葉忱，張勝利，劉博

(1.中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院，陜西 西安710089;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安710072)

0 引言

民用運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)特性研究是飛行器布局研究的重要課題之一。一般運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生的升力占全部升力的90%以上，機(jī)翼產(chǎn)生的阻力占全部阻力的60%左右，機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量占全機(jī)重量的40%。由此可見，合理選擇和設(shè)計(jì)機(jī)翼的翼型以及對(duì)翼型增升裝置進(jìn)行研究是解決民用運(yùn)輸機(jī)增升減阻的關(guān)鍵。

隨著近代流體力學(xué)的新發(fā)展，對(duì)于分離流的認(rèn)識(shí)不斷提高，改善、控制和利用分離流的有利干擾新型氣動(dòng)布局正在流體力學(xué)中得以實(shí)現(xiàn)。分離流是粘性流動(dòng)相互干擾的一類復(fù)雜流動(dòng)。由于分離面這一自由剪切層在流動(dòng)中不斷地卷起，形成和發(fā)展成為流場(chǎng)中的旋渦，更增加了分離流動(dòng)中的復(fù)雜性。

文獻(xiàn)［1-3］研究了格尼襟翼對(duì)翼型空氣動(dòng)力特性的影響。文獻(xiàn)［4-7］計(jì)算了后緣鋸齒襟翼對(duì)翼型空氣動(dòng)力特性的影響。為了比較兩種襟翼對(duì)整個(gè)翼型的影響，本文在試驗(yàn)中，通過在翼型后緣增加鋸齒襟翼和格尼襟翼，研究其對(duì)整個(gè)翼型的空氣動(dòng)力特性的改變。在翼型下表面后緣處采用附加襟翼對(duì)翼型表面流動(dòng)分離進(jìn)行控制，通過阻止在翼型后緣處的流動(dòng)來改變整個(gè)翼型表面的空氣動(dòng)力特性。試驗(yàn)結(jié)果表明，增加一定高度的后緣鋸齒襟翼，能夠達(dá)到增加翼型升力、減小翼型阻力的目的。

1 試驗(yàn)設(shè)備及方法

在二元風(fēng)洞和水洞進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)。二元風(fēng)洞為直流式，風(fēng)洞的最大風(fēng)速為50 m/s，該風(fēng)洞既可以作測(cè)力試驗(yàn)又可以作測(cè)壓試驗(yàn)。水洞的最大流速為0.1～0.2 m/s。翼型采用某民機(jī)的機(jī)翼翼型，翼型高0.3 m，寬0.25 m;試驗(yàn)風(fēng)速30 m/s，雷諾數(shù)Re=5.2×105。試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪悄举|(zhì)模型，模型表面分三排，共布置測(cè)壓孔61個(gè)，其中上表面32個(gè)、下表面29個(gè)。

測(cè)試設(shè)備包括:DSY104電子掃描微壓測(cè)量系統(tǒng)、二元試驗(yàn)段迎角機(jī)構(gòu)和相應(yīng)的角度、風(fēng)速控制與數(shù)據(jù)采集計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。

電子掃描的微壓測(cè)量系統(tǒng)一共有192個(gè)壓力測(cè)量通道，量程分別為160通道±2.5 kPa和32通道±7.5 kPa，測(cè)壓精度小于±0.2%FS，掃描的速率為50 000 點(diǎn)/s。

二元試驗(yàn)段迎角機(jī)構(gòu)為轉(zhuǎn)軸式構(gòu)型，迎角范圍為－180°～180°，迎角精度為±2'。風(fēng)洞的速度控制穩(wěn)定范圍為5～70 m/s，控制精度小于±3%。尾耙高度300 mm，設(shè)有4個(gè)靜壓測(cè)量，91個(gè)總壓測(cè)量，測(cè)壓位置在中心流處較密。

通過測(cè)試表面壓力分布與尾耙壓力分布，得到模型在不同試驗(yàn)狀態(tài)下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。

2 試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果

翼型的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果如圖1～圖3所示。測(cè)壓的試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果如圖4和圖5所示(其中UP表示機(jī)翼上表面，LOW表示機(jī)翼下表面)。翼型的繞流流速結(jié)果如圖6和圖7所示。翼型的流動(dòng)顯示如圖8和圖9所示。以上圖中的2%和4%是指襟翼的高度分別為2%和4%弦長(zhǎng)。

圖1 翼型帶格尼和鋸齒襟翼的CL-α曲線Fig.1 The CL-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

圖2 翼型帶格尼和鋸齒襟翼的CD-α曲線Fig.2 The CD-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

圖3 翼型帶格尼和鋸齒襟翼的K-α曲線Fig.3 The K-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

圖4 不帶鋸齒襟翼的Cp-x曲線(α=4°)Fig.4 The curves of Cp-x without serrated flap(α =4°)

圖5 帶4%鋸齒襟翼的Cp-x曲線(α=4°)Fig.5 The curves of Cp-x with 4%serrated flap(α =4°)

圖6 不帶鋸齒時(shí)翼型流場(chǎng)流速分布計(jì)算結(jié)果Fig.6 The velocity distribution results of flow calculation of airfoil without serrations

圖7 帶鋸齒時(shí)翼型流場(chǎng)流速分布計(jì)算結(jié)果Fig.7 The velocity distribution results of flow calculation of airfoil with serrations

圖8 不帶鋸齒時(shí)翼型流動(dòng)顯示(α=4°)Fig.8 The flow visualization of airfoil without serrations(α =4°)

圖9 帶鋸齒時(shí)翼型流動(dòng)顯示(α=4°)Fig.9 The flow visualization of airfoil with serrations(α =4°)

從圖1和圖2可以看出:隨著后緣格尼襟翼高度的增加，翼型的升力和阻力是增加的。圖1中，帶2%格尼襟翼和4%鋸齒襟翼時(shí)翼型的升力基本相等。圖2中，帶4%鋸齒襟翼阻力比帶2%格尼襟翼的阻力略微低些。圖3中，迎角在－5°＜α＜5°范圍內(nèi)，帶4%鋸齒襟翼升阻比是最高的，其次是帶2%格尼襟翼。隨著格尼襟翼高度的增加，翼型的升阻比是減少的，帶8%格尼襟翼的升阻比是最低的。

在α=4°時(shí)，翼型的升力系數(shù)CL=0.458 6，阻力系數(shù)CD=0.017 1，升阻比K=26.896;翼型后緣帶4%鋸齒襟翼的升力系數(shù)CL=0.877 3，阻力系數(shù)CD=0.027 1，升阻比K=32.395，翼型后緣帶4%鋸齒襟翼的升阻比最大可增加20%。

在圖4和圖5中，進(jìn)行了α=4°時(shí)翼型壓力分布試驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果的比較。由圖可知，翼型下表面的壓力分布試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果基本吻合，翼型上表面的壓力分布試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果有差異，尤其在翼型后緣處的壓力分布完全不一樣。這種差異主要是翼型后緣帶4%鋸齒襟翼所導(dǎo)致。也就是說，后緣帶鋸齒襟翼的存在，改變了翼型表面的壓力分布，從而改變了翼型表面力和力矩的分配。為了解釋這種現(xiàn)象，對(duì)翼型表面進(jìn)行流動(dòng)顯示和流場(chǎng)計(jì)算。在圖6～圖9中，可以明顯地看出，由于后緣鋸齒襟翼的存在，減弱和改變了翼型上、下表面后緣處氣流的流動(dòng)。

就增升方面來說，鋸齒襟翼比格尼襟翼效果更好。主要是氣流流過鋸齒襟翼時(shí)的流動(dòng)是差動(dòng)式的，這種差動(dòng)式的流動(dòng)帶動(dòng)尾渦中的湍流邊界層發(fā)生能量交換，從而影響翼型表面尾渦層的渦量和渦量變化率，使力和力矩重新分配，可以達(dá)到增加翼型升力、減小翼型阻力的目的。

3 結(jié)論

通過本文分析和研究得出如下結(jié)論:

(1)鋸齒襟翼比格尼襟翼更具有改善翼型升阻性能的作用。

(2)對(duì)于運(yùn)輸機(jī)的翼型，其高度為4%弦長(zhǎng)的鋸齒襟翼的增升效果最好，可使最大升阻比增加20%。

今后應(yīng)深入研究的內(nèi)容包括:采用更先進(jìn)的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行計(jì)算;開展多次重復(fù)性試驗(yàn)，以便驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果的一致性;對(duì)多種機(jī)型開展研究，以驗(yàn)證結(jié)論的普遍性。

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