王曉光 張強(qiáng) 王滿蘋

摘?要：隨著機(jī)翼增升裝置的發(fā)展，很多機(jī)翼內(nèi)側(cè)都使用了一種簡單的前緣繞鉸鏈軸向下旋轉(zhuǎn)一定角度的結(jié)構(gòu)，與使用最多的前緣縫翼相比較，這種結(jié)構(gòu)具有減小阻力、降低噪聲和提高升阻比等許多優(yōu)點(diǎn)。本文是基于對RAE2822翼型的研究，使用專業(yè)制圖軟件生成不同前緣下垂角的一系列翼型，并利用POINTWISE軟件和FLUENT軟件聯(lián)合運(yùn)用，研究了不同的前緣下垂角度對機(jī)翼翼型氣動特性的影響，并且在所研究范圍內(nèi)得出相對最佳的前緣下垂角，最后與RAE2822原翼型及其他不同前緣下垂角度翼型的氣動性能進(jìn)行對比。計(jì)算結(jié)果表明：升阻比隨著前緣下垂角度的增加，先增加后減少，這說明使用前緣下垂結(jié)構(gòu)在一定范圍內(nèi)對一個翼型的氣動特性具有改善作用。

關(guān)鍵詞：前緣;前緣下垂;RAE2822翼型;氣動特性

中圖分類號：V224+.5

自從人類歷史上在1903年第一次進(jìn)行了有動力的飛行以后，科學(xué)技術(shù)隨著時間的流逝不斷地在進(jìn)步。尤其是經(jīng)過兩次世界大戰(zhàn)的推動后，在現(xiàn)在一個資源有限甚至說是缺乏的背景下，對航空航天器的經(jīng)濟(jì)性、可靠性要求會更加嚴(yán)格，所以現(xiàn)狀是盡可能地對各個可以提升航空航天器性能的方法行探索、研究。

前緣下垂是機(jī)翼前緣繞鉸鏈軸向下旋轉(zhuǎn)以增大低速飛行時的可用迎角。其中前緣半徑影響翼型的最大升力、以及其巡航阻力，一般的，半徑越大在大迎角時產(chǎn)生的升力越大，這是因?yàn)檠舆t氣流分離區(qū)域接近前緣，且這往往會表現(xiàn)為飛機(jī)在失速時升力不會突然降低;大半徑會增加翼型的阻力，盡管這還依賴于翼型后緣的幾何形狀。本文以RAE2822翼型為例針對不同角度前緣下垂對其氣動特性的影響。

1?國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

（1）國內(nèi)研究現(xiàn)狀。前緣（leading?edge，或作翼型前緣），為翼型剖面的最前沿，機(jī)翼上下表面的前交點(diǎn)。由于前緣的位置很難定義清楚，一般是取相對于翼弦長c的很小值作為前緣半徑來定義前緣的位置。國內(nèi)學(xué)者專家針對機(jī)翼的前緣下垂[1]（leading?edge?droop）問題也開展了許一些應(yīng)的研究，提出了一些可行的研究手段，但是所選擇的計(jì)算模型較簡單，相對于國外來說對前緣下垂問題沒有研究的那么細(xì)致。本文就針對RAE2822翼型前緣下垂的幾種角度進(jìn)行研究該翼型的氣動特性，通過將POINTWISE軟件、FLUENT和CAD等軟件結(jié)合起來，對RAE2822翼型及該翼型生成的幾種前緣下垂一定角度的翼型進(jìn)行了氣動特性的計(jì)算，并詳細(xì)分析了前緣下垂對機(jī)翼氣動特性的影響并得出初步結(jié)論。

（2）國外研究現(xiàn)狀。RAE2822是一個典型的亞音速湍流流動的經(jīng)典翼型，被許國外的項(xiàng)目合作組和AGARD挑選作為經(jīng)典的翼型，該翼型曾在RAE8ft×6ft的亞音速風(fēng)洞進(jìn)行研究試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)總共選取了多個狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算研究，通過壓力測試探針獲得的壓力的分布情況，升力則是通過測量表面壓力進(jìn)而積分所得到。所有計(jì)算結(jié)果的數(shù)據(jù)均可見文獻(xiàn)。國外專家學(xué)者對前緣下垂對翼型氣動特性的影響進(jìn)行了大量的分析實(shí)驗(yàn)，這其中進(jìn)行了前緣動態(tài)變形的控制、前緣縫翼的控制和前緣下垂角度的控制一系列試驗(yàn)和數(shù)值模擬的研究。而這些研究結(jié)果表明結(jié)構(gòu)相對比較簡單的前緣下垂效果最為理想，而其他兩種結(jié)構(gòu)不是由于控制過程中會增加阻力，或者是結(jié)構(gòu)和材料上受限制太大，不容易實(shí)現(xiàn)。所以，前緣動態(tài)變形、前緣襟翼的控制、前緣下垂動能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼氣動特性的優(yōu)化，但是由于種種原因變前緣下垂的控制近年來更受重視。在翼型其他幾個研究機(jī)理方面，進(jìn)行試驗(yàn)研究所花費(fèi)的代價(jià)過高。

（3）理論與實(shí)際意義。機(jī)翼是飛機(jī)的重要組成部件，可產(chǎn)生升力并裝載燃油以及一些飛機(jī)所必須的結(jié)構(gòu)裝置和其他控制系統(tǒng)。為增加飛機(jī)機(jī)動特性和氣動特性，機(jī)翼前后緣長設(shè)有前緣襟翼、后緣襟翼、副翼等結(jié)構(gòu)。本文分析研究的是前緣下垂對翼型的氣動特性影響，其中前緣下垂可以增大低速飛行時的可用迎角。其中升力、阻力、壓強(qiáng)分布等都屬于翼型的分布載荷和氣動力，本文針對翼型的壓強(qiáng)分布、升阻比進(jìn)行分析從而得出翼型的氣動特性[2]?；赗AE2822翼型研究和分析其前緣下垂對其翼型氣動特性的影響的實(shí)際意義：前緣下垂其實(shí)是一種增升裝置，前緣下垂不同的角度對翼型氣動特性會有不同的影響，前緣下垂不同角度翼型在相同迎角和相同的其他條件下其升力和阻力系數(shù)會隨之作相應(yīng)的變化，當(dāng)下垂到一定的角度是翼型的氣動特性會得到最優(yōu)，從而提高飛機(jī)或?qū)椀娘w行穩(wěn)定性和經(jīng)濟(jì)性。故進(jìn)行前緣下垂研究分析經(jīng)濟(jì)并且結(jié)構(gòu)易實(shí)現(xiàn)并且對飛機(jī)或?qū)椈蚱渌w行器的氣動特性有明顯的提高，是一個新的研究探索方向。

2?模型建立

（1）幾何模型。通過pointwise軟件建立計(jì)算域網(wǎng)格模型[3]。將RAE2822翼型X、Y、Z坐標(biāo)數(shù)據(jù)，見表1，導(dǎo)入軟件POINTWISE中便得到翼型的幾何模型如圖1所示：

（2）網(wǎng)格模型建立。對翼型上下緣和整個邊界網(wǎng)格數(shù)進(jìn)行劃分，設(shè)置為150×60網(wǎng)格規(guī)格，對邊界上和翼型上下緣點(diǎn)的疏密程度進(jìn)行約束，設(shè)置邊界條件以及計(jì)算域如圖2。

3?研究分析翼型模型及其參數(shù)

（1）翼型模型確定。RAE2822是一個典型的二維跨聲速湍流流動的經(jīng)典模型[4]翼型，被許多項(xiàng)目合作組和翼型研究者挑選作為經(jīng)典確認(rèn)算例。故本文也選擇以RAE2822翼型為模型，并且以該翼型研對象，研究前緣下垂對其翼型氣動特性的影響。

（2）翼型前緣下垂的實(shí)現(xiàn)方法。隨著人們生活水平要求的提高，增升裝置設(shè)計(jì)的指導(dǎo)思想轉(zhuǎn)變?yōu)樵跐M足氣動及噪聲要求的前提下盡可能簡單可靠，本文針對在高度為一萬一千米，馬赫數(shù)Ma=0.7條件下，使翼型后緣保持不變，僅改變前緣，使其下垂一個角度進(jìn)行研究。這樣對翼型的改變非常小，并且結(jié)構(gòu)簡單容易實(shí)現(xiàn)。前緣下垂的實(shí)現(xiàn)方法如圖3所示：

（3）參數(shù)和變量設(shè)置。本文主要分析研究RAE2822翼型在高空工況下的氣動特性，其各參數(shù)為：Ma=0.7，H=11000m，11000米處狀態(tài)參數(shù)：P=22699pa，T=216.77k，相對空氣密度ρ=0.2968Kg/m3，空氣密度ρ=0.3648Kg/m3，c=296m/s，側(cè)滑角β=0°;變量為：迎角α=0°，4°，8°前緣下垂角度分別為0°、3°、5°、8°。

（4）湍流模型的確定。湍流又稱紊流（Turbulent?Flow），是流體的一種流動狀態(tài)。當(dāng)流速很大時，流線不可以被清晰的辨認(rèn)出來，并且流場中會出現(xiàn)有許多小旋渦，這種流態(tài)稱為湍流。

特點(diǎn)：（1）無序性;（2）耗能性;（3）擴(kuò)散性。

經(jīng)計(jì)算在設(shè)定參數(shù)下的雷諾數(shù)Re遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于2320，并且是在Ma=0.7的來流速度下研究，用FLUENT計(jì)算[5]時需要開啟相關(guān)能量方程如下：

控制能量方程：

綜上，本文討論研究在湍流模型[6]下前緣下垂對RAE2822翼型的氣動特性的影響，而湍流模型則是選擇了標(biāo)準(zhǔn)的k-ε模型、機(jī)翼近壁面處理[7]則選擇了standard?wall?function選項(xiàng)設(shè)置。

4?計(jì)算分析

（1）前緣下垂角度的設(shè)定。首先前緣下垂是機(jī)翼前緣繞鉸鏈軸向下旋轉(zhuǎn)以增大低速飛行時的可用迎角，前緣下垂一定角度會提升翼型的氣動特性，但是下垂角度如果過大，那么就會起到相反的效果，使機(jī)翼產(chǎn)生的阻力大大增加，故本文在小范圍內(nèi)進(jìn)行調(diào)整前緣下垂的角度，設(shè)置其下垂角度分別為：原始翼型0°、3°、5°、8°四個角度，迎角設(shè)置為0°、4°、8°三個角度。

（2）計(jì)算?，F(xiàn)分別以迎角為0°、4°、8°均對應(yīng)前緣下垂角度為0°、3°、5°、8°的情況，通過FLUENT軟件進(jìn)行計(jì)算分析[8]，得出不同迎角下各個前緣下垂角度下升阻比結(jié)果見表2：

將升阻比表轉(zhuǎn)換為折線圖如圖4所示：

以迎角為橫坐標(biāo)，升阻比為縱坐標(biāo)作圖生成的折線圖如圖5所示：

（3）結(jié)果分析。由以上實(shí)驗(yàn)研究數(shù)據(jù)結(jié)果表明：飛機(jī)在各迎角下飛行時，升阻比隨著前緣下垂角的增加先增加后減少，其中在迎角為0°時，升阻比隨著下垂角的增加一直減少，主要是由于迎角為0°時前緣下垂角的加大會使機(jī)翼迎角變?yōu)樨?fù)迎角，從而致使阻力增加，升力減小的原因。

5?結(jié)語

本文是基于標(biāo)準(zhǔn)的k-ε湍流模型，應(yīng)用POINTWISE軟件和FLUENT流體計(jì)算軟件針對RAE2822翼型，研究分析不同迎角下幾種前緣下垂角度機(jī)翼的氣動特性，結(jié)果數(shù)據(jù)表明在迎角確定且不為0°時，前緣下垂角度為3°左右時翼型的氣動特性明顯優(yōu)于其他幾種角度下的氣動特性。

綜上所述，在可控的范圍內(nèi)，綜合考慮結(jié)構(gòu)問題，使用前緣下垂的形式改善翼型的氣動特性是可行的，同時本文對前緣下垂的實(shí)現(xiàn)機(jī)理、以及相關(guān)計(jì)算處理方法的使用，可為后續(xù)研究者提供參考。

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基金項(xiàng)目：河南省重點(diǎn)研發(fā)與推廣專項(xiàng)（科技攻關(guān)），基于無人機(jī)的應(yīng)急救援方艙系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究（192102210217）

作者簡介：王曉光（1992—），男，河南濮陽人，本科，助教，研究方向：航空機(jī)械;張強(qiáng)（1991—），男，河南安陽人，碩士，助教，研究方向：航空機(jī)械;王滿蘋（1991—），女，河南安陽人，碩士，講師，研究方向：仿真計(jì)算。