孔 凡，蔡錦陽

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

1 引言

增升裝置作為現(xiàn)代飛機不可或缺的部件，自20世紀(jì)70年代A.M.O. Smith[1]對高升力系統(tǒng)復(fù)雜的流動現(xiàn)象進行深入分析后，人們對增升裝置的研究就不曾停歇。

多段翼型是增升裝置設(shè)計的基礎(chǔ)，而縫道參數(shù)對多段翼型的氣動特性影響巨大[2]，迄今為止，國內(nèi)外的研究者們對縫道參數(shù)進行了大量的研究。R. Balaji等[3]對起飛狀態(tài)下，前緣縫翼和后緣襟翼不同偏角、縫道寬度及搭接量的組合進行了計算分析，得出了不同縫道參數(shù)下多段翼型的氣動特性，并發(fā)現(xiàn)升力系數(shù)與升阻比對偏角及縫道寬度的敏感程度要高于搭接量。國內(nèi)的研究者們也對多段翼型的設(shè)計路線圖[4]，縫道參數(shù)對氣動特性的影響[5，6]進行了研究。

大量的研究證明，合適的縫道參數(shù)能夠提升多段翼型的氣動特性，但在后緣襟翼向后方展開后，襟翼艙內(nèi)會存在氣流死區(qū)，并對多段翼型的氣動特性產(chǎn)生影響。為改善這一現(xiàn)象，Griswold提出了縫道閉合門(Slot Closure Door，SCD)的概念，在后緣襟翼展開后關(guān)閉SCD，用以改善襟翼艙附近的氣流品質(zhì)[7]。

本文采用CFD(Computational Fluid Dyna-mics)的方法，研究SCD及其偏轉(zhuǎn)角度和轉(zhuǎn)軸位置對多段翼型氣動特性的影響規(guī)律。

2 數(shù)值方法與算例驗證

2.1 數(shù)值方法

本文使用商用軟件ANSYS Fluent求解多段翼型流場?？刂品匠虨槎S可壓縮雷諾平均N-S方程，有限體積法離散控制方程，湍流模型選用S-A模型，壓力速度耦合方式為Coupled，對流項采用二階迎風(fēng)格式，擴散項采用中心差分格式。計算來流馬赫數(shù)為0.2，物面采用絕熱無滑移條件，遠(yuǎn)場為自由來流條件，計算殘差收斂精度為10-6。

2.2 算例驗證

為驗證數(shù)值方法的正確性，本文對30P30N二維翼型進行數(shù)值仿真，并與NASA Langley研究中心的風(fēng)洞實驗結(jié)果[8]進行對比。實驗馬赫數(shù)Ma∞=0.2，雷諾數(shù)Re∞=9×106，使用pointwise軟件生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為8萬。圖1為升力系數(shù)CFD結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比，可以看出，縫翼、襟翼和固定翼升力系數(shù)的CFD結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)基本吻合，這表明本文所用的數(shù)值方法能夠較為準(zhǔn)確的計算翼型的氣動特性。

圖1 升力系數(shù)CFD結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比

3 幾何模型及網(wǎng)格

3.1 幾何模型

本文以某型客機機翼某展向位置剖面翼型為研究對象，并將其歸一化，如圖2所示。圖中黑色實線為多段翼的初始構(gòu)型，在前緣縫翼及后緣襟翼未展開時，如圖2(a)所示，延伸固定翼后緣下壁面型線至后緣襟翼前緣下壁面附近點A，過A點做水平線與襟翼艙壁面相交于點C，獲得黑色虛線所示的SCD。

在固定翼后緣下壁面設(shè)置B點作為SCD的軸點，定義A點與B點的距離占機翼弦長的百分比為Xn。SCD可繞B點旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)角度為β，定義向下方(順時針)偏轉(zhuǎn)為負(fù)，向上方(逆時針)偏轉(zhuǎn)為正。基于增升裝置展開至圖2(b)所示狀態(tài)，進行SCD及其軸點位置、旋轉(zhuǎn)角度對多段翼型氣動特性影響規(guī)律的研究。

圖2 多段翼型示意圖

3.2 網(wǎng)格與計算域

使用pointwise軟件進行網(wǎng)格生成，網(wǎng)格量約為8萬，遠(yuǎn)場邊界大小約為100倍弦長，壁面第一層網(wǎng)格高度為10-5m，圖3為近壁面網(wǎng)格示意圖。

圖3 近壁面網(wǎng)格示意圖

4 計算結(jié)果與討論

4.1 有無SCD氣動特性對比

為確定SCD對多段翼型氣動特性的具體影響，本文首先對固定翼后緣有無SCD的構(gòu)型進行了對比計算，其中軸點B與A點距離占比Xn=4%，偏轉(zhuǎn)角度β=0°。圖4為對應(yīng)的氣動特性曲線。如圖4(a)所示，固定翼后緣增加SCD前后翼型的升力系數(shù)曲線差別不大，兩者的失速迎角、最大升力系數(shù)及升力曲線的線性段均基本一致。

圖5為2°迎角狀態(tài)下，有無SCD構(gòu)型的流場圖，增加SCD后，整體的流場變化不大，但可以看出，固定翼下翼面后緣的分離區(qū)明顯減小。對應(yīng)如圖4(b)所示的阻力系數(shù)曲線而言，增加SCD后，在小迎角狀態(tài)下，阻力系數(shù)有明顯的下降，升阻比在相應(yīng)范圍內(nèi)可獲得最大約為1.9%的提升。由此可見，增加SCD后不會降低翼型的失速迎角，且能夠有效的增加小迎角區(qū)間內(nèi)的升阻比。

圖4 有無SCD構(gòu)型氣動特性曲線

圖5 2°迎角下，有無SCD構(gòu)型流場特性

4.2 不同旋轉(zhuǎn)角度氣動特性對比

固定翼后緣增加SCD后，能夠有效增加多段翼型小迎角區(qū)間的升阻比，為進一步探究SCD偏轉(zhuǎn)對多段翼型氣動特性的影響，保持SCD軸點B與A點距離占比Xn為4%不變，分別對SCD偏轉(zhuǎn)-5°、5°、10°、15°、20°構(gòu)型進行數(shù)值仿真，具體氣動特性曲線如圖6所示。改變偏轉(zhuǎn)角度對升力系數(shù)曲線的影響并不明顯，不同偏轉(zhuǎn)角度的失速迎角、升力曲線的線性段均基本一致。但仍可以看出，偏轉(zhuǎn)角度為負(fù)值時，升力系數(shù)較不偏轉(zhuǎn)時有略微下降；偏轉(zhuǎn)角度為正值時，升力系數(shù)較不偏轉(zhuǎn)時有略微上升，且上升量隨偏轉(zhuǎn)角度的增加而增加。

圖6 不同SCD偏轉(zhuǎn)角度氣動特性曲線

圖7為2°迎角狀態(tài)下，SCD不同偏轉(zhuǎn)角度的流場特性。與圖5(b)中SCD不偏轉(zhuǎn)狀態(tài)相比，偏轉(zhuǎn)角度為負(fù)角度時，如圖7(a)所示，固定翼后緣的分離區(qū)域反而有擴張的趨勢，導(dǎo)致后緣襟翼縫道內(nèi)氣流拐折更大，圖6(b)中也反應(yīng)出了阻力系數(shù)的增加。隨著偏轉(zhuǎn)角度正向增加，固定翼后緣分離區(qū)逐漸被SCD壓縮減小，后緣襟翼縫道內(nèi)氣流拐折減小，如圖7(b)所示，阻力系數(shù)在β=15°左右時達到最低值；當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度繼續(xù)增加至20°時，固定翼后緣的分離已溢出SCD邊界，如圖7(c)所示，此時阻力系數(shù)又會有所上升，因此，當(dāng)SCD偏轉(zhuǎn)角度在15°左右時，可獲得較好減阻效果。對應(yīng)于升阻比而言，如圖6(c)所示，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度逐漸向正值增加時，翼型的升阻比曲線逐漸向上平移，并在15°左右獲得較好的收益，與不偏轉(zhuǎn)狀態(tài)相比，最高可獲得約3.0%的提升，與無SCD構(gòu)型相比，則最高可獲得約4.9%的提升。由此可見，在小迎角區(qū)域內(nèi)，SCD偏轉(zhuǎn)15°左右時，可以對升阻比起到有效的提升作用。

圖7 2°迎角下，SCD不同偏轉(zhuǎn)角度流場特性

4.3 不同轉(zhuǎn)軸位置氣動特性對比

在確定較好的偏轉(zhuǎn)角度范圍后，本文選擇偏轉(zhuǎn)角度10°，對不同SCD長度(Xn=4%，6%，8%)構(gòu)型進行了對比計算，具體結(jié)果如圖8所示。對升力系數(shù)而言，不同長度SCD構(gòu)型的氣動特性曲線基本一致，失速迎角、最大升力系數(shù)、升力曲線的線性段均無較大變化。對阻力系數(shù)而言，隨著SCD長度的增加，呈現(xiàn)先下降后上升的趨勢，其中Xn=6%時，減阻效果最為明顯。相應(yīng)的，升阻比曲線則呈現(xiàn)先向上平移后向下平移的趨勢，并在Xn=6%時獲得最大收益，在小迎角區(qū)域內(nèi)，與Xn=4%相比，最高可獲得約2.8%的提升，而與無SCD構(gòu)型相比，最高可獲得約7.4%的提升。

圖8 不同SCD長度氣動特性曲線

5 結(jié)論

1)本文在固定翼后緣下壁面增加了縫道閉合門(Slot Closure Door，SCD)裝置，并對SCD及其偏轉(zhuǎn)角度β、轉(zhuǎn)軸位置(軸點與后緣襟翼前緣距離占弦長百分比Xn)對多段翼型氣動特性的影響進行了數(shù)值模擬研究，為提升多段翼型升阻比性能提供了方案及參考。

2)在固定翼后緣增加SCD后，與無SCD構(gòu)型相比，升力系數(shù)曲線基本無改變，但升阻比最大能獲得1.9%的提升。

3)SCD偏轉(zhuǎn)角度為正(逆時針)時，多段翼型升阻比隨偏轉(zhuǎn)角度的增加呈先上升后下降的趨勢，在偏轉(zhuǎn)15°左右時可獲得較好的升阻比收益，與SCD不偏轉(zhuǎn)相比最高可獲得3.0%的提升，與無SCD構(gòu)型相比最高可獲得4.9%的提升。

4)SCD偏轉(zhuǎn)角度為10°時，多段翼型升阻比隨Xn的增加呈先上升后下降的趨勢，當(dāng)Xn=6%時，與Xn=4%構(gòu)型相比最大可獲得2.8%的提升，與無SCD構(gòu)型相比最大可獲得7.4%的提升。