基于側壁邊界層控制的翼型二維流動準則研究*

惠增宏，張傳俠

(西北工業(yè)大學翼型、葉柵空氣動力學國家級重點實驗室，西安 7 10072)

0 引言

在進行翼型的風洞模擬實驗時，由于模型邊界層和風洞側壁邊界層同時存在且相互作用，進而形成側壁干擾，導致邊界層在模型前緣分岔、分離，產(chǎn)生極其復雜的動態(tài)非定常流動，使翼型表面理論上的二維流動演變成實際上的三維流動，影響翼型實驗結果的準確性，目前還無法通過干擾修正予以消除。因此，對翼型風洞側壁邊界層進行適當控制是十分必要的。

側壁邊界層控制一般采用吹氣和吸氣兩種方式。文中采用側壁吹氣方式對WA-A210翼型模型進行了翼型二維流動準則的實驗研究。實驗在西北工業(yè)大學翼型、葉柵空氣動力學國家級重點實驗室NF-3風洞二維實驗段(高 ×寬 ×長 =3.0m ×1.6m ×8.0m，最大風速130m/s)中進行。

1 系統(tǒng)結構及原理

NF-3風洞側壁邊界層控制系統(tǒng)(如圖1)主要包括吹氣控制系統(tǒng)、上下轉盤同步控制系統(tǒng)和密封系統(tǒng)三大部分。吹氣控制系統(tǒng)是整個系統(tǒng)的核心，主要實現(xiàn)對氣源壓力和電氣比例閥的精確控制，保證吹氣的準確性和穩(wěn)定性;上下轉盤同步控制系統(tǒng)避免了翼型模型兩側不同步旋轉運動造成的剪切應力;密封系統(tǒng)實現(xiàn)轉盤門與風洞之間的密封，防止了洞體內的氣體泄漏。

高壓氣源經(jīng)截止閥和電動調節(jié)閥控制后，送入風洞二維實驗段的穩(wěn)壓罐中。在穩(wěn)壓罐上開4路主干路氣路，穩(wěn)壓后的氣體經(jīng)4個電氣比例閥和氣控比例閥控制后，分為8個支路，分別送到翼型側壁前、中、后三組穩(wěn)壓盒中進行穩(wěn)壓，最后氣流通過三組吹氣縫對側壁邊界層進行吹除。為了避免翼型上下表面壓力差造成不必要的串流，中縫穩(wěn)壓盒在中間隔斷，分為上、下翼面吹氣縫。

圖1 NF-3風洞側壁邊界層控制系統(tǒng)

2 實驗模型

實驗模型采用相對厚度為21%的WA-A210翼型，鋼芯木質結構，弦長800mm，展長1600mm。其中，中間剖面和距端面160mm剖面處各設計94個測壓點(上下表面各46個，前緣點、后緣點各一個)。

為了研究翼型表面展向流動的均勻性，沿展向在10%至70%弦長處分別布置6個測壓點，并以中間剖面對稱，距中間剖面分別為100mm，300mm，500mm。模型測壓孔布置如圖2。

圖2 WA-A210翼型模型測壓孔布置示意圖

3 實驗方法

3.1 吹氣動量系數(shù)

吹氣動量系數(shù)Cμ的定義式:

穩(wěn)壓盒壓力為吹氣總壓poj，假設由穩(wěn)壓盒等熵地膨脹到實驗段，則實驗段的靜壓p∞即為吹氣縫靜壓。

來流動壓q∞、吹氣縫出口動壓qj為:

由式(2)－式(5)得吹氣縫出口動壓qj為:

實驗時，利用高壓氣管上的電氣比例閥來控制p表壓，從而也就保證了實驗所用的動量系數(shù)。

3.2 數(shù)據(jù)采集

翼型測壓實驗使用具有608路高精度、高速穩(wěn)態(tài)壓力測量系統(tǒng)(PSI9816)對翼型弦向和展向不同位置的表面測壓點和尾耙總壓進行實時采集。該系統(tǒng)精度優(yōu)于0.05%FS，采集速度大于100Sam/s/通道(采樣點 /秒 /通道)。

4 數(shù)據(jù)處理及實驗結果分析

4.1 數(shù)據(jù)處理

為了得到翼型在各個狀態(tài)下的最佳吹氣動量系數(shù)，將翼型中間剖面與距端面160mm處剖面對應點壓力值之差與中間剖面對應點壓力值比較，即無量綱化，再根據(jù)式(7)對得到的值作均方根處理得到σ。在模型的整個實驗狀態(tài)范圍內，當σ最小時的吹氣系數(shù)即為最佳吹氣動量系數(shù)，從而可以判斷展向流動的均勻性。

測壓時通過對翼型的壓力系數(shù)分布進行數(shù)值積分和坐標轉換得到翼型的升力系數(shù)。根據(jù)動量法對測得的翼型尾跡總壓進行數(shù)值積分獲得翼型的阻力系數(shù)。

4.2 實驗結果分析

1)最佳吹氣縫組合

為研究各吹氣縫在不同工作狀態(tài)下對側壁邊界層的吹除效果以及對翼型氣動性能的影響，通過控制電氣比例閥的開與閉進行不同吹氣縫組合的翼型吹風實驗。由于側壁邊界層吹氣控制主要影響模型表面流場，因此主要分析在不同吹氣縫組合下模型的升力特性，特別是在失速迎角附近的升力特性。

圖3給出了WA-A210翼型在相同雷諾數(shù)(Re=0.75 ×106)、相同吹氣動量系數(shù)(Cμ=4.72)、不同吹氣縫組合狀態(tài)(前縫，前縫 +中縫，前縫 +后縫)下翼型升力特性隨迎角變化對比實驗曲線。可以看出，在小迎角范圍(α≤6°)內進行側壁吹氣與不吹氣翼型升力特性變化不明顯，而隨著迎角的逐漸增加(α＞6°)翼型升力特性變化明顯。主要表現(xiàn)在:單獨前縫吹氣時翼型升力系數(shù)小于不進行側壁吹氣情況;前縫和后縫同時吹氣與不進行側壁吹氣情況基本一致;只有前縫與中縫同時吹氣時，翼型升力特性才優(yōu)于不進行側壁吹氣情況，并且失速特性趨于和緩。圖4給出了WA-A210翼型在α=9°時，前縫與中縫同時吹氣狀態(tài)下的翼型壓力分布對比實驗曲線。可以看出，前縫與中縫組合時主翼上表面的負壓大于不吹氣狀態(tài)和其它兩種組合方式，而且翼型前緣吸力峰值增加，說明側壁吹氣改善了翼型表面的二維流動，推遲了邊界層的分離。由圖3和圖4可以得出前縫與中縫組合方式為這一狀態(tài)下的最佳吹氣縫組合。

圖3 WA-A210翼型不同吹氣縫組合升力特性對比實驗曲線

2)最佳吹氣動量系數(shù)

側壁吹氣量的大小、穩(wěn)定性以及準確性都會引起翼型氣動性能的很大改變，導致實驗數(shù)據(jù)的失真。在風洞側壁邊界層控制實驗中，吹氣量過小會使翼型表面兩端邊界層向中間剖面擠壓，造成翼型中間剖面邊界層增厚，進而導致翼型升力系數(shù)降低;吹氣量過大會增加風洞主流動量，導致翼型升力系數(shù)的增加。因此側壁吹氣量的過小或過大都會給主流增加額外的干擾，使翼型表面流動趨于復雜化。只有控制好適當?shù)膫缺诖禋饬浚瑢ふ业教囟▽嶒灎顟B(tài)下的最佳吹氣動量系數(shù)，才能保證翼型實驗數(shù)據(jù)的可靠性。

圖4 WA-A210翼型不同吹氣縫組合壓力分布對比實驗曲線

圖5 給出了WA-A210翼型在相同雷諾數(shù)(Re=0.75×106)、相同吹氣縫組合(前縫 +中縫)、不同Cμ下翼型中間剖面與端面剖面對應點壓力差均方根值隨迎角變化對比實驗曲線。圖6給出了此狀態(tài)下翼型中間剖面與端面剖面對應點壓力差均方根值隨Cμ的變化曲線。可以看出，在小迎角范圍(α≤6°)內進行側壁吹氣與不吹氣比較，其σ變化不大;當α＞6°時且隨著 Cμ的逐漸增加，其 σ逐漸減小;當 Cμ增加到一定程度(Cμ=4.72)，σ 降到最低;當 Cμ繼續(xù)增加(Cμ=7.08)，σ反而增加。故Cμ=4.72為這一狀態(tài)下的最佳吹氣動量系數(shù)。

3)展向壓力分布均勻性

為了研究翼型表面的展向流動，圖7給出了WA-A210翼型在相同雷諾數(shù)(Re=0.75 × 106)、相同迎角(α=10°)、不同吹氣動量系數(shù)下，上翼面10%弦長處展向壓力分布對比實驗曲線。圖8給出了此狀態(tài)下下翼面70%弦長處展向壓力分布對比實驗曲線。可以看出，隨著Cμ的逐漸增加，沿展向同一弦長處的壓力分布有增加的趨勢，并且偏離中間剖面越遠增加的幅度越明顯，當Cμ增加到一定程度(Cμ=4.72)時，翼型中間剖面附近沿展向同一弦長處壓力分布基本保持一致。說明側壁吹氣改善了翼型表面的二維流動;當Cμ=4.72時，翼型表面二維流動面積達到最大。

實驗表明:利用翼型中間剖面與端面剖面對應點壓力值對比進行數(shù)據(jù)處理的方法能夠尋找到翼型模型不同狀態(tài)下的最佳吹氣動量系數(shù);翼型中間剖面附近沿展向同一弦長處壓力分布基本保持一致，說明采用側壁吹氣方案改善了翼型表面二維流動，推遲了邊界層的分離，同時驗證了這一數(shù)據(jù)處理方法結果的正確性。

5 結論

1)利用翼型中間剖面與端面剖面對應點壓力值對比進行數(shù)據(jù)處理可以作為翼型表面二維流動以及最佳吹氣動量系數(shù)的判據(jù)。

2)利用最佳吹氣動量系數(shù)判據(jù)尋找到了翼型模型不同狀態(tài)下的最佳吹氣動量系數(shù)。

3)采用側壁吹氣方案改善了翼型表面二維流動，推遲了邊界層的分離，減小了側壁邊界層對翼型實驗結果的影響。

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