陸維爽， 田云， 劉沛清， 王濤， 張良富

1.北京航空航天大學 大型飛機高等人才培訓班， 北京 100083 2.北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

GAW-1翼型前后緣變彎度氣動性能研究

陸維爽1， 田云1， 劉沛清2,*， 王濤1， 張良富1

1.北京航空航天大學 大型飛機高等人才培訓班， 北京 100083 2.北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

傳統(tǒng)增升裝置主要用于提高飛機起降氣動性能。利用計算流體力學(CFD)的方法，引入了通用飛機翼型的前后緣變彎裝置的概念，數(shù)值模擬了GAW-1翼型在爬升狀態(tài)時，前緣變彎裝置、后緣襟翼/副翼偏轉以及前后緣裝置綜合偏轉對翼型氣動特性的影響。研究表明，前緣變彎裝置可以有效地改善翼型的失速特性，失速迎角提高了3°左右，最大升力系數(shù)提高了4.56%；同時提高升阻比50%～120%；但在設計升力系數(shù)下，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都略微減小。另一方面，后緣變彎裝置可以改變最大升阻比所對應的迎角，以及在小迎角時，提高升力系數(shù)6%左右。翼型綜合偏轉可以在小迎角時增加升力系數(shù)，在大迎角時增加升阻比。

通用飛機； 前緣下垂； 后緣襟翼； 副翼； 變彎度； 氣動性能

飛機在起降、巡航時的飛行效率是通用飛機機翼設計的重要考慮因素，由此可設計出飛機機翼的高升力構型以及干凈構型。在實際的飛行過程中，飛機的飛行條件不斷發(fā)生著變化，而機翼構型卻基本不變。機翼前后緣變彎裝置不僅參考了現(xiàn)代軍用飛機的機動襟翼及大型客機增升裝置概念，還盡可能地提高了任務剖面的飛行效率，其在通用飛機機翼設計中具有很好的應用前景。

長期以來，前后緣變彎裝置已經在各類飛機上得到了廣泛的應用，國外研究中比較具有代表性的有，美國國家航空航天局(NASA)在航空學基金組織的的支持下，研究的“可連續(xù)變彎的后緣襟翼”(Variable Camber Continuous Trailing Edge Flap，VCCTEF)[1-4],初步研究結果表明可連續(xù)變彎度的后緣襟翼實現(xiàn)減阻達到6.31%，并且提高升阻比達到4.85%。與此同時，歐洲空中客車公司(Airbus)、德國宇航中心(DLR)等13家歐洲機構合作的“未來智能增升裝置”項目，分別研究了智能前緣(Smart Leading Edge，SLE)和智能單縫襟翼(Smart Single Slotted Flap，SSSF)這2種變彎裝置，但是關于這2種變彎裝置的氣動數(shù)據較少[5-12]。Li等[13]延用這一概念，進行了氣動彈性分析。除此以外，Yokozeki和Sugiura[14-15]設計了波浪結構機翼后緣，以達到機翼后緣變彎度的目的。而國內方面，陳錢[16]和尹維龍[17]等主要針對翼型后緣變彎度進行了氣動性能的研究。

基于前后緣變彎裝置現(xiàn)有的研究情況，本文利用前后緣增升裝置改變翼型的彎度，前緣采用前緣下垂式的變彎裝置，后緣采用富勒襟翼以及副翼變彎裝置，這樣的設計利用了現(xiàn)有的增升裝置，盡可能避免由此帶來的額外負擔。針對GAW-1翼型，設計了前緣下垂、后緣襟翼偏轉、副翼偏轉以及前后緣綜合偏轉等不同的構型方案，并對其進行了計算流體力學(CFD)分析，結果表明采用前后緣增升裝置綜合偏轉可以明顯改善翼型的爬升性能。

1 計算模型與方法

計算采用結構網格以及Fluent作為求解器。為了驗證數(shù)值模擬的可靠性，選擇使用30P30N翼型進行驗證計算。網格的拓撲結構如圖1所示，壁面第一層網格高度為1×10-5倍的參考弦長。

圖1 30P30N翼型近壁網格

Fig.1 Closeup of grid for 30P30N airfoil

考慮到與試驗值對比，相關外部流場模擬參數(shù)為：馬赫數(shù)Ma=0.20，雷諾數(shù)Re=9×106，迎角α=0°～24°，來流壓力為常壓。由此得出的計算弦長c=1.9 m。

Fluent的求解設置為隱式算法、耦合式求解器(Coupled Solver)，湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras(S-A)模型，S-A模型是專門用于處理具有壁面邊界的空氣流動問題的[18]，方程中的動量和湍流動能均采用二階迎風格式處理。

圖2為計算和試驗得到的升力系數(shù)CL的對比，在α≤19°時，翼型總的升力系數(shù)隨著迎角增大而增大，與試驗值吻合良好，前緣縫翼、主翼和后緣襟翼單獨的氣動力也與試驗值吻合良好；在α>19°后，前緣縫翼升力系數(shù)的計算值偏大，多段翼型總升力系數(shù)的計算值偏大，失速迎角大約后移2°，失速迎角在23° 附近。圖3為迎角為8°時翼型表面壓力系數(shù)Cp的分布對比，主翼和襟翼吻合得很好，縫翼的上翼面吻合得較好。

圖2 數(shù)值模擬和風洞試驗獲得的升力系數(shù)對比

Fig.2 Comparison of lift coefficients between numerical simulation and wind tunnel test

圖3 數(shù)值模擬和風洞試驗獲得的壓力系數(shù)分布對比

Fig.3 Comparison of pressure coefficients distribution between numerical simulation and wind tunnel test

進一步通過速度型的對比驗證算法的可靠性，如圖4所示，α=8°時，在x=0.45c，0.898 17c，1.032 1c，1.112 5c這4個代表性的位置做翼型的橫截面測得沿該直線方向的速度型分布。其中，縱坐標指從翼型表面開始沿著垂線方向的距離(n/c)，橫坐標指所測速度與遠場速度的比值(V/V∞)。

在圖4中，試驗與數(shù)值模擬中襟翼邊界層、主翼邊界層與主翼的尾跡都可以清楚地看到，而數(shù)值模擬出來的前緣的尾跡速度損失比試驗值明顯。在α=8°下，主翼段(x=0.45c)的邊界層比較飽滿且統(tǒng)一，而襟翼段與之相反。這與壓力系數(shù)曲線顯示的在小迎角下襟翼上載荷大的現(xiàn)象相一致。在襟翼段(x=0.898 17c,1.032 1c,1.112 5c)顯示了在襟翼表面有逆壓梯度的趨勢。主要表現(xiàn)在主翼段的尾跡在襟翼上產生輕微的分離、尾跡變厚及隨著弦線長度增長尾跡速度型降低。總體來說，數(shù)值模擬結果與試驗結果吻合得較好。

綜上所述，數(shù)值模擬結果是可信的。

圖4 翼型截面速度型分布

Fig.4 Speed profile distribution of airfoil section

2 前緣變彎度對氣動性能的影響

本文選取的分析模型為GAW-1翼型，其最大厚度為17%c[19]。GAW-1翼型是先進的通用飛機翼型，其氣動特性包括：具有大的上表面前緣半徑，以減小大迎角下的負壓峰值，推遲翼型失速；上表面比較平坦，使升力系數(shù)為0.4時，上表面有均勻的載荷分布；下表面后緣有較大彎度。

圖5 具有前緣下垂的翼型

Fig.5 Airfoil with leading-edge droop nose

針對GAW-1干凈翼型，改變前緣的下垂角度與下垂弦長，鉸鏈前緣下垂依靠簡單鉸鏈機構下偏，其運動軌跡為一段圓弧。由于翼型氣動性能受上翼面影響較大，因此下垂弦長這一參數(shù)以上翼面為標準，并通過計算求出下翼面轉軸位置。鉸鏈前緣下垂的設計參數(shù)如圖5所示，其中:xdroop為鉸鏈前緣下垂弦長與當?shù)貦C翼弦長之比；δdroop為鉸鏈前緣下垂角。

分別針對下垂角度為3°、6°、9°、12°、15°，下垂弦長為0.10c、0.12c、0.14c、0.16c、0.18c、0.20c的不同參數(shù)工況進行了CFD計算分析。計算的來流條件為：馬赫數(shù)Ma=0.189，雷諾數(shù)Re=8.8×106，迎角α=-4°～20°，來流壓力為常壓。

2.1 前緣下垂角對氣動性能的影響

固定前緣下垂弦長為0.18c，下垂角為3°、6°、9°、12°、15°，圖6為氣動力計算結果。

由圖6(a)和圖6(b)可以看出，隨著前緣下垂角增加，失速迎角增加，失速迎角由原始干凈翼型的15°，最大增加到17°，且前緣下垂翼型升力系數(shù)在迎角小于10°時，比干凈翼型小2.86%，而當迎角大于10°時，隨著下垂角增加，升力系數(shù)增大，最大升力系數(shù)最多增加4.56%；同時，在迎角小于10°時，阻力系數(shù)CD大于干凈翼型，在迎角為8°時增加1.77%，而當迎角大于10°時，隨著前緣下垂角增加，阻力系數(shù)顯著減小，但當下垂角大于9°時，隨著下垂角的增加，阻力系數(shù)的減幅漸小。

圖6 前緣下垂角對氣動力的影響

Fig.6 Effect of different leading-edge droop angles on aerodynamic force

圖7為不同前緣下垂角對升阻比K的影響?？梢钥闯觯斏ο禂?shù)小于1.75時，隨下垂角增加，升阻比減小，但在升力系數(shù)最大處，升阻比隨下垂角增加而增大，并且下垂角越大，最大升力系數(shù)越大。圖8為不同前緣下垂角對俯仰力矩系數(shù)Cm的影響，可以看出，隨下垂角增加，翼型低頭力矩增大。

由圖9壓力系數(shù)分布曲線可以看出，隨著下垂角增加，前緣吸力峰逐漸降低，并且在前緣下垂圓弧運動軌跡過渡區(qū)域逐漸形成第2個吸力峰，因此使得逆壓梯度降低，延緩上翼面流動分離，增加失速迎角；隨著下垂角增加，第2個吸力峰逐漸增強，當下垂角大于10°時，前緣吸力峰消失，第2個吸力峰漸強，前后緣壓差又逐漸增加，因此當下垂角大于10°后，隨下垂角增加，阻力系數(shù)減小不明顯；由于前緣下垂后，前緣吸力損失，使得抬頭力矩減小，低頭力矩增大。

圖7 前緣下垂角對升阻比的影響

Fig.7 Effect of different leading-edge droop angles on lift-drag ratio

圖8 前緣下垂角對俯仰力矩系數(shù)的影響

Fig.8 Effect of different leading-edge droop angles on pitching moment coefficient

圖9 前緣下垂角對壓力系數(shù)分布的影響

Fig.9 Effect of different leading-edge droop angles on pressure coefficient distribution

2.2 前緣下垂弦長對氣動性能的影響

固定前緣下垂角為12°，下垂弦長分別為0.10c、0.12c、0.14c、0.16c、0.18c、0.20c。圖10為相應的氣動力計算結果?？梢钥闯觯S著前緣下垂弦長增加，失速迎角逐漸增加，失速迎角由原始干凈翼型的15°最大增加到18°，并且在迎角小于10°時，升力系數(shù)比干凈翼型小2.62%，而當迎角大于10°時，升力系數(shù)逐漸增大，最大升力系數(shù)最多增加3.65%；同時，在迎角小于10°時，前緣下垂阻力系數(shù)較干凈翼型增加了1.48%，而當迎角大于10°時，阻力系數(shù)顯著減小。

圖10 前緣下垂弦長對氣動力的影響

Fig.10 Effect of different leading-edge droop chords on aerodynamic force

圖11為不同前緣下垂弦長對升阻比的影響。由圖可以看出，當升力系數(shù)小于1.6時，隨下垂弦長增加，升阻比逐漸減小，但在升力系數(shù)最大處隨著下垂弦長增加，升阻比增大。圖12為不同前緣下垂弦長對俯仰力矩系數(shù)的影響，可以看出，隨下垂弦長增加，翼型低頭力矩增大。

由圖13壓力系數(shù)分布曲線可以看出，隨著下垂弦長增加，前緣吸力峰逐漸降低，并且在前緣下垂圓弧運動軌跡過渡區(qū)域逐漸形成第2個吸力峰，且第2個吸力峰隨下垂弦長增加，位置后移，因此使得逆壓梯度降低，從而增加失速迎角；隨著下垂弦長增加，第二個吸力峰逐漸減弱；由于前緣下垂后，前緣彎度減小，前緣吸力損失，使得抬頭力矩減小，低頭力矩增大。

圖11 前緣下垂弦長對升阻比的影響

Fig.11 Effect of different leading-edge droop chords on lift-drag ratio

圖12 前緣下垂弦長對俯仰力矩系數(shù)的影響

Fig.12 Effect of different leading-edge droop chords on pitching moment coefficient

圖13 前緣下垂弦長對壓力系數(shù)分布的影響

Fig.13 Effect of different leading-edge droop chords on pressure coefficient distribution

3 后緣變彎度對氣動性能的影響

針對GAW-1干凈翼型，改變后緣襟翼以及副翼偏轉的角度，其中襟翼弦長固定為30%c[20]，副翼弦長為20%c[19]。翼型襟翼以及副翼的設計參數(shù)如圖14和圖15所示，圖中:δflap為襟翼偏轉角；δaileron為副翼偏轉角。富勒襟翼每偏轉1°，襟翼后退0.15%c，同時保持襟翼的上翼面與主翼上翼面過渡盡量光滑。計算的來流條件為：馬赫數(shù)Ma=0.189，雷諾數(shù)Re=8.8×106，迎角α=-4°～20°，來流壓力為常壓。

圖14 具有30%c襟翼的翼型

Fig.14 Airfoil with 30%c flap

圖15 具有20%c副翼的翼型

Fig.15 Airfoil with 20%c aileron

分別針對襟翼偏轉角為1°、2°、3°、4°(向下)，副翼偏轉角為-2°、-4°、-6°(向上)、2°、4°、6°(向下)的工況進行CFD計算。

3.1 后緣襟翼偏轉對氣動性能的影響

襟翼偏轉角為1°、2°、3°、4°時，氣動力計算結果如圖16所示。由升力系數(shù)與阻力系數(shù)曲線可以看出，隨著襟翼偏轉角的變化，翼型的有效彎度也隨之變化，翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨彎度的增加而增加。在小迎角時，升力系數(shù)增加的幅度較大，并且增幅維持在一個常數(shù);阻力系數(shù)也隨著下偏角的增大而增大，增大的幅度呈線性。而在大迎角時，升力系數(shù)增加的幅度變??；阻力系數(shù)增加的幅度較大。同時，失速迎角隨著向下偏轉角的增加而減小。

圖17為不同襟翼偏轉角對升阻比的影響。由圖可以看出，在升力系數(shù)小于1.2時，升阻比的變化不是十分明顯，有效彎度越大，相應的升阻比略小。這是因為偏轉角的改變，使得升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增加或者減少，并且升力系數(shù)的增幅幾乎為常數(shù)，而阻力系數(shù)的增幅是線性增大的。同時，從圖17中不難看出，隨著襟翼下偏角的增大，最大升阻比也隨之略有增大，所對應的迎角略有減小。圖18為不同襟翼偏轉角對俯仰力矩系數(shù)的影響，可以看出，隨著襟翼向下偏轉角的變大，俯仰力矩系數(shù)越大。這是因為襟翼向下偏轉角越大，襟翼的彎度越大，翼型尾部產生的升力也會隨之增加。

圖16 襟翼偏轉角對氣動力的影響

Fig.16 Effect of different angles of flap on aerodynamic force

圖17 襟翼偏轉角對升阻比的影響

Fig.17 Effect of different angles of flap on lift-drag ratio

圖18 襟翼偏轉角對俯仰力矩系數(shù)的影響

Fig.18 Effect of different angles of flap on pitching moment coefficient

由圖19的壓力系數(shù)分布曲線可以看出，隨著襟翼向下偏轉角的變大，翼型上翼面的負壓值越大，下翼面的正壓值也越大。這都是翼型的有效彎度改變而導致的現(xiàn)象。

圖19 襟翼偏轉角對壓力系數(shù)分布的影響

Fig.19 Effect of different angles of flap on pressure coefficient distribution

3.2 后緣副翼偏轉對氣動性能的影響

副翼偏轉角為2°、4°、6°、-2°、-4°、-6°時，氣動力計算結果如圖20所示。由升力系數(shù)與阻力系數(shù)曲線可以看出，隨著副翼偏轉角的變化，翼型的有效彎度也隨之變化，彎度越大，翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)越大。在小迎角時，升力系數(shù)增加的幅度較大，隨著迎角的增大，升力系數(shù)增加的幅度略有減小;阻力系數(shù)增大的幅度呈線性。而在大迎角時，升力系數(shù)增加的幅度明顯變小；阻力系數(shù)增加的幅度明顯增大。同時，副翼上偏時，失速迎角變大；副翼下偏時，失速迎角減小。機理和襟翼偏轉相同，是因為翼型有效彎度增大，提前發(fā)生流動分離，產生失速現(xiàn)象。

圖21為不同副翼偏轉角對升阻比的影響。由圖可以看出，在升力系數(shù)小于1.1時，升阻比K的變化不是十分明顯，有效彎度越大，相應的升阻比略小。這是因為偏轉角的改變，使得升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增加或者減少，并且升力系數(shù)的增幅在減小，而阻力系數(shù)的增幅在增大。同時，從圖21中不難看出，隨著副翼偏轉角的改變，最大升阻比幾乎不變，相應的，最大升阻比對應的迎角隨著有效彎度的增加而略有減小。圖22為不同副翼偏轉角對俯仰力矩系數(shù)的影響，可以看出，副翼上偏時，低頭力矩減??；副翼下偏時，低頭力矩增大。這是因為副翼的偏轉改變了翼型尾部的流場，導致升力隨之改變，副翼向下偏轉的越大，升力越大。

圖20 副翼偏轉角對氣動力的影響

Fig.20 Effect of different angles of aileron on aerodynamic force

由圖23的壓力系數(shù)分布曲線可以看出，副翼向下偏轉角越大，翼型的有效彎度就越大，其上翼面的負壓值越大，下翼面的正壓值也越大。其機理與襟翼偏轉相同。

圖21 副翼偏轉角對升阻比的影響

圖22 副翼偏轉角對俯仰力矩系數(shù)的影響

圖23 副翼偏轉角對壓力系數(shù)分布的影響

Fig.23 Effect of different angles of aileron on pressure coefficient distribution

4 前后緣綜合偏轉對氣動性能的影響

如圖24所示，前緣下垂弦長為參考弦長的18%，后緣采用30%c的富勒襟翼。同時偏轉GAW-1翼型的前后緣裝置，改變翼型的彎度，通過CFD方法模擬爬升條件下的氣動特性。計算的來流條件為：馬赫數(shù)Ma=0.189，雷諾數(shù)Re=8.8×106，迎角α=-4°～20°，來流壓力為常壓。

圖24 具有前緣下垂和后緣襟翼的翼型

Fig.24 Airfoil with leading-edge droop nose and trailing-edge flap

4.1 固定前緣時后緣下偏角對氣動性能的影響

選定δdroop為6°，δflap分別為1°、2°、3°，CFD計算的氣動力結果如圖25所示。

圖25 后緣下偏角對氣動特性的影響

Fig.25 Effect of trailing-edge flap angles on aerodynamic characteristics

前緣下偏6°的情況下，同時改變后緣下偏角，隨著后緣襟翼向下偏轉的角度增加，翼型的彎度和實際弦長得以增加，而參考弦長保持不變，因此獲得了升力系數(shù)增量，而翼型彎度的增加同時導致了在各升力系數(shù)下低頭力矩的增加。

從升力系數(shù)上看，前緣下偏6°使得翼型的失速特性有所改善，后緣襟翼下偏角越大，在失速之前能夠獲得的升力系數(shù)增量也越大，但是當迎角大于失速迎角后，后緣襟翼的下偏角度對升力系數(shù)增量影響不大。

當迎角在-4°～-1°之間時，相比于干凈翼型，前緣下偏表現(xiàn)出了減阻的效果；當迎角在-1°～12°之間時，后緣襟翼下偏慢慢地表現(xiàn)出增阻效果；但是隨著迎角增加，后緣襟翼下偏角對阻力的影響越來越明顯，變彎構型又體現(xiàn)出了減阻效果，后緣下偏角越小，越早表現(xiàn)出減阻效果。

從升阻比曲線看，相比于干凈翼型，當升力系數(shù)在0～1.37之間時，前后緣同時偏轉導致了升阻比的損失，大約在升力系數(shù)為0.7時，升阻比損失最大，且后緣襟翼下偏角越大，升阻比損失越大；僅當升力系數(shù)大于1.37后，前后緣同時偏轉獲得了更高的升阻比。

4.2 固定后緣時前緣下偏角對氣動性能的影響

選定δflap為2°，δdroop分別為3°、6°、9°、12°、15°，CFD計算的氣動力結果如圖26所示。

從升力系數(shù)上看，后緣襟翼下偏2°在各迎角下對升力系數(shù)貢獻了一定的增量，導致升力系數(shù)曲線整體向上平移。在此基礎上，通過前緣下偏改變翼型彎度在不同來流迎角下產生了不同效果，可以看到前緣下偏角越大，失速迎角越大，失速后升力系數(shù)曲線也更為緩和。相比于干凈翼型，在迎角小于13°時，前緣下偏角越大，翼型的實際彎度越小，升力系數(shù)增量越小，而當迎角大于13°后則呈現(xiàn)出相反的規(guī)律。

同樣的，對于阻力系數(shù)的影響也在不同迎角下有不同的規(guī)律，前緣下偏角越大，大迎角下越早產生減阻的效果。

圖26 前緣下偏角對氣動特性的影響

Fig.26 Effect of leading-edge flap angles on aerodynamic characteristics

前緣下偏角對低頭力矩的影響主要體現(xiàn)在失速之前，下偏角越大，低頭力矩越大，但在失速后，前緣下偏對低頭力矩幾乎沒有影響。

從升阻比曲線看，相比于干凈翼型，不同的變彎構型僅在升力系數(shù)大于某一值時才產生更高的升阻比。在升力系數(shù)小于這個閾值時，前緣下偏角越大，升阻比的損失越大，其閾值也越大，因此要想在更大升力系數(shù)范圍內獲得更高的升阻比，前緣下偏角不宜過大。

5 結 論

1) 前緣下垂角改變了下垂位置上翼面負壓峰值，從而使失速性能有所改善；同時吸力峰位置隨著下垂弦長增加而后移，從而減緩失速，提高大迎角時的升力系數(shù)，增加失速迎角。

2) 后緣襟翼以及副翼偏轉改變了翼型的有效彎度，前緣吸力峰值、上翼面負壓值以及下翼面正壓值均隨著彎度的增加而增大。襟翼以及副翼下偏提高了翼型在失速前的升力系數(shù)及最大升力系數(shù)，但會稍微減小失速迎角。

3) 前后緣同時變彎度，在小迎角時，受到后緣下偏的影響較大，升力系數(shù)、阻力系數(shù)同時增加，升阻比減小；在大迎角時，受到前緣下垂的影響較大，升力系數(shù)繼續(xù)大幅增加，失速迎角也增大。

4) 前緣下垂降低了前緣的吸力峰，后緣下偏則增加了后緣的升力，這都使得翼型低頭力矩增加。

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陸維爽 女， 碩士研究生。主要研究方向： 計算流體力學。

Tel: 010-62314528

E-mail: lujiaww@163.com

田云 男， 博士， 講師。主要研究方向： 計算流體力學、翼型及機翼設計。

Tel: 010-82316670

E-mail: aircraft@buaa.edu.cn

劉沛清 男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 實驗空氣動力學、機翼及增升裝置設計。

Tel: 010-82318967

E-mail: lpq@buaa.edu.cn

王濤 男， 碩士研究生。主要研究方向： 計算流體力學。

E-mail: 273872093@qq.com

張良富 男， 碩士研究生。主要研究方向： 計算流體力學。

E-mail: 1053165986@qq.com

Received： 2015-03-17； Revised： 2015-05-18； Accepted： 2015-06-16； Published online： 2015-06-30 15:37

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150630.1538.001.html

*Corresponding author. Tel.： 010-82318967 E-mail: lpq@buaa.edu.cn

Aerodynamic performance of GAW-1 airfoil leading-edge andtrailing-edge variable camber

LU Weishuang1, TIAN Yun1, LIU Peiqing2,*, WANG Tao1, ZHANG Liangfu1

1.LargeAircraftAdvancedTrainingCenter,BeihangUniversity,Beijing100083,China2.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The traditional high-lift device is used to improve the taking-off and landing aerodynamic performance of aircraft. By using the method of computational fluid dynamics (CFD), an idea of leading-edge and trailing-edge variable camber devices based on general aviation airfoil is introduced. The influences of leading-edge variable camber device, trailing-edge flap/aileron, and both leading-edge and trailing-edge variable camber devices of GAW-1 airfoil in the climbing state on airfoil aerodynamic performances are studied respectively. Learning from the results, leading-edge variable camber device can effectively improve the airfoil stall characteristics, increasing the angle of stall by about 3°, and the maximum lift coefficient has been increased by 4.56%. At the same time, the lift-to-drag ratio has been increased by 50% to 120%. But with the design lift coefficient, both lift coefficient and drag coefficient have been decreased. On the other hand, the function of trailing-edge variable camber device is to reposition the maximum of lift-to-drag ratio and to increase the lift coefficient by about 6% at a small angle of attack. Composite deflection of airfoil can increase lift coefficient at small angle of attack and increase lift-to-drag ratio at large angle of attack.

general aircraft; leading-edge droop nose; trailing-edge flap; ailerons; variable camber; aerodynamic performance

2015-03-17；退修日期：2015-05-18；錄用日期：2015-06-16； < class="emphasis_bold">網絡出版時間：

時間： 2015-06-30 15:37

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150630.1538.001.html

.Tel.： 010-82318967 E-mail: lpq@buaa.edu.cn

陸維爽， 田云， 劉沛清， 等. GAW-1翼型前后緣變彎度氣動性能研究[J]. 航空學報， 2016, 37(2): 437-450. LU W S, TIAN Y, LIU P Q, et al. Aerodynamic performance of GAW-1 airfoil leading-edge and trailing-edge variable camber[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 437-450.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0185

V211.4

： A

： 1000-6893(2016)02-0437-14

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