陳藝夫，王一雯，鄧一菊，王波，白俊強，盧磊

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2. 西北工業(yè)大學(xué) 無人系統(tǒng)技術(shù)研究院，西安 710072

3. 航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，西安 710089

4. 中國科學(xué)院 工程熱物理研究所，北京 100190

近年來，全球氣候變暖愈發(fā)嚴(yán)重，聯(lián)合國氣候變化大會要求全球積極采取措施應(yīng)對氣候變化。進而導(dǎo)致各大航空公司對飛機的經(jīng)濟性和環(huán)保性要求逐步提升。在眾多的減阻技術(shù)之中，層流減阻技術(shù)具有巨大的應(yīng)用前景[1-2]。研究表明，平板邊界層內(nèi)層流區(qū)的摩擦阻力比湍流區(qū)的要低90%，而摩擦阻力占商用運輸機總阻力約50%[3]，因此，延長飛機表面層流區(qū)將帶來很大的減阻收益[4]。

層流技術(shù)的核心是推遲轉(zhuǎn)捩、延長層流區(qū)，從而實現(xiàn)減阻增升的目標(biāo)。對于小后掠角在中等雷諾數(shù)運營環(huán)境中的構(gòu)型，主要是通過自然層流(Natural Laminar Flow，NLF)技術(shù)，借助有利壓力分布抑制邊界層內(nèi)不穩(wěn)定波的增長，達到推遲轉(zhuǎn)捩的目的。圍繞自然層流技術(shù)，歐美進行了大量研究。早期美國NACA(National Aeronautics and Space Administration)設(shè)計了包含NACA1、NACA2-5、NACA6、NACA7系列的層流翼型[5]。

將數(shù)值方法與風(fēng)洞試驗相結(jié)合是NLF機翼設(shè)計的一種廣泛使用的研究方法。目前基于線性穩(wěn)定性理論的eN方法已經(jīng)在工程設(shè)計中得到了廣泛應(yīng)用。基于eN方法，Campbell和Lynde[6]設(shè)計了雷諾數(shù)較高的跨聲速NLF機翼風(fēng)洞模型。Cella等[7]成功使用eN方法設(shè)計了UW-5006跨聲速層流機翼，并通過風(fēng)洞測試驗證了設(shè)計結(jié)果。Hue等[8]進行了風(fēng)洞試驗，并結(jié)合eN方法進行了CFD研究，重點是層流機翼的轉(zhuǎn)捩預(yù)測。Shi等[9-10]針對三維構(gòu)型耦合雷諾平均納維埃斯托克斯方程(Reynolds Average Navier Stokes, RANS)求解器建立了基于線性穩(wěn)定性理論的有效轉(zhuǎn)捩預(yù)測工具，轉(zhuǎn)捩預(yù)測結(jié)果和風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)匹配良好。

國內(nèi)的風(fēng)洞試驗研究方面，耿子海等[11]對二維NACA0006翼型進行了混合層流控制風(fēng)洞試驗研究，王菲[12-13]、鄧雙國[14]等分別基于NACA64A-204翼型后掠翼模型和雙圓弧對稱翼型后掠翼模型進行了層流控制試驗研究，對層流流動的機理有了進一步理解。張彥軍[15]和Xu[16]等完成了超臨界自然層流機翼的設(shè)計并用風(fēng)洞試驗研究了層流機翼在不同馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下的轉(zhuǎn)捩特性，試驗最大雷諾數(shù)可達1 000萬。李強[17]、陳蘇宇[18]等針對高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩問題進行了風(fēng)洞測量試驗。

雖然風(fēng)洞試驗的數(shù)據(jù)精度較高，但是受風(fēng)洞試驗段大小的限制，其雷諾數(shù)通常低于1 000萬，這遠(yuǎn)小于運輸機的典型雷諾數(shù)。盡管利用加壓和低溫技術(shù)可以使風(fēng)洞雷諾數(shù)增加到約2 000萬，但與此同時湍流水平也變得比常規(guī)大氣飛行環(huán)境中的湍流水平更高。例如，NASA基于通用研究模型(Common Research Model, CRM)設(shè)計了超臨界NLF機翼[19-20]，并在雷諾數(shù)約為2 000萬的國家跨聲速風(fēng)洞(National Transonic Facility, NTF)中進行了測試驗證。但是由于湍流度相對較高，T-S波臨界N因子大約為6，這比常規(guī)飛行條件下使用的N因子小得多。因此，這些數(shù)據(jù)對于驗證具有高雷諾數(shù)的層流機翼設(shè)計的CFD結(jié)果不是直接有用的，這促使研究人員進行飛行測試以驗證和改進CFD工具。

早在20世紀(jì)60年代，美國實施了X-21層流飛行試驗，驗證了飛行條件下實現(xiàn)層流的可能性[21]。而后德國也相繼開展了類似的飛行試驗，在LFC-205和VFW-614飛機上實現(xiàn)了自然層流[22]。20世紀(jì)80年代以來，隨著制造條件及試驗技術(shù)的進步，NASA進行了大量的層流機翼的飛行試驗研究，如F-111/TACT跨聲速飛行試驗[23]、F-14A飛機變后掠飛行試驗[24]以及波音757飛行平臺的層流翼套試驗[25]等，研究了后掠角、馬赫數(shù)以及發(fā)動機噪聲水平對機翼表面層流的影響。此外，Belisle[26]和Roberts[27]等通過在灣流-Ⅲ飛機的機翼上設(shè)計翼套裝置進行離散粗糙元的被動層流控制，并進行了數(shù)值模擬分析。基于幾十年的風(fēng)洞試驗及飛行試驗的技術(shù)積累，波音公司逐步將層流技術(shù)應(yīng)用到波音737的翼梢小翼、波音787-9的尾翼及短艙等部件的氣動設(shè)計中[28]。歐洲也對層流機翼進行了大量的研究。歐盟進行了“清潔天空”計劃[29]，在此計劃下，空客公司在A340-300的外翼上加裝了自然層流翼套進行了層流驗證飛行，并進一步計劃將混合層流尾翼安裝在遠(yuǎn)程客機上進行試飛試驗。總之，國外對自然層流技術(shù)的研究已非常深入，并進行了廣泛的飛行試驗，部分成果已進行工程轉(zhuǎn)化。

結(jié)合以上的總結(jié)和討論，自然層流風(fēng)洞試驗和飛行試驗都能為轉(zhuǎn)捩預(yù)測數(shù)值模擬方法提供驗證性數(shù)據(jù)。兩種試驗方法在來流湍流度和雷諾數(shù)上存在一定差異，這對轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的可靠性和魯棒性提出了較高的要求，同時需要探明風(fēng)洞試驗對飛行試驗的前期指導(dǎo)意義。對于eN方法，如果在風(fēng)洞試驗條件標(biāo)定的N值下能夠達到較高的轉(zhuǎn)捩預(yù)測精度，那么需要探究在飛行條件下是否仍能獲得較好的預(yù)測效果。先前的飛行試驗并未涵蓋所有飛行場景。實際上，大多數(shù)以前的自然層流控制飛行試驗都是在巡航條件下進行的，這不能完全反映飛行條件下自然層流控制的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。因此，需要開展具有高雷諾數(shù)和不同攻角的飛行測試試驗，可為相同條件下的自然層流設(shè)計提供參考和指導(dǎo)，也能更有效地驗證轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的魯棒性。最后，在公開的文獻和國內(nèi)的研究中，鮮有同時利用風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)和飛行試驗數(shù)據(jù)對數(shù)值轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的驗證研究。

因此，基于某型公務(wù)機飛行試驗平臺，對設(shè)計的自然層流翼套進行層流特性研究。以層流機翼翼套飛行試驗為最終的目標(biāo)，需要首先采用風(fēng)洞試驗手段對翼套的層流特性進行研究；其次，基于試驗結(jié)果驗證本文采用的eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的預(yù)測精度，并結(jié)合風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬兩種手段分析氣動攻角、壓力分布形態(tài)對T-S波失穩(wěn)主導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩的影響機制；最后，對飛行條件下層流翼套轉(zhuǎn)捩特性進行研究并與飛行試驗數(shù)據(jù)進行對比，探明轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法具有較好的可靠性和魯棒性。

1 eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法及其求解

1.1 eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法

eN法是當(dāng)前工程界中較為廣泛應(yīng)用的一種預(yù)測轉(zhuǎn)捩的半經(jīng)驗方法，又叫N因子法。eN法基于穩(wěn)定性理論，分析小擾動在邊界層內(nèi)的演化，進而判斷出轉(zhuǎn)捩的位置。

采用eN方法預(yù)測轉(zhuǎn)捩。首先利用邊界層方程求解得到邊界層信息(速度型、溫度、密度、壓力等)，然后將這些信息作為穩(wěn)定性分析的輸入，進行邊界層內(nèi)小擾動的穩(wěn)定性求解，當(dāng)擾動隨著弦向慢慢增大直至達到臨界閾值失穩(wěn)即發(fā)生轉(zhuǎn)捩?；诰€性穩(wěn)定性理論(Linear Stability Theory, LST)進行穩(wěn)定性分析，其基本思想是將流場變量假設(shè)為一個定常的時均流動和一個非定常擾動，即

(1)

(2)

(3)

式中：A、B、C由時均流場參數(shù)及α、β決定。其求解采用當(dāng)?shù)鼗碦ayleigh商方法，詳細(xì)參考Cebeci[30]的論文。通過穩(wěn)定性方程可以得到擾動的時間增長率ωi，進而得到空間角度的擾動增長率αi[31-32]，使用式(4)在流向積分即可得到放大N因子，ds為弦向微元弧長：

(4)

N因子的積分求解有不同的方法，采用NTS/NCF方法進行T-S波N因子NTS、CF渦N因子NCF放大因子積分。之后，輔以轉(zhuǎn)捩閾值即可得到轉(zhuǎn)捩位置。由于本文研究構(gòu)型后掠角較小，邊界層內(nèi)T-S波擾動占主導(dǎo)作用，可忽略CF渦擾動。因而，主要關(guān)注流向擾動放大因子及其臨界閾值。轉(zhuǎn)捩閾值一般由風(fēng)洞試驗或飛行試驗標(biāo)定得到，與飛行條件(如湍流度)有關(guān)。Mack[33]給出了T-S波臨界N因子NTScr與自由來流湍流度Tu的關(guān)系：

(5)

式中：自由來流湍流度定義為湍流脈動速度均方根U′和自由來流時均速度U∞之比，其表達式為

(6)

1.2 RANS方程與eN方法的耦合求解

采用RANS方程耦合eN方法的迭代求解進行轉(zhuǎn)捩預(yù)測，圖1給出了求解的迭代流程。首先，RANS求解器得到的壓力分布數(shù)據(jù)以及計算狀態(tài)輸入到邊界層方程，邊界層方程求解得到邊界層信息，作為線性穩(wěn)定性分析的輸入，穩(wěn)定性分析可以模擬邊界層內(nèi)擾動發(fā)展情況，進而通過建立的eN方法得到轉(zhuǎn)捩位置，以間歇因子方程的形式對層流進行?；?，并在RANS求解器中實現(xiàn)固定轉(zhuǎn)捩計算。eN方法和RANS求解器進行松耦合迭代直至轉(zhuǎn)捩位置收斂即可實現(xiàn)對轉(zhuǎn)捩的數(shù)值求解。

圖1 RANS方程與eN方法的耦合求解過程

2 自然層流翼套的風(fēng)洞試驗方案及測量技術(shù)

2.1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?/h3>

選取翼套翼型剖面，拉伸成等直機翼并使后掠角與翼套前緣一致(均為5°)，形成圖2所示的翼身組合體試驗構(gòu)型。試驗機翼弦長0.3 m，展長0.9 m。在機翼段距對稱面450、600、750 mm處布置了3排測壓孔，每排測壓孔設(shè)置25個測壓點。為避免上游測壓孔產(chǎn)生的尾流對下游測壓孔產(chǎn)生影響，測壓孔與流動方向呈15°排列。圖2 中黃色區(qū)域是可更換的機翼前緣壁板，通過更換不同類型的壁板可進行自然層流或混合層流機翼風(fēng)洞試驗。試驗僅對自然層流機翼進行研究，試驗觀測區(qū)域在機翼展向內(nèi)、外側(cè)的測壓剖面之間。

圖2 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ推矫?/p>

風(fēng)洞試驗在中國航空工業(yè)空氣動力研究院沈陽院區(qū)的FL-3風(fēng)洞進行(圖3)。FL-3風(fēng)洞是直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞。試驗段截面尺寸為1.5 m×1.6 m，試驗馬赫數(shù)范圍是0.3～2.25。試驗中，使用開槽壁試驗段，試驗段上、下壁板開有非線性槽縫，左、右側(cè)壁為實壁。

圖3 FL-3風(fēng)洞

試驗采用半模構(gòu)型，需要在機身與洞壁間添加附面層隔板，支撐方式為半模轉(zhuǎn)窗。試驗構(gòu)型在風(fēng)洞中的安裝情況見圖4。

圖4 風(fēng)洞試驗構(gòu)型及安裝

2.2 紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測及其驗證

利用紅外熱像技術(shù)進行層流機翼邊界層轉(zhuǎn)捩探測。由于湍流邊界層的對流熱系數(shù)遠(yuǎn)大于層流邊界層，當(dāng)模型表面與氣流之間存在溫度差時，湍流區(qū)的模型表面溫度將更快地接近氣流溫度，進而使得模型表面的層流區(qū)與湍流區(qū)之間產(chǎn)生溫度差異。紅外熱像技術(shù)利用這一特性，通過紅外熱圖獲取模型表面溫度分布，進而根據(jù)溫度梯度判定轉(zhuǎn)捩位置。

具體測量方法為：在風(fēng)洞模型表面觀測區(qū)域噴涂亞光黑漆，提高表面紅外發(fā)射率，并在試驗吹風(fēng)前利用鹵素?zé)魧δＰ瓦M行烘烤加熱，提高模型表面初始溫度。由于吹風(fēng)時氣流溫度較低，與模型間存在溫差，在吹風(fēng)過程中使用紅外相機獲取待測機翼表面紅外熱圖，最終根據(jù)表面溫度分布來判斷轉(zhuǎn)捩位置。

為了對模型轉(zhuǎn)捩位置的測量精度進行驗證，進行了固定轉(zhuǎn)捩的測試試驗。測試方法為：在機翼弦向10%位置布置粗糙帶(Roughness Ribs)，在粗糙帶局部留有一定間隙用于顯示自然層流的狀態(tài)，方便直觀對比現(xiàn)象。在試驗條件下對不同攻角下的模型進行吹風(fēng)試驗并獲取紅外熱圖。固定轉(zhuǎn)捩使用的粗糙帶參數(shù)如下：高度0.1 mm，粗糙元直徑1.2 mm，相鄰單元圓心距2.5 mm。根據(jù)邊界層理論以及Braslow[34]的研究結(jié)論，誘發(fā)邊界層在當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)捩所需的粗糙元高度對應(yīng)的臨界雷諾數(shù)Rek應(yīng)達到600～650。根據(jù)試驗條件參數(shù)估算，Rek的范圍是700～800，滿足誘發(fā)當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)捩的條件，因此本文方法進行轉(zhuǎn)捩探測結(jié)果的驗證是可靠的。

圖5和表1分別給出了4°攻角下固定轉(zhuǎn)捩試驗的實測圖和不同攻角下的固定轉(zhuǎn)捩測試結(jié)果，根據(jù)實測數(shù)據(jù)可知機翼表面在粗糙帶當(dāng)?shù)匕l(fā)生了轉(zhuǎn)捩，而在未布置粗糙帶的區(qū)域?qū)恿髡０l(fā)展,達到20%c左右，c為弦長。從表1的結(jié)果可以看出，不同攻角下的固定轉(zhuǎn)捩測試結(jié)果與粗糙帶的位置偏差都在1%以內(nèi)，證明試驗的轉(zhuǎn)捩測試方法偏差較小，轉(zhuǎn)捩探測方法是可信的。

圖5 4°攻角固定轉(zhuǎn)捩試驗實測效果

表1 不同攻角下的固定轉(zhuǎn)捩試驗轉(zhuǎn)捩位置測試結(jié)果

3 自然層流翼套風(fēng)洞試驗及數(shù)值模擬

3.1 風(fēng)洞試驗結(jié)果

風(fēng)洞試驗在馬赫數(shù)Ma=0.5、0.6、0.7，雷諾數(shù)Re=3.37×106的條件下進行，對不同攻角下機翼的轉(zhuǎn)捩位置進行了測量，測量結(jié)果見圖6。圖中給出了攻角從-2°到4°變化時，機翼表面的層流和湍流的分布情況，其中顏色較亮的區(qū)域是層流，較暗的區(qū)域是湍流，轉(zhuǎn)捩的觀測效果非常明顯。試驗中監(jiān)測的層流區(qū)呈楔形及尖峰形分布，部分區(qū)域提前發(fā)生了轉(zhuǎn)捩，其原因可能是模型加工過程中表面部分區(qū)域不夠光滑或在試驗過程中翼面上粘附了微小的污染物，但該現(xiàn)象并不影響轉(zhuǎn)捩位置的判斷，轉(zhuǎn)捩位置在層流段最長的區(qū)域進行選取。圖中試驗觀測區(qū)域內(nèi)兩個菱形的點是設(shè)置的位置標(biāo)志點，其中左、右標(biāo)記分別在55%c和50%c的位置。

圖6 機翼表面轉(zhuǎn)捩實測結(jié)果

從試驗結(jié)果可以看出，-2°、0°、2°這3個攻角下層流區(qū)范圍隨攻角的增大基本不變，轉(zhuǎn)捩位置都在50%c左右。當(dāng)攻角增大到4°時，轉(zhuǎn)捩提前至20%c，層流區(qū)大大縮短。

3.2 數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗結(jié)果的對比分析

使用1.2節(jié)中介紹的RANS耦合eN的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法對風(fēng)洞試驗構(gòu)型進行轉(zhuǎn)捩計算。圖7給出了試驗構(gòu)型的RANS計算網(wǎng)格。由于是等直段機翼，壓力分布沿展向變化不大，所以在翼展方向僅布置73個網(wǎng)格點，而翼面和前緣曲率及壓力分布變化明顯，因此在機翼上下翼面各布置101個點，在前緣布置33個點，以滿足CFD計算精度要求。附面層網(wǎng)格采用O型拓?fù)?，物面第一層網(wǎng)格高度1×10-6m，網(wǎng)格法向增長率1.15，最終生成網(wǎng)格量700萬。CFD計算的條件與風(fēng)洞試驗狀態(tài)保持一致。

圖7 風(fēng)洞試驗構(gòu)型網(wǎng)格分布

風(fēng)洞試驗與數(shù)值計算的機翼壓力系數(shù)Cp分布對比見圖8，考慮外翼段受三維效應(yīng)影響較大，僅選取內(nèi)翼段450 mm測壓剖面結(jié)果進行對比。從壓力分布對比中可以看出：僅在-2°攻角狀態(tài)下，數(shù)值結(jié)果在機翼前緣順壓區(qū)域?qū)毫Ψ植疾蹲脚c試驗結(jié)果略有差別，但整體趨勢一致；在機翼中段及后段，各攻角的結(jié)果對比都符合較好；整體來看，數(shù)值計算的壓力分布與試驗結(jié)果吻合良好，證明本文的求解器精度較高。

圖8 數(shù)值計算與風(fēng)洞試驗壓力系數(shù)分布對比

使用eN方法求解轉(zhuǎn)捩位置，在穩(wěn)定性分析階段，由于試驗構(gòu)型機翼后掠角只有5°，故只考慮T-S波的增長，計算結(jié)果見圖9，xtr/c表示弦向轉(zhuǎn)捩位置。由于FL-3風(fēng)洞為暫吹式風(fēng)洞，湍流度較高為0.4%，因此轉(zhuǎn)捩閾值較低。根據(jù)Mack公式計算得到的T-S波臨界N因子為

圖9 不同攻角下T-S波增長包絡(luò)線

(7)

穩(wěn)定性分析結(jié)果顯示，NTScr=5對各攻角下轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測的精度較高。eN方法與試驗結(jié)果的轉(zhuǎn)捩位置對比見表2?？梢钥闯?，eN方法得出的轉(zhuǎn)捩位置與試驗結(jié)果趨勢一致且誤差較小，在0°攻角下誤差最大，兩者結(jié)果相差在3.3%c以內(nèi)，符合工程應(yīng)用的精度要求。

表2 eN方法與風(fēng)洞試驗轉(zhuǎn)捩位置對比

綜合壓力系數(shù)分布特點與eN方法計算結(jié)果對風(fēng)洞試驗構(gòu)型的層流特性進行分析。當(dāng)攻角為-2°時，上翼面壓力分布呈現(xiàn)較大的順壓力梯度，在45%c左右出現(xiàn)大的逆壓梯度進行壓力恢復(fù)。從T-S波擾動的增長來看，在大順壓力梯度區(qū)，T-S波的增長被有效抑制，當(dāng)逆壓出現(xiàn)時，T-S波迅速放大，直至發(fā)生轉(zhuǎn)捩。0°攻角的壓力分布與T-S波增長特征與-2°攻角基本一致。隨著攻角的增大，上翼面順壓力梯度逐步減小，2°攻角下，機翼前緣出現(xiàn)了弱逆壓梯度，T-S波出現(xiàn)了較快增長但并未達到轉(zhuǎn)捩閾值，之后在20%c后壓力分布轉(zhuǎn)為順壓梯度，T-S波增長被抑制，而在45%c后的較大逆壓梯度又使T-S波迅速放大，達到轉(zhuǎn)捩閾值發(fā)生轉(zhuǎn)捩。當(dāng)攻角到達4°，上翼面壓力分布形態(tài)已經(jīng)轉(zhuǎn)為明顯的逆壓梯度，T-S波也從前緣就迅速增長，并在20%c附近很快達到轉(zhuǎn)捩閾值。

通過試驗結(jié)果與數(shù)值計算結(jié)果的對比分析，可以看出，本文的數(shù)值方法在壓力分布、轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測方面的模擬精度較高，可以反映風(fēng)洞試驗構(gòu)型真實的轉(zhuǎn)捩位置變化趨勢。在多個攻角狀態(tài)下，按照T-S波臨界N因子為5所確定的轉(zhuǎn)捩位置均與試驗結(jié)果吻合較好，證明了利用湍流度和Mack公式確定風(fēng)洞試驗條件下T-S波臨界N因子的可行性和本文采用的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的魯棒性。

4 自然層流翼套飛行試驗

4.1 基于某公務(wù)機飛行試驗平臺的層流翼套構(gòu)型

為了對飛行試驗條件下的自然層流進行研究，基于某公務(wù)機飛行平臺，在其右側(cè)機翼上設(shè)計改裝了自然層流翼套，設(shè)計結(jié)果見圖10。圖中紅色區(qū)域是設(shè)計的自然層流翼套，翼套區(qū)域占當(dāng)?shù)叵议L的70%，展向?qū)挾? m，且展向翼型保持一致，兩邊的綠色區(qū)域是與主翼面的過渡區(qū)域，翼套的前緣后掠角與機翼相同，均為5°。相對于原始機翼，翼套在機翼前緣突出并包裹住原始機翼。圖11給出了翼套與當(dāng)?shù)貦C翼的翼型對比。翼套外形與主翼面在后梁處相接。相比主翼原始翼型，翼套翼型的前緣半徑較小，最大厚度后移，上表面最大彎度位置在50%弦長處，具有典型的自然層流翼型設(shè)計特點。

圖10 某型公務(wù)機上自然層流翼套設(shè)計

圖11 翼套翼型和當(dāng)?shù)卦家硇偷膶Ρ?/p>

4.2 試驗設(shè)備和數(shù)據(jù)測量

飛行試驗需要同時獲取翼套測試部分上表面的壓力分布和轉(zhuǎn)捩位置。壓力分布是通過測壓孔測量的。如圖12所示，在測試段的上表面，沿流向分布有兩排測壓孔，以及傾斜的一排測壓孔。分別標(biāo)記為Sec1、Sec2和Sec3。

圖12 試驗段測壓孔布置

轉(zhuǎn)捩信息通過紅外成像技術(shù)檢測。如圖13所示，將紅外熱像儀放置在機身上。在飛行測試期間，翼套通過安裝在內(nèi)部的加熱絲加熱，以增加測試部分和背景環(huán)境之間的溫差。由于不同的熱交換系數(shù)，層流和湍流表現(xiàn)出不同的溫度分布。在圖14的(紅外)IR圖像中，亮黃色區(qū)域表示層流，其他區(qū)域表示湍流。

圖13 紅外IR相機安裝位置

圖14 IR相機轉(zhuǎn)捩成像圖

流向測壓孔的存在會觸發(fā)從前緣附近的層流到湍流的過早轉(zhuǎn)捩，從而導(dǎo)致表面上出現(xiàn)湍流楔形。因此，兩個湍流楔形之間的區(qū)域用于轉(zhuǎn)捩檢測。在翼套的上表面上沿弦向方向設(shè)置8條等距的線。這些標(biāo)記線可以幫助確定層流范圍的長度。

5 飛行條件下層流翼套的轉(zhuǎn)捩特性

5.1 飛行條件及計算模型的簡化

由于對轉(zhuǎn)捩的計算主要集中在層流翼套區(qū)域，出于節(jié)省計算資源的考慮，對翼套的計算構(gòu)型做了部分簡化。文獻[26]表明，平、垂尾由于在機翼的尾流區(qū)域且距機翼較遠(yuǎn)，對機翼周圍的流場影響幾乎可以忽略，而吊艙距離機翼較近，對機翼表面的流場會產(chǎn)生較大的影響，因此將飛機的平、垂尾去除，僅保留機身、機翼、吊艙及其掛架進行層流翼套的轉(zhuǎn)捩預(yù)測分析。計算使用的網(wǎng)格見圖15，其中機翼環(huán)向布置201個點、展向布置113個點，在翼套部分進行了加密，全機網(wǎng)格量1 100萬。

圖15 層流翼套飛行構(gòu)型計算網(wǎng)格

選定2個飛行試驗工況，包含馬赫數(shù)、飛行高度H、基于弦長的雷諾數(shù)Rec和攻角的不同變化。主要通過調(diào)節(jié)攻角來改變測試段的壓力系數(shù)分布。飛行試驗選定的測試點見表3。

表3 飛行試驗工況

5.2 飛行條件下層流翼套的轉(zhuǎn)捩特性

飛行條件下，該構(gòu)型在各工況下翼套內(nèi)側(cè)和外側(cè)剖面的壓力系數(shù)分布計算結(jié)果如圖16(a)和圖17(a)所示。數(shù)值模擬與飛行試驗結(jié)果在翼套頭部附近由于加工精度和安裝問題而有所偏差，但整體吻合較好。證明本文使用的數(shù)值模擬方法能夠較好的預(yù)測和模擬翼套構(gòu)型的壓力分布特性。

對各狀態(tài)下層流翼套的邊界層進行穩(wěn)定性分析，得出T-S波的擾動增長包絡(luò)線云圖見圖16(b) 和圖17(b)。圖中紅色線代表翼套構(gòu)型的前緣，黑色虛線代表Sec1和Sec2兩組測壓孔，黑色實線代表湍流楔邊界。考慮飛行條件下大氣湍流度較低，轉(zhuǎn)捩閾值較風(fēng)洞試驗要高。文獻[35]對層流翼套飛行試驗大氣湍流度的測量結(jié)果顯示，當(dāng)高度范圍為5.4～6.5 km，馬赫數(shù)范圍為0.45～0.57時，湍流度范圍保持在0.034%～0.048% 之間。由于本文飛行試驗高度和馬赫數(shù)略高于此范圍，且考慮到氣象條件和發(fā)動機噪聲等影響，來流湍流度最大可達到0.0725%[35]。根據(jù)Mack公式計算得到的T-S波臨界N因子為

(8)

從穩(wěn)定性分析的結(jié)果來看，在工況2狀態(tài)下，由于上翼面具有較強的順壓梯度，T-S波的增長得到了較好的抑制，翼套上表面可保證45%c左右的層流區(qū)。在45%c后出現(xiàn)逆壓恢復(fù)區(qū)，T-S波迅速增長。在工況1狀態(tài)下，壓力分布形態(tài)呈現(xiàn)一定的平臺狀，并在頭部出現(xiàn)了小的逆壓梯度，同時順壓梯度減小，對T-S波的抑制減弱，由于較大的飛行雷諾數(shù)，T-S波得到了較快增長，在20%c前即到達了臨界值9。另外，工況1狀態(tài)下從N因子NTS增長云圖中可以看出翼套外側(cè)(Sec2)的增長率較內(nèi)側(cè)(Sec1)小，這是由于外側(cè)(Sec2)壓力分布具有更大的順壓梯度，N因子NTS增長更慢。從IR圖像中也可看出這一趨勢。

層流翼套飛行試驗選擇馬赫數(shù)范圍為0.458～0.60和雷諾數(shù)范圍為1 200萬～1 600萬。對比圖16 (b)、圖17(b)和圖16(c)、圖17(c)，從轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測結(jié)果來看，在較大范圍的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)變化條件下，按照T-S波臨界N因子為9得到的轉(zhuǎn)捩位置均與飛行試驗結(jié)果吻合較好。進一步證明了利用湍流度和Mack公式確定飛行試驗條件下T-S波臨界N因子的可行性和本文使用的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的魯棒性。

圖16 工況1條件下轉(zhuǎn)捩預(yù)測和飛行試驗結(jié)果對比

圖17 工況2條件下轉(zhuǎn)捩預(yù)測和飛行試驗結(jié)果對比

6 結(jié) 論

1) 在Ma=0.6、Re=3.37×106的風(fēng)洞試驗條件下，翼套風(fēng)洞試驗構(gòu)型轉(zhuǎn)捩位置的變化主要受攻角及壓力分布形態(tài)特征影響。小攻角下(-2°～2°)翼套表面維持大范圍的順壓力梯度，有效地抑制了T-S波的增長，最終轉(zhuǎn)捩發(fā)生在翼型中后段的壓力恢復(fù)區(qū)(50%c左右)。當(dāng)攻角增大到4°，頭部出現(xiàn)明顯逆壓梯度，T-S波擾動迅速放大，轉(zhuǎn)捩提前至20%c。

2) 在Ma=0.458、Re=12.22×106的飛行試驗條件下，由于上表面前緣存在弱逆壓梯度，難以有效抑制T-S波增長，最終在20%c左右觸發(fā)T-S波轉(zhuǎn)捩；在Ma=0.60、Re=16.12×106的飛行試驗條件下，受強順壓梯度影響，轉(zhuǎn)捩位置可推遲至45%c左右。

3) 使用RANS方程耦合eN的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法對層流翼套風(fēng)洞試驗和飛行試驗的數(shù)值模擬在壓力分布、轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測方面與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，表明本文數(shù)值方法有良好的預(yù)測精度和魯棒性。

4) 通過湍流度結(jié)合Mack公式的方法確定T-S波臨界N因子，在高湍流度低雷諾數(shù)的風(fēng)洞試驗條件下及低湍流度高雷諾數(shù)的飛行試驗條件下均可提供較為準(zhǔn)確的預(yù)測結(jié)果。也表明風(fēng)洞試驗結(jié)果能夠在一定程度上指導(dǎo)飛行試驗的實施。