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【流体力学微教材】大型运输机的减阻技术

作者:365手机版客户端 发布时间:2021-02-23 04:35 点击数:

  风流知音【流体力学微教材】大型运输机的减阻技术 CFDJC(2017)1011

  刘沛清,人称沛公,1982年在华北水利水电大学获学士学位。1989年在河海大学获硕士学位,1995年在清华大学获博士学位。1997年至今,在北京航空航天大学流体所工作。2000年至今,任教育部流体力学重点实验室责任教授,博士生指导教师。2003年至2012年,任航空科学与工程学院副院长。现任中国空气动力学学会理事,中国力学学会流体力学专业委员会工业流体力学组组长。长期从事飞行器空气动力学实验和数值模拟等研究工作。《空气动力学》国家级精品课程负责人,国家级航空航天实验教学示范中心主任,空气动力学学报编委。现在北航陆士嘉实验室工作。

  众所周知,但气流绕流飞机时,飞机所受到的阻力等于气流作用于飞机表面上的压强力和摩擦切应力的合力在来流方向上的分力(如图1所示),而把垂直于来流方向上的分力称为升力。飞机在巡航飞行时,飞机的重力与升力平衡,飞机发动机的推力与阻力平衡。由于飞机表面上的压强和摩擦切应力与飞机的飞行速度、姿态角、飞机的尺寸、表面形状和粗糙度等有关,因此飞机的阻力必然要受到这些因素的影响。由于飞机的阻力从大的方面分两类,一类是因压强投影积分产生的阻力;另一类是因表面摩擦切应力积分产生的阻力,称为摩擦阻力。根据产生阻力的主要原因,因表面压强积分产生的阻力又可分为:因机翼后缘拖出自由尾涡诱导下洗产生的诱导阻力,因飞机形状不同产生的压差阻力(包括翼身干扰阻力、底阻、绕外露部件的阻力等),对于高压声速飞机还有因上翼面超声区产生的波阻力。如果用来流速度和机翼的特征面积表达阻力,可以写为

  其中,CD为总阻力系数,Cf为摩擦阻力系数,CDp为压差阻力系数,CDi为诱导阻力系数,CDw为波阻系数。在飞机设计中,也把摩擦阻力和压差阻力之和称为寄生阻力(Parasitic drag),或废阻力,或附加阻力。对于高亚声速大型飞机在巡航时,一般机翼的摩擦阻力占总阻力的50%(Viscous Drag),诱导阻力占30%(Induced drag),波阻占5%(Wave drag),形状阻力占15%。下图2和图3分别给出典型汽车和飞机的阻力系数。但要注意,汽车的特征面积为迎风最大面积,飞机的特征面积为机翼的外露面积。

  式中,CL/CD为升阻比,V∞为飞行速度,SFC为比燃油消耗率(即单位时间产生推力所需的燃料),WF为燃油总重量,WL为基本重量。从上式中可以看出,升阻比越大或阻力越小,飞行航程越远。设1个阻力单位为0.0001,通常大型飞机的阻力系数约0.03~0.04,则即使1个阻力单位的微小变化,都将引起飞机飞行性能的很大变化,因而1个阻力单位已被航空界接受为飞机阻力精度设计的标准。

  大型飞机的实际飞行统计数据表明,阻力与燃油经济性密切相关。对于不同的飞机,在某一典型的使用率条件下,1%的阻力相当于每年所消耗的航空燃油量大约如下:B737为15 000gal,B757为25 000gal,B767为30 000gal,B777为70 000gal, B747为100 000gal。由此可见,飞机阻力降低可增大航程、减少起飞重量、提高巡航升阻比、节省燃油、增加有效载荷以及减少飞机的直接操作费用。除此之外,通过减小阻力而减少燃油废气的排放,从而降低空中环境污染,这在科学技术高速发展的当今时代显得尤为重要。

  由于空气的粘性作用,当气流绕过飞机表面时,将要受到壁面的阻止作用,会在物面近区产生一层粘性边界层,在该层空气质点所受的惯性力与粘性力同量级,如以物面的流向长度x为特征长度、边界层外流速度U为特征速度计算雷诺数Rex,则边界层厚度与雷诺数Rex数的开方成反比。对于平板绕流,试验发现层流边界层转捩的Rex位于3.5×105~3.5×106。研究表明:飞机表面的摩擦切应力与边界层内的流态有关,一般层流边界层的摩擦切应力是湍流边界层摩擦切应力的1/3~1/5,如图4所示和图5所示。因而,减小阻力最好方法是延迟边界层转捩,在机翼机身表面上尽量保持层流,由此提出通过层流控制减阻的技术。

  减小飞机阻力最有效的方法是减小飞机表面上的摩擦阻力。由于湍流边界层的摩擦阻力远大于层流边界层的摩擦阻力,因此减小摩擦阻力的基本思想包括两个方面:其一是尽可能延迟转捩的发生,扩大物面层流流动区域;其二是减小湍流边界层流动区域的摩擦阻力。过去的几十年里,国内外学者提出了许多减小摩擦阻力的控制技术,并对此进行了大量的研究。然而,目前这些技术仍处于研究阶段,几乎没有一种控制技术被用于实际飞机减阻中。在众多的控制技术中,层流控制(Laminar flow control)是减小摩擦阻力的有效方法之一,该技术是通过采取控制措施延迟边界层转捩发生,扩大物面的层流区域,从而达到减阻目的。对一架飞机而言,机翼、发动机吊舱、机头、水平尾翼和垂直尾翼是获得层流流动的主要部件,如图6所示。

  层流控制技术的研究至今已有70多年的历史,已有的研究表明,在层流翼型与机翼的设计中,边界层内扰动控制的目的在于尽可能少影响其他气动力性能和结构的前提下,延迟转捩位置。按照控制方式不同,有三种控制技术(如图7所示):其一是被动控制或自然层流控制(NLF),即通过调整外形加大物面顺压梯度范围,从而推迟转捩发生,这种方法在非设计状态下有较差的气动性能;其二是主动控制或层流控制(LFC),即在边界层特定位置进行操控(如抽吸气技术)延迟转捩发生;其三是混合层流控制技术(HLFC),它结合了自然层流控制(被动控制)和层流控制(主动控制,如抽吸气技术)的优点,可以有效减少抽吸气量和控制系统的复杂性。混合层流流动控制的特点是:(1)只需在前缘进行抽吸气;(2)只需在前缘附近进行表面几何外形修型来实现有利的压力梯度;(3)混合层流控制的机翼设计具有良好的湍流性能。

  如图8所示,主动控制技术主要包括:抽吸气、壁面冷却和主动柔顺壁技术。而被动控制技术主要包括:壁面修形、表面粗糙度分布、被动柔顺壁和多孔壁面技术等。目前发展的趋势是混合层流控制技术(HLFC),应用最多的是壁面修形(保持较好顺压梯度)和抽吸气技术的结合。图9和图10给出在飞机上进行的验证性试验。

  图9 美国波音公司在B757飞机机翼上部分区采用混合层流控制(使飞机巡航的摩擦阻力减少约29%,飞机总阻力减少约6%。)

  图10 空客公司在A320飞机立尾翼采用混合层流控制(使飞机巡航时立尾区层流范围扩大一倍)

  据说圆头形海豚,可以持续保持9m/s的游泳速度,说明海豚皮和外形具有非凡的层流化功能。因仿海豚皮柔性壁面可保持层流到很高的雷诺数,所以在机翼外面采用这种柔性布料,可进行层流控制、抑制扰动的发展和延迟转捩,这在潜艇等方面具有应用前景。

  大量研究表明,改善近壁区湍流涡结构、减小湍流边界层区域摩擦阻力的一种有效方法是仿鲨鱼皮的表面沟槽(Riblets),或者叫小肋结构,如图12所示。沟槽减阻一直是湍流减阻技术中的研究热点,其不需要能量输入,也是一种边界层被动控制方法。减阻效果好的沟槽间距的无量纲数为S+=10~20,其中

  式中,s为沟槽间距,为壁面摩阻速度。在飞行条件下,实际间距一般为25~75μm(人体的头发丝约70μm)。从现有的研究发现,沟槽减阻月5~15%。3M公司在A340-300飞机上进行的飞行试验,沟槽可使壁面摩擦阻力减小约5%~8%。

  美国NASA兰利风洞实验室Whitcomb在上世纪七十年代发明了一种翼梢上翘的装置,称为翼梢小翼(如图14所示)。该翼梢小翼主要作用是为了减小飞机巡航时的诱导阻力。现在美国波音和欧洲空格公司生产的大型飞机基本都装了翼梢小翼。由于翼尖表面的压差作用,气流趋向于围绕翼尖沿下表面向外侧流动,而沿上表面向内侧流动。加装翼梢小翼后,将会对机翼展向流动起到端板的效应,并且小翼涡与机翼翼梢涡剪切作用,对机翼涡起到扩散效应,从而使机翼尾涡的下洗减弱,减小了下洗角,降低了诱导阻力。目前在民机上所用的翼梢小翼有:翼梢小翼、翼梢涡扩散器、鲨鱼鳍翼梢小翼、翼梢帆片等。

  翼梢小翼的主要特点:(1)端板效应,阻挡机翼下表面绕到上表面的绕流,消弱翼尖涡强度,从而有效增大机翼有效展弦比;(2)耗散主翼翼尖涡的作用,因为翼梢小翼本身也是个小机翼,也能产生翼尖涡,其方向与主翼翼尖涡虽然相同,但因距离很近,在两涡交汇处剪切作用很大,造成大的粘性耗散,阻止了主涡的卷绕,起到扩散主涡的作用,同样达到减少诱导阻力的目的(如图15所示);(3)增加机翼升力及向前推力,上翼梢小翼可利用三元畸变流场产生小翼升力和推力分量(如图16所示);(4)推迟机翼翼尖气流的过早分离,提高失速迎角。如果设计得当就可延迟机翼翼尖处的气流分离,提高飞机失速迎角及抖振升力系数。翼梢小翼的效果:翼梢小翼有单上小翼、上下小翼等多种形式的翼梢小翼。单上小翼由于结构简单而使用较多。飞机的诱导阻力约占巡航阻力的30%。降低诱导阻力对提高巡航经济性具有重要意义。机翼的展弦比越大,诱导阻力越小。过分大的展弦比会使机翼太重,因而增大机翼展弦比有一定限度。翼梢小翼除作为翼梢端板能起增加机翼有效展弦比的作用外,还由于它利用机翼翼梢气流的偏斜而产生的“拉力效应”能减小诱导阻力。风洞实验和飞行试验结果表明,翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%~30%,相当于升阻比提高5%。翼梢小翼作为提高飞行经济性、节省燃油的一种先进空气动力设计措施,已在很多飞机上得到采用。翼梢小翼的类型还有:翼梢涡扩散器(如图17所示);鲨鱼鳍翼梢小翼(如图18所示);翼梢帆片(我国运5,如图19所示)。

  1952年美国Whitcomb通过风洞试验发现:飞机在跨声速飞行时,飞机的零升波阻受其横截面积的纵向分布影响较大,而且与横截面积分布相同的旋成体的零升波阻相同。这就是说,飞机在纵向位置上的横截面积形状对波阻无影响,有影响的是横截面积大小在纵向的变化方式。传统直机身在经过机翼时,将会引起明显的波阻增大。如果采用蜂腰结构,波阻可以大大减小。由此提出跨声速面积律,通过修型机身减少零升波阻的有效方法。实验发现,应用面积律可使跨声速的零升波阻降低25%~30%,但随着马赫数增大,面积律的减阻效果逐渐减弱。当马赫数在1.8~2.0时,面积律效果几乎为零。

  例如,我国轰-6巡航马赫数0.75,采用悬臂式中单翼,双梁盒式结构。焦点线°。机翼后缘全展长上装有内、外襟翼和副翼。襟翼为后退开缝式,最大偏转角35°,副翼上装有内气动轴向补偿和调整片。全金属半硬壳机身结构,蜂腰流线所示。

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