縫道流動的脈動參數對多段翼型升力特性的影響

高永衛，朱奇亮，羅 凱

（西北工業大學 翼型研究中心111＃，西安 710072）

0 引 言

增升裝置設計是現代大型飛機提高起飛重量、縮短起降滑跑距離、增強機場適應性的關鍵技術［1］。增升裝置通常采取多段翼型的形式，一般由前緣縫翼、主翼和后緣襟翼組合而成，有著復雜的幾何外形和流動機理。研究表明，縫道參數對于高升力構型有著舉足輕重的地位［2］。

目前，對于多段翼型流場的研究主要在定常流動的范圍，即主要研究流場參數的平均特性。然而，筆者在風洞實驗研究中發現，流場參數的脈動特性，特別是縫道流動參數的脈動特性對于多段翼型整體的氣動特性有著不可忽視的影響。

2008年初，在GAW-1兩段翼型風洞實驗中，發現縫道流動湍流度的最小值對應著當地脈動壓力的最小值，也對應著翼型升力系數的最大值（詳見后文的數據與分析，表1、表2）。以此猜想，速度和壓力的脈動值是否會影響升力特性？人為加入脈動壓力是否會影響升力系數？這是本次研究的總思路。

從2008 年至今，作者在各方面的支持下，對于GAW-1兩段翼型的升力特性已經進行了4期實驗研究。現簡要介紹無人為干擾和有人為干擾情況下，GAW-1兩段翼型升力系數與對應縫道流動湍流度（脈動速度）、聲壓級（脈動壓力）的測試結果以及初步分析。

1 風洞設備與模型簡介

實驗是在西北工業大學NF-3低速風洞翼型試驗段中進行的。NF-3風洞是直流式閉口風洞，動力為軸流式風扇，驅動電機功率為1120kW。風洞配有3個可以互換的試驗段。其中翼型試驗段橫截面為矩形，高1.6m，寬3.0m，試驗段長8.0m；試驗段最大風速130m／s，湍流度0.045%。

模型為GAW-1兩段翼型，襟翼弦長為襟翼全部收起的“干凈”翼型弦長的29%［3］。實驗模型弦長500mm，為鋼芯木質結構。在模型展向中心剖面的主翼和襟翼上分別布置了59和28個測壓點，翼型的升力系數由測得的壓力分布積分得到。

采用的多段翼型縫道參數的定義如圖1。圖中：δf為后緣襟翼偏角；Gap為縫道寬度；O／L為搭接量（Overlap）。

圖1 多段翼型縫道參數的定義Fig.1 The gap parameters of multi-element airfoil

實驗模型如圖2所示。

圖2 蜂鳴器和壓力傳感器的位置Fig.2 The buzzers and pressure sensor embedded in leading edge of flap

擾動源是有源式蜂鳴器（額定電壓5V；圓形，φ=10mm，見圖3）。其位置分別為5.1%、13.3%、21.5%、29.8%的襟翼弦長處（下文分別稱為位置1、位置2、位置3和位置4）。采用GFG-8016D型函數發生器作為蜂鳴器的驅動源。實驗中選擇的驅動頻率為50、100、150、200、300、400、500、800、1000、1200 和1500Hz。蜂鳴器出口20mm 處的聲壓級約為60dB。

脈動壓力的測量采用Kulite XCQ-093動態壓力傳感器，位于縫道出口處，參見圖2。動態壓力信號由VXI動態數據系統采集，采樣率為50kHz。

圖3 有源式蜂鳴器Fig.3 The active buzzer

脈動速度采用熱線探頭進行測量，測量位置在動態傳感器上方，縫道寬度的中心位置。熱線的型號為TSI-IFA300，采樣率：10kHz。靜態壓力分布數據由PSI9816電子掃描閥系統采集。常規實驗時的雷諾數為0.51×106～2.04×106。加入人為擾動時的實驗雷諾數為0.51×106。

2 常規測試的實驗結果

模型安裝見圖4。圖5以及表1、表2所列出的數據是翼型常規測壓實驗中升力系數、縫道湍流度和縫道脈動壓力的測量結果。圖中“15、20、25、30、40、50、60”表示來流的風速，對應的雷諾數分別為：0.51×106、0.68×106、0.85×106、1.02×106、1.36×106、1.70×106、2.04×106。

圖4 模型安裝在風洞中Fig.4 The model in NF-3wind tunnel

圖5 不同風速下的升力系數（自由轉捩，δf=40°，O／L=0，Gap=8.45mm）Fig.5 The lift coefficients at different velocities

由圖5可知，在不同雷諾數下，最大升力系數隨雷諾數的增加而增大，且失速迎角也隨之增大，符合氣動特性規律，與文獻［3］給出的結果相當吻合。實驗表明，NF-3風洞實驗精度高，翼型升力系數測量的標準偏差為σCL=0.0018。

表1給出了不同迎角、不同Re數下的升力系數以及縫道出口處的湍流度。可以看出，升力系數最大時（迎角α=14°），對應的湍流度（脈動速度）最小。

表2給出了不同迎角、不同構型的升力系數及縫道出口處的聲壓級。可以看出，升力系數最大時（α=12°）對應的聲壓級（脈動壓力）最小。

表1 升力系數與對應的湍流度Table 1 The corresponding turbulences with lift coefficients（δf=10°，O／L=0，Gap=19.95mm）

表2 升力系數與對應的壓力脈動量（聲壓級）Table 2 The corresponding SPL with lift coefficients（V=60m／s）

3 加入人為擾動的實驗結果

加入人為擾動的實驗是在不停風的情況下進行的，且模型幾何構型和迎角均不變化，即在完全相同的狀態下，只通過接通或斷開蜂鳴器來觀察擾動效果。這樣做的目的就是希望最大程度地減少實驗中其它因素對結果的影響。

另外，為了排除實驗中隨機誤差的影響，取ΔCL≥0.01的情況作為有影響的結果。因為，根據NF-3風洞實驗精度，升力系數取超過極限誤差（3σCL）的值，即升力系數的差別只要超過0.0054，則可認為升力系數的差別是人為擾動引起的，而不是實驗的隨機誤差。因此，取ΔCL≥0.01的情況作為有影響的結果，完全可以排除隨機誤差的影響。

表3給出了不同擾動位置、不同擾動頻率下對升力系數影響最大的情況。可以看出，擾動位置不同、擾動頻率不同對于多段翼型升力的影響是不同的。另外，盡管擾動聲源的聲壓級僅60dB，但升力的最大減少量已達1.81%（位置1和位置2同時加擾動，頻率為200Hz）。這說明擾動的影響不可忽視。

表3 擾動位置和頻率對升力系數的影響Table 3 The influence of perturbation positions and frequencies on lift coefficient（δf=40°，O／L=0，Gap=8.45mm，V=15m／s，α=10°）

表4給出了位置1處不同擾動頻率下升力系數以及縫道流動參數的變化量。可以看出縫道流動的平均速度受到擾動而略微上升，但升力系數卻降低；壓力脈動量（聲壓級）隨擾動頻率的增加而增大；加入聲擾動后，速度脈動量（湍流度）減少，但是與擾動頻率沒有明顯的關系。這說明在研究范圍內，相對脈動速度而言，壓力的脈動量對升力的影響很可能是主要方面。

表4 位置1擾動時縫道出口的流動參數Table 4 The gap flow parameters of NO.1 perturbation position（δf=40°，O／L=0mm，Gap=8.45mm，V=15m／s，α=10°）

圖6給出了在位置1加入頻率為1000Hz擾動和不加擾動時的壓力分布。其中，δf=40°，O／L=43.4mm，Gap=24.45mm，V=15m／s，α=2°。通過比較可看出，多段翼型表面流動宏觀形態沒有發生大的變化。

圖6 壓力分布Fig.6 Pressure distribution

表5給出了升力系數總變化量、主翼和襟翼的升力系數變化量占總變化量的百分比。不難看出，施加擾動后總升力系數的變化，來自主翼和襟翼升力系數的變化，兩者的比例與幾何比例相當。綜合圖6和表5，在研究范圍內，雖然聲擾動在襟翼上表面，但可以影響整個翼型的升力特性，而不僅僅是影響襟翼的特性。這一點符合低速流動的特點和多段翼型流動的非線性特征。

表5 主翼和襟翼的升力系數Table 5 The variation percentage of lift coefficients on main element and flap（δf=40°，O／L=43.4mm，Gap=24.45mm，V=15m／s，α=2°）

4 結 論

（1）通過在不停風且固定迎角和幾何構型的情況下，對比了加入擾動和不加擾動時多段翼型升力系數的變化。實驗表明，研究中多段翼型的升力系數的變化主要源于加入的弱聲學擾動；

（2）升力系數的變化量隨幾何構型、擾動的位置及擾動頻率的變化而變化；

（3）根據本結果可以得出如下推斷：由于不同的模型尺寸和加工質量會造成多段翼型不同的噪聲特性，再加上不同的風洞背景噪聲，這極可能造成理論相同的外形卻存在一定差異的風洞實驗結果，即特定的噪聲會引起測量結果誤差。實驗中應予以足夠的重視。

5 結束語

目前還不能完全確定何種聲學擾動（頻率、幅值和相位）對多段翼型氣動特性的擾動最“有效”。要對其研究勢必要涉及到流動對擾動的感受性等機理問題，非常復雜，但的確值得進一步研究。

致謝：衷心感謝NF-3風洞全體工作人員對本次研究工作的支持。

［1］ 陳迎春，李亞林，葉軍科，等.C919飛機增升裝置工程應用技術研究進展［J］.航空工程進展，2010，1（1）：1-5.

［2］ 周瑞興，高永衛，肖春生，等.襟翼縫道對多段翼型氣動特性影響的實驗研究［J］.流體力學實驗與測量，2002（4）.

［3］ WENTS W H Jr.，SEETBARAM H C.Development of a fowler flap system for a high performance general aviation airfoil［R］.NASA CR-2443，1974.