新概念机翼尾流特性实验

朱睿， 刘锦生， 刘志荣， 鲍锋，*

1.厦门大学 航空航天学院， 厦门 361005 2.清华大学 航天航空学院， 北京 100084

新概念机翼尾流特性实验

朱睿1， 刘锦生2， 刘志荣1， 鲍锋1，*

1.厦门大学 航空航天学院， 厦门 361005 2.清华大学 航天航空学院， 北京 100084

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数，实现较大迎角的起飞和降落，而机翼在大迎角状态下，翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡，严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性，提出一种新概念飞机襟翼布局，通过水槽实验发现：新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用，不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考，在满足飞行力学设计的基础上，合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散，提高机场飞机起降效率。

飞机尾涡； Rayleigh-Ludwieg不稳定性； 襟翼； 粒子图像测速； 水槽

飞机在起降过程中使用增升部件会产生许多小的涡流，这些涡流在向下游运动一定距离后，与翼尖涡融合形成飞机尾涡，其能量集中，自然消散所需时间较长，会对后续起降的飞机造成一定的危害[1]，因此国际上制定了机场安全起降间距，但这也降低了机场航班的起降频率[2-4]，造成了枢纽机场的拥挤。飞机尾流对后续跟飞飞机的影响可参考文献[2]。

自20世纪80年代起，学者对飞机尾涡做了较为深入的研究。近些年国内外学者的研究主要针对飞机尾涡的控制和促进尾涡的消散，控制的研究主要集中在利用涡系相交不稳定性来促进尾涡的快速消散。

1 尾涡相交不稳定性介绍

相交不稳定性[5]也称Rayleigh-Ludwig不稳定性(R-L不稳定性)[1,6-8]，是指在一个能量较大的漩涡(大涡)的适当位置引入一个能量较小的同向或反向旋转的漩涡(小涡)，小涡会被大涡挟带变形，环绕大涡产生“剥离”效应，进而引起大涡的轴向不稳定性，大涡提前发生破裂[9]。

图1 四涡系统分类
Fig.1 Classification of four-vortex system

合理选择四涡系统参数能大大提高Crow不稳定性的增长因子，有利于促进尾流的消散过程。图2显示了合理的参数下四涡系统的演化过程[11]。

图2 四涡系统的发展过程
Fig.2 Development of four-vortex system

基于涡系之间存在的R-L不稳定性，国内外学者和一些机构做了许多研究。美国加利福尼亚大学的Bristol等[12]和Savas[13]通过在机翼模型尾缘添加扰流片分别构建同向和反向的四涡系统，细致观察了涡系之间的作用机理，并使用专门的测量仪器对尾涡环量数据进行了测量和采集，波音商用飞机公司的Crouch[14]通过数值模拟的方式对飞机尾涡从近场区到远场区发展做了精细化的研究分析；法国ONERA/DAFE的Jacquin等[15]通过风洞试验对飞机翼尖涡和襟翼涡之间的关系做了测量；德国亚琛工业大学的Kauertz和Neuwerth[16]则通过在基本翼上添加翼尖构建四涡系统，在水槽中对四涡系统做了定性和定量的分析；国内笔者团队[1,17-19]也通过不同模型构建出四涡系统，细致研究了飞机尾涡系在近场区的相互作用，针对控制飞机尾流和促进尾涡消散提出了可行性建议。

2 实验模型与环境

现有大型客货机的后缘襟翼在起降时会放下，以提高机翼的升力系数，襟翼放下后，机翼翼尖会产生如图3所示的翼尖涡A′与A，襟翼边缘会产生襟翼涡B′与B,在飞机尾流近场区(Near Field)构成同向四涡系统，并在近场延长区(Extended Near Field)[20]与飞机其他部件产生的涡流融合在一起，形成大尺度的尾涡。

图3 传统飞机尾流的发展
Fig.3 Development of conventional aircraft wake

图4 新概念飞机尾流的发展
Fig.4 Development of new concept aircraft wake

本文基于尾涡四涡系统控制提出新的襟翼布局方案，如图4所示，C′和C为新概念飞机尾流的襟翼涡，提出的襟翼外侧与机翼翼尖融合，而其内侧则与机身保持一定的距离，使其具备产生涡流的边缘，以期构建反向四涡系统。

为了便于实验测量的开展，本文简化了实验模型，采用主翼添加襟翼的方案，如图5所示。主翼选用GO436B翼型，翼展为200 mm，弦长为80 mm，展弦比为2.5，最大厚度为8.9 mm；支撑杆采用NACA0020翼型，弦长为23 mm，尽可能减少支撑杆对实验流场的影响；襟翼采用厚度为1 mm 铝合金片制作，实验时贴于主翼底面，襟翼参数设置为a=50 mm；β=16°，20°，24°，28°；b=50，55，60 mm；主翼迎角α=8°。

本文实验研究主要是在精密循环-拖曳水槽中进行，该水槽为卧式开口试验段结构，其上部装有拖曳台车，拖曳台车单向最大行程为3 300 mm，最大拖曳速度为0.5 m/s，可以实现无级调速。拖曳台车上设置有光学平板和六分量测力天平，天平下端开设有直径10 mm的模型安装孔，可垂直悬挂模型并实现迎角调节；轴流泵伺服电机受变频器控制，实现水槽实验段水体速度0～0.3 m/s 之间连续可调，在工作范围内湍流度被控制在1%以内；实验段水体截面尺寸为500 mm×500 mm，长度为3 000 mm，采用高透光率的光学玻璃搭建而成，实现四面良好的光学可达性，如图6所示。

本文需对飞机尾流的瞬态流场进行分析，因此建立了时序粒子图像测速(PIV)系统。选用的激光器为半导体准连续Nd∶YAG激光器，工作频率为40 kHz，波长为532 nm，最大输出功率为15 W。PIV相机选用高速CMOS相机，分辨率为200万像素，满幅最大触发频率为1 kHz，测量窗口任意可调。本文实验中的PIV系统采用丹麦DANTEC公司的Dynamaistudio软件，参数如表1所示，系统误差在1%以内。

图5 实验模型
Fig.5 Experimental model

图6 500 mm×500 mm拖曳水槽
Fig.6 500 mm×500 mm water-towing-channel

表1 PIV系统组件参数Table 1 Component parameters of PIV system

3 尾涡相交不稳定性的流动显示

本文流动显示实验选用黑色墨水并掺混牛奶和酒精，达到增加染色液黏性、调节染色液密度的目的，该混合染色液密度与水接近、颜色浓度大、不易扩散和沉淀且流场更随性良好。实验时保持模型固定，开启环流，水槽底部固定一高功率LED投射灯，以照亮实验段，便于设置于水槽侧面的相机记录尾流发展情况。

设置环流速度v=0.1 m/s，本节以模型主翼迎角α=8°、襟翼b=55 mm为例，展示襟翼在不同襟翼角β下模型下游12个翼展内的机翼尾流发展情况，如图7所示。

图7 尾涡的侧面记录
Fig.7 Side view of vortex wake

从图7(a)可以看出，在主翼迎角α= 8°状态下，在0～12翼展范围内翼尖涡无明显的扩散现象，在12个翼展内保持了完整的涡形态，没有出现破裂现象，单主翼翼尖涡结构非常稳定，不易自行破裂、消散；图7(b)～图7(e)带襟翼的机翼模型相比于单主翼模型，由于襟翼及襟翼涡的影响，使得主翼翼尖涡在0～12个翼展范围内未出现或出现较晚的变形、扩散现象得到提前，同时尾涡也表现出更明显的的下洗运动。随着襟翼迎角的增大，尾涡变形、扩散位置都进一步提前，呈现出一定的线性关系。

流动显示实验说明本文设计的实验模型能够构建出完整的四涡系统，且可应用于研究本文新概念机翼构建尾涡相交不稳定性的作用机制。

4 尾涡相交不稳定性的PIV实验

粒子图像测速技术作为一种全场非介入式的流场测量技术，突破了以往单点测量的局限性，能获得测量区域内瞬时的速度场分布。实验过程中，激光从水槽底面向上照射且激光切面垂直水槽轴线，拖车沿水槽轴线方向拖动模型，PIV相机在水槽端部拍摄，记录尾涡在激光切面上的发展过程，系统实验图如图8所示。

随后由PIV数据处理软件处理高频相机记录的图片，得到测量区域的速度矢量场和涡量场。为保证实验数据的可靠性，每组PIV实验重复进行2次。

图8 实验模型系统
Fig.8 Experimental model system

根据实验设备性能和测量需求，高频相机的频率设置为100 Hz，PIV实验的坐标系统如图9所示，图像采集尺寸为348 mm×260 mm，自拖曳模型穿过激光切面后开始采集数据，每组实验采集18 s，共计1 800张原始粒子图片，对原始图片的速度场解算采用Dynamic Studio软件自适应互相关分析算法，判读区(Interrogation Window)大小为16 pixel×16 pixel，水平和垂直方向的重叠(Overlap)为25%。

图9 PIV数据坐标系
Fig.9 Coordinate system for PIV data

4.1 尾涡相交不稳定性描述

本节首先采用三维立体的方式清晰展示尾流涡系之间的相互作用关系，以便得到尾涡相互作用过程中更多的流动现象。在速度场的基础上，采用涡量准则进一步解算得到时序的涡量分布。

设置台车拖曳速度u=0.4 m/s，对比单主翼和添加襟翼构建反向四涡系统情况下的尾涡发展。在进行数据后处理过程中分别设置涡管边界比值为+5和-3，图中红色表示逆时针旋转的翼尖涡(为正)，蓝色表示顺时针旋转的襟翼涡(为负)。

图10为主翼模型α= 8° 尾涡在t=18 s内的空间发展过程，图11为添加不同宽度b的襟翼模型在α= 8° 和襟翼角β=20° 时，尾涡在18 s内的空间发展过程。

图10展示单主翼尾涡在没有外界扰动下，18 s 内自由发展的情况，可以看出其涡态没有出现较为明显的变化，但在发展过程中涡管会出现一定的扭曲，这与文献[21]报道的长波不稳定性(Crow Instability)一致，尾涡涡核外围由于受到剪切力的作用，发生能量的耗散而出现抖动。

图11为在主翼上添加不同宽度襟翼的尾涡在18 s内的发展情况，结合相应的视图可以看出，添加的襟翼产生了与主翼翼尖涡反向的襟翼涡，能量上存在差异，翼尖涡和襟翼涡在形成初期，都具有较高的涡量ω，且能量集中。襟翼涡在翼尖涡的诱导作用下，表现为绕翼尖涡逆时针旋转。翼尖涡在襟翼涡的影响下，运动轨迹发生了偏转，涡形态逐渐失稳，涡核半径变大；襟翼涡在绕翼尖涡旋转同时发生变形，逐渐被打散，由一个完整的漩涡破裂成更小的漩涡，并继续绕着翼尖涡旋转，最后消失；翼尖涡之后又重新聚拢形成，但强度较之前有了很大的减弱，逐渐进入自然消散的过程。

图10 翼尖涡在18 s内的空间演化
Fig.10 Spatial evolution of wingtip vortex in 18 s

添加不同宽度襟翼的尾涡发展形态存在一定的差异，主要体现在襟翼涡与翼尖涡的缠绕程度和后续再生成的翼尖涡强度两方面的差异。襟翼宽度b=50 mm产生的襟翼涡在围绕翼尖涡旋转时出现了甩出现象，其再生成的翼尖涡涡态较为明显；从形态上看，襟翼宽度b=55 mm时，再生成翼尖涡的尾涡结构特征有所减弱。

图12为设置不同襟翼角β在主翼模型α=8° 和襟翼宽度b=60 mm下的尾涡发展形态，可以看到随着襟翼角β的增大，翼尖涡的运动轨迹扭转得更为突出，尾涡再生成后的形态特性更弱。

图11 四涡系统在不同襟翼宽度下的空间演化
Fig.11 Spatial evolution of four-vortex system with different flap widths

图12 四涡系统在不同襟翼角下的空间演化
Fig.12 Spatial evolution of four-vortex system at different flap angles

4.2 尾涡相交不稳定性参数

从不同实验模型的尾涡涡态对比分析可以看出，不同参数设置下，襟翼涡对翼尖涡的影响存在差异，为进一步明确不同参数下的尾涡控制效果，流体力学中主要采用速度环量和涡通量表征漩涡的强度，本节通过计算测试区域不同时刻的环量变化来表征翼尖涡消散过程中的能量变化。通常涡量ω的计算式为

(1)

式中：V与U分别为X与Y方向的速度分量。在二维情况下，环量是流场中速度在某一封闭曲线s切线上的分量V沿封闭曲线s的线积分，根据斯托克斯公式，环量Г还可以通过对涡量ω进行面积分得到，

Γs=∮sV·ds=∬QωdQ

(2)

式中：Q为封闭曲线s所围面积。

计算得到翼尖涡在不同时间下的环量Γi，在数据处理过程中，统计分析相对环量Γi/Γ1(不同时间环量Γi与初始环量Γ1的比值)的变化来表征翼尖涡强度的演变过程。

飞机尾涡在发展过程中伴随着涡核位置的变化，为了更加贴近现实中飞机受尾流的影响情况，本节对环量的统计区域确定采取动态方式，即以统计时刻翼尖涡涡量极大值点作为圆心，确定半径为50 mm作为环量统计区域，如图9 红色虚线范围所示，采用这种方式可以避免涡核区以外涡量的干扰，进一步提高数据的准确性。

本文采用控制变量法，进行了不同参数组合,共计108组实验。图13是设定台车拖曳速度u=0.4 m/s，主翼迎角α=10°，对比单主翼和添加安装角β=20°的不同襟翼，统计不同时刻的环量相对值。通过对比发现，添加襟翼后的翼尖涡环量约在第4 s出现较大幅度的衰减，而后在第8 s又进入一个较为缓慢的衰减期，可以推测安装襟翼后产生的反向襟翼涡与翼尖涡的主要作用发生在4～8 s区间，在本文设置的实验参数下，襟翼b=55 mm对翼尖涡的控制效果要好。

图14是在台车拖曳速度u=0.4 m/s，α=10°，襟翼宽度b=60 mm下不同襟翼安装角β对翼尖涡环量的影响。对比发现不同襟翼安装角β下的襟翼涡都能有效促进翼尖涡的消散，衰减差异不大。

在图15的基础上，筛选出翼尖涡环量衰减在30%以下的参数组合，并结合图1，得到图16，均分布在有效区内[10]。

图13 不同襟翼宽度下的翼尖涡环量衰减
Fig.13 Circulation reduction of wingtip vortex with different flap widths

图14 不同襟翼安装角下翼尖涡环量衰减
Fig.14 Circulation reduction of wingtip vortex with different flap angles

图15 实验结果在四涡系统稳定性曲线图中的分布
Fig.15 Distribution of experimental results on four vortex system stability curves

图16 筛选的实验结果在四涡系统稳定性曲线图中的分布
Fig.16 Distribution of selected experimental results on four vortex system stability curves

5 结 论

根据Rayleigh-Ludwig相交不稳定理论，在简化的机翼模型上添加襟翼，构建反向四涡系统，同时通过调整襟翼的宽度和迎角，定性和定量探究了不同参数组合下新概念襟翼布局对尾流发展的影响。

1) 通过流动显示和PIV实验发现，本文提出的新概念襟翼布局对翼尖涡的消散具有明显的促进作用。

2) 在不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性影响存在差异，合理的参数搭配将大大促进飞机尾涡的消散。

3) 实验结果也为设计低尾流飞机提供了参考，在考量飞行力学设计的基础上，优化整体气动布局，适当构建四涡系统可以有效降低飞机尾流强度。

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Experimentonanewconceptwinglayoutwithalleviatedwakevortex

ZHURui1,LIUJinsheng2,LIUZhirong1,BAOFeng1，*

1.SchoolofAeronauticsandAstronautics,XiamenUniversity,Xiamen361005,China2.SchoolofAerospace,TsinghuaUniversity,Beijing100084,China

Aircraftwakevortexwillbeproducedbythewingtiptohaveanegativeimpactonflightsafety,whenalargeaircraftappliesflapwingtotake-offandlandingunderalargeangleofattack.BasedontheRayleigh-Ludwieginstability,anewconceptflaplayoutisdevelopedbyaddingasetofspeciallydesignedflaps.Waterchannelexperimentsrevealthatthenewconceptflaplayoutcansignificantlypromotethewingtipvortexdissipation.Thewingtipvortexwhichisaffectedbyflapvortexwithdisparateparametercombinationsperformsdifferentlywithrespecttomovementcharacteristicsandenergy.Theexperimentsalsoprovide

towakevortexcontrol,whentherequirementforflightmechanicsdesignissatisfied.Buildingfour-vortexsystemreasonablybytakingadvantageofhigh-liftdeviceswillhasasignificanteffectonalleviatingtheintensityofaircraftwake,andimprovetheefficiencyofaircrafttake-offandlandingattheairport.

aircraftwakevortex;Rayleigh-Ludwieginstability;flap;particleimagevelocimetry;waterchannel

2016-03-23；Revised2016-07-25；Accepted2016-08-21；Publishedonline2016-08-231615

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160823.1615.002.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(11072206);ScienceFoundationofFujianProvinceofChina(2012J01023)

2016-03-23；退修日期2016-07-25；录用日期2016-08-21； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-08-231615

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160823.1615.002.html

国家自然科学基金 (11072206); 福建省科学基金 (2012J01023)

＊

.E-mailfbao@xmu.edu.cn

朱睿， 刘锦生， 刘志荣， 等. 新概念机翼尾流特性实验J. 航空学报，2017，38(4):120250.ZHUR,LIUJS,LIUZR,etal.ExperimentonanewconceptwinglayoutwithalleviatedwakevortexJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(4):120250.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0239

V211.76

A

1000-6893(2017)04-120250-09

(责任编辑： 李明敏)

＊Correspondingauthor.E-mailfbao@xmu.edu.cn