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雷諾數(shù)對大型客機(jī)低速氣動特性影響的試驗(yàn)研究

0引言

風(fēng)洞試驗(yàn)在空氣動力學(xué)研究和飛行器設(shè)計中起著十分重要的作用，其理論基礎(chǔ)是相似原理。根據(jù)相似理論，要做到風(fēng)洞試驗(yàn)與真實(shí)飛行的流動完全相似，必須使所有的相似準(zhǔn)則全部相等[1]，但這在經(jīng)濟(jì)上和工程實(shí)踐上都幾乎無法實(shí)現(xiàn)。在低速和跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，最常用的相似準(zhǔn)則有：雷諾數(shù)(Re)、馬赫數(shù)(M)、普朗特數(shù)(Pr)、弗勞德(Fr)數(shù)、斯特勞哈爾數(shù)(Sr)等，最常見的主要相似準(zhǔn)則不滿足是亞跨聲速風(fēng)洞的Re數(shù)不夠。以國內(nèi)正在研制的某大型客機(jī)為例，它以著陸構(gòu)型低空飛行時，基于飛機(jī)平均氣動弦長的Re數(shù)約為19.8×106，而在3m量級亞聲速風(fēng)洞中以風(fēng)速70m/s進(jìn)行試驗(yàn)，Re數(shù)僅為1.4×106，兩者相距甚遠(yuǎn)。

一般認(rèn)為，對采用大展弦比機(jī)翼的客機(jī)而言，Re數(shù)對升力特性有明顯影響，特別在最大升力附近，影響的主要參數(shù)有最大升力系數(shù)(CLmax)、失速攻角(αcr)、升力線斜率(CLα)等[2]。這種影響不但復(fù)雜，而且沒有特定規(guī)律，很難用小Re數(shù)試驗(yàn)結(jié)果加以外推。對采用超臨界機(jī)翼的現(xiàn)代民機(jī)，Re數(shù)的影響更嚴(yán)重、更復(fù)雜、規(guī)律性更差[1,3]。另外，Re數(shù)對飛機(jī)的操縱性能都有較為明顯的影響[4]。所以，只有進(jìn)行足夠大Re數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)，才能準(zhǔn)確地預(yù)測飛行條件Re數(shù)下的氣動力特性。

統(tǒng)計表明，對采用大展弦比、中小后掠角的民機(jī)，就升力而言，要求風(fēng)洞試驗(yàn)Re數(shù)不低于6×106，試驗(yàn)結(jié)果才是可信的。美國波音公司的經(jīng)驗(yàn)表明，對低速增升裝置測量升力，模型試驗(yàn)Re數(shù)應(yīng)不低于6×106；而對低速增升裝置測量阻力，其試驗(yàn)Re數(shù)應(yīng)不低于4×106。因此，一般認(rèn)為，低速風(fēng)洞模型試驗(yàn)Re數(shù)達(dá)到6×106，其試驗(yàn)結(jié)果基本上是可信的[2]。

提高風(fēng)洞Re數(shù)的方法主要有：

(1)增大模型和風(fēng)洞尺度，其代價同樣是風(fēng)洞造價和風(fēng)洞驅(qū)動功率都將大幅度增加；

(2)增大空氣密度或壓力。已出現(xiàn)很多增壓型高Re數(shù)風(fēng)洞，工作壓力可達(dá)4個大氣壓。如法國ONERA-F1風(fēng)洞，國內(nèi)哈爾濱氣動院FL-9風(fēng)洞；

(3)降低氣體溫度。如以90K(-183℃)的氮?dú)鉃楣ぷ鹘橘|(zhì)，在尺度和速度相同時，Re數(shù)是常溫空氣的9倍多。如德國的ETW風(fēng)洞。

本文以某大型客機(jī)低速高Re數(shù)半模測力測壓風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果為基礎(chǔ)，分析和討論Re數(shù)對機(jī)翼縱向氣動力特性的影響。

1模型和試驗(yàn)裝置

本期試驗(yàn)在中國航空工業(yè)空氣動力研究院哈爾濱分院的FL-9低速風(fēng)洞進(jìn)行。此風(fēng)洞為新建的低速高Re數(shù)風(fēng)洞，其提高Re數(shù)的方式為增壓。FL-9的試驗(yàn)段尺寸為4.5m×3.5m×10m (寬×高×長)，四壁切角邊長為700mm，試驗(yàn)段面積為14.77m2，壓力調(diào)節(jié)范圍為常壓到0.4MPa，常壓下最大風(fēng)速為130m/s，最大壓力工況下最大風(fēng)速為90m/s。天平的量程滿足本期試驗(yàn)載荷的要求，天平各測力分量的精度為各分量滿量程的0.3%。試驗(yàn)采用恒定風(fēng)速70m/s，馬赫數(shù)M=0.2，基于模型氣動弦長的Re數(shù)從2.9×106到11×106。試驗(yàn)中采用80mm厚的附面層墊板來減小洞壁邊界層的影響。

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶7的全金屬無平尾半模，模型通過天平接頭垂直于風(fēng)洞底面安裝。試驗(yàn)時直接機(jī)翼從內(nèi)到外共布置測壓剖面3個，如圖1所示，分別位于19%、55%、90%剖面，襟翼與縫翼在與主機(jī)翼對應(yīng)的剖面上布置了測壓點(diǎn)，整個模型共布測壓點(diǎn)約145個點(diǎn)。本次試驗(yàn)數(shù)據(jù)均為去平尾數(shù)據(jù)。

圖1　機(jī)翼測壓剖面

2試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1雷諾數(shù)對升力線斜率的影響

Re數(shù)對飛機(jī)氣動特性影響的一個重要方面就是對升力線斜率的影響。圖2給出了本次試驗(yàn)得出的Re數(shù)對升力線斜率的影響。從圖可知，在本次試驗(yàn)范圍內(nèi)，Re數(shù)對CLα的影響主要表現(xiàn)在巡航構(gòu)型，Re數(shù)對高升力構(gòu)型CLα的影響量很小。Re數(shù)從2.9×106增加到11×106，巡航構(gòu)型的CLα增加量大約為0.003，該大型客機(jī)無尾巡航構(gòu)型的CLα大約在0.1量級，因此其增幅大約為3%。

圖2　Re數(shù)對CLα的影響

2.2雷諾數(shù)對最大升力系數(shù)的影響

Re數(shù)對CLmax的影響如圖3所示。當(dāng)Re數(shù)在本次試驗(yàn)范圍內(nèi)增大時，無論是巡航構(gòu)型還是高升力構(gòu)型，CLmax均呈現(xiàn)單調(diào)遞增趨勢，但遞增率隨著Re數(shù)增加而減小。高升力構(gòu)型的CLmax的增加主要集中在Re=2.9×106～6.4×106，Re>6.4×106后增加量很小。巡航構(gòu)型CLmax隨Re數(shù)增大而持續(xù)增大，增量約為0.2，增幅約為8%。由此可見Re數(shù)對巡航構(gòu)型的CLmax的影響更為顯著。

圖3　Re數(shù)對CLmax的影響

2.3雷諾數(shù)對失速攻角的影響

除了對CLα和CLmax有明顯的影響外，Re數(shù)還會影響飛機(jī)的αcr。一般來講，隨著Re數(shù)增大，機(jī)翼表面的流動分離會推遲到更大的攻角，從而增大了失速攻角。

圖4　Re數(shù)對αcr的影響

圖4給出了Re數(shù)對αcr影響的試驗(yàn)結(jié)果。對于巡航構(gòu)型，Re數(shù)對αcr的影響很明顯，從2.9×106到6.4×106，αcr延遲了2°，延遲率約15%。巡航構(gòu)型失速攻角的增加主要集中在Re數(shù)從5.2×106到6.4×106之間。從流場顯示結(jié)果發(fā)現(xiàn)，這主要是因?yàn)橥鈾C(jī)翼上表面的流動分離延遲到更大的攻角，外翼流動表面流動特性變好的結(jié)果。增升裝置打開后，失速攻角幾乎不隨Re數(shù)變化，Re數(shù)的影響不明顯。

2.4雷諾數(shù)對機(jī)翼失速特性的影響

本次試驗(yàn)在機(jī)翼表面布置了3個測壓剖面，分別測量內(nèi)、中、外機(jī)翼表面的壓力分布。從測壓結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在試驗(yàn)范圍內(nèi)，Re數(shù)增大后，機(jī)翼表面的失速特性得到改善，特別是對于外翼上表面的流動分離。試驗(yàn)結(jié)果顯示，在Re=2.9×106，α=14.5°時，外翼上翼面分離而內(nèi)翼上表面保持了良好的逆壓梯度；Re數(shù)增加到11×106后，α=16°，外翼上翼面未分離而內(nèi)翼卻已經(jīng)分離。這說明低Re數(shù)時外翼先于內(nèi)翼分離，而高Re數(shù)時內(nèi)翼先于外翼分離。

圖5　機(jī)翼前緣吸力峰值隨攻角的變化(巡航構(gòu)型)

圖5給出了巡航構(gòu)型下機(jī)翼前緣吸力峰值Max(Cp)隨攻角的變化曲線。吸力峰代表著機(jī)翼前緣的壓力梯度大小，能在一定程度上反映機(jī)翼前緣的流動狀態(tài)。對于內(nèi)翼(19%剖面)，兩個Re數(shù)對應(yīng)的吸力峰隨攻角的變化形態(tài)相似，只是在高Re數(shù)下，Max(Cp)在α=10°～15°變化更為光滑。這與CL-α曲線顯示出的在此攻角范圍內(nèi)CL線性段相對小Re數(shù)保持更好是對應(yīng)的。對于外翼(90%剖面)，α=13.5°后，Re=2.9×106時吸力峰值急劇下降，外翼剖面前緣開始失速；然而Re=11×106時，吸力峰值隨著攻角的增大繼續(xù)增大，直到15°后才緩慢下降，這與Re數(shù)增大后外翼分離的特性得到改善是對應(yīng)的。

圖6　機(jī)翼前緣吸力峰值隨α的變化曲線(起飛構(gòu)型)

前面的分析可知，Re數(shù)對巡航構(gòu)型的升力線斜率和影響更為顯著，對高升力構(gòu)型的影響相對較小。從前緣吸力峰隨攻角的變化曲線同樣能發(fā)現(xiàn)這個規(guī)律。圖6給出了起飛構(gòu)型機(jī)翼前緣吸力峰值Max(Cp)隨α的變化曲線。由圖可知，Re數(shù)主要影響內(nèi)翼和外翼剖面的Max(Cp)，對中翼剖面影響不明顯。

3結(jié)論

基于低速高雷諾數(shù)半模風(fēng)洞試驗(yàn)，分析和探討了某大型客機(jī)常壓和增壓兩個狀態(tài)機(jī)翼表面的氣動力特性。發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)對巡航構(gòu)型升力線斜率、最大升力系數(shù)、失速攻角和失速特性都有較明顯的影響，對試驗(yàn)雷諾數(shù)范圍內(nèi)的影響量進(jìn)行了定量分析。相對于巡航構(gòu)型，增升裝置打開后，雷諾數(shù)的影響不明顯。從測壓結(jié)果來看，雷諾數(shù)對機(jī)翼表面流動特性的影響主要集中在內(nèi)翼和外翼。

參考文獻(xiàn)：

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[4] R. E. Mineck. Reynolds Number Effects on the Performance of Ailerons and Spoilers (Invited) [C]. AIAA-2001-0908.

Experimental Investigation on Effect of Reynolds Number on Aerodynamic Characteristics at Low Speed for Large Civil Aircraft

巴玉龍白峰 /

Ba YulongBai Feng

(上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海 201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

摘要：

在哈爾濱氣動院FL-9增壓風(fēng)洞進(jìn)行了某大型客機(jī)低速高雷諾數(shù)半模測力測壓風(fēng)洞試驗(yàn)，來流馬赫數(shù)為0.2，增壓范圍為1～4個大氣壓?；谀Ｐ蜋C(jī)翼平均氣動弦長的雷諾數(shù)從2.9×106到11×106。以此為基礎(chǔ)主要分析了雷諾數(shù)對機(jī)翼縱向氣動力特性的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)對升力線斜率、最大升力系數(shù)、失速攻角和失速特性都有影響。相對于增升裝置打開后的高升力構(gòu)型，雷諾數(shù)對巡航構(gòu)型的影響更明顯。

關(guān)鍵詞：雷諾數(shù)；大型客機(jī)；升力系數(shù)；低速；迎角

[Abstract]Aerodynamic characteristics for a large civil aircraft are experimentally investigated at FL-9 low speed pressurized wind tunnel, focusing on the effect of Reynolds Number. The flow Mach number of 0.2 and the pressure range of 1～4 atmospheric pressure are adopted in this test. The Reynolds number based on the model mean aerodynamic chord and free-stream velocity is from 2.9×106 to 11×106. Longitudinal aerodynamic characteristics of the wing are mainly analyzed. The experimental results show that the lift curve gradient, the maximum lift coefficient and the stalling angle of attack are all affected by Reynolds Number .Compared to the high lift configurations, the effect of Reynolds number on cruise configuration is more obvious.

[Key words]reynolds number；large civil aircraft；lift coefficient； low speed；angle of attack

中圖分類號：V211.74

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A