翼尖尾涡流动与控制研究

翼尖尾涡流动与控制研究

0翼尖尾涡流流动特性及其控制装置研究漩涡运动的现象和规律，阐明流动机的应用，研究其有效性的方法，是许多工程实践提出的必须解决的问题。飞机在前飞过程中,在左右两翼尖的后方也会拖出很强的翼尖旋涡。这一对很强的旋涡将对周围流场起强烈的速度诱导作用,且旋涡的强度正比于飞机的重量。大型运输飞机的重量大,尾涡强度很强,其翼尖涡可延伸在飞机后方几公里的地方,旋涡区切向的速度分量要在旋涡形成后6到8分钟才消失。由于旋涡区域中空气的速度的大小和方向变化剧烈,进入到这一区域中的小飞机会发生快速滚转运动而导致飞行事故。特别是在飞机起飞和着陆时,前面一架飞机拖出的翼尖尾涡对将直接危害后面一架飞机的安全。出于安全考虑,起飞或降落的飞机之间要求有最小间距,制约了飞机起飞着陆频率。此外翼/桨尖涡也是引起旋翼飞行器脉冲噪音产生的主要因素。桨尖涡对后续桨叶有非定常桨涡干扰作用,并会导致强的气动噪声,在某些飞行状态下桨尖涡甚至会冲击到尾梁和尾桨上,对直升机的气动性能、振动及噪声水平有直接的影响。因此,研究机翼翼尖涡的流动特性及其控制装置有重要的应用价值。近几年来,国内外在飞机设计中(尤其是运输机)越来越多地采用翼尖装置削弱机翼尾涡,以减少燃料消耗,提高爬升率,增加飞机的航程或增加飞机的承载能力等。翼尖装置中目前主要有翼尖小翼、翼尖修形、低阻翼尖、剪切翼尖、翼尖帆片等。本文着重对翼尖尾涡的流动结构和控制方法进行研究与探讨。采用翼梢涡扩散器的不同组合方式,来削弱翼尖涡的强度。即在机翼端面安装各种翼梢涡扩散器及调整翼梢涡扩散器与机翼端面的夹角,通过七孔探针技术测量翼尖旋涡流场的速度、压力等参数来研究翼尖旋涡随机翼迎角变化的特性。对比在机翼翼梢安装单、双翼梢涡扩散器与无控制情况下机翼翼尖旋涡的流场结构差异,研究可有效控制和削弱翼尖涡的方案。1模型和实验设备1.1模型的垂直安装实验在南京航空航天大学空气动力学系低速直流风洞进行,开口实验段截面为椭圆形,长轴为0.52m、短轴为0.36m,最大风速25m/s,见图1。机翼模型翼展为0.4m,弦长0.1m,翼型为NACA23016,采用硬铝材料加工。机翼模型垂直安装在水平转盘上,转动水平转盘即可变换机翼模型的迎角。水平转盘固定在风洞实验段的下方,模型的翼尖位于风洞的中心轴线上。进行翼尖涡流场测试时,风速V∞==20m/s,以模型弦长为参考长度的雷诺数Rec=1.37×105。翼梢涡扩散器为后掠三角翼,厚度为3mm,平面几何参数如图2所示。在翼梢上安装时,涡扩散器的根弦与机翼翼梢重合。与机翼同平面时,定义安装角为零,向机翼上表面方向偏转为正,反之为负。坐标定义为风轴系,坐标原点在机翼翼梢后缘处,X方向为与风洞体轴平行,并指向下游,Y轴指向右侧并与机翼后缘垂直,Z轴与机翼后缘线重合,参见图1。1.2翼尖尾流场测量(1)七孔探针流场测试系统:由七孔探针、多通道微压变送器、基于PC机的16位A/D转换数据采集卡和后处理软件组成。七孔探针是一种多孔压力探头,可以测量三维速度场、方向场、流场当地的总压和静压,最大气流偏角可测至80°,特别适合测量具有复杂定常涡系的尾流场。本文使用的七孔探针外径为4mm,对流场的干扰较小,其测速精度为1%,角度分辨力为0.3°。七孔探针由美国TSI公司的两自由度数控移动坐标架移动进行翼尖尾涡空间流场扫描测量,坐标架的最小步长为0.01mm。(2)分别在风洞中测试了无控制和加装不同安装角的单、双翼梢涡扩散器时的机翼尾流场。测试位置为从机翼翼尖后缘起,下游x/c=1.0,1.5,2.0三个位置。测试区域大小为120mm×120mm。每个测量平面的测点为正方形网格分布,相邻测点的间隔为10mm。根据测量结果可以绘出机翼尾流场不同位置横截面的速度矢量分布图和压力系数等值线图以供分析。符号说明:α:迎角;c:模型弦长;ps:当地静压;p∞:来流静压;Cps:当地静压系数。2涡流静压范围旋涡是指涡核具有涡量的、绕涡核中心旋转着的、具有一定尺度的集中涡。旋涡的涡核是涡量集中的区域,涡核处的静压低于自由来流的静压。气流的静压大小可用静压系数Cps来表示:Cps=(Ps−P∞)/12ρV2∞Cps=(Ρs-Ρ∞)/12ρV∞2旋涡越强,涡核的静压系数越小。2.1低通插装式机翼注射波场及音波场根据表1中机翼涡核处的静压系数数据和图3分析可知,在实验迎角范围内,机翼下游所测的三个截面位置,翼尖涡涡核处的静压系数都小于零,沿涡核径向的逆压梯度很大。迎角α在从5°～20°的变化过程中,不同截面位置翼尖涡涡核静压有相同变化规律。α从5°增加到15°时,涡核静压降低,涡核径向逆压梯度增加,说明旋涡强度在逐渐增大。分析其原因为:随着迎角的增加,机翼上下表面的压力差变大,翼梢分离出的自由剪切层(即涡量输送面)的强度显著增强,从而使由自由剪切层卷绕而形成涡量集中的翼尖涡强度增大。当α增加到20°时,机翼上表面的气流发生分离,机翼失速,上下表面的压力差减小,翼梢拖泻出的涡量输送面的强度显著降低,其卷绕形成的翼尖涡强度降低。表现为涡核静压恢复,涡核尺寸扩大,涡强度相比α=15°时减弱。在迎角α=10°时,在距机翼后缘一倍弦长位置,旋涡涡核处的静压系数Cps=-0.39,说明在该位置涡核静压低,旋涡强度较强。随着向下游距离的增加,旋涡涡核静压升高。涡核径向逆压梯度增降低,旋涡向周围扩散,涡核尺寸扩大,涡强逐渐减弱,见图3(b)。2.2施用装置对翼尖涡流的控制效果分别在机翼翼梢安装了90°(参见图2)、60°、-90°、-60°单翼梢涡扩散器及±90°、±60°双翼梢涡扩散器,来调控机翼翼尖附近的尾流场,削弱翼尖旋涡的强度。采用七孔探针对机翼尾流场进行了测量,研究上述装置对翼尖旋涡的控制效果和控制机理。表2给出各种控制情况下,翼尖涡核的静压系数。2.2.1多翼梢至低空气场仿真结果单翼梢涡扩散器可以使机翼翼尖涡核静压得到明显恢复,即有效地削弱了翼尖旋涡的强度。从表2列出的对比效果可知,在迎角α=5°时,60°、90°单翼梢涡扩散器控制效果最好。在α=10°和α=15°时,-90°翼梢涡扩散器控制的涡核静压值最大;α=20°时,-60°涡扩散器控制效果最好。图4给出了在截面x/c=1.0位置,不同安装角的单翼梢涡扩散器与无翼梢涡扩散器尾流场的对比图。图中箭头矢量表示的是测量截面内的气流速度大小和方向,虚线示意从后方观察到的机翼和翼梢涡扩散器。从图4给出的翼尖尾涡流场结构中可以看出,迎角α=5°时,90°单翼梢涡扩散器将涡量集中的翼涡破碎成两个强度显著降低的旋涡,表现为静压增加,集中涡核已不太明显。而60°单翼梢涡扩散器则改变了翼尖涡的位置,翼尖涡向内向上移动,旋涡强度也明显降低。迎角α=10°和α=15°时,-90°单翼梢涡扩散器明显抑制了机翼上下表面附近的展向流动,z向速度分量减小。翼尖涡被破碎成两个较弱的旋涡,同时旋涡位置也向下向内移动。-60°单翼梢涡扩散器在迎角α=20°时,改变了翼尖涡的位置,翼尖涡向内向下移动,旋涡强度也明显降低。根据图4及α=5°～20°时,在不同下游距离横截面尾流场测试实验结果(篇幅限制,图略)分析,单翼梢涡扩散器控制翼尖涡的作用主要有3个方面原因:(1)主涡破碎,如垂直安装的90、-90°涡扩散器。(2)调控主涡位置,如倾斜安装的60°、-60°涡扩散器。(3)抑制机翼翼尖上下表面附件的展向流动,如90°、-90°和60°、-60°涡扩散器。2.2.2气调与低血流场仿真结果在机翼翼端分别安装组合±90°双翼梢涡扩散器和±60°双翼梢涡扩散器后,所产生的旋涡控制效果更加明显。从表2中可知,在实验迎角范围内,双翼梢涡扩散器都可以显著削弱翼尖尾涡的强度。其中±90°双翼梢涡扩散器在迎角α=15°的情况下可将截面x/c=1.0位置翼尖涡涡核的静压增加80%,±60°双翼梢涡扩散器则可将翼尖涡涡核的静压增加63%。图5给出了在截面x/c=1.0位置,安装±90°双翼梢涡扩散器、±60°双翼梢涡扩散器与无控制机翼尾流场的对比图。从图5中可以看出,迎角α=5°～20°范围内,在±90°双翼梢涡扩散器的共同作用下,机翼上下表面附近展向流动被明显抑制,涡量集中的翼尖涡被打散。破碎后的旋涡强度显著降低,表现为尾流静压增加,涡位置也更向下偏移。在迎角α=5°时,±60°双翼梢涡扩散器明显降低了翼尖涡的强度(参见表2),同时改变了涡核的位置。在迎角α=10°～20°范围内,翼尖附近的流场发生显著的变化。涡量集中的翼尖涡变成两个强度很低的旋涡,一个旋涡的位置在翼面上方靠近翼尖,另一个旋涡的位置在翼面下方远离翼尖靠近翼根方向。与单翼梢涡扩散器相比,组合双翼梢涡扩散器可将翼尖涡破碎成两个涡核位置相距更远,强度更弱的旋涡。在气流粘性的作用下,旋涡耗散的更快。组合正负±90°、±60°双翼梢涡扩散器在迎角从5°到20°变化时,它们对翼尖涡的控制效果不同。这是因为翼梢涡扩散器为后掠三角翼,在机翼上安装角不同,当机翼的迎角发生变化时,小三角翼相对气流的当地实际有效迎角不同导致。±60°双翼梢涡扩散器情况下,在小迎角时,小三角翼没有产生前缘涡。在迎角α=10°～20°范围内,小三角翼产生的前缘涡与被破碎的翼尖涡相互作用、缠绕形成两个较弱的旋涡。±90°双翼梢涡扩散器情况下,在不同迎角时,小三角翼相对气流的实际当地迎角都很小,不足以产生前缘涡,因此翼面上方没有明显的涡结构。翼尖涡被破碎后形成的旋涡位置向下偏移。3翼尖端面安装加加密器后可显著削弱翼尖涡流的方案(1)根据本文的实验研究结果,NACA23016机翼在迎角α从5°～15°的范围内,翼尖涡强度随迎角增加而逐渐地增强。机翼失速后,翼尖涡涡强度减弱。(2)同迎角下,翼尖涡向下游发展的特征表现为:翼尖涡涡核处的静压增加,旋涡的强度逐渐减弱;旋涡涡核的尺寸扩大,旋涡有扩散的趋势。(3)在机翼翼尖端面安装单、双翼梢涡扩散器可以显著削弱翼尖旋涡强度。通过各种方案的对比,找出了较优控制翼尖旋涡的方案:安装±90°双翼梢涡扩散器和±60°双翼梢涡扩散器控制方案。其中±90°双翼梢涡扩散器在截面x/c=1.0、迎角α=15°的情况下可将翼尖涡涡核静压增加80%,±60°双翼梢涡扩散器则可将相同位置的翼尖涡核静压增加63%。(