超臨界自然層流機(jī)翼設(shè)計(jì)及基于TSP技術(shù)的邊界層轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)

張彥軍，段卓毅，雷武濤，白俊強(qiáng)，徐家寬

1. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089 2. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

隨著環(huán)境保護(hù)形勢(shì)的日益嚴(yán)峻，國(guó)際航空運(yùn)輸協(xié)會(huì)提出了航空工業(yè)減少排放物和降低噪聲的新要求。而能夠?qū)崿F(xiàn)這一目標(biāo)的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)當(dāng)中，氣動(dòng)減阻技術(shù)成為空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)者重點(diǎn)研究的對(duì)象。隨著航空工業(yè)設(shè)計(jì)技術(shù)和制造工藝的突飛猛進(jìn)，層流流動(dòng)設(shè)計(jì)逐步成為可能。對(duì)于民用客機(jī)而言，層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)(機(jī)翼、垂尾、平尾)和層流短艙設(shè)計(jì)技術(shù)可以降低摩擦阻力30%左右，即提高巡航效率15%左右。氣動(dòng)收益非常明顯，提升氣動(dòng)性能的同時(shí)減少燃油消耗和污染物排放以及降低噪聲。

在20世紀(jì)80年代，美國(guó)和歐盟在自然層流機(jī)翼和混合層流機(jī)翼方面進(jìn)行了大量的理論研究、風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證[1-3]。比較有代表性的是：Boeing公司在B757上的層流減阻研究，歐盟在SAAB 2000飛機(jī)的機(jī)翼上進(jìn)行的層流控制飛行試驗(yàn)驗(yàn)證和在A320垂尾上進(jìn)行的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。Falcon50飛機(jī)飛行試驗(yàn)是進(jìn)行混合層流設(shè)計(jì)項(xiàng)目研究的一部分，目的是在未來(lái)商用飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和后掠角范圍內(nèi)研究層流控制的可行性。在國(guó)外進(jìn)行的層流設(shè)計(jì)研究和案例當(dāng)中，德國(guó)宇航研究院(DLR)早在20世紀(jì)80年代就開(kāi)始進(jìn)行了前掠翼布局自然層流飛機(jī)(Forward Swept Wing-Natural Laminar Flow：FSW-NLF)的研究[4]。隨著現(xiàn)代工業(yè)的發(fā)展，滿足層流流動(dòng)對(duì)表面波紋度、光潔度等加工要求的機(jī)體可以實(shí)現(xiàn)，自然層流設(shè)計(jì)也終于應(yīng)用到了工程上面。Honda Jet輕型公務(wù)機(jī)采用自然層流機(jī)身頭部和自然層流機(jī)翼[5-6]，于2003年成功首飛并達(dá)到預(yù)期的設(shè)計(jì)目標(biāo)和要求。2006年，意大利Piaggio Aero Industries公司的研究人員與意大利宇航研究院合作提出了一種跨聲速自然層流超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)方法，并且基于此制作了相應(yīng)的風(fēng)洞模型，命名為UW-5006自然層流機(jī)翼，進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)[7-8]。2010年,波音公司和美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)進(jìn)行了高雷諾數(shù)后掠機(jī)翼自由轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)，分別在美國(guó)NTF(National Transonic Facility)和歐洲ETW(European Transonic Windtunnel)風(fēng)洞進(jìn)行溫敏涂層轉(zhuǎn)捩測(cè)量試驗(yàn)，研究不同雷諾數(shù)下TS (Tollmien-Schlichting)波和橫流(Crossflow)波主導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩，并研究了模型表面加工粗糙度對(duì)橫流駐波誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩的影響[9]。

中國(guó)對(duì)超臨界自然層流設(shè)計(jì)的研究仍然處于比較初步的階段。西北工業(yè)大學(xué)的喬志德[10]研究了自然層流超臨界翼型的設(shè)計(jì)方法，解決了維持層流所需的有一定順壓梯度壓力分布形態(tài)和無(wú)激波超臨界翼型的屋頂狀壓力分布要求的矛盾，為自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。北京航空航天大學(xué)的額日其太等[11]針對(duì)層流控制在飛機(jī)減阻、外表面紅外隱身方法以及抑制氣動(dòng)熱的生成等方面進(jìn)行了研究，分析和試驗(yàn)結(jié)果證明：前緣吸氣具有很好的層流控制效果。孫智偉[12]、黃江濤[13-14]等進(jìn)行了超臨界翼型和機(jī)翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，而針對(duì)超臨界自然層流翼型，西北工業(yè)大學(xué)的喬志德等[15-16]進(jìn)行了較為詳細(xì)的設(shè)計(jì)思想、設(shè)計(jì)方法和風(fēng)洞試驗(yàn)研究，清華大學(xué)的張宇飛等[17]針對(duì)超臨界自然層流翼型和機(jī)翼進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)策略的研究。西北工業(yè)大學(xué)的韓忠華等[18]采用代理模型，對(duì)自然層流機(jī)翼進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

在高精度邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法方面，近些年來(lái)得到了長(zhǎng)足的發(fā)展。其中，Langtry等[19-22]提出的基于經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式的輸運(yùn)方程轉(zhuǎn)捩模式在機(jī)械流動(dòng)和航空流動(dòng)中應(yīng)用廣泛。另一種基于穩(wěn)定性理論分析的半經(jīng)驗(yàn)轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法是eN方法，該方法主要使用線性穩(wěn)定性理論，描述小擾動(dòng)行波——TS波的振幅沿邊界層流向的線性放大階段，并根據(jù)經(jīng)驗(yàn)選定判定轉(zhuǎn)捩發(fā)生的方法因子臨界N值，從而預(yù)測(cè)低湍流度下的各類(lèi)擾動(dòng)波主導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。eN方法最早在20世紀(jì)中期由Smith[23]和van Ingen[24]等發(fā)展而來(lái)，隨后Gleyzes[25]和Drela[26]等進(jìn)一步提出了近似包絡(luò)方法。近似包絡(luò)方法通過(guò)采用線性穩(wěn)定性方法分析得到F-S(Falkner-Skan)速度型及其對(duì)應(yīng)的擾動(dòng)放大因子n與動(dòng)量厚度雷諾數(shù)的曲線，并將其用數(shù)學(xué)描述，得到對(duì)應(yīng)不同速度型的擾動(dòng)放大因子包絡(luò)線，將其作為轉(zhuǎn)捩判斷的數(shù)據(jù)庫(kù)。2013年,Coder和Maughmer[27-28]基于前述數(shù)據(jù)庫(kù)里的n因子與形狀因子和動(dòng)量損失厚度雷諾數(shù)的關(guān)系，構(gòu)造出了流向擾動(dòng)放大因子的輸運(yùn)方程，與Menterk-ωSST(Shear Stress Transport)湍流模式[29]耦合形成基于線性穩(wěn)定性理論的湍流轉(zhuǎn)捩模式。該方法所有變量均能夠當(dāng)?shù)厍蠼?，與現(xiàn)代CFD大規(guī)模并行求解兼容，且具有高精度的穩(wěn)定性分析基礎(chǔ)。徐家寬和白俊強(qiáng)[30]使用標(biāo)量輸運(yùn)方程的形式實(shí)現(xiàn)了包絡(luò)近似方法中放大因子的當(dāng)?shù)鼗蠼?，?shí)現(xiàn)了自然轉(zhuǎn)捩和分離泡轉(zhuǎn)捩的建模。

在邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)研究方面，中航工業(yè)氣動(dòng)院的尚金奎等[31]對(duì)溫度敏感材料涂層(Temperature Sensitive Paint, TSP)轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了研究，采用TSP技術(shù)對(duì)某民機(jī)半模進(jìn)行試驗(yàn)，預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩位置，并通過(guò)與紅外試驗(yàn)技術(shù)預(yù)測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了TSP試驗(yàn)方法的精度；北京大學(xué)的朱一丁等[32]采用瑞利散射流動(dòng)顯示、高頻動(dòng)態(tài)壓力傳感器以及粒子圖像測(cè)速等方法，在北京大學(xué)高超馬赫風(fēng)洞中開(kāi)展試驗(yàn)，對(duì)高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩及湍流產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了研究。

當(dāng)前，國(guó)內(nèi)針對(duì)跨聲速超臨界自然層流機(jī)翼在高雷諾數(shù)下的邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)研究非常罕見(jiàn)，面對(duì)未來(lái)綠色高效飛行器的設(shè)計(jì)需求，這一方面的研究急需進(jìn)行和完善。本文對(duì)超臨界自然層流翼型和機(jī)翼進(jìn)行了設(shè)計(jì)，并應(yīng)用高精度轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法進(jìn)行氣動(dòng)特性評(píng)估，隨后加工制造了高質(zhì)量的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒⑦M(jìn)行了精細(xì)的高雷諾數(shù)邊界層轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，與高精度轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，得到超臨界自然層流機(jī)翼的邊界層轉(zhuǎn)捩特性，預(yù)期對(duì)該類(lèi)型機(jī)翼的研究和發(fā)展起到一定的推動(dòng)作用。

1 超臨界自然層流機(jī)翼

1.1 超臨界自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)

自然層流機(jī)翼需要在合適的氣動(dòng)布局和設(shè)計(jì)約束下才能發(fā)揮最佳的減阻效果，如適當(dāng)?shù)娘w行雷諾數(shù)、較小的機(jī)翼前緣后掠角、機(jī)翼上最好不要安裝發(fā)動(dòng)機(jī)等，因此研究背景飛機(jī)最終選定為尾吊布局噴氣式飛機(jī)，設(shè)計(jì)目標(biāo)為支線客機(jī)和公務(wù)機(jī)，其氣動(dòng)布局三面圖，如圖1所示，機(jī)翼平面形狀和展向參數(shù)分布如圖2所示。機(jī)翼的具體參數(shù)見(jiàn)表1。

需要指出的是全機(jī)升力系數(shù)為0.4，考慮配平損失后對(duì)翼身組合體構(gòu)型設(shè)計(jì)升力系數(shù)定為0.42。 設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為0.75；前緣后掠角為17.5°，屬于小后掠機(jī)翼范疇；設(shè)計(jì)飛行雷諾數(shù)為1.8×107左右。但考慮到風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、研究經(jīng)費(fèi)等原因，可在風(fēng)洞試驗(yàn)中驗(yàn)證的最大雷諾數(shù)在1×107左右，根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)中大量的穩(wěn)定性分析和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)(如圖3所示)可知，在該后掠角和雷諾數(shù)組合狀態(tài)下，TS波失穩(wěn)主導(dǎo)轉(zhuǎn)捩，尚未出現(xiàn)橫流不穩(wěn)定性轉(zhuǎn)捩。且試驗(yàn)風(fēng)洞為低湍流度風(fēng)洞，暫不考慮橫流行波失穩(wěn)。針對(duì)橫流駐波主導(dǎo)的失穩(wěn)，其擾動(dòng)源主要是壁面粗糙度。自然層流機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛻?yīng)比普通測(cè)力測(cè)壓的試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂懈叩墓鉂嵍?，普通試?yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼表面粗糙度為Ra=0.8 μm，自然層流機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼表面粗糙度應(yīng)達(dá)到Ra=0.4 μm，具有比較高的橫流駐波失穩(wěn)臨界雷諾數(shù)，不容易發(fā)生該類(lèi)型的轉(zhuǎn)捩。因此，在進(jìn)行機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)暫不考慮橫流不穩(wěn)定性轉(zhuǎn)捩，從而采用先進(jìn)行基本翼型設(shè)計(jì)，再進(jìn)行三維機(jī)翼設(shè)計(jì)的策略。

圖1 背景飛機(jī)三面圖Fig.1 Plane three-view layout

圖2 機(jī)翼平面形狀和參數(shù)分布Fig.2 Plane shape and parameters distribution of wing

表1 機(jī)翼形狀具體參數(shù)Table 1 Detailed parameters of wing

圖3 飛行試驗(yàn)和穩(wěn)定性分析結(jié)果總結(jié)而來(lái)的主導(dǎo) 失穩(wěn)類(lèi)型與前緣后掠角、雷諾數(shù)之間的關(guān)系Fig.3 Relations among dominated instability mode, leading edge swept angle and Reynolds number from the results of flight test and stability analysis

機(jī)翼飛行雷諾數(shù)較高，飛行馬赫數(shù)較高，翼面上具有60%～70%弦長(zhǎng)的維持自然層流所需的有一定順壓梯度壓力分布形態(tài)是不現(xiàn)實(shí)的，因此在基本翼型設(shè)計(jì)時(shí)，下翼面壓力分布順壓范圍定在50%左右，上翼面45%左右，以弱激波結(jié)束上翼面壓力分布順壓形態(tài)，如圖4所示(圖中Cp為壓力系數(shù)，c為參考弦長(zhǎng)，x為弦向坐標(biāo))；翼型具有適度的后加載，有利于減小低頭力矩，保證翼型后部的厚度。

整個(gè)機(jī)翼由4個(gè)翼型控制剖面進(jìn)行三維構(gòu)造，翼根、拐折、70%展長(zhǎng)位置和翼梢4個(gè)設(shè)計(jì)翼型。因機(jī)翼當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)內(nèi)翼大，外翼小，內(nèi)翼剖面最大厚度位置相對(duì)基本翼型前移，外翼后移，內(nèi)翼上翼面順壓梯度相對(duì)弦長(zhǎng)范圍減小，外翼增加。內(nèi)翼相對(duì)厚度大，外翼相對(duì)厚度小，外翼相對(duì)內(nèi)翼幾何負(fù)扭轉(zhuǎn)，與一般機(jī)翼設(shè)計(jì)規(guī)律一致。最終設(shè)計(jì)所得4個(gè)剖面翼型如圖5所示，y為垂直于弦向的坐標(biāo)，η為展向位置與展長(zhǎng)的比值。最終所得展向相對(duì)厚度分布及扭轉(zhuǎn)角分布如圖6所示，其中T為厚度。

圖4 基本翼型設(shè)計(jì)狀態(tài)壓力系數(shù)分布Fig.4 Distributions of base airfoil pressure coefficients on design point

圖5 機(jī)翼翼根、拐折、η=0.7處和翼梢的翼型Fig.5 Airfoils at root, kink, η=0.7 and tip of wing

圖6 展向相對(duì)厚度分布和扭轉(zhuǎn)角分布Fig.6 Distribution of relative thickness and twist angle in spanwise direction

1.2 邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法

包絡(luò)法中求解擾動(dòng)放大因子時(shí)，n可以定義為

(1)

式中：s0和s分別表示沿流向積分的起始點(diǎn)和當(dāng)前位置；n的值取決于當(dāng)?shù)剡吔鐚有螤钜蜃右约皠?dòng)量損失厚度雷諾數(shù)Reθ，如果當(dāng)?shù)剡吔鐚有螤钜蜃右约皠?dòng)量厚度能夠合理地進(jìn)行當(dāng)?shù)鼗?，流?chǎng)中任意一點(diǎn)擾動(dòng)因子的當(dāng)?shù)卦鲩L(zhǎng)就可以求出。Coder和Maughmer[27]通過(guò)分析邊界層相似性解，構(gòu)建了合理的計(jì)算當(dāng)?shù)匦螤钜蜃拥墓?，使用輸運(yùn)方程對(duì)放大因子進(jìn)行求解：

(2)

(3)

式中：σf=1.0；Pγ和Eγ分別為產(chǎn)生源項(xiàng)和破壞源項(xiàng);間歇因子γ與Menterk-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)湍流模式的耦合方式和各源項(xiàng)的詳細(xì)計(jì)算公式見(jiàn)文獻(xiàn)[27]。關(guān)于該方法的可靠性校核驗(yàn)證見(jiàn)文獻(xiàn)[27-28]，本文不再贅述。

1.3 氣動(dòng)特性評(píng)估

CFD求解過(guò)程中，采用格心格式有限體積法求解可壓縮Navier-Stokes方程，無(wú)黏通量通過(guò)Roe的通量差分分裂FDS(Flux Difference Splitting)格式求解，黏性通量采用中心差分格式進(jìn)行離散，時(shí)間推進(jìn)采用近似因子分解(Approximate Factorization)方法。使用多重網(wǎng)格和網(wǎng)格序列技術(shù)加速求解的收斂。程序通過(guò)基于MPI(Message Passing Interface)的分布式并行策略提高計(jì)算速度。

數(shù)值模擬采用的網(wǎng)格分布如圖7所示。氣動(dòng)特性分析分別使用自由轉(zhuǎn)捩和全湍流計(jì)算，在馬赫數(shù)為0.75、雷諾數(shù)為1×107的工況下，圖8給出了計(jì)算所得升阻力系數(shù)極曲線,CL為升力系數(shù)，CD為阻力系數(shù)。自然層流設(shè)計(jì)帶來(lái)的減阻效果非常明顯，翼身組合體的阻力減小在30 counts(1 count=1.0×10-4)左右，如果加上層流短艙等的貢獻(xiàn)，減阻量將更加可觀，由此可見(jiàn)自然層流設(shè)計(jì)的巨大潛力和可觀收益。

圖7 計(jì)算網(wǎng)格分布Fig.7 Distribution of computational mesh

圖9給出了自由轉(zhuǎn)捩和全湍流工況下的翼身組合體構(gòu)型的阻力發(fā)散曲線，分別評(píng)估了定升力系數(shù)0.38、0.42和0.46 3個(gè)升力狀態(tài)。無(wú)論全湍流還是自由轉(zhuǎn)捩工況，Ma=0.77與設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=0.75阻力系數(shù)變化不超過(guò)20 counts，滿足馬赫數(shù)增加0.02、阻力系數(shù)增加不超過(guò)20 counts的要求，因而阻力發(fā)散特性良好。

圖8 自由轉(zhuǎn)捩和全湍流工況下翼身組合體的 升阻力系數(shù)極曲線Fig.8 Curves between lift coefficient and drag coefficient at the free transition and fully turbulent condition

圖9 自由轉(zhuǎn)捩和全湍流工況下翼身組合體的 阻力發(fā)散曲線Fig.9 Curves of drag divergence between lift coefficient and drag coefficient at the free transition and fully turbulent condition

下面將詳細(xì)評(píng)估該機(jī)翼在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近的壓力分布和邊界層轉(zhuǎn)捩特性。

首先，在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近進(jìn)行了馬赫數(shù)擾動(dòng)變化的壓力分布分析，定升力系數(shù)為0.42，Ma=0.74， 0.75，0.76，計(jì)算所得不同展向位置的壓力分布對(duì)比如圖10所示。由圖可知，馬赫數(shù)的小幅度變化對(duì)機(jī)翼幾乎所有展向位置的壓力分布均有較為明顯的影響，尤其是上表面，其主要是由于激波位置的前后移動(dòng)所致，馬赫數(shù)越大，激波位置越靠后，下表面則變化幅度非常小。

然后，圖11給出了Ma=0.75，CL=0.38，0.42 ，0.46時(shí)，計(jì)算所得不同展向位置的壓力分布對(duì)比。由圖可知，不同升力系數(shù)直接影響的是飛行迎角，與馬赫數(shù)變化產(chǎn)生的效應(yīng)類(lèi)似，不同升力系數(shù)下的壓力分布差異主要集中在上表面激波位置附近，升力系數(shù)越大，對(duì)應(yīng)迎角越大，激波位置后移，但是后移程度不及馬赫數(shù)變化產(chǎn)生的偏移量。同樣地，下表面壓力分布受影響很微弱。

最后，在設(shè)計(jì)點(diǎn)(Re=1×107，Ma=0.75，CL=0.42)狀態(tài)，機(jī)翼上下表面摩擦力系數(shù)Cf分布如圖12所示。分析云圖可知，除了機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合部的干擾所致轉(zhuǎn)捩，其余部分均與壓力分布形態(tài)對(duì)應(yīng)良好。從內(nèi)翼段到外翼段，上下表面的轉(zhuǎn)捩位置均出現(xiàn)在逆壓梯度出現(xiàn)的壓力恢復(fù)區(qū)域，尤其是上表面在激波出現(xiàn)的位置附近，該狀態(tài)下并無(wú)激波誘導(dǎo)附面層分離泡轉(zhuǎn)捩出現(xiàn)。這也與設(shè)計(jì)的目標(biāo)一致：即在順壓梯度保證TS波的抑制發(fā)展，逆壓梯度區(qū)TS波則會(huì)快速增長(zhǎng)，誘發(fā)轉(zhuǎn)捩，由此獲得層流設(shè)計(jì)。

經(jīng)過(guò)精細(xì)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和高精度CFD驗(yàn)證之后，將設(shè)計(jì)構(gòu)型加工成風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。關(guān)于該機(jī)翼其他工況下的轉(zhuǎn)捩特性分析和驗(yàn)證將在后續(xù)章節(jié)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一起進(jìn)行。

圖10 Ma=0.74，0.75，0.76時(shí)機(jī)翼不同展向位置的壓力系數(shù)分布對(duì)比Fig.10 Comparison of pressure coefficient distribution at different spanwise sections of wing at Ma =0.74, 0.75, 0.76

圖11 CL=0.38, 0.42, 0.46時(shí)機(jī)翼不同展向位置的壓力系數(shù)分布對(duì)比Fig.11 Comparison of pressure coefficient distribution at different spanwise sections of wing at CL=0.38, 0.42, 0.46

圖12 設(shè)計(jì)點(diǎn)機(jī)翼表面摩擦力系數(shù)云圖(Re=1×107，Ma=0.75，CL=0.42)Fig.12 Contour of skin friction coefficient on the wing surface at design point (Re=1×107, Ma=0.75, CL=0.42)

2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)施和測(cè)量技術(shù)

2.1 荷蘭HST風(fēng)洞和模型加工情況

風(fēng)洞試驗(yàn)在荷蘭阿姆斯特丹的DNW(German-Dutch Wind tunnels)風(fēng)洞群內(nèi)的HST(High Speed wind Tunnel)跨聲速風(fēng)洞進(jìn)行[34-35]。需要指出的是，HST風(fēng)洞自1950年前后建成運(yùn)營(yíng)以來(lái)，進(jìn)行了各種各樣的民機(jī)和軍機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)，取得了非常高的試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度和風(fēng)洞品質(zhì)。該風(fēng)洞的宏觀構(gòu)造圖如圖13所示，它是一款可變密度的回流式風(fēng)洞，風(fēng)洞滯止壓強(qiáng)范圍為20～390 kPa，風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸1.8 m×2.0 m，馬赫數(shù)覆蓋范圍為0.1～1.3，雷諾數(shù)上限可達(dá)1×107，流場(chǎng)品質(zhì)較高，尤其適合高雷諾數(shù)跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)。

風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪紫劝凑毡?中的詳細(xì)參數(shù)對(duì)設(shè)計(jì)構(gòu)型進(jìn)行了1∶10.4的三維等比例縮放，精密加工之后，接著對(duì)設(shè)計(jì)構(gòu)型使用結(jié)構(gòu)有限元進(jìn)行了強(qiáng)度和剛度校核，計(jì)算出安全系數(shù)滿足HST風(fēng)洞要求。機(jī)翼外露部分表面粗糙度為Ra=0.4 μm， 機(jī)身外露部分表面粗糙度為Ra=0.8 μm，其余部分粗糙度為Ra=1.6 μm。因?yàn)槭前肽Ｔ囼?yàn)，所以需在機(jī)身與風(fēng)洞洞壁之間添加附面層隔板，外置天平進(jìn)行測(cè)力，翼身組合體試驗(yàn)構(gòu)型在風(fēng)洞試驗(yàn)段的安裝情況如圖14所示。

圖13 DNW-HST跨聲速風(fēng)洞Fig.13 DNW-HST transonic wind tunnel

表2 風(fēng)洞試驗(yàn)翼身組合體具體參數(shù)

圖14 風(fēng)洞試驗(yàn)段中翼身組合體構(gòu)型的 半模試驗(yàn)構(gòu)型Fig.14 Overview of wing-body combination half-model in wind tunnel test section

2.2 TSP技術(shù)和測(cè)量細(xì)節(jié)

TSP技術(shù)主要利用光學(xué)技術(shù)實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞模型表面溫度的測(cè)量[36]。具體操作為：首先將溫敏材料均勻涂于機(jī)翼表面，確保氣動(dòng)外形不受影響。然后打開(kāi)風(fēng)洞制冷裝置，對(duì)風(fēng)洞的氣流和風(fēng)洞試驗(yàn)機(jī)翼進(jìn)行冷卻。準(zhǔn)備進(jìn)行轉(zhuǎn)捩測(cè)量時(shí)，關(guān)閉制冷裝置，此時(shí)吹入風(fēng)洞的氣流溫度相比于物面溫度較高，在機(jī)翼表面將會(huì)進(jìn)行較為強(qiáng)烈的熱傳遞現(xiàn)象。湍流邊界層的熱傳導(dǎo)效率較高，而層流邊界層則較低，因此會(huì)在機(jī)翼表面出現(xiàn)明顯的溫度差，通過(guò)光學(xué)技術(shù)對(duì)物面溫度進(jìn)行拍照識(shí)別，從而判定層流-湍流區(qū)域。

TSP涂層厚度為150～200 μm，3個(gè)標(biāo)志帶，展向25%、55%和85%展長(zhǎng)處，每10%弦長(zhǎng)一個(gè)標(biāo)志點(diǎn)。此外，轉(zhuǎn)捩帶位于距離前緣7%弦長(zhǎng)處，如圖15 所示。測(cè)壓孔徑在機(jī)翼表面為?=0.2 mm，保證測(cè)壓孔軸線與當(dāng)?shù)匦兔娣ň€方向一致，偏差小于3′。測(cè)壓孔周?chē)鷽](méi)有毛刺、雜質(zhì)、倒角和凹凸不平。測(cè)壓管選取外徑1.0 mm，內(nèi)徑0.7 mm的不銹鋼管，使用前按照要求會(huì)進(jìn)行氣密性檢查。測(cè)壓孔布置在展向35%和49%展長(zhǎng)處，如圖16所示。每個(gè)剖面上下表面各12個(gè)測(cè)壓孔，監(jiān)測(cè)10%～80%弦長(zhǎng)區(qū)間內(nèi)的離散壓力分布。

圖15 流向等間距標(biāo)志孔和固定轉(zhuǎn)捩帶布置Fig.15 Uniformly spaced marked holes in streamwise direction and distribution of fixed transition tripping dots

圖16 兩個(gè)測(cè)壓剖面的位置Fig.16 Overview of two cross-sections with pressure taps

3 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值模擬分析

風(fēng)洞試驗(yàn)全部試驗(yàn)工況涵蓋了：馬赫數(shù)Ma=0.70，0.75，0.78，0.80，雷諾數(shù)Re=6×106，8×106， 9×106，10×106，迎角為1°和2°。但是隨著風(fēng)洞試驗(yàn)的進(jìn)行，有很多工況下的轉(zhuǎn)捩測(cè)量由于氣流污染物、物面污染物等因素的影響導(dǎo)致測(cè)量不是非常穩(wěn)定。表3給出了最終風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中流場(chǎng)品質(zhì)和轉(zhuǎn)捩測(cè)量效果均處于高水平高質(zhì)量的試驗(yàn)工況。下文將結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值模擬結(jié)果，詳細(xì)探討和研究這些變化的參數(shù)對(duì)跨聲速自然層流機(jī)翼在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近的邊界層轉(zhuǎn)捩特性的影響。

表3 風(fēng)洞試驗(yàn)高質(zhì)量測(cè)量工況

3.1 同狀態(tài)不同車(chē)次試驗(yàn)結(jié)果

首先對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的重復(fù)性試驗(yàn)精度進(jìn)行了驗(yàn)證，圖17展示了Ma=0.75、Re=6×106、迎角α=2°工況下，不同車(chē)次的轉(zhuǎn)捩分布。由內(nèi)外翼段的轉(zhuǎn)捩線分布可知，雖然后續(xù)車(chē)次物面被些許污染物污染，但是整體轉(zhuǎn)捩位置變化非常小，證實(shí)了測(cè)量試驗(yàn)的高精度和合理性。

圖17 不同車(chē)次的TSP測(cè)量所得機(jī)翼 表面層流-湍流區(qū)域分布Fig.17 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by TSP technique at different test numbers

3.2 變馬赫數(shù)分析

雷諾數(shù)Re=8×106、迎角α=1°，4個(gè)試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=0.70，0.75，0.78，0.80工況下的TSP技術(shù)拍攝層流-湍流分布如圖18所示。由試驗(yàn)結(jié)果可知，設(shè)計(jì)雷諾數(shù)和迎角1°固定，馬赫數(shù)從0.70 逐漸增大到0.80，機(jī)翼下表面的層流范圍幾乎不變，而上表面的邊界層轉(zhuǎn)捩特性則會(huì)經(jīng)歷一個(gè)比較復(fù)雜的變化過(guò)程。馬赫數(shù)從0.70增大到0.75時(shí)，上表面外翼段層流區(qū)縮短，內(nèi)翼段略有增長(zhǎng)。馬赫數(shù)繼續(xù)增大到0.78和0.80，上翼面的層流區(qū)都急劇增加，且馬赫數(shù)0.78和 0.80 工況下的上表面層流區(qū)范圍差異很小。

為了分析其轉(zhuǎn)捩特性變化的原因，本文對(duì)試驗(yàn)構(gòu)型進(jìn)行了高精度轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬，如圖19所示。截取不同馬赫數(shù)下機(jī)翼上表面和下表面的典型展向位置的壓力分布，對(duì)比分析可知在機(jī)翼下表面，隨著馬赫數(shù)逐漸增大，壓力分布形態(tài)變化很微弱，逆壓梯度起始點(diǎn)略有前移，因此轉(zhuǎn)捩位置略微前移，轉(zhuǎn)捩形式均為T(mén)S波急劇失穩(wěn)產(chǎn)生的自然轉(zhuǎn)捩。在機(jī)翼上表面，馬赫數(shù)為0.70時(shí)，機(jī)翼上表面還未有明顯激波出現(xiàn)，轉(zhuǎn)捩發(fā)生于弱逆壓梯度的發(fā)展過(guò)程中，TS波逐漸失穩(wěn)形成自然轉(zhuǎn)捩；馬赫數(shù)為0.75時(shí)，機(jī)翼上表面形成較為明顯的激波，轉(zhuǎn)捩也發(fā)生在較強(qiáng)逆壓梯度的激波形成區(qū)域，轉(zhuǎn)捩形式依然為自然轉(zhuǎn)捩；馬赫數(shù)為0.78時(shí)，轉(zhuǎn)捩模式受機(jī)翼的影響，在內(nèi)翼段預(yù)測(cè)所得轉(zhuǎn)捩位置略微靠前，在展向中部和外部區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測(cè)均與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。該工況下明顯的特征就是在馬赫數(shù)為0.78時(shí)，機(jī)翼上表面順壓梯度區(qū)非常長(zhǎng)，可以達(dá)到75%左右，因此上表面層流區(qū)顯著增長(zhǎng)。由此帶來(lái)的缺點(diǎn)是過(guò)長(zhǎng)的較強(qiáng)順壓會(huì)形成很強(qiáng)的壓力恢復(fù)導(dǎo)致強(qiáng)激波誘導(dǎo)附面層分離，因此該工況下機(jī)翼上表面出現(xiàn)了激波誘導(dǎo)附面層分離引起的轉(zhuǎn)捩。

圖18 TSP測(cè)量所得不同馬赫數(shù)下 機(jī)翼表面層流-湍流分布Fig.18 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by TSP technique at different Mach numbers

圖19 轉(zhuǎn)捩計(jì)算所得不同馬赫數(shù)下機(jī)翼 表面層流-湍流分布Fig.19 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by transition calculations at different Mach numbers

3.3 變雷諾數(shù)分析

馬赫數(shù)Ma=0.75、飛行迎角α=1°、3個(gè)試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=6×106，8×106，10×106工況下的TSP技術(shù)拍攝層流-湍流分布如圖20所示。由圖可知，隨著雷諾數(shù)的增加，機(jī)翼上下表面轉(zhuǎn)捩位置隨著雷諾數(shù)的增加略微前移，但是變化幅度非常小。圖21給出了6×106、8×106和10×1063個(gè)雷諾數(shù)工況下機(jī)翼上下表面的轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬結(jié)果。由壓力分布形態(tài)可知，隨著雷諾數(shù)的增加，激波位置受到細(xì)微的影響，但幅度很小，機(jī)翼上表面轉(zhuǎn)捩位置整體隨著雷諾數(shù)增加略微前移，而下表面轉(zhuǎn)捩位置則與逆壓梯度起始點(diǎn)一致，并未隨著雷諾數(shù)增加而明顯變化。

圖20 TSP測(cè)量所得不同雷諾數(shù)下機(jī)翼 表面層流-湍流分布(α=1°)Fig.20 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by TSP technique at different Reynolds numbers (α=1°)

馬赫數(shù)Ma=0.75，飛行迎角α=2°，3個(gè)試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=6×106，8×106，9×106工況下的TSP技術(shù)拍攝層流-湍流分布如圖22所示。由圖可知，隨著雷諾數(shù)的變化，機(jī)翼上下表面轉(zhuǎn)捩位置依然變化非常微弱。

圖23給出了6×106、8×106和9×1063個(gè)雷諾數(shù)工況下機(jī)翼上下表面的轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬結(jié)果。截取內(nèi)中外翼3個(gè)典型展向位置的壓力分布，可見(jiàn)在該跨聲速狀態(tài)下，機(jī)翼上下表面的壓力分布和激波形態(tài)隨著雷諾數(shù)的增加變化微小，下表面的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)位置與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好，均發(fā)生在逆壓梯度起始位置；在上表面，轉(zhuǎn)捩模式預(yù)測(cè)的內(nèi)翼段轉(zhuǎn)捩位置會(huì)隨著雷諾數(shù)的增加有些許前移，計(jì)算所得TS波在接近但還未抵達(dá)激波位置時(shí)就發(fā)生了轉(zhuǎn)捩，但試驗(yàn)結(jié)果顯示在內(nèi)翼段的層流區(qū)并未受到雷諾數(shù)的影響。而在機(jī)翼的中部和外部，數(shù)值模擬所得轉(zhuǎn)捩位置均與激波起始位置和試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)保持一致。但是在2°迎角工況下，機(jī)翼上表面中外翼段的強(qiáng)激波將會(huì)誘導(dǎo)附面層分離觸發(fā)轉(zhuǎn)捩。這種激波誘導(dǎo)附面層分離現(xiàn)象在Re=6×106時(shí)最為明顯，隨著雷諾數(shù)的增加，分離泡現(xiàn)象會(huì)逐漸減弱。

圖21 轉(zhuǎn)捩計(jì)算所得不同雷諾數(shù)下機(jī)翼 表面層流-湍流分布(α=1°)Fig.21 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by transition calculations at different Reynolds numbers (α=1°)

圖22 TSP測(cè)量所得不同雷諾數(shù)下機(jī)翼 表面層流-湍流分布(α=2°)Fig.22 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by TSP technique at different Reynolds numbers (α=2°)

圖23 轉(zhuǎn)捩計(jì)算所得不同雷諾數(shù)下機(jī)翼 表面層流-湍流分布(α=2°)Fig.23 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by transition calculations at different Reynolds numbers (α=2°)

在試驗(yàn)中展向35%和49%展長(zhǎng)位置處的測(cè)壓探針?biāo)鶞y(cè)得壓力分布數(shù)據(jù)與CFD數(shù)值模擬的結(jié)果對(duì)比如圖24所示。由圖可知，無(wú)論轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)還是試驗(yàn)數(shù)據(jù)均顯示該工況下壓力分布對(duì)雷諾數(shù)變化并不敏感。順壓梯度的保持使得層流區(qū)域得以維系，隨著強(qiáng)激波的出現(xiàn)，會(huì)產(chǎn)生激波誘導(dǎo)附面層分離現(xiàn)象，從而觸發(fā)轉(zhuǎn)捩。

3.4 變迎角分析

馬赫數(shù)Ma=0.75，飛行雷諾數(shù)Re=8×106，2個(gè)飛行迎角α=1°、α=2°工況下的TSP技術(shù)拍攝層流-湍流分布如圖25所示。由圖可知，迎角由1°增加到2°，機(jī)翼上表面層流區(qū)域有所增長(zhǎng)，而下表面則變化非常小。與之對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬結(jié)果如圖26所示，由圖可知迎角變化最明顯的影響就是激波位置和強(qiáng)度。迎角由1°增加到2°時(shí)，機(jī)翼下表面壓力分布形態(tài)非常接近，轉(zhuǎn)捩位置也變化很小；機(jī)翼上表面激波位置后移，層流區(qū)也隨之增長(zhǎng)，但中外翼段轉(zhuǎn)捩形態(tài)由自然轉(zhuǎn)捩變?yōu)閺?qiáng)激波誘導(dǎo)附面層分離泡轉(zhuǎn)捩。

圖24 轉(zhuǎn)捩計(jì)算所得不同雷諾數(shù)下機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比(α=2°，Ma=0.75)Fig.24 Comparison of pressure coefficient distribution on wing surface between transition calculations and measured data at different Reynolds numbers (α=2°，Ma=0.75)

本文重點(diǎn)關(guān)注超臨界層流機(jī)翼的邊界層轉(zhuǎn)捩特性，對(duì)于阻力測(cè)力結(jié)果則只做定性說(shuō)明。風(fēng)洞半模測(cè)力試驗(yàn)誤差比較大，因此阻力系數(shù)的絕對(duì)數(shù)值分析價(jià)值不高。但是其所反應(yīng)的趨勢(shì)，與CFD數(shù)值模擬一致：以固定轉(zhuǎn)捩為例(轉(zhuǎn)捩帶位于距離前緣7%弦長(zhǎng)位置處)，馬赫數(shù)Ma=0.75， 迎角α=1°，雷諾數(shù)從6×106增加到10×106，翼身組合體的阻力以近似線性的關(guān)系在減小。分析其原因在于隨著雷諾數(shù)的增加，翼身組合體的當(dāng)量厚度(實(shí)際厚度+附面層厚度)減小，壓差阻力減小，其中摩擦阻力的減小量非常小。

圖25 TSP測(cè)量所得不同迎角下機(jī)翼 表面層流-湍流分布Fig.25 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by TSP technique at different angles of attack

圖26 轉(zhuǎn)捩計(jì)算所得不同迎角下機(jī)翼 表面層流-湍流分布Fig.26 Distribution of laminar-turbulent region on wing surface measured by transition calculations at different angles of attack

4 結(jié) 論

通過(guò)超臨界自然層流機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)，以及轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬情況進(jìn)行詳細(xì)的介紹和對(duì)比分析，本文對(duì)于超臨界自然層流機(jī)翼的邊界層特性和設(shè)計(jì)理念得出以下幾點(diǎn)結(jié)論：

1) 對(duì)于超臨界自然層流機(jī)翼，在一定范圍內(nèi)(雷諾數(shù)<1×107，升力系數(shù)<0.5)，雷諾數(shù)的增加會(huì)使轉(zhuǎn)捩位置略微前移，但雷諾數(shù)并不是主導(dǎo)自然轉(zhuǎn)捩的關(guān)鍵因素；其他因素不變，在一定范圍內(nèi)(雷諾數(shù)<1×107，升力系數(shù)<0.5)，雷諾數(shù)增加，飛行器總阻力減小。

2) 對(duì)于超臨界自然層流機(jī)翼，在1×107雷諾數(shù)量級(jí)，馬赫數(shù)和飛行迎角是主導(dǎo)邊界層轉(zhuǎn)捩的主導(dǎo)因素，因?yàn)檫@2個(gè)因素將直接影響壓力分布形態(tài)，能夠改變順壓梯度區(qū)和激波位置以及強(qiáng)度，從而決定轉(zhuǎn)捩位置和轉(zhuǎn)捩類(lèi)型。順壓梯度區(qū)過(guò)長(zhǎng)，則層流區(qū)域增加，但會(huì)形成強(qiáng)激波誘導(dǎo)附面層分離泡轉(zhuǎn)捩；順壓梯度區(qū)過(guò)短，則層流區(qū)域縮短，自然轉(zhuǎn)捩會(huì)在弱逆壓梯度區(qū)域形成。

3) 基于擾動(dòng)放大因子的轉(zhuǎn)捩模式對(duì)本文構(gòu)型的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)基本與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好，為超臨界自然翼型和機(jī)翼的設(shè)計(jì)提供了可靠的計(jì)算分析工具。

4) 對(duì)于20°以下的后掠角，1×107量級(jí)的超臨界自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)規(guī)律就是對(duì)于順壓梯度的設(shè)計(jì)必須和激波位置匹配，過(guò)強(qiáng)的順壓梯度會(huì)導(dǎo)致強(qiáng)激波誘導(dǎo)附面層分離，過(guò)弱的順壓梯度則很難維持充足的層流區(qū)域。對(duì)更大后掠、更高雷諾數(shù)的機(jī)翼需要考慮橫流不穩(wěn)定性轉(zhuǎn)捩的影響，需要直接進(jìn)行三維穩(wěn)定性分析、三維氣動(dòng)設(shè)計(jì)以及流動(dòng)控制。

5) 在流場(chǎng)品質(zhì)不佳的環(huán)境下，機(jī)翼表面非常容易被污染，層流很難維持；隨著時(shí)間的推進(jìn)，層流區(qū)域?qū)?huì)被污染物強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩成湍流。因此，層流設(shè)計(jì)的發(fā)展需要突破工業(yè)加工精度和如何保持機(jī)翼表面光潔等技術(shù)難題。

6) 該試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂梢宰鳛檫吔鐚愚D(zhuǎn)捩研究者的驗(yàn)證模型，其包含跨聲速可壓縮邊界層高雷諾數(shù)工況的TS波和激波誘導(dǎo)附面層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。