趙彥，段卓毅，丁興志，楊體浩，王猛

1.航空工業(yè) 西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，西安 710089

2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

3.航空工業(yè) 空氣動(dòng)力研究院，沈陽(yáng) 110034

民用飛機(jī)受到的摩阻在其總阻力中占很大比例，減少摩阻對(duì)降低運(yùn)行成本和實(shí)現(xiàn)綠色航空具有重要意義。層流摩阻遠(yuǎn)小于湍流摩阻，因此擴(kuò)大層流區(qū)是減阻的一個(gè)重要途徑[1]。目前面向民用飛機(jī)設(shè)計(jì)的層流技術(shù)主要有自然層流技術(shù)(NLF)、層流控制技術(shù)(LFC)和混合層流控制技術(shù)(HLFC)。

自然層流技術(shù)主要通過翼型設(shè)計(jì)獲得合適的壓力梯度，抑制流向Tollmien-Schlichting(TS)波和CF(Cross Flow)波增長(zhǎng)以產(chǎn)生大范圍層流區(qū)從而推遲轉(zhuǎn)捩[2]。這一技術(shù)在二維和軸對(duì)稱流動(dòng)中已發(fā)展得比較成熟。前期研究[1]證明，只要保持表面光滑質(zhì)量就可在翼型上長(zhǎng)達(dá)80%弦長(zhǎng)區(qū)域內(nèi)保持順壓梯度與層流流動(dòng)。但這種層流流動(dòng)極易受飛行條件限制，會(huì)影響飛機(jī)在非設(shè)計(jì)工況下的性能，且對(duì)機(jī)翼的后掠角非常敏感。層流控制技術(shù)是采用一定的機(jī)械裝置(如吸氣裝置)對(duì)機(jī)翼表面進(jìn)行流動(dòng)控制以實(shí)現(xiàn)大范圍層流區(qū)；這種層流流動(dòng)實(shí)現(xiàn)范圍廣，但相關(guān)技術(shù)復(fù)雜，易導(dǎo)致機(jī)翼增重[3]?；旌蠈恿骺刂萍夹g(shù)綜合了自然層流和層流控制概念，一般在機(jī)翼前緣10%～20%的區(qū)域依靠層流控制技術(shù)產(chǎn)生穩(wěn)定的層流段，之后按自然層流設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)更大范圍的層流[4]?；旌蠈恿骺刂萍夹g(shù)減少了層流控制的吸氣功率和流量要求，降低了系統(tǒng)的復(fù)雜性，特別是可不改變?cè)袡C(jī)翼的翼盒結(jié)構(gòu)，避免了與翼盒結(jié)構(gòu)的綜合設(shè)計(jì)。因此相比自然層流技術(shù)實(shí)用性更強(qiáng)，抗干擾能力也更好。

針對(duì)轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法和混合層流機(jī)翼設(shè)計(jì)，Pralits[5]在其博士論文中研究了混合層流控制的最優(yōu)吸氣分布和壓力分布，并將該方法應(yīng)用到商用飛機(jī)的后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)中。Beck[6]綜述了歐洲在轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)和自然/混合層流減阻領(lǐng)域的研究，并預(yù)測(cè)了客機(jī)外表面全層流的減阻潛力。Krishnan等[7]回顧了美國(guó)和歐洲在混合層流控制技術(shù)、系統(tǒng)和飛行試驗(yàn)方面的進(jìn)展。Lawson等[8]研究了混合層流前緣吸氣技術(shù)及其在風(fēng)洞試驗(yàn)中的應(yīng)用。Saeed等[9]考慮將混合層流應(yīng)用于商用飛翼運(yùn)輸機(jī)，研究了不同吸氣分布對(duì)系統(tǒng)功率消耗的影響。Risse等[10]提出了一種飛機(jī)概念方案，用于評(píng)估混合層流吸氣系統(tǒng)收益。史亞云等[11]采用自由變形(FFD)外形參數(shù)化、徑向基函數(shù)(RBF)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)、改進(jìn)微分進(jìn)化算法及耦合eN方法的雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)方法，以阻力最小和功耗最小為目標(biāo)進(jìn)行了無(wú)限展長(zhǎng)后掠翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)。楊體浩等[12]進(jìn)行了考慮升力系數(shù)、馬赫數(shù)變化的混合層流機(jī)翼多點(diǎn)魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)，表明提高吸氣區(qū)首尾的吸氣強(qiáng)度有利于提高HLFC機(jī)翼的魯棒性。由此可知國(guó)外對(duì)混合層流控制進(jìn)行了系統(tǒng)而深入的研究，內(nèi)容涵蓋轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法、機(jī)翼設(shè)計(jì)等理論研究及吸氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)、風(fēng)洞/飛行試驗(yàn)等工程實(shí)踐，而中國(guó)的研究多集中在理論層面。

聚焦到飛行驗(yàn)證方面，國(guó)外開展了大量層流技術(shù)的飛行試驗(yàn)[13]。Martin等[14]使用Cessna O-2A飛機(jī)通過翼下吊掛驗(yàn)證翼段的形式進(jìn)行了離散粗糙元對(duì)自然層流機(jī)翼的影響研究。Drake和Solomon[15]使用縮尺復(fù)材公司白色騎士飛機(jī)的中間機(jī)身吊掛驗(yàn)證翼段進(jìn)行了30°后掠層流機(jī)翼的飛行試驗(yàn)研究。Belisle等[16]使用Gulfs-tre am Ⅱ飛機(jī)進(jìn)行了層流翼套飛行試驗(yàn)研究。Michael[17]、Philipsen[18]等使用A340-300飛機(jī)改裝外翼進(jìn)行了混合層流控制研究。Schmitt等[19]使用A320飛機(jī)改裝垂尾進(jìn)行了混合層流控制研究。Wagner等[20]使用Boeing 757飛機(jī)進(jìn)行了自然層流翼套飛行試驗(yàn)研究。飛行試驗(yàn)更直接，更貼近真實(shí)飛行環(huán)境，是提高技術(shù)成熟度、走向工程應(yīng)用的重要一步，國(guó)外對(duì)層流技術(shù)進(jìn)行了充分的飛行驗(yàn)證，而已查到的文獻(xiàn)顯示中國(guó)僅有鐘海等[21]采用公務(wù)機(jī)翼套的方式進(jìn)行了層流飛行試驗(yàn)，該方面的研究才剛剛起步。

中國(guó)現(xiàn)有研究主要集中在轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法、層流機(jī)翼設(shè)計(jì)等方面，目前鮮有基于三維機(jī)翼開展綜合考慮壓力分布與吸氣分布耦合效應(yīng)的HLFC機(jī)翼設(shè)計(jì)和飛行驗(yàn)證研究。同時(shí)，上述國(guó)內(nèi)外飛行試驗(yàn)均采用現(xiàn)有飛機(jī)吊掛驗(yàn)證翼段或改造機(jī)翼(翼套或更換外翼段)、改造垂尾的方案進(jìn)行層流技術(shù)飛行驗(yàn)證，存在以下問題：① 吊掛試驗(yàn)段或改造機(jī)翼會(huì)對(duì)原飛機(jī)的飛行性能產(chǎn)生影響，如設(shè)計(jì)不當(dāng)甚至?xí){飛行安全；② 改造垂尾驗(yàn)證層流時(shí)需通過維持定常側(cè)滑模擬指定迎角，飛行員操縱和當(dāng)?shù)赜菢?biāo)定的難度較大；③ 使用大中型飛機(jī)進(jìn)行驗(yàn)證存在經(jīng)費(fèi)高、周期長(zhǎng)、試驗(yàn)資源協(xié)調(diào)困難等問題。

因此筆者構(gòu)建了一型無(wú)人驗(yàn)證機(jī)作為混合層流減阻的飛行試驗(yàn)平臺(tái)。驗(yàn)證機(jī)采用雙機(jī)身、π尾布局，雙機(jī)身中間為混合層流試驗(yàn)段，對(duì)試驗(yàn)段上翼面的一定區(qū)域內(nèi)加工密孔進(jìn)行抽吸氣控制。為控制全機(jī)重心范圍且盡可能減小抽氣能力損失及抽氣泵振動(dòng)對(duì)機(jī)載設(shè)備造成的不利影響，抽氣泵采用吊艙形式吊掛于混合層流試驗(yàn)段下部。

基于層流驗(yàn)證機(jī)方案，首先進(jìn)行了混合層流試驗(yàn)段的設(shè)計(jì)約束分析和初步方案設(shè)計(jì)；然后綜合考慮高速氣動(dòng)阻力和混合層流控制效果，進(jìn)行了機(jī)翼和翼下吊艙、掛架的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)；接著，以減小抽氣泵功率和吸氣流量為目標(biāo)進(jìn)行了吸氣參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)；最后，通過風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)混合層流試驗(yàn)段的設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 方法與驗(yàn)證

1.1 數(shù)值求解方法

采用eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法和RANS求解器耦合進(jìn)行考慮轉(zhuǎn)捩的氣動(dòng)力計(jì)算。RANS求解器得到的邊界層壓力分布數(shù)據(jù)將作為邊界層方程求解的輸入條件。邊界層信息將作為線性穩(wěn)定性分析的輸入。使用eN方法判別邊界層轉(zhuǎn)捩位置并返回到RANS求解器中。eN方法和RANS求解器進(jìn)行松耦合迭代的求解流程見圖1。

圖1 eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法耦合RANS求解器數(shù)值模擬流程

eN方法是基于線性穩(wěn)定性理論的，率先由Smith[22]和Van Ingen[23]倡導(dǎo)使用，在進(jìn)行轉(zhuǎn)捩計(jì)算時(shí)，首先在臨界雷諾數(shù)處引入小擾動(dòng)，若下游流場(chǎng)擾動(dòng)幅值的增長(zhǎng)倍數(shù)達(dá)到eN，則認(rèn)為轉(zhuǎn)換開始發(fā)生，通常N的臨界值為9。

相比輸運(yùn)方程的局限性，eN方法廣泛應(yīng)用于工程設(shè)計(jì)中，可預(yù)測(cè)常見TS波和CF波誘導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩。eN方法轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模式主要包含3個(gè)部分：邊界層信息求解、線性穩(wěn)定性分析、轉(zhuǎn)捩位置判斷。邊界層信息求解通過邊界層方程進(jìn)行，可獲得速度型、溫度、密度、壓力及其一次和二次導(dǎo)數(shù)等參數(shù)。這些參數(shù)將作為輸入進(jìn)行穩(wěn)定性判斷。

線性穩(wěn)定性方程可表達(dá)為簡(jiǎn)化形式：

(1)

變換得到的線性穩(wěn)定理論方程是一個(gè)常見的求特征值問題，該問題滿足

(AD2+BD+C)φ=0

(2)

式中：D代表d/dy;φ定義為

(3)

式(3)的邊界條件為

(4)

求解線性穩(wěn)定理論方程可獲波大小αi，但并不能得到流場(chǎng)轉(zhuǎn)捩位置。為描述層流擾動(dòng)增長(zhǎng)引入eN方法。當(dāng)?shù)氐臄_動(dòng)增長(zhǎng)可表示為函數(shù)Fa(x,z)：

(5)

式中：x為流向位置。

對(duì)式(5)積分得

(6)

式中:Fa1和Fa2分別為起始和終止位置的擾動(dòng)幅值;s1和s2分別為起始和終止位置的弧長(zhǎng)坐標(biāo)。

通過擾動(dòng)放大率可定義Nfactor=ln(Fa2/Fa1)，當(dāng)Nfactor達(dá)轉(zhuǎn)捩閾值Ncrit時(shí)對(duì)應(yīng)的流向位置即為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。

1.2 吸氣流量、功率估算方法

進(jìn)行混合層流吸氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)還需進(jìn)行吸氣流量、功率的估算，主要是進(jìn)行內(nèi)壓設(shè)計(jì)和吸氣流量、功率計(jì)算。

吸氣壁板的參數(shù)如圖2所示，圖中d為孔徑，l為孔間距，t為壁厚，pout為由翼型壓力分布決定的外部靜壓，pplenum為吸氣腔的內(nèi)部靜壓。

圖2 吸氣壁板幾何參數(shù)

定義面吸氣速度vs和吸氣強(qiáng)度Cq：

(7)

(8)

(9)

式中：σ為孔隙率，可表達(dá)為

(10)

試驗(yàn)表明每個(gè)孔的吸氣速度可由吸氣腔體的內(nèi)、外壓差決定：

(11)

式中：Δp為氣流流經(jīng)吸氣孔產(chǎn)生的壓差；μ為動(dòng)力學(xué)黏性系數(shù)；a、b為系數(shù)，可由試驗(yàn)標(biāo)定。

獲得每個(gè)孔的吸氣速度后，總吸氣流量可由所有吸氣孔的流量求和得到。

吸氣系統(tǒng)的總功率可分為4部分：克服尾流阻力消耗的功率、由于吸氣表面能量損失消耗的功率、吸氣泵將氣流壓縮需要的功率、排出吸氣氣體產(chǎn)生推力提供的功率。

對(duì)于飛行速度更高的構(gòu)型，一般將克服尾流阻力消耗的功率和動(dòng)量損失消耗的功率合并為一項(xiàng)，即克服阻力消耗的功率：

(12)

式中：S為參考面積；CD為阻力系數(shù)；ηp為推進(jìn)系統(tǒng)效率。推力產(chǎn)生的功率即將氣流排出提供額外推力，產(chǎn)生負(fù)功率：

(13)

式中：V0為氣體排出速度。吸氣泵需將流體壓縮，這部分功率可表示為

(14)

式中：ηs為吸氣系統(tǒng)效率；Vs為吸氣泵的吸氣速度，相比V0較小，可忽略。取最優(yōu)排出速度：

(15)

最終總功率表達(dá)為

(16)

總吸氣功率可由所有吸氣孔的功率求和得到。

1.3 方法驗(yàn)證

針對(duì)NLF(2)-0415無(wú)限展長(zhǎng)后掠機(jī)翼，Dahenhart[24]在Arizona大學(xué)非定常風(fēng)洞中進(jìn)行了橫流渦試驗(yàn)。該模型的剖面翼型見圖3(a)，圖中c為弦長(zhǎng)，x、y使用弦長(zhǎng)無(wú)量綱化，是典型的層流翼型。使用ICEM CFD生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，表面計(jì)算網(wǎng)格見圖3(b)，流向布置了281個(gè)點(diǎn)，法向需保證網(wǎng)格的增長(zhǎng)率小于1.1，同時(shí)保證y+<1。對(duì)該構(gòu)型基于線性穩(wěn)定性理論的RANS模擬采用周期性邊界條件，使展向不同位置的流場(chǎng)重合。在后掠角為45°時(shí)橫流渦擾動(dòng)最大，同時(shí)為充分發(fā)展橫流渦的擾動(dòng)，試驗(yàn)中選取-4°迎角進(jìn)一步放大橫流渦的擾動(dòng)，從而研究橫流駐渦的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.1，雷諾數(shù)分別為1.92×106、2.19×106、2.37×106、2.73×106、3.27×106和3.73×106。

圖3 NLF(2)-0415翼型剖面及計(jì)算網(wǎng)格劃分

圖4為雷諾數(shù)2.37×106時(shí)數(shù)值模擬得到的壓力分布與試驗(yàn)壓力分布對(duì)比，圖中Cp為壓力系數(shù)，可見數(shù)值模擬得到的結(jié)果與試驗(yàn)符合較好。圖5為試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩位置和數(shù)值模擬的對(duì)比，圖中xtr為轉(zhuǎn)捩位置，Rex為基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)，γ為間歇因子，可看出紅線標(biāo)注的范圍基本都在試驗(yàn)的轉(zhuǎn)捩范圍內(nèi)，因而對(duì)NLF(2)-0415無(wú)限展長(zhǎng)后掠機(jī)翼，基于線性穩(wěn)定理論得到的轉(zhuǎn)捩位置是可靠的。

圖4 NLF(2)-0415翼型上翼面壓力分布數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

圖5 不同雷諾數(shù)下NLF(2)-0415翼型轉(zhuǎn)捩位置數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

2 試驗(yàn)段設(shè)計(jì)約束和初步方案設(shè)計(jì)

2.1 設(shè)計(jì)約束

混合層流試驗(yàn)段需對(duì)多種轉(zhuǎn)捩機(jī)制進(jìn)行研究，并通過在前緣適當(dāng)區(qū)域微孔吸氣對(duì)轉(zhuǎn)捩特性進(jìn)行主動(dòng)控制，延遲邊界層轉(zhuǎn)捩。因此期望試驗(yàn)段氣動(dòng)特性具有以下特征：

1) 試驗(yàn)翼段應(yīng)與飛行平臺(tái)相適配，能完成抽氣泵布置；氣動(dòng)設(shè)計(jì)良好，設(shè)計(jì)升力系數(shù)與全機(jī)匹配，掛架、吊艙阻力增量合理等。

2) 在小迎角下試驗(yàn)段的轉(zhuǎn)捩機(jī)制由CF波失穩(wěn)主導(dǎo)。

3) 在大迎角下試驗(yàn)段的轉(zhuǎn)捩機(jī)制由TS波失穩(wěn)主導(dǎo)。

4) 在-0.5°～2.5°迎角范圍內(nèi)采用吸氣控制后都能顯著推遲轉(zhuǎn)捩。

5) 根據(jù)吸氣泵約束，推遲轉(zhuǎn)捩所需的吸氣質(zhì)量流量不大于22 m3/h，吸氣泵功率不大于650 W。

2.2 初步方案設(shè)計(jì)

為在兼顧高低速性能的同時(shí)使飛機(jī)有合適的航向穩(wěn)定性，亞音速客機(jī)機(jī)翼1/4弦線的后掠角通常大于25°，與此同時(shí)考慮綜合氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等因素，通常還具有一定的梢根比。為模擬亞聲速客機(jī)的橫流CF波轉(zhuǎn)捩，混合層流試驗(yàn)段采用帶28°后掠角的非對(duì)稱梯形翼，混合層流試驗(yàn)段的平面形狀如圖6所示。試驗(yàn)段幾何參數(shù)如下：1/4弦線后掠角為25.4°，安裝角為2.0°，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為1.44 m，扣除兩側(cè)機(jī)身后的外露展長(zhǎng)為1.35 m，展弦比為0.94。全機(jī)可在0°時(shí)實(shí)現(xiàn)Ma=0.7巡航飛行。

圖6 混合層流試驗(yàn)段初始平面形狀

混合層流初始翼型見圖7，翼型相對(duì)厚度為12%。該翼型在小迎角下具有較大的順壓梯度，可明顯抑制TS波增長(zhǎng)，轉(zhuǎn)捩模式為CF波失穩(wěn);該翼型在大迎角下頭部出現(xiàn)一段較小的逆壓梯度,可有效抑制橫流失穩(wěn),隨后出現(xiàn)較長(zhǎng)的順壓梯度。

圖7 混合層流試驗(yàn)段初始翼型

吸氣區(qū)域展向?qū)挾葹?.6 m，吸氣中心略偏向右側(cè)，上翼面部分相對(duì)弦長(zhǎng)為12%，下翼面部分相對(duì)弦長(zhǎng)為1.8%。吸氣孔直徑為60 μm，孔間距為10倍孔徑?；旌蠈恿髟囼?yàn)段及前緣吸氣區(qū)域初始方案如圖8所示。

圖8 混合層流試驗(yàn)段抽吸氣區(qū)域

機(jī)翼下吊艙為紡錘體，內(nèi)部布置吸氣泵，掛架為常規(guī)梯形掛架，掛架前緣后掠角為24°。初始吊艙及掛架外形如圖9所示。

圖9 吊艙及掛架初始外形

3 混合層流試驗(yàn)段優(yōu)化設(shè)計(jì)

混合層流吸氣屬于微吸氣控制，對(duì)機(jī)翼壓力形態(tài)影響很小。因此在混合層流試驗(yàn)段優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)首先進(jìn)行機(jī)翼、掛架和吊艙優(yōu)化設(shè)計(jì)，即在最初設(shè)計(jì)的干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上加入吊艙、掛架并進(jìn)行外形優(yōu)化；待得到滿意的壓力分布后，再通過對(duì)不同吸氣方式、吸氣區(qū)域的研究獲得滿足吸氣功率、吸氣流量的最終機(jī)翼。

3.1 試驗(yàn)段及吊艙、掛架綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)

干凈構(gòu)型和初始構(gòu)型(在干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上增加吊艙及掛架)在Ma=0.7下的升力系數(shù)曲線、極曲線如圖10所示，圖中CL為升力系數(shù)，AOA為迎角?？煽闯黾尤胛鼩獾跖摵蛼旒芎笱埠近c(diǎn)附近升力系數(shù)變化較小，但零阻系數(shù)驟增約160 counts。

圖10 干凈和初始構(gòu)型的升力系數(shù)曲線、極曲線

掛架的表面極限流線和壓力云圖如圖11所示，可看出機(jī)翼和掛架、吊艙的壓力恢復(fù)區(qū)相互干擾，使掛架前部出現(xiàn)激波，最終導(dǎo)致掛架中后部出現(xiàn)大面積流動(dòng)分離現(xiàn)象，使阻力急劇增加。阻力增量主要出現(xiàn)在掛架上，這也與升力曲線變化不大、極曲線中零阻增加的現(xiàn)象相符。

圖11 Ma=0.7、α=0°時(shí)初始構(gòu)型流線和壓力云圖

加入掛架、吊艙前后不同機(jī)翼展向位置Y的壓力分布如圖12所示。可看出掛架和吊艙的加入使試驗(yàn)段上表面負(fù)壓峰提高，尤其是靠近左側(cè)翼梢的位置，對(duì)于驗(yàn)證CF轉(zhuǎn)捩機(jī)制產(chǎn)生較大的不利影響。

圖12 Ma=0.7、α=0°時(shí)干凈和初始構(gòu)型不同翼展截面處的壓力分布

同時(shí)由于混合層流翼型上表面順壓梯度較大(沿弦向壓力遞減)，導(dǎo)致10%弦長(zhǎng)后的區(qū)域因負(fù)壓較大可能出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象，0°迎角時(shí)甚至從8%弦長(zhǎng)開始就已出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象。這對(duì)混合層流的吸氣控制是十分不利的。

針對(duì)上述掛架、吊艙帶來(lái)的問題，對(duì)混合層流試驗(yàn)段的翼型、吊艙及掛架外形進(jìn)行綜合修型設(shè)計(jì)，一方面減弱掛架激波和流動(dòng)分離，另一方面削弱掛架、吊艙誘導(dǎo)的前緣負(fù)壓，同時(shí)減緩機(jī)翼上表面順壓梯度。主要措施包括：

1) 以起落裝置極限壓縮(含輪胎癟胎)時(shí)吊艙不蹭地為前提，將吊艙位置最大程度地下移，減弱吊艙與機(jī)翼的氣動(dòng)干擾。

2) 優(yōu)化掛架外形。采用措施包括剖面形狀及平面參數(shù)，如將原“橢圓-等直段-橢圓”的剖面修改為對(duì)稱翼型剖面；減小掛架處翼型的相對(duì)厚度；將掛架由前掠改為后掠，并優(yōu)化掛架前緣掠角等。以上措施都是為了改善掛架繞流的流動(dòng)特性。

3) 優(yōu)化吊艙外形。在吸氣泵外形包絡(luò)前提下優(yōu)化吊艙的截面分布，減小最大直徑，增大長(zhǎng)細(xì)比，減緩吊艙頭部曲面特別是上部曲面的變化梯度，優(yōu)化后的吊艙形狀由“橄欖球形”變?yōu)椤芭＝敲姘巍?，吊艙和機(jī)翼下表面形成的通道面積沿流向變化更小，誘導(dǎo)的氣流加減速效應(yīng)更弱，優(yōu)化后的吊艙形狀參見圖13(a)。

4) 優(yōu)化機(jī)翼翼型，降低前緣負(fù)壓值，避免吸氣外表面的壓力低導(dǎo)致出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象；同時(shí)通過后緣加載對(duì)修改前緣損失的升力系數(shù)進(jìn)行補(bǔ)償。

優(yōu)化后的混合層流試驗(yàn)段在典型飛行條件下的流線圖及壓力云圖如圖13所示。觀察圖13(a) 可知與初始方案相比，掛架中后緣區(qū)域已無(wú)明顯的激波和分離現(xiàn)象；觀察圖13(b)可知上翼面翼梢前緣處受掛架及吊艙的影響也顯著減小。加入掛架、吊艙對(duì)全機(jī)阻力特性的影響明顯減弱。

圖13 Ma=0.7、α=0°時(shí)優(yōu)化構(gòu)型的流線和壓力云圖

混合層流試驗(yàn)段優(yōu)化前后不同翼型的截面壓力分布如圖14所示，可看出優(yōu)化方案上翼面5%～20%弦長(zhǎng)范圍內(nèi)的負(fù)壓力值減小，減弱了吸氣功率需求，利于主動(dòng)吸氣控制；后緣由提供負(fù)升力變?yōu)樘峁┥倭空Γ?°迎角時(shí)總升力略有增加。

圖14 Ma=0.7、α=0°時(shí)初始及優(yōu)化構(gòu)型不同翼展截面處的壓力分布

3.2 考慮流量、功率約束的吸氣參數(shù)設(shè)計(jì)

在優(yōu)化構(gòu)型的基礎(chǔ)上，選擇Y=-0.2,0.4 m、下翼面1.8%弦長(zhǎng)、上翼面12%弦長(zhǎng)區(qū)域進(jìn)行微孔吸氣。采用第1節(jié)所述方法研究不同吸氣分布下的轉(zhuǎn)捩位置、吸氣功率和吸氣流量。吸氣區(qū)域覆蓋前緣主要是為了抑制附著線轉(zhuǎn)捩；展向范圍更靠近試驗(yàn)段翼根處是為了避開展向流動(dòng)帶來(lái)的翼尖邊界層堆積，同時(shí)達(dá)到更高的試驗(yàn)雷諾數(shù)。

表1為計(jì)算功率時(shí)采用的來(lái)流條件，選擇高度H=8 km、Ma=0.7巡航狀態(tài)。表2為吸氣系統(tǒng)特征參數(shù)，此處選擇的標(biāo)定參數(shù)a、b為經(jīng)驗(yàn)參數(shù)。

表1 自由來(lái)流參數(shù)

表2 吸氣系統(tǒng)參數(shù)

定義4種吸氣方式：

1) 均勻吸氣方式

所有吸氣孔均給定相同的吸氣速率，這種情況下不同孔內(nèi)側(cè)腔壓是不同的，因此只存在于理想情況下。

2) 極限吸氣方式

給定腔壓，保證整個(gè)區(qū)域內(nèi)最小的吸氣強(qiáng)度達(dá)均勻吸氣的吸氣強(qiáng)度。

3) 等體積流量方式

給定腔壓，保證整個(gè)區(qū)域內(nèi)的總吸氣流量等于均勻吸氣的吸氣流量。

4) 折中吸氣方式

極限吸氣方式和等體積流量方式的中間狀態(tài)。

分別采用極限、等體積、折中3種吸氣方式，并給定Cq=0.000 1,0.000 2兩種吸氣強(qiáng)度，組合下共有6種情況，計(jì)算這6種情況下的總體積流量和消耗的功率。

針對(duì)優(yōu)化構(gòu)型，可得-0.5°～2.5°迎角下各吸氣分布的吸氣流量和需用功率計(jì)算結(jié)果如圖15 所示，圖中Q為吸氣流量，P為吸氣泵功率。從計(jì)算結(jié)果上看，極限吸氣分布的體積流量最大，而等體積流量分布的體積流量最小。相應(yīng)地為保證最低的吸氣控制強(qiáng)度，極限吸氣分布需大幅降低腔室內(nèi)壓。極限吸氣分布的功率接近甚至?xí)^650 W的功率上限，因此難以采用。而對(duì)于等體積流量分布和折中分布基本都能保證在功率約束范圍內(nèi)。與此同時(shí)，等體積流量方式由于腔壓不夠低，在部分孔出現(xiàn)了吹氣現(xiàn)象。圖16給出了Y=-0.2,0.2,0.4 m 3個(gè)展向位置的弦向吸氣速度分布，以等體積流量方式、Cq=0.000 1為例，在約6%弦長(zhǎng)后吸氣孔板開始吹氣，這對(duì)層流維持是不利的，甚至?xí)崆罢T發(fā)轉(zhuǎn)捩，而折中吸氣方式則可有效避免吹氣現(xiàn)象，在同樣吸氣強(qiáng)度下于12%弦長(zhǎng)后才出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象。綜合權(quán)衡下，折中吸氣方式能在給定的流量、功率約束下實(shí)現(xiàn)吸氣孔板在絕大部分區(qū)域的吸氣效果，因此最終采用折中吸氣方式，同時(shí)考慮Cq=0.000 1時(shí)在12%弦長(zhǎng)后出現(xiàn)的吹氣現(xiàn)象，最終吸氣區(qū)域弦長(zhǎng)方向確定在下翼面1.8%弦長(zhǎng)到上翼面12%弦長(zhǎng)范圍內(nèi)。

圖15 不同吸氣強(qiáng)度下各吸氣方式的吸氣流量和消耗功率隨迎角的變化

圖16 Cq=0.000 1時(shí)不同吸氣方式下沿弦向的吸氣速度分布

-0.5°～2.5°迎角時(shí)混合層流試驗(yàn)段典型狀態(tài)(Ma=0.7，α=0°)下Y=0.2 m截面的轉(zhuǎn)捩特性計(jì)算結(jié)果如圖17所示。每個(gè)迎角下分別展示自然層流狀態(tài)、Cq=-0.000 1,-0.000 2兩種吸氣強(qiáng)度的折中吸氣方式、等體積流量方式的Nfoctor增長(zhǎng)曲線，可看出0°迎角下采用前緣吸氣能有效抑制CF轉(zhuǎn)捩機(jī)制下的Nfoctor增長(zhǎng)，相比自然層流狀態(tài)，轉(zhuǎn)捩位置大幅推遲，Cq=-0.000 2折中分布的轉(zhuǎn)捩抑制效果好于Cq=-0.000 1折中分布的，等體積流量分布轉(zhuǎn)捩抑制效果最差。圖18 給出了不同吸氣方式下的轉(zhuǎn)捩位置(取Ncrit=6)，相比自然層流狀態(tài)，優(yōu)化后的構(gòu)型在折中吸氣狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩位置可大幅推遲，且在-0.5°～0.5°迎角范圍內(nèi)轉(zhuǎn)捩位置的推遲效果顯著。

圖17 Y=0.2 m、α=0°時(shí)優(yōu)化構(gòu)型的Nfoctor增長(zhǎng)曲線

圖18 Ma=0.7、Y=0.2 m時(shí)優(yōu)化構(gòu)型在不同吸氣方式下的轉(zhuǎn)捩位置

4 設(shè)計(jì)結(jié)果驗(yàn)證

在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院某風(fēng)洞進(jìn)行了混合層流試驗(yàn)段轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)采用增壓的方式提高試驗(yàn)雷諾數(shù)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D19所示，前緣為整體更換段，分為干凈段和吸氣段，其中吸氣段前緣12%弦長(zhǎng)區(qū)域?yàn)槲鼩鈪^(qū)，內(nèi)部為空腔，蒙皮上加工密孔進(jìn)行抽吸氣控制。腔體內(nèi)部和吸氣區(qū)兩側(cè)通過測(cè)壓孔對(duì)抽吸氣狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控?；疑珔^(qū)域?yàn)榧訜釁^(qū)，采用紅外轉(zhuǎn)捩進(jìn)行轉(zhuǎn)捩位置探測(cè)，紅外圖像中機(jī)翼表面的亮區(qū)代表層流區(qū)域。

圖19 混合層流試驗(yàn)段轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

Ma=0.7、α=-3.5°時(shí)不同來(lái)流總壓的紅外轉(zhuǎn)捩圖像和吸氣區(qū)吹吸氣情況如圖20所示，圖中P0為風(fēng)洞來(lái)流總壓，Re為來(lái)流雷諾數(shù)。由于風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)大約只有飛行雷諾數(shù)的1/2，因此設(shè)計(jì)在-0.5°～0.5°迎角出現(xiàn)的CF波轉(zhuǎn)捩只有在更大順壓下才能出現(xiàn)，提前到-3.5°迎角?？梢娫赗e=3.58×106、自然層流情況下，機(jī)翼在青色線位置出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，有鋸齒形的亮色條紋，大約在18%弦長(zhǎng)位置；采用吸氣控制后轉(zhuǎn)捩位置大幅推遲，位于50%弦長(zhǎng)的標(biāo)志線之后。試驗(yàn)中嘗試進(jìn)一步增壓至0.20 MPa，但由于風(fēng)洞試驗(yàn)吸氣泵限制和管路損耗，設(shè)計(jì)的吸氣區(qū)出現(xiàn)大面積吹氣現(xiàn)象，導(dǎo)致更大雷諾數(shù)時(shí)吸氣控制效果無(wú)法驗(yàn)證。但現(xiàn)有結(jié)果已證明在設(shè)計(jì)點(diǎn)混合層流通過吸氣能實(shí)現(xiàn)層流區(qū)大幅度擴(kuò)展。

圖20 混合層流試驗(yàn)段轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)結(jié)果

5 結(jié) 論

進(jìn)行了面向飛行驗(yàn)證的混合層流機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過統(tǒng)籌考慮吸氣吊艙布置、抽吸氣區(qū)域、抽吸氣功率和流量、飛行阻力、轉(zhuǎn)捩位置等完成了混合層流試驗(yàn)段的設(shè)計(jì)約束分析和外形、抽吸氣參數(shù)的優(yōu)化等，并通過計(jì)算仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)混合層流試驗(yàn)段的設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，得到的主要結(jié)論如下。

1) 完成了混合層流試驗(yàn)段方案的優(yōu)化設(shè)計(jì)，能滿足吸氣泵的布置要求并以最小功率消耗換取最優(yōu)混合層流效果。該方案在-0.5°、0°和0.5°迎角的轉(zhuǎn)捩推遲效果較為顯著。

2) 等體積流量、極限和折中吸氣分布中，極限吸氣分布效果最好，但消耗的功率和需要的抽吸流量最大；等體積流量吸氣分布需要的功率和流量最小，但會(huì)在吸氣區(qū)中后部出現(xiàn)吹氣現(xiàn)象，提前誘發(fā)轉(zhuǎn)捩，這一現(xiàn)象在計(jì)算和試驗(yàn)中都得到了證實(shí)；折中吸氣分布需要的功率和流量介于兩者之間，同時(shí)具有很好的轉(zhuǎn)捩位置推遲效果。

3) CFD計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)均表明優(yōu)化后的構(gòu)型在吸氣后具有較好的轉(zhuǎn)捩特性，能大幅推遲轉(zhuǎn)捩位置。后續(xù)將在飛行試驗(yàn)中對(duì)混合層流吸氣的轉(zhuǎn)捩抑制效果作進(jìn)一步驗(yàn)證。