劉鐵中,王晉軍,何宏偉,潘 樅

(1.北京航空航天大學,北京 100083;2.中國航空工業(yè)空氣動力研究院,哈爾濱 150001)

0 引 言

通過大后掠尖前緣機翼的前緣翼面偏轉(zhuǎn)可實現(xiàn)渦流控制[1-2]。在下偏的前緣渦襟翼上產(chǎn)生前傾的渦升力矢量,它使前緣吸力恢復、阻力減小。若設(shè)計的前緣渦襟翼能使受控渦流在前緣渦襟翼轉(zhuǎn)軸上再附著,就可以得到最高的效率[3-4]。采用渦襟翼技術(shù)可以彌補超聲速巡航飛機大后掠細長機翼亞聲速性能的不足,對中等后掠機翼亦是有效的[5]。國外從上世紀80年代開始對渦襟翼進行了大量的理論與實驗研究,對渦襟翼的原理、大后掠機翼渦襟翼的平面形狀、偏度、渦襟翼效率以及與后緣襟翼配合等方面做了原理性和應用性研究。由于在結(jié)構(gòu)實現(xiàn)上的簡便易行,目前國外正在進行渦襟翼技術(shù)在強調(diào)低成本的高速無人機上的應用研究[6]。但有關(guān)渦襟翼技術(shù)仍有許多需要深入探討的問題,很多資料強調(diào)使旋渦的再附線處于或靠近渦襟翼鉸接線作為渦襟翼設(shè)計原則,值得注意的是隨迎角變化,大后掠機翼前緣渦在翼面上的影響區(qū)及再附線位置變化較大,影響渦襟翼效率的因素較多,很難按此完成渦襟翼高效設(shè)計。

筆者以復合平面形狀的雙三角機翼為載體,通過對渦流場及渦流控制規(guī)律的研究,掌握渦襟翼工作原理及與受控渦流間的依存與制約關(guān)系,尋求渦襟翼氣動設(shè)計原則及參數(shù)選擇原則,為先進氣動布局設(shè)計積累氣動力技術(shù)儲備。進行了雙三角翼渦襟翼的測力試驗與流態(tài)試驗,重點是分析前緣渦襟翼升阻特性及其受各種因素影響的規(guī)律。

1 風洞與試驗模型

試驗在中國航空工業(yè)空氣動力研究院的FL-5風洞中進行。該風洞為開口式回流低速風洞,圓形截面試驗段,直徑1.5m,試驗段全長1.95m,湍流度＜2%,空風洞最大風速53m/s,試驗風速為30m/s,基于機翼平均氣動弦長的雷諾數(shù)為0.8×106。實驗模型采用尾撐,試驗迎角為-4°至40°,間隔2°;用φ 32六分量桿式應變天平進行力的測量,利用油流、熒光微絲等方法完成流場測量。

試驗模型如圖1所示,模型由一個拋物線頭部加圓柱段的旋轉(zhuǎn)體機身、立尾和一副機翼組成。機翼由一副內(nèi)翼主體加可以拆換的外翼、內(nèi)渦襟翼、外渦襟翼及后緣襟翼組成。內(nèi)翼為70°與74°兩種后掠角,外翼為35°、40°、45°、50°及55°五個后掠角,共組合成10個平面參數(shù)的雙三角翼。內(nèi)渦襟翼做了等弦長、倒置錐型等8副。外渦襟翼有等弦長、錐型、倒置錐型等7副,并將其中一種配置于各種后掠角的外翼上(見圖2)。

圖1 模型示意圖Fig.1 Schematic of model

圖2 幾種內(nèi)渦襟翼與外渦襟翼的平面形狀Fig.2 Planform shape of inner-vortex-flaps and outer-vortex-flaps

2 結(jié)果分析

2.1 內(nèi)渦襟翼平面形狀及最佳偏度的確定

內(nèi)翼為大后掠翼面,它的流場為典型的前緣分離渦的流型。分離渦是從機翼頂點發(fā)出的較細長的倒置錐型渦。這種渦型決定了內(nèi)渦襟翼應是具有適當寬度的等弦長外形或者是相應的倒置錐形。流態(tài)試驗表明,前緣渦襟翼偏轉(zhuǎn)形成了對前緣渦的控制,使前緣渦移到前緣渦襟翼上,形成了如圖3所示的工作狀態(tài)。在機翼迎角很小時,由前緣形成的渦核細而弱,與翼面之間的空間距離較小,在翼面上只有很小的錐形影響區(qū)。迎角增大以后,機翼總體環(huán)量增加,渦強度增大,而前緣偏轉(zhuǎn)所形成的干擾不足以控制機翼主渦,主渦逐漸向內(nèi)側(cè)移動。此時前緣渦襟翼工作與不工作時的主渦影響區(qū)的位置與形態(tài)是相似的,但渦往下移使二次渦、三次渦在翼面上的影響效應增強,呈現(xiàn)出圖3(c)的工作狀態(tài),在內(nèi)渦襟翼上雖提供了前緣吸力但效率較低。由此可見內(nèi)渦襟翼主要工作在小迎角范圍(Cy≤0.4)以提高最大升阻比。在小迎角時等弦長A與倒置錐C兩者在翼面上有相同的倒置錐形渦流影響區(qū),如圖4所示,A與C在內(nèi)渦襟翼偏度δ1=20°時具有基本相同的最大升阻比。在中等迎角時如Cy=0.4,0.5,A狀態(tài)在前部有較大的主渦覆蓋面使A比C性能稍好,即內(nèi)渦襟翼的平面形狀應該使用等弦長的。若使用相應的倒置錐時,在頂點處要適當加寬。

圖3 渦襟翼流態(tài)示意圖Fig.3 Schematic of flow pattern around vortex-flap

圖4 不同平面形狀內(nèi)渦襟翼升阻比隨偏度變化曲線Fig.4 Lift-to-drag ratio versus flaps deflection for different planform shapes of inner-vortex-flaps

在渦襟翼偏度適當時,它對前緣渦有控制作用,可使升阻比提高。偏度過小,則控制渦的能力就很弱,并且渦升力向前分量的比例小、效率低。前緣渦襟翼大偏度時的流場相當復雜。當內(nèi)渦襟翼偏度為50°時,小迎角狀態(tài)對渦失去控制能力,在渦襟翼上表面形成滯止區(qū),下表面產(chǎn)生的渦流明顯地顯示出過偏特性,致使阻力增加。中等迎角以后渦襟翼對渦有一定的控制能力,前緣吸力得到一定的恢復。對于給定的渦襟翼,其效率由偏度所決定。對于不同平面形狀的內(nèi)渦襟翼,其效率在小偏度時差別較小。圖4所示A、B、C三種平面形狀的內(nèi)渦襟翼最佳偏度都是20°左右。在內(nèi)渦襟翼的大偏度時,這種差別就很大。內(nèi)渦襟翼面積越大影響就越大,最大升阻比就越低。在中等迎角以后這種影響逐漸減弱,這就是內(nèi)渦襟翼的過偏效應。從圖4可見寬的等弦長 A最為嚴重。在δ1=20°時A的性能與C相同?？梢詫⒆畲笊璞忍岣?0%左右,而當δ1=30°時,內(nèi)渦襟翼C的最大升阻比提高25%,但A只能提高14%。結(jié)果表明不同平面形狀的內(nèi)渦襟翼可以在最佳偏度時有較接近的最大升阻比,但過偏性能差別可能較大,如果偏度選擇不合適就不能得到最好的渦襟翼效率。

2.2 外渦襟翼平面形狀及最佳偏度的確定

選取適當外翼后掠角可以獲得較高的外渦襟翼效率。45°左右后掠的外翼為弱渦場。在小迎角時前緣渦襟翼可以實現(xiàn)渦位的控制,用增大覆蓋面積來彌補渦強度的不足,且向前吸力分量比例較大使前緣吸力得到恢復、升阻比提高。但小迎角時效率不像內(nèi)渦襟翼那樣高。在中等迎角時,外翼渦場是短而寬向外翼內(nèi)側(cè)偏斜的渦核影響區(qū),渦破碎以后向翼梢的后方延伸為彎曲覆蓋面。內(nèi)渦襟翼A和外渦襟翼A在大迎角時效率基本相同。

外翼渦與內(nèi)翼渦的差別決定了外渦襟翼的平面形狀與內(nèi)渦襟翼應該有所不同。A、B、C三種平面形狀的外渦襟翼在中等迎角時的油流試驗結(jié)果表明,渦影響區(qū)都主要集中在外翼內(nèi)側(cè)前部,這里的弦向?qū)挾容^大。渦與渦襟翼平面配合以B狀態(tài)最好,C最差。圖5所對應的測力結(jié)果表明,在最佳偏度時渦襟翼B比A效率稍高,C效率最差。流態(tài)和測力結(jié)果指出外渦襟翼在外翼內(nèi)側(cè)部分要有足夠的弦向?qū)挾?不宜用類似于內(nèi)渦襟翼那樣內(nèi)側(cè)小外側(cè)大的平面形狀。

圖5 不同平面形狀外渦襟翼升阻比隨偏度變化曲線Fig.5 Lift-to-drag ratio versus flaps deflection for different planform shapes of outer-vortex-flap

由于外翼后掠角比內(nèi)翼小得多,致使大偏度時有比內(nèi)渦襟翼更為嚴重的過偏性能,機翼下表面在更大的區(qū)域與迎角范圍內(nèi)出現(xiàn)渦流區(qū),尤其是在小迎角時將會造成阻力增加、升阻比減小,而在中等迎角以后才使前緣吸力有一定的恢復、升阻比有一定的提高,偏度越大越明顯。圖5給出幾種平面形狀外渦襟翼的最大升阻比隨偏度δ2變化的曲線。結(jié)果表明：①外渦襟翼的最佳偏度比內(nèi)渦襟翼小一些,在10°～20°之間;②最佳偏度隨外渦襟翼平面形狀不同而不同,隨翼梢部分渦襟翼弦長的增大而減小。順置錐B的最佳偏度為20°,等弦長A及倒置錐C是10°,D在15°左右;③A、B、D在各自的最佳偏度時具有較接近的最大升阻比,而C的最大升阻比小;④B在大偏度時的過偏特性比A、D的要好得多。可見不同平面形狀的外渦襟翼有不同的氣動效率,對給定外形的外渦襟翼都要確定其最佳偏度,否則得不到最高的效率。

2.3 內(nèi)外渦襟翼以相同偏度工作

渦襟翼零偏度時,由于前緣區(qū)上表面的傾角是10°,內(nèi)翼渦核正好從其上方通過,使前緣吸力得到部分恢復。求取最佳偏度是對給定的機翼與渦襟翼進行最佳的前緣區(qū)上表面傾角與下表面狀態(tài)的設(shè)計。突際上機翼翼型已把前緣狀態(tài)確定了,這在渦襟翼設(shè)計中必須給予考慮。

圖6是內(nèi)渦襟翼A與外渦襟翼A、B、D組合狀態(tài)、以相同偏度工作的Kmax及Kcy=0.5隨偏度變化的曲線。結(jié)果表明：①內(nèi)渦襟翼與外渦襟翼的最佳偏度相同,均為20°,組合狀態(tài) A-B的最佳偏度仍然是20°,不同組合狀態(tài)的最佳偏度在內(nèi)外渦襟翼單獨工作時的最佳偏度之間,這時渦襟翼的潛力沒有得到充分發(fā)揮,效率不夠高。②如將內(nèi)外渦襟翼過偏性能嚴重的狀態(tài)組合使用,其過偏性能更為嚴重。

圖6 70°/45°內(nèi)外渦襟翼相同偏度組合(δ1=δ2)時,升阻比隨偏度變化曲線Fig.6 Lift-to-drag ratio versus flap deflection at 70°/45°

2.4 后緣襟翼偏轉(zhuǎn)的影響

后緣襟翼單獨偏轉(zhuǎn)對于渦襟翼的平面形狀并不敏感,具有較接近的升阻特性。后緣襟翼的過偏對最大升阻比影響較嚴重。從升阻特性看,小迎角時最佳后緣偏度是10°,而中等迎角時后緣襟翼偏20°更好一些。圖7是 70°/50°雙三角翼 A-B,A-D,C-B組合,在前緣偏度δ1=δ2=20°時Kmax隨后緣襟翼偏度δ3變化的曲線?？梢姾缶壗笠砥D(zhuǎn)與不偏轉(zhuǎn)的最佳狀態(tài)都是內(nèi)A外B,并且聯(lián)合使用的后緣最佳偏度亦為l0°。結(jié)果表明后緣襟翼與前緣渦襟翼共同使用的效率不等于兩者分別使用的效率相加,而依賴于共同達到最佳狀態(tài)。在中等迎角下,由于后緣襟翼的作用,升阻比提高較大。

圖7 后緣襟翼變化對Kmax的影響Fig.7 Effect of trailing-edge flap variation on Kmax

3 結(jié) 論

(1)雙三角翼的內(nèi)外渦襟翼具有不同的平面形狀特點,它們設(shè)計的一般原則是：內(nèi)渦襟翼用等弦長或者用頂點處有一定寬度的倒置錐平面形狀,外渦襟翼則用內(nèi)側(cè)弦長寬而外側(cè)弦長盡量小的平面形狀;

(2)渦襟翼的偏度影響與最佳偏度選擇是提高渦襟翼效率的重要參數(shù)。內(nèi)渦襟翼與外渦襟翼的最佳偏度不完全相同,且與渦襟翼的平面形狀及機翼前部上表面傾角等因素有關(guān)。機翼前緣上表面傾角為10°時,鉸接式內(nèi)渦襟翼的最佳偏度為20°左右,外渦襟翼依據(jù)渦襟翼平面形狀不同在10°～20°之間。外渦襟翼的過偏性能比內(nèi)渦襟翼更差,并且過偏性能與渦襟翼的平面形狀有很大關(guān)系,面積越大過偏越嚴重;

(3)后緣襟翼配合前緣渦襟翼工作可以較有效地提高升阻比,尤其在中等迎角時效率與前緣渦襟翼相當。它的最佳工作偏度在小迎角時是10°、中等迎角以后為20°;

(4)應該結(jié)合機翼平面形狀、機翼翼型特點來完成渦襟翼的最佳外形與最佳偏度的設(shè)計,并與后緣襟翼設(shè)計配合實現(xiàn)對渦的最佳控制,得到好的升阻特性。

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