朱睿， 劉錦生， 劉志榮， 鮑鋒，*

1.廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院， 廈門 361005 2.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院， 北京 100084

新概念機翼尾流特性實驗

朱睿1， 劉錦生2， 劉志榮1， 鮑鋒1，*

1.廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院， 廈門 361005 2.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院， 北京 100084

大型飛機常采用開啟襟翼以增大機翼升力系數(shù)，實現(xiàn)較大迎角的起飛和降落，而機翼在大迎角狀態(tài)下，翼尖會產(chǎn)生能量集中且自由消散時間長的飛機尾渦，嚴(yán)重影響后續(xù)起降飛機的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性，提出一種新概念飛機襟翼布局，通過水槽實驗發(fā)現(xiàn)：新概念布局的襟翼對翼尖渦的消散具有明顯的促進(jìn)作用，不同參數(shù)組合下襟翼渦對翼尖渦的運動特性和能量變化的影響均有不同。實驗結(jié)果也為飛機尾流控制的研究提供了參考，在滿足飛行力學(xué)設(shè)計的基礎(chǔ)上，合理運用增升裝置構(gòu)建四渦系統(tǒng)可以有效促進(jìn)飛機尾流的消散，提高機場飛機起降效率。

飛機尾渦； Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性； 襟翼； 粒子圖像測速； 水槽

飛機在起降過程中使用增升部件會產(chǎn)生許多小的渦流，這些渦流在向下游運動一定距離后，與翼尖渦融合形成飛機尾渦，其能量集中，自然消散所需時間較長，會對后續(xù)起降的飛機造成一定的危害[1]，因此國際上制定了機場安全起降間距，但這也降低了機場航班的起降頻率[2-4]，造成了樞紐機場的擁擠。飛機尾流對后續(xù)跟飛飛機的影響可參考文獻(xiàn)[2]。

自20世紀(jì)80年代起，學(xué)者對飛機尾渦做了較為深入的研究。近些年國內(nèi)外學(xué)者的研究主要針對飛機尾渦的控制和促進(jìn)尾渦的消散，控制的研究主要集中在利用渦系相交不穩(wěn)定性來促進(jìn)尾渦的快速消散。

1 尾渦相交不穩(wěn)定性介紹

相交不穩(wěn)定性[5]也稱Rayleigh-Ludwig不穩(wěn)定性(R-L不穩(wěn)定性)[1,6-8]，是指在一個能量較大的漩渦(大渦)的適當(dāng)位置引入一個能量較小的同向或反向旋轉(zhuǎn)的漩渦(小渦)，小渦會被大渦挾帶變形，環(huán)繞大渦產(chǎn)生“剝離”效應(yīng)，進(jìn)而引起大渦的軸向不穩(wěn)定性，大渦提前發(fā)生破裂[9]。

圖1 四渦系統(tǒng)分類
Fig.1 Classification of four-vortex system

合理選擇四渦系統(tǒng)參數(shù)能大大提高Crow不穩(wěn)定性的增長因子，有利于促進(jìn)尾流的消散過程。圖2顯示了合理的參數(shù)下四渦系統(tǒng)的演化過程[11]。

圖2 四渦系統(tǒng)的發(fā)展過程
Fig.2 Development of four-vortex system

基于渦系之間存在的R-L不穩(wěn)定性，國內(nèi)外學(xué)者和一些機構(gòu)做了許多研究。美國加利福尼亞大學(xué)的Bristol等[12]和Savas[13]通過在機翼模型尾緣添加擾流片分別構(gòu)建同向和反向的四渦系統(tǒng)，細(xì)致觀察了渦系之間的作用機理，并使用專門的測量儀器對尾渦環(huán)量數(shù)據(jù)進(jìn)行了測量和采集，波音商用飛機公司的Crouch[14]通過數(shù)值模擬的方式對飛機尾渦從近場區(qū)到遠(yuǎn)場區(qū)發(fā)展做了精細(xì)化的研究分析；法國ONERA/DAFE的Jacquin等[15]通過風(fēng)洞試驗對飛機翼尖渦和襟翼渦之間的關(guān)系做了測量；德國亞琛工業(yè)大學(xué)的Kauertz和Neuwerth[16]則通過在基本翼上添加翼尖構(gòu)建四渦系統(tǒng)，在水槽中對四渦系統(tǒng)做了定性和定量的分析；國內(nèi)筆者團隊[1,17-19]也通過不同模型構(gòu)建出四渦系統(tǒng)，細(xì)致研究了飛機尾渦系在近場區(qū)的相互作用，針對控制飛機尾流和促進(jìn)尾渦消散提出了可行性建議。

2 實驗?zāi)Ｐ团c環(huán)境

現(xiàn)有大型客貨機的后緣襟翼在起降時會放下，以提高機翼的升力系數(shù)，襟翼放下后，機翼翼尖會產(chǎn)生如圖3所示的翼尖渦A′與A，襟翼邊緣會產(chǎn)生襟翼渦B′與B,在飛機尾流近場區(qū)(Near Field)構(gòu)成同向四渦系統(tǒng)，并在近場延長區(qū)(Extended Near Field)[20]與飛機其他部件產(chǎn)生的渦流融合在一起，形成大尺度的尾渦。

圖3 傳統(tǒng)飛機尾流的發(fā)展
Fig.3 Development of conventional aircraft wake

圖4 新概念飛機尾流的發(fā)展
Fig.4 Development of new concept aircraft wake

本文基于尾渦四渦系統(tǒng)控制提出新的襟翼布局方案，如圖4所示，C′和C為新概念飛機尾流的襟翼渦，提出的襟翼外側(cè)與機翼翼尖融合，而其內(nèi)側(cè)則與機身保持一定的距離，使其具備產(chǎn)生渦流的邊緣，以期構(gòu)建反向四渦系統(tǒng)。

為了便于實驗測量的開展，本文簡化了實驗?zāi)Ｐ停捎弥饕硖砑咏笠淼姆桨?，如圖5所示。主翼選用GO436B翼型，翼展為200 mm，弦長為80 mm，展弦比為2.5，最大厚度為8.9 mm；支撐桿采用NACA0020翼型，弦長為23 mm，盡可能減少支撐桿對實驗流場的影響；襟翼采用厚度為1 mm 鋁合金片制作，實驗時貼于主翼底面，襟翼參數(shù)設(shè)置為a=50 mm；β=16°，20°，24°，28°；b=50，55，60 mm；主翼迎角α=8°。

本文實驗研究主要是在精密循環(huán)-拖曳水槽中進(jìn)行，該水槽為臥式開口試驗段結(jié)構(gòu)，其上部裝有拖曳臺車，拖曳臺車單向最大行程為3 300 mm，最大拖曳速度為0.5 m/s，可以實現(xiàn)無級調(diào)速。拖曳臺車上設(shè)置有光學(xué)平板和六分量測力天平，天平下端開設(shè)有直徑10 mm的模型安裝孔，可垂直懸掛模型并實現(xiàn)迎角調(diào)節(jié)；軸流泵伺服電機受變頻器控制，實現(xiàn)水槽實驗段水體速度0～0.3 m/s 之間連續(xù)可調(diào)，在工作范圍內(nèi)湍流度被控制在1%以內(nèi)；實驗段水體截面尺寸為500 mm×500 mm，長度為3 000 mm，采用高透光率的光學(xué)玻璃搭建而成，實現(xiàn)四面良好的光學(xué)可達(dá)性，如圖6所示。

本文需對飛機尾流的瞬態(tài)流場進(jìn)行分析，因此建立了時序粒子圖像測速(PIV)系統(tǒng)。選用的激光器為半導(dǎo)體準(zhǔn)連續(xù)Nd∶YAG激光器，工作頻率為40 kHz，波長為532 nm，最大輸出功率為15 W。PIV相機選用高速CMOS相機，分辨率為200萬像素，滿幅最大觸發(fā)頻率為1 kHz，測量窗口任意可調(diào)。本文實驗中的PIV系統(tǒng)采用丹麥DANTEC公司的Dynamaistudio軟件，參數(shù)如表1所示，系統(tǒng)誤差在1%以內(nèi)。

圖5 實驗?zāi)Ｐ?br/>Fig.5 Experimental model

圖6 500 mm×500 mm拖曳水槽
Fig.6 500 mm×500 mm water-towing-channel

表1 PIV系統(tǒng)組件參數(shù)Table 1 Component parameters of PIV system

3 尾渦相交不穩(wěn)定性的流動顯示

本文流動顯示實驗選用黑色墨水并摻混牛奶和酒精，達(dá)到增加染色液黏性、調(diào)節(jié)染色液密度的目的，該混合染色液密度與水接近、顏色濃度大、不易擴散和沉淀且流場更隨性良好。實驗時保持模型固定，開啟環(huán)流，水槽底部固定一高功率LED投射燈，以照亮實驗段，便于設(shè)置于水槽側(cè)面的相機記錄尾流發(fā)展情況。

設(shè)置環(huán)流速度v=0.1 m/s，本節(jié)以模型主翼迎角α=8°、襟翼b=55 mm為例，展示襟翼在不同襟翼角β下模型下游12個翼展內(nèi)的機翼尾流發(fā)展情況，如圖7所示。

圖7 尾渦的側(cè)面記錄
Fig.7 Side view of vortex wake

從圖7(a)可以看出，在主翼迎角α= 8°狀態(tài)下，在0～12翼展范圍內(nèi)翼尖渦無明顯的擴散現(xiàn)象，在12個翼展內(nèi)保持了完整的渦形態(tài)，沒有出現(xiàn)破裂現(xiàn)象，單主翼翼尖渦結(jié)構(gòu)非常穩(wěn)定，不易自行破裂、消散；圖7(b)～圖7(e)帶襟翼的機翼模型相比于單主翼模型，由于襟翼及襟翼渦的影響，使得主翼翼尖渦在0～12個翼展范圍內(nèi)未出現(xiàn)或出現(xiàn)較晚的變形、擴散現(xiàn)象得到提前，同時尾渦也表現(xiàn)出更明顯的的下洗運動。隨著襟翼迎角的增大，尾渦變形、擴散位置都進(jìn)一步提前，呈現(xiàn)出一定的線性關(guān)系。

流動顯示實驗說明本文設(shè)計的實驗?zāi)Ｐ湍軌驑?gòu)建出完整的四渦系統(tǒng)，且可應(yīng)用于研究本文新概念機翼構(gòu)建尾渦相交不穩(wěn)定性的作用機制。

4 尾渦相交不穩(wěn)定性的PIV實驗

粒子圖像測速技術(shù)作為一種全場非介入式的流場測量技術(shù)，突破了以往單點測量的局限性，能獲得測量區(qū)域內(nèi)瞬時的速度場分布。實驗過程中，激光從水槽底面向上照射且激光切面垂直水槽軸線，拖車沿水槽軸線方向拖動模型，PIV相機在水槽端部拍攝，記錄尾渦在激光切面上的發(fā)展過程，系統(tǒng)實驗圖如圖8所示。

隨后由PIV數(shù)據(jù)處理軟件處理高頻相機記錄的圖片，得到測量區(qū)域的速度矢量場和渦量場。為保證實驗數(shù)據(jù)的可靠性，每組PIV實驗重復(fù)進(jìn)行2次。

圖8 實驗?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)
Fig.8 Experimental model system

根據(jù)實驗設(shè)備性能和測量需求，高頻相機的頻率設(shè)置為100 Hz，PIV實驗的坐標(biāo)系統(tǒng)如圖9所示，圖像采集尺寸為348 mm×260 mm，自拖曳模型穿過激光切面后開始采集數(shù)據(jù)，每組實驗采集18 s，共計1 800張原始粒子圖片，對原始圖片的速度場解算采用Dynamic Studio軟件自適應(yīng)互相關(guān)分析算法，判讀區(qū)(Interrogation Window)大小為16 pixel×16 pixel，水平和垂直方向的重疊(Overlap)為25%。

圖9 PIV數(shù)據(jù)坐標(biāo)系
Fig.9 Coordinate system for PIV data

4.1 尾渦相交不穩(wěn)定性描述

本節(jié)首先采用三維立體的方式清晰展示尾流渦系之間的相互作用關(guān)系，以便得到尾渦相互作用過程中更多的流動現(xiàn)象。在速度場的基礎(chǔ)上，采用渦量準(zhǔn)則進(jìn)一步解算得到時序的渦量分布。

設(shè)置臺車拖曳速度u=0.4 m/s，對比單主翼和添加襟翼構(gòu)建反向四渦系統(tǒng)情況下的尾渦發(fā)展。在進(jìn)行數(shù)據(jù)后處理過程中分別設(shè)置渦管邊界比值為+5和-3，圖中紅色表示逆時針旋轉(zhuǎn)的翼尖渦(為正)，藍(lán)色表示順時針旋轉(zhuǎn)的襟翼渦(為負(fù))。

圖10為主翼模型α= 8° 尾渦在t=18 s內(nèi)的空間發(fā)展過程，圖11為添加不同寬度b的襟翼模型在α= 8° 和襟翼角β=20° 時，尾渦在18 s內(nèi)的空間發(fā)展過程。

圖10展示單主翼尾渦在沒有外界擾動下，18 s 內(nèi)自由發(fā)展的情況，可以看出其渦態(tài)沒有出現(xiàn)較為明顯的變化，但在發(fā)展過程中渦管會出現(xiàn)一定的扭曲，這與文獻(xiàn)[21]報道的長波不穩(wěn)定性(Crow Instability)一致，尾渦渦核外圍由于受到剪切力的作用，發(fā)生能量的耗散而出現(xiàn)抖動。

圖11為在主翼上添加不同寬度襟翼的尾渦在18 s內(nèi)的發(fā)展情況，結(jié)合相應(yīng)的視圖可以看出，添加的襟翼產(chǎn)生了與主翼翼尖渦反向的襟翼渦，能量上存在差異，翼尖渦和襟翼渦在形成初期，都具有較高的渦量ω，且能量集中。襟翼渦在翼尖渦的誘導(dǎo)作用下，表現(xiàn)為繞翼尖渦逆時針旋轉(zhuǎn)。翼尖渦在襟翼渦的影響下，運動軌跡發(fā)生了偏轉(zhuǎn)，渦形態(tài)逐漸失穩(wěn)，渦核半徑變大；襟翼渦在繞翼尖渦旋轉(zhuǎn)同時發(fā)生變形，逐漸被打散，由一個完整的漩渦破裂成更小的漩渦，并繼續(xù)繞著翼尖渦旋轉(zhuǎn)，最后消失；翼尖渦之后又重新聚攏形成，但強度較之前有了很大的減弱，逐漸進(jìn)入自然消散的過程。

圖10 翼尖渦在18 s內(nèi)的空間演化
Fig.10 Spatial evolution of wingtip vortex in 18 s

添加不同寬度襟翼的尾渦發(fā)展形態(tài)存在一定的差異，主要體現(xiàn)在襟翼渦與翼尖渦的纏繞程度和后續(xù)再生成的翼尖渦強度兩方面的差異。襟翼寬度b=50 mm產(chǎn)生的襟翼渦在圍繞翼尖渦旋轉(zhuǎn)時出現(xiàn)了甩出現(xiàn)象，其再生成的翼尖渦渦態(tài)較為明顯；從形態(tài)上看，襟翼寬度b=55 mm時，再生成翼尖渦的尾渦結(jié)構(gòu)特征有所減弱。

圖12為設(shè)置不同襟翼角β在主翼模型α=8° 和襟翼寬度b=60 mm下的尾渦發(fā)展形態(tài)，可以看到隨著襟翼角β的增大，翼尖渦的運動軌跡扭轉(zhuǎn)得更為突出，尾渦再生成后的形態(tài)特性更弱。

圖11 四渦系統(tǒng)在不同襟翼寬度下的空間演化
Fig.11 Spatial evolution of four-vortex system with different flap widths

圖12 四渦系統(tǒng)在不同襟翼角下的空間演化
Fig.12 Spatial evolution of four-vortex system at different flap angles

4.2 尾渦相交不穩(wěn)定性參數(shù)

從不同實驗?zāi)Ｐ偷奈矞u渦態(tài)對比分析可以看出，不同參數(shù)設(shè)置下，襟翼渦對翼尖渦的影響存在差異，為進(jìn)一步明確不同參數(shù)下的尾渦控制效果，流體力學(xué)中主要采用速度環(huán)量和渦通量表征漩渦的強度，本節(jié)通過計算測試區(qū)域不同時刻的環(huán)量變化來表征翼尖渦消散過程中的能量變化。通常渦量ω的計算式為

(1)

式中：V與U分別為X與Y方向的速度分量。在二維情況下，環(huán)量是流場中速度在某一封閉曲線s切線上的分量V沿封閉曲線s的線積分，根據(jù)斯托克斯公式，環(huán)量Г還可以通過對渦量ω進(jìn)行面積分得到，

Γs=∮sV·ds=?QωdQ

(2)

式中：Q為封閉曲線s所圍面積。

計算得到翼尖渦在不同時間下的環(huán)量Γi，在數(shù)據(jù)處理過程中，統(tǒng)計分析相對環(huán)量Γi/Γ1(不同時間環(huán)量Γi與初始環(huán)量Γ1的比值)的變化來表征翼尖渦強度的演變過程。

飛機尾渦在發(fā)展過程中伴隨著渦核位置的變化，為了更加貼近現(xiàn)實中飛機受尾流的影響情況，本節(jié)對環(huán)量的統(tǒng)計區(qū)域確定采取動態(tài)方式，即以統(tǒng)計時刻翼尖渦渦量極大值點作為圓心，確定半徑為50 mm作為環(huán)量統(tǒng)計區(qū)域，如圖9 紅色虛線范圍所示，采用這種方式可以避免渦核區(qū)以外渦量的干擾，進(jìn)一步提高數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

本文采用控制變量法，進(jìn)行了不同參數(shù)組合,共計108組實驗。圖13是設(shè)定臺車拖曳速度u=0.4 m/s，主翼迎角α=10°，對比單主翼和添加安裝角β=20°的不同襟翼，統(tǒng)計不同時刻的環(huán)量相對值。通過對比發(fā)現(xiàn)，添加襟翼后的翼尖渦環(huán)量約在第4 s出現(xiàn)較大幅度的衰減，而后在第8 s又進(jìn)入一個較為緩慢的衰減期，可以推測安裝襟翼后產(chǎn)生的反向襟翼渦與翼尖渦的主要作用發(fā)生在4～8 s區(qū)間，在本文設(shè)置的實驗參數(shù)下，襟翼b=55 mm對翼尖渦的控制效果要好。

圖14是在臺車拖曳速度u=0.4 m/s，α=10°，襟翼寬度b=60 mm下不同襟翼安裝角β對翼尖渦環(huán)量的影響。對比發(fā)現(xiàn)不同襟翼安裝角β下的襟翼渦都能有效促進(jìn)翼尖渦的消散，衰減差異不大。

在圖15的基礎(chǔ)上，篩選出翼尖渦環(huán)量衰減在30%以下的參數(shù)組合，并結(jié)合圖1，得到圖16，均分布在有效區(qū)內(nèi)[10]。

圖13 不同襟翼寬度下的翼尖渦環(huán)量衰減
Fig.13 Circulation reduction of wingtip vortex with different flap widths

圖14 不同襟翼安裝角下翼尖渦環(huán)量衰減
Fig.14 Circulation reduction of wingtip vortex with different flap angles

圖15 實驗結(jié)果在四渦系統(tǒng)穩(wěn)定性曲線圖中的分布
Fig.15 Distribution of experimental results on four vortex system stability curves

圖16 篩選的實驗結(jié)果在四渦系統(tǒng)穩(wěn)定性曲線圖中的分布
Fig.16 Distribution of selected experimental results on four vortex system stability curves

5 結(jié) 論

根據(jù)Rayleigh-Ludwig相交不穩(wěn)定理論，在簡化的機翼模型上添加襟翼，構(gòu)建反向四渦系統(tǒng)，同時通過調(diào)整襟翼的寬度和迎角，定性和定量探究了不同參數(shù)組合下新概念襟翼布局對尾流發(fā)展的影響。

1) 通過流動顯示和PIV實驗發(fā)現(xiàn)，本文提出的新概念襟翼布局對翼尖渦的消散具有明顯的促進(jìn)作用。

2) 在不同參數(shù)組合下襟翼渦對翼尖渦的運動特性影響存在差異，合理的參數(shù)搭配將大大促進(jìn)飛機尾渦的消散。

3) 實驗結(jié)果也為設(shè)計低尾流飛機提供了參考，在考量飛行力學(xué)設(shè)計的基礎(chǔ)上，優(yōu)化整體氣動布局，適當(dāng)構(gòu)建四渦系統(tǒng)可以有效降低飛機尾流強度。

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Experimentonanewconceptwinglayoutwithalleviatedwakevortex

ZHURui1,LIUJinsheng2,LIUZhirong1,BAOFeng1，*

1.SchoolofAeronauticsandAstronautics,XiamenUniversity,Xiamen361005,China2.SchoolofAerospace,TsinghuaUniversity,Beijing100084,China

Aircraftwakevortexwillbeproducedbythewingtiptohaveanegativeimpactonflightsafety,whenalargeaircraftappliesflapwingtotake-offandlandingunderalargeangleofattack.BasedontheRayleigh-Ludwieginstability,anewconceptflaplayoutisdevelopedbyaddingasetofspeciallydesignedflaps.Waterchannelexperimentsrevealthatthenewconceptflaplayoutcansignificantlypromotethewingtipvortexdissipation.Thewingtipvortexwhichisaffectedbyflapvortexwithdisparateparametercombinationsperformsdifferentlywithrespecttomovementcharacteristicsandenergy.Theexperimentsalsoprovide

towakevortexcontrol,whentherequirementforflightmechanicsdesignissatisfied.Buildingfour-vortexsystemreasonablybytakingadvantageofhigh-liftdeviceswillhasasignificanteffectonalleviatingtheintensityofaircraftwake,andimprovetheefficiencyofaircrafttake-offandlandingattheairport.

aircraftwakevortex;Rayleigh-Ludwieginstability;flap;particleimagevelocimetry;waterchannel

2016-03-23；Revised2016-07-25；Accepted2016-08-21；Publishedonline2016-08-231615

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2016-03-23；退修日期2016-07-25；錄用日期2016-08-21； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2016-08-231615

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＊

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朱睿， 劉錦生， 劉志榮， 等. 新概念機翼尾流特性實驗J. 航空學(xué)報，2017，38(4):120250.ZHUR,LIUJS,LIUZR,etal.ExperimentonanewconceptwinglayoutwithalleviatedwakevortexJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(4):120250.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0239

V211.76

A

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

＊Correspondingauthor.E-mailfbao@xmu.edu.cn