鸭翼后掠角对鸭翼展向吹气增升效果的实验研究

第22卷 第1期

实验流体力学

Vol.22,No.1 2008年03月

Journal of Experiments in Fluid Mechanics

Mar.,2008

文章编号:1672 9897(2008)01 0040 06

鸭翼后掠角对鸭翼展向吹气增升效果的实验研究

温瑞英,刘沛清,徐南波

(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100083)

摘要:利用低速风洞测力、测压以及水洞流动显示实验,对一组由机翼前缘后掠角为50 与不同鸭翼后掠角的三角翼构成的近耦合简化鸭式布局模型,系统研究了鸭翼后掠角在有无鸭翼展向吹气情况下该布局的增升效果及规律性。实验结果表明:在机翼前加装一鸭翼,增大了布局的升力系数和失速迎角,增升量值决定于鸭翼涡和机翼涡在机翼翼面上的干扰情况,说明鸭翼可以作为一种涡控部件。在对鸭翼进行展向吹气时,随着鸭翼后掠角的增大,布局开始出现增升的迎角和升力增量开始减小的迎角均增大,但最大增升百分比在减小。这表明,要在大迎角阶段充分发挥鸭式布局的优势,应选用中等后掠角组合的布局。 关键词:鸭式布局;展向吹气;后掠角;涡控制;三角翼 中图分类号:V211.41 文献标识码:A

Effect of canard sweeps on lift increment with

canard spanwise blowing

WEN Rui ying,LIU Pei qing,XU Nan bo

(School of Aeronautical Science and Technology,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100083,China)

Abstract :On the basis of wind tunnel force measurement,pressure measurement and water tunnel flow visualization,the effect and law of canard sweeps on lift increment were studied for the canard configurations with a 50 swept delta wing and different delta canards on the c ondition of without canard spanwise blowing and with canard spanwise blowing.The results show that the lift coefficient and angles of stall are increased when add a canard in front of the wing,so the canard can be used as an ele ment for vortex control.The mag nitude of increased lift c oefficient has a relationship with the interference of wing s and canard s vortexes.When canard spanwise blowing,the bigger is canard sweep,the larger is the angle beginning to appear lift in c rement and the angle decreasing the lift increment,but the smaller is the percentage of maximum lift incre ament.So in order to take full advantage of canard configuration at high angle of attack,the middle sweep is worthy of taking into account.

Key words :canard configuration;spanwise blo wing;sweep angle;vorte x control;delta wing

收稿日期:2007 11 05;修订日期:

基金项目:航空基金(项目编号:2006ZD51051)

作者简介:温瑞英(1977-),女,山西省忻州市人,博士研究生.研究方向:实验流体力学.

0 引 言

现代战斗机为了争取空中优势,对飞机的机动性、敏捷性等各项性能提出了更高的要求。近年来,鸭式布局作为一种先进的气动布局在现代飞机设计

中得到广泛应用[1]

。其主要是利用脱体涡干扰来改善布局的气动性能,实现大迎角飞行控制。随着气动布局研究的日趋深入,各种流动控制技术成为了航空界的另一研究热点。流动控制按控制方式可分为被动控制和主动控制两种。被动控制就是通过固定几

何形状的部件作为流动控制手段,没有能量的注入,控制方式不能随流动条件的改变而变化,如飞机襟翼、缝翼、挂架涡发生器、边条、固定鸭翼等。主动控制技术则是通过可改变的构型且有能量注入的方式来实现对流动的控制,因而可以随流动条件的改变而调整控制策略,一般这种控制方式结构并不复杂,对飞机构型无限制,成本不高,灵活多变,适应性强,并且对飞机隐身有利,适合在飞机设计、改型时考虑使用,是可以与气动布局研究并驾齐驱的另一种途径。目前研究较多的主要有微吹气、断续吸气、脉冲展向

吹气、机翼横向吹气、边界层吹吸气技术、可动鸭翼(也包括其他气动舵面)以及基于MEMS零质量流激励器控制技术等。对于近耦合鸭式布局,鸭翼涡脱出后对其后的气动部件均产生重要的影响[2 5],因而对鸭翼涡实施控制便成为一种自然的考虑。把鸭翼视为一个涡发生器,提出了一种间接涡控技术的新概念[6],即在鸭翼上实施展向吹气,不但可以明显改善鸭翼本身的气动性能,延迟鸭翼涡的破裂,提高鸭翼

的操纵效率,与直接在机翼上吹气相比可明显减小吹气量(提高控制效率)[7];同时更主要的是通过控制鸭翼涡,由鸭翼涡对机翼涡的干扰耦合(复杂涡系间的诱导或扰卷作用)达到对机翼涡的间接控制,从而实现延迟机翼涡破裂、提高升力系数和失速迎角等的目的。

该研究利用风洞测力、测压和水洞流动显示实验,主要将鸭翼作为一种涡流发生器,重点研究了有无鸭翼展向吹气情况下,鸭翼后掠角对不同布局增升效果的影响及规律,从而为现代飞机复杂涡系流动控制提供技术储备。

1 实验设备、模型及实验方法

测力、测压实验是在北京航空航天大学流体所D4风洞中完成的。D4风洞为回流式开闭口两用低速风洞,实验采用开口状态,实验段截面尺寸为长2 5m!宽1.5m!高1.5m,湍流度小于0.08%。为了保证实验雷诺数相似,测力实验风速为20m s,测压实验风速为13.5m s,基于机翼根弦的雷诺数为3.6 !105。水洞流动显示实验是在北京航空航天大学流体所水洞中完成的。实验段长10m,横截面尺寸为1m!1.2m。水洞显示实验的水流速度为0.05m s,运动粘性系数为1 01!10-6m2/s,水温20 C,采用机翼根弦长的雷诺数为12801.9。

实验模型为机翼前缘后掠角50 和鸭翼前缘后掠角40 、50 、60 、70 的三角翼所构成的近耦合鸭式布局(如图1为机翼后掠角为50 和鸭翼后掠角为50 构成的近耦合测力模型,图2为机翼翼面测压孔分布图,图中实线的交点为测压孔位置)。模型材料为硬铝板,鸭翼和机翼前缘均在迎风面倒角45 。鸭翼与机翼共面且鸭翼后缘与机翼前尖点相接,距离为零。 测力模型与测压模型相似,相似比为1:1.5。其鸭翼、机翼面积比均相同为1:8.3。测力模型总面积为0.063m2,测压模型总面积为0.1418m2。测力模型

鸭翼展向吹气喷口为外径2.5mm,内径2mm的细钢管,喷口距翼面高度为2.5m m,在翼面上的长度为3mm。测压模型喷口为外径3.5mm,内径3mm的细钢管,喷口距翼面高度为3.5mm,在翼面上的长度为3mm。两模型吹气喷管弦向位置均位于鸭翼根弦的30%处,展向位置为当地展长的50%处。方向平行于鸭翼前缘。水洞显示模型与测力模型相同,鸭翼展向喷流管选用外径1.2mm,内径1mm的钢管,鸭翼喷流速度与自由来流速度之比为6。

图1 测力鸭式布局简化模型

Fig.1 Canard configuration model with50 s wept

wing and50 swept canard

图2 测压孔分布图

Fig.2 Distribution of the press ure holes on the wing

实验所用的气源压力约8!105Pa(相对压强),在工作状态下保持恒定。需气量的大小由调压阀和流量计控制,调压阀控制高压管路的开闭,流量计用来监测实验所用流量的大小。

2 实验结果分析

2.1 无鸭翼展向吹气情况,鸭翼作为涡控部件,对机

翼升力的影响规律

图3为机翼后掠角50 与不同鸭翼后掠角所构成的鸭式布局在无鸭翼展向吹气情况下的升力系数和升力增量系数曲线,其中升力系数计算的参考面积为:对于单独三角翼采用三角翼的面积为参考面积,对于加有鸭翼的鸭式布局采用机翼、鸭翼面积之和为参考面积。由图可以看出,除鸭翼后掠角为70 的情况外,随着鸭翼后掠角的增加,在大迎角阶段,布局升

41

第1期 温瑞英等:鸭翼后掠角对鸭翼展向吹气增升效果的实验研究