大型民機巡航狀態下頭部流動特性實驗研究

秦永明，董金剛，張 江，姚開明，黃 湛

(1.中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074；2.中國商用飛機有限責任公司，上海 200235)

0 引言

在民機的設計中，飛機的耗油率是要考慮的一個重要因素，這就要求飛機設計時盡量減少阻力。在機頭的設計中，不僅要考慮駕駛艙以及安裝儀器設備的需要，還要求機頭上表面的過渡曲面設計合理。如果機頭過渡曲面氣動性能設計不合理，氣流在機頭會發生嚴重的分離從而誘導出部分阻力，而且高速巡航時，在機頭的舷窗位置會出現激波，既影響駕駛艙的舒適性又會產生部分激波阻力。一般民機巡航速度都處在跨聲速區域，會給CFD數值模擬帶來一定問題。因此對民機機頭的跨聲速流動特性進行風洞試驗研究非常必要。

采用測壓、彩色油流顯示以及PIV空間流場顯示3種試驗技術，對某民機機頭在Ma=0.79和Ma=0.82時的流動特性進行了風洞試驗研究。

1 風洞、設備、模型和實驗條件

1.1 風洞簡介

試驗在中國航天空氣動力技術研究院的FD-12風洞中進行。FD-12風洞是一座暫沖式亞、跨、超聲速風洞。試驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m，超聲速試驗段的長度為2.4m，亞跨聲速試驗段的長度為3.8m，如圖1。超聲速試驗時，利用更換噴管塊來改變馬赫數(Ma=1.49，1.79，1.98，2.25，2.53，2.99，3.55，4.00)；亞、跨聲速試驗時，利用聲速噴管以改變前室總壓的方法獲得不同馬赫數(M=0.3～1.2)，此時風洞試驗段上、下壁為直孔開孔壁板，其開閉比為23.7%。

風洞具有自動控制和測試系統，并裝備了一套專用的數據自動檢測、處理系統，即把一次儀表(天平及各種壓力、溫度和角度傳感器等)所感應到的物理量轉變為電信號，通過快速巡回檢測裝置直接輸入計算機，對試驗數據進行聯機處理。

圖1 FD-12亞跨超三聲速風洞Fig.1 FD-12 third，inter-sub-super-wind tunnel

風洞超擴段里有一套迎角機構，迎角改變范圍為-15°～25°。還可以利用15°彎接頭進行大迎角試驗，迎角改變范圍為0°～40°。試驗段側壁上各有兩個直徑為500mm觀察窗，供觀察或紋影儀拍攝流場用。

1.2 實驗模型

本次試驗模型使用典型民機光機身模型，圖2是模型在風洞中的示意圖，模型在風洞中采用尾支撐方式。本次試驗重點研究模型頭部的流動特性，模型中段和尾段不作研究。對模型頭部進行了壓力分布測量試驗，頭部順流線方向即模型頭部母線方向開有182個測壓孔。沿機頭軸線方向布置了12個測壓截面，機頭前緣點即第0截面布置一個測壓點用于測量駐點壓力，如圖3所示。

圖2 模型在風洞中的示意圖Fig.2 Schematic of model in the wind tunnel

圖3 機頭模型測壓截面布置圖Fig.3 The layout of pressure taps at nose model

1.3 測壓設備

試驗選用一臺8400電子掃描閥測量測壓點的壓力，該掃描閥能夠同時測量模型上的1024個壓力點，最大的采樣速度50kHz，量程為±0.2MPa，壓力掃描器精度可達±0.05%F.S，壓力校準單元的精度可達±0.01%F.S。連接檢測裝置后的精度為0.3%F.S。

1.4 油流材料及油劑配制

油流法是一種廣泛應用的流動顯示方法，可用于顯示物面的流動圖譜。它是一種顯示復雜流動中(如分離流動和旋渦流動)的非常簡便、有效的手段，是揭示邊界層分離及其旋渦結構的重要流體力學實驗技術［1-2］。目前常規油流通常是使用鈦白粉和適合不同風速的油劑配制而成，這種常規油流顯示技術已經廣泛應用于各種風洞試驗中，為研究表面流態提供了非常有效的研究方法。常規油流中使用的鈦白粉顏色通常與試驗模型顏色接近，對比度不明顯，而彩色油流可以解決油流結果與模型對比度不明顯這一問題。

由于試驗模型是表面經過鍍鉻處理的鋼質模型，表面發白。為了對比度明顯，采用石墨粉和儀表油配制的黑色油流，選用的石墨粉粒子很小，石墨粉在儀表油中與油混合得很均勻，粒子的跟隨性很好，得到的模型表面流譜效果良好。

1.5 PIV系統

PIV系統包括圖像采集、激光光源、同步控制和圖像處理等子系統，如圖4所示。圖像采集系統主要由跨幀數字相機(2k×2k)、圖像采集板和計算機組成；激光光源系統選用Lab Best公司出產的Vlite350微型釔鋁石榴石雙曝光激光器作為照明光源；選用一臺MicroPulse 725延時信號發生器作為同步控制器，控制激光器和CCD同步工作，延時精度0.25ns；圖像處理系統則根據目前標準的PIV技術原理及算法編寫而成。

目前國內絕大多數風洞實驗段在設計建造時未考慮諸如PIV這類的特種實驗，沒有預設充足的光學窗口。實驗需要放置部分PIV設備(激光器或CCD相機)于風洞實驗段內，而風洞運行時洞體存在振動，需要對放置在風洞內的PIV設備進行減振，才能避免風洞運行時洞體振動對PIV設備及拍攝圖像的影響。為了本次PIV試驗，中國航天空氣動力技術研究院專門研制了適合FD-12風洞PIV實驗的光學減振系統，如圖5所示。

圖5 激光器減振平臺Fig.5 The vibration platform of laser

粒子播發器是PIV系統里的重要設備，依靠它產生的示蹤粒子，PIV才能獲得粒子圖像，提取流場的運動信息。為了在大尺度風洞里應用PIV技術，必須研制大流量霧化粒子播發系統。本次試驗專門設計了一套大流量霧化粒子播發系統，包括：減壓系統，將氣源壓力由18MPa減為5～6MPa；分氣系統，含兩個氣罐，每個氣罐上設置8個出氣管；霧化粒子發生器系統，含4個霧化粒子發生器；粒子播撒器，從4個粒子發生器內引出的霧化示蹤粒子，經粒子播撒器進入風洞洞體內，進行播撒。粒子播撒器上設有12根播撒管，實現大面積、全區域播撒。經測試，產生的霧化粒子平均粒徑為1μm，如圖6所示。

利用風洞上的人孔，把粒子播撒器布置在風洞調壓閥后和穩定段前的過渡段處，如圖6。在穩定段中示蹤粒子與主氣流充分摻混，再經過穩定段中的蜂窩器和阻尼網，使試驗段中的示蹤粒子分布均勻。

圖6 大型粒子播發器Fig.6 Large-scale particle transmitters

1.6 實驗條件

大型民機巡航馬赫數一般都處在高亞聲速或者跨聲速。本實驗選取Ma=0.79和Ma=0.82來研究。Ma=0.79時實驗總溫T0=272.2K，Ma=0.82時T0=272.1K，計算得到Ma=0.79時實驗當地聲速C0=311.7m/s，Ma=0.82 時 C0=310.4m/s。

通過PIV試驗可以測量機頭附近速度場，如果知道來流總溫T0，可以依據絕熱(邊界層外可認為是等熵流動)假設計算出機頭附近馬赫數Ma分布云圖。0.79時，機頭流速最高區流速接近聲速。當來流馬赫數等于0.82時，機頭流速最高區流速超過聲速，但聲速區域很小，當迎角為6°時，聲速區域接近7#測壓截面。對于機頭流速最高區的速度，來流馬赫數等于0.82時大于來流馬赫數等于0.79時的情況。

2 實驗結果分析

重點研究機頭背風對稱面的流動特性。圖7是不同狀態下背風對稱面沿流線方向壓力分布。圖8是背風對稱面PIV試驗結果。從壓力分布與PIV試驗結果可以看出：當高速氣流接近機頭時逐漸開始減速，到機頭前緣點附近處減速為零，此時對應的壓力系數最大；之后氣流沿機頭對稱面順流向逐漸加速，對應的壓力分布逐漸減小，5#測壓截面后出現負壓，當迎角α=6°時7#測壓截面附近氣流加速到最大，壓力最低。迎角α=3°時氣流在7#測壓截面繼續加速，8#測壓截面加速到最大，對應的壓力系數最低。從PIV試驗結果也可以看出迎角大時，最大速度區域更靠前。

從PIV試驗結果還可以看出：當來流馬赫數等于來流馬赫數相同的流動，迎角為6°的機頭流速最高區的速度大于迎角為3°的機頭流速最高區的速度。在這兩種馬赫數、兩個迎角的流動狀況下流速最高區均在機頭舷窗后方。

圖7 沿模型背風對稱面的壓力分布Fig.7 The pressure distribution of leeward plane of symmetry

圖8 PIV試驗結果Fig.8 The results of PIV

圖9 模型頭部油流照片(α=3°，Ma=0.82)Fig.9 The oil flow pattern of model(α=3°，Ma=0.82)

選取跨聲速Ma=0.82做了油流試驗，試驗迎角α=3°。圖9給出了油流試驗照片，從照片中可以看到，模型頭部流譜清晰，由于模型試驗迎角較小，模型頭部表面流態是附著流動，沒有發生分離，對應相同狀態的PIV結果也可以得出這一結論。從壓力分布曲線也可以看出：沿背風對稱面由于氣流沿頭部曲線逐漸加速，對應的壓力系數逐漸減小，而整個過程壓力系數變化平緩，沒有出現壓力系數的突變。

3 結論

通過對某民機跨聲速巡航狀態時機頭流動特性的風洞試驗研究，可以得到以下主要結論：

(1)當高速氣流接近機頭前緣點時，速度逐漸減小，前緣點壓力系數最大。沿機頭背風對稱面，氣流流動逐步加速，對應的壓力系數逐漸減小。迎角大時，加速到最大速度的截面更靠前。

(2)來流馬赫數為0.79時，機頭上流場分布平滑，不存在超聲速區，不存在波阻，來流馬赫數為0.82時，在機頭舷窗后方存在局部的超聲速區域，所產生的氣動噪聲不會影響駕駛艙的舒適性。

(3)小迎角巡航狀態時，機頭表面是附著流，不存在流動分離現象。

(4)實驗證明研制的激光器減振系統以及大流量粒子播撒系統效果良好，突破了DPIV應用于大尺度高速風洞的關鍵技術，獲得了機頭速度場分布結果。

［1］ 范潔川.風洞試驗手冊［M］.北京：航空工業出版社，2002.

［2］ 夏雪湔，鄧學鎣.工程分離流動力學［M］.北京：北京航空航天大學出版社，1991.

［3］ 飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第5冊［M］.北京：航空工業出版社，1999.

［4］ ADRIAN R J.Particle imagine techniques for experimental fluid mechanics［J］.Ann Rev Fluid Mech，1991，23：261-304.