襟翼輔助擾流板進行滾轉控制和空中制動的數值研究

王文虎 劉沛清 ∕

(北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

襟翼輔助擾流板進行滾轉控制和空中制動的數值研究

王文虎 劉沛清 ∕

(北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

對帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的二維翼型氣動性能進行了數值研究，并選擇了分別適用于大型客機滾轉控制和空中制動的襟翼輔助偏轉方案。計算結果表明：(1)對于滾轉控制，在將擾流板上偏的基礎上進一步將鉸鏈襟翼輔助上偏，既能產生更大的滾轉力矩，又能避免不必要的阻力增加；(2)對于空中制動，在將擾流板上偏的基礎上進一步將鉸鏈襟翼輔助下偏，既能獲得更好地減速效果，又能避免不必要的升力損失。

滾轉控制；空中制動；鉸鏈襟翼；擾流板；數值計算

0 引言

傳統大型客機的擾流板一般起到三種作用：(1)空中飛行時，單側機翼擾流板小角度上偏，從而進行滾轉控制；(2)空中飛行時，雙側機翼擾流板小角度對稱上偏，從而進行空中制動；(3)著陸地面滑跑時，雙側機翼擾流板大角度對稱上偏，并與下偏的后緣富勒襟翼相配合，從而進行地面剎車[1]。圖1展示了空客A320的擾流板在實現上述各種功能時的狀態。

而最新型的空客A350XWB則采用了新型的后緣鉸鏈襟翼和擾流板設計方案[2-4]，其鉸鏈襟翼和擾流板都是既可上偏也可下偏，二者的耦合偏轉由飛控系統自主控制，能夠實現如下四類功能。

1)地面剎車功能

如圖2所示，此時鉸鏈襟翼大角度下偏，擾流板大角度上偏，從而一方面增大氣動阻力，另一方面通過減小升力來增大機輪的地面摩擦阻力，并在發動機反推力裝置的配合下，顯著縮短著陸滑跑的距離。在這一點上，空客A350XWB的后緣設計與傳統大型客機是類似的。

2)高升力功能

如圖3所示，此時鉸鏈襟翼大角度下偏，而擾流板小角度下偏，二者共同形成最佳的后緣縫道參數。空客A350XWB的這種后緣設計方案能夠提供比傳統大型客機更優良的高升力氣動性能，并且機械結構也更輕便可靠[3-4]。

3)變彎度巡航功能

如圖4所示，此時鉸鏈襟翼通過小角度上偏或下偏來改變巡航機翼的后緣彎度，而擾流板則以微小角度跟隨性的上偏或下偏來封閉上翼面輪廓，從而以不同的巡航升阻比來適應不同高度、速度和燃油量情況下的巡航狀態，實現最佳的經濟性。空客公司由此初步實現了在大型客機上應用后緣變彎度技術[5-6]，成功超越了傳統大型客機。

4)滾轉控制/空中制動功能

如圖5所示，在進行滾轉控制和空中制動時，傳統大型客機只是簡單地將擾流板小角度上偏，而空客A350XWB則進一步將鉸鏈襟翼也小角度上偏或者下偏。

實際上，大型客機的滾轉控制和空中制動對于機翼氣動性能的要求是不同的：滾轉控制要求單側機翼升力明顯降低，從而產生一個顯著的滾轉力矩；空中制動則要求雙側機翼阻力明顯增加，從而產生顯著的減速效果。

傳統大型客機只能使用單一手段來實現這兩種功能：滾轉控制時使單側機翼擾流板小角度上偏，從而明顯降低單側機翼升力，卻同時帶來了額外的單側機翼阻力；空中制動時則使雙側機翼擾流板小角度對稱上偏，從而明顯增加雙側機翼阻力，卻同時帶來了雙側機翼升力的損失。

空客A350XWB的解決方案則是引入鉸鏈襟翼偏轉這一新的控制因素，作為對傳統的擾流板小角度上偏控制的輔助。對于滾轉控制和空中制動兩種功能，鉸鏈襟翼可以分別根據二者的實際需求進行上偏或者下偏，從而在實現必要氣動性能的同時，避免不必要的氣動損失。

目前，對于單純使用擾流板上偏進行滾轉控制和空中制動的傳統構型氣動性能研究較多。Kim和Rho[7]研究了二維擾流板靜態上偏和在上偏位置附近周期性震蕩時的氣動性能。Choi等[8-9]研究了二維擾流板快速上偏時的非定常升力效應。Gand[10]研究了帶有三維上偏擾流板的翼身組合體，分析了三維非定常流場結構。而對于使用襟翼輔助擾流板進行滾轉控制和空中制動的新構型氣動性能研究則未見于公開文獻。

本文對同時帶有小角度上偏擾流板和小角度上偏/下偏的后緣鉸鏈襟翼的二維翼型進行了數值研究，分析了襟翼的上偏和下偏對二維翼型氣動性能的影響，并由此選擇了分別適用于滾轉控制和空中制動的襟翼偏轉方案。

1 數值方法與驗證

為確保對帶有上偏擾流板的翼型進行數值研究的可靠性，本文選擇帶有上偏擾流板的RA16SC超臨界翼型[11]進行數值驗證。RA16SC超臨界翼型弦長為c=0.18m，其擾流板轉軸距離翼型前緣為0.52c，擾流板弦長為0.15c，擾流板上偏角為20°，如圖6所示。

本文采用ANSYS FLUENT 14.0中的RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)求解器進行數值計算，湍流模型采用S-A (Spalart-Allmaras)模型。來流馬赫數為0.3，迎角為0°，基于弦長的雷諾數為1.9×106。網格劃分采用二維結構網格，如圖7所示。網格總數為10萬，壁面第一層網格高度為1×10-6c。

圖8比較了帶有上偏擾流板的RA16SC超臨界翼型上下翼面壓力分布的風洞試驗結果和數值計算結果。可以看出二者總體上符合得很好，但上翼面的計算結果比下翼面更準確。因此，本文后面的數值計算也將沿用上述數值方法以及相應的結構網格劃分標準。

2 帶擾流板和襟翼的二維翼型設計

本文選擇SC(2)-0410超臨界翼型[12]作為著陸滑跑兩段翼型的收起構型，如圖9所示。超臨界翼型弦長設為c*。

后緣鉸鏈襟翼以GA(W)-2兩段翼型[13]的25%弦長襟翼翼型為基礎，在保持襟翼弦長為0.25c*的前提下，修改襟翼頭部外形以適應超臨界翼型的輪廓。擾流板的弦長為0.125c*，其轉軸位于超臨界翼型上翼面，距離前緣點0.69c*。收起狀態的襟翼(紅)和擾流板(藍)如圖10所示。

如圖11所示，鉸鏈襟翼轉軸(圖中紫色點)位于超臨界翼型弦線下方0.084c*處，距離前緣點0.764c*。將擾流板繞其轉軸上偏20°，而鉸鏈襟翼繞其轉軸可上偏也可下偏，便得到了不同的翼型外形。

3 襟翼偏角對翼型氣動性能的影響

考慮到150座干線客機的平均氣動弦長約為4m，故設定上述二維翼型弦長為c*=4m。圖12展示了帶有上偏20°擾流板和0°偏角鉸鏈襟翼的二維翼型結構網格。

上述帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的翼型數值計算條件如下：來流馬赫數為0.3，迎角為0°，基于弦長的雷諾數為3.3×107。在擾流板上偏角同為20°的情況下，對比研究5個不同的鉸鏈襟翼偏角：偏角0°，上偏5°，上偏10°，下偏5°以及下偏10°。此外，對原始的SC(2)-0410超臨界翼型也進行了計算，來流條件與其他翼型完全相同，以作為參照。

3.1 襟翼偏角對翼型升力和阻力的影響

圖13對比了各種翼型的升力系數和阻力系數。其中彩色條形圖表示帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的翼型，鉸鏈襟翼正偏角為下偏，負偏角為上偏。黑色水平線則代表SC(2)-0410超臨界翼型。

由此可知，單純上偏擾流板會顯著降低翼型的升力系數，使其由超臨界巡航翼型的正值變為負值(降幅接近0.4)。在此基礎上將鉸鏈襟翼上偏會進一步降低翼型升力系數，使其相對于超臨界巡航翼型的降幅擴大(襟翼上偏10°時升力系數降幅已超過0.7)。反之，將鉸鏈襟翼下偏則會提升翼型升力系數，使其相對于超臨界巡航翼型的降幅縮小(襟翼下偏10°時升力系數降幅已不足0.05)。

與此同時，單純上偏擾流板會顯著增加翼型的阻力系數，相對于超臨界巡航翼型的增幅約為0.03。在此基礎上將鉸鏈襟翼上偏會減小翼型阻力系數，使其相對于超臨界巡航翼型的增幅縮小(襟翼上偏10°時阻力系數增幅已縮小至接近0.01)。反之，將鉸鏈襟翼下偏則會進一步增加翼型阻力系數，使其相對于超臨界巡航翼型的增幅擴大(襟翼下偏10°時阻力系數增幅已超過0.06)。

根據以上分析，對于滾轉控制，在將擾流板小角度上偏時，同時將鉸鏈襟翼小角度上偏的方案優于單純上偏擾流板的方案。這樣既能利用更大的升力系數降幅來產生更大的滾轉力矩，又能以更小的阻力系數增幅來避免不必要的阻力增加。

另一方面，對于空中制動，在將擾流板小角度上偏時，同時將鉸鏈襟翼小角度下偏的方案優于單純上偏擾流板的方案。這樣既能利用更大的阻力系數增幅來進行減速，又能以更小的升力系數降幅來避免不必要的升力損失。

3.2 襟翼偏角對壓力分布和流場渦系的影響

圖14展示了帶有上偏20°擾流板和0°偏角鉸鏈襟翼的翼型翼面壓力分布。圖中將主翼、擾流板和鉸鏈襟翼三個翼段的上翼面和下翼面都用不同顏色的符號分開標注。因此，主翼和擾流板上的升力均為負值，而鉸鏈襟翼上的升力為正值。

圖15則對比了擾流板上偏角同為20°而鉸鏈襟翼偏角不同的5個翼型的翼面壓力分布。

由此可知，當鉸鏈襟翼上偏時，隨著上偏角增大，主翼的負升力絕對值增大，鉸鏈襟翼的正升力減小，而擾流板的負升力絕對值減小。然而由于主翼和鉸鏈襟翼升力的變化幅度遠遠超過擾流板升力的變化幅度，因此整個翼型的總升力系數隨著鉸鏈襟翼上偏角的增大而降低，也即負升力的絕對值越來越大。

另一方面，當鉸鏈襟翼下偏時，隨著下偏角增大，主翼的負升力絕對值減小，鉸鏈襟翼的正升力增大，而擾流板的負升力絕對值增大。然而由于主

翼和鉸鏈襟翼升力的變化幅度遠遠超過擾流板升力的變化幅度，因此整個翼型的總升力系數隨著鉸鏈襟翼下偏角的增大而增加，由負升力變為正升力并且正升力越來越大。

圖16對比了擾流板上偏角同為20°而鉸鏈襟翼偏角不同的5個翼型的流場渦系結構。鉸鏈襟翼偏角為0°時，其上翼面大部分弦長被一個順時針旋轉的大渦占據，其尾緣則附著有一個逆時針旋轉的小渦；而機翼內部的空腔里則有一對同為逆時針旋轉的渦對，中心為一個鞍點。

當鉸鏈襟翼上偏時，隨著上偏角增大，其上翼面的大渦和尾緣的小渦都在不斷收縮，以至于當上偏角為10°時小渦已經消失了；而機翼內部空腔里的渦對則不斷被擠壓，以至于當上偏角為10°時渦對退化為一個逆時針旋轉的單渦，與此同時空腔深處又出現了一個順時針旋轉的單渦。

當鉸鏈襟翼下偏時，隨著下偏角增大，其上翼面的大渦和尾緣的小渦都在不斷擴張；而機翼內部空腔里的渦對則不斷被拉伸，但其基本形態并未改變。

4 結論

本文對帶有上偏20°擾流板和不同偏角鉸鏈襟翼的二維翼型進行了數值研究，分析了襟翼偏角對翼型氣動性能的影響，并由此選擇了分別適用于滾轉控制和空中制動的襟翼偏轉方案。主要結論如下：

1)對于滾轉控制，在將擾流板上偏的基礎上進一步將鉸鏈襟翼上偏，既能產生更大的滾轉力矩，又能避免不必要的阻力增加；

2)對于空中制動，在將擾流板上偏的基礎上進一步將鉸鏈襟翼下偏，既能獲得更好地減速效果，又能避免不必要的升力損失。

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Numerical Study of Spoiler Aided by Flap on Roll Control and Airbrake

WANG Wenhu LIU Peiqing

(School of Aeronautic Science and Engineering, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China)

By using numerical simulations, this paper concentrates on the aerodynamic characteristics of airfoils with a 20° upward deflecting spoiler as well as a hinge flap of different deflections, and makes a choice of flap deflection solutions suitable for roll control as well as airbrake of large airliners as an aid to spoiler. The results show two points: 1) As an aid to upward deflecting spoiler for roll control, deflecting hinge flap upward helps to create a larger roll moment while preventing unnecessary drag increment. 2) As an aid to upward deflecting spoiler for airbrake, deflecting hinge flap downward helps to achieve better deceleration while preventing unnecessary lift loss.

roll control; airbrake; hinge flap; spoiler; numerical simulation

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.01.008

V211.4

A