翼身融合布局民機(jī)克魯格襟翼設(shè)計(jì)

張明輝，陳真利,*，毛俊，王剛，譚兆光，王龍，張彬乾

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210 3. 航空工業(yè) 惠陽(yáng)航空螺旋槳有限責(zé)任公司，保定 071051

翼身融合 (Blended-Wing-Body，BWB) 布局以其突出的綜合性能優(yōu)勢(shì)，滿足以減少油耗、排放、噪聲為主要目標(biāo)的“綠色航空”發(fā)展要求，得到重視和迅速發(fā)展[1-2]。隨著研究工作的深入，BWB布局低速起降性能較差的問(wèn)題逐漸凸顯，成為阻礙其工程化發(fā)展的技術(shù)瓶頸之一[3-4]，BWB布局增升裝置設(shè)計(jì)成為亟需解決的關(guān)鍵技術(shù)。

增升裝置設(shè)計(jì)始終是民機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問(wèn)題之一，經(jīng)過(guò)國(guó)內(nèi)外的長(zhǎng)期研究，以前緣縫翼和后緣開(kāi)縫襟翼為代表的傳統(tǒng)增升裝置設(shè)計(jì)技術(shù)與方法等較為完善[5-7]。但是，BWB布局對(duì)增升裝置設(shè)計(jì)提出了新的問(wèn)題與挑戰(zhàn)。傳統(tǒng)增升裝置不適用于BWB布局主要有兩方面原因。其一，傳統(tǒng)增升裝置尤其是前緣縫翼不適應(yīng)層流技術(shù)的使用需求。采用混合/自然層流技術(shù)進(jìn)行機(jī)翼設(shè)計(jì)，可減少10%的阻力并降低5%的燃油消耗，是提高民機(jī)經(jīng)濟(jì)性的有效手段[8]。BWB布局作為未來(lái)民機(jī)先進(jìn)布局，歐美多個(gè)研究項(xiàng)目[9-11]，如ERA、SUGAR、ACFA2020等均明確表示其BWB布局機(jī)翼計(jì)劃采用混合/自然層流技術(shù)。層流技術(shù)要求保證機(jī)翼前緣尤其是上表面的連續(xù)性，以避免引起過(guò)早轉(zhuǎn)捩，影響層流設(shè)計(jì)效果。而前緣縫翼不可避免地會(huì)破壞機(jī)翼上表面的連續(xù)性，因此不是BWB布局前緣增升裝置的最佳選擇。其二，BWB布局翼身高度融合，布局自身存在縱向操縱舵面力臂較短、配平效率不高的先天不足。傳統(tǒng)的三段式增升裝置雖然增升效率高，但附加力矩較高，增升狀態(tài)下難以配平，縱向控制舵面設(shè)計(jì)壓力大，因此難以應(yīng)用于BWB布局。新型主動(dòng)流動(dòng)控制手段，如吹氣襟翼或邊界層抽吸等方法可以提高低速性能，但實(shí)際應(yīng)用中在重量、安全可靠性、復(fù)雜度與費(fèi)效比等方面仍存在問(wèn)題?？唆敻窠笠?Krueger Flap)以其獨(dú)特的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)形式受到BWB布局的青睞?？唆敻窠笠聿贾糜跈C(jī)翼前部下表面，采用沿前緣旋轉(zhuǎn)式運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，可以避免破壞翼型前緣與上表面的連續(xù)性；起降階段，展開(kāi)的克魯格襟翼不但具有增升效果，還對(duì)機(jī)翼前緣有遮蔽效果，可防止昆蟲與塵埃沾染，適用于層流機(jī)翼設(shè)計(jì)[12-13]。

克魯格襟翼并不是嶄新的概念，其發(fā)展過(guò)程曲折。Krueger[14]于1947年首次提出克魯格襟翼的概念。1970年，Boeing通過(guò)四鉸鏈機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)變彎度克魯格設(shè)計(jì)[15]，但最終因較高的復(fù)雜度和昂貴的制造和維修費(fèi)用而停止使用。此后克魯格襟翼發(fā)展基本停滯，直到層流技術(shù)與BWB布局等未來(lái)民機(jī)對(duì)增升裝置新需求的出現(xiàn)，克魯格襟翼研究逐步蘇醒。Rudolph[16]提出在折疊鈍頭克魯格襟翼上應(yīng)用縫道效應(yīng)以代替縫翼的控制效果，并于1999年在B747混合層流技術(shù)驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)[17]。Wild等[18-20]在DeSiReH項(xiàng)目(2009—2013年)中在常規(guī)布局基礎(chǔ)上開(kāi)展層流機(jī)翼的增升裝置設(shè)計(jì)，試驗(yàn)表明開(kāi)縫克魯格襟翼增升效果與前緣縫翼相近。Akaydin等[21-22]的研究進(jìn)一步表明，通過(guò)幾何形狀與縫道參數(shù)變化，克魯格襟翼能取得不同偏度縫翼的增升效果。Vicroy等[23]基于折疊鈍頭克魯格襟翼概念，對(duì)ERA BWB布局進(jìn)行了前緣增升裝置設(shè)計(jì)，并開(kāi)展了低速試驗(yàn)。

由上述研究現(xiàn)狀可知，克魯格襟翼設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)變化多，不同研究中克魯格襟翼外形差異較大，并且研究主要關(guān)注于氣動(dòng)特性，對(duì)流動(dòng)形態(tài)與增升原理分析并不深入。參考克魯格襟翼發(fā)展歷程并結(jié)合工程實(shí)用性，本文以開(kāi)縫剛性鈍頭克魯格襟翼作為研究對(duì)象,首先，建立了二維參數(shù)化建模方法，準(zhǔn)確描述幾何外形與縫道配置，獲得參數(shù)變化對(duì)流動(dòng)特征與氣動(dòng)性能的影響規(guī)律；并根據(jù)工程設(shè)計(jì)約束，提出克魯格襟翼設(shè)計(jì)原則。其次，根據(jù)設(shè)計(jì)原則對(duì)參數(shù)設(shè)計(jì)空間進(jìn)行減縮，提出開(kāi)縫剛性鈍頭克魯格襟翼的設(shè)計(jì)思想，并開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到增升能力強(qiáng)、失速特性好的二維克魯格設(shè)計(jì)方案。隨后，將設(shè)計(jì)方法應(yīng)用于BWB布局，分析克魯格襟翼三維流動(dòng)形態(tài)與氣動(dòng)特性。最終，給出前緣開(kāi)縫剛性鈍頭克魯格襟翼、后緣簡(jiǎn)單襟翼的BWB布局增升方案，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行性能評(píng)估與驗(yàn)證。

1 研究方法

1.1 二維數(shù)值方法驗(yàn)證

本文首先驗(yàn)證用于模擬二維增升裝置流動(dòng)問(wèn)題的數(shù)值模擬方法的可靠性及計(jì)算精度。采用典型的30P30N三段翼型[24], 前緣縫翼參數(shù)配置為偏度δs=-30°，縫道寬度Gs=2.95%c，重疊量Os=-2.5%c；后緣襟翼縫道參數(shù)配置為偏度δf=30°，縫道寬度Gf=1.32%c，重疊量Of=1.0%c；c為干凈翼型弦長(zhǎng)。為保證計(jì)算精度，采用C型拓?fù)涞亩鄩K結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分策略，近壁面網(wǎng)格保證無(wú)量綱高度y+≤1，遠(yuǎn)場(chǎng)大于25倍參考弦長(zhǎng)。為更好地模擬多段翼型繞流的多種復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，分別對(duì)前緣縫翼尾跡流區(qū)、縫翼凹角區(qū)、襟翼凹角區(qū)、各翼段邊界層、主翼及襟翼上方尾跡/邊界層摻混區(qū)等關(guān)鍵區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理，以便更好地捕捉這些區(qū)域的流動(dòng)細(xì)節(jié)，網(wǎng)格總數(shù)為20萬(wàn)，如圖1所示。

數(shù)值模擬的控制方程為雷諾平均Navier-Stokes方程，采用有限體積法進(jìn)行離散，隱式二階迎風(fēng)格式時(shí)間推進(jìn)，多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂，剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)k-ω湍流模型，殘差收斂精度為10-6。圖2和圖3給出了雷諾數(shù)Re=9.0×106、馬赫數(shù)Ma=0.2時(shí)，數(shù)值計(jì)算(CFD)與風(fēng)洞試驗(yàn)(Test)的升力系數(shù)CL及壓力系數(shù)Cp分布比較，圖中α為迎角?？梢钥吹?，兩者吻合良好。表明本文所采用的CFD方法具有較高的精準(zhǔn)度，可以用于增升裝置研究。

圖1 30P30N翼型C型拓?fù)溆?jì)算網(wǎng)格Fig.1 C-topologized computational grid for 30P30N airfoil

圖2 30P30N翼型升力系數(shù)計(jì)算驗(yàn)證Fig.2 Numerical validation of lift coefficient for 30P30N airfoil

圖3 30P30N翼型壓力分布計(jì)算驗(yàn)證Fig.3 Numerical validation of pressure distribution for 30P30N airfoil

1.2 三維數(shù)值方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文數(shù)值模擬方法的可行性，選取NASA Trap Wing翼身組合體高升力構(gòu)型的Config9構(gòu)型[25]，進(jìn)行三維增升復(fù)雜構(gòu)型的數(shù)值研究方法驗(yàn)證。在流場(chǎng)域內(nèi)，采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格策略生成貼體黏性結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并對(duì)關(guān)鍵區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密處理。表面及對(duì)稱面計(jì)算網(wǎng)格示意如圖4 所示，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)總數(shù)為900萬(wàn)。

計(jì)算條件為馬赫數(shù)Ma=0.20、雷諾數(shù)Re=4.3×106。從圖5和圖6給出的氣動(dòng)特性曲線及壓力分布可見(jiàn)，數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。各展向站位(η=0.17～0.85)的數(shù)值模擬與試驗(yàn)結(jié)果保持了較好的一致性，表明本文數(shù)值模擬方法較好地把握了各翼段的流動(dòng)細(xì)節(jié)。本文采用的數(shù)值模擬方法滿足復(fù)雜的三維增升裝置流動(dòng)問(wèn)題研究需要。

圖4 NASA Trap Wing網(wǎng)格拓?fù)浼氨砻婢W(wǎng)格Fig.4 Mesh topology and surface grid for NASA Trap Wing

圖5 NASA Trap Wing計(jì)算驗(yàn)證Fig.5 Numerical validation for NASA Trap Wing

圖6 NASA Trap Wing不同展向站位的壓力分布計(jì)算驗(yàn)證 (α=24°)Fig.6 Numerical validation of pressure distribution for different span locations of NASA Trap Wing (α=24°)

2 開(kāi)縫克魯格襟翼參數(shù)影響規(guī)律

前緣增升裝置是延遲失速迎角，提供最大升力的主要部件。通過(guò)參數(shù)化方法描述開(kāi)縫克魯格前緣增升裝置的幾何形狀與縫道配置，研究參數(shù)變化對(duì)流動(dòng)特征與氣動(dòng)性能的影響規(guī)律是十分必要的。

2.1 克魯格襟翼參數(shù)化方法

參數(shù)化方法是研究開(kāi)縫剛性折疊鈍頭克魯格流動(dòng)形態(tài)與氣動(dòng)性能影響規(guī)律的前提。與前緣縫翼相比，克魯格襟翼設(shè)計(jì)的細(xì)節(jié)變化多，為設(shè)計(jì)者提供了更多、更自由的選擇。克魯格襟翼頭部半徑基本不受基本翼型約束，設(shè)計(jì)范圍大；對(duì)于給定的前梁位置，克魯格襟翼的面積延伸量更大；此外，襟翼頭部半徑、襟翼頭部與后部過(guò)渡位置的曲率、縫道參數(shù)等均對(duì)最大升力系數(shù)有很大的影響。因此，本文克魯格襟翼的參數(shù)化方法遵循幾何與運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)特點(diǎn)，由幾何參數(shù)與縫道配置參數(shù)兩部分組成，如圖7所示。

幾何參數(shù)采用無(wú)量綱的定義方式，保證參數(shù)變化時(shí)幾何外形的相似性，避免畸形克魯格外形出現(xiàn)。剛性折疊鈍頭克魯格襟翼由襟翼頭部和后部構(gòu)成，幾何參數(shù)分別對(duì)兩部分進(jìn)行定義?？唆敻窠笠砗蠖卧诮笠硎掌馉顟B(tài)下為巡航翼型的下表面，采用起始弦向位置Xstart、弦向長(zhǎng)度L與厚度d這3個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行定義，經(jīng)初步評(píng)估表明，襟翼后部厚度對(duì)氣動(dòng)性能的影響較小，因此本文中厚度為常值。采用樣條曲線生成克魯格襟翼頭部形狀，樣條曲線控制點(diǎn)分別為克魯格襟翼頭部起點(diǎn)P1、襟翼頭部前緣點(diǎn)P2、襟翼頭部下表面最大厚度位置P3和襟翼頭部終止點(diǎn)P4?？刂泣c(diǎn)位置采用4個(gè)無(wú)量綱的幾何參數(shù)進(jìn)行描述：襟翼頭部長(zhǎng)度占后部弦向長(zhǎng)度L的比例NL、襟翼頭部寬度占長(zhǎng)度的比例NH、P3在長(zhǎng)度方向的相對(duì)位置NX、P2在高度方向的相對(duì)位置NY。通過(guò)CATIA，根據(jù)幾何形狀參數(shù)，在基礎(chǔ)翼型上剖分出克魯格襟翼后段，進(jìn)而確定此方法可保證克魯格襟翼折疊位置曲率的連續(xù)性。此外，本文簡(jiǎn)化克魯格襟翼凹腔為方腔，凹腔深度與折疊后克魯格襟翼頭部最高點(diǎn)相切。

圖7 開(kāi)縫折疊鈍頭式克魯格襟翼參數(shù)化方法Fig.7 Parameterization method of slotted folding bull-nose Krueger flap

與縫道寬度和重疊量對(duì)縫道配置定義的方式不同，本文選取鉸鏈位置(HX,HY)與繞鉸鏈偏轉(zhuǎn)角度θ對(duì)克魯格襟翼的縫道配置進(jìn)行定義。此方法更加貼合克魯格襟翼布置于下表面，并通過(guò)連桿機(jī)構(gòu)，繞翼型前緣的鉸鏈旋轉(zhuǎn)至展開(kāi)狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，遵循了克魯格襟翼縫道參數(shù)實(shí)際由鉸鏈位置與偏轉(zhuǎn)角度決定的特征；同時(shí)，易于實(shí)現(xiàn)鉸鏈布置于翼型內(nèi)部的約束，保證設(shè)計(jì)結(jié)果的工程可行性。

2.2 克魯格襟翼參數(shù)影響規(guī)律

本節(jié)將圍繞開(kāi)縫剛性折疊鈍頭克魯格襟翼的增升能力展開(kāi)研究，分析克魯格襟翼的流動(dòng)特征，獲得參數(shù)變化對(duì)最大升力與失速迎角的影響規(guī)律。

增升構(gòu)型縫道參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能影響大，并且影響規(guī)律較為復(fù)雜。為了排除縫道參數(shù)帶來(lái)的影響，得到克魯格襟翼幾何參數(shù)以及偏轉(zhuǎn)角度的影響規(guī)律，本節(jié)研究中縫道寬度和重疊量與30P30N標(biāo)模一致，縫道配置最終在優(yōu)化設(shè)計(jì)中解決。此外，放寬工程應(yīng)用中的幾何約束，采用控制變量法，研究單一設(shè)計(jì)參數(shù)在較大范圍變化時(shí)對(duì)增升能力的影響。

以30P30N巡航翼型為基礎(chǔ)，參考Wild等研究結(jié)果[19]，得到克魯格襟翼初始幾何外形?？唆敻窠笠韰?shù)規(guī)律影響研究的參數(shù)范圍如表1所示。計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)Ma=0.2，基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re=9.0×106，計(jì)算網(wǎng)格如圖8所示。

表1 克魯格襟翼參數(shù)影響研究的參數(shù)空間

圖8 開(kāi)縫鈍頭克魯格襟翼計(jì)算網(wǎng)格Fig.8 Computational grid for slotted bull-nose Krueger flap

2.2.1 幾何參數(shù)影響規(guī)律

通過(guò)數(shù)值分析可知，開(kāi)縫剛性折疊鈍頭克魯格襟翼對(duì)幾何外形變化十分敏感。圖9分別給出了各幾何參數(shù)的幾何形狀變化以及失速特性。Xstart確定了克魯格襟翼上表面后緣的曲率，如圖9(a) 所示,量值越小，越靠近前緣曲率越大，上表面需要克服的逆壓梯度越大，越容易引起上表面流動(dòng)分離。因此，克魯格襟翼應(yīng)起始于曲率變化相對(duì)和緩的區(qū)域，避開(kāi)前緣。其中，克魯格襟翼后部長(zhǎng)度L與頭部長(zhǎng)度比值NL直接影響弦長(zhǎng)的延伸量，如圖9(b)、圖9(c)所示。由于本文參數(shù)定義的無(wú)量綱方式，克魯格襟翼長(zhǎng)度越大，前緣半徑越大，可避免襟翼頭部加速過(guò)快導(dǎo)致流動(dòng)分離。兩參數(shù)對(duì)增升能力的影響最大。

圖9 開(kāi)縫鈍頭克魯格襟翼幾何參數(shù)對(duì)失速特性影響Fig.9 Impact of each geometry parameter on stall behavior for slotted bull-nose Krueger flap

克魯格襟翼頭部寬度占長(zhǎng)度的比例NH，能夠顯著改變襟翼前緣半徑，使參數(shù)化方法能描述半徑較小的“直桿式”簡(jiǎn)單克魯格襟翼與半徑較大的“D形”鈍頭克魯格襟翼，如圖9(d)所示。計(jì)算結(jié)果反映出增升裝置期望較大的前緣半徑。NX、NY能夠影響克魯格襟翼頭部的曲率分布，NX主要改變下表面凹角區(qū)域，NY主要影響上表面，如圖9(e)、圖9(f)所示。通過(guò)幾何形狀的局部變化，影響克魯格襟翼增升效果，其影響規(guī)律非單調(diào)，存在最佳數(shù)值。相較而言，NY對(duì)克魯格襟翼增升效果影響更加明顯。

2.2.2 偏轉(zhuǎn)角度影響規(guī)律

克魯格襟翼偏度對(duì)增升能力影響最大，本文對(duì)襟翼偏度范圍125°～150°開(kāi)展研究。圖10給出了開(kāi)縫克魯格襟翼偏角對(duì)失速特性影響。由圖可知，隨著偏度由小到大，克魯格襟翼的增升效果先增強(qiáng)后減弱。相對(duì)于前緣縫翼，克魯格襟翼傾向于“低頭”的偏轉(zhuǎn)角度。

為了得到克魯格襟翼偏度影響的流動(dòng)機(jī)理，選取增升最佳構(gòu)型(θ=130°)以及兩個(gè)偏角(θ=125°,θ=135°)，并分析迎角α=26°下的流態(tài)與壓力分布。從圖11中的流態(tài)分析可知，迎角α=26°時(shí)，偏度較小的兩構(gòu)型失速形態(tài)為主翼后緣分離發(fā)展引起后緣失速，θ=125°構(gòu)型已失速，θ=130°構(gòu)型仍處于后緣流動(dòng)分離繼續(xù)發(fā)展?fàn)顟B(tài)。而大偏度θ=135°構(gòu)型處于前緣失速狀態(tài)，其克魯格襟翼由于強(qiáng)逆壓梯度，分離泡即將破裂，引起克魯格襟翼上表面分離。

圖10 開(kāi)縫鈍頭克魯格襟翼偏角對(duì)失速特性的影響Fig.10 Impact of deflect angle on stall behavior for slotted bull-nose Krueger flap

圖12的壓力分布表明，偏轉(zhuǎn)角度影響克魯格襟翼自身吸力峰值和對(duì)主翼負(fù)壓峰值的控制作用，偏度過(guò)大引起主翼前緣流速較高，逆壓梯度大，容易引起克魯格自身上表面流動(dòng)分離；偏度太小對(duì)主翼流動(dòng)控制能力不足。因此，開(kāi)縫克魯格襟翼偏轉(zhuǎn)角度需要綜合考慮實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的后緣失速形態(tài)與較強(qiáng)主翼流動(dòng)控制能力這兩個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)，達(dá)到最佳增升效果，偏轉(zhuǎn)角度是克魯格襟翼設(shè)計(jì)的核心參數(shù)之一。

圖11 α=26°時(shí)不同偏角下克魯格襟翼流動(dòng)形態(tài)Fig.11 Flow behaviors for Krueger flap with different deflect angles at α=26°

圖12 α=26°時(shí)不同偏角下克魯格襟翼壓力系數(shù)分布Fig.12 Pressure coefficients distribution for Krueger flap with different deflect angles at α=26°

2.2.3 設(shè)計(jì)原則

基于上述研究結(jié)果和工程應(yīng)用，克魯格襟翼設(shè)計(jì)原則如下：

1) 克魯格襟翼后部設(shè)計(jì)，襟翼起始位置Xstart應(yīng)繞過(guò)翼型前緣，起始于下表面曲率變化相對(duì)和緩的區(qū)域。翼身融合布局，還應(yīng)規(guī)避截面翼型前加載區(qū)域，以避免曲率變化引起克魯格襟翼上表面分離。后部長(zhǎng)度L越大越好。但兩參數(shù)需要考慮前梁位置限制。根據(jù)參數(shù)影響規(guī)律，本文選取Xstart=0.025、L=0.12，以保證機(jī)翼前梁x/c=0.15的位置約束。

2) 克魯格襟翼頭部形狀由NL、NH、NX、NY這4個(gè)參數(shù)綜合確定。參數(shù)影響規(guī)律表明，襟翼頭部長(zhǎng)度比例NL與寬度占長(zhǎng)度的比例NH對(duì)襟翼前緣半徑有決定性影響，長(zhǎng)度寬度較大的頭部增升效果好，但仍需滿足克魯格襟翼及運(yùn)作機(jī)構(gòu)能夠完全收入機(jī)翼前端的設(shè)計(jì)需求。NX、NY能夠改變克魯格襟翼頭部的曲率分布，NX=0.6、NY=0.7附近能夠得到最佳效果。

3) 克魯格襟翼偏轉(zhuǎn)角度影響增升效果與失速形態(tài)，是克魯格襟翼設(shè)計(jì)的核心參數(shù)之一。最佳偏角的選取，需要結(jié)合鉸鏈位置等縫道參數(shù)開(kāi)展深入的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

結(jié)合工程可行性，克魯格襟翼設(shè)計(jì)需要考慮以下設(shè)計(jì)約束：增升裝置收起時(shí)保證高速巡航構(gòu)型，克魯格襟翼及運(yùn)作機(jī)構(gòu)能夠完全收入機(jī)翼前端，不影響前梁布置，旋轉(zhuǎn)鉸鏈位于翼型前緣內(nèi)部的空間限制。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼前緣蟲塵沾染的遮蔽效果，增升狀態(tài)下克魯格襟翼后緣需位于翼型上表面遮蔽線上方[26]。

3 開(kāi)縫克魯格襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)

基于克魯格襟翼設(shè)計(jì)原則，加入鉸鏈位置作為設(shè)計(jì)變量，實(shí)現(xiàn)幾何參數(shù)和全部縫道參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。開(kāi)縫克魯格優(yōu)化設(shè)計(jì)原則為：在滿足幾何外形、運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)以及氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求等多學(xué)科約束下，以提高最大升力和延遲失速迎角為設(shè)計(jì)目標(biāo)，開(kāi)展克魯格襟翼幾何參數(shù)與縫道參數(shù)的最佳配置的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3.1 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

本文構(gòu)建的克魯格襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)框架如圖13 所示。優(yōu)化設(shè)計(jì)模塊中，首先根據(jù)設(shè)計(jì)變量通過(guò)CATIA腳本進(jìn)行克魯格襟翼外形生成，并進(jìn)行增升構(gòu)型配置，然后自動(dòng)生成網(wǎng)格并對(duì)不同設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行數(shù)值模擬與分析，判斷克魯格襟翼是否符合各約束限制的要求?；陧?xiàng)目組前期研究基礎(chǔ)[27]，優(yōu)化設(shè)計(jì)流程將Kriging[28]代理模型與遺傳算法結(jié)合，并采用松散式代理模型管理框架，以保證代理模型模擬精度的同時(shí)，大幅度提高優(yōu)化效率。采用多目標(biāo)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方式，以改善大迎角氣動(dòng)性能同時(shí)保證中等迎角氣動(dòng)效率，獲得了較好的綜合增升效能。

圖13 優(yōu)化設(shè)計(jì)流程Fig.13 Optimization design process

3.2 優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)與約束

雖然代理模型具有較強(qiáng)的非線性映射能力，但其預(yù)測(cè)精度受到非線性強(qiáng)弱的影響，而增升裝置參數(shù)間的影響十分復(fù)雜，且優(yōu)化設(shè)計(jì)對(duì)精度要求較高，為提高代理模型的預(yù)測(cè)精度，保障優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果。根據(jù)設(shè)計(jì)原則，優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)范圍選取如表2所示。其中，在參數(shù)影響規(guī)律研究基礎(chǔ)上，增加鉸鏈位置參數(shù)，其參數(shù)范圍保證了旋轉(zhuǎn)鉸鏈位于翼型前緣內(nèi)部。優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)空間表明，克魯格襟翼頭部幾何參數(shù)與縫道配置是影響增升效果的主要參數(shù)；開(kāi)縫克魯格襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)實(shí)質(zhì)是對(duì)克魯格頭部幾何外形與縫道配置的匹配設(shè)計(jì)。

前緣增升裝置均以提升最大升力系數(shù)和失速迎角為設(shè)計(jì)目標(biāo)。然而，DLR增升裝置設(shè)計(jì)研究表明[29]，直接采用最大升力系數(shù)作為優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)將顯著提高優(yōu)化設(shè)計(jì)的時(shí)間耗費(fèi)，采用大迎角氣動(dòng)特性進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)并對(duì)失速特性進(jìn)行后驗(yàn)分析更實(shí)用。為了保證中等迎角氣動(dòng)效率，本文以α=12°與α=22°兩個(gè)狀態(tài)的升力系數(shù)作為優(yōu)化目標(biāo)，并在優(yōu)化過(guò)程中對(duì)每代最優(yōu)設(shè)計(jì)的失速特性進(jìn)行后驗(yàn)分析。

表2 優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)范圍Table 2 Parameter design space for optimization

為了提高優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果的工程可行性，進(jìn)一步對(duì)氣動(dòng)系數(shù)、壓力分布與幾何形狀施加約束。結(jié)合BWB布局低速配平的設(shè)計(jì)難點(diǎn)，對(duì)力矩進(jìn)行限制，避免低頭力矩過(guò)大。參考縫翼的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，前緣增升裝置的縫道應(yīng)使主翼上表面較早形成匯流邊界層，以降低主翼頭部吸力峰值；同時(shí)，應(yīng)避免前緣增升裝置自身因流速過(guò)高引起激波誘導(dǎo)的流動(dòng)分離現(xiàn)象。因此，限制克魯格襟翼吸力峰值不低于-15.5。幾何形狀上，通過(guò)后驗(yàn)方式，在完成克魯格襟翼剖分與增升構(gòu)型配置后，對(duì)以下3點(diǎn)設(shè)計(jì)約束進(jìn)行校驗(yàn)：襟翼能收入主翼前緣，最高點(diǎn)低于主翼局部厚度的60%；襟翼展開(kāi)過(guò)程中與主翼無(wú)碰撞；增升狀態(tài)下滿足蟲塵沾染的遮蔽效應(yīng)要求。

優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)和約束條件表示為

1) 優(yōu)化目標(biāo)

min -(CL,dp1+CL,dp2)

(1)

2) 設(shè)計(jì)約束

氣動(dòng)約束：

(2)

壓力分布約束：

(3)

式中：Cpmin為克魯格襟翼壓力峰值，下標(biāo)dp1表示α=12°，dp2表示α=22°。

3.3 優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

構(gòu)建Kriging代理模型：初始訓(xùn)練樣本為100個(gè)，測(cè)試樣本為30個(gè)。遺傳優(yōu)化每代群體個(gè)數(shù)為200，雜交概率為0.8，變異概率為0.05，進(jìn)化60代。優(yōu)化過(guò)程中目標(biāo)函數(shù)的收斂曲線如圖14 所示。如表3所示，本文采用的代理模型的預(yù)測(cè)結(jié)果可靠，滿足優(yōu)化設(shè)計(jì)需求。

克魯格襟翼初始設(shè)計(jì)與優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果幾何外形如圖15所示。優(yōu)化結(jié)果頭部長(zhǎng)度增加，前緣半徑增大，縫道更加狹小，襟翼后緣與主翼上表面切線方向一致。對(duì)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果開(kāi)展綜合評(píng)估，通過(guò)優(yōu)化結(jié)果氣動(dòng)力系數(shù)前后比較可知：優(yōu)化結(jié)果的升力線斜率更大，失速迎角αstall由23.5°提升至30°，最大升力系數(shù)達(dá)到3.4。與30P30N縫翼設(shè)計(jì)相比，最大升力系數(shù)提高29%，失速迎角提高3.5°，并且克魯格襟翼阻力更小，低頭力矩量較小，符合BWB布局設(shè)計(jì)需求，如圖16所示。

進(jìn)一步對(duì)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果開(kāi)展流態(tài)與增升機(jī)理分析。流態(tài)分析表明優(yōu)化構(gòu)型流動(dòng)穩(wěn)定，后緣失速形式失速特性良好，如圖17所示。通過(guò)優(yōu)化前后的壓力分布比較發(fā)現(xiàn)，前緣增升裝置施加負(fù)壓峰值約束可以有效降低設(shè)計(jì)結(jié)果的吸力峰值，避免了開(kāi)縫克魯格襟翼前緣出現(xiàn)聲速區(qū)誘導(dǎo)流動(dòng)分離。與縫翼相比，克魯格襟翼的面積延伸量更大，克魯格襟翼升力貢獻(xiàn)高，并且優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果環(huán)量轉(zhuǎn)移效果明顯，通過(guò)控制主翼吸力峰值延遲了失速迎角，如圖18所示。

圖14 優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)函數(shù)收斂曲線Fig.14 Coverage history of optimization design objective function

表3 克魯格襟翼代理模型精度校驗(yàn)

Table 3 Calibration of surrogate model for Krueger flap

圖15 克魯格襟翼優(yōu)化前后與經(jīng)典縫翼幾何形狀比較Fig.15 Geometry comparison of Krueger flap before and after optimization with a typical slat

圖16 克魯格襟翼優(yōu)化前后與經(jīng)典縫翼氣動(dòng)特性比較Fig.16 Aerodynamic characteristic comparison of Krueger flap before and after optimization with a typical slat

優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果增升性能的提升是幾何參數(shù)與縫道參數(shù)綜合設(shè)計(jì)的結(jié)果。襟翼頭部前緣半徑與弦長(zhǎng)加大，降低襟翼上表面流速，實(shí)現(xiàn)了前緣增升裝置的壓力恢復(fù)，避免上表面流動(dòng)分離現(xiàn)象，流動(dòng)更加穩(wěn)定。優(yōu)化后的縫道配置上，偏角基本實(shí)現(xiàn)襟翼尾跡指向方向與主翼上表面相切，使縫道射流平滑流過(guò)主翼前緣；優(yōu)化結(jié)果縫道寬度降低，對(duì)主翼流動(dòng)控制能力增強(qiáng)，使得主翼尾跡與縫道射流交混作用加強(qiáng)，主翼尾跡流趨于穩(wěn)定，而主翼前緣吸力峰降低也降低了逆壓梯度，有利于保持尾跡穩(wěn)定。

圖17 優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果的流動(dòng)形態(tài)Fig.17 Flow behaviors for optimization design result

圖18 優(yōu)化前后壓力分布比較Fig.18 Comparison of pressure distribution before and after optimization

圖19表明，克魯格襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果滿足工程實(shí)際設(shè)計(jì)約束。鉸鏈位置位于翼型前端上部，襟翼收起狀態(tài)符合空間限制要求，增升狀態(tài)滿足遮蔽效應(yīng)要求。

圖19 優(yōu)化結(jié)果空間設(shè)計(jì)約束檢查Fig.19 Space design constraints examination for optimization result

4 翼身融合布局開(kāi)縫克魯格襟翼

基于二維克魯格參數(shù)規(guī)律與優(yōu)化設(shè)計(jì)研究方法，針對(duì)NPU-300-II的BWB概念設(shè)計(jì)方案，進(jìn)行開(kāi)縫克魯格襟翼設(shè)計(jì)，并采用數(shù)值模擬對(duì)增升能力進(jìn)行評(píng)估。最終，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)方法驗(yàn)證了以前緣開(kāi)縫克魯格襟翼和后緣簡(jiǎn)單襟翼作為翼身融合布局增升構(gòu)型的氣動(dòng)特性。

4.1 數(shù)值模擬

沿用第3節(jié)開(kāi)縫克魯格襟翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，以BWB布局NPU-300-II方案外翼后緣轉(zhuǎn)折點(diǎn)翼型(圖中黑色實(shí)線)為基礎(chǔ)，進(jìn)行二維克魯格襟翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)機(jī)翼各截面控制翼型采用優(yōu)化后的克魯格襟翼參數(shù)配置，建立了三維克魯格襟翼數(shù)模。NPU-300-II的BWB概念設(shè)計(jì)方案的增升構(gòu)型如圖20所示。圖中藍(lán)色部分對(duì)應(yīng)前緣開(kāi)縫克魯格襟翼，紅色部分為偏轉(zhuǎn)后的后緣簡(jiǎn)單襟翼。各控制截面的克魯格襟翼與簡(jiǎn)單后緣襟翼控制線用紅色實(shí)線表示。

采用數(shù)值方法分析開(kāi)縫克魯格襟翼的流動(dòng)現(xiàn)象，評(píng)估三維克魯格襟翼推遲失速的能力。計(jì)算狀態(tài)為Ma=0.2，海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)。干凈構(gòu)型與克魯格襟翼展開(kāi)構(gòu)型的氣動(dòng)特性如圖21所示。由圖可知，開(kāi)縫前緣克魯格襟翼具有良好的增升能力，顯著延遲失速，附加低頭力矩較小。開(kāi)縫克魯格襟翼展開(kāi)前后構(gòu)型的流態(tài)比較，如圖22所示。干凈構(gòu)型在α=15°已失速，機(jī)翼上表面流動(dòng)完全分離；開(kāi)縫克魯格襟翼展開(kāi)后，主翼上表面為附著流動(dòng)，體現(xiàn)出良好的流動(dòng)控制能力。隨著迎角增大，α=19°時(shí)，外翼后緣出現(xiàn)流動(dòng)分離，至α=23°時(shí)，外翼后緣流動(dòng)分離與翼梢渦結(jié)合，引起翼梢流動(dòng)分離并向內(nèi)發(fā)展。

圖20 BWB增升構(gòu)型與前后緣增升裝置控制型線Fig.20 BWB high-lift configuration with control line for leading and trailing edge high-lift devices

圖21 BWB布局克魯格襟翼展開(kāi)前后氣動(dòng)特性比較Fig.21 Comparison of aerodynamic characteristics for BWB configuration with folded and deployed Krueger flaps

圖22 BWB布局前緣克魯格襟翼裝置展開(kāi)前后流態(tài)比較Fig.22 Comparison of flow behaviors for BWB configuration with folded and deployed Krueger flaps

數(shù)值模擬結(jié)果表明開(kāi)縫克魯格襟翼能夠有效控制主翼流動(dòng)，顯著提升BWB布局的低速增升能力。雖然大迎角狀態(tài)下，流動(dòng)分離由外翼后緣出現(xiàn)，逐步由翼梢向內(nèi)側(cè)發(fā)展的控制效果并不理想；但后期針對(duì)機(jī)翼各截面控制翼型開(kāi)展細(xì)致設(shè)計(jì)，可以改善或消除此現(xiàn)象，進(jìn)一步提高低速氣動(dòng)性能。

4.2 風(fēng)洞試驗(yàn)

為了進(jìn)一步確認(rèn)BWB布局低速增升構(gòu)型的氣動(dòng)性能，在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-51進(jìn)行了模型縮比1∶22的低速風(fēng)洞試驗(yàn)。該風(fēng)洞為低速直流式風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸寬×高=4.5 m×3.5 m，試驗(yàn)風(fēng)速為70 m/s，試驗(yàn)Re=5.5×106。進(jìn)行了基本構(gòu)型、起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型等測(cè)力與流動(dòng)顯示試驗(yàn)，增升裝置采用前緣克魯格與后緣簡(jiǎn)單襟翼，如圖23所示。

圖24給出低速干凈構(gòu)型、起飛與著陸3種構(gòu)型的試驗(yàn)結(jié)果。3種構(gòu)型均具有良好的失速與俯仰力矩特性，采用前緣克魯格襟翼與后緣簡(jiǎn)單襟翼組合的增升裝置，能夠滿足起降升力要求，低頭力矩增量在縱向控制舵面可控制范圍內(nèi)。

圖23 低速風(fēng)洞試驗(yàn)概念方案Fig.23 Conceptual scheme in low speed wind tunnel test

圖24 概念方案低速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Fig.24 Results for conceptual scheme low speed wind tunnel test

5 結(jié) 論

1) 克魯格襟翼是翼身融合布局前緣增升裝置的理想選擇，針對(duì)BWB布局開(kāi)縫折疊鈍頭克魯格襟翼設(shè)計(jì)問(wèn)題，建立符合其外形與傳動(dòng)機(jī)構(gòu)特點(diǎn)的參數(shù)化方法，可以準(zhǔn)確描述幾何外形與縫道配置，工程實(shí)用性強(qiáng)。

2) 通過(guò)克魯格襟翼參數(shù)影響規(guī)律研究以及對(duì)流動(dòng)形態(tài)和增升機(jī)理的分析，表明開(kāi)縫克魯格襟翼增升效果對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)較為敏感，結(jié)合工程設(shè)計(jì)約束，提出開(kāi)縫克魯格襟翼設(shè)計(jì)原則。

3) 通過(guò)對(duì)克魯格襟翼頭部形狀和縫道配置開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果滿足各項(xiàng)約束要求，失速迎角與最大升力系數(shù)明顯提高。

4) 針對(duì)BWB布局，建立前緣克魯格襟翼與后緣簡(jiǎn)單襟翼的增升構(gòu)型。三維初步應(yīng)用表明，可顯著提高BWB布局增升構(gòu)型的氣動(dòng)性能，可應(yīng)用于翼身融合類民機(jī)布局研究，并可為其他用途翼身融合類飛機(jī)設(shè)計(jì)提供參考。