王依

摘 要：襟翼縫道參數(shù)的優(yōu)化設計是大型民機機翼氣動布局設計的重要任務，其對于飛機起飛和著陸飛行性能有重要影響。該文介紹了一種襟翼縫道參數(shù)的工程計算方法以及在設計中應避免出現(xiàn)的復雜流動狀態(tài)，并以某飛機型號為例計算了該飛機襟翼縫道參數(shù)設計。為檢驗該工程方法可靠性，安排了低速風洞試驗對不同襟翼縫道參數(shù)進行了尋優(yōu)，并將試驗結(jié)果與基于工程方法得到的結(jié)果進行對比。對比結(jié)果表明該襟翼縫道參數(shù)工程計算方法具有較高的參考價值。

關鍵詞：大型民機 襟翼縫道參數(shù) 工程計算方法 優(yōu)化 風洞試驗

中圖分類號：V22 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）12（b）-0044-02

襟翼參數(shù)優(yōu)化設計與優(yōu)化是飛機機翼氣動布局設計的重要任務之一。在大型民機機翼設計過程中，襟翼參數(shù)的優(yōu)化設計主要采用數(shù)值分析方法（比如CFX和Wisemen Plus等軟件）和風洞試驗手段。

俄羅斯中央流體動力研究院（以下簡稱TsAGI）根據(jù)其型號經(jīng)驗發(fā)展了一套襟翼后退參數(shù)設計的工程方法，該方法實用、簡便，可快速完成襟翼縫道參數(shù)的初步設計，該文將對這種工程方法予以簡介。同時，以某型飛機為例，在風洞試驗數(shù)據(jù)結(jié)果的基礎上就襟翼后退量參數(shù)的優(yōu)化進行分析，并評估該工程方法的可靠程度。

1 襟翼后退量優(yōu)化參數(shù)工程方法

該文介紹的襟翼參數(shù)設計工程方法由TsAGI發(fā)展而來，該方法首先定義了襟翼艙的外形設計原則，并給出了襟翼后退參數(shù)（包括襟翼縫道寬度和襟翼后退量）的初步選取方法。

1.1 襟翼參數(shù)定義

襟翼參數(shù)的定義主要包括以下幾點。

（1）襟翼偏度；

（2）襟翼上表面與主翼型之間的縫隙寬度；

（3）體現(xiàn)襟翼安裝位置的距離：在襟翼收起時，從襟翼頭部至主翼型后緣的距離，偏移方向與主翼型弦線平行（飛機定型后，為一固定常數(shù)）；

（4）體現(xiàn)襟翼上表面形態(tài)的距離：在襟翼收起時，主翼型后緣至襟翼后緣測得的距離，偏移方向與主翼型弦線平行；

（5）體現(xiàn)襟翼偏轉(zhuǎn)時前伸或后退程度的距離，偏移方向與主翼型弦線平行。

1.2 襟翼艙外形的確定

典型的襟翼后退量參數(shù)可以通過相對縫道寬度（）和相對后退距離（）來表述，在選擇參數(shù)時必須保證縫隙的寬度在整個襟翼艙范圍內(nèi)是平滑變化的。這對任何類型的襟翼來說都是必要的，因為它決定著縫道出口處的氣流是否會發(fā)生分離。

襟翼縫道的形狀是這樣確定的：一方面，襟翼收起時，由主翼型里切出的輪廓外形（即襟翼艙的輪廓）決定；另一方面，取決于襟翼上表面外形和它與主翼型后緣的相對位置。在設計襟翼上表面的外形時，可以優(yōu)先使用規(guī)律。

1.3 相對縫道寬度的選取

在選擇襟翼后退量參數(shù)和時要優(yōu)先考慮縫道的相對寬度。移出的最優(yōu)參數(shù)可以根據(jù)TsAGI方法計算：

公式中為襟翼艙長度相對機翼弦長的比值。該公式的適用范圍包括如下幾方面。

（1）機翼相對展弦比不少于≥6；

（2）機翼相對根梢比范圍λ=1～5；

（3）機翼1/4弦線后掠角不大于≤35°；

（4）前緣縫翼相對弦長不大于s≤0.30。

按照該公式計算可得到某民用客機不同襟翼偏度時襟翼相對縫隙與襟翼相對機翼展長的關系。

1.4 相對后退量參數(shù)的選取

TsAGI在考慮縫道的相對后退量的工程方法給出如下：

式中的定義與公式的適用范圍同1.2節(jié)。

按照該公式計算可得到某民用客機不同襟翼偏度時襟翼后退量與襟翼相對機翼展長的關系。

2 風洞試驗方法與TsAGI工程計算方法對比

該文研究采用1∶10的全金屬半模模型在某低速風洞進行試驗。模型襟縫翼的偏度、與主翼的重疊量以及縫道寬度通過無級變機構可以實現(xiàn)無級變化。

所選試驗風洞是一座單回流式閉口試驗段低速風洞，試驗段長8 m，截面尺寸為4 m×3 m。橫截面為切角矩形，試驗段中心截面有效面積10.72 m2，空風洞最大穩(wěn)定風速為106 m/s，最小穩(wěn)定風速為10 m/s，空風洞軸向靜壓梯度約為0。

在半模風洞試驗結(jié)果的基礎上在主翼型和襟翼上表面之間的沿展向3個剖面里建立了理想相對縫隙和襟翼打開角度之間的函數(shù)關系。

可以看出，在翼中剖面，除最大襟翼偏度情況外，試驗優(yōu)化結(jié)果基本落在工程方法誤差范圍以內(nèi)。對翼尖剖面而言，試驗結(jié)果與估算方法吻合良好。

3 結(jié)語

在大型民機的設計中，襟翼縫道參數(shù)的選取和優(yōu)化會影響保證起飛構型的最大升阻比和著陸構型的最大升力系數(shù)。該文介紹了一種相對簡單易行的TsAGI襟翼后退參數(shù)工程計算方法，并把試驗優(yōu)化得到的襟翼縫道相對寬度與TsAGI工程方法得到的結(jié)果進行了對比?？傮w來講，該TsAGI工程計算方法對于增升裝置縫道參數(shù)的初步設計具備一定的指導意義和較高的參考價值。

參考文獻

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