鄧一菊，廖振榮，段卓毅

（中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究室，西安 710089）

0 引 言

運(yùn)輸機(jī)起飛降落過程中，必須使用增升裝置。常規(guī)的增升裝置，包括前緣縫翼和后緣襟翼（部分前緣使用克魯格襟翼）。前緣縫翼通過前伸、下偏，可以抑制機(jī)翼上氣流分離，推遲失速的發(fā)生，保證了飛機(jī)的起降安全。

前緣縫翼一般有三個(gè)位置：收起（不偏轉(zhuǎn)）、起飛（縫翼偏度較?。┪恢?、著陸（縫翼偏度最大）位置［1］。其伸出及收起通過齒輪齒條及伺服連桿驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)［2］。為了提高前緣縫翼的效率，往往在機(jī)翼全翼展配置前緣縫翼。前緣縫翼收起時(shí)，機(jī)翼恢復(fù)巡航外形，因此，前緣縫翼的上翼面（吸力面）其實(shí)就是機(jī)翼頭部的外形，只是下翼面需要根據(jù)設(shè)計(jì)空間限制、機(jī)構(gòu)安裝限制進(jìn)行修型，其極限是與固定翼頭部貼合。

前緣縫翼作為增升裝置的一個(gè)部件，在流動(dòng)分離、失速控制、提高最大升力、改變升阻比方面發(fā)揮著影響，其本身的氣動(dòng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)、復(fù)雜流動(dòng)特性對(duì)于高效增升裝置設(shè)計(jì)至關(guān)重要；作為一個(gè)可收放的裝置，與機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和控制系統(tǒng)緊密相關(guān)；同時(shí)，最近的研究表明，前緣縫翼還是飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)時(shí)氣動(dòng)噪聲的主要聲源之一，是降噪設(shè)計(jì)技術(shù)研究的熱點(diǎn)［3－6］。

從前緣縫翼的氣動(dòng)特性來說，研究人員特別關(guān)注縫翼后緣與固定翼頭部的縫道流動(dòng)、縫翼頭部的加速、激波附面層干擾、縫翼尾跡與固定翼附面層的摻混等等，并且由于縫翼對(duì)于起飛、著陸構(gòu)型的最大升力系數(shù)的重要影響，而最大升力系數(shù)往往受到雷諾數(shù)的影響，因此，縫翼的雷諾數(shù)影響研究也吸引了很多的注意，根據(jù)波音做的一項(xiàng)研究，內(nèi)型與雷諾數(shù)相關(guān)性很大［7］?？p翼上翼面保持機(jī)翼外形，但是縫翼下翼面究竟用什么形狀能獲得比較好的氣動(dòng)特性？一般的觀點(diǎn)認(rèn)為縫翼下翼面氣流復(fù)雜，形成空腔流動(dòng)，有大量的非定常渦從空腔脫落，難以定量把握；對(duì)縫翼性能起主要作用的是縫翼與固定翼頭部的縫道。因此，縫翼內(nèi)型究竟用什么形狀，并沒有引起更多關(guān)注。但是，縫翼下翼面其實(shí)還有設(shè)計(jì)空間。

近年對(duì)于增升裝置的氣動(dòng)噪聲研究發(fā)現(xiàn)，縫翼是進(jìn)場(chǎng)時(shí)主要的噪聲源之一。GMLILLEY指出［8］：對(duì)縫翼而言，產(chǎn)生非定常流動(dòng)的三個(gè)區(qū)域主要是縫翼下翼面空腔、縫翼后緣（幾何外形及厚度）、縫道（從空腔出來的不穩(wěn)定流動(dòng)匯合縫翼后緣的不穩(wěn)定流動(dòng)形成的新生尾流）。前緣縫翼產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲比后緣襟翼要大，縫翼表現(xiàn)出最大后向噪聲。在縫翼降噪措施方面［3，9］，一個(gè)辦法就是將“空腔”填充起來，空腔由縫翼內(nèi)型形成，空腔大小、形狀與當(dāng)?shù)亓鲬B(tài)直接相關(guān)。由于氣流先經(jīng)過縫翼下翼面的“尖角”，然后急劇地進(jìn)入縫道，而縫道流動(dòng)與縫翼凹陷部分形成大面積回流，多個(gè)渦在該區(qū)域形成、旋轉(zhuǎn)、脫落。由此，產(chǎn)生阻力、不穩(wěn)定的壓力脈動(dòng)以及氣動(dòng)噪聲，因此，研究縫翼內(nèi)型的氣動(dòng)影響，其實(shí)對(duì)于提高飛機(jī)的氣動(dòng)性能有著重要作用。

本文的研究目的是搞清楚縫翼內(nèi)型在流場(chǎng)、氣動(dòng)方面的影響，并根據(jù)流動(dòng)機(jī)理分析，從總體的角度對(duì)不同的縫翼內(nèi)型給出結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)噪聲影響的綜合評(píng)估。

以“slat1＋fix wing＋flap”為基本構(gòu)型（圖1）。為了分析縫翼對(duì)于大迎角下的氣流分離的控制能力，縫翼偏度較大，既有偏轉(zhuǎn)又有前伸，與固定翼負(fù)搭接；由于大迎角下氣流復(fù)雜，為避免計(jì)算發(fā)散，襟翼選取比較適中的偏度，減小襟翼上的氣流分離。

圖1 基本計(jì)算外形Fig.1 Baseline configuration

一般縫翼外形設(shè)計(jì)僅對(duì)縫翼下表面進(jìn)行，需要保證縫翼收起狀態(tài)機(jī)翼是干凈巡航外形。理論上，縫翼下表面（以下簡(jiǎn)稱內(nèi)型）可與固定機(jī)翼貼合；但實(shí)際上由于運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的需要，必須留出相應(yīng)的間隙。但是，由于縫翼本身較薄，內(nèi)凹后后緣厚度不好保證，強(qiáng)度可能不夠；縫翼與固定翼之間的縫道基本由縫翼內(nèi)型后半段與固定翼頭部形成，因此內(nèi)型也會(huì)影響到縫道形狀。基于上述考慮，本文設(shè)計(jì)了基本與固定翼頭部貼合的基本縫翼slat1，在slat1基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了為留出結(jié)構(gòu)間隙而內(nèi)凹較多的slat2，二者采用同一個(gè)尖角（用于與固定翼密封的擋板，見圖2a）；slat3空腔較小，與slat2比較相似，內(nèi)型最前緣點(diǎn)與尖點(diǎn)之間的過渡有輕微差異，用于分析細(xì)微處的影響（圖2b、圖2c），slat4、slat5空腔整形順滑過渡（圖2d）；slat5與slat3空腔內(nèi)型完全相同，但是slat5沒有用于與固定翼密封連接的薄板。

計(jì)算迎角從－4°到24°。小迎角、中等迎角下計(jì)算點(diǎn)較少，認(rèn)為在這些迎角區(qū)域可以保持線性；初始大迎角計(jì)算間隔2°，在失速迎角附近進(jìn)行加密計(jì)算；來流馬赫數(shù)為0.2，分別計(jì)算2×106、6×106、1×107三個(gè)雷諾數(shù)（基于單位弦長）。

本文分析了內(nèi)型對(duì)氣動(dòng)力的影響，對(duì)比了內(nèi)型在不同雷諾數(shù)下的升力及最大升力系數(shù)、失速迎角等特性，同時(shí)對(duì)流場(chǎng)的各種特征，如極限物面流線進(jìn)行了定性分析。

圖2 5個(gè)縫翼示意圖Fig.2 Sketch of five different slats

1 計(jì)算方法

采用軟件ICEM生成多段翼型的計(jì)算域網(wǎng)格，網(wǎng)格量大約為2×105，邊界層拓?fù)錇椤癈”型結(jié)構(gòu)，附面層第一層網(wǎng)格保持在1×10－6量級(jí)，邊界層網(wǎng)格增長率保持在1.15左右；前后遠(yuǎn)場(chǎng)設(shè)置在翼型長度的40倍處，主翼弦向布置了約177個(gè)點(diǎn)，前緣點(diǎn)網(wǎng)格間距約為弦長的0.05%，縫翼弦向布置了約149個(gè)點(diǎn)，襟翼弦向布置了約91個(gè)點(diǎn)，各翼段后緣均進(jìn)行了加密，以捕捉尾跡區(qū)，模型網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational mesh

計(jì)算采用求解器CCFD－MB進(jìn)行數(shù)值模擬，以有限體積法構(gòu)造空間半離散格式，無粘通量項(xiàng)采用二階Roe迎風(fēng)通量差分格式離散，粘性通量項(xiàng)采用中心差分格式離散，隱式時(shí)間推進(jìn)，采用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂，湍流模型采用SA。

采用該軟件對(duì)NHLP2D多段翼型［9］進(jìn)行了計(jì)算驗(yàn)證，網(wǎng)格如圖4，計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖5、圖6。計(jì)算與試驗(yàn)的對(duì)比表明，該計(jì)算軟件用于多段翼型氣動(dòng)力分析失速特性稍顯樂觀，但升力與阻力的計(jì)算總體上比較可靠。

圖4 NHLP2D網(wǎng)格Fig.4 Meshes for NHLP2D

圖5 NHLP2D計(jì)算與試驗(yàn)升力系數(shù)對(duì)比Fig.5 Comparison of NHLP2Dlift coefficient between computation and experiment

圖6 NHLP2D計(jì)算與試驗(yàn)升力系數(shù)對(duì)比Fig.6 Comparison of NHLP2Ddrag coefficient between computation and experiment

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 內(nèi)型差異的氣動(dòng)力影響

從圖7所示的各構(gòu)型1×107萬雷諾數(shù)升力系數(shù)隨迎角變化曲線可見，去掉內(nèi)型尖點(diǎn)、有縫翼修型的slat4和slat5有一定優(yōu)勢(shì)，整體上升力系數(shù)略大，而縫翼內(nèi)型凹陷的slat1、slat2、slat3線性段升力特性比較接近。由于結(jié)構(gòu)間隙以及運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)安裝的需要，slat3、slat 2在slat 1的基礎(chǔ)上內(nèi)凹更多，可方便前緣縫翼機(jī)構(gòu)安裝，而slat 3比slat 2在失速特性方面表現(xiàn)更和緩，這說明為了結(jié)構(gòu)方便，采用slat 3的內(nèi)型完全可取。slat 4與slat 5在內(nèi)型修型處理上有較大差異。slat 4采用了內(nèi)型修形的概念，填補(bǔ)了部分空腔。由于將下翼面的擋板截掉了，這兩個(gè)外形本身形成的空腔都不算大，因此，氣動(dòng)力上表現(xiàn)的差異也不算大。有內(nèi)型修形的slat 4失速特性更加和緩，最大升力系數(shù)增加，失速迎角也略有增大。

圖7 帶不同縫翼的三段翼型升力系數(shù)對(duì)比Fig.7 Comparisons of the 3－elements airfoils containing slat1－slat5

內(nèi)型差異最大的slat 2與slat 4的對(duì)比見圖8，slat 4的升力特性全面優(yōu)于slat 2，而在使用迎角下，內(nèi)型修型的slat 4阻力略有減?。▓D9）。在迎角8°到20°之間，內(nèi)型進(jìn)行修型的slat 4與slat 5多段翼型升阻比稍大（圖10）?？梢娕浜仙εc阻力各自的優(yōu)勢(shì)，縫翼內(nèi)型進(jìn)行整流修型對(duì)于提高多段翼型升阻比比較有效。NLR對(duì)縫翼內(nèi)型修改進(jìn)行了二維試驗(yàn)［10］，分析了內(nèi)型修型對(duì)阻力的影響。在迎角8°到15°范圍內(nèi)，前緣縫翼內(nèi)型進(jìn)行了修型的“無吊鉤圓形”與“凹線整形”兩種構(gòu)型相對(duì)基本前緣縫翼構(gòu)型阻力減?。▓D11）。可見本文計(jì)算結(jié)果從趨勢(shì)上與該研究結(jié)果相同。

圖8 縫翼2與縫翼4的升力系數(shù)對(duì)比Fig.8 Comparisons of lift coefficients of the 3－elements airfoils containing slat2and slat4

圖9 縫翼2與縫翼4的阻力系數(shù)對(duì)比Fig.9 Comparisons of drag coefficients of the 3－elements airfoils containing slat2and slat4

圖10 不同縫翼內(nèi)型的3段翼型升阻比對(duì)比Fig.10 Comparisons of lift to drag ratio of the 3－elements airfoils containing slat2and slat4

圖11 縫翼下翼面內(nèi)凹修型對(duì)阻力的影響［9］Fig.11 Influence of slat cove fairing on drag

2.2 內(nèi)型差異隨雷諾數(shù)變化

Boeing公司進(jìn)行了詳細(xì)的關(guān)于前緣縫翼形狀對(duì)最大升力系數(shù)及雷諾數(shù)的敏感影響研究［7］，對(duì)一個(gè)四段翼型的著陸構(gòu)型（該多段翼型為后緣雙縫襟翼，前緣匹配了4種不同前緣縫翼形狀與偏度）進(jìn)行了前緣裝置形狀對(duì)雷諾數(shù)和最大升力系數(shù)的敏感性影響研究，如圖12。總體上，最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)增加而幾乎線性增大；但是L44前緣裝置表現(xiàn)出最大升力系數(shù)不隨雷諾數(shù)變化的特性，甚至在雷諾數(shù)7×106以后，最大升力系數(shù)緩慢減小；L43前緣裝置有較大內(nèi)凹，內(nèi)型呈勾型，縫翼偏度增加、縫翼縫道寬度增加，最大升力系數(shù)有明顯提高；L22內(nèi)型修型很大，幾乎不存在空腔，最大升力系數(shù)比類似縫道參數(shù)及偏度的L43、L44有顯著的增加。尤其與L44相比，在小雷諾數(shù)下，L22最大升力系數(shù)略小，但是，隨著雷諾數(shù)增大，L22最大升力系數(shù)增大較多；與L43相比，則在各個(gè)雷諾數(shù)下整體增加了0.2左右的最大升力系數(shù)?？梢?，縫翼內(nèi)型對(duì)增升裝置的最大升力系數(shù)、雷諾數(shù)影響有著重要影響。

本文計(jì)算結(jié)果（圖13）表明：縫翼內(nèi)凹較大的slat1與slat2最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)變化增加趨勢(shì)較緩；內(nèi)型進(jìn)行修型的slat4最大升力系數(shù)相對(duì)最大，隨雷諾數(shù)增加保持較好的增加趨勢(shì)；現(xiàn)在飛機(jī)上常用的slat3（縫翼內(nèi)型內(nèi)凹較大，但在內(nèi)型前點(diǎn)處用近似直板過渡便于加工）以及將擋板去掉后的slat5，隨雷諾數(shù)變化最大升力系數(shù)表現(xiàn)不穩(wěn)定，應(yīng)該與渦脫落的非定常效應(yīng)有關(guān)。

圖12 不同前緣對(duì)著陸構(gòu)型的最大升力影響（波音資料）Fig.12 Influences of leading edges devices shape on CLmax／Reynolds numbers sensitivity

圖13 本文不同縫翼最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)變化Fig.13 Maximum lift coefficient changes with Reynolds numbers with different slats

2.3 內(nèi)型差異對(duì)流場(chǎng)的影響

圖14為雷諾數(shù)1×107下的縫翼空腔在失速迎角附近時(shí)的流線圖，從圖中可以看出，slat4在大迎角時(shí)，各雷諾數(shù)下縫翼空腔均不產(chǎn)生渦系，這對(duì)減阻和機(jī)體噪聲的減弱有好處；而slat5盡管也沒有下?lián)醢?，但是直到迎?0°時(shí)，縫翼空腔的渦系才徹底消失。

圖14 Re＝1×107，α＝20°流線圖Fig.14 Streamlines at Re＝1×107，α＝20°

3 結(jié) 論

前緣縫翼對(duì)于運(yùn)輸機(jī)的分離失速特性有關(guān)鍵影響，直接影響到飛機(jī)的起飛降落的安全性，因此在設(shè)計(jì)中需要給予足夠的重視?？p翼下表面氣流復(fù)雜，縫翼下表面的內(nèi)型設(shè)計(jì)空間較小，內(nèi)型空間牽涉到縫翼滑軌機(jī)構(gòu)的安裝，往往會(huì)因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)、機(jī)構(gòu)、強(qiáng)度等的約束限制，修改氣動(dòng)設(shè)計(jì)。從本文的分析來看，縫翼內(nèi)型有以下幾方面影響：

（1）內(nèi)型的形狀對(duì)于增升裝置的升力、阻力、最大升力系數(shù)、升阻比、失速特性等氣動(dòng)力特性有一定影響。從本文分析可見，某些縫翼內(nèi)型可能導(dǎo)致不利的雷諾數(shù)影響，這是需要在設(shè)計(jì)中避免的情況。

（2）常用的縫翼內(nèi)型在氣動(dòng)上可能不是最佳選擇，但與縫翼內(nèi)型修型相比，氣動(dòng)特性上的影響還可以接受。

（3）采用縫翼內(nèi)型修型設(shè)計(jì)，與采用“填充材料”降噪的措施原理上比較接近，而且還能保證其氣動(dòng)效率不受影響，甚至一定程度的提高。從減阻、降噪的角度，內(nèi)型修型的設(shè)計(jì)表現(xiàn)出較好的特性，值得深入研究。

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