張明祿,呂志詠

(1.西南交通大學(xué)力學(xué)與工程學(xué)院,成都610031;2.北京航空航天大學(xué)流體所,北京 100191)

0 引 言

現(xiàn)代及未來的戰(zhàn)斗機都要在大迎角下進行機動飛行,在這種飛行過程中飛機機翼將經(jīng)歷包括破裂渦流在內(nèi)的多種復(fù)雜流態(tài)。當(dāng)破裂渦流流過立尾時,會導(dǎo)致立尾產(chǎn)生抖振。輕的抖振會造成飛行員射擊目標(biāo)不準(zhǔn)及影響飛機部件的疲勞壽命,嚴(yán)重的會導(dǎo)致全機喪失穩(wěn)定性和操縱性,甚至引起結(jié)構(gòu)破壞,造成飛行事故。對立尾的抖振國外已進行過很多研究[1,2],眾多學(xué)者都致力于減小立尾的抖振強度[3-7]。減小立尾抖振的主要方法是在空氣動力學(xué)上控制前緣渦的位置、結(jié)構(gòu)及渦的破裂狀態(tài)。

雙立尾/三角翼是模擬F-18、蘇27等戰(zhàn)機最簡化的一種翼身立尾組合形式,國內(nèi)外學(xué)者紛紛研究,本研究項目也由此而起。介紹了在三角翼中前部加裝翼刀,通過控制前緣渦的破裂位置,以達到減緩立尾抖振目的。主要是在水槽中進行流動顯示實驗觀察渦的提前破裂現(xiàn)象;在風(fēng)洞中進行激光測立尾頂部加速度和立尾表面的非定常壓力測量,通過立尾頂部的加速度RMS以及立尾表面氣動力的RMS的變化來檢驗加裝翼刀對立尾抖振的影響,同時從對壓力信號的頻譜分析也能得到翼刀對立尾抖振的影響。

1 實驗設(shè)備及模型

1.1 實驗設(shè)備

流動顯示實驗在北航600mm×600mm水槽中進行,水流速度在6～8cm/s之間,基于根弦長的雷諾數(shù)Re=1.1×104～1.4×104。流動顯示實驗使用墨水作為顯示劑,利用CCD攝像頭及圖像采集系統(tǒng)獲得圖像,圖像采集頻率為24幀。

動態(tài)壓力和加速度測量的實驗是在北航D1風(fēng)洞內(nèi)進行的,D1風(fēng)洞為開口回流式風(fēng)洞,風(fēng)洞試驗段截面為橢圓形,長軸為1.02m,短軸為0.76m,實驗段長2m,湍流度小于1%。實驗所使用的風(fēng)速為18.5 m/s,基于根弦長的雷諾數(shù)Re為4.22×105。為了測量立尾頂部的振動加速度,使用了德國polytec公司生產(chǎn)的psv-200型激光測振儀,該測振儀測振動的范圍小于 10m/s,精度為 0.3μ m/s,實驗中以 1280Hz頻率采集數(shù)據(jù),通過自編軟件將速度變?yōu)榧铀俣?精度為0.384mm/s2。動態(tài)壓力測量使用美國Kulite公司出品的XCS-093-2G型微型壓力傳感器,直徑為2mm,長度為 8mm,壓力測量范圍為 5psi(約為6900Pa),傳感器具有 20Hz～20kHz頻響范圍,實驗中所涉及的所有準(zhǔn)周期脈動頻率都位于傳感器動態(tài)頻響范圍之內(nèi),實驗中以2000Hz的頻率采集數(shù)據(jù)。

1.2 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

圖1 模型示意圖Fig.1 Sketch of the model

風(fēng)洞實驗中使用前緣后掠角為75°的三角翼模型圖1(a),模型由厚10mm的有機玻璃制造,模型上表面為平面,下表面的前緣有45°的倒角。立尾平面形狀是前緣后掠角為37°、后緣前掠 7°的梯形,立尾前緣和后緣有45°的倒角,由厚6mm的有機玻璃制成如圖1(b)。立尾與三角翼通過滑道連接,圖1(e)是連接側(cè)面圖。實驗中的立尾位置是展向為B弦向為1的B1位置,立尾前緣在翼根弦長93%處如圖1(e)。立尾上的測壓孔2、3和激光測振動的位置均在圖1(b)上標(biāo)出。翼刀模型厚度為1mm,形狀大小如圖1(c)所示,安裝的位置為弦向 x/c=0.348,展向y/c=0.0758處,正好處在前緣渦渦核正下方,圖1(d)和圖1(e)是安裝翼刀后的模型正視圖和側(cè)視圖。流動顯示實驗?zāi)Ｐ陀珊?mm的有機玻璃制造,按風(fēng)洞模型的0.576比例縮小,形狀相同,所以未以圖示。

2 實驗結(jié)果和分析

2.1 流動顯示實驗結(jié)果分析

一般75°后掠三角翼在迎角達到31°之后翼面上才出現(xiàn)渦破裂現(xiàn)象。由流動顯示圖片圖2(a)可以看到,在20°迎角下,無立尾的三角翼翼面上是渦流流態(tài),無破裂現(xiàn)象發(fā)生;但由于B1位置立尾正對渦核,導(dǎo)致渦核在立尾正前方,距離立尾很近的地方破裂,如圖2(b)所示。圖3為B1立尾位置,翼刀布置在渦核正下方迎角15°時流動顯示的圖片。可以看到當(dāng)翼刀正位于渦核投影線上時,渦核被抬高如圖3(b),經(jīng)過翼刀后破裂,破裂位置大致在50%弦長左右。圖3(a)同圖2(b)的破裂迎角相比,渦破裂現(xiàn)象大大提前了。可以認(rèn)為加上翼刀的作用是產(chǎn)生一個逆壓梯度,使得前緣渦提前破裂。

圖2 迎角20°時,無立尾和B1立尾流動顯示圖片F(xiàn)ig.2 Flowvisualization pictures of non-tails and B1 vertical tails position(α=20°)

圖3 迎角15°時,B1立尾位置翼刀布置在渦核正下方Fig.3 Flow visualization pictures at the B1 vertical tails position with fences(α=15°)

2.2 激光測立尾頂部加速度實驗結(jié)果分析

激光測立尾頂部加速度能夠直觀地反映立尾的抖振強弱,這在文獻[7]已經(jīng)成功地運用此測量技術(shù)。圖4顯示的是B1立尾位置,無翼刀和加上翼刀,立尾頂部加速度RMS隨迎角的變化曲線。由圖4可以看到,在28°～48°這段立尾抖振比較顯著的迎角范圍內(nèi),加翼刀的立尾抖振強度曲線比無翼刀的曲線數(shù)值上有明顯的減小,也就是說翼刀使前緣渦提前破裂能有效地改善立尾的抖振。(由于風(fēng)洞中干擾較大,風(fēng)速較高,所以未對加速度數(shù)據(jù)進行頻譜分析)。

圖4 B1立尾位置無翼刀和加翼刀的立尾頂部加速度RM SFig.4 RMS acceleration curves with fences and without fences at the B1 location

2.3 風(fēng)洞中的非定常壓力測量實驗結(jié)果分析

由文獻[7]知道,整個立尾一側(cè)所有的測壓孔測得的壓力信號RMS隨迎角的變化趨勢都是相同的,只是值的大小有區(qū)別,而且壓力信號RMS的變化趨勢同立尾頂部加速度的RMS變化趨勢是幾乎相似的,所以立尾側(cè)面的表面動態(tài)壓力信號的RMS也反映了立尾抖振強度。因為立尾抖振的來源主要是破裂渦流中的螺旋波引起的準(zhǔn)周期性壓力脈動,所以壓力信號的RMS即壓力脈動強度能反映立尾抖振的強度。由文獻[7]的立尾內(nèi)外側(cè)測壓的實驗結(jié)果,本次翼面加翼刀的立尾內(nèi)外側(cè)動態(tài)測壓實驗,選用了B1立尾位置的立尾內(nèi)外側(cè)RMS值各最大的一個測壓孔位置來代表立尾一側(cè)的壓力脈動情況(選取內(nèi)側(cè)第2和外側(cè)第3孔)。圖5是B1立尾位置無改善措施和加翼刀的立尾內(nèi)外側(cè)測壓孔壓力脈動RMS圖。由圖5可以看到,對于B1立尾位置,翼面加上翼刀后,立尾內(nèi)外側(cè)壓力信號的RMS值在各個迎角下都比無翼刀的情況低,這表明加上翼刀后立尾抖振得到了改善。這個結(jié)論由流動顯示也可以得到解釋：由流動顯示可以看到,合適的翼刀位置,即翼刀正好放置在前緣渦渦核軌跡線在翼面的投影上,這時翼刀使前緣渦提前破裂,渦破裂點離立尾的距離更遠,因此立尾表面的壓力脈動強度減小,抖振得到改善。

圖5 B1立尾位置無翼刀和加翼刀的立尾內(nèi)外側(cè)測壓孔壓力信號的 RMSFig.5 RMS pressure of inner and outer surface of the fin with fences and without fences at the B1 location

圖6是 75°后掠雙立尾/三角翼在迎角為 30°時,B1立尾位置在無翼刀和加翼刀時立尾內(nèi)側(cè)第2個測壓孔壓力信號的頻譜圖。可以看到這兩幅頻譜圖主頻都很清晰,大致都在4左右。仔細讀出兩圖的主頻值,分別為4.2和3.54,加上翼刀后立尾內(nèi)側(cè)測壓孔2位置的主頻值降低了。已經(jīng)知道,在三角翼面上,隨著迎角的增大,渦破裂點前移,對于同一個測壓點來說,測得的主頻值會越低。加上翼刀測得的主頻值降低了,說明翼刀使前緣渦提前破裂,從而使破裂點更加遠離立尾,這同流動顯示實驗結(jié)果是一致的。

圖6 迎角30°時,B1立尾位置無翼刀和加翼刀時內(nèi)側(cè)測壓孔2處頻譜圖Fig.6 Frequency power spectra of the port 2 on inner surface of fin with fences and without fences at the B1 location(α=30°)

3 結(jié) 論

在雙立尾/三角翼翼面上前緣渦渦核軌跡線正下方加上翼刀,可以使前緣渦提前破裂,減小立尾表面的壓力脈動強度和主頻大小,從而有效地減緩立尾的抖振。

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