王妙香， 孫衛(wèi)平， 秦何軍

中航通飛研究院有限公司 總體氣動室， 珠?！?19040

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水陸兩棲飛機(jī)內(nèi)吹式襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)

王妙香*， 孫衛(wèi)平， 秦何軍

中航通飛研究院有限公司 總體氣動室， 珠海519040

摘要:為改善某型水陸兩棲飛機(jī)的起降性能，提高其抗浪能力，需設(shè)計(jì)高性能吹氣襟翼以滿足其性能要求。本文在國內(nèi)外已有的吹氣襟翼研究基礎(chǔ)上，結(jié)合飛機(jī)氣動綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)框架及計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的優(yōu)勢，以設(shè)計(jì)出高氣動效率及工程實(shí)用性的內(nèi)吹式襟翼方案作為設(shè)計(jì)目標(biāo)，對內(nèi)吹式襟翼的基本形式、吹氣縫道位置及噴縫參數(shù)等進(jìn)行綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終通過風(fēng)洞試驗(yàn)來驗(yàn)證優(yōu)化設(shè)計(jì)方案的有效性。從分析及驗(yàn)證結(jié)果來看，通過本優(yōu)化設(shè)計(jì)方法所設(shè)計(jì)的內(nèi)吹式襟翼，能在使用相同吹氣動量系數(shù)的條件下，明顯推遲襟翼上的氣流分離，實(shí)現(xiàn)最大升力系數(shù)20%左右的提升，顯著提升了內(nèi)吹式襟翼的氣動效率，為進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)內(nèi)吹式襟翼的工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞:水陸兩棲飛機(jī)； 內(nèi)吹式襟翼； 優(yōu)化設(shè)計(jì)； 計(jì)算流體力學(xué)； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 最大升力系數(shù)

增升裝置主要是用來改善飛機(jī)的低速氣動特性，采用高效率的增升裝置可增加飛機(jī)的可用升力系數(shù)范圍，有效減少其起降滑跑距離。從氣動角度講，可通過增加升力面的段數(shù)，來達(dá)到增升目的，但會使結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、重量增加等。對于具有特殊短距起降性能要求的運(yùn)輸機(jī)，即使采用性能最好的常規(guī)機(jī)械式增升系統(tǒng)也不能滿足其低速氣動力的設(shè)計(jì)要求，而借助動力進(jìn)行增升的吹氣襟翼技術(shù)將會發(fā)揮重要的作用。為此將常規(guī)翼吊式布局發(fā)動機(jī)的高速噴流引入機(jī)翼后緣增升裝置，改善流場分布、改變機(jī)翼表面的壓力分布形態(tài)、增加機(jī)翼環(huán)量，以求獲得較高的增升效果。

雖然吹氣襟翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對吹氣縫道及管道的制造加工難度大，但其可觀的增升效果依然吸引著很多飛機(jī)設(shè)計(jì)師對其進(jìn)行持續(xù)深入研究[1]。其中，不乏成功應(yīng)用的案例，日本的US-2大型水陸兩棲飛機(jī)將吹氣附面層控制系統(tǒng)的工程應(yīng)用提高到了一個(gè)新的高度[2]。中國特種飛行器研究所(605所)也曾對吹氣襟翼技術(shù)開展過相關(guān)研究，并進(jìn)行了大量的風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了較為系統(tǒng)的數(shù)據(jù)和結(jié)論，對后來的飛機(jī)設(shè)計(jì)工作具有重要的參考價(jià)值。

從20世紀(jì)中期開始，飛機(jī)設(shè)計(jì)人員就開始研究將發(fā)動機(jī)的高壓氣流，通過管道系統(tǒng)引導(dǎo)到襟翼艙后緣或襟翼前緣上表面某一處具有縫道的位置，并將高速氣流通過此縫道吹到襟翼上表面，通過增加流過襟翼表面氣流的動量，控制大偏度時(shí)襟翼后緣的分離，從而增加最大升力系數(shù)。在諸多增升技術(shù)中，這種利用吹氣襟翼來實(shí)現(xiàn)飛機(jī)最大升力系數(shù)的提升是一種典型的飛機(jī)附面層控制方法[3]。大量的研究及應(yīng)用實(shí)踐表明，使用吹氣襟翼的方式來提升飛機(jī)的起降性能是十分有效的[4]。采用吹氣襟翼，能大幅改善飛機(jī)在起飛、著陸構(gòu)型下襟翼的氣動力特性和流場分布，增加飛機(jī)的升力，降低飛機(jī)的起降速度，對于水陸兩棲飛機(jī)而言，由于飛機(jī)起降速度的降低，縮短了起降距離，降低了起落架/船體載荷，可大幅提高水陸兩棲飛機(jī)的抗浪性和使用壽命。

中國自行研制的某水陸兩棲飛機(jī)采用單船體機(jī)身,大展弦比梯形機(jī)翼，翼吊4臺大功率渦槳發(fā)動機(jī)，T型尾翼的總體布局形式，增升裝置采用單縫襟翼。在其改進(jìn)改型設(shè)計(jì)過程中，需要進(jìn)一步提升抗浪水平，擴(kuò)大使用范圍。而提高起降狀態(tài)的升力系數(shù)是提高飛機(jī)抗浪能力的主要途徑之一。

吹氣襟翼的效率與機(jī)翼平面形狀及管路通道等的具體安排有密切關(guān)系，涉及的內(nèi)容較廣。對吹氣襟翼而言，最大升力系數(shù)的增加過程正是隨著吹氣量的增加而使襟翼表面附面層分離點(diǎn)后移的過程，但它們之間不是線性的關(guān)系，而且與翼型的參數(shù)、機(jī)翼平面形狀以及吹氣縫的位置及高度有關(guān)。吹氣襟翼的氣動力設(shè)計(jì)難點(diǎn)主要在于，如何使用較小的吹氣動量系數(shù)來實(shí)現(xiàn)較大的吹氣增升效果，達(dá)到更好的流動控制，從而使得吹氣襟翼的設(shè)計(jì)方案能實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用[5]。本文正是基于此要求進(jìn)行吹氣襟翼的設(shè)計(jì)及氣動優(yōu)化，希望通過對吹氣襟翼基本形式、吹氣縫道位置以及噴縫參數(shù)等的設(shè)計(jì)與優(yōu)化實(shí)現(xiàn)高效的吹氣增升效果。

本文在國內(nèi)外已有吹氣襟翼的研究基礎(chǔ)上，以某在研大型水陸兩棲飛機(jī)為原型，對其氣動外形與吹氣襟翼參數(shù)進(jìn)行綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，以高氣動效率及工程實(shí)用性的吹氣襟翼方案作為設(shè)計(jì)目標(biāo)，利用飛機(jī)氣動綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)及計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的優(yōu)勢，對吹氣襟翼的方案進(jìn)行綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終通過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果的有效性，為實(shí)現(xiàn)吹氣襟翼的工程應(yīng)用打下基礎(chǔ)。

1吹氣襟翼的基本概念

吹氣襟翼按照是否具有專用的引氣管路分為外部吹氣增升和內(nèi)部吹氣增升兩種方式。兩種增升方式的對比如圖1和圖2所示。

圖1外部吹氣增升示意圖
Fig. 1Lift enhancement sketch of the external blown flap

圖2內(nèi)部吹氣增升示意圖
Fig. 2Lift enhancement sketch of the internal blown flap

外吹式動力增升技術(shù)是直接將發(fā)動機(jī)排氣噴向偏轉(zhuǎn)的襟翼，實(shí)現(xiàn)動力增升。根據(jù)發(fā)動機(jī)噴口與機(jī)翼的相對位置，又可分為上吹式和下吹式兩種方式：噴口在機(jī)翼上表面的稱為上吹式，噴口在機(jī)翼下表面的稱為下吹式。YC-14、An-72和NASA QSRA試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)采用上表面吹氣。YC-15試驗(yàn)機(jī)以及后來發(fā)展成的C-17軍用運(yùn)輸機(jī)采用下吹式動力增升襟翼，襟翼偏轉(zhuǎn)時(shí)處于發(fā)動機(jī)排氣之中。襟翼的偏轉(zhuǎn)使發(fā)動機(jī)推力向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生一個(gè)直接的升力分量，同時(shí)利用襟翼上的縫道來控制流經(jīng)上表面的氣流流量。

在1956—1957年，NASA蘭利研究中心實(shí)施的一項(xiàng)廣泛的研究計(jì)劃表明，這種外部吹氣增升概念具有很好的發(fā)展前景，并被波音公司用在了競爭C-5運(yùn)輸機(jī)項(xiàng)目的CX-HLS方案上。采用外部吹氣增升概念雖然增加了升力，但也會影響推進(jìn)效率[6]。此外，該增升方式還會在著陸進(jìn)場時(shí)帶來巨大的噪聲。此方式主要適用于渦扇飛機(jī)，常規(guī)渦槳飛機(jī)難以實(shí)現(xiàn)較高的增升效率。

內(nèi)吹式動力增升技術(shù)是將發(fā)動機(jī)的高壓氣流，通過管道系統(tǒng)引導(dǎo)到襟翼的前緣吹到襟翼的表面上，通過增加襟翼表面氣流的動量增加升力，例如吹氣邊界層控制、噴氣襟翼等。大量的研究表明這些概念在提高氣動性能方面是非常有效的，在給定發(fā)動機(jī)功率的情況下，它們都大大增加了機(jī)翼升力。但阻礙這些概念推廣到實(shí)際應(yīng)用的主要原因是，它們必須采用復(fù)雜的內(nèi)部空氣導(dǎo)管系統(tǒng)和抽氣裝置，這不僅要占用一部分機(jī)體內(nèi)部空間，增加機(jī)翼結(jié)構(gòu)的重量、成本、復(fù)雜性和維修的難度，還會對發(fā)動機(jī)的功率和工作產(chǎn)生不利影響。但針對某些對起降有苛刻要求的特種飛行器，如大型水陸兩棲飛機(jī)，采用內(nèi)部吹氣增升仍是一種較好的方案。

2吹氣襟翼的參數(shù)設(shè)計(jì)

2.1吹氣型式的確定

(1)

式中：Mj為單位時(shí)間的質(zhì)量流量;Vj為射流速度;q為來流動壓;S′為參考面積。

2.2吹氣襟翼的偏角

吹氣襟翼的偏角與最大升力系數(shù)有很大關(guān)系，一方面選擇的最大偏角應(yīng)與所提供的吹氣動量系數(shù)高度匹配，才能實(shí)現(xiàn)最佳的增升效果；另一方面還需考慮過大襟翼偏角帶來的飛機(jī)的實(shí)際操縱問題，以及過大的襟翼偏角所帶來的機(jī)翼失速特性變差等一系列問題[9]。故在吹氣襟翼設(shè)計(jì)及方案優(yōu)化中，需要綜合考慮氣源系統(tǒng)的功率，操縱系統(tǒng)的特性及飛機(jī)氣動特性，吹氣襟翼偏角的確定也是本文優(yōu)化設(shè)計(jì)中的一個(gè)重點(diǎn)研究參數(shù)。

2.3噴縫高度的選擇

噴縫高度Wt對吹氣襟翼的效率和增升效果影響較大，過小的噴縫高度還會給加工工藝帶來很大困難。

當(dāng)PD/Pa≤1.893時(shí)

(2)

當(dāng)PD/Pa>1.893時(shí)

(3)

噴縫面積At的經(jīng)驗(yàn)公式可寫為

At=0.97×0.85LtWt

(4)

式中：K=1.4；Lt為噴縫長度。

聯(lián)解式(2)～式(4)，根據(jù)所能提供的吹氣動量系數(shù)可得到Wt的范圍。在本次優(yōu)化設(shè)計(jì)中，也將研究不同噴縫高度對吹氣效率的影響。

2.4噴縫在翼面上的位置(參考偏角)

噴縫位置是以噴縫與操縱面轉(zhuǎn)軸的連線與操縱面弦線的夾角來確定的，具體定義如下：由操縱面的轉(zhuǎn)軸向其弦線作垂線，并以該垂線為基準(zhǔn)，以轉(zhuǎn)軸為圓心旋轉(zhuǎn)到噴縫與操縱面轉(zhuǎn)軸的連線所經(jīng)過的角度。從理論上講，噴縫位于最大偏度時(shí)的最小壓力點(diǎn)位置之前，對附面層的控制最有效[10]。在初步設(shè)計(jì)中，可將噴縫位置設(shè)計(jì)在襟翼最大偏角的1/2方位上，在本文的優(yōu)化設(shè)計(jì)中，噴縫在翼面上的角度參數(shù)也是重點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)的參數(shù)之一。

3優(yōu)化設(shè)計(jì)流程及方法

3.1優(yōu)化設(shè)計(jì)流程

隨著近年來數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)和優(yōu)化軟件集成的快速發(fā)展，采用計(jì)算機(jī)進(jìn)行高準(zhǔn)確度的數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)成為一種常用的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。運(yùn)用數(shù)值計(jì)算優(yōu)化方法進(jìn)行飛機(jī)氣動外形的優(yōu)化設(shè)計(jì)，能夠通過計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)優(yōu)化流程自動化，將飛機(jī)氣動外形的參數(shù)化、數(shù)值計(jì)算軟件同優(yōu)化軟件的使用結(jié)合起來，其基本流程如圖3所示。通過對參數(shù)化幾何外形的不斷調(diào)整來尋求目標(biāo)參數(shù)的最優(yōu)值，從而完成氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)[11-12]。它克服了傳統(tǒng)氣動外形設(shè)計(jì)方法的許多缺點(diǎn)，在設(shè)計(jì)結(jié)果上更加精確，但周期較長。

圖3流程集成優(yōu)化設(shè)計(jì)示意圖
Fig. 3Flow diagram on integration optimization design

要實(shí)現(xiàn)流程集成自動優(yōu)化設(shè)計(jì)，必須保證優(yōu)化設(shè)計(jì)的各個(gè)環(huán)節(jié)都是參數(shù)化或者自動處理，其參數(shù)化幾何模型、網(wǎng)格、CFD計(jì)算方法都必須能反復(fù)修改且有較強(qiáng)的適應(yīng)能力。其幾何模型生成應(yīng)具備高效穩(wěn)定的參數(shù)化驅(qū)動機(jī)制，較強(qiáng)的參數(shù)化適應(yīng)能力。

基于CFD的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)已成為當(dāng)前計(jì)算流體力學(xué)研究的一個(gè)重要領(lǐng)域。近年來隨著計(jì)算技術(shù)的飛速發(fā)展,許多直接優(yōu)化方法被引入優(yōu)化設(shè)計(jì)上[13]。通過過程集成優(yōu)化軟件集成計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)(CAD)與數(shù)值計(jì)算軟件，設(shè)定輸入和輸出目標(biāo)及約束條件，建立集成優(yōu)化設(shè)計(jì)流程。

3.2數(shù)值計(jì)算方法

3.2.1網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格采用HEXPRESS軟件劃分，類型為笛卡爾網(wǎng)格。網(wǎng)格劃分利用分區(qū)網(wǎng)格策略，以提高網(wǎng)格的生成質(zhì)量和效率。網(wǎng)格分為基本機(jī)翼區(qū)域和襟翼區(qū)域2塊，對于不同的起飛構(gòu)型和降落構(gòu)型，只需要替換襟翼區(qū)域的網(wǎng)格塊即可。此外，HEXPRESS的網(wǎng)格拓?fù)涮鎿Q功能可快速生成不同構(gòu)型的襟翼區(qū)域網(wǎng)格。

物面附近加入附面層網(wǎng)格，壁面首層網(wǎng)格y+約為1，主翼面上的增長率為1.2，生長40層以上；翼梢的增長率為1.5，層數(shù)大于25；噴縫及機(jī)翼后緣的增長率為2.0，層數(shù)約為10。附面層網(wǎng)格和外層網(wǎng)格之間實(shí)現(xiàn)平滑過渡，具有較高的網(wǎng)格質(zhì)量。為更好地捕捉空間流場結(jié)構(gòu)，對噴縫出口、翼面和尾跡區(qū)域的網(wǎng)格進(jìn)行加密。

3.2.2計(jì)算方法

流場求解通過Fluent軟件來完成，控制方程為雷諾平均Navier-Strokes(N-S)方程。

2) 考慮到吹氣模型噴縫處射流速度高，在較大的吹氣動量系數(shù)下，噴流具有較高的壓比，需考慮氣體壓縮性影響[14]。故對吹氣模型選用Coupled算法，流體介質(zhì)選為完全氣體；噴縫出口設(shè)為Pressure Inlet邊界條件，給定出口的總壓來模擬射流作用；控制方程各項(xiàng)的離散精度與未吹氣時(shí)保持一致。所有工況均采用非定常方法計(jì)算。

3.2.3方法驗(yàn)證

本研究中進(jìn)行方法驗(yàn)證所選用的標(biāo)模是第1屆美國航空航天學(xué)會(AIAA)高升力預(yù)測會議所提供的NASA TRAP WING模型。該模型為半模，采用全翼展三段襟-縫翼增升裝置。

NASA TRAP WING的風(fēng)洞試驗(yàn)提供了縱向氣動特性結(jié)果。通過對比其結(jié)果，S-A湍流模型計(jì)算結(jié)果最佳，計(jì)算的失速迎角值比試驗(yàn)的約小1°，在嚴(yán)重分離前，升力系數(shù)和阻力系數(shù)的誤差分別在3.2%和4.4%以內(nèi)，俯仰力矩系數(shù)的誤差為3%～5%；Transition SST湍流模型的計(jì)算結(jié)果次之，失速迎角約小5°，升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、力矩系數(shù)Cm的誤差分別在7%、9%和11%以內(nèi)；SSTk-w的計(jì)算結(jié)果最差，計(jì)算的失速迎角值比試驗(yàn)的約小9°。

盡管在方法驗(yàn)證的標(biāo)模計(jì)算中S-A湍流模型表現(xiàn)最佳，但考慮到該模型并不適合計(jì)算含高速射流的流場，故在后文的計(jì)算中選用TransitionSST湍流模型。

3.3優(yōu)化算法

在看到多媒體教學(xué)諸多優(yōu)勢的同時(shí)，也應(yīng)看到其可能存在的不足之處，并積極地加以改進(jìn)，做到揚(yáng)長避短，為我所用。

粒子群優(yōu)化算法是由Eberhart博士和Kennedy博士提出的一種進(jìn)化計(jì)算技術(shù)。該算法模擬的生物進(jìn)化模型為鳥群的捕食過程。粒子群優(yōu)化算法具有容易實(shí)現(xiàn)、參數(shù)設(shè)置簡單、能夠以較小的種群規(guī)模保持較好的多樣性，以及收斂速度快等諸多優(yōu)點(diǎn)。

本優(yōu)化設(shè)計(jì)研究案例中，采用經(jīng)過改進(jìn)的量子粒子群算法：當(dāng)每個(gè)粒子計(jì)算完成后，立即對pbest、gbest、mbest進(jìn)行更新，同時(shí)根據(jù)pbest來進(jìn)行排序，每個(gè)粒子僅向優(yōu)于自身pbest的粒子學(xué)習(xí)，且排名越靠后的粒子向其他粒子學(xué)習(xí)的程度越高。通過此改進(jìn)，算法對信息的利用得到提高，加快了收斂速度。

4優(yōu)化設(shè)計(jì)案例

4.1等直段內(nèi)吹式襟翼參數(shù)化模型設(shè)計(jì)

基于上文對內(nèi)吹式襟翼參數(shù)的分析研究，結(jié)合某大型水陸兩棲飛機(jī)原型機(jī)翼的幾何外形和設(shè)計(jì)特點(diǎn)，使用CATIA的參數(shù)化設(shè)計(jì)功能，建立內(nèi)吹式襟翼的參數(shù)化優(yōu)化設(shè)計(jì)模型，如圖4所示。

圖4吹氣襟翼參數(shù)化研究模型
Fig.4 Parameterized model of internal blown flap

4.2優(yōu)化參數(shù)及目標(biāo)設(shè)定

通過第2節(jié)中對內(nèi)吹式襟翼主要參數(shù)的分析論證，在對等直段內(nèi)吹式襟翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究中，主要對噴氣襟翼的縫道高度、縫道位置(噴縫在襟翼上的位置)、內(nèi)吹式襟翼的偏角、內(nèi)吹式襟翼的相對弦長等主要參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，基于前期的基礎(chǔ)研究，先擬定研究模型的初始設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

表1　內(nèi)吹式襟翼初始設(shè)計(jì)參數(shù)

等直段優(yōu)化模型網(wǎng)格量約為1 950萬個(gè)單元，機(jī)翼兩端的遠(yuǎn)場邊界設(shè)定為對稱面以模擬無限展長機(jī)翼。

在流程集成優(yōu)化設(shè)計(jì)軟件中，設(shè)定好以上參數(shù)變量及優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)值等參數(shù)，建立如圖5所示的優(yōu)化設(shè)計(jì)流程，使用3.3節(jié)所述的經(jīng)過改進(jìn)的量子粒子群算法作為優(yōu)化設(shè)計(jì)的算法，完成優(yōu)化設(shè)計(jì)的流程搭建。最終通過優(yōu)化設(shè)計(jì)流程的自動優(yōu)化過程，完成模型參數(shù)的優(yōu)化迭代，在給定的吹氣動量系數(shù)下，通過如圖6所示的優(yōu)化迭代收斂歷程，最終得到了最大升力系數(shù)的優(yōu)化結(jié)果，迭代代數(shù)為30。

在本優(yōu)化設(shè)計(jì)研究算例中，因網(wǎng)格數(shù)量較大，CFD計(jì)算工作量十分巨大，需強(qiáng)大的集群工作站支持，且優(yōu)化設(shè)計(jì)周期也較長，是一種精細(xì)化優(yōu)化設(shè)計(jì)手段。

4.3參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

通過對表1中所示的初始參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，在給定的吹氣動量系數(shù)下，實(shí)現(xiàn)了對等直段襟翼研究模型的參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果如表2所示。

圖5吹氣襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)流程圖
Fig. 5Flow diagram on internal blown flap optimization design

圖6最大升力系數(shù)優(yōu)化歷程
Fig. 6Optimization progress of maximum lift coefficient

通過對優(yōu)化設(shè)計(jì)后的參數(shù)進(jìn)行初步分析可知，要使得內(nèi)吹式襟翼的氣動效率較高，其噴縫的高度和噴縫的參考偏角是最主要的設(shè)計(jì)參數(shù)，噴縫高度的優(yōu)化設(shè)計(jì)一方面要考慮到附面層堵塞造成的實(shí)際噴縫面積的減少[15]，另一方面也要考慮到噴縫處復(fù)雜的高速氣流流動狀態(tài)，若噴縫太小則很可能出現(xiàn)超聲速流動，而噴縫過大則無法提高吹氣的效率[16-17]。

表2等直段內(nèi)吹式襟翼參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

Table 2Optimization design parameters of internal blown flap on straight section

ModelGapheight/mmReferenceangle/(°)Flapangle/(°)FlaprelativechordlengthStraightsectionmodel3.037640.31

同時(shí)從噴縫參考偏角優(yōu)化結(jié)果的參數(shù)來看，初始偏角的設(shè)定過于保守，以至于襟翼大偏角時(shí)，無法以較小的吹氣動量系數(shù)實(shí)現(xiàn)較高的吹氣效率，必須選擇合適的噴縫參數(shù)才能使在使用合適的吹氣動量系數(shù)下實(shí)現(xiàn)最大升力系數(shù)的提升。

5優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果分析及驗(yàn)證

5.1CFD數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

在本次分析中，著重對優(yōu)化前后的兩種狀態(tài)進(jìn)行對比，從表3及圖7中可以看出，由于優(yōu)化后的縫道其吹氣效率得到提高，最大升力系數(shù)CL max增加了19.6%，超過了設(shè)定的CLmax≥4的優(yōu)化目標(biāo)。同時(shí)由于吹氣效率的提高，襟翼大偏角時(shí)的阻力也有一定程度的減小，而俯仰力矩的變大則表明內(nèi)吹式襟翼效率的提升得益于襟翼增升效果的顯著增加，導(dǎo)致氣動力的后加載明顯，從而導(dǎo)致低頭力矩增大，這將對工程應(yīng)用中飛機(jī)平尾的設(shè)計(jì)提出更大的挑戰(zhàn)[18]。

圖8和圖9是優(yōu)化前后的吹氣襟翼空間流線對比，以及機(jī)翼剖面渦量云圖對比。從圖中可明顯看出，在使用同樣的吹氣動量系數(shù)下，優(yōu)化前后的內(nèi)吹式襟翼其襟翼分離形態(tài)區(qū)別明顯，縫道優(yōu)化后的內(nèi)吹式襟翼其分離被有效抑制，能為飛機(jī)提供更高的最大升力系數(shù)。

ItemCLmaxCDCmKBeforeoptimization3.6820.10387-0.4562135.448Afteroptimization4.4050.08425-0.6027552.284Variation0.723-0.01962-0.1465416.836Gradient/%19.6-18.932.1247.5

通過對等直段內(nèi)吹式襟翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)分析，證明合適的吹氣動量系數(shù)能很大程度地提高升力、降低阻力，并有效抑制或消除局部分離流動。通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，掌握了最優(yōu)的內(nèi)吹式襟翼設(shè)計(jì)參數(shù)，能為后續(xù)進(jìn)行全機(jī)內(nèi)吹式襟翼設(shè)計(jì)打下基礎(chǔ)。

5.2風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

5.2.1等直段模型風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果的可信度，設(shè)計(jì)了等直段風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證模型(包括優(yōu)化前和優(yōu)化后的模型)，對優(yōu)化前后的吹氣效率進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)對比驗(yàn)證。

5.2.2全機(jī)半模內(nèi)吹式襟翼方案驗(yàn)證

為進(jìn)一步驗(yàn)證內(nèi)吹式襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)的效果，同時(shí)還設(shè)計(jì)了全機(jī)的半模帶內(nèi)吹式襟翼方案，并在國內(nèi)某低速洞進(jìn)行了1∶11全金屬半模風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證[19-20]。試驗(yàn)方法與半模測力試驗(yàn)方法相同，模型內(nèi)、外襟翼可吹氣，主要驗(yàn)證了襟翼起飛偏角和著陸偏角的構(gòu)型，試驗(yàn)結(jié)果如圖11所示。

圖11風(fēng)洞試驗(yàn)升力系數(shù)曲線
Fig. 11Lift coefficient curves on wind tunnel test

上述試驗(yàn)結(jié)果表明：應(yīng)用本文設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的內(nèi)吹式襟翼方案，增升效果明顯，在無動力狀態(tài)下，最大升力系數(shù)已經(jīng)超過3.0，同時(shí)使用的臨界吹氣動量系數(shù)較小，實(shí)現(xiàn)了內(nèi)吹式襟翼方案的高效性，為實(shí)現(xiàn)水陸飛機(jī)的短距起降奠定了基礎(chǔ)。

6結(jié)論

本文從工程應(yīng)用層面，立足于簡單高效的設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法，對內(nèi)吹式襟翼的設(shè)計(jì)及參數(shù)優(yōu)化進(jìn)行了大量研究。通過對內(nèi)吹式襟翼的參數(shù)優(yōu)化及模型參數(shù)化設(shè)計(jì)，研究并選擇高準(zhǔn)確度的數(shù)值計(jì)算分析方法，結(jié)合高效的優(yōu)化算法，實(shí)現(xiàn)了內(nèi)吹式襟翼氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)流程的搭建，掌握了內(nèi)吹式襟翼的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，取得了顯著的優(yōu)化設(shè)計(jì)效果，并且在試驗(yàn)驗(yàn)證中進(jìn)一步證明了優(yōu)化設(shè)計(jì)的手段，研究結(jié)果表明：

1) 對內(nèi)吹式襟翼進(jìn)行參數(shù)化建模及參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，能提高內(nèi)吹式襟翼的氣動效率，實(shí)現(xiàn)以較小的吹氣動量系數(shù)來獲得較大增升效果的設(shè)計(jì)目標(biāo)。

2) 通過對數(shù)值計(jì)算分析方法的研究，掌握了對內(nèi)吹式襟翼復(fù)雜構(gòu)型的高準(zhǔn)確度數(shù)值計(jì)算分析，同時(shí)結(jié)合優(yōu)化設(shè)計(jì)算法和優(yōu)化設(shè)計(jì)流程的搭建，能實(shí)現(xiàn)高精度的數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3) 在內(nèi)吹式襟翼的設(shè)計(jì)中，所采用的襟翼面吹氣方式以及噴縫各項(xiàng)參數(shù)所取得的優(yōu)化設(shè)計(jì)較為成功，從分析及驗(yàn)證的結(jié)果來看，在使用相同吹氣動量系數(shù)的條件下，使得襟翼的氣流分離明顯推遲，將最大升力系數(shù)提升20%左右，顯著提升了內(nèi)吹式襟翼的氣動效率。

4) 本文研究將傳統(tǒng)內(nèi)吹式襟翼的氣動設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了改進(jìn),增加了優(yōu)化設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)，從而能在更短時(shí)間內(nèi)設(shè)計(jì)出更為高效的吹氣襟翼方案，為提高大型水陸兩棲飛機(jī)的抗浪性提供了技術(shù)支撐。

參考文獻(xiàn)

[1]ANDERSON S B. An examination of handling qualities criteria for V/STOL aircraft: NASA TN D-331[R]. Washington, D.C.: NASA, 1960.

[2]HOLZHAUSER C A, INNIS R C, VOMASKE R F. A flight and simulator study of the handling qualities of a deflected slipstream STOL seaplane having four propellers and boundary layer control: NASA TN D-2964[R]. Washington, D.C.: NASA, 1965.

[3]JONES G S, VIKEN S A. An active flow circulation controlled flap concept for general aviation aircraft applications: AIAA-2002-3157[R]. Reston: AIAA, 2002.

[4]ROLLS L S, INNIS R C. A flight evaluation of a wingshroud-blowing boundary layer control system applied to the flaps of an F9F-4 airplane: NACA RMA 55K01[R]. Washington, D.C.: NACA, 1956.

[5]WILIAMS J, BUTLER S F J, WOOD M N. The aerodynamic of jet flaps: R&M No 3304[R]. London: Her Majesty’s Stationery Office, 1963.

[6]DAVID G K, VICTOR R C. Aerodynamic characteristic of a large-scale model with an unswept wing and augmented jet flap: NASA TN D-4610[R]. Washington, D.C.: NASA, 1968.

[7]KUHN R E. Semiempirical procedure for estimating lift and drag characteristics of propeller-wing-flap configurations for vertical-and short-take-off-and-landing airplanes: NASA MEMO 1-16-59L[R]. Washington, D.C.: NASA, 1959.

[8]PETROV A V. Aerodynamics of STOL aircraft with wings blowing by turbofan exhaust jets and propfan slipstreams: AIAA-1993-4832[R]. Reston: AIAA, 1993.

[9]SHIZUO K, MASAYA K. Design of blowing type BLC system on Japanese STOL seaplane[R]. Kobe: Shin-Meiwa industry Co.Ltd., 1968.

[10]GARL L G. Aerodynamic characteristics of a propeller-powered high-lift semispan wing: NASA TM 4541[R]. Washington, D.C.: NASA, 1994.

[11]HICKS R, HENNE P. Wing design by numerical optimization[J]. Journal of Aircraft, 1977, 15(7): 407-412.

[12]CURT A H, ROBERT C I. A flight and simulator study of the handing qualities of a deflected slipstream STOL seaplane having four propellers and boundary-laryer control: NASA TN D-2966[R]. Washington, D.C.: NASA,1965.

[13]El-BANNA H M, CARLSON L A. Aerodynamic sensitivity coefficients using the three-dimensional full potential equation[J]. Journal of Aircraft, 1994, 31(5): 1071-1077.

[14]SOBIECZKY H. Parametric airfoils and wings[J]. Note on Numerical Fluid Mechanics， 1998， 65(1)： 71-88.

[15]CRUZ J, ANDERS S G. Assessment of an unstructured-grid method for predicting aerodynamic performance of jet flaps: AIAA-2006-3868[R]. Reston: AIAA, 2006.

[16]EARL C W, JULES B D. The effects of blowing over various trailing-edge flaps on an NACA 0006 airfoil cestion,comparisons with various types of flaps on other airfoil sections, and an analysis of flow and power relationships for blowing systems: NASA TN D-8293[R]. Washington, D.C.: NASA, 1976.

[17]LAWFORD J A. Low-speed wind-tunnel tests on an unswept wing-fuselage model of aspect ratio 9.8， with tangential blowing over trailing-edge flaps and ailerons， including the effect of slipstream: NASA TN D-1108[R]. Washington, D.C.: NASA, 1970.

[18]LSSLE P P, SANDY J E. Free flight investigational of the stability and control characteristics of a STOL model with an externally blown jet flap: NASA TN D-7411[R]. Washington, D.C.: NASA, 1974.

[19]FALARSKI M D, KOENIG D G. Aerodynamic characteristics of a large-scale model with a sweep wing and augmented jet flap: NASA TM X-62029[R]. Washington, D.C.: NASA, 1971.

[20]KOENIG P G, KIYOSHI A. Large scale wind tunnel tests of an airplane model with a 45° swept-back wing of aspect ratio 2.8 with area suction applied to trailing edge flaps and with several wing leading edge modifications: NACA RM A56H08[R]. Washington, D.C.: NACA,1956.

王妙香女， 碩士，高級工程師。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

Tel:0756-7688205

E-mail: avicwmx@163.com

孫衛(wèi)平男， 碩士， 研究員。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

Tel: 0756-7688139

E-mail: swp8342@126.com

秦何軍男， 本科， 工程師。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

Tel: 0756-7688139

E-mail: qinhejun@163.com

Received： 2015-09-09; Revised: 2015-10-22; Accepted: 2015-11-17; Published online: 2015-11-2314:26

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151123.1426.004.html

Optimization design of an internal blown flap used in large amphibian

WANG Miaoxiang*, SUN Weiping, QIN Hejun

General Configuration and Aerodynamic Design Department, China Aviation Industry General Aircraft Co., Ltd, Zhuhai 519040, China

Abstract:In order to improve the aerodynamics performance and increase the seaworthiness of an amphibian aircraft, the blown flap with high performance is designed to meet the requirements. Based on experiences about blown flap domestic and overseas, combined with the aircraft design framework of the aerodynamic integrated optimization and the advantage of the Computational Fluid Dynamics (CFD), it is intended to design a scheme with high aerodynamic efficiency and practicality in engineering. The form of internal blown flap, the location of blow gaps and the parameters of gaps are designed; the efficiency of the scheme is certified by wind tunnel tests. These results show that the internal blown flap designed by the optimization method obviously delays flow separation of the flap, and maximum lift coefficient increases 20% compared with basic configuration under the same momentum coefficient condition, and the aerodynamic efficiency of blown flap is increased significantly ,and the seaworthiness of the amphibian aircraft is raised. It is believed that the obtained results perhaps could be of some value in the engineering application of internal blown flap.

Key words:amphibian; internal blown flap; optimization design; CFD; wind tunnel test; maximum lift coefficient

*Corresponding author. Tel.： 0756-7688205E-mail: avicwmx@163.com

作者簡介：

中圖分類號：V231.1

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0300-10

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0310

*通訊作者.Tel.： 0756-7688205E-mail:avicwmx@163.com

收稿日期：2015-09-09; 退修日期: 2015-10-22; 錄用日期: 2015-11-17; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間: 2015-11-2314:26

網(wǎng)絡(luò)出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151123.1426.004.html

引用格式： 王妙香， 孫衛(wèi)平， 秦何軍． 水陸兩棲飛機(jī)內(nèi)吹式襟翼優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(1): 300-309. WANG M X, SUN W P,QIN H J. Optimization design of an internal blown flap used in large amphibian[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 300-309.

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