翼身融合民機(jī)擾流板增升技術(shù)

王剛，張明輝，毛俊，桑為民，陳真利,*，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) 惠陽航空螺旋槳有限責(zé)任公司，保定 071051

增升裝置設(shè)計(jì)始終是民機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題之一，涉及民機(jī)安全性、經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性等多個(gè)方面[1-4]。特別是對(duì)于需滿足下一代民機(jī)起降要求[5]的翼身融合(BWB)民機(jī)，增升性能更直接影響其最終是否投入使用[6]。BWB布局縱向操縱舵面力臂較短、配平能力有限，加之下一代民機(jī)經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性等指標(biāo)的顯著提高，因此，要求BWB民機(jī)的增升裝置簡(jiǎn)單、高效，并應(yīng)盡量減小附加力矩[6]，傳統(tǒng)三段式增升裝置雖然技術(shù)成熟，但重量、噪聲和附加力矩均較大[1]，新概念新原理的增升裝置以及傳統(tǒng)增升裝置的改進(jìn)研究均在持續(xù)開展[1,7-9]。

傳統(tǒng)機(jī)翼的上表面擾流板主要用于著陸滑跑階段的減速板和擾動(dòng)氣流的控制[10]，一直以來，多數(shù)研究是針對(duì)其作為減速板使用狀態(tài)的氣動(dòng)[10-11]、噪聲[12]及尾渦形態(tài)[13-15]。近年來，隨著增升裝置逐步向簡(jiǎn)單、高效方向發(fā)展，下偏擾流板(Spoiler Deflected Downward/Drooped Spoiler)成為了一種新興的傳統(tǒng)增升裝置的改進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)[16-21]，它具有簡(jiǎn)化后緣襟翼作動(dòng)機(jī)構(gòu)而不損失氣動(dòng)性能的潛力，且改造簡(jiǎn)單，可直接應(yīng)用于現(xiàn)役飛機(jī)[16]。徐琳等[17]針對(duì)擾流板下偏二維翼型進(jìn)行了幾何優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與氣動(dòng)分析；Wang X L等[18]針對(duì)二維多段翼型和三維傳統(tǒng)布局民機(jī)研究了下偏擾流板的氣動(dòng)性能；劉江等[19]從彎度及柯恩達(dá)效應(yīng)的角度給出了下偏擾流板增升的一種機(jī)理解釋；Wang W等[20]對(duì)前緣下垂多段翼型應(yīng)用下偏擾流板技術(shù)，研究了多種下偏方式對(duì)氣動(dòng)性能的影響。Scholz等[16,21]將射流控制技術(shù)用于擾流板下偏翼型，以控制后緣彎度增大帶來的流動(dòng)分離風(fēng)險(xiǎn)，雖然可以達(dá)到增升目的，但需背負(fù)流動(dòng)控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量代價(jià)。

國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀表明，下偏擾流板技術(shù)的研究目前主要集中于二維翼型和傳統(tǒng)布局民機(jī)，針對(duì)BWB民機(jī)的研究尚屬空白，且對(duì)其增升原理分析尚不深入。本文研究了該技術(shù)用于BWB民機(jī)的有效性及其作用機(jī)理，采用二維翼型和三維全機(jī)數(shù)值模擬方法，深入分析了下偏擾流板增升機(jī)理，并在此基礎(chǔ)上提出了該技術(shù)應(yīng)用于BWB民機(jī)的若干設(shè)計(jì)原則。

1 研究模型

模型采用西北工業(yè)大學(xué)研究團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)的翼身融合民機(jī)(NPU-300-I) 增升構(gòu)型，增升裝置為前緣縫翼+后緣單縫富勒襟翼，見圖1，縫翼偏度δslat=15°，襟翼偏度δf=40°。擾流板位于主翼段后緣，初始構(gòu)型(Original Configuration)擾流板無偏轉(zhuǎn)。

圖1 NPU-300-I增升構(gòu)型Fig.1 NPU-300-I high-lift configuration

2 研究方法

2.1 計(jì)算方法

對(duì)于黏性起主導(dǎo)作用的增升裝置繞流問題，采用雷諾平均Navier-Stokes方程進(jìn)行流場(chǎng)數(shù)值求解。通過有限體積法進(jìn)行控制方程離散，湍流黏性項(xiàng)采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)k-ω兩方程模型計(jì)算，時(shí)間推進(jìn)格式為隱式二階迎風(fēng)格式，空間離散格式為High-Resolution格式。對(duì)于大迎角分離流動(dòng)，通過適當(dāng)調(diào)整時(shí)間步長(zhǎng)來減弱或消除非定常效應(yīng)。

2.2 網(wǎng)格生成

為保證計(jì)算精度，選擇多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格策略生成全機(jī)繞流計(jì)算網(wǎng)格，采用H-H型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，近物面采用O型拓?fù)渖蛇吔鐚右员ＷC網(wǎng)格在物面處的正交性，第1層網(wǎng)格保證無量綱高度y+≤1。求解域邊界前向、側(cè)向、上下為20倍平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，后向?yàn)?5倍。此外，為了更好捕捉增升構(gòu)型流動(dòng)細(xì)節(jié)，分別對(duì)縫翼-主翼縫道及尾跡流區(qū)、主翼-襟翼縫道流區(qū)、襟翼上表面分離流區(qū)等關(guān)鍵區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約為2.2×107。圖2給出了模型表面及對(duì)稱面計(jì)算網(wǎng)格。

圖2 表面及對(duì)稱面計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computing grid for surface and symmetry plane

2.3 方法驗(yàn)證

圖1所示模型于2012年在西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室NF-3風(fēng)洞進(jìn)行了測(cè)力與流動(dòng)顯示試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為3.5 m×2.5 m×12 m，試驗(yàn)狀態(tài)為：試驗(yàn)風(fēng)速V=50 m/s，基于單位弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re0=3.42×106，海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。試驗(yàn)結(jié)果用來驗(yàn)證數(shù)值方法和網(wǎng)格生成策略的準(zhǔn)確性。

從圖3所示的氣動(dòng)力計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比情況看，計(jì)算結(jié)果的升阻及力矩特性(升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、力矩系數(shù)Cm)、失速迎角α和最大升力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

圖3 氣動(dòng)性能計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.3 Comparison of aerodynamic performance for calculation and experiment

圖4給出了中等迎角狀態(tài)機(jī)體表面流線，從計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況看，本文計(jì)算方法能夠較準(zhǔn)確地把握機(jī)身-機(jī)翼過渡段橫向流動(dòng)和襟翼上表面后緣局部分離等流動(dòng)現(xiàn)象。

圖4 中等迎角飛機(jī)表面流動(dòng)對(duì)比Fig.4 Comparison of aircraft surface flow at medium angle of attack

綜上，本文選用的數(shù)值方法、湍流模型及網(wǎng)格生成策略合理，可用于計(jì)算BWB民機(jī)增升構(gòu)型基本氣動(dòng)性能和流動(dòng)現(xiàn)象。

3 擾流板下偏方式與二維偏度設(shè)計(jì)

選擇BWB增升構(gòu)型典型截面翼型進(jìn)行擾流板偏度設(shè)計(jì)，該截面幾何及計(jì)算網(wǎng)格見圖5。初始翼型擾流板無下偏狀態(tài)用Original表示。

圖5 初始翼型幾何及計(jì)算網(wǎng)格Fig.5 Geometry and computing grid for original airfoil

采用兩種擾流板下偏方式：

1) 擾流板單獨(dú)下偏(SD1)。即襟翼偏度與位置保持不變，僅擾流板偏轉(zhuǎn)。

2) 擾流板-襟翼協(xié)同下偏(SD2)。即襟翼與擾流板后緣相對(duì)位置保持不變，擾流板偏轉(zhuǎn)的同時(shí)，襟翼做相應(yīng)平移，保持襟翼偏度和縫道參數(shù)與初始翼型一致。

擾流板偏度δS取值范圍為6°～30°，SD1和SD2兩種下偏方式的各偏度幾何外形見圖6。對(duì)于SD1方式，在δS=12°～18°之間增加“相切狀態(tài)”，即下偏后的擾流板上表面延長(zhǎng)線與襟翼上表面相切，見圖6(a)，該狀態(tài)δS=14.5°。

擾流板下偏的氣動(dòng)力分析狀態(tài)為：馬赫數(shù)Ma=0.2，基于單位弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re0=4.66×106，海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

圖6 擾流板下偏翼型各偏度幾何形狀Fig.6 Geometries of spoiler deflected airfoils with different deflections

圖7給出了擾流板下偏翼型線性段升力系數(shù)變化，選取8°迎角分析擾流板不同偏度的氣動(dòng)性能，該狀態(tài)線性段升力系數(shù)增量(ΔCL)、阻力系數(shù)增量(ΔCD)和升阻比增量(ΔK)隨δS的變化情況如圖8 所示。由圖可知，對(duì)于本文翼型，擾流板下偏能有效提高線性段升力，兩種擾流板下偏方式升力系數(shù)最大增幅均在1.29左右，相對(duì)初始翼型提高了59%。由圖8(a)可知，SD1方式升力系數(shù)增量隨擾流板偏度的增長(zhǎng)率高于SD2方式，使得SD1方式可以在較小偏度(即按“相切原則”選取的δS=14.5°狀態(tài)附近)下達(dá)到最大升力系數(shù)增量，而SD2方式在δS=24°狀態(tài)才達(dá)到相同升力系數(shù)增量。在阻力變化方面，見圖8(b)，擾流板下偏使翼型阻力減小，大部分偏度下SD1方式阻力小于SD2方式，且阻力系數(shù)最大降幅也出現(xiàn)在“相切”偏度狀態(tài)。在升阻比變化方面，見圖8(c)，SD1方式的最大升阻比增量為45(δS=14.5°)，SD2方式為37(δS=24°)。綜合考慮升力系數(shù)和升阻比增量，擾流板下偏方式SD1整體效果更優(yōu)，在該方式下，采用“相切原則”確定的擾流板偏度能同時(shí)獲得最大的升力系數(shù)和升阻比增量。

圖7 擾流板下偏翼型各偏度線性段升力系數(shù)變化Fig.7 Variation of linear range lift coefficient of spoiler deflected airfoils with different deflections

圖8 擾流板下偏翼型氣動(dòng)性能隨偏度變化 (α=8°)Fig.8 Variation of aerodynamic performance of spoiler deflected airfoils with δS (α=8°)

為分析造成兩種下偏方式性能差異的原因，圖9給出了相同偏度下(δS=14.5°)，兩種下偏方式截面壓力系數(shù)Cp分布情況。由圖可知，擾流板下偏后，兩種下偏方式襟翼上表面分離區(qū)域均縮小，體現(xiàn)了擾流板下偏的分離控制作用，同時(shí)由于襟翼效率提高，主、縫翼整體負(fù)壓值增高，升力增大。另一方面，SD1方式襟翼前緣負(fù)壓峰值降低，主翼、縫翼整體負(fù)壓值進(jìn)一步增高，體現(xiàn)了縫道收窄帶來的主翼對(duì)襟翼氣動(dòng)卸載作用(或Slat Effect[22])及與之對(duì)應(yīng)的襟翼對(duì)主、縫翼上洗作用(或Circulation Effect[22])的增強(qiáng)，而SD2方式未獲得縫道收窄帶來的氣動(dòng)收益。對(duì)于本節(jié)研究的襟翼縫道寬度較寬翼型而言，兩種下偏方式性能差異的原因主要在于：SD1方式的增升效果來源于擾流板下偏和縫道收窄兩方面，而SD2方式由于縫道參數(shù)保持不變，僅由擾流板下偏獲得增升收益，因而整體增升效果弱于SD1方式。下文還將對(duì)三維狀態(tài)下兩種下偏方式進(jìn)行對(duì)比研究。

圖9 不同下偏方式二維翼型壓力分布(δS=14.5°)Fig.9 Two-dimensional airfoil pressure distribution with different deflection modes (δS=14.5°)

SD1方式結(jié)合“相切原則”選擇的擾流板偏度獲得了最優(yōu)的增升效果。從圖10給出的SD1方式典型偏度馬赫數(shù)云圖及流線可知，“相切”偏度狀態(tài)有助于引導(dǎo)縫道射流平滑流過襟翼上表面，有效消除分離，提高襟翼效率；當(dāng)偏度過大時(shí)，縫道射流與主翼邊界層會(huì)淤積于襟翼前緣(見圖10中δS=24°狀態(tài))，縫道流動(dòng)控制效果減弱，增升能力降低。這說明對(duì)于襟翼縫道較寬的多段翼型，“相切原則”可作為擾流板單獨(dú)下偏角度確定的依據(jù)。

為進(jìn)一步確認(rèn)“相切原則”對(duì)不同參數(shù)配置多段翼型的適用性，選取廣泛采用的30P30N和L1T2兩類多段翼型標(biāo)模的典型工況進(jìn)行驗(yàn)證。30P30N多段翼型襟翼偏度δf=30°, 襟翼縫道寬度gf=1.32%cclean,cclean表示干凈翼型弦長(zhǎng)；L1T2多段翼型為δf=20°,gf=2.78%cclean。兩翼型計(jì)算狀態(tài)為：迎角α=8°，馬赫數(shù)Ma=0.2，基于單位弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re0=4.66×106，縮放得到cclean=10 m以保證計(jì)算結(jié)果對(duì)真實(shí)飛機(jī)的參考意義，海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。計(jì)算結(jié)果見圖11，由圖可知，擾流板單獨(dú)下偏在兩不同縫道參數(shù)和襟翼偏度的多段翼型上均表現(xiàn)出了一定的增升能力，且在按“相切原則”確定的偏度附近，增升能力最強(qiáng)，驗(yàn)證了該原則的適用性。

圖10 SD1方式典型偏度馬赫數(shù)云圖及流線Fig.10 Mach number contours and streamlines of SD1 mode with typical deflection

需要指出的是，相關(guān)研究表明[18]，對(duì)于襟翼縫道較窄的初始翼型，如30P30N多段翼型(gf=1.32%cclean)，擾流板單獨(dú)下偏的SD1方式在偏度超過2°時(shí)反而會(huì)造成升力損失，本文圖11(a)的計(jì)算結(jié)果也表現(xiàn)出了類似結(jié)論。其原因在于初始翼型主翼與襟翼距離較近，擾流板單獨(dú)下偏較大角度后縫道過窄且引導(dǎo)的后緣流動(dòng)方向過低，會(huì)造成類似于SD1方式大偏度狀態(tài)出現(xiàn)的縫道射流與主翼邊界層淤積于襟翼前緣的情況，導(dǎo)致氣動(dòng)性能下降。對(duì)于這類初始翼型，應(yīng)考慮擾流板-襟翼協(xié)同下偏的SD2方式來進(jìn)一步提高升力[18-20]。

圖11 不同多段翼型擾流板單獨(dú)下偏升力增量隨偏度變化 (α=8°)Fig.11 Variation of lift increment for different multi-element airfoils with spoiler separately deflected with δS (α=8°)

4 BWB民機(jī)擾流板下偏

4.1 氣動(dòng)性能

在二維翼型研究的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)BWB擾流板下偏增升構(gòu)型：以典型翼型截面二維設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)進(jìn)行三維增升裝置成形，兩種下偏方式設(shè)計(jì)方法如第3節(jié)所述，SD1方式偏度按照“相切原則”選??；為作對(duì)照，SD2方式偏度與SD1方式相同。圖12給出了初始構(gòu)型與擾流板下偏構(gòu)型外形對(duì)比。

計(jì)算狀態(tài)與第3節(jié)相同。圖13給出了兩種擾流板下偏構(gòu)型與初始構(gòu)型氣動(dòng)性能對(duì)比。由升力曲線可知，不同于二維狀態(tài)下的較大效果差異，三維狀態(tài)下兩種方式均有較強(qiáng)的增升效果，SD1下偏方式低速設(shè)計(jì)點(diǎn)升力增量約為19.8%，SD2下偏方式低速設(shè)計(jì)點(diǎn)升力增量約為17.4%。大迎角狀態(tài)，兩種下偏方式升力增量均降低，最大升力系數(shù)略有增加，失速迎角無變化。

由升阻極曲線可知，中小迎角擾流板下偏構(gòu)型在升力增大時(shí)阻力也有所增加，SD1和SD2構(gòu)型阻力特性無明顯差異，阻力增量隨升力系數(shù)的增大有所減小，大升力系數(shù)狀態(tài)3種構(gòu)型阻力趨于一致。

由俯仰力矩曲線可知，擾流板下偏會(huì)附加一定的低頭力矩，俯仰力矩系數(shù)降低約0.02，對(duì)全機(jī)靜穩(wěn)定性無明顯影響。值得注意的是，雖然SD1方式增升能力強(qiáng)于SD2方式，但二者低頭力矩增量無明顯差異。

圖12 初始構(gòu)型與擾流板下偏構(gòu)型Fig.12 Original and spoiler deflected configurations

圖13 初始構(gòu)型與擾流板下偏構(gòu)型氣動(dòng)性能對(duì)比Fig.13 Comparison of aerodynamic performance between original and spoiler deflected configurations

圖14給出了中等迎角狀態(tài)表面流線對(duì)比，可以看出，初始構(gòu)型內(nèi)段襟翼上表面后段存在流動(dòng)分離，外段襟翼上表面全部分離；擾流板下偏后，襟翼上表面分離得到明顯改善，SD1下偏狀態(tài)襟翼上表面為全附著流動(dòng)，SD2下偏狀態(tài)僅在襟翼上表面后緣位置存在小范圍分離。

圖14 中等迎角狀態(tài)初始構(gòu)型與擾流板下偏構(gòu)型表面流線對(duì)比Fig.14 Comparison of surface streamlines between original and spoiler deflected configurations at medium angle of attack

4.2 增升機(jī)理

中等迎角是大型飛機(jī)著陸及下滑進(jìn)場(chǎng)最常用的飛行狀態(tài)[23]。因此，選取中等迎角狀態(tài)研究下偏擾流板增升機(jī)理。

由圖14(a)初始構(gòu)型表面流線可知，BWB內(nèi)、外段襟翼流動(dòng)差異較大，這是融合設(shè)計(jì)使內(nèi)段襟翼相對(duì)厚度大于外段襟翼造成的，需要分別進(jìn)行分析研究。故選取襟翼內(nèi)段典型截面Section A，y/b=32.56%，選取襟翼外段典型截面Section B，y/b=45.27%，分析下偏擾流板增升機(jī)理，兩截面位置見圖15。

圖15 機(jī)理分析選取的兩截面位置Fig.15 Positions of two cross-sections selected for mechanism analysis

4.2.1 控制縫道射流

圖16分別給出了擾流板下偏前后兩截面馬赫數(shù)云圖和流線。由圖16(a)和圖16(d)的初始構(gòu)型流線可以看出，Section A襟翼前緣半徑大，相對(duì)厚度較厚，一般認(rèn)為，這樣的形狀具有更強(qiáng)的抗分離能力[24]，因而在40°偏度下仍保持部分附著流動(dòng)，而Section B襟翼由于前緣半徑和相對(duì)厚度均較小，初始構(gòu)型狀態(tài)上表面已完全分離。

擾流板下偏后，Section A和Section B襟翼上表面的分離區(qū)域均被消除。由截面流線可知，得益于“相切”設(shè)計(jì)原則，擾流板下偏使縫道射流方向由近似水平向后改變?yōu)榻婆c襟翼上表面相切，縫道高能量射流得以更好地掃掠襟翼上表面，有利于吹除上表面低能量流動(dòng)，增強(qiáng)其抗分離能力。

從SD1和SD2兩下偏方式結(jié)果對(duì)比可知，保持縫道參數(shù)與初始構(gòu)型一致的SD2方式也獲得了較好的控制分離效果，可見，射流方向?qū)刂平笠砩媳砻娣蛛x具有決定性作用。

圖17給出了兩截面襟翼上表面5%cflap位置的速度型v，cflap表示截面襟翼弦長(zhǎng)，h表示距離物面高度。可以看出，SD1方式顯著提高了該位置射流速度，說明收窄的縫道有助于增強(qiáng)射流強(qiáng)度；而SD2方式在兩截面表現(xiàn)不同：在襟翼相對(duì)厚度較厚的Section A，射流速度型與初始構(gòu)型差異不大；而在襟翼厚度較薄的Section B，射流強(qiáng)度明顯增大。這說明前緣半徑較小、相對(duì)厚度較薄的襟翼對(duì)射流方向更加敏感，不合理的射流方向更易造成襟翼大范圍分離進(jìn)而失效。

綜上，擾流板下偏可以控制縫道射流方向同時(shí)增大縫道射流強(qiáng)度，增強(qiáng)射流對(duì)后緣襟翼上表面的有效掃掠作用，消除并延遲了襟翼上表面流動(dòng)分離，改善了流動(dòng)品質(zhì)。

圖16 擾流板下偏前后兩截面馬赫數(shù)云圖和流線Fig.16 Mach number contours and streamline of two cross-sections before and after spoiler deflected

圖17 擾流板下偏前后兩截面襟翼前緣速度型Fig.17 Leading edge velocity profile of two cross-sections flaps before and after spoiler deflected

4.2.2 控制流場(chǎng)能量分布

圖18給出了Section A在3種構(gòu)型下的總壓P0云圖(Section B結(jié)論相同，此處不再給出)。從圖中可以看出初始構(gòu)型主翼尾跡和襟翼邊界層摻混較早，流動(dòng)效率較低，不符合多段翼型設(shè)計(jì)原則[25]。流場(chǎng)特征宏觀上表現(xiàn)為高能量流動(dòng)向下偏轉(zhuǎn)的程度較小，增升能力不足。

擾流板下偏后，方向和強(qiáng)度適當(dāng)?shù)目p道射流隔離了主翼尾跡和襟翼新生邊界層，使摻混區(qū)域移至襟翼后緣之后，流動(dòng)整體效率更高；另一方面，由于下偏后擾流板上表面邊界層增厚，主翼尾跡寬度增加，使縫道射流更加貼合襟翼上表面，從而更充分地發(fā)揮了襟翼下偏的彎度增大效果，宏觀上表現(xiàn)為高能量流動(dòng)向下偏轉(zhuǎn)的程度增大，提高了增升能力。

對(duì)比兩種下偏方式，見圖18(b)和圖18(c)，SD1構(gòu)型由于射流強(qiáng)度更高，襟翼上表面邊界層厚度小于初始構(gòu)型和SD2構(gòu)型，從而印證了上文提到的高強(qiáng)度縫道射流對(duì)襟翼表面低能量流動(dòng)的吹除作用。

綜上，擾流板下偏有效控制了流場(chǎng)能量分布：使低能量摻混區(qū)后移；使高能量射流區(qū)域貼合襟翼上表面，多角度提高了增升效率。

圖18 擾流板下偏前后Section A總壓云圖Fig.18 Total pressure contours of cross-section A before and after spoiler deflected

4.2.3 控制環(huán)量大小及分布

圖19給出了擾流板下偏前后兩截面壓力分布對(duì)比。由圖可知，擾流板下偏后，下偏位置由于彎度增大，局部壓力差增大；同時(shí)襟翼上表面由于流動(dòng)分離導(dǎo)致的壓力平臺(tái)消失；在擾流板和襟翼的共同誘導(dǎo)作用下，縫翼、主翼頭部升力增大。

對(duì)于SD1構(gòu)型，襟翼前緣負(fù)壓峰值顯著減低，并且位置后移，負(fù)壓峰形狀更為飽滿圓滑；對(duì)于SD2構(gòu)型，Section A襟翼前緣負(fù)壓峰值下降，Section B襟翼前緣負(fù)壓峰值上升，這與射流強(qiáng)度的變化情況一致。對(duì)比兩種下偏方式可以看出，雖然兩種方式都通過消除分離使襟翼上表面壓力分布更加合理，同時(shí)增強(qiáng)了其對(duì)主翼和縫翼的環(huán)量誘導(dǎo)作用，但縫道寬度較寬的SD2構(gòu)型襟翼前緣負(fù)壓峰值依然較高，并且位置靠前且形狀尖銳，存在較高的分離風(fēng)險(xiǎn)；收窄縫道的SD1構(gòu)型對(duì)襟翼前緣負(fù)壓的卸載作用更強(qiáng)，襟翼分離風(fēng)險(xiǎn)較低。

圖19 擾流板下偏前后兩截面壓力分布Fig.19 Pressure distribution of two cross-sections before and after spoiler deflected

為了更加直觀地分析下偏擾流板的環(huán)量控制作用，計(jì)算單位截面升力增量ΔL′，定義為

ΔL′=L′-L′0

(1)

式中：L′為截面升力；L′0為初始構(gòu)型截面升力。L′定義為

(2)

式中：c為所求部分弦向長(zhǎng)度；Δp為上下表面壓力差。用壓力系數(shù)表示Δp可得截面升力L′的表達(dá)式為

(3)

式中：ρ∞為來流密度；v∞為來流速度；ΔCp為上下表面壓力系數(shù)差值。

分別計(jì)算兩截面各部分升力增量，結(jié)果見圖20。由圖可知，兩截面升力增量主要源自主翼部分，這一方面是由于擾流板下偏使主翼彎度增大，主翼產(chǎn)生環(huán)量能力提高，另一方面是在縫道射流增速和襟翼上表面分離消除的共同作用下，襟翼對(duì)主翼上洗作用增強(qiáng)從而誘導(dǎo)出了更大的附加升力，同時(shí)，在主翼的誘導(dǎo)下，縫翼升力也有所增加。

Section A和Section B襟翼形狀和初始流動(dòng)狀態(tài)差異較大，擾流板下偏帶來的襟翼環(huán)量變化也不同。對(duì)初始狀態(tài)流動(dòng)情況較好的Section A襟翼，下偏擾流板對(duì)襟翼明顯起到了氣動(dòng)卸載作用，使其環(huán)量下降或無明顯增加，這主要來源于主翼增厚的尾跡對(duì)襟翼的流動(dòng)抑制作用；而對(duì)于初始狀態(tài)幾乎完全失效的Section B襟翼，擾流板下偏使流動(dòng)重新附著，襟翼環(huán)量增大較多，雖存在氣動(dòng)卸載，但襟翼環(huán)量依然有所增加，與此同時(shí)，Section B主翼段也在襟翼流動(dòng)重新附著的誘導(dǎo)作用下產(chǎn)生了比Section A更大的附加升力。

對(duì)比兩種下偏方式，縫道更窄的SD1構(gòu)型對(duì)襟翼的氣動(dòng)載荷抑制作用較強(qiáng)，同時(shí)主翼、縫翼和整體升力增量均優(yōu)于SD2構(gòu)型，這說明，適當(dāng)收窄縫道雖然會(huì)降低襟翼載荷，但會(huì)誘導(dǎo)出主翼、縫翼更大的附加升力，從而整體增升。

圖20 擾流板下偏后兩截面各部分升力增量Fig.20 Lift increment in each part of two cross-sections after spoiler deflected

綜上，下偏擾流板在合理化襟翼壓力分布的同時(shí)，可以通過自身彎度增加、各翼段相互誘導(dǎo)的方式實(shí)現(xiàn)環(huán)量增大和前移，相比于增加襟翼偏度實(shí)現(xiàn)線性段增升的方式，下偏擾流板帶來的襟翼氣動(dòng)卸載和環(huán)量前移效果有利于獲得更小的附加低頭力矩。這一點(diǎn)可以從SD1構(gòu)型和SD2構(gòu)型的氣動(dòng)力結(jié)果得到一定程度驗(yàn)證：SD1構(gòu)型由于縫道收窄，襟翼氣動(dòng)卸載和環(huán)量前移效果更強(qiáng)，線性段升力較SD2構(gòu)型更高，但附加的低頭力矩并未明顯大于SD2構(gòu)型(見圖13(c))。BWB民機(jī)起降狀態(tài)增升與配平矛盾尖銳，下偏擾流板的環(huán)量前移作用有助于緩解配平壓力。

雖然適當(dāng)收窄縫道有利于環(huán)量前移，但縫道過窄會(huì)導(dǎo)致縫翼前緣高負(fù)壓峰帶來分離風(fēng)險(xiǎn)、主翼尾跡與襟翼新生邊界層靠近摻混造成流動(dòng)效率降低等不利影響，所以工程上的襟翼縫道寬度gf一般取在2%cclean左右、1%～3%的范圍內(nèi)[25]，如30P30N三段翼型標(biāo)模的襟翼縫道寬度gf=1.32%cclean；L1T2三段翼型標(biāo)模的襟翼縫道寬度gf=2.78%cclean?？p道寬度的選取依據(jù)要綜合考慮環(huán)量增大與各翼段相互誘導(dǎo)作用、縫翼前緣負(fù)壓峰(一般不低于-15.5)帶來的分離風(fēng)險(xiǎn)、主翼尾跡與襟翼新生邊界層相隔離等方面。綜合來看，使用擾流板下偏控制縫道寬度也應(yīng)盡量不超出工程應(yīng)用范圍。圖21給出了本文研究的BWB構(gòu)型擾流板下偏前后襟翼縫道寬度展向分布情況，SD1構(gòu)型雖相比于SD2和初始構(gòu)型縫道寬度平均變窄了1.52%cloacl，cloacl為各截面翼型當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)，但3種構(gòu)型縫道寬度大部分仍在工程使用的1%～3%范圍內(nèi)。

圖21 擾流板下偏前后襟翼縫道寬度展向分布Fig.21 Span distribution of flap gap width before and after spoiler deflected

4.3 大迎角狀態(tài)增升能力下降原因

從圖13(a)可以看出大迎角狀態(tài)擾流板增升效率有所下降，選擇臨近失速狀態(tài)分析原因。圖22給出了該迎角下機(jī)體上表面分離渦流形態(tài)。由圖可知，擾流板下偏后，機(jī)翼-機(jī)身過渡段后緣位置的分離范圍增大，覆蓋內(nèi)段擾流板上表面。這是由于BWB布局機(jī)翼和機(jī)身后掠角相差較大，機(jī)體上表面存在從機(jī)身到機(jī)翼的橫向流動(dòng)，擾流板下偏后，如4.2.2節(jié)分析，主翼后部邊界層厚度增加，增厚的邊界層在機(jī)身橫流的作用下早于初始構(gòu)型發(fā)生分離，導(dǎo)致增升能力下降。

圖23給出了該迎角下兩截面壓力分布，可進(jìn)一步說明分離對(duì)升力的影響。由于內(nèi)段擾流板分離，Section A位置主、縫翼上表面壓力分布與初始構(gòu)型無異，環(huán)量增大效果消失，襟翼對(duì)主翼的環(huán)量誘導(dǎo)作用減弱，加之襟翼由于氣動(dòng)卸載而升力下降，使截面升力下降；而未受橫流分離影響的外段襟翼，如Section B位置，增升效果依然存在，見圖23(b)。

圖22 臨近失速狀態(tài)機(jī)體上表面分離渦流形態(tài)Fig.22 Separation vortex morphology on upper surface of body before stalling

圖23 臨近失速狀態(tài)兩截面壓力分布Fig.23 Pressure distribution of two cross-sections before stalling

4.4 下偏擾流板三維效應(yīng)影響

從第3節(jié)二維翼型與4.1節(jié)三維BWB全機(jī)計(jì)算結(jié)果可知，相同的擾流板偏度(“相切”偏度)下，二維狀態(tài)兩種下偏方式8°迎角升力相對(duì)增量差值為18%，而三維狀態(tài)兩種下偏方式設(shè)計(jì)點(diǎn)升力相對(duì)增量差值僅為2.4%。這一方面是由于BWB布局的整體升力面設(shè)計(jì)使后緣增升裝置升力貢獻(xiàn)占比降低，另一方面也與增升裝置三維效應(yīng)有關(guān)。本節(jié)基于上文計(jì)算結(jié)果，選取同一截面翼型分析二維-三維狀態(tài)下的流動(dòng)特征，初步分析下偏擾流板三維效應(yīng)影響，該翼型二維-三維狀態(tài)幾何如圖24所示。

圖24 相同翼型二維-三維幾何對(duì)比Fig.24 Comparison of 2D-3D geometries of same airfoil

二維和三維計(jì)算狀態(tài)自由來流特征相同。圖25 給出了二維和三維狀態(tài)下不同下偏方式該翼型壓力分布，由圖可知，無論是初始狀態(tài)，還是擾流板下偏狀態(tài)，從二維到三維，主、縫翼負(fù)壓值整體下降，這體現(xiàn)出三維效應(yīng)對(duì)增升裝置增升效率的降低效果[25]，而要進(jìn)一步揭示不同擾流板下偏方式三維效應(yīng)影響程度，需要對(duì)流動(dòng)進(jìn)行定量研究。由4.2.3節(jié)可知，下偏擾流板升力增量主要來源于主翼部分，因此，首先研究三維效應(yīng)對(duì)主、縫翼的影響。

在壓力分布形態(tài)相似的情況下，各翼段上表面馬赫數(shù)最大值MaMAX代表了該翼段的流速和負(fù)壓峰值，從而反映了升力水平。為了建立二維和三維流動(dòng)特征的定量關(guān)系，定義三維增升轉(zhuǎn)換效率η為

(4)

式中：MaMAX_3D和MaMAX_2D分別為三維和二維狀態(tài)截面各翼段上表面馬赫數(shù)最大值。η用以表征二維轉(zhuǎn)換到三維過程中增升能力的轉(zhuǎn)換效率。η越大，說明二維到三維狀態(tài)增升能力損失越小。主、縫翼上表面馬赫數(shù)最大值取值位置在圖25中框出。

圖25 不同擾流板下偏狀態(tài)二維-三維截面壓力分布Fig.25 Pressure distribution with different spoiler deflection modes in 2D and 3D cross-sections

需要特別指出，三維增升轉(zhuǎn)換效率η是關(guān)聯(lián)本文所研究的理論二維翼型和真實(shí)復(fù)雜機(jī)翼截面的一個(gè)參數(shù)，影響該值的因素有很多，包括但不限于機(jī)翼后掠角、梢根比、翼-身干擾等，但對(duì)于本節(jié)討論的初始構(gòu)型、SD1構(gòu)型和SD2構(gòu)型，由于僅存在擾流板偏度和襟翼位置的差異，上述因素的影響效果應(yīng)是基本一致的，因此，η可以用來分析三維效應(yīng)對(duì)不同擾流板下偏構(gòu)型的影響。

由上文可知,下偏擾流板增升的重要原理是對(duì)主、縫翼的上洗作用,因此,本節(jié)主要從上洗作用角度研究三維效應(yīng)影響。在二維狀態(tài)下,用上表面馬赫數(shù)最大值MaMAX_2D作為上洗作用的定量表征。

圖26(a)和圖26(b)分別給出了主、縫翼三維增升轉(zhuǎn)換效率η隨二維馬赫數(shù)最大值MaMAX_2D的變化情況。由圖可知，從擾流板無下偏的初始狀態(tài)，到SD2狀態(tài)，再到SD1狀態(tài)，二維上洗作用逐漸增強(qiáng)，而三維增升轉(zhuǎn)換效率卻近似線性降低。這說明二維翼型上洗作用越強(qiáng)，三維狀態(tài)主、縫翼升力損失越大。也即三維效應(yīng)會(huì)給具有更強(qiáng)上洗效果的多段翼型帶來更大的升力損失。這也就解釋了兩種下偏方式三維狀態(tài)升力差異較小的原因：SD1方式相對(duì)SD2方式，通過適當(dāng)收窄縫道增強(qiáng)了襟翼對(duì)主、縫翼的上洗作用，而上洗作用優(yōu)勢(shì)在三維情況下卻被顯著減弱，這就使得在擾流板偏度相同的情況下，兩種下偏方式三維增升能力差距縮小。

圖26 三維增升轉(zhuǎn)換效率η隨二維馬赫數(shù)最大值MaMAX_2D的變化Fig.26 Variation of 3D high-lift conversion efficiency η with 2D maximum Mach number MaMAX_2D

接下來研究三維效應(yīng)對(duì)襟翼流動(dòng)特征的影響，圖27給出了不同擾流板下偏狀態(tài)二維-三維襟翼壓力分布對(duì)比。由圖可知，從二維到三維，襟翼升力變化不大，主要變化在于負(fù)壓恢復(fù)速度放緩，這使得存在大范圍分離區(qū)域的初始狀態(tài)，分離起始點(diǎn)后移，分離區(qū)域減?。皇沟昧鲃?dòng)完全附著的SD1狀態(tài)，進(jìn)一步降低了分離風(fēng)險(xiǎn)；使得流動(dòng)部分分離的SD2狀態(tài)，分離流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)楦街鲃?dòng)。由此可見，增升裝置三維效應(yīng)能夠在一定程度上減弱分離并降低分離風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)提高襟翼效率有利。

圖27 不同擾流板下偏狀態(tài)二維-三維襟翼壓力分布Fig.27 Pressure distribution of flaps with different spoiler deflection modes in 2D and 3D

上述研究表明，三維效應(yīng)會(huì)使擾流板增升效果降低，特別是充分利用襟翼上洗作用增升原理設(shè)計(jì)的多段翼型。要在飛機(jī)級(jí)別獲得滿意的增升效果，一方面，要盡量提高二維多段翼型增升能力，如采用擾流板下偏技術(shù)、襟/縫翼形狀與縫道參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)等；另一方面，應(yīng)在三維增升裝置設(shè)計(jì)過程中，充分考慮機(jī)翼后掠、翼-身干擾等因素帶來的增升效果損失問題，進(jìn)行增升裝置的三維優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4.5 下偏擾流板設(shè)計(jì)原則

基于上述研究，可得到下偏擾流板應(yīng)用于BWB民機(jī)設(shè)計(jì)原則如下：

1) 為保證縫道射流具有最佳控制效果，擾流板單獨(dú)下偏偏度可依據(jù)“相切原則”選取。

2) 下偏擾流板具有環(huán)量前移的作用，有助于減小增升帶來的低頭力矩增量，可以收窄縫道以增強(qiáng)該作用，收窄后縫道寬度應(yīng)在工程使用的合理范圍內(nèi)。

3) BWB民機(jī)外段襟翼前緣半徑和相對(duì)厚度較小，易發(fā)生流動(dòng)分離，可以通過適當(dāng)收窄縫道降低襟翼載荷，避免過高的逆壓梯度導(dǎo)致分離失效。

4) BWB民機(jī)機(jī)身-機(jī)翼過渡段后緣易在橫向流動(dòng)作用下出現(xiàn)分離，可適當(dāng)降低內(nèi)段擾流板偏度，避免邊界層堆積造成過早分離，協(xié)調(diào)線性段增升能力與大迎角升力特性。

5 結(jié)論與展望

1) 下偏擾流板是一項(xiàng)簡(jiǎn)單實(shí)用的增升裝置改進(jìn)技術(shù)，可使翼身融合民機(jī)增升構(gòu)型設(shè)計(jì)點(diǎn)升力系數(shù)提高約20%。

2) 下偏擾流板增升機(jī)理可歸納為：控制縫道射流方向及強(qiáng)度，消除襟翼上表面分離；控制流場(chǎng)能量分布，使低能量摻混區(qū)后移，使高能量流動(dòng)貼合襟翼上表面；控制環(huán)量及其分布，通過自身彎度增加、各翼段相互誘導(dǎo)的方式實(shí)現(xiàn)環(huán)量增大和前移。

3) 在BWB民機(jī)上應(yīng)用下偏擾流板技術(shù)，擾流板偏度可依據(jù)“相切原則”選取，并控制縫道寬度使增升裝置環(huán)量增大并前移，同時(shí)控制擾流板偏度避免內(nèi)段擾流板過早分離。

4) 三維效應(yīng)對(duì)下偏擾流板增升能力影響主要體現(xiàn)為：二維翼型上洗作用越強(qiáng)，則三維狀態(tài)主、縫翼升力損失越大，三維增升轉(zhuǎn)換效率隨二維翼型上洗作用增強(qiáng)呈近似線性降低規(guī)律；但三維效應(yīng)能減緩襟翼負(fù)壓恢復(fù)速度，有助于減弱分離，對(duì)提高襟翼效率有利。

后續(xù)將圍繞BWB擾流板下偏增升構(gòu)型縱向配平設(shè)計(jì)、擾流板-縫道綜合設(shè)計(jì)優(yōu)化、增升裝置三維效應(yīng)等方面開展工作。