流向涡与机翼作用的实验研究

肖 恒

（中国飞行试验研究院飞机所，陕西 西安 710089）

旋涡运动是自然界和工程中一种常见的流动现象，它广泛存在于各种物体绕流中，例如在各类航空飞行器中，飞行器部件产生的涡在向下游发展的过程中，会和下游的飞行器部件发生相互作用，如图1、图2 所示。

图1 F16 上的边条涡

图2 发动机上的短舱涡[1]

一方面，这类旋涡能够增强飞机的机动性，如F16边条翼产生的边条涡、Su30 的鸭翼涡与主翼面相互作用，能够增强飞机的机动性和大迎角特性；民机上采用的短舱涡发生器，在大迎角时产生的短舱涡在与机翼相互作用时能够明显改善飞机的失速特性，提高飞机的失速迎角。

另一方面，这类旋涡在与下游部件碰撞过程中也可能导致飞机器出现一些非指令的运动，如F18 曾出现的“幻影侧滑[2]”，这是因为机头产生了非对称旋涡流动，在向下游发展过程中，与机身相互作用，产生较强的偏航力和偏航力矩，给飞行安全带来了极大的隐患[2]。同样，旋涡向下游发展过程中，与飞机部件的碰撞，也可能导致部件结构的损伤，在F/A18 上旋涡向下游发展过程中，出现了旋涡破裂而与垂尾相互作用导致垂尾振荡的问题[3]。

而对于这类旋涡和飞行器部件的相互作用模型进行简化，即是涡和机翼干扰模型，而根据涡的轴线与机翼空间位置的不同，可以将涡和机翼干扰分为以下三种情况：（a）平行（parallel）；（b）线面垂直（normal）；（c）涡线和机翼前缘垂直（perpendicular/streamwise），如图3 所示。

图3 涡和机翼干扰分类

在飞行器飞行过程当中，这三种涡和机翼干扰都可能存在，文章主要研究垂直的涡和机翼干扰。现在常见的近距耦合鸭式布局或者边条翼布局，他们利用前体涡，改变主翼流场结构，进而提升飞机的气动性能[4-5]。在导弹较大攻角的情况下，从前方细长体脱落的对称涡或者由鸭翼产生的涡，在向后发展的过程中，前体涡会和下游的操纵舵面发生干扰，对舵面的操纵效率有着重要的影响[6-7]。在现在的直升机力学当中，叶片与上一个叶片尾流当中的叶片翼尖涡产生干扰，这种涡和机翼会显著改变叶片的气动性能，同时也会产生特殊的声学现象“叶片拍击”[8]，如图4 所示。

图4 飞行器上典型的流向涡和飞行器部件的干扰

1 模型和测试方法

为了开展流向涡和机翼相互作用实验研究，构建的风洞实验平台如图5 所示，利用来流上游的平板作为流向涡发生器，并通过转台和升降台精确控制流向涡的涡强和入射高度。

图5 流向涡和机翼相互作用实验布局

1.1 实验模型

本次研究使用的机翼为矩形机翼，机翼弦长=200mm，展长b=500mm，展弦比λ=2.5。翼剖面为NACA633418 翼型，该翼型是一种层流翼型，相对厚度为18%，最大厚度点出现在0.3c 位置，在一定升力系数范围内具有低阻力特性。

在机翼表面共布置8 排测压孔：前四排的测压孔中，每一排测压孔都有21 个测压孔，每排相邻两个测压孔间距为5mm，而两排相邻测压孔的间距为20mm。后面四排测压孔，每一排有11 个测压孔，相邻两排的测压孔距离依然是20mm，如图6 所示。

图6 模型示意图

流向涡发生器是一块平板，如图7 所示，弦长为150mm，展长为200mm，厚度为3mm，旋涡发生器与高精度电动转台连接，通过步进电机可精确控制涡发生器的迎角，通过调节电动转台高度，可精确调节流向涡的入射高度h。

图7 流向涡发生器示意图

1.2 测试方法

本次研究使用的方法和技术主要包括：表面油流显示、模型表面测压技术。表面测压技术的系统主要组成为：压力变送器、NI 数据采集系统以及LabVIEW 可视化软件。该压力采集系统共有八个模块集成的八通道压力变送器，并且每个变送器可以单独工作。压力采集模块采用差压传送器模拟量芯片。传感器量程为0～0.15psi，精度为0.15Pa，动态响应为1kHz。

2 实验结果与分析

图8 是在没有涡发生器、机翼迎角为0°的情况下油流显示结果。从图中可以看出：在机翼0.4c（c 是弦长）的位置，油流的示踪粒子出现堆积，说明在该位置流动出现明显分离；在0.4c～0.7c 之间，表面的流谱基本无变化，说明在该位置，机翼流动处于分离状态；而在0.7c 之后，再次出现示踪粒子的迹线，说明在0.7c位置，流动出现再附，而在翼尖出现明显的三维影响区。这是因为NACA633418 作为一种层流翼型，在低雷诺数时，机翼表面出现了明显的层流分离；在层流分离后，流动发生转捩，流动再次在机翼表面再附，从而在分离点（0.4c）和再附点（0.7c）之间形成层流分离泡。

图8 无涡干扰下的油流显示图

图9 所示为在涡发生器的迎角为8°，高度间隔h=10mm、ε=1c，从机翼迎角为0°时的流动显示结果，可以看到整个流动区域分为五个部分：从机翼前缘到机翼表面测流分离点的层流区域、从再附点到后缘的湍流作用区域、左侧的层流分离泡、右侧的层流分离泡及旋涡核心作用区域。

图9 流向涡作用下的表面流谱

此外，相对于左侧的层流分离点，右侧的层流分离点更加靠近于机翼的前缘，随着远离涡核，分离泡的前、后移动的距离逐渐减小。对于旋涡从旋涡的核心作用区域，可以看到：旋涡在与机翼相互作用的过程中，旋涡的轨迹开始向右移动。

在涡发生器攻角为8°、ε=1c 时，通过升降台调整旋涡发生器与机翼前缘之间的高度差h（如图5 所示），研究高度h 对涡和机翼相互作用的影响。图10 所示即为h=30mm、20mm、10mm、0mm 时油流显示图。

图10 高度h 对旋涡和机翼作用结果的影响

对比不同结果的油流实验结果，可以看到：

当h=30 时，此时旋涡和机翼表面的流动相互作用较为微弱，但是此时机翼表面的层流分离泡已经被扭曲，左侧的前缘分离点后移，右侧的层流分离泡前移。

当h 减小到20mm 时，旋涡和机翼相互作用增强，层流分离泡被进一步扭曲，近乎扭断，且左侧层流分离泡前缘核后移、右侧层流分离泡前缘前移被进一步加强。

当作用距离h 继续减小时，旋涡和机翼表面流动相互作用进一步加强，流动层流分离泡被切割成两个部分，涡核中心作用区域的流动逐渐扩大。

对比分析旋涡和机翼相互作用的油流显示结果，可以得到如图11 所示结果。当旋涡与机翼相互作用时，会极大改变飞机表面的流动。

图11 旋涡和机翼相互作用示意图

一方面，在旋涡上洗一侧，由于旋涡的上洗作用，增加了当地的迎角，从而使得机翼表面的层流分离点前移，并且随着远离涡核，这种上洗作用逐渐减弱，分离点前移也逐渐减小；对于旋涡下洗一侧，作用相反，下洗导致当地的迎角减小，进而导致分离点向后移动。

另一方面，旋涡机翼的相互作用改变了旋涡的轨迹，使得旋涡的轨迹向右滑移。