民機(jī)標(biāo)模高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

鐘 敏，華 俊，王 浩，白俊強(qiáng)

(1. 中國(guó)航空研究院，北京 100012；2. 西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072)

0 引言

當(dāng)前計(jì)算流體力學(xué)（CFD）已日益成為飛機(jī)設(shè)計(jì)中不可或缺的主力研發(fā)工具，但由于求解器技術(shù)、網(wǎng)格依賴性、數(shù)值計(jì)算精度、轉(zhuǎn)捩位置與湍流模型的選擇等各方面因素的影響，導(dǎo)致了計(jì)算結(jié)果的不確定性[1]。因此通過(guò)評(píng)估不同的計(jì)算參數(shù)和物理計(jì)算模型來(lái)檢查驗(yàn)證CFD求解器的可信度已成為其開發(fā)和應(yīng)用中的一項(xiàng)重要工作。

2001年以來(lái)，國(guó)際上由美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)（AIAA）牽頭舉辦了六屆阻力預(yù)測(cè)研討會(huì) （Drag Prediction Workshop，DPW）[2-7]。第七屆阻力預(yù)測(cè)會(huì)議計(jì)劃于2022年6月在美國(guó)芝加哥舉辦，其計(jì)算研究的模型主要為飛行器巡航構(gòu)型。

借鑒DPW系列會(huì)議的經(jīng)驗(yàn)，2010年起，AIAA牽頭舉辦了三屆高升力預(yù)測(cè)會(huì)議（High Lift Prediction Workshop，HiLiftPW）[8-9]，每屆公布了不同的研究模型。第一屆發(fā)布了美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）的Trap Wing翼身組合體三段翼高升力構(gòu)型及風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，研究?jī)?nèi)容包括網(wǎng)格收斂性、后緣襟翼偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致的氣動(dòng)特性、前緣縫翼和后緣襟翼的連接裝置影響。第二屆發(fā)布了德國(guó)宇航院提供的DLR-F11翼身組合體三段翼高升力構(gòu)型和試驗(yàn)數(shù)據(jù)，研究?jī)?nèi)容包括網(wǎng)格收斂性、雷諾數(shù)效應(yīng)、帶測(cè)壓管束風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臄?shù)值仿真以及二維凸起物外形的湍流模型。第三屆發(fā)布了美國(guó)波音公司設(shè)計(jì)的高升力構(gòu)型、NASA的HL-CRM[10-11]和日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）的JSM高升力構(gòu)型，研究?jī)?nèi)容包括網(wǎng)格收斂性、短艙安裝研究、湍流模型驗(yàn)證等。第四屆高升力預(yù)測(cè)會(huì)議計(jì)劃于2022年1月7日在美國(guó)加利福尼亞舉辦，研究模型仍是HL-CRM，研究?jī)?nèi)容包括襟翼偏度的影響、最大升力系數(shù)預(yù)測(cè)、湍流模型驗(yàn)證。

目前，國(guó)內(nèi)研究機(jī)構(gòu)還主要采用上述國(guó)際上發(fā)布的高升力標(biāo)準(zhǔn)模型和算例開展CFD軟件驗(yàn)證和風(fēng)洞測(cè)試能力的研究。但國(guó)際上公布的標(biāo)準(zhǔn)模型和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的完備性以及模型和試驗(yàn)細(xì)節(jié)等缺乏詳細(xì)描述，且非自主可控。

為此，中國(guó)航空研究院于2012年設(shè)計(jì)研發(fā)了空氣動(dòng)力學(xué)驗(yàn)證模型CAE-AVM（Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model）[12-19]，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)0.85。2018年在該巡航構(gòu)型的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了高升力構(gòu)型并開展了風(fēng)洞試驗(yàn)。高升力構(gòu)型的布局采用了“前緣變彎下垂 + 前緣縫翼 + 單縫后緣富勒襟翼”的創(chuàng)新式方案。本文將重點(diǎn)介紹高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL（Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model-High Lift）的氣動(dòng)設(shè)計(jì)、風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證及應(yīng)用情況。

1 總體方案設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)要求和目標(biāo)

高升力裝置用于改善飛機(jī)的低速起降特性，通過(guò)提高飛機(jī)的最大升力系數(shù)可以降低飛機(jī)對(duì)起飛和著陸跑道長(zhǎng)度的要求。高升力裝置的設(shè)計(jì)對(duì)飛機(jī)飛行安全、起降性能和裝載能力都具有關(guān)鍵影響，同時(shí)，其噪聲特性也成為當(dāng)前民機(jī)環(huán)保和舒適性的一項(xiàng)關(guān)注要點(diǎn)。參考飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)[20]中富勒襟翼增升裝置機(jī)翼的典型最大升力系數(shù)，針對(duì)CAE-AVM類后掠角構(gòu)型其最大升力系數(shù)范圍一般為1.6～2.3，這也是當(dāng)前主流公務(wù)飛機(jī)的最大升力系數(shù)范圍。而對(duì)于波音737-800、波音777、空客A320和A330等現(xiàn)代大型運(yùn)輸類飛機(jī)，著陸構(gòu)型的最大升力系數(shù)為2.5～2.6[21]。

前緣縫翼和后緣襟翼弦長(zhǎng)的選擇，應(yīng)綜合考慮增升效率和結(jié)構(gòu)等方面的影響因素。弦長(zhǎng)太小，氣動(dòng)效率低；弦長(zhǎng)增加，氣動(dòng)效率增加，但其長(zhǎng)度受到機(jī)翼前、后梁位置的影響（前、后梁的位置一般分配在根弦的15%和65%）。后緣襟翼的展向位置受到滾轉(zhuǎn)操縱面選擇的制約，通常位于機(jī)身側(cè)面和副翼之間，襟翼外側(cè)位于展向60%～80%位置。

因此高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL的設(shè)計(jì)目標(biāo)定為：1）最大升力系數(shù)不低于2.3；2）失速迎角不低于18°；3）前緣縫翼占當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)不大于15%，后緣襟翼占當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)不大于30%；4）襟翼外側(cè)展向位置為展長(zhǎng)的60%～80%。

1.2 優(yōu)化算法

飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)中常見的優(yōu)化方法有基于梯度的優(yōu)化方法和基于代理模型的優(yōu)化方法。基于梯度的優(yōu)化方法又可以分為傳統(tǒng)梯度法和伴隨梯度法。伴隨梯度法與求解器耦合，計(jì)算效率高，但靈活性相對(duì)較小，容易陷入局部最優(yōu)。基于代理模型的優(yōu)化方法獨(dú)立于求解器，計(jì)算效率與設(shè)計(jì)變量的個(gè)數(shù)有關(guān)，設(shè)計(jì)變量越多則計(jì)算速度越慢，但該方法有較高的靈活性，全局尋優(yōu)能力較強(qiáng)。

本文采用基于代理模型的優(yōu)化算法，優(yōu)化流程包括：1）利用拉丁超立方方法建立樣本空間；2）幾何外形參數(shù)化；3）采用自主研發(fā)的CFD求解器AVICFD-Y獲取流場(chǎng)信息；4）根據(jù)已獲得的氣動(dòng)數(shù)據(jù)利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立代理模型；5）利用遺傳算法尋優(yōu)。具體流程如圖1所示。

圖1 優(yōu)化流程Fig. 1 Flowchat of the optimization process

1.3 前緣縫翼方案設(shè)計(jì)

前緣縫翼是通過(guò)機(jī)翼前緣部分繞一鉸鏈軸向下偏轉(zhuǎn)一定角度來(lái)增加機(jī)翼的彎度，改善翼面壓力分布，從而把流動(dòng)分離推遲到更大的迎角（即增加失速迎角），因而增加最大升力系數(shù)。本文高升力構(gòu)型采用橢圓方程法生成前緣縫翼外形[20]，縫道參數(shù)包括前緣縫翼偏角δL、縫道寬度DGap和重疊量O/L，如圖2所示。

圖2 前緣縫翼縫道參數(shù)示意圖Fig. 2 Schematic of the leading-edge slat parameters

傳統(tǒng)的前緣縫翼凹槽區(qū)將產(chǎn)生明顯的噪聲[22]。為探索降低噪聲的先進(jìn)增升裝置設(shè)計(jì)方案，本文高升力構(gòu)型在內(nèi)翼段采用了前緣連續(xù)變彎的下垂形式，如圖3所示。綜合分析國(guó)內(nèi)外前緣變彎作動(dòng)機(jī)構(gòu)的研究現(xiàn)狀，在變彎前緣設(shè)計(jì)上采用了表面弧長(zhǎng)不變的幾何約束。

圖3 前緣連續(xù)變彎下垂Fig. 3 Variable camber droop-nose leading edge

1.4 后緣襟翼方案設(shè)計(jì)

在線性段升力范圍內(nèi)，后緣襟翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，由于改變了基本翼型的彎度和有效迎角，因此產(chǎn)生了升力增量。后緣襟翼頭部外形采用橢圓方程法生成[20]，縫道參數(shù)包括襟翼偏角δF、縫道寬度DGap和重疊量O/L，如圖4所示。在CAE-AVM標(biāo)模機(jī)翼上選取四個(gè)控制剖面，生成沿展向分成三段的后緣襟翼，每個(gè)剖面展向位置如圖5所示，最外側(cè)的第四剖面位于展向70%位置。基于所建立的優(yōu)化算法，對(duì)每個(gè)剖面的襟翼頭部形狀和縫道參數(shù)開展優(yōu)化，尋得最優(yōu)解。

圖4 后緣襟翼縫道參數(shù)示意圖Fig. 4 Schematic of the trailing-edge flap parameters

圖5 四個(gè)翼型剖面示意圖Fig. 5 Schematic of the four airfoil profiles

以第二剖面縫道參數(shù)優(yōu)化為例，設(shè)計(jì)變量包括襟翼偏轉(zhuǎn)角、襟翼x方向位移、襟翼y方向位移。設(shè)計(jì)變量變化范圍見表1。代理模型所需樣本為30個(gè)，另外選取10個(gè)測(cè)試樣本驗(yàn)證代理模型的可信性。以最大升力系數(shù)為優(yōu)化目標(biāo)，采用遺傳算法迭代200代，最終優(yōu)化前后的速度矢量對(duì)比見圖6。優(yōu)化后，襟翼與主翼的相互作用更強(qiáng)，縫道內(nèi)的流速增加，減弱了襟翼外表面的分離流，使得流動(dòng)能更好地附著于襟翼上表面，襟翼的環(huán)量增強(qiáng)，多段翼型總升力增加。其他剖面也采用類似方法展開了優(yōu)化，各剖面外形如圖7所示。

表1 設(shè)計(jì)變量變化空間Table 1 Design parameter variation space

圖6 優(yōu)化前后速度矢量圖Fig. 6 Velocity vector diagrams before and after optimization

圖7 優(yōu)化后的四個(gè)襟翼控制剖面外形Fig. 7 Optimized flap profiles

1.5 高升力構(gòu)型總體布局

基于前面所設(shè)計(jì)的前緣變彎下垂、前緣縫翼和后緣襟翼，CAE-AVM高升力構(gòu)型最終方案如圖8所示。機(jī)翼前緣采用了“前緣連續(xù)變彎下垂 + 前緣縫翼”的組合形式，機(jī)翼后緣沿展向采用三段單縫富勒襟翼。前緣下垂展向占比30%，后緣襟翼展向占比70%。

圖8 高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL示意圖Fig. 8 Schematic of the high-lift configuration CAE-AVM-HL

2 數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 數(shù)值仿真方法

高升力構(gòu)型設(shè)計(jì)過(guò)程中均采用求解器AVICFD-Y（其為中國(guó)航空研究院主持開發(fā)的一種結(jié)構(gòu)網(wǎng)格并行計(jì)算軟件），并采用RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）方法作為求解器控制方程，計(jì)算湍流模型為SST。高升力構(gòu)型的計(jì)算網(wǎng)格如圖9所示。根據(jù)高升力裝置計(jì)算經(jīng)驗(yàn)和網(wǎng)格密度影響研究，主要采用9×107網(wǎng)格點(diǎn)的中密度網(wǎng)格開展全機(jī)氣動(dòng)特性分析，邊界層內(nèi)第一層網(wǎng)格高度為2×10?6m，y+接近1，增長(zhǎng)率為1.2。

圖9 CAE-AVM-HL的計(jì)算網(wǎng)格Fig. 9 Computational mesh of CAE-AVM-HL

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)和制造

高升力構(gòu)型風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀傻聡?guó)Deharde公司設(shè)計(jì)，各部件如圖10所示。機(jī)身分為四段，其中兩段前機(jī)身用于放置迎角傳感器和壓力掃描閥等設(shè)備，中機(jī)身用于放置風(fēng)洞測(cè)試天平艙，中機(jī)身也是機(jī)翼安裝主承力件。模型的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和尾翼為可裝配設(shè)計(jì)，便于單獨(dú)開展翼身組合體等不同外形的組合測(cè)試。模型機(jī)翼沿展向20%～95%共布置了9個(gè)測(cè)壓剖面，其中6個(gè)測(cè)壓剖面與巡航構(gòu)型的高速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵恢隆?個(gè)剖面共設(shè)置了450個(gè)測(cè)壓孔，包括了前緣變彎、前緣縫翼和后緣襟翼，如圖11所示。

圖10 模型各部件Fig. 10 Model components

圖11 測(cè)壓孔分布Fig. 11 Pressure measurement hole distribution

為了減小襟翼和縫翼連接件及測(cè)壓管線束對(duì)流動(dòng)的影響，希望采用盡量少的連接件，且測(cè)壓管線束全由連接件內(nèi)部引入主翼。同時(shí)連接件需具有足夠強(qiáng)度和剛度，保證最大載荷狀態(tài)下模型襟翼的偏度變形量不超過(guò)0.8°～1.0°。因此在模型設(shè)計(jì)中，基于CFD方法得到的氣動(dòng)載荷開展了有限元分析，對(duì)于襟翼和縫翼的連接件數(shù)量和截面形狀進(jìn)行了優(yōu)化，優(yōu)化結(jié)果如圖12所示。優(yōu)化后，前緣縫翼連接件由11個(gè)減少為8個(gè)，后緣襟翼與主翼連接件由4個(gè)減少為3個(gè)。對(duì)風(fēng)洞測(cè)試模型各部件和連接方式均做了強(qiáng)度校核，均滿足材料許用值和強(qiáng)度、剛度要求。圖13為縫翼和襟翼的應(yīng)力分布。同時(shí)，為了在風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中便于調(diào)整后緣襟翼縫道位置，設(shè)計(jì)了一種靈活的襟翼與主翼連接方式，可在不取下襟翼的情況下快速沿x方向和z方向調(diào)整襟翼位置，由此產(chǎn)生9種縫道寬度。后緣襟翼可移動(dòng)的位置示意圖見圖14。

圖12 前緣縫翼和后緣襟翼連接件分布Fig. 12 Bracket distribution of leading-edge slats and trailing-edge flaps

圖13 前緣縫翼和后緣襟翼應(yīng)力分布Fig. 13 Stress distribution of leading-edge slats and trailing-edge flaps

圖14 后緣襟翼可移動(dòng)的位置示意圖Fig. 14 Schematic of the movable position of the trailing-edge flap

在風(fēng)洞試驗(yàn)前，根據(jù)CFD提供的載荷，對(duì)機(jī)翼和襟翼變形做了預(yù)評(píng)估，結(jié)果如圖15所示。最大載荷狀態(tài)下翼尖法向位移為35 mm，滿足設(shè)計(jì)要求。

圖15 主翼法向靜彈性變形分布Fig. 15 Normal static elastic deformation distribution of the main wing

高升力構(gòu)型風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诘聡?guó)Deharde公司完成制造，模型縮比1∶5.6，翼展5.39 m。前緣縫翼、襟縫翼連接件、主承力件等采用高強(qiáng)度鋼材，其他部件材料采用鋁合金。圖16為試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌?/p>

圖16 CAE-AVM-HL風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig. 16 Wind tunnel test model of CAE-AVM-HL

2.3 風(fēng)洞試驗(yàn)

風(fēng)洞試驗(yàn)在德-荷大型低速風(fēng)洞DNW-LLF完成，該風(fēng)洞試驗(yàn)段橫截面為8 m × 6 m。試驗(yàn)內(nèi)容包括全機(jī)、翼身組合體、有無(wú)短艙等外形的測(cè)力、測(cè)壓、變形測(cè)量試驗(yàn)，以及絲線、彩色油流、PIV等流動(dòng)顯示試驗(yàn)。試驗(yàn)條件為馬赫數(shù)Ma= 0.2、雷諾數(shù)Re= 3.0×106、迎角范圍α= ?5°～25°。9個(gè)測(cè)壓剖面沿展向分別位于20%～95%。圖17為CAE-AVM-HL在DNW-LLF風(fēng)洞的彩色熒光油流試驗(yàn)照片。

圖17 CAE-AVM-HL在DNW-LLF風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig. 17 Snapshot of CAE-AVM-HL under test at DNW-LLF wind tunnel

為了提供CFD精細(xì)化分析和驗(yàn)證所需的高質(zhì)量數(shù)據(jù)，風(fēng)洞試驗(yàn)中進(jìn)行了主翼和襟翼的變形測(cè)量，其中襟翼變形測(cè)量為該風(fēng)洞中首次開展，為此設(shè)置了專用的記錄設(shè)備和相應(yīng)的熒光測(cè)量點(diǎn)，如圖18所示。圖19為迎角18°附近主翼和襟翼法向位移量測(cè)量值，最大變形約為30 mm，與前期CFD預(yù)評(píng)估的35 mm相近。圖20為扭轉(zhuǎn)角變化情況，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角最大變化量0.5°，襟翼扭轉(zhuǎn)角最大變化量0.6°，均小于預(yù)估值，而不同車次測(cè)量重復(fù)性很高，滿足設(shè)計(jì)要求。

圖18 CAE-AVM-HL進(jìn)行機(jī)翼和襟翼變形測(cè)量Fig. 18 Wing and flap deformation measurement of CAE-AVM-HL

圖19 迎角18°時(shí)主翼和襟翼法向位移量Fig. 19 Normal displacements of the main wing and flap at an angle of attack 18°

圖20 迎角18°時(shí)主翼和襟翼扭轉(zhuǎn)角變化量Fig. 20 Twisting angle variation of the main wing and flap at an angle of attack 18°

試驗(yàn)中研究了轉(zhuǎn)捩帶布置在前緣變彎段2%、5%、10%弦長(zhǎng)位置的影響。經(jīng)與全湍流CFD預(yù)估壓力分布數(shù)據(jù)對(duì)比，最終確定轉(zhuǎn)捩帶設(shè)置在10%弦長(zhǎng)位置。

2.4 數(shù)值仿真與風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析

圖21為CFD數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，可以看出，升力系數(shù)數(shù)值和斜率均吻合較好。在迎角14°左右，CFD和試驗(yàn)結(jié)果均出現(xiàn)一個(gè)拐折，這主要是由于前緣變彎下垂和前緣縫翼交界處的流動(dòng)干擾，使得機(jī)翼上表面提前出現(xiàn)局部分離（圖22），圖中紅圈表示了該交界處的分離起始點(diǎn)和渦量。圖23為展向剖面20%處的壓力分布，數(shù)值仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖21 CFD數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的升力系數(shù)曲線對(duì)比Fig. 21 Lift coefficients comparison between CFD and wind tunnel test

圖22 前緣變彎下垂和前緣縫翼交界處渦量圖Fig. 22 Vorticity isosurface around the leading-edge droop and leading-edge slat

圖23 CFD數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的壓力分布對(duì)比Fig. 23 Pressure distribution comparison between CFD and wind tunnel test

針對(duì)前緣變彎下垂和前緣縫翼之間相互干擾造成的上翼面提前分離，設(shè)計(jì)了抗流動(dòng)分離的構(gòu)型，即在原構(gòu)型基礎(chǔ)上增加了抗流動(dòng)分離小片，示意圖見圖24，其第一流動(dòng)隔離片（藍(lán)色小片）弦向占比10%，第二流動(dòng)隔離片（綠色小片）弦向占比30%。第一流動(dòng)隔離片的作用是阻擋前緣縫翼和主翼之間的縫道高速氣流沿展向向內(nèi)沖擊到變彎前緣的上表面，第二流動(dòng)隔離片的作用是阻擋變彎下垂前緣的下表面高壓氣流沿展向向外翻轉(zhuǎn)到交接部上表面，從而推遲兩股氣流相交造成的干擾分離。圖25顯示了第二流動(dòng)隔離片引導(dǎo)下表面氣流轉(zhuǎn)向下游的CFD分析和試驗(yàn)流譜，證實(shí)了其有效性。基于該構(gòu)型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示，迎角14°時(shí)升力曲線拐折消失，失速迎角提高到19°，最大升力系數(shù)達(dá)到2.56（圖26）。

圖24 抗流動(dòng)分離構(gòu)型Fig. 24 Anti-flow separation configuration

圖25 抗流動(dòng)分離構(gòu)型的作用Fig. 25 Effect of anti-flow separation configuration

圖26 抗流動(dòng)分離構(gòu)型升力系數(shù)曲線Fig. 26 Lift coefficient for the anti-flow separation configuration

為驗(yàn)證本文優(yōu)化方法設(shè)計(jì)的襟翼縫道參數(shù)是否為最佳，在風(fēng)洞試驗(yàn)中圍繞襟翼優(yōu)化位置的前后上下共移動(dòng)了8個(gè)位置。圖27中紅色實(shí)線為原始優(yōu)化縫道位置，可以看出，其他各縫道位置均未表現(xiàn)出更好的升力性能—當(dāng)升力系數(shù)線性段數(shù)值提高，則失速提前，最大升力系數(shù)損失；當(dāng)最大升力系數(shù)略高，則線性段升力系數(shù)損失。試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了本文縫道優(yōu)化算法的可信度。

圖27 不同縫道參數(shù)升力系數(shù)曲線Fig. 27 Lift coefficient curves for different slot parameters

3 應(yīng)用研究

民機(jī)氣動(dòng)標(biāo)模CAE-AVM在2014年珠海航展展出，并在第19屆中俄學(xué)術(shù)會(huì)議上向全行業(yè)發(fā)布及推廣。目前已在新風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰y(cè)試、CFD軟件驗(yàn)證等方面得到大量應(yīng)用。其高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL也在變彎度結(jié)構(gòu)研究中得到應(yīng)用，并計(jì)劃用于先進(jìn)增升裝置的氣動(dòng)噪聲測(cè)試研究。

3.1 在前后緣變彎度結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用

變彎度技術(shù)可以減少巡航阻力，提升燃油經(jīng)濟(jì)性，降低飛機(jī)增升系統(tǒng)噪聲[23]。高升力構(gòu)型CAEAVM-HL內(nèi)翼段采用了前緣變彎下垂，其氣動(dòng)性能得到風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。為開展機(jī)翼變彎結(jié)構(gòu)和測(cè)控項(xiàng)目研究，基于高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL提取了典型剖面（圖28）。基于該翼型剖面，前緣開展了多連桿機(jī)構(gòu)、柔性結(jié)構(gòu)研究，后緣開展了偏心軸、多關(guān)節(jié)和柔性結(jié)構(gòu)研究[24-25]（圖29）。并基于該典型翼剖面構(gòu)造了等直翼段驗(yàn)證件，翼段尺寸弦向4.3 m，展向3 m，如圖30。前緣變形機(jī)構(gòu)已在風(fēng)洞試驗(yàn)中進(jìn)行了全尺寸驗(yàn)證，后緣變形機(jī)構(gòu)將通過(guò)地面加載驗(yàn)證。

圖28 CAE-AVM-HL典型翼剖面Fig. 28 Typical wing profile of CAE-AVM-HL

圖29 前后緣變彎結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)形式Fig. 29 Structure realization of the variable camber wing around the leading and trailing edges

圖30 變彎結(jié)構(gòu)驗(yàn)證翼段Fig. 30 Flexural structure of the wing segment

3.2 先進(jìn)高升力系統(tǒng)氣動(dòng)噪聲研究

采用前緣變彎度技術(shù)的CAE-AVM-HL高升力構(gòu)型和風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀?jì)劃用于氣動(dòng)噪聲測(cè)試，其前緣可以比較連續(xù)變彎與常規(guī)縫翼的噪聲差別，后緣可用于不同縫道位置噪聲影響研究，以及加裝其他降噪方案。高升力構(gòu)型的噪聲數(shù)據(jù)庫(kù)也可以用于數(shù)值計(jì)算方法的研發(fā)和驗(yàn)證。

4 結(jié)論

采用基于代理模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，完成了民機(jī)標(biāo)模高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL的設(shè)計(jì)方案。設(shè)計(jì)的高升力構(gòu)型采用了“前緣連續(xù)變彎下垂+前緣縫翼+后緣富勒襟翼”，通過(guò)CFD數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了其氣動(dòng)性能。研究得到以下結(jié)論：

1）采用所建立的增升裝置氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，完成了民機(jī)標(biāo)模高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL方案，并在德-荷大型低速風(fēng)洞DNW-LLF完成風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果顯示，高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL最大升力系數(shù)2.56，失速迎角19°，滿足設(shè)計(jì)要求。

2）針對(duì)大攻角狀態(tài)下前緣下垂和前緣縫翼交界處的流動(dòng)分離，提出了抗流動(dòng)分離設(shè)計(jì)方案，即在原構(gòu)型基礎(chǔ)上增加了抗流動(dòng)分離小片。經(jīng)風(fēng)洞試驗(yàn)CFD仿真方法驗(yàn)證，該設(shè)計(jì)方案有助于緩解前緣變彎下垂和前緣縫翼間的流動(dòng)干擾，延緩失速，提高最大升力系數(shù)。

3）風(fēng)洞試驗(yàn)中前后左右共移動(dòng)9個(gè)后緣襟翼位置，原優(yōu)化位置兼顧了升力系數(shù)線性段特性和最大升力系數(shù)值，證實(shí)了原優(yōu)化縫道參數(shù)為最佳位置，驗(yàn)證了所建立的優(yōu)化方法的可信度。

4）高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL已應(yīng)用于變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)研究，實(shí)現(xiàn)前后緣結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)及加載測(cè)試。同時(shí)，該構(gòu)型計(jì)劃應(yīng)用于氣動(dòng)噪聲等方面研究。

致謝：感謝中國(guó)航空研究院鄭遂、王鋼林、張國(guó)鑫、孫俠生、李巖、李小飛，以及西北工業(yè)大學(xué)邱亞松等國(guó)內(nèi)外相關(guān)協(xié)作單位和專家的支持。