孔 博，王福新，周 濤

（1.上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240；2.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200232）

0 引 言

在人們提出的對(duì)下一代客機(jī)的諸多要求中，環(huán)保是最重要的主題之一，其中減少噪聲和降低污染物排放是兩個(gè)重要方面，絕大多數(shù)工程師認(rèn)為，在有限時(shí)間內(nèi)層流化技術(shù)是能滿足環(huán)保要求的最現(xiàn)實(shí)方法［1］。層流技術(shù)要求機(jī)翼表面光滑，而襟翼、縫翼的間隙會(huì)使氣流流過(guò)后馬上出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，無(wú)法繼續(xù)保持層流流動(dòng)；另外，這些縫隙也是飛機(jī)起降過(guò)程中氣動(dòng)噪音的主要來(lái)源之一。為了適應(yīng)未來(lái)飛機(jī)發(fā)展的需要，人們探索了多種其他類(lèi)型的增升系統(tǒng)，無(wú)縫增升就是其中具有代表性的一類(lèi)。

無(wú)縫增升系統(tǒng)是指利用智能柔性材料，驅(qū)動(dòng)機(jī)翼產(chǎn)生光滑連續(xù)變形，避免傳統(tǒng)增升裝置的驅(qū)動(dòng)設(shè)備及縫道，從而實(shí)現(xiàn)減重、減噪、減阻的特性。因其具有無(wú)縫光滑的特點(diǎn)，能夠很好滿足層流機(jī)翼的要求，近年來(lái)得到了工程師們的青睞。目前得到初步應(yīng)用的有A380前緣下垂裝置（Dropped Nose Device）。

本文基于MD－30P30N反構(gòu)建干凈翼型，對(duì)二維翼型無(wú)縫偏轉(zhuǎn)的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，分析了前后緣弦長(zhǎng)及偏角在無(wú)縫偏轉(zhuǎn)中對(duì)增升效果的影響。針對(duì)無(wú)縫偏轉(zhuǎn)引起的后緣大迎角氣流分離，采用主動(dòng)吹氣予以改善，并對(duì)吹氣動(dòng)量系數(shù)及噴口高度的影響進(jìn)行研究。

1 CFD計(jì)算驗(yàn)證和翼型構(gòu)建

翼型繞流是粘性流體力學(xué)領(lǐng)域中的一類(lèi)復(fù)雜流動(dòng)問(wèn)題，首先有必要驗(yàn)證CFD計(jì)算的可靠性。MD－30P30N三段翼型是被CFD工作者廣泛采用的標(biāo)模之一，如圖1所示。本文用FLUENT數(shù)值模擬30P30N翼型繞流，主控方程選為定?？蓧嚎s流動(dòng)的質(zhì)量加權(quán)平均NS方程，基于密度的耦合隱式求解器求解。采用有限體積法離散控制方程，密度和對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，湍流模型采用SA模型。來(lái)流馬赫數(shù)為0.2，Re＝9×106，計(jì)算域?yàn)?00倍弦長(zhǎng)，利用FLUENT多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂，計(jì)算結(jié)果如圖2所示。若無(wú)特殊說(shuō)明，則下文的計(jì)算條件均與標(biāo)模相同。

圖1 MD－30P30N三段翼型構(gòu)型［2］Fig.1 MD－30P30Nmulti－element airfoil［2］

圖2 MD－30P30N翼型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比［2］Fig.2 The simulation Clof MD－30P30N compared with experiment［2］

2 無(wú)縫變彎度翼型設(shè)計(jì)

基于MD－30P30N翼型參數(shù)，本文通過(guò)逆向設(shè)計(jì)得到一個(gè)初始干凈翼型，翼型為單位弦長(zhǎng)，如圖3所示。其升力系數(shù)在攻角14°時(shí)達(dá)到最大，Clmax為1.716。

圖3 基于MD－30P30N構(gòu)建的干凈翼型Fig.3 The clean airfoil based on MD－30P30N

后緣無(wú)縫偏轉(zhuǎn)的設(shè)計(jì)涉及變量有偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)及偏角。后緣偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)的選擇，應(yīng)綜合考慮增升效率和結(jié)構(gòu)等方面的因素。弦長(zhǎng)太小，氣動(dòng)效率低；弦長(zhǎng)增加，氣動(dòng)效率增加，但其長(zhǎng)度要受到機(jī)翼后梁位置的限制（后梁的位置一般在根弦65%處）［3］，本文限定后緣偏轉(zhuǎn)比例不大于32%。鑒于傳統(tǒng)富勒襟翼最佳偏角約為35°～40°［3］，則設(shè)計(jì)偏角可選取20°～50°之間。同時(shí)取偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)的25%為柔性變形段，驅(qū)動(dòng)機(jī)翼光滑無(wú)縫變形，柔性段用樣條線光滑連接，并保持與主翼曲率連續(xù)，其余為保形的剛性段，旋轉(zhuǎn)軸取在機(jī)翼下表面。

前緣無(wú)縫偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)同樣要受到機(jī)翼前后梁位置的限制（前梁的位置一般在根弦的15%處）［3］。傳統(tǒng)前緣縫翼的弦長(zhǎng)約為當(dāng)?shù)貦C(jī)翼弦長(zhǎng)的12%～16%，因此前緣偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)可取9%～15%；目前前緣襟翼的最佳偏角約為25°，前緣縫翼的最佳偏角約為20°～27°［3］，偏角過(guò)大，會(huì)因彎曲過(guò)渡段的吸力峰過(guò)高而引起氣流分離，因此前緣偏角取10°～25°。以下表面為偏轉(zhuǎn)軸，取偏轉(zhuǎn)部分弦長(zhǎng)的1／3為柔性變形段，用光滑樣條線連接，并保證和主翼曲率連續(xù)，如圖4所示。

圖4 前后緣無(wú)縫偏轉(zhuǎn)示意圖Fig.4 Seamless deflection at leading and trailing edge

圖5是后緣偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)26%、偏角40°、前緣偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)15%、偏角25°的構(gòu)型，計(jì)算得其Clmax為2.55，升力有一定的增加。但當(dāng)迎角較大時(shí)，機(jī)翼尾緣出現(xiàn)大范圍的氣流分離，這是限制Clmax的主要因素，如果要獲得更大的升力，必須進(jìn)一步采取措施予以改善。

圖5 前后緣無(wú)縫偏轉(zhuǎn)的速度場(chǎng)云圖Fig.5 Velocity magnitude contour of seamless deflection

3 后緣吹氣設(shè)計(jì)

環(huán)量控制技術(shù)產(chǎn)生高升力的機(jī)理是利用了“Coanda效應(yīng)”［4］，即通過(guò)在翼型上的噴口吹氣給邊界層補(bǔ)充能量，推遲邊界層分離；同時(shí)，外流受高速吹氣射流的“裹挾”作用，使繞翼型流動(dòng)產(chǎn)生很大的環(huán)量，從而獲得高升力［5］。

在后緣無(wú)縫偏轉(zhuǎn)前部添加噴口，噴管內(nèi)側(cè)高度是噴口高度的4倍，噴管的長(zhǎng)度足夠長(zhǎng)，保證流動(dòng)均勻穩(wěn)定，噴口如圖6所示。如果噴口處產(chǎn)生超聲速流動(dòng)，會(huì)在噪聲方面產(chǎn)生很大的負(fù)面效應(yīng)，因此根據(jù)收斂噴管的臨界條件公式，保證噴口處氣流為亞聲速流動(dòng)：

其中，p0為外壓，p9＝p0，Ma9＝1.0。噴管采用壓力入口邊界條件，根據(jù)以下公式定義邊界條件的總壓和總溫［6］：

噴口高度和噴氣量是環(huán)量控制的兩個(gè)關(guān)鍵變量。參考相關(guān)環(huán)量控制文獻(xiàn)，噴口高度一般取機(jī)翼弦長(zhǎng)的0.1%～0.2%［7］，本文設(shè)計(jì)范圍取0.08%～0.22%。噴氣量則用噴氣動(dòng)量系數(shù)公式表示［8］：

式中分子ρj和Uj分別為噴口處噴流的密度和速度，ρ∞和U∞分別為自由來(lái)流的密度和速度，h為噴口高度，c為翼型弦長(zhǎng)。在升力曲線計(jì)算過(guò)程中，隨著攻角變化，噴口處外壓是不斷變化的，公式計(jì)算值和實(shí)際值會(huì)不同，因此需要對(duì)計(jì)算結(jié)果用后處理軟件測(cè)定噴口處空氣實(shí)際屬性值，對(duì)動(dòng)量系數(shù)修正。

圖6 噴口設(shè)計(jì)及網(wǎng)格劃分示意圖Fig.6 The jet nozzle and grid

圖7是圖5所示構(gòu)型在噴口1.25mm、動(dòng)量系數(shù)0.053時(shí)的速度云圖，圖8中“Exp.”是和 MD－30P30N的壓力對(duì)比?？梢钥闯?，后緣吹氣氣流為邊界層補(bǔ)充了能量，有效改善了后緣的氣流分離，繞整個(gè)翼型的環(huán)量增加；壁面射流除了推遲邊界層分離外，還能對(duì)外流產(chǎn)生很強(qiáng)的“裹攜”作用，從而更加有效地提高翼型的升力。需要指出的是，吹氣動(dòng)量系數(shù)越大，則發(fā)動(dòng)機(jī)的能量損失越大，因此有必要引入?yún)?shù)ΔMμ＝ΔCl／Cμ加以限制，即單位動(dòng)量系數(shù)帶來(lái)的升力增量。

圖7 噴口1.25mm、動(dòng)量系數(shù)0.053構(gòu)型的速度云圖Fig.7 Velocity magnitude contour（nozzle height 1.25mm，momentum coefficient 0.053）

圖8 無(wú)縫構(gòu)型和MD－30P30N的壓力分布比較Fig.8 Pressure distribution comparison between seamless airfoil and MD－30P30N

4 多參數(shù)整體優(yōu)化

上文涉及到六個(gè)變量，其對(duì)Clmax的影響是相互耦合的，因此有必要在設(shè)計(jì)空間內(nèi)進(jìn)行多參數(shù)整體優(yōu)化，優(yōu)化設(shè)計(jì)空間見(jiàn)表1。

表1 設(shè)計(jì)空間各變量取值范圍Table 1 Variables range of design space

在多學(xué)科綜合優(yōu)化軟件ISIGHT環(huán)境中，采用多島遺傳算法對(duì)模型進(jìn)行優(yōu)化求解。遺傳算法作為一種高度并行、隨機(jī)、自適應(yīng)搜索算法，具有全局優(yōu)化的優(yōu)點(diǎn)，適用于處理離散、連續(xù)以及整型變量等混合變量的復(fù)雜非線性最優(yōu)化問(wèn)題。為了抑制早熟現(xiàn)象的發(fā)生，采用多島遺傳算法，這是一種偽并行遺傳算法，將每個(gè)種群分為幾個(gè)稱(chēng)為“島”的子種群，在每個(gè)島上分別進(jìn)行傳統(tǒng)遺傳算法操作，同時(shí)，在島之間周期性地選擇隨機(jī)個(gè)體進(jìn)行遷移操作，達(dá)到了群體的多樣性［9］。

首先利用Latin方選取70組變量，分別計(jì)算相應(yīng)的Clmax、ΔMμ，建立初始響應(yīng)面。設(shè)置種群數(shù)30，島數(shù)20，遺傳代數(shù)60，雜交率0.9，變異率0.01，遷移率0.05，遷移間隔5。優(yōu)化限制條件為Clmax不小于4.4。目標(biāo)函數(shù)如下，并設(shè)為相同權(quán)重：

選取3組優(yōu)化結(jié)果加入初始響應(yīng)面中，進(jìn)一步優(yōu)化響應(yīng)面，迭代3輪，得到優(yōu)化的響應(yīng)面均方根誤差Clmax為0.02151，ΔMμ為0.03908?；趦?yōu)化的響應(yīng)面，得到最終優(yōu)化設(shè)計(jì)點(diǎn)為：后緣弦長(zhǎng)30.1%、偏角38.75°、前緣弦長(zhǎng)12.9%、偏角24°、噴口高度2.09mm、Cμ為0.089，計(jì)算得該構(gòu)型下最大升力系數(shù)可以達(dá)到4.399，達(dá)到MD－30P30N多段翼型的增升水平。

5 結(jié) 論

本文對(duì)構(gòu)建翼型無(wú)縫偏轉(zhuǎn)，通過(guò)改變后緣偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)、后緣偏角、前緣偏轉(zhuǎn)弦長(zhǎng)、前緣偏角，從而改變其彎度，Clmax從1.716增加到2.5左右，但同時(shí)在大攻角下會(huì)引起后緣的大范圍氣流分離，這是限制Clmax的最主要因素。為了改善后緣氣流分離，采用環(huán)量控制方法，在后緣主動(dòng)吹氣，并對(duì)噴口高度、動(dòng)量系數(shù)進(jìn)行研究。結(jié)果表明，后緣吹氣氣流為邊界層補(bǔ)充了能量，有效改善了后緣氣流分離，繞整個(gè)翼型的環(huán)量增加；此外，壁面噴流除了推遲邊界層分離外，還能對(duì)外流產(chǎn)生很強(qiáng)的“裹攜”作用，從而更加有效地提高翼型的升力。由于涉及到的六個(gè)變量對(duì)Clmax的影響相互耦合，因此需要在設(shè)計(jì)空間內(nèi)進(jìn)行多參數(shù)整體優(yōu)化。在優(yōu)化點(diǎn)下，該無(wú)縫變彎度翼型的Clmax達(dá)到4.399，基本達(dá)到了傳統(tǒng)多段翼型的水平，說(shuō)明該無(wú)縫增升技術(shù)具有一定工程應(yīng)用前景。

本文工作是基于二維氣動(dòng)性能進(jìn)行考慮，后續(xù)將其擴(kuò)展到三維，從以下兩點(diǎn)做進(jìn)一步研究：（1）吹氣動(dòng)量系數(shù)與能量效率之間的關(guān)系，特別對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)效率的影響；（2）采用大渦模擬的方法，對(duì)其噪聲性能進(jìn)行評(píng)價(jià)，以確認(rèn)該措施的噪聲效果。通過(guò)這些工作，將深化對(duì)無(wú)縫變彎度增升系統(tǒng)的理解，為增升裝置設(shè)計(jì)提供幫助。

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