高永衛(wèi)，朱奇亮，羅 凱

（西北工業(yè)大學(xué) 翼型研究中心111＃，西安 710072）

0 引 言

增升裝置設(shè)計(jì)是現(xiàn)代大型飛機(jī)提高起飛重量、縮短起降滑跑距離、增強(qiáng)機(jī)場(chǎng)適應(yīng)性的關(guān)鍵技術(shù)［1］。增升裝置通常采取多段翼型的形式，一般由前緣縫翼、主翼和后緣襟翼組合而成，有著復(fù)雜的幾何外形和流動(dòng)機(jī)理。研究表明，縫道參數(shù)對(duì)于高升力構(gòu)型有著舉足輕重的地位［2］。

目前，對(duì)于多段翼型流場(chǎng)的研究主要在定常流動(dòng)的范圍，即主要研究流場(chǎng)參數(shù)的平均特性。然而，筆者在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究中發(fā)現(xiàn)，流場(chǎng)參數(shù)的脈動(dòng)特性，特別是縫道流動(dòng)參數(shù)的脈動(dòng)特性對(duì)于多段翼型整體的氣動(dòng)特性有著不可忽視的影響。

2008年初，在GAW-1兩段翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，發(fā)現(xiàn)縫道流動(dòng)湍流度的最小值對(duì)應(yīng)著當(dāng)?shù)孛}動(dòng)壓力的最小值，也對(duì)應(yīng)著翼型升力系數(shù)的最大值（詳見后文的數(shù)據(jù)與分析，表1、表2）。以此猜想，速度和壓力的脈動(dòng)值是否會(huì)影響升力特性？人為加入脈動(dòng)壓力是否會(huì)影響升力系數(shù)？這是本次研究的總思路。

從2008 年至今，作者在各方面的支持下，對(duì)于GAW-1兩段翼型的升力特性已經(jīng)進(jìn)行了4期實(shí)驗(yàn)研究?，F(xiàn)簡(jiǎn)要介紹無人為干擾和有人為干擾情況下，GAW-1兩段翼型升力系數(shù)與對(duì)應(yīng)縫道流動(dòng)湍流度（脈動(dòng)速度）、聲壓級(jí)（脈動(dòng)壓力）的測(cè)試結(jié)果以及初步分析。

1 風(fēng)洞設(shè)備與模型簡(jiǎn)介

實(shí)驗(yàn)是在西北工業(yè)大學(xué)NF-3低速風(fēng)洞翼型試驗(yàn)段中進(jìn)行的。NF-3風(fēng)洞是直流式閉口風(fēng)洞，動(dòng)力為軸流式風(fēng)扇，驅(qū)動(dòng)電機(jī)功率為1120kW。風(fēng)洞配有3個(gè)可以互換的試驗(yàn)段。其中翼型試驗(yàn)段橫截面為矩形，高1.6m，寬3.0m，試驗(yàn)段長8.0m；試驗(yàn)段最大風(fēng)速130m／s，湍流度0.045%。

模型為GAW-1兩段翼型，襟翼弦長為襟翼全部收起的“干凈”翼型弦長的29%［3］。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖议L500mm，為鋼芯木質(zhì)結(jié)構(gòu)。在模型展向中心剖面的主翼和襟翼上分別布置了59和28個(gè)測(cè)壓點(diǎn)，翼型的升力系數(shù)由測(cè)得的壓力分布積分得到。

采用的多段翼型縫道參數(shù)的定義如圖1。圖中：δf為后緣襟翼偏角；Gap為縫道寬度；O／L為搭接量（Overlap）。

圖1 多段翼型縫道參數(shù)的定義Fig.1 The gap parameters of multi-element airfoil

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D2所示。

圖2 蜂鳴器和壓力傳感器的位置Fig.2 The buzzers and pressure sensor embedded in leading edge of flap

擾動(dòng)源是有源式蜂鳴器（額定電壓5V；圓形，φ=10mm，見圖3）。其位置分別為5.1%、13.3%、21.5%、29.8%的襟翼弦長處（下文分別稱為位置1、位置2、位置3和位置4）。采用GFG-8016D型函數(shù)發(fā)生器作為蜂鳴器的驅(qū)動(dòng)源。實(shí)驗(yàn)中選擇的驅(qū)動(dòng)頻率為50、100、150、200、300、400、500、800、1000、1200 和1500Hz。蜂鳴器出口20mm 處的聲壓級(jí)約為60dB。

脈動(dòng)壓力的測(cè)量采用Kulite XCQ-093動(dòng)態(tài)壓力傳感器，位于縫道出口處，參見圖2。動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)由VXI動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)系統(tǒng)采集，采樣率為50kHz。

圖3 有源式蜂鳴器Fig.3 The active buzzer

脈動(dòng)速度采用熱線探頭進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量位置在動(dòng)態(tài)傳感器上方，縫道寬度的中心位置。熱線的型號(hào)為TSI-IFA300，采樣率：10kHz。靜態(tài)壓力分布數(shù)據(jù)由PSI9816電子掃描閥系統(tǒng)采集。常規(guī)實(shí)驗(yàn)時(shí)的雷諾數(shù)為0.51×106～2.04×106。加入人為擾動(dòng)時(shí)的實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)為0.51×106。

2 常規(guī)測(cè)試的實(shí)驗(yàn)結(jié)果

模型安裝見圖4。圖5以及表1、表2所列出的數(shù)據(jù)是翼型常規(guī)測(cè)壓實(shí)驗(yàn)中升力系數(shù)、縫道湍流度和縫道脈動(dòng)壓力的測(cè)量結(jié)果。圖中“15、20、25、30、40、50、60”表示來流的風(fēng)速，對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)分別為：0.51×106、0.68×106、0.85×106、1.02×106、1.36×106、1.70×106、2.04×106。

圖4 模型安裝在風(fēng)洞中Fig.4 The model in NF-3wind tunnel

圖5 不同風(fēng)速下的升力系數(shù)（自由轉(zhuǎn)捩，δf=40°，O／L=0，Gap=8.45mm）Fig.5 The lift coefficients at different velocities

由圖5可知，在不同雷諾數(shù)下，最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增加而增大，且失速迎角也隨之增大，符合氣動(dòng)特性規(guī)律，與文獻(xiàn)［3］給出的結(jié)果相當(dāng)吻合。實(shí)驗(yàn)表明，NF-3風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)精度高，翼型升力系數(shù)測(cè)量的標(biāo)準(zhǔn)偏差為σCL=0.0018。

表1給出了不同迎角、不同Re數(shù)下的升力系數(shù)以及縫道出口處的湍流度?？梢钥闯觯ο禂?shù)最大時(shí)（迎角α=14°），對(duì)應(yīng)的湍流度（脈動(dòng)速度）最小。

表2給出了不同迎角、不同構(gòu)型的升力系數(shù)及縫道出口處的聲壓級(jí)?？梢钥闯?，升力系數(shù)最大時(shí)（α=12°）對(duì)應(yīng)的聲壓級(jí)（脈動(dòng)壓力）最小。

表1 升力系數(shù)與對(duì)應(yīng)的湍流度Table 1 The corresponding turbulences with lift coefficients（δf=10°，O／L=0，Gap=19.95mm）

表2 升力系數(shù)與對(duì)應(yīng)的壓力脈動(dòng)量（聲壓級(jí)）Table 2 The corresponding SPL with lift coefficients（V=60m／s）

3 加入人為擾動(dòng)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果

加入人為擾動(dòng)的實(shí)驗(yàn)是在不停風(fēng)的情況下進(jìn)行的，且模型幾何構(gòu)型和迎角均不變化，即在完全相同的狀態(tài)下，只通過接通或斷開蜂鳴器來觀察擾動(dòng)效果。這樣做的目的就是希望最大程度地減少實(shí)驗(yàn)中其它因素對(duì)結(jié)果的影響。

另外，為了排除實(shí)驗(yàn)中隨機(jī)誤差的影響，取ΔCL≥0.01的情況作為有影響的結(jié)果。因?yàn)?，根?jù)NF-3風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)精度，升力系數(shù)取超過極限誤差（3σCL）的值，即升力系數(shù)的差別只要超過0.0054，則可認(rèn)為升力系數(shù)的差別是人為擾動(dòng)引起的，而不是實(shí)驗(yàn)的隨機(jī)誤差。因此，取ΔCL≥0.01的情況作為有影響的結(jié)果，完全可以排除隨機(jī)誤差的影響。

表3給出了不同擾動(dòng)位置、不同擾動(dòng)頻率下對(duì)升力系數(shù)影響最大的情況?？梢钥闯?，擾動(dòng)位置不同、擾動(dòng)頻率不同對(duì)于多段翼型升力的影響是不同的。另外，盡管擾動(dòng)聲源的聲壓級(jí)僅60dB，但升力的最大減少量已達(dá)1.81%（位置1和位置2同時(shí)加擾動(dòng)，頻率為200Hz）。這說明擾動(dòng)的影響不可忽視。

表3 擾動(dòng)位置和頻率對(duì)升力系數(shù)的影響Table 3 The influence of perturbation positions and frequencies on lift coefficient（δf=40°，O／L=0，Gap=8.45mm，V=15m／s，α=10°）

表4給出了位置1處不同擾動(dòng)頻率下升力系數(shù)以及縫道流動(dòng)參數(shù)的變化量?？梢钥闯隹p道流動(dòng)的平均速度受到擾動(dòng)而略微上升，但升力系數(shù)卻降低；壓力脈動(dòng)量（聲壓級(jí)）隨擾動(dòng)頻率的增加而增大；加入聲擾動(dòng)后，速度脈動(dòng)量（湍流度）減少，但是與擾動(dòng)頻率沒有明顯的關(guān)系。這說明在研究范圍內(nèi)，相對(duì)脈動(dòng)速度而言，壓力的脈動(dòng)量對(duì)升力的影響很可能是主要方面。

表4 位置1擾動(dòng)時(shí)縫道出口的流動(dòng)參數(shù)Table 4 The gap flow parameters of NO.1 perturbation position（δf=40°，O／L=0mm，Gap=8.45mm，V=15m／s，α=10°）

圖6給出了在位置1加入頻率為1000Hz擾動(dòng)和不加擾動(dòng)時(shí)的壓力分布。其中，δf=40°，O／L=43.4mm，Gap=24.45mm，V=15m／s，α=2°。通過比較可看出，多段翼型表面流動(dòng)宏觀形態(tài)沒有發(fā)生大的變化。

圖6 壓力分布Fig.6 Pressure distribution

表5給出了升力系數(shù)總變化量、主翼和襟翼的升力系數(shù)變化量占總變化量的百分比。不難看出，施加擾動(dòng)后總升力系數(shù)的變化，來自主翼和襟翼升力系數(shù)的變化，兩者的比例與幾何比例相當(dāng)。綜合圖6和表5，在研究范圍內(nèi)，雖然聲擾動(dòng)在襟翼上表面，但可以影響整個(gè)翼型的升力特性，而不僅僅是影響襟翼的特性。這一點(diǎn)符合低速流動(dòng)的特點(diǎn)和多段翼型流動(dòng)的非線性特征。

表5 主翼和襟翼的升力系數(shù)Table 5 The variation percentage of lift coefficients on main element and flap（δf=40°，O／L=43.4mm，Gap=24.45mm，V=15m／s，α=2°）

4 結(jié) 論

（1）通過在不停風(fēng)且固定迎角和幾何構(gòu)型的情況下，對(duì)比了加入擾動(dòng)和不加擾動(dòng)時(shí)多段翼型升力系數(shù)的變化。實(shí)驗(yàn)表明，研究中多段翼型的升力系數(shù)的變化主要源于加入的弱聲學(xué)擾動(dòng)；

（2）升力系數(shù)的變化量隨幾何構(gòu)型、擾動(dòng)的位置及擾動(dòng)頻率的變化而變化；

（3）根據(jù)本結(jié)果可以得出如下推斷：由于不同的模型尺寸和加工質(zhì)量會(huì)造成多段翼型不同的噪聲特性，再加上不同的風(fēng)洞背景噪聲，這極可能造成理論相同的外形卻存在一定差異的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果，即特定的噪聲會(huì)引起測(cè)量結(jié)果誤差。實(shí)驗(yàn)中應(yīng)予以足夠的重視。

5 結(jié)束語

目前還不能完全確定何種聲學(xué)擾動(dòng)（頻率、幅值和相位）對(duì)多段翼型氣動(dòng)特性的擾動(dòng)最“有效”。要對(duì)其研究勢(shì)必要涉及到流動(dòng)對(duì)擾動(dòng)的感受性等機(jī)理問題，非常復(fù)雜，但的確值得進(jìn)一步研究。

致謝：衷心感謝NF-3風(fēng)洞全體工作人員對(duì)本次研究工作的支持。

［1］ 陳迎春，李亞林，葉軍科，等.C919飛機(jī)增升裝置工程應(yīng)用技術(shù)研究進(jìn)展［J］.航空工程進(jìn)展，2010，1（1）：1-5.

［2］ 周瑞興，高永衛(wèi)，肖春生，等.襟翼縫道對(duì)多段翼型氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量，2002（4）.

［3］ WENTS W H Jr.，SEETBARAM H C.Development of a fowler flap system for a high performance general aviation airfoil［R］.NASA CR-2443，1974.