惠增宏，张传侠

(西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室，西安 7 10072)

0 引言

在进行翼型的风洞模拟实验时，由于模型边界层和风洞侧壁边界层同时存在且相互作用，进而形成侧壁干扰，导致边界层在模型前缘分岔、分离，产生极其复杂的动态非定常流动，使翼型表面理论上的二维流动演变成实际上的三维流动，影响翼型实验结果的准确性，目前还无法通过干扰修正予以消除。因此，对翼型风洞侧壁边界层进行适当控制是十分必要的。

侧壁边界层控制一般采用吹气和吸气两种方式。文中采用侧壁吹气方式对WA-A210翼型模型进行了翼型二维流动准则的实验研究。实验在西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室NF-3风洞二维实验段(高 ×宽 ×长 =3.0m ×1.6m ×8.0m，最大风速130m/s)中进行。

1 系统结构及原理

NF-3风洞侧壁边界层控制系统(如图1)主要包括吹气控制系统、上下转盘同步控制系统和密封系统三大部分。吹气控制系统是整个系统的核心，主要实现对气源压力和电气比例阀的精确控制，保证吹气的准确性和稳定性;上下转盘同步控制系统避免了翼型模型两侧不同步旋转运动造成的剪切应力;密封系统实现转盘门与风洞之间的密封，防止了洞体内的气体泄漏。

高压气源经截止阀和电动调节阀控制后，送入风洞二维实验段的稳压罐中。在稳压罐上开4路主干路气路，稳压后的气体经4个电气比例阀和气控比例阀控制后，分为8个支路，分别送到翼型侧壁前、中、后三组稳压盒中进行稳压，最后气流通过三组吹气缝对侧壁边界层进行吹除。为了避免翼型上下表面压力差造成不必要的串流，中缝稳压盒在中间隔断，分为上、下翼面吹气缝。

图1 NF-3风洞侧壁边界层控制系统

2 实验模型

实验模型采用相对厚度为21%的WA-A210翼型，钢芯木质结构，弦长800mm，展长1600mm。其中，中间剖面和距端面160mm剖面处各设计94个测压点(上下表面各46个，前缘点、后缘点各一个)。

为了研究翼型表面展向流动的均匀性，沿展向在10%至70%弦长处分别布置6个测压点，并以中间剖面对称，距中间剖面分别为100mm，300mm，500mm。模型测压孔布置如图2。

图2 WA-A210翼型模型测压孔布置示意图

3 实验方法

3.1 吹气动量系数

吹气动量系数Cμ的定义式:

稳压盒压力为吹气总压poj，假设由稳压盒等熵地膨胀到实验段，则实验段的静压p∞即为吹气缝静压。

来流动压q∞、吹气缝出口动压qj为:

由式(2)－式(5)得吹气缝出口动压qj为:

实验时，利用高压气管上的电气比例阀来控制p表压，从而也就保证了实验所用的动量系数。

3.2 数据采集

翼型测压实验使用具有608路高精度、高速稳态压力测量系统(PSI9816)对翼型弦向和展向不同位置的表面测压点和尾耙总压进行实时采集。该系统精度优于0.05%FS，采集速度大于100Sam/s/通道(采样点 /秒 /通道)。

4 数据处理及实验结果分析

4.1 数据处理

为了得到翼型在各个状态下的最佳吹气动量系数，将翼型中间剖面与距端面160mm处剖面对应点压力值之差与中间剖面对应点压力值比较，即无量纲化，再根据式(7)对得到的值作均方根处理得到σ。在模型的整个实验状态范围内，当σ最小时的吹气系数即为最佳吹气动量系数，从而可以判断展向流动的均匀性。

测压时通过对翼型的压力系数分布进行数值积分和坐标转换得到翼型的升力系数。根据动量法对测得的翼型尾迹总压进行数值积分获得翼型的阻力系数。

4.2 实验结果分析

1)最佳吹气缝组合

为研究各吹气缝在不同工作状态下对侧壁边界层的吹除效果以及对翼型气动性能的影响，通过控制电气比例阀的开与闭进行不同吹气缝组合的翼型吹风实验。由于侧壁边界层吹气控制主要影响模型表面流场，因此主要分析在不同吹气缝组合下模型的升力特性，特别是在失速迎角附近的升力特性。

图3给出了WA-A210翼型在相同雷诺数(Re=0.75 ×106)、相同吹气动量系数(Cμ=4.72)、不同吹气缝组合状态(前缝，前缝 +中缝，前缝 +后缝)下翼型升力特性随迎角变化对比实验曲线。可以看出，在小迎角范围(α≤6°)内进行侧壁吹气与不吹气翼型升力特性变化不明显，而随着迎角的逐渐增加(α＞6°)翼型升力特性变化明显。主要表现在:单独前缝吹气时翼型升力系数小于不进行侧壁吹气情况;前缝和后缝同时吹气与不进行侧壁吹气情况基本一致;只有前缝与中缝同时吹气时，翼型升力特性才优于不进行侧壁吹气情况，并且失速特性趋于和缓。图4给出了WA-A210翼型在α=9°时，前缝与中缝同时吹气状态下的翼型压力分布对比实验曲线。可以看出，前缝与中缝组合时主翼上表面的负压大于不吹气状态和其它两种组合方式，而且翼型前缘吸力峰值增加，说明侧壁吹气改善了翼型表面的二维流动，推迟了边界层的分离。由图3和图4可以得出前缝与中缝组合方式为这一状态下的最佳吹气缝组合。

图3 WA-A210翼型不同吹气缝组合升力特性对比实验曲线

2)最佳吹气动量系数

侧壁吹气量的大小、稳定性以及准确性都会引起翼型气动性能的很大改变，导致实验数据的失真。在风洞侧壁边界层控制实验中，吹气量过小会使翼型表面两端边界层向中间剖面挤压，造成翼型中间剖面边界层增厚，进而导致翼型升力系数降低;吹气量过大会增加风洞主流动量，导致翼型升力系数的增加。因此侧壁吹气量的过小或过大都会给主流增加额外的干扰，使翼型表面流动趋于复杂化。只有控制好适当的侧壁吹气量，寻找到特定实验状态下的最佳吹气动量系数，才能保证翼型实验数据的可靠性。

图4 WA-A210翼型不同吹气缝组合压力分布对比实验曲线

图5 给出了WA-A210翼型在相同雷诺数(Re=0.75×106)、相同吹气缝组合(前缝 +中缝)、不同Cμ下翼型中间剖面与端面剖面对应点压力差均方根值随迎角变化对比实验曲线。图6给出了此状态下翼型中间剖面与端面剖面对应点压力差均方根值随Cμ的变化曲线。可以看出，在小迎角范围(α≤6°)内进行侧壁吹气与不吹气比较，其σ变化不大;当α＞6°时且随着 Cμ的逐渐增加，其 σ逐渐减小;当 Cμ增加到一定程度(Cμ=4.72)，σ 降到最低;当 Cμ继续增加(Cμ=7.08)，σ反而增加。故Cμ=4.72为这一状态下的最佳吹气动量系数。

3)展向压力分布均匀性

为了研究翼型表面的展向流动，图7给出了WA-A210翼型在相同雷诺数(Re=0.75 × 106)、相同迎角(α=10°)、不同吹气动量系数下，上翼面10%弦长处展向压力分布对比实验曲线。图8给出了此状态下下翼面70%弦长处展向压力分布对比实验曲线。可以看出，随着Cμ的逐渐增加，沿展向同一弦长处的压力分布有增加的趋势，并且偏离中间剖面越远增加的幅度越明显，当Cμ增加到一定程度(Cμ=4.72)时，翼型中间剖面附近沿展向同一弦长处压力分布基本保持一致。说明侧壁吹气改善了翼型表面的二维流动;当Cμ=4.72时，翼型表面二维流动面积达到最大。

实验表明:利用翼型中间剖面与端面剖面对应点压力值对比进行数据处理的方法能够寻找到翼型模型不同状态下的最佳吹气动量系数;翼型中间剖面附近沿展向同一弦长处压力分布基本保持一致，说明采用侧壁吹气方案改善了翼型表面二维流动，推迟了边界层的分离，同时验证了这一数据处理方法结果的正确性。

5 结论

1)利用翼型中间剖面与端面剖面对应点压力值对比进行数据处理可以作为翼型表面二维流动以及最佳吹气动量系数的判据。

2)利用最佳吹气动量系数判据寻找到了翼型模型不同状态下的最佳吹气动量系数。

3)采用侧壁吹气方案改善了翼型表面二维流动，推迟了边界层的分离，减小了侧壁边界层对翼型实验结果的影响。

[1]惠增宏，柳雯.风洞侧壁干扰控制与修正方法研究[J].实验流体力学，2010，24(6):73 －76.

[2]周瑞兴，上官云信，郗忠祥，等.大型低速二维风洞侧壁边界层控制及对单段翼型试验结果的影响[J].实验力学，1997，12(2):235 －240.

[3]解亚军，叶正寅，高永卫.翼型风洞试验侧壁边界层控制技术研究[J].弹箭与制导学报，2008，28(6):205－207.

[4]CHI WONG，KONSTANTINOS KONTIS.Flow control by spanwise blowing on a NACA0012，AIAA 2006 －3676[R].

[5]MARCELO ASSATO，ROBERTO M.GIRARDI.Analysis of a methodology for 2-D high lift testing using a Boundary－Layer control system by air blowing，AIAA 2007 －705[R].

[6]MARCELO ASSATO，L F G DE MORAE，MATSUO CHISAKI.Investigation of a boundary layer control system by air blowing in a closed circuit subsonic wind tunnel，AIAA 2007－480[R].