基于襟/縫翼吹氣技術(shù)的短距起降飛行器增升策略的數(shù)值模擬研究

郝璇，劉芳，王斌

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 第二研究所，北京 100074)

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基于襟/縫翼吹氣技術(shù)的短距起降飛行器增升策略的數(shù)值模擬研究

郝璇，劉芳，王斌

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 第二研究所，北京 100074)

邊界層吹氣是增加飛行器升力的有效措施。針對(duì)普通陸基起降飛行器，根據(jù)總體參數(shù)對(duì)其實(shí)現(xiàn)艦載起降的氣動(dòng)力特性需求進(jìn)行分析并提出五組初步方案；同時(shí)對(duì)襟/縫翼定常吹氣的增升潛力進(jìn)行數(shù)值模擬研究。結(jié)果表明：襟/縫翼吹氣能夠使升力系數(shù)顯著增加；襟翼和縫翼吹氣存在相互干擾，升力增量的變化率隨吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加而減??；當(dāng)吹氣動(dòng)量系數(shù)不大于6%時(shí)，襟/縫翼吹氣最大升力系數(shù)最大可達(dá)1.85左右，α=15°時(shí)升力系數(shù)最大可達(dá)1.40左右，可滿(mǎn)足所提五組氣動(dòng)力特性需求方案中的三組方案的艦載起降需求。

短距起降；高升力裝置；定常吹氣；襟翼；縫翼

0 引 言

隨著我國(guó)海洋實(shí)力的增強(qiáng)，艦載飛行器的研制受到了越來(lái)越多的關(guān)注。航空母艦飛行甲板上起飛跑道的長(zhǎng)度僅100 m左右，無(wú)法滿(mǎn)足絕大多數(shù)飛行器起飛時(shí)對(duì)滑跑距離的要求。如何在有限長(zhǎng)度的飛行甲板上起飛，是大型艦載飛行器形成戰(zhàn)斗力的重要前提。采用增升裝置是縮短起飛距離的有效方法之一，傳統(tǒng)機(jī)械式增升裝置的增升能力有限，在翼載、推重比、起飛方式等不變的前提下難以滿(mǎn)足短距起降的要求，需要借助流動(dòng)控制技術(shù)進(jìn)一步提高升力。

邊界層吹氣技術(shù)是目前最成熟、有效的流動(dòng)控制技術(shù)之一，國(guó)內(nèi)外已對(duì)其開(kāi)展了大量研究。常見(jiàn)的用于增升裝置的主動(dòng)流動(dòng)控制方法可以分為兩類(lèi)：一類(lèi)是直接為邊界層注入能量，達(dá)到抑制分離、增加環(huán)量的目的，例如定常吹氣，吹出的氣流增加機(jī)翼表面邊界層的能量，改變了表面壓力分布，延遲了分離的發(fā)生，隨著吹氣動(dòng)量的增加，“超環(huán)量”效應(yīng)能夠進(jìn)一步增加升力[1]；另一類(lèi)則是通過(guò)產(chǎn)生一定的渦系結(jié)構(gòu)對(duì)分離流動(dòng)施加影響以達(dá)到抑制分離的目的，也稱(chēng)為微吹氣技術(shù)，例如脈沖吹氣[2]、合成射流[3]、矢量環(huán)量射流[4]以及自振蕩射流[5]等。

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展以及計(jì)算流體力學(xué)方法的逐步完善，數(shù)值模擬被越來(lái)越多地用于主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的研究[6]。國(guó)外，A.Carnarius等[7]對(duì)二維多段翼型非定常吹氣進(jìn)行了模擬，研究了吹氣動(dòng)量系數(shù)與升力系數(shù)增量的關(guān)系；A.Khodadoust等[8]研究了雷諾數(shù)對(duì)多段翼型定常吹氣和脈沖吹氣氣動(dòng)特性的影響；P.Scholz等[9]研究了主翼后緣下偏的多段翼型矢量環(huán)量射流控制。國(guó)內(nèi)，于哲慧等[10]研究了縫翼吹氣和襟翼吸氣對(duì)多段翼型氣動(dòng)特性的影響；劉沛清等[11]對(duì)聯(lián)合射流技術(shù)的增升機(jī)理進(jìn)行了數(shù)值模擬研究；佟增軍等[12]研究了襟翼吹/吸氣動(dòng)量系數(shù)與位置的影響。上述研究主要針對(duì)二維或準(zhǔn)三維模型，目前，定常/非定常數(shù)值模擬已能夠獲得與試驗(yàn)符合較好的結(jié)果[13]。但對(duì)于復(fù)雜三維翼身組合體外形，其大后掠角、三維橫向流動(dòng)，以及高升力構(gòu)型特有的邊界層轉(zhuǎn)捩、流動(dòng)分離、尾跡流動(dòng)互相干擾等流動(dòng)現(xiàn)象，致使其邊界層吹氣尤其是非定常吹氣的增升效果還難以被精確模擬[2,8,14]。

本文在已有高升力構(gòu)型數(shù)值模擬研究[15-16]的基礎(chǔ)上，對(duì)襟/縫翼定常吹氣進(jìn)行了數(shù)值模擬。針對(duì)某陸基起降飛翼布局飛行器，根據(jù)其總體參數(shù)分析實(shí)現(xiàn)艦載起降所需的升力系數(shù)增量，研究襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響，并對(duì)基于流動(dòng)控制技術(shù)的短距起降無(wú)人飛行器總體方案的可行性進(jìn)行評(píng)估。

1 數(shù)值方法

計(jì)算采用可壓縮流動(dòng)Reynolds平均Navier-Stokes方程。不考慮外加熱和徹體力時(shí)，直角坐標(biāo)系下積分形式的三維非定常N-S方程組為

(1)

式中：V為控制體體積；S為控制體表面積。

采用格心格式的有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散，其中，剪切應(yīng)力和熱傳導(dǎo)項(xiàng)采用中心差分格式，對(duì)流項(xiàng)和壓力項(xiàng)采用Roe平均通量差分分裂格式(FDS)，單元交接面上的狀態(tài)變量采用MUSCL方法計(jì)算，并結(jié)合min-mod通量限制器消除間斷處的數(shù)值振蕩，時(shí)間推進(jìn)方式采用近似因子分解(AF)隱式時(shí)間推進(jìn)算法。程序中包含多個(gè)湍流模型，本文采用S-A模型。計(jì)算中使用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。分別模擬了NASA-Trapwing模型[17]和DLR-F11模型[18]，對(duì)數(shù)值方法進(jìn)行了較為全面的驗(yàn)證，具體結(jié)果詳見(jiàn)文獻(xiàn)[15-16]。

2 短距起降氣動(dòng)特性需求分析

2.1 基本布局(飛翼布局)氣動(dòng)特性分析

飛翼布局是一種常見(jiàn)的長(zhǎng)航時(shí)飛行器布局形式，具有隱身特性好、結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕等特點(diǎn)。飛翼布局形式如圖1所示，其基本總體參數(shù)如表1所示。為了滿(mǎn)足陸地水平起降的要求，外翼采用前緣縫翼和單縫襟翼。

圖1 飛翼布局形式

總體參數(shù) 數(shù) 值起飛質(zhì)量/kg8000巡航高度/km10巡航速度/(km·h-1)600機(jī)翼面積/m245翼展/m16

巡航構(gòu)型與起飛構(gòu)型升力特性的對(duì)比如圖2所示。起飛構(gòu)型CLmax=1.378，失速迎角α=20°，能夠滿(mǎn)足起飛質(zhì)量8 000 kg的飛行器在高高原機(jī)場(chǎng)以起飛安全速度v2=63.2 m/s(Ma=0.2)起飛。

(a) 升力系數(shù)隨迎角的變化

(b) 升阻比隨升力系數(shù)的變化

2.2 艦載起飛氣動(dòng)特性需求分析

中小型航空母艦艦載飛機(jī)普遍采用滑躍式起飛，斜坡甲板的上翹角為10°～15°。以航空母艦“遼寧艦”為參考，其擁有105 m長(zhǎng)的跑道2條，195 m長(zhǎng)的跑道1條，滑躍甲板的上翹角為12°，巡航速度為14.92 m/s(29節(jié))。

軍用飛機(jī)要求起飛離地速度vLOF≥1.1vS，vS為起飛構(gòu)型無(wú)動(dòng)力平飛失速速度[1]。因此，起飛狀態(tài)對(duì)應(yīng)的最大升力系數(shù)CLmax-TO可由式(2)計(jì)算得到：

(2)

式中：WTO為飛機(jī)起飛質(zhì)量；Tav為起飛可用推力；α為起飛迎角，取12°；φ為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角，取0°。

對(duì)起飛構(gòu)型升阻比的要求為

(3)

飛機(jī)在甲板上的滑跑距離的計(jì)算公式[1]為

(4)

根據(jù)式(2)～式(4)計(jì)算得到的起飛升力需求方案如表2所示，其中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力包括2 200和2 500kg兩個(gè)方案；最大起飛質(zhì)量包括6 000、6 500和8 000kg。由于發(fā)動(dòng)機(jī)推重比較小，僅為0.4左右，采用2.1節(jié)的增升構(gòu)型無(wú)法實(shí)現(xiàn)短距起降，需借助其他方式增加升力系數(shù)。

表2 艦載飛行器起飛升力系數(shù)需求方案

3 襟/縫翼吹氣的數(shù)值模擬

3.1 計(jì)算網(wǎng)格

起飛構(gòu)型襟/縫翼吹氣模擬網(wǎng)格如圖3所示。根據(jù)機(jī)械增升裝置表面流動(dòng)分離位置，在襟翼上表面沿其全展長(zhǎng)設(shè)計(jì)吹氣縫隙，縫隙高度為3 mm(如圖3(b)所示)；縫翼則為全展長(zhǎng)吹氣，其吹氣縫隙的寬度為2 mm(如圖3(c)所示)。采用點(diǎn)對(duì)點(diǎn)塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，襟翼縫隙沿寬度方向分布41個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，縫翼縫隙沿寬度方向分布33個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)。邊界層第一層網(wǎng)格高度為2.0×10-6，拉伸比為1.2。單獨(dú)襟翼吹氣半模的網(wǎng)格數(shù)量為1.75×107，襟/縫翼吹氣的網(wǎng)格數(shù)量為2.18×107。

(a) 表面網(wǎng)格

(b) 襟翼吹氣區(qū)域

(c) 縫翼吹氣區(qū)域

(d) 展向截面網(wǎng)格

主控方程為RANS方程，湍流模型為S-A模型。來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.12，單位弦長(zhǎng)雷諾數(shù)Re=2.8×106，力矩參考點(diǎn)為機(jī)頭，低頭方向?yàn)檎?/p>

3.2 襟翼吹氣計(jì)算結(jié)果分析

吹氣強(qiáng)度通常用吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ表示。

(5)

式中：mj為每秒噴流的質(zhì)量流量；vj為噴流速度；q∞為來(lái)流動(dòng)壓；s為吹氣縫隙寬度。

襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)與吹氣馬赫數(shù)的關(guān)系如表3所示。

表3 襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)與吹氣馬赫數(shù)的關(guān)系

采用不同吹氣動(dòng)量系數(shù)(Cμ)所獲得的飛行器升力、升阻比和力矩曲線(xiàn)如圖4所示，可以看出：隨著Cμ的增大，升力曲線(xiàn)的截距增大，失速延遲；α=0°的升力系數(shù)最大可增加0.169，最大升力系數(shù)最大可增加0.414，失速迎角最大延遲3°；吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加對(duì)力矩影響較小，但對(duì)升阻比影響較為明顯，當(dāng)Cμ<1.62%時(shí)，升阻比下降較小，當(dāng)Cμ>1.62%時(shí)，升阻比下降較大；Cμ=14.58%時(shí)，CL=1.2對(duì)應(yīng)的升阻比相對(duì)沒(méi)有吹氣時(shí)降低了約1.2。

(a) 升力系數(shù)隨迎角的變化曲線(xiàn)

(b) 升阻比隨升力系數(shù)的變化曲線(xiàn)

(c) 俯仰力矩系數(shù)隨升力系數(shù)的變化曲線(xiàn)

α=0°的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)隨吹氣量增加的變化趨勢(shì)如圖5所示。

圖5 升力系數(shù)增量隨吹氣量的變化趨勢(shì)

從圖5可以看出：隨著吹氣量的增加，升力曲線(xiàn)變化趨勢(shì)分為兩段，小于臨界動(dòng)量系數(shù)時(shí)，在邊界層控制的作用下，升力線(xiàn)斜率大，增升效率高，大于臨界動(dòng)量系數(shù)后，形成超環(huán)量效應(yīng)，升力線(xiàn)斜率小，增升效率低；當(dāng)Cμ>5%時(shí)，α=0°的升力系數(shù)增加趨于平緩，升力系數(shù)增量ΔCL<0.2。

α=0°和α=20°不同吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)飛行器表面流線(xiàn)分布的影響分別如圖6～圖7所示，可以看出：襟翼吹氣可以有效抑制小迎角時(shí)襟翼上表面分離和大迎角時(shí)主翼上表面分離，隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，主翼上表面分離區(qū)明顯減小。

(a) Cμ=0

(b) Cμ=0.09%

(c) Cμ=0.58%

(d) Cμ=1.62%

(e) Cμ=4.68%

(f) Cμ=9.33%

(a) Cμ=0

(b) Cμ=0.09%

(c) Cμ=0.58%

(d) Cμ=1.62%

(e) Cμ=4.68%

(f) Cμ=9.33%

展向z=5 m，α=0°和α=20°不同吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)壓力分布的影響如圖8所示，可以看出：①α=0°時(shí)，襟翼和主翼上表面壓力分布產(chǎn)生了明顯的變化，襟翼前緣的吸力峰值增大，上表面壓力減??；隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，襟翼下表面局部也受到了影響，前緣壓力增大；當(dāng)吹氣動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)(Cμ<0.58%)，襟翼升力增量較小，襟翼對(duì)主翼的上洗影響區(qū)域有限；伴隨吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加，襟翼產(chǎn)生的升力明顯增大，對(duì)主翼的上洗增強(qiáng)，主翼受影響區(qū)域增大，下表面前緣區(qū)域壓力增大；由于只有小部分主流流入縫道，主翼頭部流動(dòng)變化對(duì)縫道內(nèi)流動(dòng)影響較大，縫翼吸力峰值降低。②α=20°時(shí)，襟翼前緣的吸力峰值增大，上表面壓力減小，下表面壓力基本沒(méi)有變化；主翼上表面壓力變化趨勢(shì)與α=0°時(shí)相似，下表面壓力基本沒(méi)有變化；更多的主流流入縫道，襟翼吹氣對(duì)主翼和縫翼壓力面的影響減弱，縫翼壓力面基本沒(méi)有變化；吸力面后緣受到的主翼上洗影響隨襟翼吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加而增強(qiáng)，壓力降低，產(chǎn)生的升力增加。

(a) Cp提取位置

(b) α=0°

(c) α=20°

3.3 縫翼吹氣計(jì)算結(jié)果分析

在3.2節(jié)的基礎(chǔ)上，研究縫翼下表面吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響，并分別計(jì)算縫翼(氣流迎角為60°)、襟翼在不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下飛行器的氣動(dòng)力特性。

當(dāng)襟翼吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμf分別為1.62%和4.68%時(shí)，氣動(dòng)特性隨縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)的變化曲線(xiàn)如圖9所示。α=0°的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)以及它們的增量隨襟翼(橫坐標(biāo))、縫翼(縱坐標(biāo))吹氣動(dòng)量系數(shù)的變化云圖如圖10所示。從圖9～圖10可以看出：縫翼下表面吹氣可以增加升力線(xiàn)的截距并延遲失速，同時(shí)提高最大升力系數(shù)，但其增加升力的能力會(huì)受后緣襟翼吹氣的影響，隨著后緣襟翼吹氣量的增加，縫翼下表面吹氣產(chǎn)生的升力增量減?。豢p翼下表面吹氣在一定程度上對(duì)升阻比產(chǎn)生了有利的影響，當(dāng)CL>1.1時(shí)，隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，升阻比略微增大；縫翼下表面吹氣對(duì)力矩特性的影響較小。

(a1)Cμf=1.62% (a2)Cμf=4.68%

(a) 升力系數(shù)隨迎角的變化曲線(xiàn)

(b1)Cμf=1.62% (b2)Cμf=4.68%

(b) 升阻比隨升力系數(shù)的變化曲線(xiàn)

(c1)Cμf=1.62% (c2)Cμf=4.68%

(c) 俯仰力矩系數(shù)隨升力系數(shù)的變化曲線(xiàn)

圖9 不同縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)氣動(dòng)特性曲線(xiàn)

Fig.9 Influence ofCμson aerodynamic characteristic

當(dāng)α=20°，襟翼吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμf為1.62%時(shí)，縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)表面極限流線(xiàn)的影響如圖11所示；當(dāng)α=20°，襟翼吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμf為4.68%時(shí)，縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)表面極限流線(xiàn)的影響如圖12所示。

從圖11～圖12可以看出：隨著縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加，更多的能量從縫道流向主翼上表面，使主翼上表面分離區(qū)范圍縮小。

(a) CL，α=0°

(b) CLmax

(c) ΔCL，α=0°

(d) ΔCLmax

(a) Cμs=0

(b) Cμs=0.389%

(c) Cμs=1.080%

(d) Cμs=3.120%

(a) Cμs=0

(b) Cμs=0.389%

(c) Cμs=1.080%

(d) Cμs=3.120%

當(dāng)襟翼吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμf分別為1.62%和4.68%，展向z=5 m，α=0°和α=20°時(shí)，縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)表面壓力分布的影響如圖13～圖14所示。

(a) α=0°

(b) α=20°

(a) α=0°

(b) α=20°

從圖13～圖14可以看出：縫翼下表面吹氣對(duì)縫翼、主翼和襟翼的表面壓力分布均產(chǎn)生了明顯的影響，并且隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，壓力分布變化越大；襟翼上表面吹氣量較小時(shí)(圖13)，襟翼對(duì)主翼的上洗變化較小，主翼上表面流速較低，縫道流出的高速氣流對(duì)主翼上表面影響較大，并提高了襟翼的吸力峰值，因此主翼和襟翼升力增量較高；襟翼上表面吹氣量較大時(shí)(圖14)，襟翼對(duì)主翼的上洗增強(qiáng)，主翼上表面流速提高，縫道流出的高速氣流對(duì)主翼影響減弱，主翼和襟翼表面壓力變化較小，因此升力增量較小。

從圖13(a)和圖14(a)可以看出：α=0°時(shí)，隨著縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，主翼前緣流速增大，吸力峰值增大；縫翼下表面吹氣點(diǎn)之后的區(qū)域流速增大，壓力減小；縫道內(nèi)局部區(qū)域的速度梯度增大，流動(dòng)方向發(fā)生變化，引起主翼駐點(diǎn)前移。

從圖13(b)和圖14(b)可以看出：α=20°時(shí)，隨著縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，迎角增大使得更多的氣流流入縫道，吹氣對(duì)縫道內(nèi)的流動(dòng)形態(tài)基本沒(méi)有產(chǎn)生影響；吹出的氣流隨主流流出縫道，主翼頭部邊界層被注入更多的能量，流速提高，使吸力峰值增大；主翼上表面受到影響的區(qū)域越來(lái)越大，流速提高，壓力降低；主翼對(duì)縫翼的上洗增強(qiáng)，縫翼上表面壓力降低，升力增大。

采用不同襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)計(jì)算得到的α=0°的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果分別如表4～表5所示。

表4 襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)α=0°的升力系數(shù)的影響

表5 襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)α=0°的最大升力系數(shù)的影響

從表4～表5可以看出：襟/縫翼吹氣可使最大升力系數(shù)達(dá)到1.85左右，根據(jù)圖9(a)可得，15°迎角對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)最大可達(dá)1.4左右。在表2所列的五個(gè)需求方案中，通過(guò)襟/縫翼吹氣在起飛迎角不大于15°時(shí)能夠滿(mǎn)足方案一、三、四的氣動(dòng)力特性要求；而要滿(mǎn)足方案二的氣動(dòng)力要求，則需增大起飛迎角(15°以上)才能獲得相應(yīng)的升力系數(shù)。采用襟/縫翼吹氣在15°起飛迎角對(duì)應(yīng)的升阻比為9.5左右，根據(jù)式(3)計(jì)算可得方案一、三、四起飛時(shí)的爬升梯度分別為0.261、0.311、0.279。

4 結(jié) 論

(1) 襟/縫翼吹氣能夠使升力系數(shù)顯著增加。隨著襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，升力系數(shù)增量變化率減小，升力增量趨近于極限值。

(2) 襟翼和縫翼吹氣量存在相互干擾，高吹氣動(dòng)量系數(shù)并不能獲得高升力增量，應(yīng)合理選擇襟/縫翼吹氣動(dòng)量系數(shù)，以獲得最優(yōu)的升力增量和失速特性。

(3) 當(dāng)起飛迎角不大于15°時(shí)，通過(guò)襟/縫翼吹氣能夠滿(mǎn)足方案一、三、四的氣動(dòng)力特性要求；而方案二則要求增大起飛迎角(15°以上)才能獲得足夠的升力系數(shù)。

(4) 方案五所需的升力系數(shù)是本文所采用的吹氣手段無(wú)法實(shí)現(xiàn)的，后續(xù)還需開(kāi)展其他流動(dòng)控制方法，例如多位置吹氣、非定常吹氣等來(lái)評(píng)估方案五的可行性。

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì). 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)： 第6冊(cè)——?dú)鈩?dòng)設(shè)計(jì)[M]. 北京： 航空工業(yè)出版社， 2002. General Editorial Board ofAircraftDesignManual. Aircraft design manual: Vol.6-Aerodynamic design[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2002.(in Chinese)

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(編輯：馬文靜)

The Numerical Simulation Research on High Lift Enhancement Strategies of STOL Aircraft Based on Flap and Slat Blowing

Hao Xuan, Liu Fang, Wang Bin

(The Second Research Institute, China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

The boundary layer blowing is an effective measure to increase the lift of flight vehicles. For a common flight vehicle designed for on-land taking off and landing, the aerodynamic characteristic requirements are analyzed to realize its on-deck taking off and landing based on the project parameters, and five schemes are proposed. The lift increase potential of flap and slat steady blowing is researched by numerical simulation. The results indicate that the flap and slat blowing can enhance the lift observably, whereas some interference will appear when both the flap and slat blowing, which lead the slope of increased lift declining as the blowing momentum coefficient increasing. When the blowing momentum coefficient less than 6%, the maximum lift coefficient can reach about 1.85 and the lift coefficient at 15° of the angle of attack with both the flap and slat blowing can reach about 1.40. The aerodynamic characteristic requirements can be satisfied for taking off and landing on the deck in three of the five schemes.

STOL; high lift device; steady blowing; flap; slat

2016-07-22；

2016-10-08

劉芳,441832909@qq.com

1674-8190(2016)04-408-12

V215.3

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.04.003

郝 璇(1982-)，女，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)聲學(xué)。

劉 芳(1981-)，女，碩士，工程師。主要研究方向：計(jì)算流體力學(xué)。

王 斌(1980-)，男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、氣動(dòng)優(yōu)化。