大型民機(jī)巡航狀態(tài)下頭部流動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)研究

秦永明，董金剛，張 江，姚開明，黃 湛

(1.中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074；2.中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200235)

0 引言

在民機(jī)的設(shè)計(jì)中，飛機(jī)的耗油率是要考慮的一個(gè)重要因素，這就要求飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)盡量減少阻力。在機(jī)頭的設(shè)計(jì)中，不僅要考慮駕駛艙以及安裝儀器設(shè)備的需要，還要求機(jī)頭上表面的過渡曲面設(shè)計(jì)合理。如果機(jī)頭過渡曲面氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)不合理，氣流在機(jī)頭會(huì)發(fā)生嚴(yán)重的分離從而誘導(dǎo)出部分阻力，而且高速巡航時(shí)，在機(jī)頭的舷窗位置會(huì)出現(xiàn)激波，既影響駕駛艙的舒適性又會(huì)產(chǎn)生部分激波阻力。一般民機(jī)巡航速度都處在跨聲速區(qū)域，會(huì)給CFD數(shù)值模擬帶來一定問題。因此對(duì)民機(jī)機(jī)頭的跨聲速流動(dòng)特性進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)研究非常必要。

采用測(cè)壓、彩色油流顯示以及PIV空間流場(chǎng)顯示3種試驗(yàn)技術(shù)，對(duì)某民機(jī)機(jī)頭在Ma=0.79和Ma=0.82時(shí)的流動(dòng)特性進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

1 風(fēng)洞、設(shè)備、模型和實(shí)驗(yàn)條件

1.1 風(fēng)洞簡(jiǎn)介

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

風(fēng)洞具有自動(dòng)控制和測(cè)試系統(tǒng)，并裝備了一套專用的數(shù)據(jù)自動(dòng)檢測(cè)、處理系統(tǒng)，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(yīng)到的物理量轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘?hào)，通過快速巡回檢測(cè)裝置直接輸入計(jì)算機(jī)，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行聯(lián)機(jī)處理。

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

風(fēng)洞超擴(kuò)段里有一套迎角機(jī)構(gòu)，迎角改變范圍為-15°～25°。還可以利用15°彎接頭進(jìn)行大迎角試驗(yàn)，迎角改變范圍為0°～40°。試驗(yàn)段側(cè)壁上各有兩個(gè)直徑為500mm觀察窗，供觀察或紋影儀拍攝流場(chǎng)用。

1.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪褂玫湫兔駲C(jī)光機(jī)身模型，圖2是模型在風(fēng)洞中的示意圖，模型在風(fēng)洞中采用尾支撐方式。本次試驗(yàn)重點(diǎn)研究模型頭部的流動(dòng)特性，模型中段和尾段不作研究。對(duì)模型頭部進(jìn)行了壓力分布測(cè)量試驗(yàn)，頭部順流線方向即模型頭部母線方向開有182個(gè)測(cè)壓孔。沿機(jī)頭軸線方向布置了12個(gè)測(cè)壓截面，機(jī)頭前緣點(diǎn)即第0截面布置一個(gè)測(cè)壓點(diǎn)用于測(cè)量駐點(diǎn)壓力，如圖3所示。

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

圖3 機(jī)頭模型測(cè)壓截面布置圖Fig.3 The layout of pressure taps at nose model

1.3 測(cè)壓設(shè)備

試驗(yàn)選用一臺(tái)8400電子掃描閥測(cè)量測(cè)壓點(diǎn)的壓力，該掃描閥能夠同時(shí)測(cè)量模型上的1024個(gè)壓力點(diǎn)，最大的采樣速度50kHz，量程為±0.2MPa，壓力掃描器精度可達(dá)±0.05%F.S，壓力校準(zhǔn)單元的精度可達(dá)±0.01%F.S。連接檢測(cè)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(yīng)用的流動(dòng)顯示方法，可用于顯示物面的流動(dòng)圖譜。它是一種顯示復(fù)雜流動(dòng)中(如分離流動(dòng)和旋渦流動(dòng))的非常簡(jiǎn)便、有效的手段，是揭示邊界層分離及其旋渦結(jié)構(gòu)的重要流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)技術(shù)［1-2］。目前常規(guī)油流通常是使用鈦白粉和適合不同風(fēng)速的油劑配制而成，這種常規(guī)油流顯示技術(shù)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于各種風(fēng)洞試驗(yàn)中，為研究表面流態(tài)提供了非常有效的研究方法。常規(guī)油流中使用的鈦白粉顏色通常與試驗(yàn)?zāi)Ｐ皖伾咏?，?duì)比度不明顯，而彩色油流可以解決油流結(jié)果與模型對(duì)比度不明顯這一問題。

由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪潜砻娼?jīng)過鍍鉻處理的鋼質(zhì)模型，表面發(fā)白。為了對(duì)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(tǒng)

PIV系統(tǒng)包括圖像采集、激光光源、同步控制和圖像處理等子系統(tǒng)，如圖4所示。圖像采集系統(tǒng)主要由跨幀數(shù)字相機(jī)(2k×2k)、圖像采集板和計(jì)算機(jī)組成；激光光源系統(tǒng)選用Lab Best公司出產(chǎn)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(tái)MicroPulse 725延時(shí)信號(hào)發(fā)生器作為同步控制器，控制激光器和CCD同步工作，延時(shí)精度0.25ns；圖像處理系統(tǒng)則根據(jù)目前標(biāo)準(zhǔn)的PIV技術(shù)原理及算法編寫而成。

目前國內(nèi)絕大多數(shù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段在設(shè)計(jì)建造時(shí)未考慮諸如PIV這類的特種實(shí)驗(yàn)，沒有預(yù)設(shè)充足的光學(xué)窗口。實(shí)驗(yàn)需要放置部分PIV設(shè)備(激光器或CCD相機(jī))于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段內(nèi)，而風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)洞體存在振動(dòng)，需要對(duì)放置在風(fēng)洞內(nèi)的PIV設(shè)備進(jìn)行減振，才能避免風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)洞體振動(dòng)對(duì)PIV設(shè)備及拍攝圖像的影響。為了本次PIV試驗(yàn)，中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院專門研制了適合FD-12風(fēng)洞PIV實(shí)驗(yàn)的光學(xué)減振系統(tǒng)，如圖5所示。

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

粒子播發(fā)器是PIV系統(tǒng)里的重要設(shè)備，依靠它產(chǎn)生的示蹤粒子，PIV才能獲得粒子圖像，提取流場(chǎng)的運(yùn)動(dòng)信息。為了在大尺度風(fēng)洞里應(yīng)用PIV技術(shù)，必須研制大流量霧化粒子播發(fā)系統(tǒng)。本次試驗(yàn)專門設(shè)計(jì)了一套大流量霧化粒子播發(fā)系統(tǒng)，包括：減壓系統(tǒng)，將氣源壓力由18MPa減為5～6MPa；分氣系統(tǒng)，含兩個(gè)氣罐，每個(gè)氣罐上設(shè)置8個(gè)出氣管；霧化粒子發(fā)生器系統(tǒng)，含4個(gè)霧化粒子發(fā)生器；粒子播撒器，從4個(gè)粒子發(fā)生器內(nèi)引出的霧化示蹤粒子，經(jīng)粒子播撒器進(jìn)入風(fēng)洞洞體內(nèi)，進(jìn)行播撒。粒子播撒器上設(shè)有12根播撒管，實(shí)現(xiàn)大面積、全區(qū)域播撒。經(jīng)測(cè)試，產(chǎn)生的霧化粒子平均粒徑為1μm，如圖6所示。

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

圖6 大型粒子播發(fā)器Fig.6 Large-scale particle transmitters

1.6 實(shí)驗(yàn)條件

大型民機(jī)巡航馬赫數(shù)一般都處在高亞聲速或者跨聲速。本實(shí)驗(yàn)選取Ma=0.79和Ma=0.82來研究。Ma=0.79時(shí)實(shí)驗(yàn)總溫T0=272.2K，Ma=0.82時(shí)T0=272.1K，計(jì)算得到Ma=0.79時(shí)實(shí)驗(yàn)當(dāng)?shù)芈曀貱0=311.7m/s，Ma=0.82 時(shí) C0=310.4m/s。

通過PIV試驗(yàn)可以測(cè)量機(jī)頭附近速度場(chǎng)，如果知道來流總溫T0，可以依據(jù)絕熱(邊界層外可認(rèn)為是等熵流動(dòng))假設(shè)計(jì)算出機(jī)頭附近馬赫數(shù)Ma分布云圖。0.79時(shí)，機(jī)頭流速最高區(qū)流速接近聲速。當(dāng)來流馬赫數(shù)等于0.82時(shí)，機(jī)頭流速最高區(qū)流速超過聲速，但聲速區(qū)域很小，當(dāng)迎角為6°時(shí)，聲速區(qū)域接近7#測(cè)壓截面。對(duì)于機(jī)頭流速最高區(qū)的速度，來流馬赫數(shù)等于0.82時(shí)大于來流馬赫數(shù)等于0.79時(shí)的情況。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

重點(diǎn)研究機(jī)頭背風(fēng)對(duì)稱面的流動(dòng)特性。圖7是不同狀態(tài)下背風(fēng)對(duì)稱面沿流線方向壓力分布。圖8是背風(fēng)對(duì)稱面PIV試驗(yàn)結(jié)果。從壓力分布與PIV試驗(yàn)結(jié)果可以看出：當(dāng)高速氣流接近機(jī)頭時(shí)逐漸開始減速，到機(jī)頭前緣點(diǎn)附近處減速為零，此時(shí)對(duì)應(yīng)的壓力系數(shù)最大；之后氣流沿機(jī)頭對(duì)稱面順流向逐漸加速，對(duì)應(yīng)的壓力分布逐漸減小，5#測(cè)壓截面后出現(xiàn)負(fù)壓，當(dāng)迎角α=6°時(shí)7#測(cè)壓截面附近氣流加速到最大，壓力最低。迎角α=3°時(shí)氣流在7#測(cè)壓截面繼續(xù)加速，8#測(cè)壓截面加速到最大，對(duì)應(yīng)的壓力系數(shù)最低。從PIV試驗(yàn)結(jié)果也可以看出迎角大時(shí)，最大速度區(qū)域更靠前。

從PIV試驗(yàn)結(jié)果還可以看出：當(dāng)來流馬赫數(shù)等于來流馬赫數(shù)相同的流動(dòng)，迎角為6°的機(jī)頭流速最高區(qū)的速度大于迎角為3°的機(jī)頭流速最高區(qū)的速度。在這兩種馬赫數(shù)、兩個(gè)迎角的流動(dòng)狀況下流速最高區(qū)均在機(jī)頭舷窗后方。

圖7 沿模型背風(fēng)對(duì)稱面的壓力分布Fig.7 The pressure distribution of leeward plane of symmetry

圖8 PIV試驗(yàn)結(jié)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M(fèi)a=0.82做了油流試驗(yàn)，試驗(yàn)迎角α=3°。圖9給出了油流試驗(yàn)照片，從照片中可以看到，模型頭部流譜清晰，由于模型試驗(yàn)迎角較小，模型頭部表面流態(tài)是附著流動(dòng)，沒有發(fā)生分離，對(duì)應(yīng)相同狀態(tài)的PIV結(jié)果也可以得出這一結(jié)論。從壓力分布曲線也可以看出：沿背風(fēng)對(duì)稱面由于氣流沿頭部曲線逐漸加速，對(duì)應(yīng)的壓力系數(shù)逐漸減小，而整個(gè)過程壓力系數(shù)變化平緩，沒有出現(xiàn)壓力系數(shù)的突變。

3 結(jié)論

通過對(duì)某民機(jī)跨聲速巡航狀態(tài)時(shí)機(jī)頭流動(dòng)特性的風(fēng)洞試驗(yàn)研究，可以得到以下主要結(jié)論：

(1)當(dāng)高速氣流接近機(jī)頭前緣點(diǎn)時(shí)，速度逐漸減小，前緣點(diǎn)壓力系數(shù)最大。沿機(jī)頭背風(fēng)對(duì)稱面，氣流流動(dòng)逐步加速，對(duì)應(yīng)的壓力系數(shù)逐漸減小。迎角大時(shí)，加速到最大速度的截面更靠前。

(2)來流馬赫數(shù)為0.79時(shí)，機(jī)頭上流場(chǎng)分布平滑，不存在超聲速區(qū)，不存在波阻，來流馬赫數(shù)為0.82時(shí)，在機(jī)頭舷窗后方存在局部的超聲速區(qū)域，所產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲不會(huì)影響駕駛艙的舒適性。

(3)小迎角巡航狀態(tài)時(shí)，機(jī)頭表面是附著流，不存在流動(dòng)分離現(xiàn)象。

(4)實(shí)驗(yàn)證明研制的激光器減振系統(tǒng)以及大流量粒子播撒系統(tǒng)效果良好，突破了DPIV應(yīng)用于大尺度高速風(fēng)洞的關(guān)鍵技術(shù)，獲得了機(jī)頭速度場(chǎng)分布結(jié)果。

［1］ 范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊(cè)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［2］ 夏雪湔，鄧學(xué)鎣.工程分離流動(dòng)力學(xué)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1991.

［3］ 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第5冊(cè)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，1999.

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