=0°)

图10给出了风速50m/s,以模型弦长为参考长度的特征雷诺数Re=3.0×106,模型迎角0°状态时的典型模型表面红外温度图像。对比吸气前后层流面积,吸气后层流面积增大2倍以上,控制效果显著。对比图9和10吸气前图像,可识别信息为随雷诺数增加,吸气前层流区面积减小,与边界层理论吻合。

图10 特征雷诺数 Re=3.0×106,吸气前后红外图像Fig.10 Infrared image of suction and without suction(Re=3.0×106,attack angle=0°)

图11给出了风速30m/s,以模型弦长为参考长度的特征雷诺数Re=1.8×106,模型迎角0°,控制单元后模型区域吸气前后壁面温度曲线,从曲线可以看出：吸气后温度出现较大梯度,可以判断,吸气后出现较大层流区域,吸气对扩大层流区域控制效果明显。

图11 特征雷诺数Re=1.8×106,0°迎角吸气前后模型壁面温度曲线Fig.11 Temperature curve of model wall with suction and without suction(Re=1.8×106,attack angle=0°)

4 结束语

该研究初步搭建了二维翼型混合层流控制减阻技术试验平台,风洞试验得到了该技术扩大层流区域的显著效果,证实了该技术的工程实用前景。本文只是初步的探讨,还有许多细节的处理需要改进,如翼型前缘吸气控制单元的吸气区域分布、吸气系统的吸气系数与雷诺数的严格匹配关系,吸气系数、雷诺数与摩擦阻力系数的对应关系等值得进一步研究。

[1]JOSLIN R D.Aircraft laminar flow control[J].Annual Review of Fluid Mechanics,1998,30：1-29.

[2]JOSLIN R D.Overview of laminar flow control[R].NASA TP-208705,1998.

[3]朱自强,吴宗成.现代飞机设计空气动力学[M].北京：北京航空航天大学出版社,2005：198-204.

[4]SEATTLE WASHINGTON.High Reynold number hybrid laminar flow control(HLFC)flight experiment(aerodynamicdesign)[R].NASA/CR1999-209324.1999.04.

[5]SEATTLE WASHINGTON.High Reynold number hybrid laminar flow control(HLFC)flight experiment(suctio system design)[R].NASA/CR1999-209325.1999.04.

[6]SEATTLE WASHINGTON.High Reynold number hybrid laminar flow control(HLFC)flight experiment(mechanism design)[R].NASA/CR1999-2093261999.04.

[7]YONG T M,HUMPHREYS B.Investigation of hybrid laminar flow control(HLFC)surfaces[J].Aircraft Design,2001,4(2-3)：127-146.

[8]朱自强等译.普朗特流体力学基础[M].北京：科学出版社,2008.

[9]张健奇,方小平.红外物理[M].西安：西安电子科技大学出版社,2007.