前緣縫翼內型的氣動設計研究

鄧一菊，廖振榮，段卓毅

（中航工業(yè)第一飛機設計研究院 氣動設計研究室，西安 710089）

0 引 言

運輸機起飛降落過程中，必須使用增升裝置。常規(guī)的增升裝置，包括前緣縫翼和后緣襟翼（部分前緣使用克魯格襟翼）。前緣縫翼通過前伸、下偏，可以抑制機翼上氣流分離，推遲失速的發(fā)生，保證了飛機的起降安全。

前緣縫翼一般有三個位置：收起（不偏轉）、起飛（縫翼偏度較?。┪恢谩⒅懀p翼偏度最大）位置［1］。其伸出及收起通過齒輪齒條及伺服連桿驅動實現［2］。為了提高前緣縫翼的效率，往往在機翼全翼展配置前緣縫翼。前緣縫翼收起時，機翼恢復巡航外形，因此，前緣縫翼的上翼面（吸力面）其實就是機翼頭部的外形，只是下翼面需要根據設計空間限制、機構安裝限制進行修型，其極限是與固定翼頭部貼合。

前緣縫翼作為增升裝置的一個部件，在流動分離、失速控制、提高最大升力、改變升阻比方面發(fā)揮著影響，其本身的氣動設計特點、復雜流動特性對于高效增升裝置設計至關重要；作為一個可收放的裝置，與機構設計和控制系統(tǒng)緊密相關；同時，最近的研究表明，前緣縫翼還是飛機進場時氣動噪聲的主要聲源之一，是降噪設計技術研究的熱點［3－6］。

從前緣縫翼的氣動特性來說，研究人員特別關注縫翼后緣與固定翼頭部的縫道流動、縫翼頭部的加速、激波附面層干擾、縫翼尾跡與固定翼附面層的摻混等等，并且由于縫翼對于起飛、著陸構型的最大升力系數的重要影響，而最大升力系數往往受到雷諾數的影響，因此，縫翼的雷諾數影響研究也吸引了很多的注意，根據波音做的一項研究，內型與雷諾數相關性很大［7］?？p翼上翼面保持機翼外形，但是縫翼下翼面究竟用什么形狀能獲得比較好的氣動特性？一般的觀點認為縫翼下翼面氣流復雜，形成空腔流動，有大量的非定常渦從空腔脫落，難以定量把握；對縫翼性能起主要作用的是縫翼與固定翼頭部的縫道。因此，縫翼內型究竟用什么形狀，并沒有引起更多關注。但是，縫翼下翼面其實還有設計空間。

近年對于增升裝置的氣動噪聲研究發(fā)現，縫翼是進場時主要的噪聲源之一。GMLILLEY指出［8］：對縫翼而言，產生非定常流動的三個區(qū)域主要是縫翼下翼面空腔、縫翼后緣（幾何外形及厚度）、縫道（從空腔出來的不穩(wěn)定流動匯合縫翼后緣的不穩(wěn)定流動形成的新生尾流）。前緣縫翼產生的氣動噪聲比后緣襟翼要大，縫翼表現出最大后向噪聲。在縫翼降噪措施方面［3，9］，一個辦法就是將“空腔”填充起來，空腔由縫翼內型形成，空腔大小、形狀與當地流態(tài)直接相關。由于氣流先經過縫翼下翼面的“尖角”，然后急劇地進入縫道，而縫道流動與縫翼凹陷部分形成大面積回流，多個渦在該區(qū)域形成、旋轉、脫落。由此，產生阻力、不穩(wěn)定的壓力脈動以及氣動噪聲，因此，研究縫翼內型的氣動影響，其實對于提高飛機的氣動性能有著重要作用。

本文的研究目的是搞清楚縫翼內型在流場、氣動方面的影響，并根據流動機理分析，從總體的角度對不同的縫翼內型給出結構、氣動噪聲影響的綜合評估。

以“slat1＋fix wing＋flap”為基本構型（圖1）。為了分析縫翼對于大迎角下的氣流分離的控制能力，縫翼偏度較大，既有偏轉又有前伸，與固定翼負搭接；由于大迎角下氣流復雜，為避免計算發(fā)散，襟翼選取比較適中的偏度，減小襟翼上的氣流分離。

圖1 基本計算外形Fig.1 Baseline configuration

一般縫翼外形設計僅對縫翼下表面進行，需要保證縫翼收起狀態(tài)機翼是干凈巡航外形。理論上，縫翼下表面（以下簡稱內型）可與固定機翼貼合；但實際上由于運動機構設計的需要，必須留出相應的間隙。但是，由于縫翼本身較薄，內凹后后緣厚度不好保證，強度可能不夠；縫翼與固定翼之間的縫道基本由縫翼內型后半段與固定翼頭部形成，因此內型也會影響到縫道形狀?；谏鲜隹紤]，本文設計了基本與固定翼頭部貼合的基本縫翼slat1，在slat1基礎上設計了為留出結構間隙而內凹較多的slat2，二者采用同一個尖角（用于與固定翼密封的擋板，見圖2a）；slat3空腔較小，與slat2比較相似，內型最前緣點與尖點之間的過渡有輕微差異，用于分析細微處的影響（圖2b、圖2c），slat4、slat5空腔整形順滑過渡（圖2d）；slat5與slat3空腔內型完全相同，但是slat5沒有用于與固定翼密封連接的薄板。

計算迎角從－4°到24°。小迎角、中等迎角下計算點較少，認為在這些迎角區(qū)域可以保持線性；初始大迎角計算間隔2°，在失速迎角附近進行加密計算；來流馬赫數為0.2，分別計算2×106、6×106、1×107三個雷諾數（基于單位弦長）。

本文分析了內型對氣動力的影響，對比了內型在不同雷諾數下的升力及最大升力系數、失速迎角等特性，同時對流場的各種特征，如極限物面流線進行了定性分析。

圖2 5個縫翼示意圖Fig.2 Sketch of five different slats

1 計算方法

采用軟件ICEM生成多段翼型的計算域網格，網格量大約為2×105，邊界層拓撲為“C”型結構，附面層第一層網格保持在1×10－6量級，邊界層網格增長率保持在1.15左右；前后遠場設置在翼型長度的40倍處，主翼弦向布置了約177個點，前緣點網格間距約為弦長的0.05%，縫翼弦向布置了約149個點，襟翼弦向布置了約91個點，各翼段后緣均進行了加密，以捕捉尾跡區(qū)，模型網格如圖3所示。

圖3 計算網格Fig.3 Computational mesh

計算采用求解器CCFD－MB進行數值模擬，以有限體積法構造空間半離散格式，無粘通量項采用二階Roe迎風通量差分格式離散，粘性通量項采用中心差分格式離散，隱式時間推進，采用多重網格技術加速收斂，湍流模型采用SA。

采用該軟件對NHLP2D多段翼型［9］進行了計算驗證，網格如圖4，計算與試驗結果的對比如圖5、圖6。計算與試驗的對比表明，該計算軟件用于多段翼型氣動力分析失速特性稍顯樂觀，但升力與阻力的計算總體上比較可靠。

圖4 NHLP2D網格Fig.4 Meshes for NHLP2D

圖5 NHLP2D計算與試驗升力系數對比Fig.5 Comparison of NHLP2Dlift coefficient between computation and experiment

圖6 NHLP2D計算與試驗升力系數對比Fig.6 Comparison of NHLP2Ddrag coefficient between computation and experiment

2 計算結果及分析

2.1 內型差異的氣動力影響

從圖7所示的各構型1×107萬雷諾數升力系數隨迎角變化曲線可見，去掉內型尖點、有縫翼修型的slat4和slat5有一定優(yōu)勢，整體上升力系數略大，而縫翼內型凹陷的slat1、slat2、slat3線性段升力特性比較接近。由于結構間隙以及運動機構安裝的需要，slat3、slat 2在slat 1的基礎上內凹更多，可方便前緣縫翼機構安裝，而slat 3比slat 2在失速特性方面表現更和緩，這說明為了結構方便，采用slat 3的內型完全可取。slat 4與slat 5在內型修型處理上有較大差異。slat 4采用了內型修形的概念，填補了部分空腔。由于將下翼面的擋板截掉了，這兩個外形本身形成的空腔都不算大，因此，氣動力上表現的差異也不算大。有內型修形的slat 4失速特性更加和緩，最大升力系數增加，失速迎角也略有增大。

圖7 帶不同縫翼的三段翼型升力系數對比Fig.7 Comparisons of the 3－elements airfoils containing slat1－slat5

內型差異最大的slat 2與slat 4的對比見圖8，slat 4的升力特性全面優(yōu)于slat 2，而在使用迎角下，內型修型的slat 4阻力略有減小（圖9）。在迎角8°到20°之間，內型進行修型的slat 4與slat 5多段翼型升阻比稍大（圖10）?？梢娕浜仙εc阻力各自的優(yōu)勢，縫翼內型進行整流修型對于提高多段翼型升阻比比較有效。NLR對縫翼內型修改進行了二維試驗［10］，分析了內型修型對阻力的影響。在迎角8°到15°范圍內，前緣縫翼內型進行了修型的“無吊鉤圓形”與“凹線整形”兩種構型相對基本前緣縫翼構型阻力減?。▓D11）?？梢姳疚挠嬎憬Y果從趨勢上與該研究結果相同。

圖8 縫翼2與縫翼4的升力系數對比Fig.8 Comparisons of lift coefficients of the 3－elements airfoils containing slat2and slat4

圖9 縫翼2與縫翼4的阻力系數對比Fig.9 Comparisons of drag coefficients of the 3－elements airfoils containing slat2and slat4

圖10 不同縫翼內型的3段翼型升阻比對比Fig.10 Comparisons of lift to drag ratio of the 3－elements airfoils containing slat2and slat4

圖11 縫翼下翼面內凹修型對阻力的影響［9］Fig.11 Influence of slat cove fairing on drag

2.2 內型差異隨雷諾數變化

Boeing公司進行了詳細的關于前緣縫翼形狀對最大升力系數及雷諾數的敏感影響研究［7］，對一個四段翼型的著陸構型（該多段翼型為后緣雙縫襟翼，前緣匹配了4種不同前緣縫翼形狀與偏度）進行了前緣裝置形狀對雷諾數和最大升力系數的敏感性影響研究，如圖12?？傮w上，最大升力系數隨雷諾數增加而幾乎線性增大；但是L44前緣裝置表現出最大升力系數不隨雷諾數變化的特性，甚至在雷諾數7×106以后，最大升力系數緩慢減小；L43前緣裝置有較大內凹，內型呈勾型，縫翼偏度增加、縫翼縫道寬度增加，最大升力系數有明顯提高；L22內型修型很大，幾乎不存在空腔，最大升力系數比類似縫道參數及偏度的L43、L44有顯著的增加。尤其與L44相比，在小雷諾數下，L22最大升力系數略小，但是，隨著雷諾數增大，L22最大升力系數增大較多；與L43相比，則在各個雷諾數下整體增加了0.2左右的最大升力系數?？梢姡p翼內型對增升裝置的最大升力系數、雷諾數影響有著重要影響。

本文計算結果（圖13）表明：縫翼內凹較大的slat1與slat2最大升力系數隨雷諾數變化增加趨勢較緩；內型進行修型的slat4最大升力系數相對最大，隨雷諾數增加保持較好的增加趨勢；現在飛機上常用的slat3（縫翼內型內凹較大，但在內型前點處用近似直板過渡便于加工）以及將擋板去掉后的slat5，隨雷諾數變化最大升力系數表現不穩(wěn)定，應該與渦脫落的非定常效應有關。

圖12 不同前緣對著陸構型的最大升力影響（波音資料）Fig.12 Influences of leading edges devices shape on CLmax／Reynolds numbers sensitivity

圖13 本文不同縫翼最大升力系數隨雷諾數變化Fig.13 Maximum lift coefficient changes with Reynolds numbers with different slats

2.3 內型差異對流場的影響

圖14為雷諾數1×107下的縫翼空腔在失速迎角附近時的流線圖，從圖中可以看出，slat4在大迎角時，各雷諾數下縫翼空腔均不產生渦系，這對減阻和機體噪聲的減弱有好處；而slat5盡管也沒有下擋板，但是直到迎角20°時，縫翼空腔的渦系才徹底消失。

圖14 Re＝1×107，α＝20°流線圖Fig.14 Streamlines at Re＝1×107，α＝20°

3 結 論

前緣縫翼對于運輸機的分離失速特性有關鍵影響，直接影響到飛機的起飛降落的安全性，因此在設計中需要給予足夠的重視。縫翼下表面氣流復雜，縫翼下表面的內型設計空間較小，內型空間牽涉到縫翼滑軌機構的安裝，往往會因為結構、機構、強度等的約束限制，修改氣動設計。從本文的分析來看，縫翼內型有以下幾方面影響：

（1）內型的形狀對于增升裝置的升力、阻力、最大升力系數、升阻比、失速特性等氣動力特性有一定影響。從本文分析可見，某些縫翼內型可能導致不利的雷諾數影響，這是需要在設計中避免的情況。

（2）常用的縫翼內型在氣動上可能不是最佳選擇，但與縫翼內型修型相比，氣動特性上的影響還可以接受。

（3）采用縫翼內型修型設計，與采用“填充材料”降噪的措施原理上比較接近，而且還能保證其氣動效率不受影響，甚至一定程度的提高。從減阻、降噪的角度，內型修型的設計表現出較好的特性，值得深入研究。

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