后掠翼模型混合层流控制实验研究

邓双国,额日其太,聂俊杰

(1.北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京 100191;2.中航商用飞机发动机有限责任公司,上海 201109)

0 引 言

摩擦阻力是飞机阻力的重要组成部分,对于亚声速飞机,摩擦阻力可以达到飞机阻力的50%左右。在相同条件下,层流边界层的摩擦阻力远远小于湍流边界层,因此通过扩大飞机表面层流区的范围可以减小摩擦阻力、降低飞机耗油率。延迟边界层转捩、增大层流区范围的技术称为层流控制技术[1]。

边界层从层流到湍流的转捩是扰动波不断增长的结果。导致后掠机翼边界层转捩的主要扰动波是T-S波(T ollmien-Schlichting instability)和 CF波(Cross Flow instability)。机翼层流控制方法主要有4种：自然层流控制(Natural Laminar Flow,NLF),主动层流控制(Laminar Flow Control,LFC),混合层流控制(Hybrid Laminar Flow Control,HLFC)和微尺度粗糙元[2]。NLF采用适当的翼型设计使机翼表面保持大范围的顺压梯度,抑制T-S波成长、延迟边界层转捩,适用于后掠角不大和雷诺数较小的情况。LFC在整个机翼表面进行吸气,抑制T-S波和CF波、延迟边界层转捩,这种方法成本比较高。HLFC采用前缘吸气和顺压梯度结合的方法实现层流控制,利用前缘吸气抑制CF波,利用顺压梯度抑制T-S波,这种方法兼有NLF和LFC的优点,成本低、适应范围广,是很有发展前景的控制方法[3]。微尺度粗糙元是近年兴起的新的控制方法,William S. Saric等人做了很多风洞实验和飞行试验[4]。

国外对层流控制技术非常重视,美国、欧洲和日本等进行了大量的稳定性分析、风洞实验和飞行试验研究,并且在波音787飞机的短舱上应用了层流控制技术。国内对层流控制的研究很少,尤其缺少层流控制的实验研究。为了掌握混合层流控制的机理和方法,作者开展了后掠翼混合层流控制实验研究。

1 实验设备与实验模型

实验在西北工业大学的NF-6连续式风洞中进行。该风洞可以连续调节气流马赫数,并通过改变气流总压来改变雷诺数。由于是风洞可以长时间稳定运行,整个模型能够达到热平衡状态,有利于通过测量壁温分布确定转捩位置。

实验模型采用了双圆弧对称翼型,如图1和图2所示,模型法向弦长为173.2mm,最大厚度30mm,后掠角30°。模型前缘15%弦长范围内有两个吸气腔,通过多孔壁和吸气系统实现前缘吸气。双圆弧对称机翼具有较大的顺压梯度区,与前缘吸气结合,可以实现混合层流控制。

图1 模型截面示意图Fig.1 Sketch of model section

图2 热电偶和吸气区位置示意图Fig.2 Position of thermocouples and suction area

层流边界层与壁面的热交换能力远远低于湍流边界层,导致层流区和湍流区的壁温不同,因此可以通过测量表面温度分布研究层流控制和转捩[5-8]。但是,当气流马赫数不高时,层流区和湍流区的温差很小,模型内部导热还会进一步减小温差,因此通过表面温差不容易判断转捩位置。采用壁面冷却或加热的方法,可以扩大层流区和湍流区的壁面温差。因此,在模型16%～78%弦长的区域,设计了高度为2mm、与模型表面平行的冷却通道,利用液体循环系统对壁面进行冷却。虽然壁面冷却会对转捩有一定影响,但是其影响小于前缘吸气,实验过程中壁面温度变化较小,因此可以忽略冷却对转捩的影响。

在模型表面安装了两排热电偶(每排16个),用于测量表面温度。为了提高测量精度和响应速度,将热电偶焊接在小铜柱上,然后镶嵌在模型表面。模型水平安装在风洞侧壁上,如图3所示,模型的迎角为0°。

图3 实验模型风洞安装图Fig.3 Test model installed in wind tunnel

吸气系统如图4所示,每个吸气腔的吸气流量可以单独调节和测量。根据相关资料和以往的研究经验[9],实验中采用的基准吸气流量为：前腔Q1= 9.9L/min(标准升/分钟)、后腔Q2=2.56L/min。

图4 吸气系统Fig.4 Suction system

2 实验结果与分析

2.1 气流马赫数对转捩位置的影响

在气流总压p0=130kPa的条件下,改变来流马赫数,获得了不同马赫数下、没有层流控制时的壁温分布,如图5所示。为了比较,增加了Ma=0.5、有前缘吸气(层流控制)的曲线。

图5 不同马赫数下表面温度分布Fig.5 Surface temperature distributions at different Mach numbers

从图中可以看到,Ma=0.5时,前缘吸气和不吸气的壁温有明显差别。不吸气时的壁温整体高于吸气情况,说明没有前缘吸气时,测量区全部为湍流边界层;有吸气时,70%弦长之前的区域为层流边界层, 70%弦长左右温度突然升高的位置为转捩位置。

Ma=0.3的壁温分布与Ma=0.5有前缘吸气情况接近,因此其大部分表面为层流边界层,转捩位置也在70%弦长附近;Ma=0.4时,转捩位置前移到45%弦长附近;当马赫数增大到0.5以上时,整个测量区全部为湍流边界层。各马赫数对应的单位雷诺数和边界层状态见表1。

表1 不同马赫数对应的单位雷诺数和边界层状态Table 1 Re and boundary layer condition at different Mach numbers

2.2 吸气流量及其分配对层流控制的影响

在Ma=0.5、p0=130kPa、雷诺数Re=1.34× 107的条件下,研究了前缘吸气流量及其分配对层流控制效果的影响。

图6所示为基准吸气流量(Q1=9.9L/min,Q2= 2.56L/min)条件下的壁温分布和无吸气时的壁温分布的对比。从图中可以看到,无吸气时,测量区全为湍流,转捩位置至少在第一个热电偶(23%弦长)以前;在基准吸气条件下,测量区大部分为层流,这是因为吸气可以使边界层更饱满,从而抑制T-S波和CF波的成长、延迟转捩。在70%弦长处出现了温度突跃升高,说明前缘吸气使层流区范围从小于23%弦长扩展到70%弦长,获得了良好的层流控制效果。

图6 基准吸气量温度分布Fig.6 Temperature distributions under standard suction

图7和图8所示为吸气流量分配对层流控制的影响。从图7可以看到,当Q2≈2.6L/min、Q1从9.9L/min减小为5.4L/min时,壁温分布和转捩位置基本不变,说明基准吸气流量Q1过大,吸气流量还可以进一步减小;当Q1≈5.4L/min、Q2从2.67L/ min减小为0时,壁温分布和转捩位置基本不变,说明Q1=5.4L/min就可以完全实现基准吸气条件达到的层流控制效果,此时Q2对控制效果基本没有影响;当Q2=0、Q1从5.5L/min逐渐减小时,转捩位置逐渐前移。Q1=5.5L/min时,转捩位置在70%弦长左右;Q1=3.7L/min时,转捩位置前移到40%弦长附近;Q1=2.2L/min时,转捩位置前移到23%弦长之前。

图7 不同前腔吸气流量的温度分布Fig.7 Temperature distributions with different flow rates by front chamber suction

图8 不同后腔吸气流量的温度分布Fig.8 Temperature distributions with different flow rates by rear chamber suction

从图8可以看到,在Q1≈2.0L/min的情况下, Q2从0增加到3.88L/min和4.52L/min,温度分布变化很小,测量区全部为湍流边界层,说明Q2对层流控制的效果影响很小。

3 结 论

(1)通过壁面冷却,可以增大层流区和湍流区壁面的温度差。利用表面埋入式安装的热电偶,可以确定边界层转捩位置和层流区范围;

(2)在总压不变的条件下,随着气流马赫数和雷诺数提高,模型表面温度逐渐升高,转捩位置逐渐向前移动;

(3)本次实验过程中,Ma=0.5时采用基准吸气流量获得了显著的层流控制效果,层流区范围从小于23%弦长增大70%弦长左右;

(4)前腔吸气流量是影响层流控制效果的主导因素,前腔吸气量过小时靠增大后腔吸气流量不能获得扩大层流区的效果。

[1] JOSLIN R D.Overview of laminar flow control[R].NASA TP-1998-208705,1998.

[2] WILLIAM S Saric,HELEN L Reed.Toward practical laminar flow control-remaining challenges[R].AIAA 2004-2311,2004.

[3] SERGEY L Chernyshev,ANDREY Ph Kiselev,ALEXANDER P Kuryachii.Laminar flow control：TsAGI experience and investigations[R].AIAA 2009-381,2009.

[4] WILLIAM S Saric,HELEN L Reed.Supersonic laminar flow control on sweptwings usingdistributed roughness[R].AIAA 2002-147,2002.

[5] ERICH Schulein.Experimental investigation of laminar flow control on a supersonic swept wing by suction[R]. AIAA 2008-4208,2008.

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[8] ANDREW Carpenter,WILLIAM S Saric,HELEN L Reed. Laminar flow control on a swept wing with distributed roughness[R].AIAA 2008-7335,2008.

[9] 王 菲,额日其太,王 强,等.基于升华法的后掠翼混合层流控制研究[J].实验流体力学,2010,24(03)：54-58.