劉中元，褚胡冰，陳迎春，毛 俊，張彬乾

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072；2.中國船舶及海洋工程設(shè)計研究院，上海 200011；3.中國商飛 上海飛機設(shè)計研究院，上海 200235)

0 引言

高效增升裝置是改善飛機低速性能，尤其是起降性能的關(guān)鍵。提高增升效率有利于擴展飛行邊界、提高商載、減小起飛/著陸速度及跑道長度等，例如，對于大型雙發(fā)飛機，在固定著陸進場速度條件下，最大升力系數(shù)提高1.5%，則可增加33 名乘客或2 996.4 kg商載[1]。波音和空客對增升裝置的流動機理和設(shè)計方法進行了大量系統(tǒng)的研究，開發(fā)并應(yīng)用了多種成熟的增升技術(shù)[2-6]。在國內(nèi)，上海飛機設(shè)計研究院基于C919 飛機的風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬驗證了增升裝置的設(shè)計方法及技術(shù)[7-8]。西北工業(yè)大學(xué)基于翼身融合布局研究了包括克魯格襟翼、擾流板等增升技術(shù)對于改善低速起降性能的作用[9-11]。

增升裝置流動涉及層流分離、湍流分離、邊界層轉(zhuǎn)捩和再層流化、湍流邊界層及其尾流發(fā)展、尾跡-邊界層摻混及黏性尾流相互作用等復(fù)雜流動現(xiàn)象[12-14]。這些流動現(xiàn)象不僅影響增升效果[15-16]，也決定著增升裝置的失速特性[17-18]。因此，研究增升裝置大迎角流動特性并開展相應(yīng)的流動控制，對提高增升效率、改善失速特性十分必要。

本文基于數(shù)值模擬方法，以某型飛機的三段翼二維構(gòu)型為研究對象，分析了增升裝置失速狀態(tài)的流動機理，并據(jù)此提出在前緣縫翼進行開縫控制以減緩其邊界層分離及其對尾跡影響、改善增升裝置失速特性的流動控制技術(shù)。重點研究了前緣縫翼開縫的流動控制原理、開縫位置以及開縫出口射流方向?qū)α鲃涌刂菩Ч挠绊?，給出了前緣開縫設(shè)計方案和設(shè)計原則，為改善大型飛機增升裝置失速特性提供新的技術(shù)途徑。

1 數(shù)值方法及驗證

以L1T2 三段翼型[19]為例來驗證本文采用的二維增升裝置數(shù)值模擬方法。計算條件與風(fēng)洞試驗參數(shù)相同[19]：來流馬赫數(shù)Ma=0.195，基于翼型弦長的雷諾數(shù)Re=3.52×106。計算域以模型為中心，前、上、下邊界距離模型100c（c為平均氣動弦長），后邊界距離模型150c。如圖1 所示，采用O-H 型拓撲、多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分策略來生成計算網(wǎng)格，在翼型附近生成正交性良好的O 型網(wǎng)格，以保證對邊界層流動細節(jié)的捕捉，其他計算域采用H 型網(wǎng)格。為保證對多段翼流動細節(jié)的模擬，在關(guān)鍵區(qū)域附近進行了網(wǎng)格加密，如尾跡區(qū)、邊界層、縫翼凹角區(qū)、襟翼艙等[20]。圖2 給出了迎角α=8°時的網(wǎng)格收斂性驗證結(jié)果，升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加出現(xiàn)了收斂的趨勢，因此選擇節(jié)點數(shù)約為24 萬的網(wǎng)格進行下一步研究。選定網(wǎng)格的第一層高度為1.0×10-5C量級，保證y+=1，翼型附近的網(wǎng)格增長率為1.05。

圖1 L1T2 三段翼型計算網(wǎng)格Fig.1 Computational grids for the multi-element airfoil L1T2

圖2 L1T2 翼型網(wǎng)格收斂性研究（α=8°）Fig.2 Grid convergence study for the multi-element airfoil L1T2 at α=8°

數(shù)值方法控制方程是雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程，并采用有限體積法來進行離散。湍流模型采用剪切應(yīng)力輸運SSTk-ω兩方程模型[21]，該模型對高升力構(gòu)型常見的分離流動有良好的模擬能力[14]。選擇二階精度的隱式歐拉格式進行時間離散，空間離散采用高精度格式。

圖3（a）給出了升力系數(shù)CL計算結(jié)果與試驗結(jié)果[19]的對比，在失速迎角范圍內(nèi)（α≤22°），升力系數(shù)CL的計算結(jié)果略小于試驗結(jié)果，相對差值不超過3%。表1 提供了最大升力系數(shù)CLmax與失速迎角αs的計算值與試驗值，兩者十分接近。但是，圖3（b）阻力對比結(jié)果出現(xiàn)差異，這可能是由于風(fēng)洞試驗中的三維效應(yīng)以及數(shù)值模擬中未添加邊界層轉(zhuǎn)捩引起的[19]。圖4 表明，典型狀態(tài)α=20.18°時，各翼段壓力系數(shù)Cp分布的計算值與試驗值保持較好的一致性。上述結(jié)果表明：本文選取的數(shù)值方法、湍流模型以及網(wǎng)格，對模擬增升裝置二維構(gòu)型的升力特性和壓力分布有較高的精準度。

圖3 L1T2 翼型升阻特性計算驗證Fig.3 Numerical validation of lift and drag coefficients for L1T2

表1 計算與試驗的CLmax 和αs 對比Table 1 Comparison of CLmax and αs between experiment and computation

圖4 L1T2 翼型壓力分布計算與實驗比較Fig.4 Comparison of pressure distributions between experiment and computation for airfoil L1T2

2 多段翼分離特性

圖5 給出了L1T2 三段翼大迎角狀態(tài)前緣縫翼的流態(tài)演化歷程?？梢郧宄乜吹剑河铅?22°，即最大升力狀態(tài)，前緣縫翼保持良好的附著流態(tài)；迎角α＞22°后，前緣縫翼上表面出現(xiàn)了分離泡；隨迎角繼續(xù)增加，分離泡迅速增大，該分離泡產(chǎn)生的尾跡流區(qū)隨之擴大，并與縫道射流及主翼段邊界層產(chǎn)生強烈流動交混，使主翼后段和后緣襟翼處于該交混尾跡流動區(qū)內(nèi)（見圖6、圖7）。分離泡的存在不僅直接導(dǎo)致前緣縫翼吸力峰值下降，升力損失，阻力增加；同時，其尾跡影響也造成主翼和襟翼環(huán)量損失（見圖8），升力迅速下降，急劇失速。

圖5 前緣縫翼附近流動發(fā)展歷程Fig.5 Flow development around the slat

圖6 大迎角狀態(tài)下 L1T2 翼型附近流線圖Fig.6 Development of the streamlines around airfoil L1T2 at a high angle-of-attack

圖7 翼型尾跡流發(fā)展歷程Fig.7 Development of the airfoil wake

圖8 壓力分布隨迎角變化Fig.8 Comparison of pressure distributions at different angles of attack

3 前緣縫翼開縫流動控制

以下針對某型飛機增升裝置二維構(gòu)型，研究前緣開縫改善其失速特性的作用，給出流動控制方案。計算狀態(tài)：Ma=0.20，Re=4.66×106。

3.1 基本構(gòu)型氣動特性分析

某型飛機增升裝置二維構(gòu)型的氣動性能和流動特性分別如圖9、圖10 所示。迎角α≤16°，后緣襟翼出現(xiàn)流動分離，升力與力矩隨迎角增大而線性變化；α＞16°，后緣襟翼流動分離消失,前緣縫翼發(fā)生流動分離，造成升力減小。力矩在16°后出現(xiàn)了非線性變化，故可確定失速迎角αs=16°，此時升力系數(shù)CLmax=3.98?？p翼分離的原因在于，隨著迎角增大，后緣襟翼分離消失，其縫道流速加快，通過縫道的引射作用，使得縫翼吸力峰值增加，逆壓梯度加強，誘發(fā)縫翼流動分離，其分離特征類似于L1T2 三段翼型。

圖9 二維增升構(gòu)型氣動特性Fig.9 Aerodynamic characteristics of the high-lift configuration

圖10 二維增升構(gòu)型流態(tài)演化歷程Fig.10 Flow development around the high-lift configuration

3.2 前緣開縫流動控制原理分析

針對前緣縫翼分離泡導(dǎo)致增升裝置失速的流動現(xiàn)象，在前緣縫翼中部開縫，通過開縫產(chǎn)生的高速射流吹除上表面分離泡，減緩其尾跡影響，改善增升裝置失速特性。圖11～圖14 給出了前緣開縫控制增升裝置流動原理及對失速特性的影響?？梢钥吹剑洪_縫后，α=18°的縫翼分離明顯減弱（圖11），縫翼尾跡流區(qū)大幅縮?。▓D12），增升裝置各翼段負壓增加（圖13），升力提高，失速特性改善（圖14），CLmax從3.98 提高至4.19，失速迎角由16°增至19°，且失速特性和緩。從圖14 還可以看出：前緣開縫對失速前的升力特性無明顯影響，開縫后在失速之前的迎角范圍內(nèi)阻力會有所增加，失速后阻力減小，而開縫后的力矩特性在大迎角時變化和緩。

圖11 開縫對二維增升構(gòu)型流態(tài)影響，α=18°Fig.11 Influence of slotting on flow characteristics around the high-lift configuration at α=18°

圖12 開縫對尾跡發(fā)展影響，α=18°Fig.12 Influence of slotting on the wake development of the high-lift configurations at α=18°

圖13 開縫對二維增升構(gòu)型壓力分布的影響,α=18°Fig.13 Influence of slotting on the pressure distribution of the high-lift configuration at α=18°

圖14 開縫對二維增升構(gòu)型氣動性能影響Fig.14 Influence of slotting on the aerodynamic performance of the high-lift configurations

3.3 前緣開縫出口位置影響

圖15 展示了三種前緣開縫出口位置，前緣縫翼凹角區(qū)入口寬度與位置保持固定，前緣縫翼上表面出口寬度一致，三種開縫的出口位置Xs與前緣縫翼弦長cs的比值分別為10%、20%和30%。為保證流動順暢，開縫出口后端線條與縫翼線條保持平滑過渡。

圖15 三種前緣開縫出口位置示意圖Fig.15 Schematic of three different slot exit positions on the slat

從圖16 可知，三種前緣開縫位置均具有明顯的流動控制效果。迎角α=17°時，開縫不僅消除了前緣縫翼上翼面原有的分離，也大大降低了凹角區(qū)的分離駐渦強度。圖17（a）升力曲線以及圖18 表明，開縫均提高了最大升力，改善了失速特性。其中Slot 1 效果最好，失速迎角推遲3°；Slot 2 次之，失速迎角推遲2°；Slot 3 相對最差，但也使失速迎角推遲了1°。由上可知，開縫出口越靠近縫翼前緣，流動控制效果也越好。不過，從圖17（b）阻力曲線以及圖19 的極曲線上可以發(fā)現(xiàn)，開縫會使失速前的阻力增加。

圖16 不同開縫出口位置的流動控制效果，α=17°Fig.16 Control effect of slots with different exit positions at α=17°

圖17 不同開縫出口位置氣動性能比較Fig.17 Comparison of aerodynamic performance for airfoils with different slot exit positions

圖18 開縫出口位置對最大升力系數(shù)和失速迎角影響Fig.18 Influence of the slot exit position on CLmax and αs

圖19 不同開縫出口位置的極曲線比較Fig.19 Influence of the slot exit position on the lift-drag relationship

3.4 前緣開縫出口射流角度影響

以前一節(jié)中的Slot 1 方案為基準，在保持開縫出入口位置、大小及開縫前半段不變的前提下，通過調(diào)整后半段的彎度形成三種出口方向射流不同的開縫方案Slot B、Slot C、Slot D，以研究其對流動控制效能的影響，如圖20（a）所示。定義出口射流速度vj與當?shù)赝饬魉俣葀l之間的夾角為射流出口角度θs，如圖20（b）所示。Slot A（即Slot 1）、Slot B、Slot C、Slot D對應(yīng)的出口射流角度θs分別為30°、40°、50°、60°。

圖20 四種開縫以及射流出口角度θs 示意圖Fig.20 Schematic of four different slot shapes

圖21～圖23 表明：前三種開縫由于出口射流與上游來流夾角較小，因此流動控制效果均較好；從Slot A 到Slot C，隨著射流與上游來流夾角依次增大，控制效果逐漸下降；Slot D 時，由于開縫射流與縫翼上游來流夾角過大，嚴重干擾了上游流動，因此控制效果最差。此外，隨著出口射流夾角的增大，在本文計算的迎角范圍內(nèi)，阻力也會逐漸增加。本文研究的增升構(gòu)型，開縫出口射流角度應(yīng)不超過50°。

圖21 不同開縫出口射流角度的流動控制效果，α=17°Fig.21 Control effect of slots with different exiting jet angels at α=17°

圖22 不同開縫射流出口角度對氣動性能的影響Fig.22 The effect of jet exiting angle on the aerodynamic performance

圖23 射流出口角度對最大升力系數(shù)和失速迎角影響Fig.23 Variations of CLmax and αs with the jet exiting angle

4 結(jié)論

大迎角下，前緣縫翼可能發(fā)展出流動分離，造成縫翼尾跡流區(qū)迅速擴大，縫翼吸力峰值下降，阻力劇增，進而影響主翼段和襟翼流動，導(dǎo)致增升裝置升力下降，進入失速狀態(tài)。本文對大型飛機增升裝置二維構(gòu)型前緣縫翼的開縫流動控制研究表明：

1）前緣開縫后形成的高速射流可以有效推遲縫翼后緣分離，改善增升裝置最大升力和失速特性；

2）前緣開縫的出口位置將顯著影響流動控制效果，應(yīng)使其盡可能靠近縫翼前緣；

3）開縫出口射流對上游來流有影響，需要合理選取出口射流角度。

前緣開縫流動控制效果明顯，是改善增升裝置二維構(gòu)型失速特性的可行手段，在飛機增升裝置研究中有潛在應(yīng)用價值。后續(xù)將圍繞縫翼開縫對三維構(gòu)型的流動控制展開，以進一步探究該技術(shù)對飛機增升裝置的失速特性影響。