风洞侧壁干扰控制与修正方法研究

惠增宏 ,柳 雯

(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室,西安 710072)

0 引 言

风洞实验时,模型处于风洞壁或自由射流边界的包围之中,而实际飞行时飞行器周围是没有这些边界的,由于洞壁或射流边界的存在而引起的模型绕流状态及气动力的变化称为洞壁干扰效应。在二维风洞中,由于实验模型与风洞洞壁交接,其侧壁边界层与翼型压力场相互产生干扰,进而导致模型表面压力发生变化,造成与真实流动的差异,这种影响称为侧壁干扰。目前减小或消除侧壁干扰主要的实验手段有抽气和吸气两种控制方法。通过抽气和吸气增加边界层气流的动能,使边界层分离现象延缓以致避免分离。

翼型的气动特性一般通过二维风洞的模型实验验证,由于模型两端浸润在洞壁边界层中,产生的旋涡从洞壁边界层开始向翼型后边拖出。在二维风洞实验时,洞壁附近拖出的自由涡会在中间剖面处产生下洗,破坏了流动的二维性。当模型迎角增大时,翼型前缘附近出现较大的吸力峰,模型表面边界层和洞壁边界层产生相互干扰,使模型表面气流过早分离。这种分离气流加强了向后拖出的自由涡的强度,产生明显的三维效应。特别在二维风洞中进行高升力装置实验时,因为高升力翼型的前缘吸力峰比一般翼型高得多,洞壁和模型交界处的气流分离必然更严重,三维效应更加强烈。因此,进行侧壁干扰控制研究是十分必要的。

1 侧壁抽吸、侧壁吹除

国内外的二维风洞多采用边界层控制装置来减少试验段侧壁边界层厚度并防止分离,常用的边界层控制装置有抽吸和吹除2种类型。一般来说,抽吸方法对模型流场的扰动要比吹除方法小一些。加拿大NAE 0.38m×1.52m跨声速风洞二维试验段,国内西北工业大学0.1m×0.3m跨声速翼型风洞采用抽吸的方法;美国波音公司跨声速风洞采用吹除的方法。抽吸边界层的位置可以在模型前方也可以在模型区,当侧壁边界层分离时,在模型区的抽吸效率明显高于模型前方。对于在模型区用透气网板抽吸洞壁边界层所需的抽气量,加拿大NAE提出：W0/U∞≈0.55%(W0为被抽吸气流的流速,U∞为来流速度)为最佳。根据西北工业大学翼型实验研究的结果：侧壁外的抽气压力pc应该小于翼型表面的最低压力,即pc≤pmin,否则翼型的升力系数明显减小。

1.1 侧壁抽吸

该方法是在风洞的两侧壁适当位置镶嵌透气网板或孔板,也可以在侧壁开缝,采用真空泵抽吸边界层内的低能气体,使原有的边界层变薄,防止其分离。经研究分析表明：这种方法在翼型实验中可以获得良好的二维流动,能控制边界层厚度,可以减缓模型的后缘分离,避免流态严重扭曲。另外对抽气量估计合理、控制得当就可避免抽气本身产生的扰动和畸变。

目前国内外风洞采用侧壁抽吸方法的较多。该方法采用的实验装置有的使用透气网板进行连续抽气,也有的是应用具有均布小孔的单层透气钢制孔板作离散的抽气,还有在风洞实验段两侧壁适当位置开缝抽吸边界层,采用何种装置对实验结果的影响也不同。如果采用的透气网板或孔板的阻尼系数不能根据需要进行调整,而且因为开孔影响透气网板的结构刚度,在风洞内外压差作用下发生变形,还会导致流场的畸变。根据文献[3]的实验结果表明：采用一种新型的组合孔板能够取得较好的效果。它由镶嵌在风洞侧壁上具有均匀细孔的钢制孔板及板后填充的化纤透气织物材料夹层和多孔的盖板组成。这种钢制孔板本身的阻尼很小,主要起内壁面的成型作用,洞壁内外的压差由透气夹层后的多孔盖板来承受,它的阻尼特性也可根据实际抽气要求改变透气夹层而选定。其次,还要考虑孔板的厚径比、开孔率、开孔方向的影响。文献[5]指出：抽气采用垂直孔所需的抽气能量最少,此外垂直孔在加工、管道连接方面也方便。由于实际侧壁边界层具有三维性,抽气速度在垂直上下、壁方向上不应是均匀的,而应从模型所在高度,向上、向下逐渐减小抽气速度,或在抽气速度相同时采用变开孔率分布。

另外,抽气量、抽气压力、抽气位置的选择还要根据实验得出较佳的结果。关于将抽吸区设在何处,根据目前已经取得的经验表明,加拿大NAE的“当地”方案是比较成功的。因为抽吸的主动性只能在抽吸区内体现,离开抽吸区,边界层的发展便失去了直接控制,这就是为什么NASA的上游抽吸方案收效甚微的原因。当地抽吸的另一个好处是可以减缓后缘分离,避免流态严重扭曲。

1.2 侧壁吹除

该方法通常是在试验段模型区适当位置,在两侧壁开吹气缝,引入高压气体,沿壁面吹出一股切向的、压力可调的均匀薄射流,使边界层靠近壁面的部分气流加速,从而使流经风洞沿程所形成的较厚边界层减薄。由于吹气给边界层内低能气体补充了新的能量,一般也能避免边界层的分离。

侧壁边界层吹除控制目前多用于带有增升装置的多段翼型实验以及二维翼型的大迎角实验。文献[6]指出：由于侧壁边界层吹气控制主要影响模型表面流场,同一雷诺数下有无侧壁吹气对单段翼型在小迎角下的升力特性影响不明显,也就是说边界层产生的干扰很小,对于合理缩尺的单段翼型测压实验而言,可以不必采用边界层控制。而对于多段翼型以及单段翼型的大迎角实验,吹气控制可以改善结果数据的可靠性,并且最大升力系数随着吹气系数的增大逐渐增大,但到某一吹气压力后就不再增加,得到所谓的最佳吹气系数。

设计一个侧壁边界层吹除方案,要确定吹气缝的位置和吹气量的大小。吹气缝位置的布置原则主要有：①吹气缝在模型上游;②吹气缝在模型区;③在模型上游和模型区同时有吹气缝。吹气量的大小通常是用吹气系数λ表示的,设试验段自由流动压为q,吹气缝出口动压为qj,则吹气系数λ=qj/q,控制吹气系数,可以得到不同的吹气量。

荷兰NLR实验室于20世纪70年代在LST 3.0m×2.0m低速风洞中,利用带双缝襟翼的翼型模型对侧壁边界层吹除控制方法进行了研究。在吹气缝位置的研究中,NLR把侧壁吹气缝位置安排了两种方式,均采用双缝(前缝+后缝)。第一种方式将前缝放在主翼前缘处,后缝放在靠近最大逆压梯度区。第二种方式将前缝放在主翼前缘前,后缝放在襟翼前。实验结果表明：两种方式的区别不大,这说明边界层吹除控制方法对吹除位置不是很敏感。

国内西北工业大学NF-3低速风洞采用GAW-1主翼加富勒襟翼两段翼型,进行了侧壁边界层吹除控制实验。对于吹除缝的安排采用的是上述第二种方式,它将吹气缝布置在模型区上下转盘门壁面上,垂直于来流方向,在模型转轴前后分布两条吹气缝,缝宽均为2mm。前吹气缝位于模型前缘弦线处,缝长360mm,使洞壁侧面边界层内的气流获得能量加速,后缝距前缝600mm,缝长860mm,使已经减薄的侧壁边界层厚度进一步变薄,补充边界层中低能流体微团能量,减小模型和洞壁连接处边界层之间的相互干扰,延迟边界层的分离。但这种方法没有考虑吹气缝横贯翼型上、下翼面造成的“串气”现象,目前正在进行改进。

表1为Re=2.86×106时不同襟翼偏角,不同吹气系数对应的最大升力系数,说明了吹气系数对升力系数的影响。可以看出,在相同状态下,吹气系数不为零时的最大升力比吹气系数为零时的最大升力大;在襟翼偏角δf=0°时,吹气系数λ=20相对λ=0时,最大升力系数增加了1.2176%;在襟翼偏角δf=40°时,吹气系数λ=20相对λ=0时,最大升力系数增加了2.4061%。另外,随襟翼偏角增大,最大升力增大;随吹气系数的增大,升力也随着增大,但当吹气系数大到λ=20,再增吹气系数,最大升力系数增加幅度变得很小。对于该实验,最佳吹气系数为λ=20。

表1 不同襟翼偏角和吹气系数对应的升力系数Table 1 Effect of different flap angle&λon lift coefficient

与此同时,国外的许多大学和风洞也在积极地进行侧壁吹除的实验和研究。巴西的Marcelo分别在ITA低速风洞和CTA亚声速风洞中对高升力翼型进行了边界层多种吹气形式的二维实验研究,通过对不同喷口厚度、角度、喷气位置、缝宽的实验得出结论：低速风洞中2.0mm 的缝宽、10°的吹气角度对给予边界层能量方面更有效率;其次,2.0mm的缝宽、20°的吹气角度比1.0mm、10°更具优势,1.5mm 的缝宽具有中等效率,而1.0mm 、20°的表现最差[13];在亚声速风洞中,2.0mm的缝宽、10°的吹气角度由于能扩展到更大范围内因而最有效率,而1.0mm、10°的效率最低[14]。

2 判断准则

在进行侧壁干扰控制和修正时,如何准确判断控制或修正的效果至关重要。在二维翼型风洞中,一个主要任务是测量绕模型流动的气流在模型表面上的压强分布,为计算气动载荷提供原始数据、确定作用在翼型或机翼上的升力和压差阻力、确定翼面上边界层转捩点和分离点的位置,从而可以大致确定模型表面边界层的状态。在曲面边界层的情况下,边界层转捩往往发生在开始出现逆压梯度的地方,故翼型转捩点通常就在翼面最小压强点附近。因此如何筛选数据以避免边界层的干扰,确保实验的二维性就是一个很重要的问题。

2.1 理论估算和实验方法

文献[16]提出了最佳抽气理论,采用测量模型弦向和展向压力分布的方法,对抽气压力进行优化选择计算。抽气计算中主要的未知量是边界层位移厚度δ＊,可以分为两部分计算：

x0在翼型前方某处,δ*∞为该处的位移厚度,可用平板公式计算或由实验测量得到。下标a表示积分的平均值,可以用近似方法进行估计。由此可以计算求得最佳抽气分布规律为：

其中Cf为摩擦系数,δ*为边界层厚度,其余符号为常规意义。对于侧壁上的每一点可以求得对应的最佳抽气量Q和最佳抽气压力pc。最佳抽气压力一般是取侧壁上靠近翼型上表面弦线的pc平均值。

实验中采用两种间接的方法来检验流动二维性的改善程度。一是进行展向压力分布测量,其作用是判断侧壁效应的大小,确定实验时的抽气量。在模型弦长20%和70%处开有展向分布的测压孔,检验展向分布的均匀性。如果展向压力分布是均匀的,表明侧壁引起的分离基本消除。二是进行油流观察,检查整个模型表面流谱的二维性[17]。

由抽气对展向压力分布的影响可以得到三个结论：(1)抽气量不够,曲线向下弯曲,这时流动有明显的三维效应;(2)抽气量适当,曲线平直,此时近似为二维流动,抽气量为最佳;(3)抽气量过大,造成曲线向上弯曲,出现相反的作用。由理论估算和实验的方法证明合理的侧壁抽气能获得很好的二维流动[18]。

2.2 误差修正

由于目前对抽气压力的计算难于进行满意的数值模拟,并且实际工程上也难以实现,所以对实验数据进行误差修正也是得到准确数据的重要手段。首先在模型表面的适当位置布置测压孔,一般不采用均匀分布,在压强变化剧烈的地方,测压孔布置得适当密一些,在压强变化平缓的地方可以稀一些。其次,根据实验结果计算压力系数Cp。再次,由于压力测量仪器的系统误差和压力传递误差,需要计算压力系数误差。压力传递误差可采用缩短传感器所在位置与测点之间的距离和适当延长压力平衡时间的方法来消除。若p和p∞分别用不同的压力传感器测量,则压力系数误差为：

中国FL-12风洞的压力系数均方根误差σcp≤0.005,其他国家几座典型的高低速风洞压力分布测量精度Δcp的值一般在±0.004～±0.007之间[19]。修正之后的数据在均方根误差之内则是较为准确的。最后,根据计算所得结果、压力系数曲线及压力分布云图,剔除一些跳跃点,选择接近正确结果的数据和曲线。

另外,风洞规模、模型尺寸、实验状态等都对边界层厚度的测量及抽气、吹气的控制带来很大影响,这需要进行多次不同实验,并且与无侧壁控制时的数据及国内外风洞实验结果进行比较,观察压力分布及流动变化图谱是否基本相符,得到较为可靠的经验数据,在今后实验的应用中得到进一步改善。

3 结 论

原理上讲,侧壁抽吸的确有能力抑制SWBL(侧壁边界层效应)的一些不利影响,特别对抑制展向不均匀性(即三维扭曲效应 3DDE)和局部升力效应(LLE)更为有效。作为一个较完善的风洞设备,配置适当的侧壁抽吸系统是必要的;

采用吹除边界层的控制方法,能够明显提高实验结果的精确性,但仍需要做更深入的研究。边界层抽气法在翼型实验中可以获得良好的二维流动,但要达到较好的效果就要求抽气位置布置在边界层压力梯度大的位置,而吹除法对吹除位置却并不敏感,因此作为常规测量,吹气法比吸气法更为实用些;

吹气系统确实对洞壁边界层控制有明显效果,随着吹气系数的增加,由模型压力分布测得的阻力系数在下降,这说明高压气吹除了一部分自由涡,但在吹气范围内没有把自由涡完全吹除,所以要对实验结果进行侧壁影响修正。侧壁干扰的控制效果判断准则可以采用理论计算和实验的方法进行,相比较而言,实验方法更为可靠,且较容易实现。

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