梁海朝 曾進(jìn)遠(yuǎn) 陳錢 白鵬

摘要：以連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度跨聲速翼型為研究對(duì)象，對(duì)其開展了巡航狀態(tài)繞流數(shù)值模擬，研究了其氣動(dòng)特性并與基本翼型和簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣變彎度翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行了比較?；疽硇筒捎肦AE 2822超臨界翼型；繞流數(shù)值模擬采用雷諾平均Navier-Stokes方法，通過與基本翼型試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較，確認(rèn)了數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性。研究發(fā)現(xiàn)，跨聲速巡航狀態(tài)下，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型能通過小偏轉(zhuǎn)角變彎度來減小翼型的壓阻及總阻力，從而可在巡航過程中升力系數(shù)變化條件下實(shí)時(shí)改善翼型氣動(dòng)特性；這種氣動(dòng)效益在簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型上也能達(dá)到同等程度甚至略有增大，表明從氣動(dòng)特性的角度而言跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形對(duì)變彎度方式的敏感性小于已有研究中關(guān)注的低速飛行大偏轉(zhuǎn)角變彎度情形，因而跨聲速巡航態(tài)需要更精細(xì)的變彎度方式設(shè)計(jì)。

關(guān)鍵詞：變彎度翼型；連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣；超臨界翼型；跨聲速巡航；氣動(dòng)特性

中圖分類號(hào)：V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.05.002

隨著時(shí)代的發(fā)展，人們對(duì)飛機(jī)的性能要求不斷提高，傳統(tǒng)固定外形飛機(jī)難以滿足各種復(fù)雜飛行環(huán)境對(duì)氣動(dòng)性能的要求，而可變形飛行器技術(shù)作為一項(xiàng)針對(duì)性的解決方案，可改變其氣動(dòng)外形，使飛行器在各種環(huán)境狀況和任務(wù)需求下都能保持最優(yōu)的氣動(dòng)和飛行性能[1-5]。由于機(jī)翼是飛行器提供升力的主要部件，因而目前可變形飛行器技術(shù)的最主要研究對(duì)象即為變形機(jī)翼。變形機(jī)翼上可采用的翼型變彎度技術(shù)在改善飛行器氣動(dòng)性能、提升飛行器使用效能等方面具有顯著優(yōu)勢(shì)，因此得到了國(guó)內(nèi)外的廣泛重視，并逐漸成為研究熱點(diǎn)。

波音（Boeing）公司在較早開始的任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼（mission adaptive wing， MAW）[6]項(xiàng)目研究中，機(jī)翼可通過前后緣的偏轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)在不同飛行條件下機(jī)翼剖面彎度的改變，進(jìn)而提升飛機(jī)在該狀態(tài)下的氣動(dòng)性能。飛行演示結(jié)果表明在設(shè)計(jì)巡航狀態(tài)和非設(shè)計(jì)狀態(tài)均能達(dá)到很好的減阻效果[7]。Rockwell在20世紀(jì)80年代中期開始的主動(dòng)柔性機(jī)翼（active flexible wing， AFW）[8]項(xiàng)目，利用而非避免機(jī)翼柔性來為飛機(jī)減輕重量（質(zhì)量）并提升氣動(dòng)性能，可在主動(dòng)控制下使機(jī)翼前緣和后緣的多個(gè)操縱面偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)彈性變形。諾斯羅普-格魯門公司在1995年開始的智能機(jī)翼（smart wing）[9-10]項(xiàng)目，基于智能材料的開發(fā)來改善飛機(jī)的氣動(dòng)和氣動(dòng)彈性性能，開發(fā)了具有綜合驅(qū)動(dòng)機(jī)制的自適應(yīng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)，并進(jìn)行了兩次風(fēng)洞試驗(yàn)，對(duì)前后緣的操縱面進(jìn)行驅(qū)動(dòng)控制。柔性系統(tǒng)公司（FlexSys）在2009年開始的自適應(yīng)柔性后緣（adaptive compliant trailing edge，ACTE）[11]項(xiàng)目，使用順從結(jié)構(gòu)來使機(jī)翼后緣變形，沿翼流動(dòng)方向具有平滑的曲面，從而避免了傳統(tǒng)鉸接操縱面造成的陡峭坡度變化。該技術(shù)在安裝了ACTE變形襟翼的“灣流”Ⅲ試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了多次成功飛行試驗(yàn)并已經(jīng)接近實(shí)際工程應(yīng)用[12]。波音公司在2010年開始的變彎度連續(xù)后緣襟翼（variable camber continuous trailing edge flap，VCCTEF）[13-14]項(xiàng)目，通過主動(dòng)控制技術(shù)控制彈性機(jī)翼變形。美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）在2015年開始的變彎度順從機(jī)翼（variable camber compliant wing，VCCT）[15-16]項(xiàng)目，開發(fā)了重量輕、功耗低且成本低的機(jī)翼變形技術(shù)，使用單驅(qū)動(dòng)控制來實(shí)現(xiàn)前緣后緣的偏轉(zhuǎn)，蒙皮無縫連續(xù)，由整塊復(fù)合材料制成。空客（Airbus）公司在2011年開始的智能飛機(jī)結(jié)構(gòu)（smart intelligent aircraft structures， SARISTU）項(xiàng)目是涉及變形和感知的智能航空結(jié)構(gòu)的一項(xiàng)大型合作項(xiàng)目，其中實(shí)現(xiàn)機(jī)翼變彎度的自適應(yīng)后緣裝置（adaptive trailing edge device， ATED）[17-18]項(xiàng)目旨在提升飛機(jī)巡航狀態(tài)氣動(dòng)性能、降低燃油消耗，該項(xiàng)目在全長(zhǎng)5.5m的機(jī)翼上設(shè)計(jì)制造安裝了全尺寸ATED裝置并完成了風(fēng)洞試驗(yàn)。

上述變彎度機(jī)翼綜合項(xiàng)目之外，變彎度機(jī)翼氣動(dòng)研究也被廣泛重視。陳錢等[19]通過數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)的方法研究了可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動(dòng)特性并討論了光滑變形方式中的氣動(dòng)特性影響因素，研究表明特定條件下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)翼型相對(duì)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型顯著改善氣動(dòng)特性和流場(chǎng)分離特性?？撞┑萚20]采用數(shù)值模擬的方法研究低速狀態(tài)下前后緣無縫偏轉(zhuǎn)的變彎度翼型的增升效果。陸維爽[21]基于通用飛機(jī)翼型（GAW-1翼型）分析前后緣變彎度對(duì)翼型在低速狀態(tài)（爬升狀態(tài)）氣動(dòng)性能的影響。郭同彪等[22-23]先后研究了后緣連續(xù)變彎度對(duì)跨聲速翼型和寬體客機(jī)翼身組合體構(gòu)型氣動(dòng)性能的影響，對(duì)翼型的研究表明，應(yīng)用后緣連續(xù)變彎度在大于設(shè)計(jì)升力系數(shù)時(shí)減阻效果最高達(dá)13.2%。梁煜和單肖文[24]基于Kriging代理模型對(duì)超臨界翼型在變馬赫數(shù)和升力系數(shù)狀態(tài)下進(jìn)行變彎度優(yōu)化設(shè)計(jì)，結(jié)果表明該優(yōu)化設(shè)計(jì)方法可預(yù)測(cè)翼型的最佳彎度以最大限度提升該狀態(tài)下的氣動(dòng)性能。王斌等[25]針對(duì)NASA通用研究模型（common research model， CRM）機(jī)翼開展了前后緣變彎度對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性影響和變彎度減阻優(yōu)化研究。Lyu和Martins[26]對(duì)CRM構(gòu)型后緣變彎度機(jī)翼開展了氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化并量化變彎度收益。Kaul和Nguyen[27]研究了VCCTEF變彎度技術(shù)對(duì)通用運(yùn)輸機(jī)模型（generic transport model， GTM）翼型氣動(dòng)性能的影響，并分析對(duì)比不同偏轉(zhuǎn)角度時(shí)的氣動(dòng)性能。Ting等[28]探究不同翼展方向和弦向襟翼段數(shù)量及弦向襟翼形狀構(gòu)成的VCCTEF配置對(duì)減阻的影響，并通過氣動(dòng)優(yōu)化來進(jìn)一步研究VCCTEF作為自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)的潛在收益。Niu等[29]通過CFD和阻力分解法來研究變彎度超臨界翼型/寬體飛機(jī)模型氣動(dòng)特性，并提出了變彎度優(yōu)化策略。何萌等[30]針對(duì)寬體客機(jī)分別在變升力系數(shù)和變馬赫數(shù)狀態(tài)下進(jìn)行后緣襟翼偏轉(zhuǎn)變彎度減阻收益研究和對(duì)抖振特性影響的研究，并采用遠(yuǎn)場(chǎng)阻力分解方法分析變彎度減阻機(jī)理。雷銳午等[31]選取CRM機(jī)翼/機(jī)身/平尾構(gòu)型為研究對(duì)象，進(jìn)行了考慮抖振特性的采用VCCTEF變彎度技術(shù)的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

從以上研究概況可知，變彎度技術(shù)的研究重點(diǎn)正集中到跨聲速范圍，其中氣動(dòng)領(lǐng)域的研究較集中于變彎度前后的氣動(dòng)特性分析與優(yōu)化。從全航程減阻降噪綜合效益的角度而言，這些研究中較多采用的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣方式成為變彎度方式的主流。已有研究曾表明特定條件下這種連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型相對(duì)于簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型能顯著改善氣動(dòng)特性，這種特定條件表現(xiàn)為低速飛行和大偏轉(zhuǎn)角變彎度。為了進(jìn)一步探索跨聲速巡航條件下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度方式的氣動(dòng)特性，本文以超臨界翼型RAE 2822為基本翼型，分別采用連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣和簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣的方法獲得變彎度翼型，對(duì)其開展跨聲速巡航態(tài)繞流數(shù)值模擬，對(duì)比研究?jī)煞N變彎度翼型和基本翼型的氣動(dòng)特性。

1數(shù)值模擬

1.1連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型

本文研究的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型以RAE 2822超臨界翼型為基本翼型。該基本翼型弦長(zhǎng)為0.61m，最大相對(duì)厚度為12.11%，位于37.9%弦長(zhǎng)位置處。連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型采用參考文獻(xiàn)[19]中的第三種光滑變形方式，即以基本翼型的70%弦長(zhǎng)處厚度中點(diǎn)為轉(zhuǎn)軸，將90%弦長(zhǎng)至后緣的翼型段偏轉(zhuǎn)指定角度，再將50%～90%弦長(zhǎng)的翼型段用光滑曲線代替，從而得到變彎度翼型的幾何模型。后緣偏轉(zhuǎn)角度范圍為-1°～1°，其中向上偏轉(zhuǎn)為負(fù)偏轉(zhuǎn)，向下偏轉(zhuǎn)為正偏轉(zhuǎn)，且以0.2°為間隔，得到10種翼型。與連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型進(jìn)行對(duì)比的簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型以基本翼型的70%弦長(zhǎng)處厚度中點(diǎn)為轉(zhuǎn)軸，將70%弦長(zhǎng)后的翼型段直接偏轉(zhuǎn)指定角度。兩種翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同角度時(shí)后緣位置相同。上述三種翼型如圖1所示。

1.2數(shù)學(xué)模型與數(shù)值模擬方法

計(jì)算采用隱式算法、耦合式求解器，離散格式為二階迎風(fēng)格式。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界入口、出口分別采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)和壓力出口邊界條件，翼型壁面為無滑移絕熱固壁邊界條件。

1.3驗(yàn)證與確認(rèn)

RAE 2822翼型算例被廣泛選作二維跨聲速繞流數(shù)值模擬方法驗(yàn)證算例[33-34]。本文計(jì)算采用EUROVAL項(xiàng)目組對(duì)試驗(yàn)Case 9[35]經(jīng)過修正后的參數(shù)[36]，來流馬赫數(shù)為0.734，迎角為2.79°，基于弦長(zhǎng)（c =0.61m）的雷諾數(shù)為6.5×106。

幾何網(wǎng)格采用C形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界約為20倍弦長(zhǎng)，并采用3.5萬、7萬、14萬、28萬和56萬5套不同網(wǎng)格數(shù)量的網(wǎng)格來進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性研究。圖2為14萬網(wǎng)格數(shù)量的翼型近壁網(wǎng)格，在翼型壁面、前緣及后緣均進(jìn)行了加密處理，第一層網(wǎng)格高度3×10-6m，壁面網(wǎng)格y+<1。

表1為不同網(wǎng)格計(jì)算得到的氣動(dòng)力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，14萬網(wǎng)格和28萬網(wǎng)格的氣動(dòng)力系數(shù)之間相差均小于0.17%，這表明網(wǎng)格無關(guān)性已經(jīng)很好地實(shí)現(xiàn)，這驗(yàn)證了所得到的數(shù)值解與所取網(wǎng)格的密度無關(guān)。圖3是數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)翼型表面的壓力系數(shù)Cp分布，5種網(wǎng)格的壓力系數(shù)均比較接近，但3.5萬和7萬兩種粗網(wǎng)格對(duì)激波的捕捉較不準(zhǔn)確。結(jié)合Cp和升力、阻力系數(shù)（CL，CD）來看，14萬、28萬、和56萬網(wǎng)格均能很好地反映流場(chǎng)流動(dòng)狀態(tài)，確認(rèn)了數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性。在確保準(zhǔn)確的前提下，為了節(jié)省計(jì)算資源，變彎度翼型都將采用14萬數(shù)量的網(wǎng)格來進(jìn)行變彎度研究。

2結(jié)果與討論

2.1升阻特性

升阻比是表征飛機(jī)飛行氣動(dòng)效率的一個(gè)重要參數(shù)，若能使飛機(jī)在實(shí)際飛行過程中始終以最大升阻比飛行則能達(dá)到最高氣動(dòng)效率，因此升阻比是變彎度效益研究的一個(gè)重要方面。圖4給出了偏轉(zhuǎn)角為-1°～1°（間隔0.2°）的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型（圖中標(biāo)識(shí)為SM）與基本翼型（圖中標(biāo)識(shí)為BA）在馬赫數(shù)0.734時(shí)的升力—升阻比變化曲線，并給出了簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型（圖中標(biāo)識(shí)為CD）在三種偏轉(zhuǎn)角下的相應(yīng)氣動(dòng)特性。之所以選取-0.6°， 0.2°， 0.6°這三種偏轉(zhuǎn)角，是因?yàn)樵谘埠綉B(tài)升力系數(shù)范圍（這里取為0.5～0.7）內(nèi)的典型升力系數(shù)（這里取為0.5， 0.55， 0.6， 0.65， 0.7）下，研究發(fā)現(xiàn)具有最優(yōu)升阻比的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的偏轉(zhuǎn)角度為這三種偏轉(zhuǎn)角，因而可在這三種偏轉(zhuǎn)角下對(duì)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型進(jìn)行比較研究。從圖4中整體上能觀察到巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)不同升力系數(shù)均對(duì)應(yīng)一個(gè)最優(yōu)的后緣偏轉(zhuǎn)角，而整個(gè)曲線族的上輪廓線表征了巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)的最優(yōu)后緣偏轉(zhuǎn)角變化曲線。

巡航態(tài)的變彎度翼型研究對(duì)氣動(dòng)曲線的要求極高，須有足夠多的數(shù)據(jù)點(diǎn)才能根據(jù)不同翼型的氣動(dòng)曲線得到正確結(jié)論，因此，圖4中具有豐富的數(shù)據(jù)點(diǎn)。為了更清晰地觀察不同升力系數(shù)下各種不同翼型的氣動(dòng)特性差異，有必要對(duì)圖4局部放大來開展研究。圖5給出了5種典型升力系數(shù)（這里取為0.5， 0.55， 0.6， 0.65， 0.7）附近的局部放大曲線。從圖5中可見，CL=0.5，CL=0.55，CL=0.6，CL=0.65和CL=0.7時(shí)對(duì)應(yīng)的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)翼型最優(yōu)偏轉(zhuǎn)角分別為-0.6°， 0°， 0.2°， 0.6°和0.6°（這里偏轉(zhuǎn)0°即為基本翼型）。升力系數(shù)為0.7、0.65及0.5時(shí)，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣能較顯著提升升阻比；升力系數(shù)為0.6時(shí)，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣對(duì)升阻比的提升十分微??；升力系數(shù)為0.55時(shí)，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)不能改善升阻比。已有研究[21]表明，低速飛行大偏轉(zhuǎn)角變彎度情形下，變彎度翼型對(duì)變彎度方式十分敏感，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度方式顯著優(yōu)于簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣變彎度方式。這種敏感性在跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形下會(huì)有所減小，具體體現(xiàn)在圖5中升力系數(shù)為0.7、0.65及0.5時(shí)，簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣變彎度的氣動(dòng)效益能達(dá)到甚至大于連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的氣動(dòng)效益。

表2為4種典型升力系數(shù)下最優(yōu)變彎度翼型與基本翼型的阻力及升阻比的比較，可以看出在4個(gè)升力系數(shù)下最優(yōu)變彎度翼型的阻力和升阻比均有不同程度的改善。在小升力系數(shù)0.5下，后緣向上偏轉(zhuǎn)可改善氣動(dòng)效率，但改善效果較小，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)對(duì)升阻比的提升幅度相當(dāng)，分別為0.16%和0.17%；當(dāng)升力系數(shù)為0.6時(shí)，最優(yōu)光滑偏轉(zhuǎn)后緣度數(shù)為0.2°，此時(shí)變彎度翼型與基本翼型彎度變化較小，升阻比改善不明顯；當(dāng)升力系數(shù)為0.65時(shí)，最優(yōu)光滑偏轉(zhuǎn)后緣度數(shù)為0.6°，此偏轉(zhuǎn)角下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣分別提升升阻比約0.67%和1.06%；而當(dāng)升力系數(shù)為0.7時(shí)，盡管最優(yōu)光滑偏轉(zhuǎn)后緣度數(shù)仍為0.6°，但此偏轉(zhuǎn)角下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣對(duì)升阻比的提升均更為顯著，分別達(dá)到1.46%和1.96%，這也表明升力系數(shù)偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)較遠(yuǎn)時(shí)，變彎度的效益會(huì)表現(xiàn)得更為顯著。

某一升力系數(shù)下變彎度翼型對(duì)升阻比的提升實(shí)際是靠減阻來實(shí)現(xiàn)的，為了探究變彎度跨聲速翼型的減阻機(jī)理，將總阻力（CD， t）分解為摩擦阻力（CD， f）與壓力阻力（CD， p），表3為不同升力系數(shù)下變彎度翼型與基本翼型的阻力分解對(duì)比。從表3可知，跨聲速巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)，較小的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異中摩阻差異占較大比例，而較大的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異主要體現(xiàn)為壓阻差異。正偏轉(zhuǎn)下，從摩擦阻力來看，變彎度翼型的摩阻均會(huì)增加，但連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的摩阻增加量小于簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型；對(duì)于壓力阻力，變彎度翼型均有明顯降低，這正是總阻力系數(shù)減小的來源，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓阻減小量小于簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型，這有待于進(jìn)一步深究減小量不同的原因。而在負(fù)偏轉(zhuǎn)下，摩阻與壓阻均降低。

2.2表面壓力分布與繞流流場(chǎng)特征

翼型表面壓力是氣動(dòng)力的主要來源，翼型升阻特性的變化在很大程度上與壓力分布的變化有關(guān)。圖6給出了基本翼型在不同升力系數(shù)下翼型表面壓力系數(shù)分布，隨著升力系數(shù)的增加（迎角增加），前緣吸力峰增加，激波位置后移且激波強(qiáng)度增強(qiáng)。圖7為典型升力系數(shù)下變彎度翼型與基本翼型壓力系數(shù)分布對(duì)比，黑色實(shí)線為基本翼型的壓力系數(shù)，紅色實(shí)線和藍(lán)色虛線分別為最優(yōu)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型和對(duì)應(yīng)的簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓力系數(shù)。首先，分析變彎度翼型后緣偏轉(zhuǎn)方向?qū)毫ο禂?shù)分布的影響：圖7（a）中翼型后緣負(fù)偏轉(zhuǎn)時(shí)，變彎度翼型較基本翼型前緣吸力峰增大，激波位置前移；觀察圖7（c）～圖7（e）發(fā)現(xiàn)翼型后緣正偏轉(zhuǎn)時(shí)，變彎度翼型較基本翼型前緣吸力峰降低，激波位置后移。其次，分析變彎度翼型后緣偏轉(zhuǎn)方式對(duì)壓力系數(shù)分布的影響：觀察圖7（c）發(fā)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)角很?。?.2o）時(shí)，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓力系數(shù)分布差異很??；觀察圖7（a）～圖7（e）發(fā)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)角略大（-0.6o或0.6o）時(shí)，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓力系數(shù)分布在位于翼型弦長(zhǎng)70%的轉(zhuǎn)軸附近出現(xiàn)差異，前者曲線較為平滑而后者曲線存在小的波動(dòng)。由于幾種典型升力系數(shù)下最優(yōu)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的偏轉(zhuǎn)角均較小，從壓力系數(shù)分布曲線中難以觀察到連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型相對(duì)于基本翼型在激波強(qiáng)度方面的改善。

超臨界翼型的跨聲速繞流流場(chǎng)中，翼型上表面之上的流動(dòng)區(qū)域?qū)⑿纬杉げ?。升力系?shù)為0.7時(shí)，圖8中的壓力系數(shù)云圖及壓力系數(shù)等值線直觀地顯示了激波的位置，圖8（a）可見基本翼型的激波位置在0.34c之前，而從圖8（b）和圖8（c）可見兩種變彎度翼型的激波位置明顯在0.34c之后，這兩種變彎度方式均使得激波位置后移；對(duì)比圖8（b）和圖8（c），難以觀察到二者激波位置的差異，這也表明跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形下激波位置對(duì)變彎度方式的敏感性不高。

3結(jié)論

通過研究跨聲速巡航態(tài)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的氣動(dòng)特性，并與基本翼型和簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型氣動(dòng)特性的比較，可得以下結(jié)論：

（1）跨聲速巡航態(tài)的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型可通過小偏轉(zhuǎn)角變彎度來減小翼型的壓阻及總阻力，從而可在巡航過程中升力系數(shù)變化條件下實(shí)時(shí)改善翼型氣動(dòng)特性。

（2）跨聲速巡航態(tài)的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的氣動(dòng)效益在簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型上也能達(dá)到同等程度甚至略有增大，表明從氣動(dòng)特性的角度而言跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形對(duì)變彎度方式的敏感性小于已有研究中關(guān)注的低速飛行大偏轉(zhuǎn)角變彎度情形。

（3）跨聲速巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)，較小的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異中摩阻差異占較大比例，而較大的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡(jiǎn)單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異主要體現(xiàn)為壓阻差異。

（4）后續(xù)可進(jìn)一步研究跨聲速巡航態(tài)不同變彎度方式下翼型壓阻中的型阻分量和波阻分量的特性，為跨聲速巡航態(tài)變彎度方式設(shè)計(jì)提供更精細(xì)的依據(jù)。

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（責(zé)任編輯王昕）

作者簡(jiǎn)介

梁海朝（1986-）男，博士，副教授。主要研究方向：飛行器動(dòng)力學(xué)。

Tel：020-84112828

E-mail：lianghch5@sysu.edu.cn

曾進(jìn)遠(yuǎn)（1995-）男，碩士研究生。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel：020-84112828

E-mail：zengjy35@mail2.sysu.edu.cn

陳錢（1983-）男，博士，副教授。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)與計(jì)算流體力學(xué)。

Tel：020-84112828

E-mail：chenq289@mail.sysu.edu.cn

白鵬（1973-）男，博士，研究員。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)與氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

Tel：010-68742930

E-mail：baipengaero@163.com

Aerodynamic Characteristics of Morphing Airfoils with Continuous Smooth Trailing Edges at Transonic Cruise Condition

Liang Haizhao1，Zeng Jinyuan1，Chen Qian1，*，Bai Peng2

1. School of Aeronautics and Astronautics，Sun Yat-sen University，Guangzhou 510006，China 2. China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China

Abstract： Numerical simulation of transonic variable camber morphing airfoils with continuous smooth trailing edges is carried out， and its aerodynamic characteristics are compared with those of baseline airfoil and variable camber airfoils with plain flaps. The baseline airfoil is RAE 2822 supercritical airfoil； Reynolds-averaged Navier-Stokes method is adopted for numerical simulation of flow around airfoils， and the accuracy of numerical simulation method is validated by comparing with experimental data of baseline airfoil. It is found that variable camber morphing airfoils with continuous smooth trailing edges can reduce its pressure drag and total drag by varying camber with small deflection angle at transonic cruise condition， so that the aerodynamic characteristics of the airfoil can be improved in real time under the condition of variation of lift coefficient during the cruising process. This aerodynamic benefit can also be achieved at the same or even larger degree by variable camber airfoils with plain flaps， which demonstrates from the viewpoint of aerodynamics that the variable camber morphing at transonic condition with small deflection angle is less sensitive to methods of deflection than variable camber morphing at low-speed condition with large deflection angle in existing studies， and thus more sophisticated design for methods of morphing is needed at transonic cruise condition.

Key Words： variable camber airfoil； continuous smooth morphing trailing edge； supercritical airfoil； transonic cruise； aerodynamic characteristics