前緣縫翼開(kāi)縫改善增升裝置失速特性研究

劉中元，褚胡冰，陳迎春，毛 俊，張彬乾

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072；2.中國(guó)船舶及海洋工程設(shè)計(jì)研究院，上海 200011；3.中國(guó)商飛 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200235)

0 引言

高效增升裝置是改善飛機(jī)低速性能，尤其是起降性能的關(guān)鍵。提高增升效率有利于擴(kuò)展飛行邊界、提高商載、減小起飛/著陸速度及跑道長(zhǎng)度等，例如，對(duì)于大型雙發(fā)飛機(jī)，在固定著陸進(jìn)場(chǎng)速度條件下，最大升力系數(shù)提高1.5%，則可增加33 名乘客或2 996.4 kg商載[1]。波音和空客對(duì)增升裝置的流動(dòng)機(jī)理和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了大量系統(tǒng)的研究，開(kāi)發(fā)并應(yīng)用了多種成熟的增升技術(shù)[2-6]。在國(guó)內(nèi)，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院基于C919 飛機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬驗(yàn)證了增升裝置的設(shè)計(jì)方法及技術(shù)[7-8]。西北工業(yè)大學(xué)基于翼身融合布局研究了包括克魯格襟翼、擾流板等增升技術(shù)對(duì)于改善低速起降性能的作用[9-11]。

增升裝置流動(dòng)涉及層流分離、湍流分離、邊界層轉(zhuǎn)捩和再層流化、湍流邊界層及其尾流發(fā)展、尾跡-邊界層摻混及黏性尾流相互作用等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象[12-14]。這些流動(dòng)現(xiàn)象不僅影響增升效果[15-16]，也決定著增升裝置的失速特性[17-18]。因此，研究增升裝置大迎角流動(dòng)特性并開(kāi)展相應(yīng)的流動(dòng)控制，對(duì)提高增升效率、改善失速特性十分必要。

本文基于數(shù)值模擬方法，以某型飛機(jī)的三段翼二維構(gòu)型為研究對(duì)象，分析了增升裝置失速狀態(tài)的流動(dòng)機(jī)理，并據(jù)此提出在前緣縫翼進(jìn)行開(kāi)縫控制以減緩其邊界層分離及其對(duì)尾跡影響、改善增升裝置失速特性的流動(dòng)控制技術(shù)。重點(diǎn)研究了前緣縫翼開(kāi)縫的流動(dòng)控制原理、開(kāi)縫位置以及開(kāi)縫出口射流方向?qū)α鲃?dòng)控制效果的影響，給出了前緣開(kāi)縫設(shè)計(jì)方案和設(shè)計(jì)原則，為改善大型飛機(jī)增升裝置失速特性提供新的技術(shù)途徑。

1 數(shù)值方法及驗(yàn)證

以L1T2 三段翼型[19]為例來(lái)驗(yàn)證本文采用的二維增升裝置數(shù)值模擬方法。計(jì)算條件與風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)相同[19]：來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.195，基于翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re=3.52×106。計(jì)算域以模型為中心，前、上、下邊界距離模型100c（c為平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)），后邊界距離模型150c。如圖1 所示，采用O-H 型拓?fù)洹⒍鄩K結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分策略來(lái)生成計(jì)算網(wǎng)格，在翼型附近生成正交性良好的O 型網(wǎng)格，以保證對(duì)邊界層流動(dòng)細(xì)節(jié)的捕捉，其他計(jì)算域采用H 型網(wǎng)格。為保證對(duì)多段翼流動(dòng)細(xì)節(jié)的模擬，在關(guān)鍵區(qū)域附近進(jìn)行了網(wǎng)格加密，如尾跡區(qū)、邊界層、縫翼凹角區(qū)、襟翼艙等[20]。圖2 給出了迎角α=8°時(shí)的網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證結(jié)果，升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加出現(xiàn)了收斂的趨勢(shì)，因此選擇節(jié)點(diǎn)數(shù)約為24 萬(wàn)的網(wǎng)格進(jìn)行下一步研究。選定網(wǎng)格的第一層高度為1.0×10-5C量級(jí)，保證y+=1，翼型附近的網(wǎng)格增長(zhǎng)率為1.05。

圖1 L1T2 三段翼型計(jì)算網(wǎng)格Fig.1 Computational grids for the multi-element airfoil L1T2

圖2 L1T2 翼型網(wǎng)格收斂性研究（α=8°）Fig.2 Grid convergence study for the multi-element airfoil L1T2 at α=8°

數(shù)值方法控制方程是雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程，并采用有限體積法來(lái)進(jìn)行離散。湍流模型采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)SSTk-ω兩方程模型[21]，該模型對(duì)高升力構(gòu)型常見(jiàn)的分離流動(dòng)有良好的模擬能力[14]。選擇二階精度的隱式歐拉格式進(jìn)行時(shí)間離散，空間離散采用高精度格式。

圖3（a）給出了升力系數(shù)CL計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果[19]的對(duì)比，在失速迎角范圍內(nèi)（α≤22°），升力系數(shù)CL的計(jì)算結(jié)果略小于試驗(yàn)結(jié)果，相對(duì)差值不超過(guò)3%。表1 提供了最大升力系數(shù)CLmax與失速迎角αs的計(jì)算值與試驗(yàn)值，兩者十分接近。但是，圖3（b）阻力對(duì)比結(jié)果出現(xiàn)差異，這可能是由于風(fēng)洞試驗(yàn)中的三維效應(yīng)以及數(shù)值模擬中未添加邊界層轉(zhuǎn)捩引起的[19]。圖4 表明，典型狀態(tài)α=20.18°時(shí)，各翼段壓力系數(shù)Cp分布的計(jì)算值與試驗(yàn)值保持較好的一致性。上述結(jié)果表明：本文選取的數(shù)值方法、湍流模型以及網(wǎng)格，對(duì)模擬增升裝置二維構(gòu)型的升力特性和壓力分布有較高的精準(zhǔn)度。

圖3 L1T2 翼型升阻特性計(jì)算驗(yàn)證Fig.3 Numerical validation of lift and drag coefficients for L1T2

表1 計(jì)算與試驗(yàn)的CLmax 和αs 對(duì)比Table 1 Comparison of CLmax and αs between experiment and computation

圖4 L1T2 翼型壓力分布計(jì)算與實(shí)驗(yàn)比較Fig.4 Comparison of pressure distributions between experiment and computation for airfoil L1T2

2 多段翼分離特性

圖5 給出了L1T2 三段翼大迎角狀態(tài)前緣縫翼的流態(tài)演化歷程。可以清楚地看到：迎角α=22°，即最大升力狀態(tài)，前緣縫翼保持良好的附著流態(tài)；迎角α＞22°后，前緣縫翼上表面出現(xiàn)了分離泡；隨迎角繼續(xù)增加，分離泡迅速增大，該分離泡產(chǎn)生的尾跡流區(qū)隨之?dāng)U大，并與縫道射流及主翼段邊界層產(chǎn)生強(qiáng)烈流動(dòng)交混，使主翼后段和后緣襟翼處于該交混尾跡流動(dòng)區(qū)內(nèi)（見(jiàn)圖6、圖7）。分離泡的存在不僅直接導(dǎo)致前緣縫翼吸力峰值下降，升力損失，阻力增加；同時(shí)，其尾跡影響也造成主翼和襟翼環(huán)量損失（見(jiàn)圖8），升力迅速下降，急劇失速。

圖5 前緣縫翼附近流動(dòng)發(fā)展歷程Fig.5 Flow development around the slat

圖6 大迎角狀態(tài)下 L1T2 翼型附近流線圖Fig.6 Development of the streamlines around airfoil L1T2 at a high angle-of-attack

圖7 翼型尾跡流發(fā)展歷程Fig.7 Development of the airfoil wake

圖8 壓力分布隨迎角變化Fig.8 Comparison of pressure distributions at different angles of attack

3 前緣縫翼開(kāi)縫流動(dòng)控制

以下針對(duì)某型飛機(jī)增升裝置二維構(gòu)型，研究前緣開(kāi)縫改善其失速特性的作用，給出流動(dòng)控制方案。計(jì)算狀態(tài)：Ma=0.20，Re=4.66×106。

3.1 基本構(gòu)型氣動(dòng)特性分析

某型飛機(jī)增升裝置二維構(gòu)型的氣動(dòng)性能和流動(dòng)特性分別如圖9、圖10 所示。迎角α≤16°，后緣襟翼出現(xiàn)流動(dòng)分離，升力與力矩隨迎角增大而線性變化；α＞16°，后緣襟翼流動(dòng)分離消失,前緣縫翼發(fā)生流動(dòng)分離，造成升力減小。力矩在16°后出現(xiàn)了非線性變化，故可確定失速迎角αs=16°，此時(shí)升力系數(shù)CLmax=3.98。縫翼分離的原因在于，隨著迎角增大，后緣襟翼分離消失，其縫道流速加快，通過(guò)縫道的引射作用，使得縫翼吸力峰值增加，逆壓梯度加強(qiáng)，誘發(fā)縫翼流動(dòng)分離，其分離特征類(lèi)似于L1T2 三段翼型。

圖9 二維增升構(gòu)型氣動(dòng)特性Fig.9 Aerodynamic characteristics of the high-lift configuration

圖10 二維增升構(gòu)型流態(tài)演化歷程Fig.10 Flow development around the high-lift configuration

3.2 前緣開(kāi)縫流動(dòng)控制原理分析

針對(duì)前緣縫翼分離泡導(dǎo)致增升裝置失速的流動(dòng)現(xiàn)象，在前緣縫翼中部開(kāi)縫，通過(guò)開(kāi)縫產(chǎn)生的高速射流吹除上表面分離泡，減緩其尾跡影響，改善增升裝置失速特性。圖11～圖14 給出了前緣開(kāi)縫控制增升裝置流動(dòng)原理及對(duì)失速特性的影響。可以看到：開(kāi)縫后，α=18°的縫翼分離明顯減弱（圖11），縫翼尾跡流區(qū)大幅縮小（圖12），增升裝置各翼段負(fù)壓增加（圖13），升力提高，失速特性改善（圖14），CLmax從3.98 提高至4.19，失速迎角由16°增至19°，且失速特性和緩。從圖14 還可以看出：前緣開(kāi)縫對(duì)失速前的升力特性無(wú)明顯影響，開(kāi)縫后在失速之前的迎角范圍內(nèi)阻力會(huì)有所增加，失速后阻力減小，而開(kāi)縫后的力矩特性在大迎角時(shí)變化和緩。

圖11 開(kāi)縫對(duì)二維增升構(gòu)型流態(tài)影響，α=18°Fig.11 Influence of slotting on flow characteristics around the high-lift configuration at α=18°

圖12 開(kāi)縫對(duì)尾跡發(fā)展影響，α=18°Fig.12 Influence of slotting on the wake development of the high-lift configurations at α=18°

圖13 開(kāi)縫對(duì)二維增升構(gòu)型壓力分布的影響,α=18°Fig.13 Influence of slotting on the pressure distribution of the high-lift configuration at α=18°

圖14 開(kāi)縫對(duì)二維增升構(gòu)型氣動(dòng)性能影響Fig.14 Influence of slotting on the aerodynamic performance of the high-lift configurations

3.3 前緣開(kāi)縫出口位置影響

圖15 展示了三種前緣開(kāi)縫出口位置，前緣縫翼凹角區(qū)入口寬度與位置保持固定，前緣縫翼上表面出口寬度一致，三種開(kāi)縫的出口位置Xs與前緣縫翼弦長(zhǎng)cs的比值分別為10%、20%和30%。為保證流動(dòng)順暢，開(kāi)縫出口后端線條與縫翼線條保持平滑過(guò)渡。

圖15 三種前緣開(kāi)縫出口位置示意圖Fig.15 Schematic of three different slot exit positions on the slat

從圖16 可知，三種前緣開(kāi)縫位置均具有明顯的流動(dòng)控制效果。迎角α=17°時(shí)，開(kāi)縫不僅消除了前緣縫翼上翼面原有的分離，也大大降低了凹角區(qū)的分離駐渦強(qiáng)度。圖17（a）升力曲線以及圖18 表明，開(kāi)縫均提高了最大升力，改善了失速特性。其中Slot 1 效果最好，失速迎角推遲3°；Slot 2 次之，失速迎角推遲2°；Slot 3 相對(duì)最差，但也使失速迎角推遲了1°。由上可知，開(kāi)縫出口越靠近縫翼前緣，流動(dòng)控制效果也越好。不過(guò)，從圖17（b）阻力曲線以及圖19 的極曲線上可以發(fā)現(xiàn)，開(kāi)縫會(huì)使失速前的阻力增加。

圖16 不同開(kāi)縫出口位置的流動(dòng)控制效果，α=17°Fig.16 Control effect of slots with different exit positions at α=17°

圖17 不同開(kāi)縫出口位置氣動(dòng)性能比較Fig.17 Comparison of aerodynamic performance for airfoils with different slot exit positions

圖18 開(kāi)縫出口位置對(duì)最大升力系數(shù)和失速迎角影響Fig.18 Influence of the slot exit position on CLmax and αs

圖19 不同開(kāi)縫出口位置的極曲線比較Fig.19 Influence of the slot exit position on the lift-drag relationship

3.4 前緣開(kāi)縫出口射流角度影響

以前一節(jié)中的Slot 1 方案為基準(zhǔn)，在保持開(kāi)縫出入口位置、大小及開(kāi)縫前半段不變的前提下，通過(guò)調(diào)整后半段的彎度形成三種出口方向射流不同的開(kāi)縫方案Slot B、Slot C、Slot D，以研究其對(duì)流動(dòng)控制效能的影響，如圖20（a）所示。定義出口射流速度vj與當(dāng)?shù)赝饬魉俣葀l之間的夾角為射流出口角度θs，如圖20（b）所示。Slot A（即Slot 1）、Slot B、Slot C、Slot D對(duì)應(yīng)的出口射流角度θs分別為30°、40°、50°、60°。

圖20 四種開(kāi)縫以及射流出口角度θs 示意圖Fig.20 Schematic of four different slot shapes

圖21～圖23 表明：前三種開(kāi)縫由于出口射流與上游來(lái)流夾角較小，因此流動(dòng)控制效果均較好；從Slot A 到Slot C，隨著射流與上游來(lái)流夾角依次增大，控制效果逐漸下降；Slot D 時(shí)，由于開(kāi)縫射流與縫翼上游來(lái)流夾角過(guò)大，嚴(yán)重干擾了上游流動(dòng)，因此控制效果最差。此外，隨著出口射流夾角的增大，在本文計(jì)算的迎角范圍內(nèi)，阻力也會(huì)逐漸增加。本文研究的增升構(gòu)型，開(kāi)縫出口射流角度應(yīng)不超過(guò)50°。

圖21 不同開(kāi)縫出口射流角度的流動(dòng)控制效果，α=17°Fig.21 Control effect of slots with different exiting jet angels at α=17°

圖22 不同開(kāi)縫射流出口角度對(duì)氣動(dòng)性能的影響Fig.22 The effect of jet exiting angle on the aerodynamic performance

圖23 射流出口角度對(duì)最大升力系數(shù)和失速迎角影響Fig.23 Variations of CLmax and αs with the jet exiting angle

4 結(jié)論

大迎角下，前緣縫翼可能發(fā)展出流動(dòng)分離，造成縫翼尾跡流區(qū)迅速擴(kuò)大，縫翼吸力峰值下降，阻力劇增，進(jìn)而影響主翼段和襟翼流動(dòng)，導(dǎo)致增升裝置升力下降，進(jìn)入失速狀態(tài)。本文對(duì)大型飛機(jī)增升裝置二維構(gòu)型前緣縫翼的開(kāi)縫流動(dòng)控制研究表明：

1）前緣開(kāi)縫后形成的高速射流可以有效推遲縫翼后緣分離，改善增升裝置最大升力和失速特性；

2）前緣開(kāi)縫的出口位置將顯著影響流動(dòng)控制效果，應(yīng)使其盡可能靠近縫翼前緣；

3）開(kāi)縫出口射流對(duì)上游來(lái)流有影響，需要合理選取出口射流角度。

前緣開(kāi)縫流動(dòng)控制效果明顯，是改善增升裝置二維構(gòu)型失速特性的可行手段，在飛機(jī)增升裝置研究中有潛在應(yīng)用價(jià)值。后續(xù)將圍繞縫翼開(kāi)縫對(duì)三維構(gòu)型的流動(dòng)控制展開(kāi)，以進(jìn)一步探究該技術(shù)對(duì)飛機(jī)增升裝置的失速特性影響。