GAW-1翼型前后緣變彎度氣動(dòng)性能研究

陸維爽， 田云， 劉沛清， 王濤， 張良富

1.北京航空航天大學(xué) 大型飛機(jī)高等人才培訓(xùn)班， 北京 100083 2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

GAW-1翼型前后緣變彎度氣動(dòng)性能研究

陸維爽1， 田云1， 劉沛清2,*， 王濤1， 張良富1

1.北京航空航天大學(xué) 大型飛機(jī)高等人才培訓(xùn)班， 北京 100083 2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

傳統(tǒng)增升裝置主要用于提高飛機(jī)起降氣動(dòng)性能。利用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的方法，引入了通用飛機(jī)翼型的前后緣變彎裝置的概念，數(shù)值模擬了GAW-1翼型在爬升狀態(tài)時(shí)，前緣變彎裝置、后緣襟翼/副翼偏轉(zhuǎn)以及前后緣裝置綜合偏轉(zhuǎn)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響。研究表明，前緣變彎裝置可以有效地改善翼型的失速特性，失速迎角提高了3°左右，最大升力系數(shù)提高了4.56%；同時(shí)提高升阻比50%～120%；但在設(shè)計(jì)升力系數(shù)下，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都略微減小。另一方面，后緣變彎裝置可以改變最大升阻比所對(duì)應(yīng)的迎角，以及在小迎角時(shí)，提高升力系數(shù)6%左右。翼型綜合偏轉(zhuǎn)可以在小迎角時(shí)增加升力系數(shù)，在大迎角時(shí)增加升阻比。

通用飛機(jī)； 前緣下垂； 后緣襟翼； 副翼； 變彎度； 氣動(dòng)性能

飛機(jī)在起降、巡航時(shí)的飛行效率是通用飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)的重要考慮因素，由此可設(shè)計(jì)出飛機(jī)機(jī)翼的高升力構(gòu)型以及干凈構(gòu)型。在實(shí)際的飛行過(guò)程中，飛機(jī)的飛行條件不斷發(fā)生著變化，而機(jī)翼構(gòu)型卻基本不變。機(jī)翼前后緣變彎裝置不僅參考了現(xiàn)代軍用飛機(jī)的機(jī)動(dòng)襟翼及大型客機(jī)增升裝置概念，還盡可能地提高了任務(wù)剖面的飛行效率，其在通用飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中具有很好的應(yīng)用前景。

長(zhǎng)期以來(lái)，前后緣變彎裝置已經(jīng)在各類(lèi)飛機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用，國(guó)外研究中比較具有代表性的有，美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)在航空學(xué)基金組織的的支持下，研究的“可連續(xù)變彎的后緣襟翼”(Variable Camber Continuous Trailing Edge Flap，VCCTEF)[1-4],初步研究結(jié)果表明可連續(xù)變彎度的后緣襟翼實(shí)現(xiàn)減阻達(dá)到6.31%，并且提高升阻比達(dá)到4.85%。與此同時(shí)，歐洲空中客車(chē)公司(Airbus)、德國(guó)宇航中心(DLR)等13家歐洲機(jī)構(gòu)合作的“未來(lái)智能增升裝置”項(xiàng)目，分別研究了智能前緣(Smart Leading Edge，SLE)和智能單縫襟翼(Smart Single Slotted Flap，SSSF)這2種變彎裝置，但是關(guān)于這2種變彎裝置的氣動(dòng)數(shù)據(jù)較少[5-12]。Li等[13]延用這一概念，進(jìn)行了氣動(dòng)彈性分析。除此以外，Yokozeki和Sugiura[14-15]設(shè)計(jì)了波浪結(jié)構(gòu)機(jī)翼后緣，以達(dá)到機(jī)翼后緣變彎度的目的。而國(guó)內(nèi)方面，陳錢(qián)[16]和尹維龍[17]等主要針對(duì)翼型后緣變彎度進(jìn)行了氣動(dòng)性能的研究。

基于前后緣變彎裝置現(xiàn)有的研究情況，本文利用前后緣增升裝置改變翼型的彎度，前緣采用前緣下垂式的變彎裝置，后緣采用富勒襟翼以及副翼變彎裝置，這樣的設(shè)計(jì)利用了現(xiàn)有的增升裝置，盡可能避免由此帶來(lái)的額外負(fù)擔(dān)。針對(duì)GAW-1翼型，設(shè)計(jì)了前緣下垂、后緣襟翼偏轉(zhuǎn)、副翼偏轉(zhuǎn)以及前后緣綜合偏轉(zhuǎn)等不同的構(gòu)型方案，并對(duì)其進(jìn)行了計(jì)算流體力學(xué)(CFD)分析，結(jié)果表明采用前后緣增升裝置綜合偏轉(zhuǎn)可以明顯改善翼型的爬升性能。

1 計(jì)算模型與方法

計(jì)算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格以及Fluent作為求解器。為了驗(yàn)證數(shù)值模擬的可靠性，選擇使用30P30N翼型進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算。網(wǎng)格的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖1所示，壁面第一層網(wǎng)格高度為1×10-5倍的參考弦長(zhǎng)。

圖1 30P30N翼型近壁網(wǎng)格

Fig.1 Closeup of grid for 30P30N airfoil

考慮到與試驗(yàn)值對(duì)比，相關(guān)外部流場(chǎng)模擬參數(shù)為：馬赫數(shù)Ma=0.20，雷諾數(shù)Re=9×106，迎角α=0°～24°，來(lái)流壓力為常壓。由此得出的計(jì)算弦長(zhǎng)c=1.9 m。

Fluent的求解設(shè)置為隱式算法、耦合式求解器(Coupled Solver)，湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras(S-A)模型，S-A模型是專(zhuān)門(mén)用于處理具有壁面邊界的空氣流動(dòng)問(wèn)題的[18]，方程中的動(dòng)量和湍流動(dòng)能均采用二階迎風(fēng)格式處理。

圖2為計(jì)算和試驗(yàn)得到的升力系數(shù)CL的對(duì)比，在α≤19°時(shí)，翼型總的升力系數(shù)隨著迎角增大而增大，與試驗(yàn)值吻合良好，前緣縫翼、主翼和后緣襟翼單獨(dú)的氣動(dòng)力也與試驗(yàn)值吻合良好；在α>19°后，前緣縫翼升力系數(shù)的計(jì)算值偏大，多段翼型總升力系數(shù)的計(jì)算值偏大，失速迎角大約后移2°，失速迎角在23° 附近。圖3為迎角為8°時(shí)翼型表面壓力系數(shù)Cp的分布對(duì)比，主翼和襟翼吻合得很好，縫翼的上翼面吻合得較好。

圖2 數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的升力系數(shù)對(duì)比

Fig.2 Comparison of lift coefficients between numerical simulation and wind tunnel test

圖3 數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的壓力系數(shù)分布對(duì)比

Fig.3 Comparison of pressure coefficients distribution between numerical simulation and wind tunnel test

進(jìn)一步通過(guò)速度型的對(duì)比驗(yàn)證算法的可靠性，如圖4所示，α=8°時(shí)，在x=0.45c，0.898 17c，1.032 1c，1.112 5c這4個(gè)代表性的位置做翼型的橫截面測(cè)得沿該直線方向的速度型分布。其中，縱坐標(biāo)指從翼型表面開(kāi)始沿著垂線方向的距離(n/c)，橫坐標(biāo)指所測(cè)速度與遠(yuǎn)場(chǎng)速度的比值(V/V∞)。

在圖4中，試驗(yàn)與數(shù)值模擬中襟翼邊界層、主翼邊界層與主翼的尾跡都可以清楚地看到，而數(shù)值模擬出來(lái)的前緣的尾跡速度損失比試驗(yàn)值明顯。在α=8°下，主翼段(x=0.45c)的邊界層比較飽滿(mǎn)且統(tǒng)一，而襟翼段與之相反。這與壓力系數(shù)曲線顯示的在小迎角下襟翼上載荷大的現(xiàn)象相一致。在襟翼段(x=0.898 17c,1.032 1c,1.112 5c)顯示了在襟翼表面有逆壓梯度的趨勢(shì)。主要表現(xiàn)在主翼段的尾跡在襟翼上產(chǎn)生輕微的分離、尾跡變厚及隨著弦線長(zhǎng)度增長(zhǎng)尾跡速度型降低。總體來(lái)說(shuō)，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合得較好。

綜上所述，數(shù)值模擬結(jié)果是可信的。

圖4 翼型截面速度型分布

Fig.4 Speed profile distribution of airfoil section

2 前緣變彎度對(duì)氣動(dòng)性能的影響

本文選取的分析模型為GAW-1翼型，其最大厚度為17%c[19]。GAW-1翼型是先進(jìn)的通用飛機(jī)翼型，其氣動(dòng)特性包括：具有大的上表面前緣半徑，以減小大迎角下的負(fù)壓峰值，推遲翼型失速；上表面比較平坦，使升力系數(shù)為0.4時(shí)，上表面有均勻的載荷分布；下表面后緣有較大彎度。

圖5 具有前緣下垂的翼型

Fig.5 Airfoil with leading-edge droop nose

針對(duì)GAW-1干凈翼型，改變前緣的下垂角度與下垂弦長(zhǎng)，鉸鏈前緣下垂依靠簡(jiǎn)單鉸鏈機(jī)構(gòu)下偏，其運(yùn)動(dòng)軌跡為一段圓弧。由于翼型氣動(dòng)性能受上翼面影響較大，因此下垂弦長(zhǎng)這一參數(shù)以上翼面為標(biāo)準(zhǔn)，并通過(guò)計(jì)算求出下翼面轉(zhuǎn)軸位置。鉸鏈前緣下垂的設(shè)計(jì)參數(shù)如圖5所示，其中:xdroop為鉸鏈前緣下垂弦長(zhǎng)與當(dāng)?shù)貦C(jī)翼弦長(zhǎng)之比；δdroop為鉸鏈前緣下垂角。

分別針對(duì)下垂角度為3°、6°、9°、12°、15°，下垂弦長(zhǎng)為0.10c、0.12c、0.14c、0.16c、0.18c、0.20c的不同參數(shù)工況進(jìn)行了CFD計(jì)算分析。計(jì)算的來(lái)流條件為：馬赫數(shù)Ma=0.189，雷諾數(shù)Re=8.8×106，迎角α=-4°～20°，來(lái)流壓力為常壓。

2.1 前緣下垂角對(duì)氣動(dòng)性能的影響

固定前緣下垂弦長(zhǎng)為0.18c，下垂角為3°、6°、9°、12°、15°，圖6為氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果。

由圖6(a)和圖6(b)可以看出，隨著前緣下垂角增加，失速迎角增加，失速迎角由原始干凈翼型的15°，最大增加到17°，且前緣下垂翼型升力系數(shù)在迎角小于10°時(shí)，比干凈翼型小2.86%，而當(dāng)迎角大于10°時(shí)，隨著下垂角增加，升力系數(shù)增大，最大升力系數(shù)最多增加4.56%；同時(shí)，在迎角小于10°時(shí)，阻力系數(shù)CD大于干凈翼型，在迎角為8°時(shí)增加1.77%，而當(dāng)迎角大于10°時(shí)，隨著前緣下垂角增加，阻力系數(shù)顯著減小，但當(dāng)下垂角大于9°時(shí)，隨著下垂角的增加，阻力系數(shù)的減幅漸小。

圖6 前緣下垂角對(duì)氣動(dòng)力的影響

Fig.6 Effect of different leading-edge droop angles on aerodynamic force

圖7為不同前緣下垂角對(duì)升阻比K的影響?？梢钥闯?，當(dāng)升力系數(shù)小于1.75時(shí)，隨下垂角增加，升阻比減小，但在升力系數(shù)最大處，升阻比隨下垂角增加而增大，并且下垂角越大，最大升力系數(shù)越大。圖8為不同前緣下垂角對(duì)俯仰力矩系數(shù)Cm的影響，可以看出，隨下垂角增加，翼型低頭力矩增大。

由圖9壓力系數(shù)分布曲線可以看出，隨著下垂角增加，前緣吸力峰逐漸降低，并且在前緣下垂圓弧運(yùn)動(dòng)軌跡過(guò)渡區(qū)域逐漸形成第2個(gè)吸力峰，因此使得逆壓梯度降低，延緩上翼面流動(dòng)分離，增加失速迎角；隨著下垂角增加，第2個(gè)吸力峰逐漸增強(qiáng)，當(dāng)下垂角大于10°時(shí)，前緣吸力峰消失，第2個(gè)吸力峰漸強(qiáng)，前后緣壓差又逐漸增加，因此當(dāng)下垂角大于10°后，隨下垂角增加，阻力系數(shù)減小不明顯；由于前緣下垂后，前緣吸力損失，使得抬頭力矩減小，低頭力矩增大。

圖7 前緣下垂角對(duì)升阻比的影響

Fig.7 Effect of different leading-edge droop angles on lift-drag ratio

圖8 前緣下垂角對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響

Fig.8 Effect of different leading-edge droop angles on pitching moment coefficient

圖9 前緣下垂角對(duì)壓力系數(shù)分布的影響

Fig.9 Effect of different leading-edge droop angles on pressure coefficient distribution

2.2 前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)氣動(dòng)性能的影響

固定前緣下垂角為12°，下垂弦長(zhǎng)分別為0.10c、0.12c、0.14c、0.16c、0.18c、0.20c。圖10為相應(yīng)的氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯?，隨著前緣下垂弦長(zhǎng)增加，失速迎角逐漸增加，失速迎角由原始干凈翼型的15°最大增加到18°，并且在迎角小于10°時(shí)，升力系數(shù)比干凈翼型小2.62%，而當(dāng)迎角大于10°時(shí)，升力系數(shù)逐漸增大，最大升力系數(shù)最多增加3.65%；同時(shí)，在迎角小于10°時(shí)，前緣下垂阻力系數(shù)較干凈翼型增加了1.48%，而當(dāng)迎角大于10°時(shí)，阻力系數(shù)顯著減小。

圖10 前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)氣動(dòng)力的影響

Fig.10 Effect of different leading-edge droop chords on aerodynamic force

圖11為不同前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)升阻比的影響。由圖可以看出，當(dāng)升力系數(shù)小于1.6時(shí)，隨下垂弦長(zhǎng)增加，升阻比逐漸減小，但在升力系數(shù)最大處隨著下垂弦長(zhǎng)增加，升阻比增大。圖12為不同前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響，可以看出，隨下垂弦長(zhǎng)增加，翼型低頭力矩增大。

由圖13壓力系數(shù)分布曲線可以看出，隨著下垂弦長(zhǎng)增加，前緣吸力峰逐漸降低，并且在前緣下垂圓弧運(yùn)動(dòng)軌跡過(guò)渡區(qū)域逐漸形成第2個(gè)吸力峰，且第2個(gè)吸力峰隨下垂弦長(zhǎng)增加，位置后移，因此使得逆壓梯度降低，從而增加失速迎角；隨著下垂弦長(zhǎng)增加，第二個(gè)吸力峰逐漸減弱；由于前緣下垂后，前緣彎度減小，前緣吸力損失，使得抬頭力矩減小，低頭力矩增大。

圖11 前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)升阻比的影響

Fig.11 Effect of different leading-edge droop chords on lift-drag ratio

圖12 前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響

Fig.12 Effect of different leading-edge droop chords on pitching moment coefficient

圖13 前緣下垂弦長(zhǎng)對(duì)壓力系數(shù)分布的影響

Fig.13 Effect of different leading-edge droop chords on pressure coefficient distribution

3 后緣變彎度對(duì)氣動(dòng)性能的影響

針對(duì)GAW-1干凈翼型，改變后緣襟翼以及副翼偏轉(zhuǎn)的角度，其中襟翼弦長(zhǎng)固定為30%c[20]，副翼弦長(zhǎng)為20%c[19]。翼型襟翼以及副翼的設(shè)計(jì)參數(shù)如圖14和圖15所示，圖中:δflap為襟翼偏轉(zhuǎn)角；δaileron為副翼偏轉(zhuǎn)角。富勒襟翼每偏轉(zhuǎn)1°，襟翼后退0.15%c，同時(shí)保持襟翼的上翼面與主翼上翼面過(guò)渡盡量光滑。計(jì)算的來(lái)流條件為：馬赫數(shù)Ma=0.189，雷諾數(shù)Re=8.8×106，迎角α=-4°～20°，來(lái)流壓力為常壓。

圖14 具有30%c襟翼的翼型

Fig.14 Airfoil with 30%c flap

圖15 具有20%c副翼的翼型

Fig.15 Airfoil with 20%c aileron

分別針對(duì)襟翼偏轉(zhuǎn)角為1°、2°、3°、4°(向下)，副翼偏轉(zhuǎn)角為-2°、-4°、-6°(向上)、2°、4°、6°(向下)的工況進(jìn)行CFD計(jì)算。

3.1 后緣襟翼偏轉(zhuǎn)對(duì)氣動(dòng)性能的影響

襟翼偏轉(zhuǎn)角為1°、2°、3°、4°時(shí)，氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果如圖16所示。由升力系數(shù)與阻力系數(shù)曲線可以看出，隨著襟翼偏轉(zhuǎn)角的變化，翼型的有效彎度也隨之變化，翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨彎度的增加而增加。在小迎角時(shí)，升力系數(shù)增加的幅度較大，并且增幅維持在一個(gè)常數(shù);阻力系數(shù)也隨著下偏角的增大而增大，增大的幅度呈線性。而在大迎角時(shí)，升力系數(shù)增加的幅度變小；阻力系數(shù)增加的幅度較大。同時(shí)，失速迎角隨著向下偏轉(zhuǎn)角的增加而減小。

圖17為不同襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)升阻比的影響。由圖可以看出，在升力系數(shù)小于1.2時(shí)，升阻比的變化不是十分明顯，有效彎度越大，相應(yīng)的升阻比略小。這是因?yàn)槠D(zhuǎn)角的改變，使得升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增加或者減少，并且升力系數(shù)的增幅幾乎為常數(shù)，而阻力系數(shù)的增幅是線性增大的。同時(shí)，從圖17中不難看出，隨著襟翼下偏角的增大，最大升阻比也隨之略有增大，所對(duì)應(yīng)的迎角略有減小。圖18為不同襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響，可以看出，隨著襟翼向下偏轉(zhuǎn)角的變大，俯仰力矩系數(shù)越大。這是因?yàn)榻笠硐蛳缕D(zhuǎn)角越大，襟翼的彎度越大，翼型尾部產(chǎn)生的升力也會(huì)隨之增加。

圖16 襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)氣動(dòng)力的影響

Fig.16 Effect of different angles of flap on aerodynamic force

圖17 襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)升阻比的影響

Fig.17 Effect of different angles of flap on lift-drag ratio

圖18 襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響

Fig.18 Effect of different angles of flap on pitching moment coefficient

由圖19的壓力系數(shù)分布曲線可以看出，隨著襟翼向下偏轉(zhuǎn)角的變大，翼型上翼面的負(fù)壓值越大，下翼面的正壓值也越大。這都是翼型的有效彎度改變而導(dǎo)致的現(xiàn)象。

圖19 襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)壓力系數(shù)分布的影響

Fig.19 Effect of different angles of flap on pressure coefficient distribution

3.2 后緣副翼偏轉(zhuǎn)對(duì)氣動(dòng)性能的影響

副翼偏轉(zhuǎn)角為2°、4°、6°、-2°、-4°、-6°時(shí)，氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果如圖20所示。由升力系數(shù)與阻力系數(shù)曲線可以看出，隨著副翼偏轉(zhuǎn)角的變化，翼型的有效彎度也隨之變化，彎度越大，翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)越大。在小迎角時(shí)，升力系數(shù)增加的幅度較大，隨著迎角的增大，升力系數(shù)增加的幅度略有減小;阻力系數(shù)增大的幅度呈線性。而在大迎角時(shí)，升力系數(shù)增加的幅度明顯變?。蛔枇ο禂?shù)增加的幅度明顯增大。同時(shí)，副翼上偏時(shí)，失速迎角變大；副翼下偏時(shí)，失速迎角減小。機(jī)理和襟翼偏轉(zhuǎn)相同，是因?yàn)橐硇陀行澏仍龃?，提前發(fā)生流動(dòng)分離，產(chǎn)生失速現(xiàn)象。

圖21為不同副翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)升阻比的影響。由圖可以看出，在升力系數(shù)小于1.1時(shí)，升阻比K的變化不是十分明顯，有效彎度越大，相應(yīng)的升阻比略小。這是因?yàn)槠D(zhuǎn)角的改變，使得升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增加或者減少，并且升力系數(shù)的增幅在減小，而阻力系數(shù)的增幅在增大。同時(shí)，從圖21中不難看出，隨著副翼偏轉(zhuǎn)角的改變，最大升阻比幾乎不變，相應(yīng)的，最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角隨著有效彎度的增加而略有減小。圖22為不同副翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響，可以看出，副翼上偏時(shí)，低頭力矩減??；副翼下偏時(shí)，低頭力矩增大。這是因?yàn)楦币淼钠D(zhuǎn)改變了翼型尾部的流場(chǎng)，導(dǎo)致升力隨之改變，副翼向下偏轉(zhuǎn)的越大，升力越大。

圖20 副翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)氣動(dòng)力的影響

Fig.20 Effect of different angles of aileron on aerodynamic force

由圖23的壓力系數(shù)分布曲線可以看出，副翼向下偏轉(zhuǎn)角越大，翼型的有效彎度就越大，其上翼面的負(fù)壓值越大，下翼面的正壓值也越大。其機(jī)理與襟翼偏轉(zhuǎn)相同。

圖21 副翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)升阻比的影響

圖22 副翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響

圖23 副翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)壓力系數(shù)分布的影響

Fig.23 Effect of different angles of aileron on pressure coefficient distribution

4 前后緣綜合偏轉(zhuǎn)對(duì)氣動(dòng)性能的影響

如圖24所示，前緣下垂弦長(zhǎng)為參考弦長(zhǎng)的18%，后緣采用30%c的富勒襟翼。同時(shí)偏轉(zhuǎn)GAW-1翼型的前后緣裝置，改變翼型的彎度，通過(guò)CFD方法模擬爬升條件下的氣動(dòng)特性。計(jì)算的來(lái)流條件為：馬赫數(shù)Ma=0.189，雷諾數(shù)Re=8.8×106，迎角α=-4°～20°，來(lái)流壓力為常壓。

圖24 具有前緣下垂和后緣襟翼的翼型

Fig.24 Airfoil with leading-edge droop nose and trailing-edge flap

4.1 固定前緣時(shí)后緣下偏角對(duì)氣動(dòng)性能的影響

選定δdroop為6°，δflap分別為1°、2°、3°，CFD計(jì)算的氣動(dòng)力結(jié)果如圖25所示。

圖25 后緣下偏角對(duì)氣動(dòng)特性的影響

Fig.25 Effect of trailing-edge flap angles on aerodynamic characteristics

前緣下偏6°的情況下，同時(shí)改變后緣下偏角，隨著后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)的角度增加，翼型的彎度和實(shí)際弦長(zhǎng)得以增加，而參考弦長(zhǎng)保持不變，因此獲得了升力系數(shù)增量，而翼型彎度的增加同時(shí)導(dǎo)致了在各升力系數(shù)下低頭力矩的增加。

從升力系數(shù)上看，前緣下偏6°使得翼型的失速特性有所改善，后緣襟翼下偏角越大，在失速之前能夠獲得的升力系數(shù)增量也越大，但是當(dāng)迎角大于失速迎角后，后緣襟翼的下偏角度對(duì)升力系數(shù)增量影響不大。

當(dāng)迎角在-4°～-1°之間時(shí)，相比于干凈翼型，前緣下偏表現(xiàn)出了減阻的效果；當(dāng)迎角在-1°～12°之間時(shí)，后緣襟翼下偏慢慢地表現(xiàn)出增阻效果；但是隨著迎角增加，后緣襟翼下偏角對(duì)阻力的影響越來(lái)越明顯，變彎構(gòu)型又體現(xiàn)出了減阻效果，后緣下偏角越小，越早表現(xiàn)出減阻效果。

從升阻比曲線看，相比于干凈翼型，當(dāng)升力系數(shù)在0～1.37之間時(shí)，前后緣同時(shí)偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致了升阻比的損失，大約在升力系數(shù)為0.7時(shí)，升阻比損失最大，且后緣襟翼下偏角越大，升阻比損失越大；僅當(dāng)升力系數(shù)大于1.37后，前后緣同時(shí)偏轉(zhuǎn)獲得了更高的升阻比。

4.2 固定后緣時(shí)前緣下偏角對(duì)氣動(dòng)性能的影響

選定δflap為2°，δdroop分別為3°、6°、9°、12°、15°，CFD計(jì)算的氣動(dòng)力結(jié)果如圖26所示。

從升力系數(shù)上看，后緣襟翼下偏2°在各迎角下對(duì)升力系數(shù)貢獻(xiàn)了一定的增量，導(dǎo)致升力系數(shù)曲線整體向上平移。在此基礎(chǔ)上，通過(guò)前緣下偏改變翼型彎度在不同來(lái)流迎角下產(chǎn)生了不同效果，可以看到前緣下偏角越大，失速迎角越大，失速后升力系數(shù)曲線也更為緩和。相比于干凈翼型，在迎角小于13°時(shí)，前緣下偏角越大，翼型的實(shí)際彎度越小，升力系數(shù)增量越小，而當(dāng)迎角大于13°后則呈現(xiàn)出相反的規(guī)律。

同樣的，對(duì)于阻力系數(shù)的影響也在不同迎角下有不同的規(guī)律，前緣下偏角越大，大迎角下越早產(chǎn)生減阻的效果。

圖26 前緣下偏角對(duì)氣動(dòng)特性的影響

Fig.26 Effect of leading-edge flap angles on aerodynamic characteristics

前緣下偏角對(duì)低頭力矩的影響主要體現(xiàn)在失速之前，下偏角越大，低頭力矩越大，但在失速后，前緣下偏對(duì)低頭力矩幾乎沒(méi)有影響。

從升阻比曲線看，相比于干凈翼型，不同的變彎構(gòu)型僅在升力系數(shù)大于某一值時(shí)才產(chǎn)生更高的升阻比。在升力系數(shù)小于這個(gè)閾值時(shí)，前緣下偏角越大，升阻比的損失越大，其閾值也越大，因此要想在更大升力系數(shù)范圍內(nèi)獲得更高的升阻比，前緣下偏角不宜過(guò)大。

5 結(jié) 論

1) 前緣下垂角改變了下垂位置上翼面負(fù)壓峰值，從而使失速性能有所改善；同時(shí)吸力峰位置隨著下垂弦長(zhǎng)增加而后移，從而減緩失速，提高大迎角時(shí)的升力系數(shù)，增加失速迎角。

2) 后緣襟翼以及副翼偏轉(zhuǎn)改變了翼型的有效彎度，前緣吸力峰值、上翼面負(fù)壓值以及下翼面正壓值均隨著彎度的增加而增大。襟翼以及副翼下偏提高了翼型在失速前的升力系數(shù)及最大升力系數(shù)，但會(huì)稍微減小失速迎角。

3) 前后緣同時(shí)變彎度，在小迎角時(shí)，受到后緣下偏的影響較大，升力系數(shù)、阻力系數(shù)同時(shí)增加，升阻比減?。辉诖笥菚r(shí)，受到前緣下垂的影響較大，升力系數(shù)繼續(xù)大幅增加，失速迎角也增大。

4) 前緣下垂降低了前緣的吸力峰，后緣下偏則增加了后緣的升力，這都使得翼型低頭力矩增加。

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陸維爽 女， 碩士研究生。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)。

Tel: 010-62314528

E-mail: lujiaww@163.com

田云 男， 博士， 講師。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)、翼型及機(jī)翼設(shè)計(jì)。

Tel: 010-82316670

E-mail: aircraft@buaa.edu.cn

劉沛清 男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)、機(jī)翼及增升裝置設(shè)計(jì)。

Tel: 010-82318967

E-mail: lpq@buaa.edu.cn

王濤 男， 碩士研究生。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)。

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張良富 男， 碩士研究生。主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)。

E-mail: 1053165986@qq.com

Received： 2015-03-17； Revised： 2015-05-18； Accepted： 2015-06-16； Published online： 2015-06-30 15:37

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150630.1538.001.html

*Corresponding author. Tel.： 010-82318967 E-mail: lpq@buaa.edu.cn

Aerodynamic performance of GAW-1 airfoil leading-edge andtrailing-edge variable camber

LU Weishuang1, TIAN Yun1, LIU Peiqing2,*, WANG Tao1, ZHANG Liangfu1

1.LargeAircraftAdvancedTrainingCenter,BeihangUniversity,Beijing100083,China2.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The traditional high-lift device is used to improve the taking-off and landing aerodynamic performance of aircraft. By using the method of computational fluid dynamics (CFD), an idea of leading-edge and trailing-edge variable camber devices based on general aviation airfoil is introduced. The influences of leading-edge variable camber device, trailing-edge flap/aileron, and both leading-edge and trailing-edge variable camber devices of GAW-1 airfoil in the climbing state on airfoil aerodynamic performances are studied respectively. Learning from the results, leading-edge variable camber device can effectively improve the airfoil stall characteristics, increasing the angle of stall by about 3°, and the maximum lift coefficient has been increased by 4.56%. At the same time, the lift-to-drag ratio has been increased by 50% to 120%. But with the design lift coefficient, both lift coefficient and drag coefficient have been decreased. On the other hand, the function of trailing-edge variable camber device is to reposition the maximum of lift-to-drag ratio and to increase the lift coefficient by about 6% at a small angle of attack. Composite deflection of airfoil can increase lift coefficient at small angle of attack and increase lift-to-drag ratio at large angle of attack.

general aircraft; leading-edge droop nose; trailing-edge flap; ailerons; variable camber; aerodynamic performance

2015-03-17；退修日期：2015-05-18；錄用日期：2015-06-16； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：

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陸維爽， 田云， 劉沛清， 等. GAW-1翼型前后緣變彎度氣動(dòng)性能研究[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2016, 37(2): 437-450. LU W S, TIAN Y, LIU P Q, et al. Aerodynamic performance of GAW-1 airfoil leading-edge and trailing-edge variable camber[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 437-450.

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