低(变)湍流度风洞设计再探讨

侯志勇,王连泽,周建和,何克敏

(1.装备指挥技术学院航天装备系,北京 101416;2.清华大学航天航空学院,北京 100084;3.天津大学,天津 300072;4.西北工业大学,西安 710072)

0 引 言

低(变)湍流度风洞是研究湍流结构、转捩、边界层控制、飞行器层流化等与湍流强度相关气动现象的必要设备[1],其设计方法和要点在文献[1-10]中都有讨论。正如文献[1]所述,自上世纪30年代末至今,国内外已建造约30座低湍流度风洞,虽各有特点,但皆以湍流度ε不高于0.05%并力争达到0.02%(或更低)为首要目标。其中,有11座湍流度ε不高于0.03%;不大于0.02%者为数很少。1981和1984年,南京航空学院和北京大学先后建成了我国首批低湍流度风洞,ε低达0.08%～0.06%。此后约20年来(见表1),在国内已先后建成并投入使用的4座低(变)湍流度风洞皆具有优良的流场品质(各项指标合格,且绝大多数指标达国军标先进指标或较先进指标),其先进的(和较先进的)低湍流和变湍流性能已先后在教学和科研工作中发挥了不可替代的独特优势。

为适应当今我国气动攻关、大飞机、层流化、流动控制、低雷诺数、微流动等技术的发展,急需节能降耗、攻克与湍流相关的难题、解决流动实验中的干扰影响,并因之需要发展高雷诺数及极低雷诺数下的低(变)湍流度气动试验设备,故作如下交流探讨。

1 对减少湍流度起重要作用的收缩段设计有新的便捷方法

1.1 合理选用较大收缩比

在适当的较大收缩比C范围(C=6～20)内,选用符合工程实际的C值,不仅可减小能损,也可不同程度降低3个方向上相对湍流量值的水平,而C过大(C＞25)不仅成本高,且易引发低频旋涡及影响各向同性[3-7]。按各向同性的假定[4,6],试验段入口处的湍流强度εt可表示为

表1 成功研制的4座低(变)湍流度风洞Table 1 Four successfully constructed low(varying)turbulence wind tunnels

由(1)式得出湍流度减小收缩比作用系数 fc～C曲线,见图1。只有当假定收缩段入口处湍流度为εs=U′s/Us≤0.1%的某值时,C选用适当的值时才可得到所希望的试验段入口处湍流度εt的理论预估值。当然,工程问题中考虑风洞下游扰动的上传,εt理论预估值往往应设定得更小些。因此,表1中各风洞的C则是依所希望的εt值并结合各单位的经费、可用空间等综合而定的。

图1 收缩比C对湍流度减小的作用系数 fc曲线Fig.1 The fccurve of the contraction ratio effect on reducing turbulence intensity

1.2 二次收缩并采用较大长径比

以表1中装备指挥技术学院先进流动控制实验平台为例,当综合考虑取总的C为16.2时,经用(1)式估算,其收缩比作用系数 fc约为0.1758,即绝大部分的收缩段入口湍流度已被衰减。为了在实现这一预期目标的同时,又保证各组变湍流格网既能增湍又能横向均匀分布(变湍流格网不宜置放于稳定段尾部及试验段入口),还能在必要时做比1m×0.8m口径空间更大的特殊试验,则考虑采用二次收缩,使C=CⅠ×CⅡ=12.96×1.25=16.2,且为了避免分离,取第Ⅰ、Ⅱ收缩段的长度分别为入口当量直径的1.286倍及0.98倍,又适当在两段出口取平直延伸段,使出口气流更均匀。

1.3 使用便捷的通用解求取五次方关系壁型

文献[1]中所述西北工业大学的设计经验及文献[10]所述的实测结果表明,要达到好的流场品质,特别是达到较先进的低湍流度指标,不仅要合理选用较大收缩比,还必须考虑所用壁型能确保在收缩段出口气流均匀、稳定、不发生分离,并有很薄的边界层厚度。这样,在进口和出口部分的壁型应该变化缓慢,具有尽可能小的曲率。根据国内外技术交流中所获得的收缩段大收缩比壁型设计的发展趋势,西北工业大学在国内首次成功设计[1,10],天津大学、清华大学采用同样壁型曲线效果很好,文献[7,9]也推荐五次方关系曲线。工程实践表明五次方关系曲线确为收缩段壁型设计的较简便的有效方法,因此,装备指挥技术学院在设计中仍采用五次方关系收缩段曲线方程

其中,X为轴向距离,R为轴向各横切面当量半径,a0,a1…a5为待定系数。

根据对收缩段入口处和出口处气流连续缓慢变化、不发生分离的要求,其边界条件为

在入口处

定义10 理想制造能力(MCI)指在企业一般的生产资料基础上，没有生产性约束条件下，所能达到的最大制造能力水平。

在出口处

如果每个风洞设计收缩段时都很繁琐的通过具体的数据去解方程、简化、定各个系数,就仍然显得不够便捷。故在积累经验的基础上得出了(5)式所示的通用解

当量直径

一旦收缩比C和出口处的当量直径De2确定,就可很快得出收缩段壁型公式(6)和(7)。与之对应,图2为装备指挥技术学院实验平台得出的收缩段Ⅰ和Ⅱ的壁型曲线

图2 收缩段Ⅰ和Ⅱ的壁型曲线Fig.2 The wall shape curves of the contraction sectionⅠandⅡ

2 对减小湍流度起决定作用的稳定段设计得出有效的综合曲线

文献[1-2]已说明了这一决定作用,通过下述讨论再次强调这一论点,并结合工程实践给出一组实用有效的综合曲线。

2.1 稳定段前方环境来流的处理要因地制宜

前述诸文献已强调过作为稳定段的预备段,其前方来流需经过一个空间较大、上下左右基本对称(最好挖低坑)、三面进气(前、左、右)通畅、大面积窗应预设两道网面(外层粗丝大孔网保护,内层细丝小孔网整流)的进气室。西北工业大学低(变)湍流风洞的原型及目前的扩建型已证明这些措施是得当的。但客观条件也有例外,天津大学因为空间紧张,只好把进气口伸出墙外,但又在很开阔的条件下为免除阵风与污气的影响,必须坚持预设多层网的整流措施,效果尚可,只是不如室内进气室条件下更易保洁;又如装备指挥技术学院的实验平台因进气口正前方是极为重要的专业实验室,不允许开任何前窗,则在明显加大两个对称侧窗的同时,有意使稳定段进气口远离前方墙体1倍当量直径略多,其校测结果尚佳。

2.2 匹配小孔型蜂窝器更有效

依文献[1,3-4,7-9]分析,为了破碎旋涡,导顺和拉匀气流,减弱尖跳流动,且主要是减少湍流的横侧分量,传统大孔径蜂窝器对减少湍流度作用不大,本设备匹配航空铝合金材料小孔型蜂窝器,孔型当量直径为 8～10cm,孔深为 8～10倍孔型当量直径(100mm),不宜太长,以免在蜂窝器尾部的不稳定性产生复杂的剪切干扰。含天津大学和清华大学风洞在内,将这种高质量蜂窝材料应用于稳定段整流,在国内尚属第3例。另外,西北工业大学的近期风洞改造也用了这种匹配。

2.3 阻尼网组的匹配使用综合速算图线尚显有效方便

阻尼网组的层数n应取决于稳定段末尾预设的湍流度量级。由于阻尼网组的湍流减少系数fn=1/(1+k)n/2＜f1=1/(1+K)1/2,稳定段末端的湍流度U′s/Us量级除了取决于蜂窝器和阻尼网组,还应留一定的旋涡衰减距离L衰＞0.2D安(D安为稳定段出口处的当量直径)。对于稳定段末端的湍流度用公式U′s/Us=fn◦U′h/Uh来估计 。

表1中4座风洞成功的工程实践表明,在蜂窝器网组之后的湍流度Uh/Uh约为5%(有的回流式风洞约6%)。一般来说,试验段的湍流度若要达到0.03%～0.01%,这种严格匹配的阻尼网层数就应在8～12层配置(且网间距离不宜太小,不小于500d)。

正如表1所示,4座风洞选用的收缩比C不同,其 fc大小不一,要使εt的预定值不致太高,就需设定好εs,于是反推所需的 fn(从而可决定所需的网面层数和规格)后,在市场选用合适的网面规格就是一个很实际的难题,故需多种应对方案,则图3的综合性速算曲线就显得较为有效方便。

图3 某风洞阻尼网组层数速算曲线Fig.3 The curve for fast calculating number of screens

3 试验段下游的优化设计

文献[1]指出,试验段的噪声除与边界层内压力脉动有关外,主要来自通道内的轴向声波,主要来自风扇。试验段的湍流水平、流场品质除受到噪声影响外,还要仔细避免下游各部段的分离、低频不稳定、各种扰动的上传,故风扇动力段、导流片设计中有关具体问题要慎重选择,作系统性优化匹配。4座风洞在设计中做了以下尝试：

(1)大实度风扇(10～12叶);

(2)解决好预扭片和反扭片,做好气动设计和排除干扰;

(3)除一层细丝径保护网外,在整流罩头前方较远处等截面通道内,还设置多层(2层)细丝径整流消音网(d=0.2～0.5mm)。这些网皆应采用不锈钢材质,大开度比β(不小于80%);

(4)电机所在的包容式整流罩尾部外轮廓与洞体内壁之间的通道沿轴向应采用3°～3.5°以内的半锥角,以免发生分离和干扰;

(5)从扩张段到动力段的尾部以及对于回流式风洞的二扩段和大端回流道,宜于开许多小孔群区域,可削弱声波发射,并减弱旋涡的发展(孔径为 Φ 1～Φ 2,小孔面积约占5%)。第Ⅱ收缩段及整个下游(扩张段、方圆段和风扇动力段)的洞壁皆为夹层结构,充填吸音材料;

(6)对于回流式风洞第4拐角导流片的尾部距蜂窝器的轴向距离不小于2～3倍导流片弦长,且导流片片距为12～15倍蜂窝器的孔型尺度;

(7)除了电机基座要隔震、动力段与扩张段之间要软连接之外,宜于对直流可控硅调速系统设备建造屏蔽室。若采用变频调速应处理好电磁干扰,以免影响测量湍流度的热线风速仪的功效。

装备指挥技术学院先进流动控制实验平台的大量流场校测详细结果(此处仅举例图4和图5)说明前述设计方法的确是有效而成功的。

图4 采样频率 2kHz,风速 30m/s时,试验段位置(927,-100)横穿的湍流度分布Fig.4 he turbulence intensity distributing on the working section(927,-100)under the condition that the sampling frequency is 2kHz and wind speed is 30m/s

图5 沿实验平台轴线湍流度的分布Fig.5 The turbulence intensity distributing along the working section axes in the wind tunnel

4 结束语

简述成功研制的4座低(变)湍流度风洞的设计思想和几点有新意的设计方法经过多次工程实践和教学科研的长期考验,表明其实用性和便捷性尚好,对同类设备尤其是高雷诺数和极低雷诺数的低(变)湍流度风洞有一定的参考价值。

[1] 何克敏,屠兴.低湍流度风洞及其设计[J].气动实验与测量控制,1988,2(2)：9-16.

[2] 屠兴,何克敏,白存儒.西北工业大学直流式低湍流度风洞设计中的几个关键问题[J].西北工业大学学报,1993,11(3)：254-258.

[3] HUGH L DRYDEN,IRA H A.The design of low-turbulence wind tunnels[R].NACA TN 1755,1948.

[4] MEHTA R D.The aerodynamic design of blower tunnels wide-angle diffusers[J].Prog.Aerospace sci,1977,18：59-120.

[5] M EHTA R D,BRADSHAW P.Design rules for small low speed wind tunnels[J].Aeronautical J,1979,718.

[6] 伊藤英觉,小林陵二.Design and performance of a lowturbulence wind tunnel[J].日本机械学会志,1986,89(808)：24-30.

[7] ELI RESHOTKO,SARIC W S,NAGIB H M.Flow quality issues for large wind tunnels[R].AIAA97-0225,1997.

[8] SCHEIMAN J,BROOKS L D A.Comparison of experimentaland theoretical turbulence reduction from screens,honeycomb and honeycomb-screen combinations[R].AIAA80-0433,1980.

[9] WILLIAM,SARIC S,ELI RESHOTKO.Review of flow quality issues in wind tunnel testing[R].AIAA98-2613,1998.

[10]何克敏,白存儒,屠兴.一座柔壁低湍流度风洞收缩段设计及主要工作特性[J].气动实验与测量控制,1992,6(4)：25-31.