新型機翼后緣變彎運動機構(gòu)仿真及其氣動影響研究

沈廣琛, 白俊強, 劉南, 劉睿

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安　710072)

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新型機翼后緣變彎運動機構(gòu)仿真及其氣動影響研究

沈廣琛, 白俊強, 劉南, 劉睿

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安710072)

摘要：采用計算流體力學(xué)方法和CATIA DMU Kinematics機構(gòu)仿真,對一套可用于目前及未來民用客機機翼后緣變彎的增升裝置系統(tǒng)進行研究,主要包括襟翼運動機構(gòu)和擾流板下偏。通過運動學(xué)分析,采用的襟翼機構(gòu)可保證巡航階段后緣變彎過程中機構(gòu)上下表面無縫,同時滿足起降過程對襟翼的運動軌跡的要求。相比簡單鉸鏈機構(gòu),應(yīng)用該機構(gòu)的起飛構(gòu)型線性段升力系數(shù)增加0.05,升阻比的增加量在0.2%～3%范圍內(nèi);著陸階段擾流板下偏,較未偏轉(zhuǎn)擾流板的最大升力系數(shù)增加1.14%,且線性段上移0.15,顯示了該機構(gòu)具有較高的增升效率。在二維翼型上應(yīng)用該機構(gòu)實現(xiàn)后緣變彎度,升阻比有較大提升,且根據(jù)來流馬赫數(shù)的不同改變后緣彎度可以有效地提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。在某遠程寬體客機翼身組合體構(gòu)型上應(yīng)用該機構(gòu)實現(xiàn)巡航階段后緣變彎度,巡航升阻比的增加量在0.345%～2.28%范圍內(nèi)。綜上所述,在不增加機構(gòu)復(fù)雜性和重量的前提下,研究的新型機翼后緣變彎運動機構(gòu)能夠有效地提高氣動效率。

關(guān)鍵詞：增升裝置;空氣動力學(xué);機構(gòu);后緣變彎度;計算流體力學(xué);氣動構(gòu)型;升阻比;馬赫數(shù)

飛機的氣動效率(L/D)是影響航空公司運營的一個重要因素。對于現(xiàn)代一些遠程寬體客機,燃油費用接近航空公司運營費用的50%。每架飛機減少3%的燃油消耗,每年便可節(jié)約300 000美元[1]。如何降低巡航時的阻力以提高空氣動力效率,進而降低油耗以提高經(jīng)濟性是目前及未來民用客機設(shè)計中面臨的主要技術(shù)難題之一。

層流的研究和實現(xiàn)還面臨著很多的困難[2]。在不同工況下,通過改變機翼不同展向位置的彎度以優(yōu)化機翼的幾何外形,為提高民機經(jīng)濟性提供了新思路。傳統(tǒng)民用飛機的機翼設(shè)計多是針對某個固定巡航狀態(tài)進行設(shè)計,綜合考慮整個飛行任務(wù)剖面各個飛行狀態(tài)。飛機在設(shè)計點具有較優(yōu)的氣動性能,即對應(yīng)特定的高度、馬赫數(shù)和飛機重量。通常情況下,在飛機的整個飛行任務(wù)剖面中,這些參數(shù)是連續(xù)變化的。飛機有很大一部分時間是遠離設(shè)計點的,在非設(shè)計點機翼的氣動性能仍有很大的提升空間。通過改變機翼不同展向位置的彎度以優(yōu)化機翼不同工況下的幾何外形,可以保持較高升阻比,從而提高氣動效率,降低燃油消耗。波音公司在1980年首先完成了機翼變彎度在運輸類飛機上應(yīng)用的評估。通過風(fēng)洞試驗及理論計算,論證了機翼變彎度在民用飛機上應(yīng)用的可行性。其研究結(jié)果表明:變彎度構(gòu)型顯著提高了整個飛行剖面非設(shè)計點的氣動性能。對于遠程客機,可節(jié)約燃油3.1%以及減少2%的直接運營費用(DOC)[3]。同一時期,德國梅塞施密特-伯爾科-布洛姆(MBB)公司針對變彎度機翼也開展了大量研究工作,其研究工作構(gòu)成了空客公司在A330/340機型上嘗試變彎度基礎(chǔ)設(shè)計工作的一部分[4]。隨著材料科學(xué)的發(fā)展,基于智能材料的機翼連續(xù)變彎度成為近年來的研究熱點[5],但距離工程實用還很遙遠。目前所有的大型民用客機為了提高起降特性,都在前后緣分別安裝了縫翼(或克魯格襟翼、前緣下垂)和襟翼,而增升裝置系統(tǒng)在巡航等除起降外的其他任務(wù)階段并沒有進行任何操縱。在巡航過程中通過偏轉(zhuǎn)增升裝置以優(yōu)化機翼不同工況下的彎度,可減小巡航阻力,提高氣動效率,在工程上也最易于實現(xiàn)。2006年,波音公司對外宣布針對B787客機測試發(fā)展了后緣可變彎度系統(tǒng)(trailing edge variable camber system,下文簡寫為TEVC),飛機巡航時可減小阻力0.4counts,相當(dāng)于減輕重量340～450 kg[6]。同年7月,空客公司公布了A350XWB的設(shè)計,采用了與B787類似的后緣變彎度系統(tǒng)。國內(nèi)關(guān)于變彎度機翼的研究較少,且在近幾年才興起。研究內(nèi)容多是在二維翼型基礎(chǔ)上,采用先進智能材料等實現(xiàn)光滑連續(xù)變彎度[7-8],還難以在工程實踐中應(yīng)用。在我國大力發(fā)展寬體民用飛機的背景下,研究工程實用的變彎度實現(xiàn)方式顯得極為重要。本文研究了一套可用于巡航機翼變彎度的增升裝置機構(gòu)。分析了該機構(gòu)的運動學(xué)特性并評估了其増升裝置效率。研究了應(yīng)用該機構(gòu)實現(xiàn)后緣變彎度的二維翼型的氣動性能,以及某遠程寬體客機翼身組合體巡航構(gòu)型后緣變彎度在氣動上所能產(chǎn)生的收益。

1氣動分析方法

隨著計算機技術(shù)的提高,計算流體力學(xué)(CFD)逐步成為飛機設(shè)計的重要手段。與試驗方法相比較,CFD花費低、周期短、損耗小,且方便流場顯示及分析。本文運用CFD方法進行研究,其中求解雷諾平均Navier-Stokes方程在機翼設(shè)計和多段翼型的設(shè)計中得到廣泛應(yīng)用,其控制方程為

(1)

式中，U是解向量,F、G、H是通量項,J代表源項(當(dāng)體積力和體積流可忽略時等于零)[9]?？臻g離散格式為二階迎風(fēng)Roe格式,隱式時間推進采用近似因子分解,湍流模型為k-ωSST[10]。

選擇典型的二維增升裝置起飛構(gòu)型L1T2作為計算對象以驗證計算方法的可靠性。網(wǎng)格為多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,如圖1a)所示,網(wǎng)格單元總數(shù)8.4×104。在Ma=0.197,Re=3.52×106狀態(tài)下進行計算。圖1b)、圖1c)分別為計算的升力系數(shù)和阻力系數(shù),計算結(jié)果與試驗值吻合較好。

圖1　L1T2網(wǎng)格及計算結(jié)果

為了更加全面地驗證本文采用的氣動分析方法的可靠性,采用半展長、無扭轉(zhuǎn)角的后掠機翼ONERAM6機翼進行計算分析。計算狀態(tài)為:M∞=0.839 5,Re=11.72×106(基于平均氣動弦長0.646 07m),迎角α=3.06°。計算網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為1 701 725,網(wǎng)格單元數(shù)為1 655 552。ONERAM6機翼計算網(wǎng)格如圖2a)所示。圖2b)為計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比,可以看出,本文計算方法準確捕捉到了壓力峰值及激波位置。驗證了氣動分析方法的可靠性。

圖2　ONERA M6網(wǎng)格及計算結(jié)果

2機構(gòu)及運動學(xué)分析

由于襟翼占據(jù)了機翼后緣展長的大部分位置,故本文重在研究后緣襟翼機構(gòu)。后緣襟翼機構(gòu)與下偏擾流板協(xié)同作用構(gòu)成了本文的后緣變彎系統(tǒng)。

2.1機構(gòu)組成

以截取的某寬體飛機翼身組合體KINK位置處的翼型為研究對象進行機構(gòu)設(shè)計,局部放大圖如圖3所示。襟翼弦長為21.78%C。在波音公司專利US2013/0075537Al[11]基礎(chǔ)上,優(yōu)化各構(gòu)件桿長以及連接鉸鏈的位置等,在保證良好的起飛著陸特性的同時,滿足巡航階段后緣變彎度的要求。

圖3　機構(gòu)側(cè)視圖

該機構(gòu)屬于連桿機構(gòu),如圖4所示。

圖4　機構(gòu)組成

主要由7個構(gòu)件組成:支撐梁(supportbeam)、襟翼托架梁(carrierbeam)、驅(qū)動電機(actuator)以及連接桿(AB桿、CD桿、connectionlink、drivelink),襟翼機構(gòu)與可上下偏轉(zhuǎn)擾流板組成后緣變彎度系統(tǒng)(TEVCsystem)。S形曲線處固定鉸支在機翼結(jié)構(gòu)上。驅(qū)動電機輸入驅(qū)動力,通過各桿件傳動使襟翼托架梁帶動襟翼運動。巡航階段,襟翼后緣向上向下最大可偏轉(zhuǎn)1.5°,且每隔0.5°為一個檔位。同時,擾流板下表面緊貼襟翼上表面,在變彎過程中隨著襟翼的上下運動而運動,實現(xiàn)機翼表面連續(xù)無縫。起降階段,襟翼向下最大可偏轉(zhuǎn)37°。此時,通過調(diào)整擾流板位置可改變縫道參數(shù),形成更有效的縫道射流,提高增升裝置的效率。

2.2運動學(xué)分析

為了更好地分析機構(gòu)的運動,通過CATIA軟件的DMUKinematics模塊,對巡航階段機翼后緣襟翼變彎度以及起飛著陸階段襟翼展開過程分別進行運動仿真。輸出巡航及起飛著陸階段襟翼運動軌跡進行運動學(xué)分析。

圖5為變彎度時各檔位所對應(yīng)的襟翼頭部位置。黑色實線表示巡航時的翼型。圓點是巡航襟翼最前緣點在各檔位的位置軌跡。可以看出,在整個變彎過程中,襟翼前緣的運動軌跡大體上平行于機翼下表面。這可以保證在變彎過程中不會引起下表面過大的曲率變化。上表面通過擾流板的偏轉(zhuǎn)保證翼型表面連續(xù)無縫。

圖5　巡航階段襟翼運動軌跡

引入典型的簡單鉸鏈機構(gòu)(即定軸轉(zhuǎn)動,波音B787及空客A350XWB均采用類似機構(gòu),文中以simplehingedflap表示)的圓弧軌跡進行對比分析TEVC機構(gòu)起飛著陸階段運動學(xué)特性。根據(jù)TEVC襟翼機構(gòu)輸出的襟翼最大偏角時的位置,設(shè)計了可得到相同位置時簡單鉸鏈機構(gòu)。并同樣進行了運動仿真,輸出軌跡。

圖6為兩機構(gòu)輸出的軌跡及起飛著陸階段襟翼相同偏角時的位置。以實線表示變彎度機構(gòu)輸出的軌跡,虛線表示簡單鉸鏈機構(gòu)所對應(yīng)的軌跡。圖中標(biāo)示出了起飛階段3個襟翼偏角(15°、17°、20°)及著陸階段3個襟翼偏角(33°、35°、37°)時襟翼位置及前緣點的軌跡。

圖6　起飛著陸階段襟翼運動軌跡

飛機起飛階段需要合適的Cl及L/D。在起飛階段,增加襟翼偏角提高Cl的同時,會減小L/D。因此要求起飛階段襟翼機構(gòu)在相同襟翼偏角時有盡可能大的富勒運動以增加升力來提高起飛階段的L/D[12]。起飛階段相同襟翼偏角時,變彎度機構(gòu)比簡單鉸鏈機構(gòu)可產(chǎn)生較大的富勒運動。如在襟翼偏角為20°時沿x方向后退量,前者比后者增加25%。

而在著陸階段,飛機要求有最大的升力系數(shù)。變彎度機構(gòu)襟翼偏角從33°增大到37°沿x方向后退量為簡單鉸鏈機構(gòu)后退量的52%,即襟翼大偏角

時,小的后退量便能產(chǎn)生大的襟翼偏角變化,能保證著陸階段較快的達到最大升力系數(shù)。

3后緣變彎度系統(tǒng)對增升裝置效率的影響

民機應(yīng)具有良好的高升力系統(tǒng)(增升裝置)以提供良好的起飛和著陸性能,進而保證飛機的總體性能。對于一架典型的大型雙發(fā)民航機:著陸時,在固定進場速度條件下,1.0%的最大升力系數(shù)增量可以轉(zhuǎn)化為相當(dāng)于多載22名旅客或1 995kg貨物;對于給定的飛機航程,起飛階段升阻比提高1%可以轉(zhuǎn)化為相當(dāng)于多載14名乘客或1 270kg貨物[12]。以上數(shù)據(jù)說明了增升裝置氣動特性相對較小的改變量也會對飛機重量和性能產(chǎn)生大的影響。因此,TEVC系統(tǒng)應(yīng)具有較高的増升裝置效率,保證飛機的起飛著陸性能。

3.1起飛構(gòu)型氣動性能分析

在相同縫翼偏角(20°)的條件下,對TEVC系統(tǒng)及簡單鉸鏈機構(gòu)(simplehinge)不同的襟翼偏角15°和20°進行計算。TEVC構(gòu)型擾流板下偏3°使兩構(gòu)型縫道寬度相同,如圖7a)所示。計算狀態(tài)為海平面大氣狀態(tài),Ma=0.2,Re=30×106。

圖7　起飛構(gòu)型及計算結(jié)果

圖7b)和圖7c)為起飛階段升力系數(shù)曲線和升阻比曲線。對于應(yīng)用同一機構(gòu)的起飛構(gòu)型,襟翼偏角越大,增升裝置的升力系數(shù)越大,失速迎角減小。升阻比隨著襟翼偏角的增大而減小。因此,起飛階段需要確定合適的襟翼偏角以保證滿足起飛要求的升力系數(shù)及升阻比。

對于應(yīng)用不同機構(gòu)的起飛構(gòu)型,TEVC比簡單鉸鏈起飛構(gòu)型升力線線性段平均增加0.05,最大升力系數(shù)提高0.5%。升力線線性段迎角對應(yīng)的升阻比的增加量從3%減小到0.2%。

一方面TEVC機構(gòu)使襟翼有較大的后退量,另一方面擾流板下偏增大了主翼的彎度使應(yīng)用該機構(gòu)的增升裝置有更好的起飛性能。

3.2著陸構(gòu)型氣動性能分析

本節(jié)針對應(yīng)用TEVC機構(gòu)的偏轉(zhuǎn)擾流板的著陸構(gòu)型與相同縫道參數(shù)的未偏轉(zhuǎn)擾流板的著陸構(gòu)型(命名為landing)進行了計算及比較。其中縫翼偏轉(zhuǎn)30°,襟翼偏轉(zhuǎn)35°,擾流片下偏3.7°。圖8a)為兩著陸構(gòu)型幾何外形對比。

圖8b)和圖8c)分別為兩構(gòu)型的升力及升阻比曲線。TEVC機構(gòu)的失速迎角比著陸構(gòu)型小1°,最大升力系數(shù)增加1.14%,且線性段上移0.15。

升力的增大主要是由主翼上升力增大引起的,擾流板下偏增加了主翼的彎度,使主翼升力增加明顯。同時,TEVC構(gòu)型在失速迎角前的大部分區(qū)域阻力與另一著陸構(gòu)型相近。因此,失速迎角前的區(qū)域下偏擾流板后的TEVC機構(gòu)升阻比均高于相同縫道參數(shù)的擾流板未偏的常規(guī)構(gòu)型。

圖8　著陸構(gòu)型及計算結(jié)果

4后緣變彎度對氣動性能的影響

4.1二維翼型后緣變彎度對氣動性能的影響分析

為了研究利用本文機構(gòu)實現(xiàn)巡航機翼后緣變彎度在氣動上所能產(chǎn)生的收益,本文先在二維巡航翼型基礎(chǔ)上進行變彎度的計算及研究,重在研究后緣變彎度對二維翼型氣動方面影響變化的趨勢。

本文參考波音B787的變彎策略,巡航構(gòu)型后緣襟翼向上向下最大偏轉(zhuǎn)1.5°,每隔0.5°設(shè)一個檔位。同時偏轉(zhuǎn)擾流片使翼型上表面連續(xù)無縫。在設(shè)計升力系數(shù)0.6,馬赫數(shù)為0.729,單位米雷諾數(shù)為6.69×106狀態(tài)下進行計算。

圖9a)給出了后緣不同偏角時升力系數(shù)曲線,可看出翼型后緣變彎度不改變升力線的斜率,而是改變了翼型的零升迎角。翼型后緣下偏角度越大,相同迎角下的升力系數(shù)越大。圖9b)所示為1°迎角時后緣偏轉(zhuǎn)不同角度對應(yīng)的壓力分布。

圖9　二維翼型后緣變彎計算結(jié)果

后緣彎度增大使其環(huán)量增大,對前緣上表面產(chǎn)生正的誘導(dǎo)速度,上表面流速加快,壓力減小,負壓峰值增高。下表面流速變慢,壓力增大,因此,升力增大。同時,上表面流速加快使激波強度增強,激波位置后移。

圖9c)給出了后緣不同偏角時的升阻比曲線變化。在升力系數(shù)較小時,自由來流為負迎角。后緣上偏可增大相同升力系數(shù)時的來流迎角,減小壓差阻力,增大了升阻比;升力系數(shù)較大時,后緣下偏可減小相同升力系數(shù)時的來流迎角,進而減弱激波強度及阻力,提高升阻比。值得注意的是,計算所用的翼型為直接截取的三維Wingbody的KINK處翼型,在設(shè)計升力系數(shù)0.6時升阻比并非最大。后緣下偏1.5°時,升阻比相比于初始翼型提高了6.8%。

圖10為定升力系數(shù)Cl=0.6時阻力發(fā)散特性曲線。阻力發(fā)散馬赫數(shù)(dCd/dMa=0.1)隨后緣彎度增大而增大,即后緣偏角增加可提高阻力發(fā)散馬赫數(shù),改善翼型的阻力發(fā)散特性。

圖10　Cd隨Ma變化曲線

4.2翼身組合體后緣變彎度對氣動性能的影響及分析

為了減少網(wǎng)格量,降低計算難度,縮短計算的時間,本文在某遠程寬體飛機翼身組合體上對TEVC系統(tǒng)進行計算和評估,旨在研究增升裝置機構(gòu)實現(xiàn)后緣變彎度及在氣動上的收益,未考慮副翼、前緣縫翼參與變彎度及其對氣動的影響。

CATIA三維模型如圖11所示。通過KINK處機構(gòu)輸出的變彎位置,利用剛體運動,可分別確定內(nèi)外段襟翼的偏轉(zhuǎn),進而確定后緣襟翼不同偏角時的變彎構(gòu)型。配合擾流板下偏,使上下翼面連續(xù)無縫。

圖11　后緣變彎構(gòu)型

在巡航馬赫數(shù)為0.85,單位米雷諾數(shù)6.69×106狀態(tài)下進行計算,設(shè)計升力系數(shù)為0.515,即對應(yīng)飛機攜帶50%機內(nèi)燃油量時的升力系數(shù)。在巡航范圍內(nèi),對應(yīng)機體內(nèi)剩余燃油變化為80%～20%,即確定巡航階段的升力系數(shù)變化范圍Cl=0.465～0.565。

采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,近壁面處網(wǎng)格加密,計算網(wǎng)格量為810萬,物面網(wǎng)格如圖12所示。為了給出正確的比較結(jié)果,各變彎構(gòu)型之間網(wǎng)格數(shù)量和分布都分別保持不變,這樣就將網(wǎng)格差異引起的流場計算結(jié)果的差別減到了最小。

圖12　計算網(wǎng)格

本文分別針對后緣幾種不同的變彎構(gòu)型進行了計算:沿弦向彎度變化,即內(nèi)外段襟翼同時偏轉(zhuǎn)相同角度,如±1.5°(下偏為正,上偏為負)、±1°、±0.5°。沿展向彎度變化,如僅內(nèi)側(cè)襟翼偏轉(zhuǎn)-0.5°、-1°;僅外側(cè)襟翼偏轉(zhuǎn)0.5°、1°;內(nèi)外翼段偏轉(zhuǎn)不同角度,如內(nèi)側(cè)上偏0.5°,外側(cè)下偏0.5°。

表1給出了在設(shè)計點,Ma=0.85,Cl=0.515時,幾種不同變彎構(gòu)型相比于初始構(gòu)型在該設(shè)計工況時的阻力及升阻比變化。

表1　Cl=0.515時阻力系數(shù)及升阻比

表1中的幾種變彎構(gòu)型均降低了設(shè)計點的阻力系數(shù)。僅外翼段下偏0.5°時,阻力降低0.966counts,升阻比提高0.459%。

飛機剛開始進入巡航,即Cl=0.565時,初始構(gòu)型及不同變彎構(gòu)型在該工況時的阻力系數(shù)及升阻比變化如表2所示。

表2　Cl=0.565時阻力系數(shù)及升阻比

表2列出了內(nèi)外段襟翼同時下偏1°、1.5°、0.5°時的阻力系數(shù)。后緣襟翼下偏1°時,阻力降低5.368counts,升阻比提高2.28%。

巡航末端,即Cl=0.465時,初始構(gòu)型及不同變彎構(gòu)型在該工況時的阻力系數(shù)及升阻比變化如表3所示。

表3　Cl=0.465時阻力系數(shù)及升阻比

對比初始構(gòu)型,僅內(nèi)翼段襟翼上偏1°時,阻力降低0.665counts,升阻比提高0.345%。

巡航階段機翼后緣變彎度系統(tǒng)的氣動收益可用圖13表示。雖然本文變彎度構(gòu)型存在以下限制條件:計算的構(gòu)型后緣襟翼弦長較短,沿弦向的彎度變化有限;為了評估本文利用増升裝置的變彎效果,后緣未考慮副翼參與變彎,也在一定程度上降低了氣動上的收益;襟翼僅分為內(nèi)外兩段,與波音787內(nèi)襟翼、襟副翼、外襟翼、副翼的四段變彎相比,沿展向的彎度變化有限。但在整個巡航段仍取得了可觀的收益,巡航階段升阻比提高0.345%～2.28%。

后緣變彎度系統(tǒng)通過后緣偏轉(zhuǎn)不同的角度持續(xù)優(yōu)化機翼外形,降低巡航時的阻力。傳統(tǒng)的機翼設(shè)計局限于僅優(yōu)化單個設(shè)計點(對應(yīng)50%燃油重量時的升力系數(shù))的翼型或機翼參數(shù),兼顧設(shè)計升力系數(shù)±0.05變化范圍內(nèi)的阻力特性。而變彎度可為機翼設(shè)計提供更多的設(shè)計點,在傳統(tǒng)機翼設(shè)計的基礎(chǔ)上,通過優(yōu)化巡航階段幾個狀態(tài)時的后緣偏角,可進一步降低巡航階段的阻力,減少油耗。

后緣彎度變化會改變翼型上表面壓力,進而影響激波位置或減弱激波強度來減小阻力。圖14至圖16分別給出了Cl=0.565時,初始構(gòu)型與后緣下偏1°時機翼表面的壓力云圖和19 m站位處的壓力分布,可看出襟翼下偏1°后,彎度增加,巡航迎角減小,從而前緣吸力峰值降低,激波位置后移,外翼段激波更弱且位置更向后。

圖13　升阻比曲線對比　　　　　　　圖14　初始構(gòu)型表面壓力　　圖15　后緣下偏1°時表面壓云圖及極限流線力云圖及極限流線

后緣變彎度也會改變機翼展向的環(huán)量及升力分布。圖17和圖18分別給出了Cl=0.465時,最佳橢圓型環(huán)量分布與初始構(gòu)型和僅內(nèi)翼段襟翼上偏1°構(gòu)型環(huán)量分布對比及對應(yīng)的升力系數(shù)的對比?？煽闯?變彎后的構(gòu)型環(huán)量更貼近橢圓形分布,有利于減小誘導(dǎo)阻力。

圖16　Y=19 m處壓力分布對比　　　　　圖17　環(huán)量分布對比　　　圖18　升力系數(shù)分布對比

5結(jié)論

1) 通過運動仿真對本文研究的増升裝置機構(gòu)進行運動學(xué)分析。在巡航階段變彎度時,襟翼前緣的運動軌跡大體上平行于機翼下表面,這可以保證在變彎過程中不會引起下表面過大的曲率變化。上表面通過擾流板的偏轉(zhuǎn)保證翼型表面連續(xù)無縫。與簡單鉸鏈機構(gòu)的圓弧軌跡相比,起飛階段,即襟翼偏角較小時具有較大的后退量;著陸階段,即襟翼大偏角時,小的后退量能盡可能大的增加襟翼偏角。該機構(gòu)良好的運動學(xué)特性使其能滿足巡航階段變彎度及起飛著陸的要求。

2) 評估了可用于機翼變彎度的襟翼機構(gòu)對增升裝置效率的影響,與簡單鉸鏈機構(gòu)起飛構(gòu)型以及傳統(tǒng)著陸構(gòu)型相比,應(yīng)用該機構(gòu)的起飛著陸構(gòu)型,線性段及最大升力系數(shù)、升阻比均有增加,即具有更好的起飛著陸性能,滿足增升裝置的氣動設(shè)計要求。

3) 研究了機翼后緣變彎度對其氣動性能的影響。后緣變彎度不改變二維翼型的升力線斜率。在升力系數(shù)較小時,后緣上偏增大了升阻比;升力系數(shù)較大時,后緣下偏提高了升阻比。后緣偏角增加可提高阻力發(fā)散馬赫數(shù),改善翼型的阻力發(fā)散特性。在遠程寬體客機翼身組合體基礎(chǔ)上改變后緣彎度,巡航段升阻比提高0.345～2.28%之間,驗證了本文所研究的增升裝置機構(gòu)在氣動上取得了較大的收益。

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Mechanical Simulation and Aerodynamic Analysis on a New Type of Wing Trailing Edge Variable Camber

Shen Guangchen, Bai Junqiang, Liu Nan, Liu Rui

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710072, China)

Abstract:By using computational fluid dynamics and CATIA DMU Kinematics, a high-lift system that could be used on the present and future civil aircraft for varying wing camber during cruise has been studied. It consists of flap mechanism and drooping spoiler. Kinematic analysis of the flap mechanism shows that there won't be any gap on the wing surface during cruise. Besides, the track of flap meets the requirements of takeoff and landing. Compared with the simple hinged flap, the linear range of lift coefficient of takeoff configurations that applied the flap mechanism increases by 0.05, and the corresponding increase of lift to drag ratio is from 3% to 0.2%. The maximum lift coefficient of landing configuration with drooping spoiler increases by 1.14% and the linear range of lift coefficient increases to 0.15 than the configuration without spoiler droop, which demonstrates its high efficiency. The flap mechanism has been used to change trailing edge camber on the basis of 2D cruise foils and the lift to drag ratio has been improved. The drag-divergence Mach number increases with trailing edge deflection angle. The flap mechanism has also been used to change trailing edge camber of a long-range, wide-body transport aircraft. In the entire range of lift coefficient available during cruise, the L/D of initial configuration has increased by 0.345%～2.28%. In conclusion, the high-lift system used for varying camber during cruise shows great benefits on aerodynamics without increasing complexity and weight of mechanism.

Keywords:high-lift system; aerodynamics; mechanisms; trailing edge variable camber; computational fluid dynamics; aerodynamic configurations; lift to drag ratio; Mach number

收稿日期：2016-03-08

作者簡介：沈廣琛(1991—),西北工業(yè)大學(xué)碩士研究生,主要從事飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計研究。

中圖分類號：V211.3

文獻標(biāo)志碼：A

文章編號:1000-2758(2016)04-0578-09