連接機構(gòu)對增升裝置氣動性能影響研究

白俊強，邱亞松，陳迎春，李亞林，周 濤

（1．西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西 西安710072；2．上海飛機設(shè)計研究院，上海200232）

0 引 言

相對巡航構(gòu)型而言，一架飛機的高升力構(gòu)型在幾何方面相當復(fù)雜。除組成高升力構(gòu)型必須的前、后緣增升裝置外，還有翼吊發(fā)動機短艙、短艙掛架、前緣縫翼滑軌、后緣襟翼滑軌艙、前緣縫翼與機身、掛架之間的間隙等復(fù)雜幾何細節(jié)［1］。大量的風(fēng)洞試驗［2－4］表明這些幾何細節(jié)會對全機增升裝置氣動性能造成顯著影響。尾吊布局飛機的增升裝置可免受發(fā)動機短艙及其掛架的直接影響，但連接機構(gòu)（縫翼滑軌及襟翼滑軌艙）對于增升裝置必不可少。所以增升裝置無法避免縫翼滑軌及襟翼滑軌艙對其氣動性能造成的影響。

國外在連接機構(gòu)對增升裝置氣動性能的影響及相應(yīng)的應(yīng)對措施方面有很好的研究與實踐經(jīng)驗。例如，在A300B增升裝置的設(shè)計過程中，一開始縫翼位置的設(shè)計并沒有考慮滑軌的影響。結(jié)果設(shè)計好的縫翼在安裝上滑軌后，氣動性能嚴重下降，惡化非常嚴重。最后不得已進行了考慮滑軌的縫翼位置重新優(yōu)化［5］。文獻［6］進行了帶縫翼滑軌的增升裝置考慮粘性的流場計算，文獻［1］則用風(fēng)洞試驗和CFD結(jié)合的方法研究了增升裝置風(fēng)洞試驗中連接主翼和前緣縫翼的測壓管束對增升裝置氣動性能的影響。但上述文獻只闡述了相關(guān)的流動現(xiàn)象，并沒有給出能將流動現(xiàn)象和氣動性能聯(lián)系起來的流動機理。而國內(nèi)在這方面還未見有公開發(fā)表的研究文獻。在發(fā)展我國的大飛機的背景下，該項研究顯得極為迫切。

本文運用數(shù)值模擬方法，就連接機構(gòu)對增升裝置氣動性能影響的流動機理進行了研究。首先，計算了某復(fù)雜風(fēng)洞試驗構(gòu)型的氣動特性，并將計算結(jié)果與風(fēng)洞數(shù)據(jù)進行對比，確定了本文數(shù)值計算方法的可信性。之后，對比計算了有無連接機構(gòu)的兩個增升裝置的氣動特性，從機理上分析了連接機構(gòu)對增升裝置流場產(chǎn)生影響的原因。

1 計算方法

1．1 網(wǎng)格劃分策略

包含大量幾何細節(jié)的全機高升力構(gòu)型相當復(fù)雜，生成多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格比較困難。對于該類構(gòu)型，國際上普遍采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格策略。但在單個網(wǎng)格單元最大尺度相同的情況下，非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的耗散比結(jié)構(gòu)網(wǎng)格要大得多，尤其是對于有強剪切流動的情況［7］。近幾年日本及歐洲公布的有關(guān)高升力研究計劃的文獻中，數(shù)值模擬幾乎都采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。其氣動力模擬結(jié)果與試驗結(jié)果相比，絕對值偏差較大，但構(gòu)型局部變化之后的氣動力變化量捕捉較為準確［7－10］。為了更為準確地捕捉流場細節(jié)，本文對于所有構(gòu)型均采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行流場計算。

1．2 數(shù)值方法

本文采用的控制方程是三維可壓縮非定常N－S方程的積分形式。其在直角坐標系下的表達式為：

上式中各個變量的具體定義見文獻［11］。采用格心格式的有限體積法對控制方程進行離散。設(shè)網(wǎng)格單元i，其控制體記為Ωi，定義為Ωi內(nèi)的各物理量Qi的平均值，并假設(shè)在網(wǎng)格的格心Qi＝ˉQi，則方程（1）在Ωi內(nèi)可以近似地寫成如下形式：

其中?Ωi表示Ωi的邊界。上式在單元Ωi上離散為：

這里Vi是單元體Ωi的體積，Ri和分別是單元體Ωi的無粘通量和粘性通量，其中N表示網(wǎng)格單元i的面的總數(shù)，nk，i是網(wǎng)格單元i的第k個面的外法線的單位矢量，ΔSk，i是這個面的面積，F(xiàn)k，i（Q）和Gk，i（Q）是此面上的F（Q）和G（Q）的平均值，在數(shù)值計算中，用面心處的F（Q）和G（Q）的值近似代替面上的平均值?？臻g離散格式為二階迎風(fēng)Roe格式。時間推進方式采用LU－SGS隱式時間推進算法。該算法不像常用的隱式算法需要大量的矩陣計算和存儲空間，有利于提高計算效率。同時可以證明，對于LU－SGS方法，由于作積分時引入交叉項，因此在時間方向不到一階精度，但是這并不影響格式顯式部分在空間的精度，并且它在定常計算中有較好的穩(wěn)健性和收斂性，因此只在定常計算中使用它是合適的［12］。動力方程中的雷諾應(yīng)力通過k－ωSST兩方程湍流模型和自動壁面處理計算。k－ωSST湍流模型能夠較準確的模擬分離流、漩渦流等復(fù)雜流動現(xiàn)象［13］。

1．3 計算方法可靠性驗證

增升裝置流場復(fù)雜，準確的氣動力計算及流場特征捕捉較為困難。為了驗證本文計算方法的可信性，本文首先計算了圖1（a）中的某復(fù)雜構(gòu)型增升裝置風(fēng)洞標模A的氣動特性。標模A為在前緣布置縫翼、后緣布置單縫福勒襟翼的著陸構(gòu)型，并且后緣襟翼與主翼之間用三個襟翼滑軌艙連接。圖1（b）為構(gòu)型A用于流場求解的多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)為3000萬。在風(fēng)洞試驗工況下，本文計算所得的構(gòu)型A升力特性與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)對比如圖1（c）所示。從圖中可以看出，數(shù)值模擬所得的升力特性曲線與試驗結(jié)果吻合良好，尤其是對失速迎角及最大升力系數(shù)的捕捉比較準確。數(shù)值模擬所得失速迎角比試驗值小0．94°，最大升力系數(shù)小0．033。線性段的升力系數(shù)偏差稍大，這與中小迎角下襟翼表面存在的大范圍物面分離有關(guān)，但最大偏差也不超過0．075，且線性段的升力線斜率與試驗吻合較好。這說明本文針對復(fù)雜構(gòu)型增升裝置采用的數(shù)值計算方法是合理、可信的。

圖1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ汀⒕W(wǎng)格及計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比Fig．1 The wind－tunnel testing model，mesh for computation，and lift characteristic comparison for prediction and experiment

2 連接機構(gòu)對增升裝置氣動性能影響

本文對比計算了同一增升裝置帶連接機構(gòu)和不帶連接機構(gòu)情況下的氣動特性。計算模型如圖2所示，其中構(gòu)型B無連接機構(gòu)，構(gòu)型C有連接機構(gòu)。構(gòu)型C的前緣縫翼由六個滑軌與主翼相連，內(nèi)襟翼由一個襟翼滑軌艙與主翼相連，外襟翼由兩個襟翼滑軌艙與主翼相連。需要注意的是，本文對縫翼滑軌幾何外形進行了簡化，直接使用方形直桿代替，如圖2（c）所示。這種處理方式會對定量的數(shù)值結(jié)果造成影響，但不會改變問題的本質(zhì)，而本文在此主要研究的是一些定性的流動機理。在歐洲高升力計劃的相關(guān)試驗和計算研究中就采用了這種處理方式［1］。

圖2 增升裝置幾何構(gòu)型Fig．2 Geometrical configurations of high－lift system

圖3 為構(gòu)型C在襟翼滑軌艙和縫翼滑軌處的局部網(wǎng)格，該構(gòu)型全流場網(wǎng)格單元數(shù)為2380萬。為了減小網(wǎng)格差異對計算結(jié)果對比造成的影響，構(gòu)型B的網(wǎng)格由構(gòu)型C的網(wǎng)格將縫翼滑軌和襟翼滑軌艙部分空化而來，并在空化部分生成內(nèi)O網(wǎng)格，以模擬附面層流動，由此帶來80000個網(wǎng)格單元的增加。兩構(gòu)型除了連接機構(gòu)本身占據(jù)的空間外，其余部分網(wǎng)格完全一致，這就將兩構(gòu)型網(wǎng)格之間的差異減到了最小。

圖3 帶連接機構(gòu)增升裝置網(wǎng)格Fig3 Grid of high lift system with brackets

運用前述的數(shù)值模擬方法，本文對比計算了構(gòu)型B、C在自由來流馬赫數(shù)M∞＝0．2，以機翼平均氣動弦長為參考長度的雷諾數(shù)Re＝2．24×106下的升力特性，結(jié)果對比如圖4所示。其中構(gòu)型B的失速迎角為21°，最大升力系數(shù)為2．8551；而構(gòu)型C的失速迎角為19°，最大升力系數(shù)2．5894。在線性段，相同迎角下構(gòu)型C的升力系數(shù)較構(gòu)型B小0．012～0．05。計算結(jié)果與文獻［1］中的計算及試驗結(jié)果相似?？梢娍p翼滑軌及襟翼滑軌艙對增升裝置氣動性能造成了嚴重負面影響，最大升力系數(shù)減小了0．2657，失速迎角減小了2°。

圖4 構(gòu)型B、構(gòu)型C升力特性計算結(jié)果對比Fig．4 Predictive lift characteristic comparison for model B and model C

3 流動機理分析

3．1 縫翼滑軌對流場的影響及其機理

圖5為構(gòu)型B、C在20°迎角下的表面摩擦力系數(shù)小于零的區(qū)域，也就是發(fā)生物面分離的區(qū)域。從圖中可以明顯看出：構(gòu)型C在主翼外側(cè)有一個大范圍的物面分離區(qū)，且該分離區(qū)剛好位于靠近外側(cè)第二根縫翼滑軌后方。這與文獻［1］中計算所得現(xiàn)象相似。圖6為20°迎角下靠近外側(cè)第二根縫翼滑軌處的空間流線。從圖中可以看出，該滑軌誘發(fā)了大范圍的流動分離，這也是造成構(gòu)型C失速的主要原因。

圖5 構(gòu)型B、C物面分離區(qū)比較Fig．5 The separation area comparison for model B and C

圖6 構(gòu)型C空間流線Fig．6 The space streamline of model C

圖7 速度型測量點位置及速度型對比Fig．7 Positions of the velocity profile tested and the velocity profile comparison for model B and model C

圖7 （a）為在構(gòu)型B、C主翼上表面測量附面層速度型的兩個點位置示意圖。其中點1的展向位置位于第三根縫翼滑軌和第四根縫翼滑軌中間，點2的展向位置與靠近翼根的第二根縫翼滑軌相同，位于該滑軌的正后方。圖7（b）、圖7（c）分別為構(gòu)型B、C迎角16°時在點1、2處速度型的對比，圖中橫坐標為速度大小，縱坐標為離開物面的距離與當?shù)叵议L的比值。從圖中可以看出，在點1處兩構(gòu)型的速度型差別不大，在距物面相同距離處的速度，構(gòu)型B的比構(gòu)型C的略大。但在點2處，兩構(gòu)型的速度型差別很大，能非常明顯地看出構(gòu)型B比構(gòu)型C在距物面相同距離處的速度大得多。圖8為構(gòu)型B、C在迎角16°時過圖7（a）中點1、2的兩個剖面表面壓力分布對比。從圖中可以看出：兩構(gòu)型在點1所在的剖面處，縫翼及主翼的表面壓力分布幾乎重合；但在點2所在的剖面處，構(gòu)型B的主翼后部載荷明顯比構(gòu)型C的大。兩構(gòu)型在這兩個剖面處襟翼表面壓力分布差別都較大，主要因為這兩個剖面的展向位置距襟翼滑軌艙太近，導(dǎo)致構(gòu)型C在這兩個剖面處的流動受襟翼滑軌艙影響較大。由此可以看出，縫翼滑軌對其正后方及附近兩側(cè)的主翼附面層有顯著影響，會大大降低附面層內(nèi)流體的流速，進而使得主翼上表面壓力增加，全機升力系數(shù)減小。

圖8 壓力分布對比Fig．8 Pressure coefficient comparison

圖9 為構(gòu)型C在16°迎角時的主翼表面極限流線。從圖中可以非常明顯地看出六根縫翼滑軌的尾跡從主翼頭部開始沿流向逐漸向兩側(cè)擴展。結(jié)合圖6、圖7、圖8可以分析出縫翼滑軌對增升裝置流場造成影響的流動機理：縫翼滑軌因首先要滿足與驅(qū)動機構(gòu)配合實現(xiàn)縫翼沿一定軌跡運動的功能，所以其外形不是流線形，而是棱角分明的外形。其所處的位置又剛好位于縫翼縫道處，在中大迎角下該處的射流速度較高。兩點因素綜合將使得縫翼滑軌拖出較強的低能量尾跡流，而這些低能量的尾跡將流過整個主翼上表面，并逐漸向兩側(cè)擴展。其直接結(jié)果將使主翼的附面層速度明顯降低，厚度明顯增加。進而使得主翼升力系數(shù)減小。而混合了縫翼滑軌尾跡的主翼附面層流到襟翼上方后，在襟翼縫道射流不強時將更容易引發(fā)襟翼的物面分離，使襟翼的物面分離區(qū)更大；在襟翼縫道射流能夠吹走襟翼表面的分離流時，會堆積在襟翼縫道射流的上方，其更高的壓力將直接傳遞到襟翼的上表面。兩種情況都將減小襟翼的升力，使得在相同迎角下構(gòu)型C較構(gòu)型B升力系數(shù)減小。最嚴重情況下，縫翼滑軌將因本身的幾何外形和所處的位置直接誘發(fā)如圖6所示的大范圍的物面分離，進而直接導(dǎo)致增升裝置的提前失速和最大升力系數(shù)的大幅減小。

圖9 構(gòu)型C在16°迎角時表面極限流線Fig．9 The surface limiting streamline of model C atα＝16°

3．2 襟翼滑軌艙對流場的影響及其機理

圖10 為構(gòu)型 B、C在12°、16°、18°、19°迎角下表面摩擦力系數(shù)小于零的區(qū)域，也就是發(fā)生物面分離的區(qū)域，其中左邊的是構(gòu)型B、右邊的是構(gòu)型C。從圖中可以明顯看出：在相同迎角下構(gòu)型C襟翼分離區(qū)的展向范圍大大小于構(gòu)型B。構(gòu)型C襟翼上的物面分離區(qū)主要位于襟翼滑軌艙所在展向位置及其附近，而構(gòu)型B的襟翼在展向很寬的范圍內(nèi)都有物面分離發(fā)生。圖11為構(gòu)型B、C在19°迎角時位于外翼段兩個襟翼滑軌艙展向中間位置剖面的馬赫數(shù)云圖。在該剖面上構(gòu)型C的襟翼縫道射流最高馬赫數(shù)為0．3834，而構(gòu)型B的襟翼縫道射流最高馬赫數(shù)為0．3539。由此可見，襟翼滑軌艙使得襟翼縫道射流加速，更有利于將襟翼表面的物面分離區(qū)吹走，這從圖10中能非常明顯地看出。圖11中也能看出，構(gòu)型B在該剖面處襟翼表面有大范圍的物面分離，而構(gòu)型C則沒有。

圖10 構(gòu)型B、C物面分離區(qū)對比Fig．10 The separation area comparison for model B and C

圖11 外襟翼中部剖面馬赫數(shù)云圖Fig．11 Mach number contour on the middle section of outboard flap

結(jié)合圖10、圖11可以分析出襟翼滑軌艙對增升裝置流場造成影響的流動機理：襟翼滑軌艙由于其幾何尺寸較大，且剛好位于襟翼縫道入口處，所以會堵住一部分襟翼縫道，從而減小襟翼縫道的面積。在亞音速條件下，自由來流速度及襟翼搭接量、重疊量、偏角保持不變，襟翼縫道面積減小將使得縫道射流速度提高，所以更有利于吹走襟翼的物面分離流。當然，由于大尺寸的襟翼滑軌艙的阻擋作用，襟翼滑軌艙直接接觸的襟翼部分剛好處于襟翼滑軌艙的背風(fēng)面，所以這部分襟翼始終有物面分離發(fā)生，這在圖10中可以非常明顯地看出。

3．3 耦合影響的分析

本文對于縫翼滑軌和襟翼滑軌艙影響增升裝置流場的分析是在兩者同時存在的情況下進行的，故不能完全排除它們之間的耦合影響。為此給出一個沒有前緣縫翼滑軌的增升裝置構(gòu)型在安裝襟翼滑軌艙前后流場的對比。圖12（a）、圖12（b）分別為該構(gòu)型在18°迎角下在某襟翼滑軌艙展向站位及其內(nèi)側(cè)0．35m兩個剖面處去掉襟翼滑軌艙前后的剖面馬赫數(shù)云圖，其中左側(cè)的有襟翼滑軌艙，右側(cè)的無襟翼滑軌艙。從圖中明顯可以看出：在襟翼滑軌艙安裝位置附近，帶滑軌艙構(gòu)型襟翼上方的空間低馬赫速數(shù)流動區(qū)較無滑軌艙構(gòu)型的要小得多。而襟翼滑軌艙正對的襟翼部分則因滑軌艙本身的阻擋形成了較大范圍的低速流動區(qū)。這與圖10、圖11中的現(xiàn)象類似。

圖12 某高升力構(gòu)型除掉襟翼滑軌艙前后在襟翼滑軌艙及其附近剖面馬赫數(shù)云圖對比Fig．12 Comparison between Mach number contours at sections cross and nearby flat track fairing position of one high－lift configuration with and without flap track fairing

另外，本文所研究的構(gòu)型C即為對照文獻［1］中的研究構(gòu)型進行設(shè)計的。而，文獻［1］中的構(gòu)型只有前緣縫翼滑軌沒有襟翼滑軌艙，但它公布的諸多關(guān)于縫翼滑軌影響的計算和試驗流場圖與本文結(jié)果類似。

故可以認為在本文的研究情況下，縫翼滑軌與襟翼滑軌艙對增升裝置氣動性能的影響耦合作用不強。去掉其中一個因素而研究另一個因素的單獨影響時不會對結(jié)果產(chǎn)生質(zhì)的影響。

4 結(jié) 論

（1）增升裝置的連接機構(gòu)會惡化增升裝置的氣動性能，具體表現(xiàn)在：線性段相同迎角下的升力系數(shù)減??；失速迎角和最大升力系數(shù)也會減小。嚴重情況下失速迎角和最大升力系數(shù)會大幅減小。

（2）縫翼滑軌因本身幾何形狀的原因會產(chǎn)生較強的低能量尾跡流，并且尾流區(qū)沿流向逐漸向兩側(cè)擴展。這些尾流混入主翼上表面的附面層后會明顯降低附面層的流速，使升力系數(shù)減小。在極端情況下，縫翼滑軌會直接誘發(fā)大范圍的流動分離，從而使增升裝置的失速迎角和最大升力系數(shù)大幅減小。

（3）襟翼滑軌艙因幾何尺寸較大，會減小襟翼縫道的面積，使得相同條件下的襟翼縫道射流加速，有利于吹走襟翼表面的物面分離流。但襟翼滑軌艙直接接觸的襟翼部分因處于大尺寸襟翼滑軌艙的背風(fēng)面所以一直存在物面分離。

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