大飛機縫翼滑軌影響研究

許可，章榮平，張劉，郝南松

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽621000)

大飛機縫翼滑軌影響研究

許可*，章榮平，張劉，郝南松

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽621000)

通過數(shù)值模擬和風洞實驗兩種手段研究了大飛機縫翼滑軌對飛機氣動性能的影響。分析了縫翼滑軌對縫道和機翼表面流動分布的影響，獲得了縫翼滑軌參數(shù)對飛機氣動性能的影響規(guī)律。數(shù)值模擬結果表明:縫翼滑軌對縫道內(nèi)的流動形成了阻塞，改變了機翼表面的流動形態(tài)，減小了機翼附面層流動速度，降低了飛機的失速性能。實驗結果表明:通過減小滑軌寬度、減少滑軌數(shù)量、采用圓形截面滑軌和滑軌外彎等能夠有效降低滑軌影響，改善飛機失速性能;滑軌參數(shù)對小尺度模型實驗結果的影響尤為顯著。研究結果為3 m量級和8 m量級風洞縫翼滑軌模型設計提供了參考。

大飛機;縫翼滑軌;數(shù)值模擬;風洞實驗

0 引言

大型飛機多采用多段翼增升裝置，主要包括縫翼、主翼和后緣襟翼。在增升裝置中，縫翼及其周邊區(qū)域的流動尤為復雜，對主翼和襟翼的影響也最大?？p翼流動形態(tài)主要包括:上翼面的層流氣泡、前緣轉捩、可能的激波－附面層干擾流動、邊界層分離，下翼面的凹槽非定常及分離流、可能的剪切層轉捩、縫翼尾流和主翼附面層混合等。上述各種形態(tài)的流動相互干擾，大大增加了流動的不確定性。而位于縫翼縫道內(nèi)的滑軌是縫翼必不可少的裝置，其數(shù)量、形狀和位置等直接影響局部縫翼下翼面的凹槽非定常及分離流、縫翼尾流等，以致引起局部主翼面的流場變化，從而導致增升裝置氣動性能的明顯變化。

國外對增升裝置設計給予了充分的重視，歐洲、美國、日本等都開展了大量的基礎研究工作。歐洲聯(lián)合項目EUROLIFT長期開展增升方面的研究［1-5］，涉及增升裝置流動機理、數(shù)值模擬方法、新型增升措施的研究、高雷諾數(shù)實驗等。美國的NASA和波音公司聯(lián)合開展了滑軌影響研究［6-10］，結果表明，縫翼和襟翼滑軌對最大升力和失速迎角有明顯影響。這些航空強國通過高增升項目，對各類增升裝置氣動特性進行了詳細的研究，獲得了大量的基礎數(shù)據(jù)和設計規(guī)律，為縫翼滑軌的綜合優(yōu)化設計以及風洞增升裝置縮比模型設計提供了可靠的依據(jù)。此外，日本JAXA 6.5m×5.5m低速風洞也開展了高增升裝置相關研究［11-13］。

目前，國內(nèi)還未見縫翼滑軌對增升裝置氣動性能的影響的詳細研究，對其影響規(guī)律和影響機理的認識也非常有限。飛機設計單位在設計縫翼滑軌時，更多地從結構和控制的角度考慮，對其對飛機氣動性能影響的綜合優(yōu)化還不夠。風洞實驗時，由于縫翼滑軌尺寸較小，在風洞中難以完全模擬，需要進行簡化。尤其是在3m量級風洞進行實驗時，必須對縫翼滑軌的數(shù)量、外形進行更多的簡化。而在8 m量級風洞進行實驗時，模型尺度增加，縫翼滑軌的數(shù)量和外形相對更接近真實值。兩種量級風洞縫翼滑軌的這種差異對增升裝置氣動性能造成的影響甚至可以掩蓋不同縮比模型雷諾數(shù)的影響，導致3 m和8 m量級風洞實驗數(shù)據(jù)的相關性較差。

本文結合數(shù)值模擬和風洞實驗兩種手段較為系統(tǒng)地研究了大飛機縫翼滑軌對飛機氣動性能的影響規(guī)律和影響機理，并且通過全模型試驗和半模型試驗對比了不同模型尺度下縫翼滑軌的影響結果。

1 數(shù)值模擬研究

1.1 計算方法

采用求解雷諾平均Navier-Stokes方程(見式1)的求解器進行流場模擬?？臻g離散格式為二階迎風Roe格式，該格式精度能滿足工程中對復雜流場特征的捕捉。時間推進方式采用LU-SGS(Low Upper Symmetric Gauss Seidel)隱式時間推進算法。對于Navier-Stokes方程中的雷諾應力，通過剪切應力輸運k-ω SST(Shear Stress Transport)兩方程湍流模型(見式2)和自動壁面處理計算［14-15］。

1.2 計算模型及網(wǎng)格

計算模型采用某型運輸機截斷機翼，分為無縫翼滑軌構型、有縫翼滑軌構型和縫翼滑軌變寬構型三種。計算的主要目的在于獲得縫翼滑軌影響下的機翼附近流場細節(jié)，因此為了減少計算量，對機翼進行了適當簡化，去除了短艙、襟翼滑軌等。

采用多塊點對點對接結構化網(wǎng)格策略進行網(wǎng)格劃分，并利用O型網(wǎng)格技術生成附面層網(wǎng)格。為提高縫道內(nèi)流動模擬精度，對縫道內(nèi)繞縫翼滑軌的流動區(qū)域進行網(wǎng)格加密，網(wǎng)格劃分如圖1所示。網(wǎng)格單元總數(shù)約2.9×107。

圖1 計算區(qū)域網(wǎng)格劃分Fig.1 M esh generation of computed domain

1.3 計算結果與分析

圖2為不同構型下的升力系數(shù)計算結果。對比有、無縫翼滑軌構型可以看到，飛機在較大迎角時，有縫翼滑軌構型升力線斜率有所減小，最大升力降低?？p翼滑軌的存在對飛機升力性能產(chǎn)生了較為顯著的影響。計算結果與文獻［5-7］中關于滑軌對飛機升力性能影響的描述一致。從縫翼滑軌變寬后的計算結果可以看到，最大升力系數(shù)、失速迎角等都有顯著的減小。

從機翼表面馬赫數(shù)和流線分布對比結果圖(圖3)中可以看到，有滑軌時機翼表面出現(xiàn)了帶狀低速區(qū)和高速區(qū)交叉排列的現(xiàn)象，且高速區(qū)的速度梯度明顯。這是由于縫翼滑軌對自由來流形成阻塞，減小了縫道處的流通面積，對流經(jīng)縫道的流線形成擠壓，使得縫翼滑軌之間的區(qū)域出現(xiàn)了高能量的縫道射流。而縫翼滑軌拖出的較強的低能量尾跡流流經(jīng)主翼，逐漸向兩側擴展，與主翼附面層混合，減小了主翼上表面附面層內(nèi)的流動速度，降低了飛機升力，使得失速提前。同時，滑軌尾跡流對繞縫翼的高速流動產(chǎn)生誘導，改變了縫翼的尾跡分布形態(tài)。由分析結果可知，當縫翼滑軌寬度變大時，縫翼滑軌對縫道的阻塞更為嚴重，從而導致機翼升力進一步降低。

圖2 升力系數(shù)計算結果Fig.2 Calculation results of lift coefficient

圖3 機翼表面馬赫數(shù)和流線分布Fig.3 Distribution of M ach number and stream lines on w ing surface

從滑軌局部空間流線圖(圖4)中可以看到，滑軌對流經(jīng)縫道的流線形成了阻擋，流線發(fā)生偏斜，加上機翼有較大的后掠角，縫道內(nèi)的高速射流流向滑軌側面，一部分翻過滑軌，受到擠壓形成高速射流，一部分射流發(fā)生分離形成能量較低的滑流軌跡。

圖4 滑軌附近流線分布Fig.4 Distribution of stream lines around slat brackets

可以看到，縫翼滑軌的存在，對縫道內(nèi)的流動形成了阻塞，改變了主翼表面的流動形態(tài)，對主翼附面層產(chǎn)生了明顯影響，減小了主翼附面層的速度，降低了飛機的升力。滑軌自身誘發(fā)大面積的分離流動，造成全機升力損失，失速提前。

2 風洞實驗研究

大飛機縫翼滑軌影響風洞實驗研究在FL-13(8m ×6m)低速風洞中進行，采用某型運輸機半模型和全模型兩套模型，研究滑軌參數(shù)對氣動性能影響規(guī)律，并對比不同模型尺度下的滑軌影響結果。

2.1 實驗模型及設備

半模實驗采用某型運輸機1∶6.5翼身組合體右半模。模型采用墊塊法垂直安裝于風洞下洞壁上，使用半模專用天平測量氣動分量。加工不同參數(shù)組合的縫翼滑軌角度塊分別研究滑軌的寬度、數(shù)量、截面形狀、內(nèi)外彎等影響，實驗內(nèi)容見表1(未注明縫翼滑軌均為矩形截面、內(nèi)彎、寬度20mm)。

表1 半模實驗內(nèi)容Table 1 Contents of half model test

全模實驗采用某型運輸機1∶10模型，模型斜腹支撐于特大攻角支撐機構上，采用專用桿式天平測量氣動分量。

2.2 測控系統(tǒng)

FL-13風洞測控系統(tǒng)主要包括數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、模型姿態(tài)角控制系統(tǒng)、速壓控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)、實驗調度系統(tǒng)、數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)等。速壓控制精度0.3%，角度控制精度0.05°。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)為PXI總線數(shù)采平臺;采用風洞實驗數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)處理;模型姿態(tài)角控制采用計算機自動控制迎角和側滑角機構;風洞速壓由計算機穩(wěn)速壓系統(tǒng)控制。各設備之間由網(wǎng)絡通訊或人工傳遞指令。

2.3 實驗結果與分析

圖5給出了半模實驗不同滑軌參數(shù)對飛機升力特性影響的實驗結果。由圖5可見，減小滑軌寬度，最大升力系數(shù)依次增大了0.007、0.008，失速迎角依次增大了0.3°、0.04°，變化規(guī)律與數(shù)值計算結果一致;減少滑軌數(shù)量，最大升力系數(shù)依次增大了0.002、0.005，失速迎角依次增大了0.4°、0.1°;采用圓形截面滑軌，最大升力系數(shù)增大了0.022，失速迎角增大了0.3°;滑軌外彎，最大升力系數(shù)增大了0.024，失速迎角增大了0.53°?？梢钥吹剑墔?shù)主要影響機翼的失速特性，通過上述措施均能使飛機的失速特性得到不同程度的改善。其中，減小滑軌寬度、減少滑軌數(shù)量增加了縫道整體流通面積，減小了縫道射流處滑軌低速尾跡的流動范圍，減弱了滑軌尾跡對主翼附面層的影響;采用圓形截面滑軌、滑軌外彎的方式則改善了滑軌局部擾流環(huán)境，增加了滑軌與縫翼間的縫道射流面積。這些措施均改善了縫道的流通環(huán)境，降低了縫道阻塞。同時也可以看到，對于大尺度半模型，縫道流通面積已經(jīng)足夠大，減小滑軌寬度、減少滑軌數(shù)量等降低滑軌阻塞的措施對機翼失速特性的改善較小，而通過采用圓形截面滑軌、滑軌外彎等改善滑軌局部擾流環(huán)境、增大滑軌附近縫道射流面積的措施對機翼失速特性的改善則更為顯著。

圖5 半模試驗結果Fig.5 Results of half model test

圖6給出了全模實驗不同滑軌參數(shù)對飛機升力性能影響的實驗結果?？梢钥吹?，滑軌參數(shù)對小尺度全模飛機失速性能的影響尤為顯著。減小滑軌寬度使得起飛構型下最大升力系數(shù)增大了0.01，失速迎角增大了1.5°，著陸構型下最大升力系數(shù)增大了0.065，失速迎角增大了0.5°;減少滑軌數(shù)量使得起飛構型下最大升力系數(shù)增大了0.018，失速迎角增大了2°，著陸構型下最大升力系數(shù)增大了0.07，失速迎角增大了1°?？梢姡瑢τ谛〕叨饶Ｐ?，縫道流通面積較小，縫翼滑軌對縫道的阻塞尤為明顯。對比起飛和著陸構型下的結果，可以看到，在著陸構型下，流經(jīng)縫道的加速氣流在機翼后緣較大的氣流下洗角作用下主要表現(xiàn)為提高最大升力，而起飛構型則主要表現(xiàn)為推遲失速。

在全模基礎上進一步進行滑軌參數(shù)組合下的滑軌數(shù)量影響研究，使用寬度較窄的滑軌角度塊，對其邊緣進行倒圓修形處理，獲得的實驗結果見圖7?？梢钥吹?，起飛構型下，滑軌數(shù)量影響基本消除，著陸構型下的滑軌數(shù)量影響也顯著減小?？梢?，通過對滑軌參數(shù)進行組合優(yōu)化，能夠進一步減小縫翼滑軌對飛機氣動性能的影響。

圖6 全模試驗結果Fig.6 Results of complete model test

圖7 新縫翼滑軌數(shù)量影響Fig.7 Quantity influence of new slat brackets

對比全模和半模實驗結果可以看到，模型尺度增大后，縫道的流通面積變得足夠大，滑軌的阻塞作用不明顯。而對于小尺度模型而言，雷諾數(shù)減小，變小的縫道流通面積足以使滑軌對飛機失速性能產(chǎn)生顯著的影響。通過對滑軌參數(shù)進行組合優(yōu)化，能夠進一步減小縫翼滑軌的影響。

3 結論

通過數(shù)值模擬和風洞實驗研究兩種手段獲得了大飛機縫翼滑軌對飛機氣動性能的影響規(guī)律和影響機理。

1)縫翼滑軌對縫道內(nèi)的流動形成了堵塞，改變了主翼表面的流動形態(tài)，對主翼附面層產(chǎn)生了明顯影響，減小了主翼附面層的速度，降低了飛機的升力。滑軌自身誘發(fā)大面積的分離流動，造成全機升力損失，失速提前。

2)縫翼滑軌主要影響飛機的失速性能，這種影響在小尺度模型上更為顯著。對于3 m量級風洞選型實驗模型，在沒有真實滑軌外形的條件下，滑軌的設計應盡可能減小其影響。

3)通過減小滑軌寬度、減少滑軌數(shù)量、采用圓形截面滑軌以及滑軌外彎均能降低滑軌的影響，改善飛機的失速性能。

4)大飛機在8m量級風洞做全模校核實驗時，應保證滑軌模型與真實飛機一致。

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Research on influence of slat brackets of large airplane

Xu Ke*，Zhang Rongping，Zhang Liu，Hao Nansong
(Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

Influence of slat brackets on aerodynamic performance of a large airplane was obtained through numerical simulation and wind tunnel test.Slat brackets’influence on flow around slat gap and wing surface was analysed，and the rules of influence of the parameters of slat brackets were obtained.Results of numerical simulation show that flow around wing surface is changed，flow velocity around boundary layer decreases and brings some degradation of stall performance as a result of blocking due to slat brackets.Results of wind tunnel test show that stall performance can be improved by the ways of reducing width and quantity of slat brackets as well as using slat brackets with circular cross section and outward bending，and the test results of small scale models are significantly influenced by the parameters of slat brackets.Study results can provide designing reference for slat brackets model in both 3m and 8m magnitude wind tunnel.

large airplane;slat brackets;numerical simulation;wind tunnel test

V211.3;V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0135

0258-1825(2016)03-0368-05

2015-07-23;

2015-11-13

許可*(1988-)，安徽定遠人，男，助理研究員，主要研究方向:低速空氣動力學及低速風洞試驗技術.E-mail:xukecola@163.com

許可，章榮平，張劉，等.大飛機縫翼滑軌影響研究［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):368-372.

10.7638/kqdlxxb-2015.0135 Xu K，Zhang R P，Zhang L，et al.Research on influence of slat brackets of large airplane［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):368-372.