何萌，張劉，趙壘，李昌

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000）

0 引言

飛行器起降性能是飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素，當(dāng)前運(yùn)輸機(jī)一般需要機(jī)場有較長的跑道進(jìn)行起降，限制了小型機(jī)場的使用，而短距起降飛機(jī)能夠充分利用所有機(jī)場以緩解機(jī)場擁擠。德國宇航中心正在研究一種新型的支線飛機(jī)SFB880，主要設(shè)計(jì)目標(biāo)之一是具有短距起降能力。美國空軍針對軍用運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)提出了“速度機(jī)敏（Speed Agile）”概念，要求運(yùn)輸機(jī)需同時(shí)滿足高亞聲速巡航性能（具有較高的0.8巡航效率）和超短距起降能力。因此對增升裝置提出了更高的要求，而傳統(tǒng)機(jī)械式增升裝置難以滿足，動(dòng)力增升概念為復(fù)雜襟翼系統(tǒng)的替代提供了可能。其中環(huán)量控制翼型（CCA）是利用柯恩達(dá)效應(yīng)（Coanda Effect），即射流中的壓強(qiáng)與氣流繞曲面的離心力平衡，使射流依附于曲面表面流動(dòng)，改變氣流方向，可有效增加翼型的環(huán)量和升力。

內(nèi)吹式襟翼是環(huán)量控制翼型的典型應(yīng)用，將發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓氣流通過管道引導(dǎo)到襟翼前緣，增加襟翼表面氣流動(dòng)量。巡航時(shí)襟翼恢復(fù)為機(jī)翼的尖后緣，可減小巡航阻力，且沒有縫道流動(dòng)，降低飛機(jī)的噪聲水平。國內(nèi)外針對內(nèi)吹式襟翼設(shè)計(jì)做了很多研究，例如內(nèi)吹式襟翼的增升機(jī)理、幾何參數(shù)影響、非定常吹氣效應(yīng)、氣彈特性、升力響應(yīng)特性、參數(shù)化方法及優(yōu)化設(shè)計(jì)等。

內(nèi)吹式襟翼失速迎角在較高的吹氣動(dòng)量系數(shù)下明顯下降，限制了內(nèi)吹式襟翼的應(yīng)用潛力，可考慮使用前緣下垂設(shè)計(jì)來延緩失速，此外前緣下垂裝置無縫隙，具有氣動(dòng)噪聲小的優(yōu)勢。針對前緣下垂也有許多研究，例如通過前緣變彎度擴(kuò)大層流 區(qū)從而 減小阻力；M.L.Preey等對低 雷諾數(shù)下FX63-137翼型的前緣下垂進(jìn)行研究，結(jié)果表明，前緣下垂可使最大升力系數(shù)增加9.2%，前緣下垂5°時(shí)性能最好，并且由于當(dāng)?shù)厍熬売行в菧p小，因此失速迎角增加；Niu J等研究了可變前緣下垂裝置對NACA0012翼型動(dòng)態(tài)失速控制的影響，結(jié)果表明，可變前緣下垂裝置可抑制前緣渦，改善流動(dòng)分離和動(dòng)態(tài)失速特性。目前柔性材料的使用及前緣的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)能夠?qū)崿F(xiàn)翼型表面蒙皮光滑、無縫隙、大彎度變形，為其工程化應(yīng)用提供了可能。

國內(nèi)對前緣下垂及內(nèi)吹式襟翼的組合設(shè)計(jì)研究、內(nèi)吹式襟翼的失速機(jī)理和失速控制分析較少。國外，M.Burnazzi等研究了內(nèi)吹式襟翼結(jié)合前緣下垂設(shè)計(jì)的氣動(dòng)特性，分析了不同前緣設(shè)計(jì)方法對內(nèi)吹式襟翼失速特性影響，但對不同前緣下垂裝置的失速特性和流場特征分析不夠全面和細(xì)致，并且沒有分析不同襟翼偏角下前緣下垂裝置的作用效果。

本文針對前緣無縫下垂襟翼和后緣內(nèi)吹式襟翼組合高升力設(shè)計(jì)，進(jìn)行不同參數(shù)影響規(guī)律的工程應(yīng)用研究；分析不同前緣設(shè)計(jì)對內(nèi)吹式襟翼失速特性的改善效果，對流場特征進(jìn)行規(guī)律總結(jié)；探究不同襟翼偏角下前緣下垂的作用效果。

1 內(nèi)吹式襟翼模型設(shè)計(jì)

本文計(jì)算模型采用某亞聲速無人機(jī)kink站位翼型，將翼型單位化（=1 m），翼型最大相對厚度為12%。襟翼弦長為0.25，初始襟翼偏角為65°，襟翼偏轉(zhuǎn)軸為翼型下表面75%弦長處，射流縫高度=0.001。為了更精確地模擬射流，引入射流腔室，射流出口位于襟翼前緣，其與偏轉(zhuǎn)軸的連線與弦線垂直，射流方向與出口處曲線相切。內(nèi)吹式襟翼幾何模型如圖1所示。

圖1 內(nèi)吹式襟翼幾何模型Fig.1 Internally blown flap geometry

2 數(shù)值求解方法

2.1 求解器計(jì)算精度驗(yàn)證

使用RANS方程求解器進(jìn)行定常求解，全湍計(jì)算的湍流模型為-SST（Shear-Stress-Transport），本文采用基于有限體積法的中心離散格式，空間離散為二階迎風(fēng)格式，時(shí)間推進(jìn)方式采用LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）隱式時(shí)間推進(jìn)算法。

翼型在大迎角失速時(shí)，涉及到分離非定常效應(yīng)，定常求解時(shí)升力波動(dòng)，采用平均升力系數(shù)表示計(jì)算結(jié)果。30P30N翼型是道格拉斯公司設(shè)計(jì)的三段翼，已有大量計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究，是廣泛應(yīng)用于CFD驗(yàn)證的標(biāo)模之一。本文使用30P30N三段翼用于CFD求解器精度驗(yàn)證。計(jì)算狀態(tài)為=0.2，=5.0×10，計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓?fù)?，?jì)算域?yàn)?5倍弦長，弦向前緣縫翼布置65個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，主翼布置203個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，襟翼布置105個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，網(wǎng)格量約32萬，物面第一層網(wǎng)格高度為2×10，滿足≤1。

圖2 30P30N翼型網(wǎng)格剖面Fig.2 Schematic of 30P30N airfoil mesh grid

升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對比如圖3所示，可以看出：30P30N翼型的計(jì)算結(jié)果在線性段與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，失速評估相較于實(shí)驗(yàn)值略微提前。因此采用的求解器滿足工程應(yīng)用研究需求的計(jì)算精度和可靠性。

圖3 30P30N翼型升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對比Fig.3 Comparison of calculated and experimental results of the lift coefficient of the 30P30N airfoil

2.2 內(nèi)吹式襟翼網(wǎng)格無關(guān)性

采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和C型網(wǎng)格拓?fù)鋵?nèi)吹式襟翼進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖4所示。在翼型前緣、射流出口襟翼上表面及后緣進(jìn)行網(wǎng)格加密以精確捕捉流場結(jié)構(gòu)和流動(dòng)細(xì)節(jié)。

圖4 內(nèi)吹式襟翼網(wǎng)格劃分Fig.4 Internally blown flap mesh grid

生成L0（46萬）、L1（25萬）、L2（6萬）三套網(wǎng)格，計(jì)算結(jié)果如表1所示。在相同迎角下，使用6萬的網(wǎng)格計(jì)算時(shí)相較于25萬網(wǎng)格量，升力系數(shù)減小0.284 2，使用46萬網(wǎng)格量相較于25萬網(wǎng)格量，升力系數(shù)只增加了0.019 1，可認(rèn)為46萬與25萬網(wǎng)格具有相當(dāng)?shù)挠?jì)算精度，故采用25萬網(wǎng)格量進(jìn)行計(jì)算。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性研究Table 1 Study on computational grid

3 內(nèi)吹式襟翼的失速特性

采用吹氣動(dòng)量系數(shù)C衡量射流動(dòng)量大小，通過給定射流腔室入口處的總溫、總壓從而改變吹氣動(dòng)量系數(shù)。

式中：?為射流出口的質(zhì)量流量；為出口射流速度；為自由來流動(dòng)壓；為參考面積。

計(jì)算狀態(tài)為自由來流50 m/s，0°迎角下翼型升力系數(shù)隨吹氣動(dòng)量系數(shù)變化曲線如圖5所示。隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，根據(jù)升力系數(shù)變化趨勢，可分為附面層分離控制區(qū)和超環(huán)量控制區(qū)兩個(gè)階段，附面層分離控制區(qū)相較于超環(huán)量控制區(qū)，趨勢線的斜率大，增升效率更高。定義臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)用于區(qū)分附面層分離控制區(qū)和超環(huán)量控制區(qū)。本文所采用內(nèi)吹式襟翼臨界動(dòng)量系數(shù)C為0.024 3，對應(yīng)的升力系數(shù)為3.53，與不吹氣情況相比，升力增加85%。

圖5 升力系數(shù)隨吹氣動(dòng)量系數(shù)的變化曲線Fig.5 Variation of lift coefficient with jet momentum coefficient

不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下升力系數(shù)隨迎角變化曲線如圖6所示，可以看出：最大升力的迎角在較高的吹氣速度下明顯下降，吹氣動(dòng)量系數(shù)為0時(shí)，失速迎角為12°，吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.024 3時(shí)，失速迎角已下降為0°；當(dāng)吹氣動(dòng)量系數(shù)再次增加時(shí)，失速迎角變化不大，吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.081 2，失速迎角有略微增加。

圖6 不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.6 lift coefficient in function of angle of attack for different jet momentum coefficient

不同計(jì)算狀態(tài)下翼型表面壓力系數(shù)如圖7所示，可以看出：射流動(dòng)量增加，襟翼前緣負(fù)壓峰值增大，內(nèi)外壓差增大使柯恩達(dá)效應(yīng)增強(qiáng)，射流使翼型上表面氣流流動(dòng)加速的作用增強(qiáng)，前緣駐點(diǎn)后移，主翼前緣負(fù)壓峰值增大，翼型有效迎角增加，失速迎角提前；增大迎角，主翼前緣負(fù)壓峰值增加，逆壓梯度增大，附面層動(dòng)量損失厚度增加，襟翼前緣負(fù)壓峰值減小。

圖7 不同計(jì)算狀態(tài)壓力系數(shù)對比Fig.7 Comparison of pressure coefficient distributions for different calculation condition

柯恩達(dá)射流與外流相互作用下流線圖如圖8所 示，可以看出：C=0.014 1、=0°時(shí)的流 場 形態(tài)，射流動(dòng)量較小，迎角小因而外流的邊界層較薄，使得射流與外流混合后，在襟翼上表面產(chǎn)生分離；隨著迎角的增大，前緣吸力峰值增加，附面層動(dòng)量損失厚度增加，射流與外流之間的附著效應(yīng)減弱，使得射流和外流之間產(chǎn)生分離，射流附著在襟翼表面（如圖8（b）所示）；吹氣動(dòng)量系數(shù)C=0.056 0，=0°時(shí)，屬于超環(huán)量控制區(qū)，射流動(dòng)量足以完全消除氣流與襟翼分離（如圖8（c）所示）；迎角=8°時(shí)，翼型上表面逆壓梯度增加，附面層動(dòng)量損失厚度增加，射流和外流之間仍發(fā)生分離（如圖8（d）所示）。

射流出口S1、S2位置示意圖如圖8（a）～圖8（d）所示。

圖8 不同吹氣動(dòng)量系數(shù)柯恩達(dá)射流與外流相互作用下流線圖Fig.8 Ma contour and streamlines of the interaction between Coanda jet and outflow for different jet momentum coefficient

S1位于射流出口處，吹氣動(dòng)量系數(shù)越大，射流速度越大；吹氣動(dòng)量系數(shù)不變，增加迎角，前緣的黏性損失和逆壓梯度增加，降低了到達(dá)射流出口時(shí)的外流動(dòng)量，射流出口處靜壓增大，射流出口速度減小。從S2位置分析射流與外流的混合，C=0.056 0相較于C=0.014 1，吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，有更多的射流能量傳遞到外流，射流使邊界層下部區(qū)域流動(dòng)加速，上部區(qū)域氣流仍有較大的動(dòng)量損失，隨著迎角增加，氣流的動(dòng)量損失增加。當(dāng)C=0.081 2時(shí)（如圖8（e）和圖8（f）所示），射流增強(qiáng)了向外流的動(dòng)量傳遞，外流能克服較強(qiáng)的逆壓梯度，故失速略微延遲。

不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下速度型對比如圖9所示。

圖9 不同位置速度型對比Fig.9 Comparison of different position velocity profiles

4 前緣下垂設(shè)計(jì)

本文采用剛性偏轉(zhuǎn)、增加彎度和厚度等方法對前20%翼型弦長的幾何外形進(jìn)行修改，實(shí)現(xiàn)前緣下垂設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)的幾何約束包括保持前緣下垂段的表面弧長不變，以便在結(jié)構(gòu)上可以使用非拉伸的柔性蒙皮。

4.1 前緣剛性偏轉(zhuǎn)失速特性分析

前緣剛性偏轉(zhuǎn)技術(shù)成熟度高，在不改變前緣形狀的條件下，將前20%翼型型面繞給定轉(zhuǎn)軸進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，本文所給轉(zhuǎn)軸位置、初始翼型和前緣偏轉(zhuǎn)5°、10°、20°、30°、35°、40°的幾何外形對比如圖10所示，定義前緣剛性偏轉(zhuǎn)角為。

圖10 不同前緣剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型Fig.10 Different rigid droop-nose configurations

C=0.056時(shí)前緣不同剛性偏轉(zhuǎn)角下升力系數(shù)隨迎角的變化曲線如圖11所示，可以看出：剛性偏轉(zhuǎn)30°效果最好，最大升力系數(shù)為4.76，失速迎角為4°，與前緣無偏轉(zhuǎn)構(gòu)型相比，最大升力系數(shù)增加0.267，失速迎角推遲4°。

圖11 不同前緣剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型失速性能對比（Cμ=0.056）Fig.11 Comparison of stall characteristics for different rigid droop-nose configurations（Cμ=0.056）

=4°時(shí)，不同前緣剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型壓力系數(shù)、前緣駐點(diǎn)位置和前緣邊界層動(dòng)量厚度對比如圖12所示。前緣部分有兩個(gè)明顯的負(fù)壓峰（如圖12（a）可所示），分別定義為前緣處的負(fù)壓峰和連接處的負(fù)壓峰，前緣剛性偏轉(zhuǎn)，上表面連接處的曲率增大，氣流產(chǎn)生二次加速，因此產(chǎn)生負(fù)壓峰；隨著前緣偏角的增大，翼型前緣負(fù)壓峰值減小，連接處的負(fù)壓峰值增加，前緣偏角從0°增加到30°時(shí)，連接處第二個(gè)吸力峰的形成使得逆壓梯度降低，延緩上翼面流動(dòng)分離，因此推遲了失速迎角，增加了最大升力系數(shù)；但繼續(xù)增加前緣偏角時(shí)，連接處的負(fù)壓峰值過大，前后緣壓差又逐漸增加，邊界層的黏性損失增加，因此升力系數(shù)減小。

圖12 不同前緣剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型壓力系數(shù)、前緣駐點(diǎn)位置和前緣邊界層動(dòng)量厚度對比（α=4°）Fig.12 Comparison of pressure coefficient distributions，leading edge stagnation point position and boundary layer momentum thickness for different rigid droop-nose configurations（α=4°）

從圖12（a）可以看出：前緣偏角增加造成前緣吸力損失，前緣載荷減小，使得抬頭力矩減小，低頭力矩增大，不利于飛機(jī)起降階段的俯仰力矩配平。

從圖12（b）可以看出：隨著前緣偏角的增大，前緣駐點(diǎn)前移，說明前緣局部有效迎角逐漸減小。

從圖12（c）可以看出：邊界層動(dòng)量厚度在前緣偏轉(zhuǎn)30°時(shí)黏性損失最小，說明了此時(shí)內(nèi)吹式襟翼失速特性的改善效果最好。

為了更直觀地了解前緣不同剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型前緣流動(dòng)特征，=4°時(shí)不同前緣剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型馬赫數(shù)云圖對比如圖13所示，可以看出：初始翼型前緣位置出現(xiàn)馬赫數(shù)峰值且為單峰值，隨著前緣偏角的增大，以0.34等值線為例，可以看到較高馬赫數(shù)區(qū)域的面積逐漸增大，馬赫數(shù)峰值由單峰值轉(zhuǎn)變?yōu)殡p峰值；=40°時(shí)，馬赫數(shù)峰值由前緣后移至連接處位置，且又變?yōu)閱畏逯怠?/p>

圖13 不同前緣剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型馬赫數(shù)云圖對比（α=4°）Fig.13 Comparison of Ma contour for different rigid droop-nose configurations（α=4°）

綜上所述，前緣或連接處的負(fù)壓峰值過高，為單峰值時(shí)，導(dǎo)致翼型性能惡化，通過適當(dāng)?shù)那熬壠D(zhuǎn)，將過高的單峰值轉(zhuǎn)變?yōu)檩^低的雙峰值能有效提高失速特性。

=30°時(shí)不同迎角下的翼型表面壓力分布如圖14所示。流動(dòng)發(fā)生分離是黏性和逆壓梯度共同作用的結(jié)果，隨著迎角增加，環(huán)量增加，前緣處和連接處的負(fù)壓峰值增加，在逆壓梯度的作用下，促使邊界層厚度迅速增加，導(dǎo)致=4°時(shí)開始失速。

圖14 θ=30°構(gòu)型不同迎角下壓力系數(shù)對比Fig.14 Comparison of pressure coefficient distributions of θ=30°configurations for different angle of attack

在同一襟翼偏角下，迎角越大，前緣流動(dòng)加速明顯，因此前緣負(fù)壓峰值越大。但迎角增大，在射流縫上游的黏性損失增大，邊界層動(dòng)量厚度增加，使射流縫處外流能量較低，靜壓增大，射流腔室與外流壓差減小，射流速度減小，對外流的加速作用減弱，因此襟翼處負(fù)壓峰值減小。

4.2 前緣彎度增加失速特性分析

前緣變彎度偏轉(zhuǎn)通過逐漸改變翼型前緣表面曲率實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)，翼型弦長前20%用新的弧線代替，為了簡化，弧線的曲率半徑恒定，不同曲率半徑得到的弧線控制前緣變彎程度，翼型厚度分布保持不變，定義弧線對應(yīng)的圓心角參數(shù)為。

為15°，30°，45°，60°，75°，90°時(shí)的幾何外形如圖15所示。在不同取值下，曲率半徑的確定需滿足前緣下垂段變彎前后長度相等的要求。

圖15 不同前緣變彎度偏轉(zhuǎn)構(gòu)型Fig.15 Different lead edge camber increase configurations

C=0.056時(shí)不同前緣變彎度構(gòu)型的性能對比如圖16所示。

圖16 不同前緣變彎度構(gòu)型的性能對比（Cμ=0.056）Fig.16 Stall characteristics of different lead edge camber increase configurations（Cμ=0.056）

從圖16可以看出：變彎度最佳構(gòu)型為=45°，最大升力系數(shù)為4.8，失速迎角為4°，與前緣無變彎構(gòu)型相比，最大升力系數(shù)增加0.3，失速迎角推遲4°。

=4°時(shí)不同前緣變彎度下翼型表面壓力系數(shù)如圖17（a）所示，可以看出：隨著變彎程度的增加，前緣負(fù)壓峰值減小，前緣氣流緩慢加速，逆壓梯度減小，有效提高了失速迎角，增加了升力系數(shù)，前緣變彎度構(gòu)型相較于剛性偏轉(zhuǎn)構(gòu)型，連接處曲率變化量小，沒有明顯的前緣二次負(fù)壓峰的現(xiàn)象，低壓在前緣較大的范圍內(nèi)分布；變彎程度過大時(shí)（45°時(shí)），前緣弦長減小使前緣升力略有損失，前緣低壓范圍后移，前緣負(fù)壓峰進(jìn)一步減小，升力系數(shù)增加量相較于前緣低變彎程度構(gòu)型有所減小，最大升力系數(shù)減小。

=4°時(shí)不同前緣變彎度構(gòu)型前緣駐點(diǎn)位置如圖17（b）所示，可以看出：隨著變彎程度的增加，前緣駐點(diǎn)前移，減小了前緣局部有效迎角。

圖17 前緣變彎度構(gòu)型壓力系數(shù)和前緣駐點(diǎn)位置對比（α=4°）Fig.17 Comparison of pressure coefficient distributions and leading edge stagnation point position for different lead edge camber increase configurations（α=4°）

=4°時(shí)不同前緣變彎度構(gòu)型馬赫數(shù)云圖如圖18所示。相較于初始翼型，前緣彎度增加構(gòu)型馬赫數(shù)峰值減小，氣流加速變緩且加速范圍增加，以0.34等值線為例，較高馬赫數(shù)區(qū)域的面積增大并后移。

圖18 不同前緣變彎度構(gòu)型馬赫數(shù)云圖對比（α=4°）Fig.18 Comparison of Ma contour for different lead edge camber increase configurations（α=4°）

4.3 前緣厚度增加失速特性分析

增加翼型的前緣半徑有助于改善低速性能，提高翼型的升力系數(shù)，可以通過增加前緣厚度來增大前緣半徑。定義二次函數(shù)，滿足(0.2)=1，′(0.2)=0，(0)=，通過值控制前緣厚度，然后將翼型上各點(diǎn)到中弧線的距離乘以函數(shù)來改變前緣厚度，前緣加厚構(gòu)型計(jì)算結(jié)果如圖19所示。本文結(jié)合厚度和彎度變化，在前緣變彎度45°和60°的基礎(chǔ)上增加前緣厚度，模型如圖19（a）和圖19（b）所示。

C隨變化的計(jì)算結(jié)果如圖19（c）和圖19（d）所示，可以看出：改善效果不明顯，=45°構(gòu)型最大升力系數(shù)和失速迎角惡化；=60°，=1.4構(gòu)型大迎角的升力系數(shù)有略微提升。

=45°構(gòu)型=6°時(shí)壓力系數(shù)對比如圖19（e）所示，由于前緣厚度增加，前緣20%處左側(cè)曲率減小，故加厚構(gòu)型前緣二次負(fù)壓峰的現(xiàn)象進(jìn)一步削弱。=45°構(gòu)型前緣彎度增加，低壓在前緣較大的范圍內(nèi)上分布，前緣順壓梯度的范圍增加，流動(dòng)加速的范圍增加，在變彎度的基礎(chǔ)上增加前緣厚度，前緣半徑增大，但前緣上表面約2%～10%范圍內(nèi)的曲率相較于不加厚構(gòu)型曲率增加，加厚構(gòu)型的上表面曲率的增加使得流動(dòng)進(jìn)一步加速，因此加厚構(gòu)型的負(fù)壓峰值增加，相應(yīng)的逆壓梯度增大，邊界層的厚度增加，對最大升力系數(shù)和失速迎角改善效果不明顯。

=60°構(gòu)型=6°時(shí)壓力系數(shù)對比如圖19（f）所示，可以看出：=60°構(gòu)型相較于=45°構(gòu)型前緣低壓范圍后移，增加厚度后，前緣上表面約2%～10%范圍內(nèi)的曲率減小，故促進(jìn)流動(dòng)加速，使負(fù)壓峰值前移且略微增加。隨著厚度進(jìn)一步增加及迎角的增大，引起的逆壓梯度的增加使邊界層厚度增加，無法改善失速迎角，也造成升力系數(shù)的損失，其最優(yōu)厚度控制參數(shù)為1.4。

圖19 前緣加厚構(gòu)型計(jì)算結(jié)果（Cμ=0.056）Fig.19 Result of lead edge thick increase configurations（Cμ=0.056）

4.4 結(jié)果對比分析

初始翼型、=30°構(gòu)型和=45°構(gòu)型在給定迎角下射流縫上游翼型表面的速度型對比如圖20所示，可以看出：初始翼型0°迎角下的速度型和前緣剛性偏轉(zhuǎn)30°構(gòu)型、前緣變彎度45°構(gòu)型4°迎角下的速度型相似，尤其在C=0.056時(shí)吻合程度較好，說明前緣下垂裝置有效延緩了翼型邊界層動(dòng)量厚度隨迎角增加而增加的趨勢。

圖20 射流翼縫上游的速度型對比Fig.20 velocity profiles comparison over the jet slot

射流縫上游邊界層動(dòng)量厚度對比如圖21所示，射流動(dòng)量系數(shù)的增加增強(qiáng)了對翼型上表面氣流的卷吸作用，減小了翼型邊界層動(dòng)量厚度。所有構(gòu)型隨著迎角的增加在射流縫上游的黏性損失增大，邊界層動(dòng)量厚度增加，采用前緣下垂裝置有效減小了射流縫上游邊界層動(dòng)量厚度，且前緣變彎度45°構(gòu)型相較于剛性偏轉(zhuǎn)30°構(gòu)型效果更好。

圖21 射流翼縫上游邊界層動(dòng)量厚度對比Fig.21 layer momentum thickness comparison

初始翼型、=30°和=45°構(gòu)型在C=0.056，=4°時(shí)前緣駐點(diǎn)流線如圖22所示，可以看出：=30°和=45°構(gòu)型前緣駐點(diǎn)位置相較于初始翼型均前移，=30°構(gòu)型因前緣偏轉(zhuǎn)程度更明顯，前緣駐點(diǎn)位置更靠前，但=45°構(gòu)型前緣曲率變化率小，更有助于失速特性的改善。

圖22 前緣駐點(diǎn)流線對比（Cμ=0.056，α=4°）Fig.22 leading edge stagnation point streamlines comparison（Cμ=0.056，α=4°）

5 襟翼偏角對失速特性的影響

襟翼偏角55°，C=0.056時(shí)前緣不同變彎度構(gòu)型的氣動(dòng)性能對比如圖23所示，可以看出：=60°時(shí)，最大升力系數(shù)為4.60，失速迎角為8°，與前緣無偏轉(zhuǎn)構(gòu)型相比最大升力系數(shù)增加0.38，失速迎角增加4°。

圖23 不同前緣變彎度構(gòu)型的性能對比（Cμ=0.056）Fig.23 Stall characteristics of different lead edge camber increase configurations（Cμ=0.056）

襟翼偏轉(zhuǎn)65°時(shí)=0°和=45°構(gòu)型、襟翼偏轉(zhuǎn)55°時(shí)=0°和=60°構(gòu)型最大升力系數(shù)和失速迎角隨C增大的變化情況對比如圖24所示。

圖24 Cμ對不同構(gòu)型失速特性的影響Fig.24 Effect of Cμ on stall characteristics for different configurations

從圖24可以看出：隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加，翼型最大升力系數(shù)增加，但是失速迎角先下降后略有增加。吹氣動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)，翼型在小迎角時(shí)就可能發(fā)生失速，失速后，機(jī)翼上的分離流會(huì)對飛機(jī)的飛行品質(zhì)、操穩(wěn)、結(jié)構(gòu)等造成嚴(yán)重的危害，增加升力并延遲失速迎角是低速飛行安全的重要保證。在超環(huán)量控制區(qū)，隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，升力增加，失速迎角增加，有利于飛機(jī)起飛著陸階段的失速控制和飛機(jī)的低速飛行安全。

襟翼偏角增加會(huì)增大升力系數(shù)，減小失速迎角，相同吹氣動(dòng)量系數(shù)C=0.081 2下，前緣變彎設(shè)計(jì)使襟翼偏轉(zhuǎn)65°構(gòu)型失速迎角增加6°，襟翼偏轉(zhuǎn)55°構(gòu)型失速迎角增加8°。后緣襟翼偏角從65°減小到55°，失速迎角從8°增加到12°，最大升力系數(shù)從5.42降低到5.15，因此襟翼偏角設(shè)計(jì)時(shí)需要根據(jù)設(shè)計(jì)升力系數(shù)和失速迎角的需求合理選擇。

C=0.081 2時(shí)，襟翼偏角65°、45°構(gòu)型和襟翼偏角55°、60°構(gòu)型在=8°時(shí)表面壓力分布和流線對比如圖25所示。

圖25 表面壓力系數(shù)及流線對比（Cμ=0.081 2，α=8°）Fig.25 Pressure coefficient distributions and streamlines comparison（Cμ=0.081 2，α=8°）

施加吹氣時(shí)，增加襟翼偏角，襟翼吸力峰值增大，襟翼部分的升力增大，對主翼產(chǎn)生的上洗作用增強(qiáng)，因此翼型前緣的吸力峰值也增大，主翼上表面的壓力系數(shù)減小，升力系數(shù)增加，但襟翼上表面逆壓梯度增大，對流動(dòng)的阻礙作用增強(qiáng)，射流能量對外流的加速作用減弱，尾流中低速區(qū)域增大，易發(fā)生流動(dòng)分離，因此失速迎角提前。

6 結(jié)論

（1）隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)C的增加，內(nèi)吹式襟翼最大升力系數(shù)增加，在附面層分離控制區(qū)，失速迎角隨C的增加迅速下降，而在超環(huán)量控制區(qū)，由于射流動(dòng)量系數(shù)的增加，增加了翼型上表面氣流的能量，減小了翼型邊界層動(dòng)量厚度，失速迎角增加。

（2）通過前緣下垂設(shè)計(jì)，改善了翼型前緣附近的壓力分布，靠近前緣的局部迎角減小，從而減小了不利的壓力梯度及當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，延緩了翼型邊界層動(dòng)量厚度隨迎角增加而增加的趨勢，延遲了流動(dòng)分離，有效提高了失速迎角，增加了大迎角下的升力系數(shù)，使得在獲得相同升力系數(shù)時(shí)吹氣動(dòng)量減小。

（3）前緣剛性偏轉(zhuǎn)技術(shù)成熟度高，但連接處曲率增加，導(dǎo)致產(chǎn)生第二個(gè)負(fù)壓峰值，在C較大時(shí)，限制了其作用效果。前緣變彎度設(shè)計(jì)可采用柔性蒙皮，通過逐漸改變前緣表面曲率實(shí)現(xiàn)，對最大升力系數(shù)和失速迎角的改善作用更好。在前緣變彎度構(gòu)型的基礎(chǔ)上增加前緣厚度，對失速特性的改善作用并不明顯。

（4）前緣下垂結(jié)合內(nèi)吹式襟翼設(shè)計(jì)能在提高翼型最大升力系數(shù)的同時(shí)改善失速迎角，是一種有效的動(dòng)力增升裝置的失速改善方案。