翼刀對雙立尾/三角翼立尾抖振的影響

張明祿,呂志詠

(1.西南交通大學力學與工程學院,成都610031;2.北京航空航天大學流體所,北京 100191)

0 引 言

現(xiàn)代及未來的戰(zhàn)斗機都要在大迎角下進行機動飛行,在這種飛行過程中飛機機翼將經(jīng)歷包括破裂渦流在內(nèi)的多種復雜流態(tài)。當破裂渦流流過立尾時,會導致立尾產(chǎn)生抖振。輕的抖振會造成飛行員射擊目標不準及影響飛機部件的疲勞壽命,嚴重的會導致全機喪失穩(wěn)定性和操縱性,甚至引起結(jié)構(gòu)破壞,造成飛行事故。對立尾的抖振國外已進行過很多研究[1,2],眾多學者都致力于減小立尾的抖振強度[3-7]。減小立尾抖振的主要方法是在空氣動力學上控制前緣渦的位置、結(jié)構(gòu)及渦的破裂狀態(tài)。

雙立尾/三角翼是模擬F-18、蘇27等戰(zhàn)機最簡化的一種翼身立尾組合形式,國內(nèi)外學者紛紛研究,本研究項目也由此而起。介紹了在三角翼中前部加裝翼刀,通過控制前緣渦的破裂位置,以達到減緩立尾抖振目的。主要是在水槽中進行流動顯示實驗觀察渦的提前破裂現(xiàn)象;在風洞中進行激光測立尾頂部加速度和立尾表面的非定常壓力測量,通過立尾頂部的加速度RMS以及立尾表面氣動力的RMS的變化來檢驗加裝翼刀對立尾抖振的影響,同時從對壓力信號的頻譜分析也能得到翼刀對立尾抖振的影響。

1 實驗設(shè)備及模型

1.1 實驗設(shè)備

流動顯示實驗在北航600mm×600mm水槽中進行,水流速度在6～8cm/s之間,基于根弦長的雷諾數(shù)Re=1.1×104～1.4×104。流動顯示實驗使用墨水作為顯示劑,利用CCD攝像頭及圖像采集系統(tǒng)獲得圖像,圖像采集頻率為24幀。

動態(tài)壓力和加速度測量的實驗是在北航D1風洞內(nèi)進行的,D1風洞為開口回流式風洞,風洞試驗段截面為橢圓形,長軸為1.02m,短軸為0.76m,實驗段長2m,湍流度小于1%。實驗所使用的風速為18.5 m/s,基于根弦長的雷諾數(shù)Re為4.22×105。為了測量立尾頂部的振動加速度,使用了德國polytec公司生產(chǎn)的psv-200型激光測振儀,該測振儀測振動的范圍小于 10m/s,精度為 0.3μ m/s,實驗中以 1280Hz頻率采集數(shù)據(jù),通過自編軟件將速度變?yōu)榧铀俣?精度為0.384mm/s2。動態(tài)壓力測量使用美國Kulite公司出品的XCS-093-2G型微型壓力傳感器,直徑為2mm,長度為 8mm,壓力測量范圍為 5psi(約為6900Pa),傳感器具有 20Hz～20kHz頻響范圍,實驗中所涉及的所有準周期脈動頻率都位于傳感器動態(tài)頻響范圍之內(nèi),實驗中以2000Hz的頻率采集數(shù)據(jù)。

1.2 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

圖1 模型示意圖Fig.1 Sketch of the model

風洞實驗中使用前緣后掠角為75°的三角翼模型圖1(a),模型由厚10mm的有機玻璃制造,模型上表面為平面,下表面的前緣有45°的倒角。立尾平面形狀是前緣后掠角為37°、后緣前掠 7°的梯形,立尾前緣和后緣有45°的倒角,由厚6mm的有機玻璃制成如圖1(b)。立尾與三角翼通過滑道連接,圖1(e)是連接側(cè)面圖。實驗中的立尾位置是展向為B弦向為1的B1位置,立尾前緣在翼根弦長93%處如圖1(e)。立尾上的測壓孔2、3和激光測振動的位置均在圖1(b)上標出。翼刀模型厚度為1mm,形狀大小如圖1(c)所示,安裝的位置為弦向 x/c=0.348,展向y/c=0.0758處,正好處在前緣渦渦核正下方,圖1(d)和圖1(e)是安裝翼刀后的模型正視圖和側(cè)視圖。流動顯示實驗?zāi)Ｐ陀珊?mm的有機玻璃制造,按風洞模型的0.576比例縮小,形狀相同,所以未以圖示。

2 實驗結(jié)果和分析

2.1 流動顯示實驗結(jié)果分析

一般75°后掠三角翼在迎角達到31°之后翼面上才出現(xiàn)渦破裂現(xiàn)象。由流動顯示圖片圖2(a)可以看到,在20°迎角下,無立尾的三角翼翼面上是渦流流態(tài),無破裂現(xiàn)象發(fā)生;但由于B1位置立尾正對渦核,導致渦核在立尾正前方,距離立尾很近的地方破裂,如圖2(b)所示。圖3為B1立尾位置,翼刀布置在渦核正下方迎角15°時流動顯示的圖片。可以看到當翼刀正位于渦核投影線上時,渦核被抬高如圖3(b),經(jīng)過翼刀后破裂,破裂位置大致在50%弦長左右。圖3(a)同圖2(b)的破裂迎角相比,渦破裂現(xiàn)象大大提前了?？梢哉J為加上翼刀的作用是產(chǎn)生一個逆壓梯度,使得前緣渦提前破裂。

圖2 迎角20°時,無立尾和B1立尾流動顯示圖片F(xiàn)ig.2 Flowvisualization pictures of non-tails and B1 vertical tails position(α=20°)

圖3 迎角15°時,B1立尾位置翼刀布置在渦核正下方Fig.3 Flow visualization pictures at the B1 vertical tails position with fences(α=15°)

2.2 激光測立尾頂部加速度實驗結(jié)果分析

激光測立尾頂部加速度能夠直觀地反映立尾的抖振強弱,這在文獻[7]已經(jīng)成功地運用此測量技術(shù)。圖4顯示的是B1立尾位置,無翼刀和加上翼刀,立尾頂部加速度RMS隨迎角的變化曲線。由圖4可以看到,在28°～48°這段立尾抖振比較顯著的迎角范圍內(nèi),加翼刀的立尾抖振強度曲線比無翼刀的曲線數(shù)值上有明顯的減小,也就是說翼刀使前緣渦提前破裂能有效地改善立尾的抖振。(由于風洞中干擾較大,風速較高,所以未對加速度數(shù)據(jù)進行頻譜分析)。

圖4 B1立尾位置無翼刀和加翼刀的立尾頂部加速度RM SFig.4 RMS acceleration curves with fences and without fences at the B1 location

2.3 風洞中的非定常壓力測量實驗結(jié)果分析

由文獻[7]知道,整個立尾一側(cè)所有的測壓孔測得的壓力信號RMS隨迎角的變化趨勢都是相同的,只是值的大小有區(qū)別,而且壓力信號RMS的變化趨勢同立尾頂部加速度的RMS變化趨勢是幾乎相似的,所以立尾側(cè)面的表面動態(tài)壓力信號的RMS也反映了立尾抖振強度。因為立尾抖振的來源主要是破裂渦流中的螺旋波引起的準周期性壓力脈動,所以壓力信號的RMS即壓力脈動強度能反映立尾抖振的強度。由文獻[7]的立尾內(nèi)外側(cè)測壓的實驗結(jié)果,本次翼面加翼刀的立尾內(nèi)外側(cè)動態(tài)測壓實驗,選用了B1立尾位置的立尾內(nèi)外側(cè)RMS值各最大的一個測壓孔位置來代表立尾一側(cè)的壓力脈動情況(選取內(nèi)側(cè)第2和外側(cè)第3孔)。圖5是B1立尾位置無改善措施和加翼刀的立尾內(nèi)外側(cè)測壓孔壓力脈動RMS圖。由圖5可以看到,對于B1立尾位置,翼面加上翼刀后,立尾內(nèi)外側(cè)壓力信號的RMS值在各個迎角下都比無翼刀的情況低,這表明加上翼刀后立尾抖振得到了改善。這個結(jié)論由流動顯示也可以得到解釋：由流動顯示可以看到,合適的翼刀位置,即翼刀正好放置在前緣渦渦核軌跡線在翼面的投影上,這時翼刀使前緣渦提前破裂,渦破裂點離立尾的距離更遠,因此立尾表面的壓力脈動強度減小,抖振得到改善。

圖5 B1立尾位置無翼刀和加翼刀的立尾內(nèi)外側(cè)測壓孔壓力信號的 RMSFig.5 RMS pressure of inner and outer surface of the fin with fences and without fences at the B1 location

圖6是 75°后掠雙立尾/三角翼在迎角為 30°時,B1立尾位置在無翼刀和加翼刀時立尾內(nèi)側(cè)第2個測壓孔壓力信號的頻譜圖。可以看到這兩幅頻譜圖主頻都很清晰,大致都在4左右。仔細讀出兩圖的主頻值,分別為4.2和3.54,加上翼刀后立尾內(nèi)側(cè)測壓孔2位置的主頻值降低了。已經(jīng)知道,在三角翼面上,隨著迎角的增大,渦破裂點前移,對于同一個測壓點來說,測得的主頻值會越低。加上翼刀測得的主頻值降低了,說明翼刀使前緣渦提前破裂,從而使破裂點更加遠離立尾,這同流動顯示實驗結(jié)果是一致的。

圖6 迎角30°時,B1立尾位置無翼刀和加翼刀時內(nèi)側(cè)測壓孔2處頻譜圖Fig.6 Frequency power spectra of the port 2 on inner surface of fin with fences and without fences at the B1 location(α=30°)

3 結(jié) 論

在雙立尾/三角翼翼面上前緣渦渦核軌跡線正下方加上翼刀,可以使前緣渦提前破裂,減小立尾表面的壓力脈動強度和主頻大小,從而有效地減緩立尾的抖振。

[1]WENTZ W H Jr.Vortex-fin interaction on a fighter aircraft[R].AIAA-87-2474,1987.

[2]LEE B H K,BROWN D.Wind-tunnel studies of F/A-18 tail buffet[J].J.Aircraft,1992,29(1)：146-152.

[3]WASHOURN A E,JENKINS L N and FERMAN M A.Experimental investigation of vortex-fin interaction[R].AIAA-93-0050,1993.

[4]SHETA E F.Effect of stream-wise fences on twin-tail buffet responses[R].AIAA-2000-4410,2000.

[5]KLEIN M A,KOMERAT H N M.Reduction of narrowband velocity fluctuations over an aircraft model[R].AIAA-97-2266,1997.

[6]高杰,張明祿,呂志詠.雙立尾和三角翼之間的氣動干擾實驗研究[J].實驗流體力學,2005,19(3)：51-57.

[7]呂志詠,張明祿,高杰.雙立尾/三角翼布局的立尾抖振研究[J].實驗流體力學,2006,20(1)：13-16.