双三角翼升阻力特性和脱体涡的实验研究
来源:用户上传
作者: 梁忠生 高彬 王素凤 鲍锋
摘要:本文分析了双三角翼的升阻力特性，研究了扰流片对升阻力特性的影响。采用染色流法进行流动显示实验，运用六分量天平进行直接测力。流动显示实验结果揭示了脱体涡的形成及其破裂位置及不同形状的扰流片对脱体涡破裂特征和破裂位置变化的影响。结果表明，大攻角下脱体涡的破裂是翼面升力损失的重要原因。
关键字:水槽;双三角翼;脱体涡;测力天平;扰流片;流动显示
0 引言
双三角翼是强化脱体涡增升的典范应用，是先进战斗机对高机动性的要求。瑞典Saab J35“龙”率先大胆创新采用双三角翼结构，中国歼七战斗机改进型号也采用双三角翼结构[1]，均收到了良好的效果。双三角翼在一定迎角下从前缘和后缘分别产生两对同旋转的前缘集中涡。速度达到超声速后，前缘涡的干扰效应将大幅降低，导致两涡的气动特性和附着流状态相接近。双三角翼减小了机翼的展弦比和前缘后掠角，减小超声速飞行时的机翼阻力，重点提升了飞行的超声速性能。由于飞机在飞行过程中存在气流分离，使得飞机的升力性能，操纵性和稳定性方面产生许多不可预知的问题，所以研究双三角翼的流动和脱体涡的产生与破裂机理是现代战斗机设计的重要课题之一。
本文研究使用六分量测力天平测量双三角翼的升阻力特性以及安装扰流片后模型升阻力的变化。利用染色流法对双三角翼脱体涡结构进行了流动显示研究，较好地揭示了脱体涡形成及其破裂位置，分析了脱体涡破裂对翼面升阻力的影响。
试验设备
1.1 循环水槽试验设备
本实验在厦门大学航空系流体与PIV实验室多功能精密循环水槽中进行。精密循环水槽为水平回流式，实验段横截面尺寸为0.6m×0.6m，实验段长度为3m。拖曳台车可以在两条平行的轨道上实现往复运动，最大行程为3.3m。精密循环水槽和拖曳台车的速度皆可在0~0.5m/s范围内无级可调。
1.2 天平测力系统
本实验采用的高精度六分量测力天平用于测量作用在模型上的流体动力和力矩，它能将力和力矩沿3个相互垂直的坐标轴系分解并进行精确测量[2]。用测力天平直接测量是本文实验的主要内容。六分量测力天平由7个部分组成：天平电源，盒式天平，攻角与偏航角机构，运动控制器，数据放大器，数据采集卡及计算机。
本实验室配备了电阻应变外置天平[3]，盒式外形，尺寸为200mm×60mm×80mm，天平采用镍不锈钢材料。测量原理：电阻应变片贴于图2中的1~7位置，底座上1~4号4只应变桥共同测量升力Y，俯仰力矩Mz和滚转力矩Mx。5~6号2只应变桥共同测量侧向力Z和偏航力矩My，7号应变桥测量阻力X，以此组成一个六分量的测力系统[4]。
2 实验模型与扰流片
2.1 实验模型
本实验采用前翼的前缘后掠角为70°、后翼的前缘后掠角为50°的双三角翼模型，亦简称70°/50°模型，图3(a)。双三角翼模型材料为硬质铝合金，表面进行了阳极氧化处理，图3(b)。
模型在水槽中的安装采用尾支形式，通过测力天平与平行四连杆变攻角机构连接。计算机控制直流电机驱动变攻角机构实现姿态转换。同时，天平输出信号通过A/D板由计算机采集[5]。
2.2 扰流片
扰流片用铁质薄片制作。流动显示实验扰流片位于竖直支撑杆下方，沿模型轴线对称布置。
实验内容
内容一：运用染色流法进行流显实验。观察双三角翼的脱体涡以及同一位置，不同扰流片对脱体涡的影响。实验参数：台车拖曳速度为0.075m/s，水流静止；俯仰角度α=-10度；β保持0度不变。
内容二：运用六分量高精度测力天平研究扰流片对双三角翼升阻力特性的影响。实验参数：水流速度分别为0.1m/s，0.125m/s，0.15m/s，0.175m/s；俯仰角度α=0-30度；β保持0度不变。
3 实验结果与讨论
3.1 流动显示实验分析
双三角翼在俯仰角度为-10°时，四种扰流片对模型脱体涡的影响。脱体涡是从机翼的尖前缘分离出来的旋涡。脱体涡从分离线脱出后，涡层末端卷成具有涡核的旋涡。在往下游的运动过程中，脱体涡强度不断加强，直至破裂。破裂后，涡突然扩散，形成湍流团。图中还可观察出，脱体涡的破裂形式为螺旋型破裂[6][7]。模型脱体涡没有经过1号扰流片，但是与未加扰流片相比，脱体涡略微向下运动，并且脱体涡向下游运动后的涡破裂点也稍微提前。二号扰流片，脱体涡有明显的涡漂现象，这是由于2号扰流片干扰涡破碎，漩涡破裂点明显前移的结果。脱体涡流经3号扰流片，涡破裂点的位置较2号相对得以延长，同时依然有明显的涡漂现象发生。脱体涡流经4号扰流片后，涡并未提前破裂，也没有明显的涡漂现象，这是由于4号扰流片未介入脱体涡的缠绕和合并区域的结果。总述，1，2，3号3种不同形状的扰流片都使脱体涡发生提前破裂和涡漂现象，而4号扰流片并没有让脱体涡提前破裂，反而使脱体涡的稳定性有所增加。
3.2 扰流片对模型升阻力系数的影响
图4是未加扰流片的基准模型升阻力系数随俯仰角度的变化曲线。从图中，可以看出双三角翼模型的升力、阻力随俯仰角度的增大而逐渐增大，角度越大，升力、阻力递增幅度越快。而且水流速度的加快，模型在同一攻角姿态下，升阻力系数也显著增大。当水流速度为0.15m/s和0.175m/s，攻角为20-30°时，双三角翼的升阻力系数的变化相对不稳定，这是由于在此攻角范围内，模型发生抖动的结果。
机翼翼型设计是飞机能够增升减阻的理论基础，而真正影响飞机升阻力特性的是飞行姿态。所以飞机机翼要与飞行姿态组合，进行最佳优化设计，这样才能发挥出飞机的最佳性能[8]。图5是增加扰流片时，双三角翼的升阻力特性曲线图。增加扰流片后，双三角翼模型的升阻力变化趋势基本上依然是随俯仰角度的增大而增加，随水流速度的加快而增大。但是与图4相比，模型升阻力递增幅度减小，这是由于机翼后缘附近升力损失的结果。曲线有明显波动现象，表明该扰流片处于双三角翼脱体涡缠绕区域，对脱体涡的绕合及合并产生了影响，导致翼面脱体涡的涡破裂点位置提前，升力突然下降，从而影响了升阻力特性。
4 结论
(1)利用染色流法进行流动显示实验，观察出脱体涡从机翼的尖前缘分离脱出后，涡层末端卷成具有涡核的旋涡。在脱体涡的发展阶段，涡强度不断得以加强直至最大，最后涡强度减弱致使涡破裂。破裂后，涡突然扩散，形成湍流团。当扰流片处于同一位置时，扰流片的形状会影响脱体涡的发展。扰流片1，2，3号使脱体涡出现涡漂现象和提前破裂的情况。扰流片4号改变了脱体涡的位置，同时扰流片涡叠合脱体涡，使得脱体涡的稳定性有所增加。
(2)利用六分量天平测力得出双三角翼模型的升阻力系数随着俯仰角度的增大而增大，水流速度越快，系数曲线也越陡。同一姿态下，流速越快，升阻力系数也越大。增加扰流片后，由于扰流片处于双三角翼模型脱体涡发展区域，对脱体涡的绕合及合并产生了影响，导致脱体涡的涡破裂点位置提前，使模型升阻力特性出现明显的波动。
参考文献：
[1] 朱宝鎏.歼7为什么采用双三角翼.[J].Aerospace Knowledge,2006年1月
[2] 陈克诚.流体力学实验技术.[M]北京：机械工业出版社,1983
[3] 王铁城.空气动力学实验技术.[M]北京：航空工业出版社,1995
[4] 付尧明,王强,额日其太,仇畔祥,熊章荣.矢量喷管六分量测力试验台的研制.[J].流体力学实验与测量.2002年3月，第16卷，第1期:87-93
[5] 郭辉,连淇祥.水洞动态测力和流动显示一体化实验技术.[J].流体力学实验与测量.2004,18(1):75-79
[6] A.S. Bova, R.M. Lang, G.L. Blaisdell, J. Gibson,T. Niessen.Investigation of Vortex Bursting at a Low Reynolds Number Using a Schlieren Visualization Scheme.[J].International Journal of Fluid Dynamics.2001, Vol 5, Article 3: 31-40
[7] Lambourne N.C.,Bryer D.W.The Bursting of Leading Edge Vortices-Some Observations and Discussion of the Phenomenon.[J].Fluid Mechanics.1962,14(4)
[8] H.欧特尔(德).普朗特流体力学基础.[M].北京：科学出版社，2008
作者简介:
梁忠生(1986-),男,福建三明人,厦门大学航空系硕士研究生.主要研究方向:实验流体力学.
鲍 锋(1961-),男,德意志联邦共和国,厦门大学航空系教授.主要研究方向:航空推进技术,实验流体力学,风洞试验与测量技术,时序解析粒子影像测量技术(trPIV),微流元件,流体流动数值模拟,快速原型加工技术(RP),流体减阻与流动分离控制
转载注明来源:https://www.xzbu.com/2/view-424209.htm
