基于升华法的后掠翼混合层流控制研究

王 菲,额日其太,王 强,郭 辉,苏沛然

(1.北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京 100191;2.北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191)

0 引 言

在飞机巡航阻力中,摩擦阻力是一个重要的组成部分,减少表面摩擦阻力可以提升气动性能上的优势从而降低飞机的运行成本。对于亚声速飞机,表面摩擦阻力占总阻力的50%左右[1],而层流的阻力比相同雷诺数湍流的阻力要小90%[2]。因此保持飞行器表面更多的层流区可以大大减少飞行阻力。采用一定的控制措施推迟边界层转捩,使飞行器表面保持大面积层流区的技术称为层流控制技术。层流控制技术是减小摩擦阻力非常有效的措施[3-4]。目前层流控制措施主要包括自然层流控制(Natural Laminar Flow,NLF)、层流控制(Laminar Flow Control,LFC)、混合层流控制(Hybrid Laminar Flow Control,H LFC)、微尺度粗糙元(Micron-Sized Roughness)层流控制等[5-6]。

NLF方法主要应用于小后掠角机翼,而LFC需要全翼面吸气,吸气量大、系统较复杂。HLFC方法结合了NLF和LFC技术优点,采用仅在机翼前缘附近吸气、其它的区域采用合理压力分布的方法来实现层流控制。HLFC方法具有吸气量小、吸气系统较简单、保持良好机翼气动性能等优势,是针对后掠翼层流控制有效且实用的方法[7]。为了证明HLFC技术在推迟转捩和减阻方面的可行性和实用性,Dassault公司和波音公司分别进行了飞行实验[8-9]。为了掌握H LFC技术,解决飞行实验中的一些不确定性问题,波音公司还在Langley研究中心进行了HLFC的风洞实验,但是实验的结果并没有公开。黄勇等人采用升华法研究后掠翼模型柱状粗糙元对转捩的影响[10],杨永等人采用升华法研究了后掠翼三维边界层的转捩[11]。目前尚未见到国内基于升华法的后掠翼H LFC抑制横流驻波增长并推迟转捩的实验研究。

实验在低湍流度风洞中进行,采用萘升华流动显示法结合热线测量方法,研究不同吸气量和迎角下H LFC对边界层转捩的影响。实验结果表明升华法可以直观和准确地表示后掠翼的转捩位置,适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地抑制横流波(CF波)扰动增长,延长层流区的长度。

1 实验设备及方法

实验在北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室D4风洞中进行。D4风洞是一座低速、低湍流度、低噪声回流风洞,湍流度Tu≤0.08%。实验模型采用 NACA64A-204翼型的后掠翼模型,弦长0.848m,展长 2.1m,后掠角为 45°,垂直于水平面放置于1.5m×1.5m实验段中(图1和2)。在上翼面布置15个测压孔,为避免上游测压孔对下游的影响,将测压孔排列成直线并与流向成15°夹角(图1)。通过Model9816智能压力扫描阀采集实验压力数据,精度可达到±0.05%,实验中测得的压力系数Cp分布见图2。

图1 NACA64A-204后掠翼模型及测量点分布Fig.1 NACA64A-204 swept wing and positions of test points

吸气区位于模型上表面中部的前缘附近,包括3个独立的吸气腔,从前缘开始,长度分别为弦长的2%、3%和5%。前缘大量的小直径吸气孔均采用激光加工,来保证HLFC前缘均匀吸气的效果。吸气孔总数目约为28300个,孔直径为0.06mm,间距为0.6mm。吸气孔分别与3个吸气腔相连,可以独立控制每个吸气腔的吸气流量(图3)。吸气流量Q由吸气系数确定。吸气系数的定义为Cq=ρwuw/(ρ∞u∞),其中下标w表示壁面吸气参数。吸气系数的选择与实验条件、吸气孔的位置等有关。在前缘区域,由于不稳定波尤其是CF(crossflow)波增长较快,因此在第一、二腔采用较大的吸气量来抑制扰动的增长。通过以往的研究经验选择第一腔的吸气系数Cq1=1.0×10-3为标准吸气系数,1、2、3区(从前到后)的吸气系数比为Cq1∶Cq2∶Cq3=4∶4∶1,对应3个腔总的标准吸气量为Q0。

图2 翼型剖面和实验条件下测得的上表面Cp分布Fig.2 Airfoil and upper surface Cpdistribution for test conditions

图3 吸气系统示意图Fig.3 Suction system

升华技术是常用的显示物面上边界层转捩位置的实验技术之一。通常升华技术的指示剂有六氯乙烷、萘、苊、菲等,溶剂有丙酮、苯、二甲苯等[12]。实验最终选择萘和丙酮分别作为指示剂和溶剂。萘升华流动显示技术是利用萘在常温下的易升华特性,将萘溶于丙酮溶液并均匀的喷涂于模型表面,待丙酮溶液挥发后会在模型表面附着一层均匀的白色粉状萘晶体。由于转捩点前后气流对壁面的剪切力变化很大,使萘在湍流区内升华速度加快,因此模型表面湍流区的白色萘涂层先消失,从而在层流和湍流之间形成了明显的边界。

热线采集及标定系统采用DENTEC公司的产品。热线探针选用55P15边界层探针,此探针专为测量边界层内速度而设计。探针测量速度范围0.05～500m/s。边界层热线探针安装在55P16支架上并固定在三维电控组合位移台上,联机控制步进电机来控制热线探针的位移,其位移精度可以达到1/800mm。热线测量点分别为20%和30%弦长位置,展向测点中心与吸气区的中心一致(见图1)。每个测点热线采样时间为2s,采样频率为2000Hz。

在边界层内部由于后掠和弦向压力梯度的共同作用产生了垂直于无粘流线的速度分量。这个横流剖面是存在拐点的并且存在行波和驻波两种不稳定波,而这两种波被称为横流涡,近似沿着无粘流线展向排列。在低湍流度条件下,横流波是以驻波形式体现的[13],而中等的和较高的湍流度则会以行波的形式出现[14]。风洞实验的低湍流度特性可以模拟高空飞行的自由流条件,适合研究由横流驻波主导的后掠翼边界层内的横流不稳定。

2 实验结果与分析

2.1 吸气量对不同迎角转捩位置的影响

首先利用萘升华流动显示实验,研究不同吸气量在不同迎角下对后掠翼转捩位置的影响。来流速度为 44.7m/s,Re=2.6×106,迎角分取为 4°,3°,2.5°,2°,0°,-2°,-4°,-6°。当迎角大于 2°时,无论吸气与否模型上翼面都全部为湍流,萘涂层全部升华,因此图4仅列出了2°～-6°的萘升华照片。在图中标出了前缘和后缘的位置,右侧给出了迎角的状态。图4(a)表示在无吸气条件下萘升华流动显示图。迎角为0°和-2°时,模型上的转捩分界线为较平滑的直线并与机翼后缘平行,说明在这两个迎角下转捩是由T-S波主导的扰动波触发。当迎角达到-4°和-6°时,层-湍流的交界处出现不规则的锯齿型,此时转捩由横流不稳定主导。当迎角为 -6°时,转捩位置 x/c≈40%,在最小压力点(x/c=0.6)之前。在这两种状态下萘涂层都存在有明显的条纹,这是由于边界层内部壁面剪切在展向发生扭曲,产生固定横流涡,将低-高动量的流动掺混,而高动量的流动进入边界层底层加速了萘的升华,因此萘条纹可以表示出固定涡的波长。局部扰动快速增长会形成楔形的湍流区(称之为湍流楔),导致萘涂层出现楔形边界,当一系列的湍流楔出现时就发生了转捩。在2°迎角时靠近转捩位置的萘涂层边缘出现了湍流楔和模糊的条纹,因此我们分析这时转捩是由T-S波和CF波共同作用的结果。需要说明的是,上游萘消失的区域并不是湍流区,而是为了防止阻塞吸气孔,没有在前缘部分喷涂萘,并且由于前缘壁面的剪切力稍强,也会使上游的萘先升华掉一部分。

图4 不同迎角、不同吸气量萘升华流动显示Fig.4 Naphthalene sublimation flow visualization at different suction quantities and different attack angles

图4(b)表示不同迎角条件下前缘采用标准吸气量时对转捩位置的影响。对于迎角为0°和-2°情况,吸气几乎没有改变转捩位置,在无吸气条件下转捩由T-S波主导,说明T-S波对逆压梯度更敏感,前缘吸气对其抑制效果不明显。迎角为-4°和-6°时,采用吸气控制之后层流区明显加长,横流驻波产生的条纹结构也变得界限模糊。由于横流驻波的扰动属于拐点不稳定,而前缘吸气可以消除拐点,因此能够有效抑制横流波的增长,削弱边界层的扭曲。值得注意的是在2°迎角条件下,通过前面的分析认为转捩由T-S波和CF波共同作用,前缘吸气可以有效地抑制CF波增长,因此其 HLFC的效果较0°和-2°明显。

以-6°迎角为例,分析不同吸气量对转捩位置的影响(图5),图中右侧数值表示吸气量Q与标准吸气量Q0之比。随着吸气量的增加,层流区长度明显增加,而且由固定横流涡产生的条纹结构也越来越不明显,说明加大吸气量可以减弱边界层的扭曲并推迟转捩。

图5 -6°迎角不同吸气量萘升华流动显示Fig.5 Naphthalene sublimation flow visualization at different suction quantities and-6°angle of attack

图6为不同迎角不同吸气量的转捩位置对比图,由于CF波主导的转捩位置不是一个固定值,因此图中所示转捩点为展向平均值。在没有吸气控制情况下,较大的负迎角会使上翼面有较长的顺压区,有利于横流扰动的增长,转捩由CF波主导;随着迎角增大,逆压区逐渐变大,不利于CF波的增长,而 T-S波成为触发转捩的主要扰动波;当到达2°迎角时,由于模糊的条纹结构出现,因此我们分析这个状态下虽然顺压区长度较短但是顺压梯度很大,也会使横流不稳定增强,导致转捩提前。随着迎角从-6°到2°增大,层流区长度变化为先增大后减小。

图6 不同迎角和不同吸气量下转捩位置Fig.6 Transition locations at different suction quantities and different attack angles

采用前缘吸气控制之后,-4°和-6°迎角层流控制的效果最明显。随着吸气量的增加这两个迎角下的层流区明显延长,最长层流区可达到弦长的90%。-4°迎角在1/2标准吸气量之前,提高吸气量可以显著推迟转捩位置,而吸气量大于1/2标准吸气量时,转捩位置变化不大。-6°迎角与-4°迎角类似,当大于标准吸气量时,增加吸气量对转捩位置影响不大。-6°迎角的最小压力点为弦长的60%,通过HLFC可以将转捩位置推迟到最小压力点之后(约85%弦长)。0°和-2°迎角下转捩是由T-S主导,因此吸气效果不明显;而吸气抑制了2°迎角边界层扰动,使转捩位置延长了约10%的弦长。

2.2 HLFC推迟转捩的机制

利用萘升华流动显示和热线测量研究迎角为-6°时后掠翼边界层流动,可以得到扰动波在边界层内传播的信息。为了使热线测量到更贴近壁面的速度分布,并减少热线触及壁面的危险,实验风速调整为33.3m/s,Re=1.9×106。图7所示为萘升华流动显示局部放大图。流动方向从右至左,左右两图放大比例相同。萘涂层的上游(右图)有明显的等间距的条纹出现,间距为7mm左右。左图表示流动下游接近转捩位置的萘涂层,接近转捩位置出现楔形边界。条纹间距变大并且展向分布不均匀,说明接近转捩位置处扰动波的非线性相互作用已经非常强烈。

图7 迎角-6°时萘表面条纹结构Fig.7 Streaks in the naphthalene at-6°angle of attack

图8 无吸气和两倍吸气量扰动波能谱密度对比Fig.8 Power spectral density with standard and twice suction quantities

为了分析扰动波的频谱特性,首先通过热线测量x/c=0.2和0.3弦长位置的流向速度,每个弦向位置测量16个展向点,展向点之间相隔1mm。通过求解扰动速度的均方根,最终确定最大扰动法向高度。x/c=0.2和0.3时最大扰动分别出现在Y=0.5和0.3mm处,在这两个高度上沿展向70mm距离内平均布置128个测点,图8为这两个弦长位置的能谱密度分布图。横坐标为展向波长λ,纵坐标为能谱密度(PSD)。在没有吸气的条件下,4.5mm、7mm和9mm波长的扰动波是主要的扰动波。在x/c=0.2位置时4.5mm扰动占主导地位,提供了最主要的扰动能量;随着扰动波向下游传递,3个波长的波都迅速的增长,在x/c=0.3位置,7mm以及9mm波超过了4.5mm扰动波的能谱密度,成为该位置扰动的主要扰动波。图7右图萘升华显示的7mm左右间距的结果与能谱分析的结果相当接近。从图8可以看出,前缘吸气充分抑制了扰动波的能量增长,采用标准吸气量可以将不稳定扰动波的能谱密度大大降低,增大吸气量可以加强对扰动的抑制。

3 结 论

在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用萘升华流动显示技术结合热线测量方法研究H LFC对转捩位置的影响及其抑制扰动的机制。主要结论如下：

(1)升华法可以直观和准确地表示出后掠翼的转捩位置,适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响;

(2)萘升华结果表明,在无吸气的情况下,随着迎角从-6°到2°增大,最小压力点前移,导致转捩的主要因素由横流不稳定到流向不稳定再到横流不稳定,层流区长度先增大后减小;

(3)HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩,-4°和-6°迎角推迟转捩的效果最明显,层流区最长可达到弦长的90%。随着吸气量的增加层流区会延长,但当到达某一吸气量后,增大吸气对转捩位置的变化影响不大;

(4)当转捩是由横流驻波不稳定触发时,萘升华技术可以近似测得固定间距横流波的波长。结合热线测量边界层速度场结果发现,无吸气情况下边界层中存在3个波长的主要扰动波,标准和两倍吸气量都可以大幅减小主要扰动波的能量,增加吸气量能够加强对边界层扰动的抑制。

[1]JOSLIN R D.Aircraft laminar flow control[J].Annual review of fluid mechanics.1998,30(1)：1-30.

[2]周恒,赵耕夫.流动稳定性[M].北京：国防工业出版社,2004.

[3]GREEN J E.Laminar flow control-back to the future?[R].AIAA 2008-3738,2008.

[4]SARIC W S,CARPENTER A L,REED H L.Laminar flow control flight tests for swept wings：strategies for LFC[C].Seattle,Washington,2008.

[5]额日其太,沈遐龄,刘火星,等.飞机层流控制技术及其在大型运输机上的应用[C].深圳,2007.

[6]POLL D I A.Laminar flow control for aircraft-lessons from the past and prospects for the future[C].Denver,CO,UNITED STATES,2000.

[7]ATKIN C.Performance trade-off studies for a retrofit hybrid laminar flow control system[R].AIAA-2004-2215,2004.

[8]BULGUBURE C,ARNAL D.Dassault falcon 50 laminar flow flight demonstrator[C].DGLR-Bericht,1992.

[9]COLLIER F S J R.An overview of recent subsonic laminar flow control flight experiments[R].AIAA-93-2987,1993.

[10]黄勇,钱丰学,于昆龙,等.基于柱状粗糙元的边界层人工转捩试验研究[J].实验流体力学.2006,20(03)：59-62.

[11]杨永,左岁寒,李喜乐,等.基于升华法实验研究后掠翼三维边界层的转捩[J].实验流体力学,2009,23(03)：40-43.

[12]杨祖清等.流动显示技术[M].北京：国防工业出版社,2002.

[13]REIBERT M S,SARIC W S.Review of swept-wing transition[C].Snowmass Village,CO,UNIT ED STA TES,1997.

[14]DEYHLE H.Disturbance growth in an unstable threedimensional boundary layer and its dependence on environmental conditions[J].Journal of fluid mechanics,1996,316：73-113.