翼身融合布局民機克魯格襟翼設計

張明輝，陳真利,*，毛俊，王剛，譚兆光，王龍，張彬乾

1. 西北工業大學 航空學院，西安 710072 2. 中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210 3. 航空工業 惠陽航空螺旋槳有限責任公司，保定 071051

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

增升裝置設計始終是民機氣動設計的關鍵問題之一，經過國內外的長期研究，以前緣縫翼和后緣開縫襟翼為代表的傳統增升裝置設計技術與方法等較為完善[5-7]。但是，BWB布局對增升裝置設計提出了新的問題與挑戰。傳統增升裝置不適用于BWB布局主要有兩方面原因。其一，傳統增升裝置尤其是前緣縫翼不適應層流技術的使用需求。采用混合/自然層流技術進行機翼設計，可減少10%的阻力并降低5%的燃油消耗，是提高民機經濟性的有效手段[8]。BWB布局作為未來民機先進布局，歐美多個研究項目[9-11]，如ERA、SUGAR、ACFA2020等均明確表示其BWB布局機翼計劃采用混合/自然層流技術。層流技術要求保證機翼前緣尤其是上表面的連續性，以避免引起過早轉捩，影響層流設計效果。而前緣縫翼不可避免地會破壞機翼上表面的連續性，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，增升狀態下難以配平，縱向控制舵面設計壓力大，因此難以應用于BWB布局。新型主動流動控制手段，如吹氣襟翼或邊界層抽吸等方法可以提高低速性能，但實際應用中在重量、安全可靠性、復雜度與費效比等方面仍存在問題?？唆敻窠笠?Krueger Flap)以其獨特的運動機構形式受到BWB布局的青睞?？唆敻窠笠聿贾糜跈C翼前部下表面，采用沿前緣旋轉式運動機構，可以避免破壞翼型前緣與上表面的連續性；起降階段，展開的克魯格襟翼不但具有增升效果，還對機翼前緣有遮蔽效果，可防止昆蟲與塵埃沾染，適用于層流機翼設計[12-13]。

克魯格襟翼并不是嶄新的概念，其發展過程曲折。Krueger[14]于1947年首次提出克魯格襟翼的概念。1970年，Boeing通過四鉸鏈機構實現變彎度克魯格設計[15]，但最終因較高的復雜度和昂貴的制造和維修費用而停止使用。此后克魯格襟翼發展基本停滯，直到層流技術與BWB布局等未來民機對增升裝置新需求的出現，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用縫道效應以代替縫翼的控制效果，并于1999年在B747混合層流技術驗證機上進行了飛行試驗[17]。Wild等[18-20]在DeSiReH項目(2009—2013年)中在常規布局基礎上開展層流機翼的增升裝置設計，試驗表明開縫克魯格襟翼增升效果與前緣縫翼相近。Akaydin等[21-22]的研究進一步表明，通過幾何形狀與縫道參數變化，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ERA BWB布局進行了前緣增升裝置設計，并開展了低速試驗。

由上述研究現狀可知，克魯格襟翼設計細節變化多，不同研究中克魯格襟翼外形差異較大，并且研究主要關注于氣動特性，對流動形態與增升原理分析并不深入。參考克魯格襟翼發展歷程并結合工程實用性，本文以開縫剛性鈍頭克魯格襟翼作為研究對象,首先，建立了二維參數化建模方法，準確描述幾何外形與縫道配置，獲得參數變化對流動特征與氣動性能的影響規律；并根據工程設計約束，提出克魯格襟翼設計原則。其次，根據設計原則對參數設計空間進行減縮，提出開縫剛性鈍頭克魯格襟翼的設計思想，并開展優化設計，得到增升能力強、失速特性好的二維克魯格設計方案。隨后，將設計方法應用于BWB布局，分析克魯格襟翼三維流動形態與氣動特性。最終，給出前緣開縫剛性鈍頭克魯格襟翼、后緣簡單襟翼的BWB布局增升方案，并通過風洞試驗進行性能評估與驗證。

1 研究方法

1.1 二維數值方法驗證

本文首先驗證用于模擬二維增升裝置流動問題的數值模擬方法的可靠性及計算精度。采用典型的30P30N三段翼型[24], 前緣縫翼參數配置為偏度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。為保證計算精度，采用C型拓撲的多塊結構網格劃分策略，近壁面網格保證無量綱高度y+≤1，遠場大于25倍參考弦長。為更好地模擬多段翼型繞流的多種復雜流動現象，分別對前緣縫翼尾跡流區、縫翼凹角區、襟翼凹角區、各翼段邊界層、主翼及襟翼上方尾跡/邊界層摻混區等關鍵區域進行了網格加密處理，以便更好地捕捉這些區域的流動細節，網格總數為20萬，如圖1所示。

數值模擬的控制方程為雷諾平均Navier-Stokes方程，采用有限體積法進行離散，隱式二階迎風格式時間推進，多重網格技術加速收斂，剪切應力輸運(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Re=9.0×106、馬赫數Ma=0.2時，數值計算(CFD)與風洞試驗(Test)的升力系數CL及壓力系數Cp分布比較，圖中α為迎角?？梢钥吹剑瑑烧呶呛狭己?。表明本文所采用的CFD方法具有較高的精準度，可以用于增升裝置研究。

圖1 30P30N翼型C型拓撲計算網格Fig.1 C-topologized computational grid for 30P30N airfoil

圖2 30P30N翼型升力系數計算驗證Fig.2 Numerical validation of lift coefficient for 30P30N airfoil

圖3 30P30N翼型壓力分布計算驗證Fig.3 Numerical validation of pressure distribution for 30P30N airfoil

1.2 三維數值方法驗證

為了驗證本文數值模擬方法的可行性，選取NASA Trap Wing翼身組合體高升力構型的Config9構型[25]，進行三維增升復雜構型的數值研究方法驗證。在流場域內，采用多塊結構網格策略生成貼體黏性結構網格，并對關鍵區域進行網格加密處理。表面及對稱面計算網格示意如圖4 所示，網格節點總數為900萬。

計算條件為馬赫數Ma=0.20、雷諾數Re=4.3×106。從圖5和圖6給出的氣動特性曲線及壓力分布可見，數值模擬與風洞試驗結果吻合良好。各展向站位(η=0.17～0.85)的數值模擬與試驗結果保持了較好的一致性，表明本文數值模擬方法較好地把握了各翼段的流動細節。本文采用的數值模擬方法滿足復雜的三維增升裝置流動問題研究需要。

圖4 NASA Trap Wing網格拓撲及表面網格Fig.4 Mesh topology and surface grid for NASA Trap Wing

圖5 NASA Trap Wing計算驗證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算驗證 (α=24°)Fig.6 Numerical validation of pressure distribution for different span locations of NASA Trap Wing (α=24°)

2 開縫克魯格襟翼參數影響規律

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

2.1 克魯格襟翼參數化方法

參數化方法是研究開縫剛性折疊鈍頭克魯格流動形態與氣動性能影響規律的前提。與前緣縫翼相比，克魯格襟翼設計的細節變化多，為設計者提供了更多、更自由的選擇?？唆敻窠笠眍^部半徑基本不受基本翼型約束，設計范圍大；對于給定的前梁位置，克魯格襟翼的面積延伸量更大；此外，襟翼頭部半徑、襟翼頭部與后部過渡位置的曲率、縫道參數等均對最大升力系數有很大的影響。因此，本文克魯格襟翼的參數化方法遵循幾何與運動機構特點，由幾何參數與縫道配置參數兩部分組成，如圖7所示。

幾何參數采用無量綱的定義方式，保證參數變化時幾何外形的相似性，避免畸形克魯格外形出現。剛性折疊鈍頭克魯格襟翼由襟翼頭部和后部構成，幾何參數分別對兩部分進行定義。克魯格襟翼后段在襟翼收起狀態下為巡航翼型的下表面，采用起始弦向位置Xstart、弦向長度L與厚度d這3個設計參數進行定義，經初步評估表明，襟翼后部厚度對氣動性能的影響較小，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，樣條曲線控制點分別為克魯格襟翼頭部起點P1、襟翼頭部前緣點P2、襟翼頭部下表面最大厚度位置P3和襟翼頭部終止點P4。控制點位置采用4個無量綱的幾何參數進行描述：襟翼頭部長度占后部弦向長度L的比例NL、襟翼頭部寬度占長度的比例NH、P3在長度方向的相對位置NX、P2在高度方向的相對位置NY。通過CATIA，根據幾何形狀參數，在基礎翼型上剖分出克魯格襟翼后段，進而確定此方法可保證克魯格襟翼折疊位置曲率的連續性。此外，本文簡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相切。

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

與縫道寬度和重疊量對縫道配置定義的方式不同，本文選取鉸鏈位置(HX,HY)與繞鉸鏈偏轉角度θ對克魯格襟翼的縫道配置進行定義。此方法更加貼合克魯格襟翼布置于下表面，并通過連桿機構，繞翼型前緣的鉸鏈旋轉至展開狀態的運動特點，遵循了克魯格襟翼縫道參數實際由鉸鏈位置與偏轉角度決定的特征；同時，易于實現鉸鏈布置于翼型內部的約束，保證設計結果的工程可行性。

2.2 克魯格襟翼參數影響規律

本節將圍繞開縫剛性折疊鈍頭克魯格襟翼的增升能力展開研究，分析克魯格襟翼的流動特征，獲得參數變化對最大升力與失速迎角的影響規律。

增升構型縫道參數對氣動性能影響大，并且影響規律較為復雜。為了排除縫道參數帶來的影響，得到克魯格襟翼幾何參數以及偏轉角度的影響規律，本節研究中縫道寬度和重疊量與30P30N標模一致，縫道配置最終在優化設計中解決。此外，放寬工程應用中的幾何約束，采用控制變量法，研究單一設計參數在較大范圍變化時對增升能力的影響。

以30P30N巡航翼型為基礎，參考Wild等研究結果[19]，得到克魯格襟翼初始幾何外形?？唆敻窠笠韰狄幝捎绊懷芯康膮捣秶绫?所示。計算狀態為馬赫數Ma=0.2，基于平均氣動弦長的雷諾數Re=9.0×106，計算網格如圖8所示。

表1 克魯格襟翼參數影響研究的參數空間

圖8 開縫鈍頭克魯格襟翼計算網格Fig.8 Computational grid for slotted bull-nose Krueger flap

2.2.1 幾何參數影響規律

通過數值分析可知，開縫剛性折疊鈍頭克魯格襟翼對幾何外形變化十分敏感。圖9分別給出了各幾何參數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分離。因此，克魯格襟翼應起始于曲率變化相對和緩的區域，避開前緣。其中，克魯格襟翼后部長度L與頭部長度比值NL直接影響弦長的延伸量，如圖9(b)、圖9(c)所示。由于本文參數定義的無量綱方式，克魯格襟翼長度越大，前緣半徑越大，可避免襟翼頭部加速過快導致流動分離。兩參數對增升能力的影響最大。

圖9 開縫鈍頭克魯格襟翼幾何參數對失速特性影響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度的比例NH，能夠顯著改變襟翼前緣半徑，使參數化方法能描述半徑較小的“直桿式”簡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。計算結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域，NY主要影響上表面，如圖9(e)、圖9(f)所示。通過幾何形狀的局部變化，影響克魯格襟翼增升效果，其影響規律非單調，存在最佳數值。相較而言，NY對克魯格襟翼增升效果影響更加明顯。

2.2.2 偏轉角度影響規律

克魯格襟翼偏度對增升能力影響最大，本文對襟翼偏度范圍125°～150°開展研究。圖10給出了開縫克魯格襟翼偏角對失速特性影響。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后減弱。相對于前緣縫翼，克魯格襟翼傾向于“低頭”的偏轉角度。

為了得到克魯格襟翼偏度影響的流動機理，選取增升最佳構型(θ=130°)以及兩個偏角(θ=125°,θ=135°)，并分析迎角α=26°下的流態與壓力分布。從圖11中的流態分析可知，迎角α=26°時，偏度較小的兩構型失速形態為主翼后緣分離發展引起后緣失速，θ=125°構型已失速，θ=130°構型仍處于后緣流動分離繼續發展狀態。而大偏度θ=135°構型處于前緣失速狀態，其克魯格襟翼由于強逆壓梯度，分離泡即將破裂，引起克魯格襟翼上表面分離。

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

圖12的壓力分布表明，偏轉角度影響克魯格襟翼自身吸力峰值和對主翼負壓峰值的控制作用，偏度過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分離；偏度太小對主翼流動控制能力不足。因此，開縫克魯格襟翼偏轉角度需要綜合考慮實現穩定的后緣失速形態與較強主翼流動控制能力這兩個設計目標，達到最佳增升效果，偏轉角度是克魯格襟翼設計的核心參數之一。

圖11 α=26°時不同偏角下克魯格襟翼流動形態Fig.11 Flow behaviors for Krueger flap with different deflect angles at α=26°

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

2.2.3 設計原則

基于上述研究結果和工程應用，克魯格襟翼設計原則如下：

1) 克魯格襟翼后部設計，襟翼起始位置Xstart應繞過翼型前緣，起始于下表面曲率變化相對和緩的區域。翼身融合布局，還應規避截面翼型前加載區域，以避免曲率變化引起克魯格襟翼上表面分離。后部長度L越大越好。但兩參數需要考慮前梁位置限制。根據參數影響規律，本文選取Xstart=0.025、L=0.12，以保證機翼前梁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個參數綜合確定。參數影響規律表明，襟翼頭部長度比例NL與寬度占長度的比例NH對襟翼前緣半徑有決定性影響，長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作機構能夠完全收入機翼前端的設計需求。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) 克魯格襟翼偏轉角度影響增升效果與失速形態，是克魯格襟翼設計的核心參數之一。最佳偏角的選取，需要結合鉸鏈位置等縫道參數開展深入的優化設計。

結合工程可行性，克魯格襟翼設計需要考慮以下設計約束：增升裝置收起時保證高速巡航構型，克魯格襟翼及運作機構能夠完全收入機翼前端，不影響前梁布置，旋轉鉸鏈位于翼型前緣內部的空間限制。為了實現對機翼前緣蟲塵沾染的遮蔽效果，增升狀態下克魯格襟翼后緣需位于翼型上表面遮蔽線上方[26]。

3 開縫克魯格襟翼優化設計

基于克魯格襟翼設計原則，加入鉸鏈位置作為設計變量，實現幾何參數和全部縫道參數的優化設計。開縫克魯格優化設計原則為：在滿足幾何外形、運動機構以及氣動設計要求等多學科約束下，以提高最大升力和延遲失速迎角為設計目標，開展克魯格襟翼幾何參數與縫道參數的最佳配置的優化設計。

3.1 優化設計方法

本文構建的克魯格襟翼優化設計框架如圖13 所示。優化設計模塊中，首先根據設計變量通過CATIA腳本進行克魯格襟翼外形生成，并進行增升構型配置，然后自動生成網格并對不同設計點進行數值模擬與分析，判斷克魯格襟翼是否符合各約束限制的要求。基于項目組前期研究基礎[27]，優化設計流程將Kriging[28]代理模型與遺傳算法結合，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，大幅度提高優化效率。采用多目標綜合優化設計方式，以改善大迎角氣動性能同時保證中等迎角氣動效率，獲得了較好的綜合增升效能。

圖13 優化設計流程Fig.13 Optimization design process

3.2 優化設計目標與約束

雖然代理模型具有較強的非線性映射能力，但其預測精度受到非線性強弱的影響，而增升裝置參數間的影響十分復雜，且優化設計對精度要求較高，為提高代理模型的預測精度，保障優化設計結果。根據設計原則，優化設計參數范圍選取如表2所示。其中，在參數影響規律研究基礎上，增加鉸鏈位置參數，其參數范圍保證了旋轉鉸鏈位于翼型前緣內部。優化設計參數空間表明，克魯格襟翼頭部幾何參數與縫道配置是影響增升效果的主要參數；開縫克魯格襟翼優化設計實質是對克魯格頭部幾何外形與縫道配置的匹配設計。

前緣增升裝置均以提升最大升力系數和失速迎角為設計目標。然而，DLR增升裝置設計研究表明[29]，直接采用最大升力系數作為優化設計目標將顯著提高優化設計的時間耗費，采用大迎角氣動特性進行優化設計并對失速特性進行后驗分析更實用。為了保證中等迎角氣動效率，本文以α=12°與α=22°兩個狀態的升力系數作為優化目標，并在優化過程中對每代最優設計的失速特性進行后驗分析。

表2 優化設計參數范圍Table 2 Parameter design space for optimization

為了提高優化設計結果的工程可行性，進一步對氣動系數、壓力分布與幾何形狀施加約束。結合BWB布局低速配平的設計難點，對力矩進行限制，避免低頭力矩過大。參考縫翼的設計經驗，前緣增升裝置的縫道應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，應避免前緣增升裝置自身因流速過高引起激波誘導的流動分離現象。因此，限制克魯格襟翼吸力峰值不低于-15.5。幾何形狀上，通過后驗方式，在完成克魯格襟翼剖分與增升構型配置后，對以下3點設計約束進行校驗：襟翼能收入主翼前緣，最高點低于主翼局部厚度的60%；襟翼展開過程中與主翼無碰撞；增升狀態下滿足蟲塵沾染的遮蔽效應要求。

優化設計目標和約束條件表示為

1) 優化目標

min -(CL,dp1+CL,dp2)

(1)

2) 設計約束

氣動約束：

(2)

壓力分布約束：

(3)

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

3.3 優化設計結果

構建Kriging代理模型：初始訓練樣本為100個，測試樣本為30個。遺傳優化每代群體個數為200，雜交概率為0.8，變異概率為0.05，進化60代。優化過程中目標函數的收斂曲線如圖14 所示。如表3所示，本文采用的代理模型的預測結果可靠，滿足優化設計需求。

克魯格襟翼初始設計與優化設計結果幾何外形如圖15所示。優化結果頭部長度增加，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。對優化設計結果開展綜合評估，通過優化結果氣動力系數前后比較可知：優化結果的升力線斜率更大，失速迎角αstall由23.5°提升至30°，最大升力系數達到3.4。與30P30N縫翼設計相比，最大升力系數提高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布局設計需求，如圖16所示。

進一步對優化設計結果開展流態與增升機理分析。流態分析表明優化構型流動穩定，后緣失速形式失速特性良好，如圖17所示。通過優化前后的壓力分布比較發現，前緣增升裝置施加負壓峰值約束可以有效降低設計結果的吸力峰值，避免了開縫克魯格襟翼前緣出現聲速區誘導流動分離。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高，并且優化設計結果環量轉移效果明顯，通過控制主翼吸力峰值延遲了失速迎角，如圖18所示。

圖14 優化設計目標函數收斂曲線Fig.14 Coverage history of optimization design objective function

表3 克魯格襟翼代理模型精度校驗

Table 3 Calibration of surrogate model for Krueger flap

圖15 克魯格襟翼優化前后與經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 克魯格襟翼優化前后與經典縫翼氣動特性比較Fig.16 Aerodynamic characteristic comparison of Krueger flap before and after optimization with a typical slat

優化設計結果增升性能的提升是幾何參數與縫道參數綜合設計的結果。襟翼頭部前緣半徑與弦長加大，降低襟翼上表面流速，實現了前緣增升裝置的壓力恢復，避免上表面流動分離現象，流動更加穩定。優化后的縫道配置上，偏角基本實現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主翼前緣；優化結果縫道寬度降低，對主翼流動控制能力增強，使得主翼尾跡與縫道射流交混作用加強，主翼尾跡流趨于穩定，而主翼前緣吸力峰降低也降低了逆壓梯度，有利于保持尾跡穩定。

圖17 優化設計結果的流動形態Fig.17 Flow behaviors for optimization design result

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

圖19表明，克魯格襟翼優化設計結果滿足工程實際設計約束。鉸鏈位置位于翼型前端上部，襟翼收起狀態符合空間限制要求，增升狀態滿足遮蔽效應要求。

圖19 優化結果空間設計約束檢查Fig.19 Space design constraints examination for optimization result

4 翼身融合布局開縫克魯格襟翼

基于二維克魯格參數規律與優化設計研究方法，針對NPU-300-II的BWB概念設計方案，進行開縫克魯格襟翼設計，并采用數值模擬對增升能力進行評估。最終，通過風洞試驗方法驗證了以前緣開縫克魯格襟翼和后緣簡單襟翼作為翼身融合布局增升構型的氣動特性。

4.1 數值模擬

沿用第3節開縫克魯格襟翼的優化設計方法，以BWB布局NPU-300-II方案外翼后緣轉折點翼型(圖中黑色實線)為基礎，進行二維克魯格襟翼的優化設計，對機翼各截面控制翼型采用優化后的克魯格襟翼參數配置，建立了三維克魯格襟翼數模。NPU-300-II的BWB概念設計方案的增升構型如圖20所示。圖中藍色部分對應前緣開縫克魯格襟翼，紅色部分為偏轉后的后緣簡單襟翼。各控制截面的克魯格襟翼與簡單后緣襟翼控制線用紅色實線表示。

采用數值方法分析開縫克魯格襟翼的流動現象，評估三維克魯格襟翼推遲失速的能力。計算狀態為Ma=0.2，海平面標準大氣狀態。干凈構型與克魯格襟翼展開構型的氣動特性如圖21所示。由圖可知，開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。開縫克魯格襟翼展開前后構型的流態比較，如圖22所示。干凈構型在α=15°已失速，機翼上表面流動完全分離；開縫克魯格襟翼展開后，主翼上表面為附著流動，體現出良好的流動控制能力。隨著迎角增大，α=19°時，外翼后緣出現流動分離，至α=23°時，外翼后緣流動分離與翼梢渦結合，引起翼梢流動分離并向內發展。

圖20 BWB增升構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前后氣動特性比較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前后流態比較Fig.22 Comparison of flow behaviors for BWB configuration with folded and deployed Krueger flaps

數值模擬結果表明開縫克魯格襟翼能夠有效控制主翼流動，顯著提升BWB布局的低速增升能力。雖然大迎角狀態下，流動分離由外翼后緣出現，逐步由翼梢向內側發展的控制效果并不理想；但后期針對機翼各截面控制翼型開展細致設計，可以改善或消除此現象，進一步提高低速氣動性能。

4.2 風洞試驗

為了進一步確認BWB布局低速增升構型的氣動性能，在中國航空工業空氣動力研究院FL-51進行了模型縮比1∶22的低速風洞試驗。該風洞為低速直流式風洞，試驗段尺寸寬×高=4.5 m×3.5 m，試驗風速為70 m/s，試驗Re=5.5×106。進行了基本構型、起飛構型和著陸構型等測力與流動顯示試驗，增升裝置采用前緣克魯格與后緣簡單襟翼，如圖23所示。

圖24給出低速干凈構型、起飛與著陸3種構型的試驗結果。3種構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。

圖23 低速風洞試驗概念方案Fig.23 Conceptual scheme in low speed wind tunnel test

圖24 概念方案低速風洞試驗結果Fig.24 Results for conceptual scheme low speed wind tunnel test

5 結 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BWB布局開縫折疊鈍頭克魯格襟翼設計問題，建立符合其外形與傳動機構特點的參數化方法，可以準確描述幾何外形與縫道配置，工程實用性強。

2) 通過克魯格襟翼參數影響規律研究以及對流動形態和增升機理的分析，表明開縫克魯格襟翼增升效果對設計參數較為敏感，結合工程設計約束，提出開縫克魯格襟翼設計原則。

3) 通過對克魯格襟翼頭部形狀和縫道配置開展優化設計研究，優化設計結果滿足各項約束要求，失速迎角與最大升力系數明顯提高。

4) 針對BWB布局，建立前緣克魯格襟翼與后緣簡單襟翼的增升構型。三維初步應用表明，可顯著提高BWB布局增升構型的氣動性能，可應用于翼身融合類民機布局研究，并可為其他用途翼身融合類飛機設計提供參考。