惠增宏 ,柳 雯

(西北工業(yè)大學翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室,西安 710072)

0 引 言

風洞實驗時,模型處于風洞壁或自由射流邊界的包圍之中,而實際飛行時飛行器周圍是沒有這些邊界的,由于洞壁或射流邊界的存在而引起的模型繞流狀態(tài)及氣動力的變化稱為洞壁干擾效應。在二維風洞中,由于實驗模型與風洞洞壁交接,其側壁邊界層與翼型壓力場相互產(chǎn)生干擾,進而導致模型表面壓力發(fā)生變化,造成與真實流動的差異,這種影響稱為側壁干擾。目前減小或消除側壁干擾主要的實驗手段有抽氣和吸氣兩種控制方法。通過抽氣和吸氣增加邊界層氣流的動能,使邊界層分離現(xiàn)象延緩以致避免分離。

翼型的氣動特性一般通過二維風洞的模型實驗驗證,由于模型兩端浸潤在洞壁邊界層中,產(chǎn)生的旋渦從洞壁邊界層開始向翼型后邊拖出。在二維風洞實驗時,洞壁附近拖出的自由渦會在中間剖面處產(chǎn)生下洗,破壞了流動的二維性。當模型迎角增大時,翼型前緣附近出現(xiàn)較大的吸力峰,模型表面邊界層和洞壁邊界層產(chǎn)生相互干擾,使模型表面氣流過早分離。這種分離氣流加強了向后拖出的自由渦的強度,產(chǎn)生明顯的三維效應。特別在二維風洞中進行高升力裝置實驗時,因為高升力翼型的前緣吸力峰比一般翼型高得多,洞壁和模型交界處的氣流分離必然更嚴重,三維效應更加強烈。因此,進行側壁干擾控制研究是十分必要的。

1 側壁抽吸、側壁吹除

國內外的二維風洞多采用邊界層控制裝置來減少試驗段側壁邊界層厚度并防止分離,常用的邊界層控制裝置有抽吸和吹除2種類型。一般來說,抽吸方法對模型流場的擾動要比吹除方法小一些。加拿大NAE 0.38m×1.52m跨聲速風洞二維試驗段,國內西北工業(yè)大學0.1m×0.3m跨聲速翼型風洞采用抽吸的方法;美國波音公司跨聲速風洞采用吹除的方法。抽吸邊界層的位置可以在模型前方也可以在模型區(qū),當側壁邊界層分離時,在模型區(qū)的抽吸效率明顯高于模型前方。對于在模型區(qū)用透氣網(wǎng)板抽吸洞壁邊界層所需的抽氣量,加拿大NAE提出：W0/U∞≈0.55%(W0為被抽吸氣流的流速,U∞為來流速度)為最佳。根據(jù)西北工業(yè)大學翼型實驗研究的結果：側壁外的抽氣壓力pc應該小于翼型表面的最低壓力,即pc≤pmin,否則翼型的升力系數(shù)明顯減小。

1.1 側壁抽吸

該方法是在風洞的兩側壁適當位置鑲嵌透氣網(wǎng)板或孔板,也可以在側壁開縫,采用真空泵抽吸邊界層內的低能氣體,使原有的邊界層變薄,防止其分離。經(jīng)研究分析表明：這種方法在翼型實驗中可以獲得良好的二維流動,能控制邊界層厚度,可以減緩模型的后緣分離,避免流態(tài)嚴重扭曲。另外對抽氣量估計合理、控制得當就可避免抽氣本身產(chǎn)生的擾動和畸變。

目前國內外風洞采用側壁抽吸方法的較多。該方法采用的實驗裝置有的使用透氣網(wǎng)板進行連續(xù)抽氣,也有的是應用具有均布小孔的單層透氣鋼制孔板作離散的抽氣,還有在風洞實驗段兩側壁適當位置開縫抽吸邊界層,采用何種裝置對實驗結果的影響也不同。如果采用的透氣網(wǎng)板或孔板的阻尼系數(shù)不能根據(jù)需要進行調整,而且因為開孔影響透氣網(wǎng)板的結構剛度,在風洞內外壓差作用下發(fā)生變形,還會導致流場的畸變。根據(jù)文獻[3]的實驗結果表明：采用一種新型的組合孔板能夠取得較好的效果。它由鑲嵌在風洞側壁上具有均勻細孔的鋼制孔板及板后填充的化纖透氣織物材料夾層和多孔的蓋板組成。這種鋼制孔板本身的阻尼很小,主要起內壁面的成型作用,洞壁內外的壓差由透氣夾層后的多孔蓋板來承受,它的阻尼特性也可根據(jù)實際抽氣要求改變透氣夾層而選定。其次,還要考慮孔板的厚徑比、開孔率、開孔方向的影響。文獻[5]指出：抽氣采用垂直孔所需的抽氣能量最少,此外垂直孔在加工、管道連接方面也方便。由于實際側壁邊界層具有三維性,抽氣速度在垂直上下、壁方向上不應是均勻的,而應從模型所在高度,向上、向下逐漸減小抽氣速度,或在抽氣速度相同時采用變開孔率分布。

另外,抽氣量、抽氣壓力、抽氣位置的選擇還要根據(jù)實驗得出較佳的結果。關于將抽吸區(qū)設在何處,根據(jù)目前已經(jīng)取得的經(jīng)驗表明,加拿大NAE的“當?shù)亍狈桨甘潜容^成功的。因為抽吸的主動性只能在抽吸區(qū)內體現(xiàn),離開抽吸區(qū),邊界層的發(fā)展便失去了直接控制,這就是為什么NASA的上游抽吸方案收效甚微的原因。當?shù)爻槲牧硪粋€好處是可以減緩后緣分離,避免流態(tài)嚴重扭曲。

1.2 側壁吹除

該方法通常是在試驗段模型區(qū)適當位置,在兩側壁開吹氣縫,引入高壓氣體,沿壁面吹出一股切向的、壓力可調的均勻薄射流,使邊界層靠近壁面的部分氣流加速,從而使流經(jīng)風洞沿程所形成的較厚邊界層減薄。由于吹氣給邊界層內低能氣體補充了新的能量,一般也能避免邊界層的分離。

側壁邊界層吹除控制目前多用于帶有增升裝置的多段翼型實驗以及二維翼型的大迎角實驗。文獻[6]指出：由于側壁邊界層吹氣控制主要影響模型表面流場,同一雷諾數(shù)下有無側壁吹氣對單段翼型在小迎角下的升力特性影響不明顯,也就是說邊界層產(chǎn)生的干擾很小,對于合理縮尺的單段翼型測壓實驗而言,可以不必采用邊界層控制。而對于多段翼型以及單段翼型的大迎角實驗,吹氣控制可以改善結果數(shù)據(jù)的可靠性,并且最大升力系數(shù)隨著吹氣系數(shù)的增大逐漸增大,但到某一吹氣壓力后就不再增加,得到所謂的最佳吹氣系數(shù)。

設計一個側壁邊界層吹除方案,要確定吹氣縫的位置和吹氣量的大小。吹氣縫位置的布置原則主要有：①吹氣縫在模型上游;②吹氣縫在模型區(qū);③在模型上游和模型區(qū)同時有吹氣縫。吹氣量的大小通常是用吹氣系數(shù)λ表示的,設試驗段自由流動壓為q,吹氣縫出口動壓為qj,則吹氣系數(shù)λ=qj/q,控制吹氣系數(shù),可以得到不同的吹氣量。

荷蘭NLR實驗室于20世紀70年代在LST 3.0m×2.0m低速風洞中,利用帶雙縫襟翼的翼型模型對側壁邊界層吹除控制方法進行了研究。在吹氣縫位置的研究中,NLR把側壁吹氣縫位置安排了兩種方式,均采用雙縫(前縫+后縫)。第一種方式將前縫放在主翼前緣處,后縫放在靠近最大逆壓梯度區(qū)。第二種方式將前縫放在主翼前緣前,后縫放在襟翼前。實驗結果表明：兩種方式的區(qū)別不大,這說明邊界層吹除控制方法對吹除位置不是很敏感。

國內西北工業(yè)大學NF-3低速風洞采用GAW-1主翼加富勒襟翼兩段翼型,進行了側壁邊界層吹除控制實驗。對于吹除縫的安排采用的是上述第二種方式,它將吹氣縫布置在模型區(qū)上下轉盤門壁面上,垂直于來流方向,在模型轉軸前后分布兩條吹氣縫,縫寬均為2mm。前吹氣縫位于模型前緣弦線處,縫長360mm,使洞壁側面邊界層內的氣流獲得能量加速,后縫距前縫600mm,縫長860mm,使已經(jīng)減薄的側壁邊界層厚度進一步變薄,補充邊界層中低能流體微團能量,減小模型和洞壁連接處邊界層之間的相互干擾,延遲邊界層的分離。但這種方法沒有考慮吹氣縫橫貫翼型上、下翼面造成的“串氣”現(xiàn)象,目前正在進行改進。

表1為Re=2.86×106時不同襟翼偏角,不同吹氣系數(shù)對應的最大升力系數(shù),說明了吹氣系數(shù)對升力系數(shù)的影響?？梢钥闯?在相同狀態(tài)下,吹氣系數(shù)不為零時的最大升力比吹氣系數(shù)為零時的最大升力大;在襟翼偏角δf=0°時,吹氣系數(shù)λ=20相對λ=0時,最大升力系數(shù)增加了1.2176%;在襟翼偏角δf=40°時,吹氣系數(shù)λ=20相對λ=0時,最大升力系數(shù)增加了2.4061%。另外,隨襟翼偏角增大,最大升力增大;隨吹氣系數(shù)的增大,升力也隨著增大,但當吹氣系數(shù)大到λ=20,再增吹氣系數(shù),最大升力系數(shù)增加幅度變得很小。對于該實驗,最佳吹氣系數(shù)為λ=20。

表1 不同襟翼偏角和吹氣系數(shù)對應的升力系數(shù)Table 1 Effect of different flap angle&λon lift coefficient

與此同時,國外的許多大學和風洞也在積極地進行側壁吹除的實驗和研究。巴西的Marcelo分別在ITA低速風洞和CTA亞聲速風洞中對高升力翼型進行了邊界層多種吹氣形式的二維實驗研究,通過對不同噴口厚度、角度、噴氣位置、縫寬的實驗得出結論：低速風洞中2.0mm 的縫寬、10°的吹氣角度對給予邊界層能量方面更有效率;其次,2.0mm的縫寬、20°的吹氣角度比1.0mm、10°更具優(yōu)勢,1.5mm 的縫寬具有中等效率,而1.0mm 、20°的表現(xiàn)最差[13];在亞聲速風洞中,2.0mm的縫寬、10°的吹氣角度由于能擴展到更大范圍內因而最有效率,而1.0mm、10°的效率最低[14]。

2 判斷準則

在進行側壁干擾控制和修正時,如何準確判斷控制或修正的效果至關重要。在二維翼型風洞中,一個主要任務是測量繞模型流動的氣流在模型表面上的壓強分布,為計算氣動載荷提供原始數(shù)據(jù)、確定作用在翼型或機翼上的升力和壓差阻力、確定翼面上邊界層轉捩點和分離點的位置,從而可以大致確定模型表面邊界層的狀態(tài)。在曲面邊界層的情況下,邊界層轉捩往往發(fā)生在開始出現(xiàn)逆壓梯度的地方,故翼型轉捩點通常就在翼面最小壓強點附近。因此如何篩選數(shù)據(jù)以避免邊界層的干擾,確保實驗的二維性就是一個很重要的問題。

2.1 理論估算和實驗方法

文獻[16]提出了最佳抽氣理論,采用測量模型弦向和展向壓力分布的方法,對抽氣壓力進行優(yōu)化選擇計算。抽氣計算中主要的未知量是邊界層位移厚度δ＊,可以分為兩部分計算：

x0在翼型前方某處,δ*∞為該處的位移厚度,可用平板公式計算或由實驗測量得到。下標a表示積分的平均值,可以用近似方法進行估計。由此可以計算求得最佳抽氣分布規(guī)律為：

其中Cf為摩擦系數(shù),δ*為邊界層厚度,其余符號為常規(guī)意義。對于側壁上的每一點可以求得對應的最佳抽氣量Q和最佳抽氣壓力pc。最佳抽氣壓力一般是取側壁上靠近翼型上表面弦線的pc平均值。

實驗中采用兩種間接的方法來檢驗流動二維性的改善程度。一是進行展向壓力分布測量,其作用是判斷側壁效應的大小,確定實驗時的抽氣量。在模型弦長20%和70%處開有展向分布的測壓孔,檢驗展向分布的均勻性。如果展向壓力分布是均勻的,表明側壁引起的分離基本消除。二是進行油流觀察,檢查整個模型表面流譜的二維性[17]。

由抽氣對展向壓力分布的影響可以得到三個結論：(1)抽氣量不夠,曲線向下彎曲,這時流動有明顯的三維效應;(2)抽氣量適當,曲線平直,此時近似為二維流動,抽氣量為最佳;(3)抽氣量過大,造成曲線向上彎曲,出現(xiàn)相反的作用。由理論估算和實驗的方法證明合理的側壁抽氣能獲得很好的二維流動[18]。

2.2 誤差修正

由于目前對抽氣壓力的計算難于進行滿意的數(shù)值模擬,并且實際工程上也難以實現(xiàn),所以對實驗數(shù)據(jù)進行誤差修正也是得到準確數(shù)據(jù)的重要手段。首先在模型表面的適當位置布置測壓孔,一般不采用均勻分布,在壓強變化劇烈的地方,測壓孔布置得適當密一些,在壓強變化平緩的地方可以稀一些。其次,根據(jù)實驗結果計算壓力系數(shù)Cp。再次,由于壓力測量儀器的系統(tǒng)誤差和壓力傳遞誤差,需要計算壓力系數(shù)誤差。壓力傳遞誤差可采用縮短傳感器所在位置與測點之間的距離和適當延長壓力平衡時間的方法來消除。若p和p∞分別用不同的壓力傳感器測量,則壓力系數(shù)誤差為：

中國FL-12風洞的壓力系數(shù)均方根誤差σcp≤0.005,其他國家?guī)鬃湫偷母叩退亠L洞壓力分布測量精度Δcp的值一般在±0.004～±0.007之間[19]。修正之后的數(shù)據(jù)在均方根誤差之內則是較為準確的。最后,根據(jù)計算所得結果、壓力系數(shù)曲線及壓力分布云圖,剔除一些跳躍點,選擇接近正確結果的數(shù)據(jù)和曲線。

另外,風洞規(guī)模、模型尺寸、實驗狀態(tài)等都對邊界層厚度的測量及抽氣、吹氣的控制帶來很大影響,這需要進行多次不同實驗,并且與無側壁控制時的數(shù)據(jù)及國內外風洞實驗結果進行比較,觀察壓力分布及流動變化圖譜是否基本相符,得到較為可靠的經(jīng)驗數(shù)據(jù),在今后實驗的應用中得到進一步改善。

3 結 論

原理上講,側壁抽吸的確有能力抑制SWBL(側壁邊界層效應)的一些不利影響,特別對抑制展向不均勻性(即三維扭曲效應 3DDE)和局部升力效應(LLE)更為有效。作為一個較完善的風洞設備,配置適當?shù)膫缺诔槲到y(tǒng)是必要的;

采用吹除邊界層的控制方法,能夠明顯提高實驗結果的精確性,但仍需要做更深入的研究。邊界層抽氣法在翼型實驗中可以獲得良好的二維流動,但要達到較好的效果就要求抽氣位置布置在邊界層壓力梯度大的位置,而吹除法對吹除位置卻并不敏感,因此作為常規(guī)測量,吹氣法比吸氣法更為實用些;

吹氣系統(tǒng)確實對洞壁邊界層控制有明顯效果,隨著吹氣系數(shù)的增加,由模型壓力分布測得的阻力系數(shù)在下降,這說明高壓氣吹除了一部分自由渦,但在吹氣范圍內沒有把自由渦完全吹除,所以要對實驗結果進行側壁影響修正。側壁干擾的控制效果判斷準則可以采用理論計算和實驗的方法進行,相比較而言,實驗方法更為可靠,且較容易實現(xiàn)。

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