李自啟，梁 斌，劉 卓，江 翔，張大尉

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

對于飛機(jī)機(jī)翼的氣動力設(shè)計(jì)，一方面要考慮飛機(jī)高速飛行和機(jī)動作戰(zhàn)的要求，另一方面在飛機(jī)起飛和著陸時(shí)，又要盡可能降低飛行速度、縮短滑跑距離。為此，要求飛機(jī)具有高的升力系數(shù)，但是在正常著陸迎角下（8°～12°），基本機(jī)翼的升力系數(shù)較小，進(jìn)而需要在機(jī)翼上增加増升裝置以獲得較大的升力系數(shù)。増升裝置分為兩大類：一類是機(jī)械式増升裝置，包括后緣襟翼，其中有簡單襟翼、開裂襟翼、單縫襟翼、后退式襟翼、雙縫襟翼及多縫襟翼等；另一類是動力増升裝置，包括吸除附面層、弦向吹氣襟翼、展向吹氣襟翼等。由于動力増升裝置機(jī)構(gòu)復(fù)雜，并且需要從發(fā)動機(jī)引氣，消耗發(fā)動機(jī)推力，同時(shí)，這種結(jié)構(gòu)會帶來重量代價(jià)，因此，大部分飛機(jī)采用機(jī)械式増升。

對于襟翼設(shè)計(jì)方法，國外已通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[3]和數(shù)值模擬[4]對多段翼縫道參數(shù)的影響進(jìn)行了研究。實(shí)驗(yàn)研究耗費(fèi)成本高，模型小，縫道量和重疊量的變化容易引起誤差，同時(shí)，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果受雷諾數(shù)影響，如果操作不當(dāng)會導(dǎo)致風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果和真實(shí)結(jié)果偏差很大。隨著計(jì)算機(jī)的發(fā)展，CFD能夠準(zhǔn)確模擬多段翼的氣動特性、壓力分布和空間流動情況[5]，故本文的研究都是基于CFD計(jì)算。

本文針對機(jī)械式增升裝置的氣動特性進(jìn)行了研究，并針對某教練機(jī)的氣動設(shè)計(jì)要求，研究了襟翼外形對氣動特性的影響，同時(shí)，在選定襟翼外形的基礎(chǔ)上，研究了襟翼縫道量和重疊量對襟翼氣動特性的影響。確定了滿足設(shè)計(jì)要求的襟翼方案。

1 機(jī)械式増升裝置的増升機(jī)理

1）增加機(jī)翼的彎度，進(jìn)而增加襟翼的環(huán)量，但是此時(shí)機(jī)翼會產(chǎn)生較大的低頭力矩，需要平尾或者升降舵上偏來進(jìn)行配平；

2）增加機(jī)翼的有效面積，大多數(shù)増升裝置運(yùn)動時(shí)會增加機(jī)翼的基本弦長，機(jī)翼的有效面積增加了，進(jìn)而全機(jī)升力系數(shù)增加；

3）改善縫道的流動品質(zhì)，通過改善翼段之間縫道的流動品質(zhì)，改善翼面上的邊界層流動狀態(tài)，進(jìn)而可以改善翼面邊界層承受逆壓梯度的能力，延遲翼面分離。

2 后緣襟翼設(shè)計(jì)

2.1 后緣襟翼設(shè)計(jì)思路

本文針對某教練機(jī)起飛著陸的設(shè)計(jì)要求，在前期翼型設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了飛機(jī)的襟翼設(shè)計(jì)。

襟翼設(shè)計(jì)時(shí)首先采用工程估算方法，估算出襟翼的弦向、展向所占的比例。針對控制面處二維襟翼的設(shè)計(jì)，首先研究襟翼形狀對兩段翼氣動特性的影響，選擇具有合適前緣半徑和最大厚度的襟翼；再通過計(jì)算研究縫道量、重疊量對二維襟翼氣動特性的影響規(guī)律，優(yōu)選出合適的縫道量和重疊量，最終確定滿足設(shè)計(jì)要求的襟翼方案。

2.2 后緣襟翼外形設(shè)計(jì)

2.2.1 后緣襟翼外形[2]

后緣襟翼外形的生成參考文獻(xiàn)[2]，在原始翼型的基礎(chǔ)上，采用切割法生成襟翼外形，襟翼的外形生成通過六個(gè)點(diǎn)控制，如圖1。1～5各段曲線可以按照橢圓曲線生成。點(diǎn)1處斜率和翼型下翼面斜率一致，6處斜率和翼型上翼面斜率一致。2處位置的上下變動可以控制后緣襟翼前緣半徑大小，4的位置可以控制最大厚度及最大厚度位置，3處可以調(diào)節(jié)后緣襟翼頭部形狀?？紤]工藝設(shè)計(jì)要求，固定翼后緣的厚度一般為3～4mm，過渡段5～6一般取弦長的2%，如圖2所示，由此可以找出5位置，從強(qiáng)度和剛度方面考慮，固定翼后緣上下翼面的夾角大于5°。

后緣襟翼目的是通過改善翼段之間縫道的流動品質(zhì)，改善翼面上的邊界層流動狀態(tài)，進(jìn)而改善翼面邊界層承受逆壓梯度的能力，延遲翼面分離。后緣襟翼前緣半徑對襟翼上表面的負(fù)壓有影響，前緣半徑適當(dāng)增加可使前緣吸力峰值適當(dāng)降低、襟翼上表面的逆壓梯度降低、襟翼抗分離能力增強(qiáng)。后緣襟翼的最大厚度位置也影響后緣襟翼的分離特性和阻力特性，由于翼型最大厚度以前在襟翼上表面氣流是順壓梯度，最大厚度越靠后則順壓梯度越長，翼型的阻力系數(shù)越小。但是逆壓梯度越大，則更容易分離。后緣襟翼的彎度直接影響襟翼的増升效果，彎度大則襟翼上的升力系數(shù)更大，増升能力更強(qiáng)，但是襟翼上表面流動也更容易分離。基于以上理論，初步設(shè)計(jì)出兩種襟翼方案，如圖3，方案一為圓頭襟翼，前緣半徑大，最大厚度靠前；方案二為尖頭襟翼，前緣半徑小，最大厚度位置靠后。

圖1 后緣襟翼外形

圖2 過渡段外形

圖3 不同襟翼外形方案

2.2.2 不同后緣襟翼外形氣動特性

本文采用Fluent軟件進(jìn)行計(jì)算，湍流模型選擇SST[6]，計(jì)算馬赫數(shù)0.2，網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，附面層首層高度0.001mm，圖4給出了網(wǎng)格布局情況。

圖5給出了圓頭襟翼兩種襟翼外形的氣動數(shù)據(jù)，由圖5可以看出，圓頭襟翼升力系數(shù)大，則失速特性緩和。圖6、圖7給出了不同迎角的表面壓力系數(shù)，圖8、圖9給出了不同方案馬赫數(shù)云圖。由圖8、圖9可以看出，圓頭襟翼在大迎角時(shí)抗分離能力更強(qiáng)，増升效果更好，確定為襟翼外形方案。

2.3 后緣襟翼縫道參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)

確定后緣襟翼外形以后，需要對后緣襟翼縫道參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，即在給定襟翼偏度δ下，確定最佳的縫道參數(shù)(Gap)和重疊量（O/L），在設(shè)計(jì)迎角8°附近，升力系數(shù)應(yīng)盡可能大，同時(shí)襟翼上流動品質(zhì)盡可能好。

圖4 二維襟翼網(wǎng)格布局

圖5 不同襟翼外形氣動數(shù)據(jù)

圖6 12°不同方案表面壓力系數(shù)（左：圓頭，右：尖頭）

圖7 14°不同方案表面壓力系數(shù)（左：圓頭，右：尖頭）

結(jié)合總體設(shè)計(jì)要求和文獻(xiàn)，縫道參數(shù)和縫道重疊量變化范圍分別為1%~3%和1%~3%，在這個(gè)范圍內(nèi)選擇氣動效率最高的方案。最終確定后緣襟翼縫道參數(shù)和重疊量分別為：2%和2%。

圖8 12°馬赫數(shù)云圖對比

圖9 14°馬赫數(shù)云圖對比

為了分析后緣襟翼縫道量和重疊量對襟翼氣動特性的影響，圖10給出了不同襟翼重疊量及縫道量對升力系數(shù)的影響。圖11給出了縫道參數(shù)對表面壓力系數(shù)的影響，由圖11可以看出，縫道量為2%、重疊量為2%時(shí)負(fù)壓更大，襟翼上表面壓力系數(shù)分布更飽滿。圖12給出了襟翼方案不同迎角馬赫數(shù)云圖。

相同縫道量條件下，重疊量在2%附近襟翼増升效果達(dá)到最好。當(dāng)重疊量大于或者小于2%時(shí)，襟翼艙與襟翼上翼面組成的喉道對氣流的加速效率降低，使襟翼前緣吸力峰值降低，襟翼上升力系數(shù)降低。如喉道對氣流加速效率過低，襟翼上表面局部出現(xiàn)氣流分離。

圖10 縫道參數(shù)對升力系數(shù)影響（左縫道量，右重疊量）

圖11 縫道參數(shù)對翼型表面壓力系數(shù)影響（左縫道量，右重疊量）

圖12 襟翼方案不同迎角馬赫數(shù)云圖（左8°，右14°）

相同重疊量條件下，縫道量在1%～2%范圍內(nèi)，隨著縫道量的增加，主翼段尾跡對襟翼吸力峰值的抑制作用減弱，襟翼的環(huán)量增強(qiáng)，從而總的升力系數(shù)增強(qiáng)。當(dāng)縫道量達(dá)到3%時(shí)，縫道量對氣流的加速效果明顯減弱，襟翼上表面流速減弱，吸力峰值減小，抗逆壓梯度能力減弱，導(dǎo)致襟翼后緣處出現(xiàn)分離。

綜上所述，縫道量和重疊量都為2%時(shí)氣動效果最好，選為襟翼方案。

3 結(jié) 論

1）襟翼前緣半徑大，最大厚度靠前，抗分離能力更強(qiáng)，増升效果好。

2）重疊量過小，主翼與襟翼的距離加大，從而使主翼尾跡對襟翼上表面逆壓梯度的抑制作用減弱，襟翼上表面后緣出現(xiàn)局部的分離區(qū)，導(dǎo)致翼型總的升力系數(shù)減小。

3）縫道量過小，則粘性和附面層的作用使氣流受到較大阻塞，襟翼上表面的流量減小，襟翼上表面吸力峰值減小，總升力系數(shù)減小。而縫道量過大，則縫道量對氣流的加速效果明顯減弱，襟翼上表面流速減弱，吸力峰值減小，抗逆壓梯度能力減弱，導(dǎo)致襟翼后緣處出現(xiàn)分離。

4）合適的縫道參數(shù)，則可以避免主翼尾跡區(qū)的低速氣流與后緣襟翼上表面邊界層混合，使總的升力系數(shù)增加。

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