王文虎 劉沛清 ∕

(北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

襟翼輔助擾流板進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)的數(shù)值研究

王文虎 劉沛清 ∕

(北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

對(duì)帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的二維翼型氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值研究，并選擇了分別適用于大型客機(jī)滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)的襟翼輔助偏轉(zhuǎn)方案。計(jì)算結(jié)果表明：(1)對(duì)于滾轉(zhuǎn)控制，在將擾流板上偏的基礎(chǔ)上進(jìn)一步將鉸鏈襟翼輔助上偏，既能產(chǎn)生更大的滾轉(zhuǎn)力矩，又能避免不必要的阻力增加；(2)對(duì)于空中制動(dòng)，在將擾流板上偏的基礎(chǔ)上進(jìn)一步將鉸鏈襟翼輔助下偏，既能獲得更好地減速效果，又能避免不必要的升力損失。

滾轉(zhuǎn)控制；空中制動(dòng)；鉸鏈襟翼；擾流板；數(shù)值計(jì)算

0 引言

傳統(tǒng)大型客機(jī)的擾流板一般起到三種作用：(1)空中飛行時(shí)，單側(cè)機(jī)翼擾流板小角度上偏，從而進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制；(2)空中飛行時(shí)，雙側(cè)機(jī)翼擾流板小角度對(duì)稱上偏，從而進(jìn)行空中制動(dòng)；(3)著陸地面滑跑時(shí)，雙側(cè)機(jī)翼擾流板大角度對(duì)稱上偏，并與下偏的后緣富勒襟翼相配合，從而進(jìn)行地面剎車[1]。圖1展示了空客A320的擾流板在實(shí)現(xiàn)上述各種功能時(shí)的狀態(tài)。

而最新型的空客A350XWB則采用了新型的后緣鉸鏈襟翼和擾流板設(shè)計(jì)方案[2-4]，其鉸鏈襟翼和擾流板都是既可上偏也可下偏，二者的耦合偏轉(zhuǎn)由飛控系統(tǒng)自主控制，能夠?qū)崿F(xiàn)如下四類功能。

1)地面剎車功能

如圖2所示，此時(shí)鉸鏈襟翼大角度下偏，擾流板大角度上偏，從而一方面增大氣動(dòng)阻力，另一方面通過(guò)減小升力來(lái)增大機(jī)輪的地面摩擦阻力，并在發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置的配合下，顯著縮短著陸滑跑的距離。在這一點(diǎn)上，空客A350XWB的后緣設(shè)計(jì)與傳統(tǒng)大型客機(jī)是類似的。

2)高升力功能

如圖3所示，此時(shí)鉸鏈襟翼大角度下偏，而擾流板小角度下偏，二者共同形成最佳的后緣縫道參數(shù)?？湛虯350XWB的這種后緣設(shè)計(jì)方案能夠提供比傳統(tǒng)大型客機(jī)更優(yōu)良的高升力氣動(dòng)性能，并且機(jī)械結(jié)構(gòu)也更輕便可靠[3-4]。

3)變彎度巡航功能

如圖4所示，此時(shí)鉸鏈襟翼通過(guò)小角度上偏或下偏來(lái)改變巡航機(jī)翼的后緣彎度，而擾流板則以微小角度跟隨性的上偏或下偏來(lái)封閉上翼面輪廓，從而以不同的巡航升阻比來(lái)適應(yīng)不同高度、速度和燃油量情況下的巡航狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)最佳的經(jīng)濟(jì)性?？湛凸居纱顺醪綄?shí)現(xiàn)了在大型客機(jī)上應(yīng)用后緣變彎度技術(shù)[5-6]，成功超越了傳統(tǒng)大型客機(jī)。

4)滾轉(zhuǎn)控制/空中制動(dòng)功能

如圖5所示，在進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)時(shí)，傳統(tǒng)大型客機(jī)只是簡(jiǎn)單地將擾流板小角度上偏，而空客A350XWB則進(jìn)一步將鉸鏈襟翼也小角度上偏或者下偏。

實(shí)際上，大型客機(jī)的滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)對(duì)于機(jī)翼氣動(dòng)性能的要求是不同的：滾轉(zhuǎn)控制要求單側(cè)機(jī)翼升力明顯降低，從而產(chǎn)生一個(gè)顯著的滾轉(zhuǎn)力矩；空中制動(dòng)則要求雙側(cè)機(jī)翼阻力明顯增加，從而產(chǎn)生顯著的減速效果。

傳統(tǒng)大型客機(jī)只能使用單一手段來(lái)實(shí)現(xiàn)這兩種功能：滾轉(zhuǎn)控制時(shí)使單側(cè)機(jī)翼擾流板小角度上偏，從而明顯降低單側(cè)機(jī)翼升力，卻同時(shí)帶來(lái)了額外的單側(cè)機(jī)翼阻力；空中制動(dòng)時(shí)則使雙側(cè)機(jī)翼擾流板小角度對(duì)稱上偏，從而明顯增加雙側(cè)機(jī)翼阻力，卻同時(shí)帶來(lái)了雙側(cè)機(jī)翼升力的損失。

空客A350XWB的解決方案則是引入鉸鏈襟翼偏轉(zhuǎn)這一新的控制因素，作為對(duì)傳統(tǒng)的擾流板小角度上偏控制的輔助。對(duì)于滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)兩種功能，鉸鏈襟翼可以分別根據(jù)二者的實(shí)際需求進(jìn)行上偏或者下偏，從而在實(shí)現(xiàn)必要?dú)鈩?dòng)性能的同時(shí)，避免不必要的氣動(dòng)損失。

目前，對(duì)于單純使用擾流板上偏進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)的傳統(tǒng)構(gòu)型氣動(dòng)性能研究較多。Kim和Rho[7]研究了二維擾流板靜態(tài)上偏和在上偏位置附近周期性震蕩時(shí)的氣動(dòng)性能。Choi等[8-9]研究了二維擾流板快速上偏時(shí)的非定常升力效應(yīng)。Gand[10]研究了帶有三維上偏擾流板的翼身組合體，分析了三維非定常流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。而對(duì)于使用襟翼輔助擾流板進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)的新構(gòu)型氣動(dòng)性能研究則未見于公開文獻(xiàn)。

本文對(duì)同時(shí)帶有小角度上偏擾流板和小角度上偏/下偏的后緣鉸鏈襟翼的二維翼型進(jìn)行了數(shù)值研究，分析了襟翼的上偏和下偏對(duì)二維翼型氣動(dòng)性能的影響，并由此選擇了分別適用于滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)的襟翼偏轉(zhuǎn)方案。

1 數(shù)值方法與驗(yàn)證

為確保對(duì)帶有上偏擾流板的翼型進(jìn)行數(shù)值研究的可靠性，本文選擇帶有上偏擾流板的RA16SC超臨界翼型[11]進(jìn)行數(shù)值驗(yàn)證。RA16SC超臨界翼型弦長(zhǎng)為c=0.18m，其擾流板轉(zhuǎn)軸距離翼型前緣為0.52c，擾流板弦長(zhǎng)為0.15c，擾流板上偏角為20°，如圖6所示。

本文采用ANSYS FLUENT 14.0中的RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)求解器進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，湍流模型采用S-A (Spalart-Allmaras)模型。來(lái)流馬赫數(shù)為0.3，迎角為0°，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為1.9×106。網(wǎng)格劃分采用二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，如圖7所示。網(wǎng)格總數(shù)為10萬(wàn)，壁面第一層網(wǎng)格高度為1×10-6c。

圖8比較了帶有上偏擾流板的RA16SC超臨界翼型上下翼面壓力分布的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯龆呖傮w上符合得很好，但上翼面的計(jì)算結(jié)果比下翼面更準(zhǔn)確。因此，本文后面的數(shù)值計(jì)算也將沿用上述數(shù)值方法以及相應(yīng)的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分標(biāo)準(zhǔn)。

2 帶擾流板和襟翼的二維翼型設(shè)計(jì)

本文選擇SC(2)-0410超臨界翼型[12]作為著陸滑跑兩段翼型的收起構(gòu)型，如圖9所示。超臨界翼型弦長(zhǎng)設(shè)為c*。

后緣鉸鏈襟翼以GA(W)-2兩段翼型[13]的25%弦長(zhǎng)襟翼翼型為基礎(chǔ)，在保持襟翼弦長(zhǎng)為0.25c*的前提下，修改襟翼頭部外形以適應(yīng)超臨界翼型的輪廓。擾流板的弦長(zhǎng)為0.125c*，其轉(zhuǎn)軸位于超臨界翼型上翼面，距離前緣點(diǎn)0.69c*。收起狀態(tài)的襟翼(紅)和擾流板(藍(lán))如圖10所示。

如圖11所示，鉸鏈襟翼轉(zhuǎn)軸(圖中紫色點(diǎn))位于超臨界翼型弦線下方0.084c*處，距離前緣點(diǎn)0.764c*。將擾流板繞其轉(zhuǎn)軸上偏20°，而鉸鏈襟翼繞其轉(zhuǎn)軸可上偏也可下偏，便得到了不同的翼型外形。

3 襟翼偏角對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響

考慮到150座干線客機(jī)的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)約為4m，故設(shè)定上述二維翼型弦長(zhǎng)為c*=4m。圖12展示了帶有上偏20°擾流板和0°偏角鉸鏈襟翼的二維翼型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

上述帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的翼型數(shù)值計(jì)算條件如下：來(lái)流馬赫數(shù)為0.3，迎角為0°，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為3.3×107。在擾流板上偏角同為20°的情況下，對(duì)比研究5個(gè)不同的鉸鏈襟翼偏角：偏角0°，上偏5°，上偏10°，下偏5°以及下偏10°。此外，對(duì)原始的SC(2)-0410超臨界翼型也進(jìn)行了計(jì)算，來(lái)流條件與其他翼型完全相同，以作為參照。

3.1 襟翼偏角對(duì)翼型升力和阻力的影響

圖13對(duì)比了各種翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。其中彩色條形圖表示帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的翼型，鉸鏈襟翼正偏角為下偏，負(fù)偏角為上偏。黑色水平線則代表SC(2)-0410超臨界翼型。

由此可知，單純上偏擾流板會(huì)顯著降低翼型的升力系數(shù)，使其由超臨界巡航翼型的正值變?yōu)樨?fù)值(降幅接近0.4)。在此基礎(chǔ)上將鉸鏈襟翼上偏會(huì)進(jìn)一步降低翼型升力系數(shù)，使其相對(duì)于超臨界巡航翼型的降幅擴(kuò)大(襟翼上偏10°時(shí)升力系數(shù)降幅已超過(guò)0.7)。反之，將鉸鏈襟翼下偏則會(huì)提升翼型升力系數(shù)，使其相對(duì)于超臨界巡航翼型的降幅縮小(襟翼下偏10°時(shí)升力系數(shù)降幅已不足0.05)。

與此同時(shí)，單純上偏擾流板會(huì)顯著增加翼型的阻力系數(shù)，相對(duì)于超臨界巡航翼型的增幅約為0.03。在此基礎(chǔ)上將鉸鏈襟翼上偏會(huì)減小翼型阻力系數(shù)，使其相對(duì)于超臨界巡航翼型的增幅縮小(襟翼上偏10°時(shí)阻力系數(shù)增幅已縮小至接近0.01)。反之，將鉸鏈襟翼下偏則會(huì)進(jìn)一步增加翼型阻力系數(shù)，使其相對(duì)于超臨界巡航翼型的增幅擴(kuò)大(襟翼下偏10°時(shí)阻力系數(shù)增幅已超過(guò)0.06)。

根據(jù)以上分析，對(duì)于滾轉(zhuǎn)控制，在將擾流板小角度上偏時(shí)，同時(shí)將鉸鏈襟翼小角度上偏的方案優(yōu)于單純上偏擾流板的方案。這樣既能利用更大的升力系數(shù)降幅來(lái)產(chǎn)生更大的滾轉(zhuǎn)力矩，又能以更小的阻力系數(shù)增幅來(lái)避免不必要的阻力增加。

另一方面，對(duì)于空中制動(dòng)，在將擾流板小角度上偏時(shí)，同時(shí)將鉸鏈襟翼小角度下偏的方案優(yōu)于單純上偏擾流板的方案。這樣既能利用更大的阻力系數(shù)增幅來(lái)進(jìn)行減速，又能以更小的升力系數(shù)降幅來(lái)避免不必要的升力損失。

3.2 襟翼偏角對(duì)壓力分布和流場(chǎng)渦系的影響

圖14展示了帶有上偏20°擾流板和0°偏角鉸鏈襟翼的翼型翼面壓力分布。圖中將主翼、擾流板和鉸鏈襟翼三個(gè)翼段的上翼面和下翼面都用不同顏色的符號(hào)分開標(biāo)注。因此，主翼和擾流板上的升力均為負(fù)值，而鉸鏈襟翼上的升力為正值。

圖15則對(duì)比了擾流板上偏角同為20°而鉸鏈襟翼偏角不同的5個(gè)翼型的翼面壓力分布。

由此可知，當(dāng)鉸鏈襟翼上偏時(shí)，隨著上偏角增大，主翼的負(fù)升力絕對(duì)值增大，鉸鏈襟翼的正升力減小，而擾流板的負(fù)升力絕對(duì)值減小。然而由于主翼和鉸鏈襟翼升力的變化幅度遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)擾流板升力的變化幅度，因此整個(gè)翼型的總升力系數(shù)隨著鉸鏈襟翼上偏角的增大而降低，也即負(fù)升力的絕對(duì)值越來(lái)越大。

另一方面，當(dāng)鉸鏈襟翼下偏時(shí)，隨著下偏角增大，主翼的負(fù)升力絕對(duì)值減小，鉸鏈襟翼的正升力增大，而擾流板的負(fù)升力絕對(duì)值增大。然而由于主

翼和鉸鏈襟翼升力的變化幅度遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)擾流板升力的變化幅度，因此整個(gè)翼型的總升力系數(shù)隨著鉸鏈襟翼下偏角的增大而增加，由負(fù)升力變?yōu)檎Σ⑶艺υ絹?lái)越大。

圖16對(duì)比了擾流板上偏角同為20°而鉸鏈襟翼偏角不同的5個(gè)翼型的流場(chǎng)渦系結(jié)構(gòu)。鉸鏈襟翼偏角為0°時(shí)，其上翼面大部分弦長(zhǎng)被一個(gè)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的大渦占據(jù)，其尾緣則附著有一個(gè)逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的小渦；而機(jī)翼內(nèi)部的空腔里則有一對(duì)同為逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的渦對(duì)，中心為一個(gè)鞍點(diǎn)。

當(dāng)鉸鏈襟翼上偏時(shí)，隨著上偏角增大，其上翼面的大渦和尾緣的小渦都在不斷收縮，以至于當(dāng)上偏角為10°時(shí)小渦已經(jīng)消失了；而機(jī)翼內(nèi)部空腔里的渦對(duì)則不斷被擠壓，以至于當(dāng)上偏角為10°時(shí)渦對(duì)退化為一個(gè)逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的單渦，與此同時(shí)空腔深處又出現(xiàn)了一個(gè)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的單渦。

當(dāng)鉸鏈襟翼下偏時(shí)，隨著下偏角增大，其上翼面的大渦和尾緣的小渦都在不斷擴(kuò)張；而機(jī)翼內(nèi)部空腔里的渦對(duì)則不斷被拉伸，但其基本形態(tài)并未改變。

4 結(jié)論

本文對(duì)帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的二維翼型進(jìn)行了數(shù)值研究，分析了襟翼偏角對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，并由此選擇了分別適用于滾轉(zhuǎn)控制和空中制動(dòng)的襟翼偏轉(zhuǎn)方案。主要結(jié)論如下：

1)對(duì)于滾轉(zhuǎn)控制，在將擾流板上偏的基礎(chǔ)上進(jìn)一步將鉸鏈襟翼上偏，既能產(chǎn)生更大的滾轉(zhuǎn)力矩，又能避免不必要的阻力增加；

2)對(duì)于空中制動(dòng)，在將擾流板上偏的基礎(chǔ)上進(jìn)一步將鉸鏈襟翼下偏，既能獲得更好地減速效果，又能避免不必要的升力損失。

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第5冊(cè)：民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社，2001.

[2] Andreani L, Schlipf B, Sutcliffe M and Reckzeh D. Advanced Trailing Edge Control Surface on the Wing of an Aircraft[P]. United States Patent, US 8,336,829 B2, Dec. 25, 2012.

[3] Struber H. The Aerodynamic Design of the A350 XWB-900 High-Lift System[C]. Proceedings of the 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, St. Petersburg, Russia, 2014.

[4] Reckzeh D. Multifuntional Wing Movables: Design of the A350XWB and the Way to Future Concepts[C]. Proceedings of the 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, St. Petersburg, Russia, 2014.

[5] Nguyen N, Precup N, Urrnes J, et al.. Experimental Investigation of a Flexible Wing with a Variable Camber Continuous Trailing Edge Flap Design[C]. 32nd AIAA Applied Aerodynamics Conference. Atlanta, GA. 16-20 June 2014.

[6] Sinapius M, Monner HP, Kintscher M, et al.. DLR’s Morphing Wing Activities within the European Network[J]. Procedia IUTAM, 2014. Vol.10, No 1: 416-426.

[7] Kim JH and Rho OH. Numerical Simulation of Flowfeild around Airfoil with Stationary or Oscillating Spoiler[J]. Journal of Aircraft, 35(1998) 704-711.

[8] Choi SW and Chang KS. Navier-Stokes Computation of a Rapidly Deploying Spoiler[J]. Journal of Aircraft, 37(2000) 655-661.

[9] Choi SW, Chang KS and Ok H. Parametric Study of Transient Spoiler Aerodynamics with Two-Equation Turbulence Model[J]. Journal of Aircraft, 38(2001) 888-894.

[10] Gand F. Zonal Detached Eddy Simulation of a Civil Aircraft with a Deflected Spoiler[J]. AIAA Journal, 51(2013) 697-706.

[11] Consigny H, Gravelle A, Molinaro R. Aerodynamic Characteristics of a Two-Dimensional Moving Spoiler in Subsonic and Transonic Flow[J]. Journal of Aircraft, 1984, 21(9):687-693.

[12] Harris CD. NASA Supercritical Airfoils—a Matrix of Family-Related Airfoils. NASA TP-2969, 1990.

[13] Wentz WH. Wind Tunnel Tests of the GA (W)-2 Airfoil with 20% Aileron, 25% Slotted Flap, 30% Fowler Flap and 10% Slot-Lip Spoiler[R]. NASA CR-145139, 1976.

Numerical Study of Spoiler Aided by Flap on Roll Control and Airbrake

WANG Wenhu LIU Peiqing

(School of Aeronautic Science and Engineering, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China)

By using numerical simulations, this paper concentrates on the aerodynamic characteristics of airfoils with a 20° upward deflecting spoiler as well as a hinge flap of different deflections, and makes a choice of flap deflection solutions suitable for roll control as well as airbrake of large airliners as an aid to spoiler. The results show two points: 1) As an aid to upward deflecting spoiler for roll control, deflecting hinge flap upward helps to create a larger roll moment while preventing unnecessary drag increment. 2) As an aid to upward deflecting spoiler for airbrake, deflecting hinge flap downward helps to achieve better deceleration while preventing unnecessary lift loss.

roll control; airbrake; hinge flap; spoiler; numerical simulation

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.01.008

V211.4

A