后掠翼混合层流控制流动稳定性数值模拟与实验研究

admin · 发表于 2024-3-11 21:03:59

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本文主要工作是采用实验和数值模拟方法，研究了混合层流控制方法抑制扰动增长延迟转捩的内在机制，实现了该控制方法在不同后掠翼模型上的应用，掌握了混合层流控制的设计方法。混合层流控制（HLFC）方法结合了自然层流控制和（主动）层流控制技术优点，具有使用范围宽、系统比较简单、混合层流控制机翼具有很好的气动性能等优势，是针对后掠翼层流控制的有效并且实用的方法。目前采用实验与数值模拟方法相结合的方式来研究三维横流不稳定扰动的线性增长规律依旧是必要的手段，因此本文在研究混合层流控制的稳定性题目时结合了这两种研究方法。利用萘升华流动显示技术分析混合层流控制方法在对称翼型模型以及NACA64A-204后掠翼模型上使用的有效性。在不同雷诺数、攻角和吸气量条件下，定性确定CF波的波长以及转捩位置，分析转捩位置变化规律以及引发转捩的扰动波形式。萘升华流动显示技术，可以直观和准确的表示后掠翼上的转捩位置；混合层流控制方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩。对于无吸气30°后掠角对称翼模型，负攻角状态下没有出现条带状结构，而在4°攻角时伴随条带状萘涂层出现CF波主导的转捩，采用前缘吸气则可以有效的延长层流区。在无吸气的情况下，NACA64A-204后掠翼模型随着攻角从-6° 到2°增大，由于前缘附近顺压梯度区的变化，导致层流区长度先增大后减小。混合层流控制方法可以显著推迟NACA64A-204后掠翼模型上表面由横流不稳定触发的转捩，-4°和-6°攻角层流区最长可达到弦长的90%（最小压力点下游）。随着吸气量的增加层流区会延长，但当到达某一吸气量后，增大吸气对转捩位置的变化影响不大。低湍流度风洞的高品质来流特性为研究小扰动引发的转捩机制提供有利条件。利用热线风速仪测速方法精细测量NACA64A-204后掠翼模型上表面速度以及脉动速度分布，分析混合层流控制前后横流驻波展向分布以及扰动增长规律。实验结果说明混合层流控制方法在没有改变扰动波的频率情况下，抑制了扰动波的增长，且增加吸气量可以减少不同频率的扰动波能量。采用前缘吸气后，20%和30%弦长位置的边界层速度脉动减小，平均速度剖面扭曲被减弱，混合层流控制方法有效的抑制了后掠翼边界层中的CF波的增长，可以有效的降低扰动之间的非线性作用。无吸气情况下边界层中存在三个波长的主要扰动波，采用前缘吸气可以大幅减小主要扰动波的能量，增加吸气量能够加强对边界层扰动的抑制。采用基本流和边界层方法求解二维、三维流场，并利用线性稳定性方法计算不同流动状态下二维翼型和三维机翼的扰动增长以及中性曲线，并找到影响临界雷诺数的主要因素，结合方法预测转捩位置。首先采用平面Poiseuille流的精确解验证程序的可行性，然后分析三种不同二维翼型在不同雷诺数、攻角、压力梯度等条件下扰动的增长的变化规律并预测转捩位置；对应不同流动状态的中性曲线，找到临界雷诺数以及导致转捩的扰动波频率。采用鞍点法来计算三维流场的稳定性题目，将稳定性程序结合eN法预测后掠翼上表面转捩位置。三维基本流计算还模拟前缘三个不同区域壁面吸气流场，结合实验结果分析吸气对扰动波以及转捩位置的影响，并得到合适的N因子。真实飞行条件下机翼绕流流场通常是经历层流-湍流两种流动状态的，因此将实验和稳定性计算得到的转捩结果结合到CFD软件中，可以得到更准确的流场信息。针对对称翼型模型以及后掠翼模型分别进行全湍流流场以及层流-湍流流场的数值模拟研究，分析了引入转捩位置对机翼绕流流场的影响。利用实验数据与CFD软件结合将流场分为层流-湍流两部分来计算，湍流流场采用 RNG模型。对于对称翼型模型，采用细缝吸气方式模拟前缘吸气对边界层的影响，计算结果表明吸气与不吸气条件下的压力系数变化不大。对比NACA64A-204后掠翼模型不同攻角下全湍流与层流-湍流流场数值模拟的结果表明，后者计算的结果与实验测量结果更为接近。

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