陳　功

(中國商飛上海飛機設(shè)計研究院總體氣動部　上海　201210)

無縫噴氣襟翼特性研究與設(shè)計優(yōu)化*

陳功

(中國商飛上海飛機設(shè)計研究院總體氣動部上海201210)

摘要：根據(jù)二元翼型的流動控制原理，在無縫襟翼的基礎(chǔ)上增加了噴氣裝置形成無縫噴氣襟翼，可使翼型的最大升力系數(shù)CL，max進一步提高.為了研究該技術(shù)使用的可行性，通過CFD仿真計算并結(jié)合控制變量法分析了不同噴射角θ、噴口高度h、噴射速度V對最大升力系數(shù)CL，max的影響及規(guī)律.通過建立數(shù)學(xué)模型，并采用遺傳算法對該無縫噴氣襟翼的方案進行了優(yōu)化設(shè)計.研究表明，使用噴氣襟翼技術(shù)并選擇合適的設(shè)計參數(shù)可以使二元翼型的最大升力系數(shù)得到了明顯提高.該種新概念可以作為民用飛機增升裝置研發(fā)的重要發(fā)展方向.

關(guān)鍵詞：無縫襟翼;流動控制技術(shù);遺傳算法;CFD仿真

0引言

襟翼作為機翼增升裝置的一部分，通常位于主翼后緣.襟翼在飛機的起降階段提供額外的升力，是重要氣動元件.無縫襟翼是襟翼的一種，一般采用形內(nèi)定軸轉(zhuǎn)動的作動方式.其優(yōu)點在于運動軌跡簡單，作動系統(tǒng)簡明，機械結(jié)構(gòu)輕便，能顯著地降低飛機的結(jié)構(gòu)重量和控制復(fù)雜程度[1].然而，在當前大型民用客機設(shè)計研發(fā)領(lǐng)域，無縫襟翼尚未獲得廣泛的運用.相關(guān)研究表明[2]，盡管無縫襟翼在減輕重量、優(yōu)化結(jié)構(gòu)上具有優(yōu)勢，但在氣動性能上卻有明顯短板.與常規(guī)的單縫/雙縫襟翼相比，采用無縫襟翼方案時下翼面的氣流無法通過縫道對上翼面邊界層進行能量補充.在迎角變大時，上翼面氣流分離現(xiàn)象較明顯，導(dǎo)致氣動性能衰減過快.

根據(jù)當前空氣動力學(xué)的發(fā)展，在使用無縫襟翼的基礎(chǔ)上引入流動控制技術(shù)是解決這一問題的有效手段.采用流動控制技術(shù)的無縫襟翼簡稱“無縫噴氣襟翼”，即從發(fā)動機處將氣源引流至無縫襟翼前緣處的噴氣口對外進行“噴氣”，以此對翼面下游邊界層進行能量補充，同時對機翼的繞流進行加速，提高環(huán)量.實現(xiàn)改善機翼上表面氣流分離，提升最大升力的目的[3-4].

為了驗證無縫噴氣襟翼技術(shù)的可行性，將以典型的二元機翼截面(參考弦長為4 m)為研究對象，采用CFD仿真計算的研究“噴氣”的影響.并在此基礎(chǔ)上采用遺傳算法對該噴氣襟翼進行方案優(yōu)化設(shè)計.

1問題描述

1.1“無縫噴氣襟翼”原理

當襟翼偏度確定后，采用“無縫噴氣襟翼”技術(shù)可保證在不大幅度改變翼型幾何外形及整體結(jié)構(gòu)的前提下，通過對繞翼型的流動控制，實現(xiàn)對翼型升力特性的改善.

常規(guī)的無縫襟翼上翼面后緣處的氣流容易出現(xiàn)“分離”現(xiàn)象，造成升力損失.見圖1.

圖1　常規(guī)無縫襟翼分離現(xiàn)象

采用“噴氣”技術(shù)后，當氣流從上翼面開始分離或有分離趨勢時，自噴口處噴出的氣流對上翼面邊界層進行能量補充；同時加快了翼型周圍繞流的速度，產(chǎn)生較大的環(huán)量，從而提高了最大升力系數(shù)CL，max[5-6].見圖2.

圖2　無縫噴氣襟翼原理

1.2設(shè)計參數(shù)

設(shè)計參數(shù)的選擇是否恰當將直接關(guān)系到設(shè)計過程的合理性和結(jié)果的可靠性.

常規(guī)的單縫襟翼涉及眾多縫道參數(shù)，包括(不僅限于)后退量κ、下沉量η、縫道寬度Ω、扭轉(zhuǎn)角ψ等，縫道參數(shù)的設(shè)計過程復(fù)雜，牽涉面廣，工作量龐大.見圖3.

圖3　二維常規(guī)單縫襟翼縫道參數(shù)示意圖

與常規(guī)的單縫/雙縫襟翼相比，無縫噴氣襟翼在設(shè)計時無需考慮眾多縫道參數(shù)，顯著地降低了設(shè)計的復(fù)雜程度.但由于加裝了噴氣裝置，其設(shè)計變量應(yīng)予以仔細考慮.設(shè)計參數(shù)見圖4.

圖4　無縫噴氣襟翼主要設(shè)計參數(shù)示意圖

圖中：T為氣流自噴口射出時的初始溫度；噴口位置c%為噴口弦向所在位置，一般位于主翼后梁處，襟翼前緣；噴射角度θ為噴射方向與襟翼上翼面輪線廓夾角；噴口高度h為噴口截面的寬度，一般為弦長1%～2%；噴射速度V為氣流自噴口噴出時的初速度，一般為亞音速流動條件.

其中，噴口位置c%與氣流溫度T分別取決于機翼內(nèi)部空間結(jié)構(gòu)與發(fā)動機特性等多方面因素，牽涉系統(tǒng)較多，無法輕易變動，故不在現(xiàn)階段研究范圍內(nèi).而噴口高度h、噴射角θ、噴射速度V為局部變量，對機翼主體結(jié)構(gòu)影響較小，設(shè)計余地較大，將作為當前研究的主要設(shè)計參數(shù).

1.3設(shè)計目標

“噴氣”技術(shù)主要用于飛機起降階段，該階段最關(guān)注的氣動性能為最大升力系數(shù)CL，max.提高最大升力系數(shù)可以有效地提高飛機的爬升率，縮短爬升時間；同時，較大的升力系數(shù)可以顯著降低著陸時的滑跑速度，降低對著陸場長的需求.故盡可能大的CL，max應(yīng)視為無縫噴氣襟翼的重要設(shè)計目標.

另外，由于“噴氣”所用氣源引自發(fā)動機處，對能源形成了一定程度的消耗.為了確保該技術(shù)的經(jīng)濟性，在重點關(guān)注CL，max的同時，還應(yīng)同時關(guān)注能量耗散Ec，盡可能將其控制在合理的范圍內(nèi).

2研究方法

2.1網(wǎng)格生成

在研究二維流場問題之前，通常需對流場的物理域進行空間離散，即通過網(wǎng)格劃分將連續(xù)的物理流場“打散”成離散的計算域，以便采用CFD(computational fluid dynamic)仿真手段對其進行數(shù)值求解.網(wǎng)格劃分的合理性與質(zhì)量將直接關(guān)系到最終的計算結(jié)果.見圖5.

圖5　網(wǎng)格生成

該帶有無縫噴氣襟翼的二元翼型所處于的流場采用ANSYS-ICEM14.0軟件生成不少于80萬的四邊形結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進行劃分.為了適配CFD計算中所采用的壁面模型，對二元翼型壁面處的網(wǎng)格進行了適當?shù)募用芴幚恚阌诓蹲搅鲌黾毼⒌淖兓?另外，為了提高對“噴氣”處仿真計算的準確性，對該區(qū)域的網(wǎng)格也進行了加密處理.

2.2CFD仿真

對二維流場的數(shù)值計算一般需借助于成熟的仿真軟件，該研究將采用ANSYS-Fluent14.0軟件對該二元翼型的流場進行仿真計算.模擬主要針對馬赫數(shù)Ma=0.2的低速飛行狀態(tài)，計算采用二維定常可壓縮流動雷諾數(shù)加權(quán)平均N-S控制方程(RANS)結(jié)合單方程SA湍流模型，并采用有限體積法進行離散，選用基于壓力的耦合隱式求解器結(jié)合高斯塞德爾迭代法進行數(shù)值求解.

流場邊界初始條件為壓力遠場(far pressure inlet)，初始壓力值p0=100 kPa，遠場來流恒定速度U0=70 m/s(Ma=0.2)，雷諾數(shù)Re=6 000 000；噴口設(shè)定為壓力入口(pressure inlet)，根據(jù)不同的計算條件設(shè)定噴射速度V.其余上下翼面及噴射通道的邊界條件均作固壁(wall)設(shè)定.

3計算結(jié)果分析與討論

為了研究1.2中3個設(shè)計參數(shù)對無縫噴氣襟翼氣動性能的影響，將采用控制變量法對CFD的計算結(jié)果進行規(guī)律性分析.文中所列各數(shù)據(jù)與曲線均已進行去跳點，求平均，多項式擬合等必要的修正.

3.1噴射角θ對升力的影響

保持噴口高度h=2 cm，噴射速度V=70 m/s的條件不變，分別計算噴射角為θ=2°，8°，14°時翼型的升力特性曲線，結(jié)果見圖6.

圖6　噴射角θ對升力的影響

分析比較圖6中各曲線之間的規(guī)律可知，選擇適當大小的噴射角θ有助于地提高最大升力系數(shù)CL，max，但θ越大，最大升力提高的幅度越小.過大的噴射角非但不能提高最大升力系數(shù)，相反還會降低原有CL，max.分析其原因見圖7.

圖7　噴射氣流矢量分解

當氣流被噴出后形成Vcosθ，Vsinθ兩個分量.Vcosθ分量順翼型表面向下游流動，對邊界層進行補充，有利于氣動性能的改善；而Vsinθ分量垂直翼型表面向外流動，更容易促使翼面氣流分離，導(dǎo)致氣動性能的下降.當θ增大，Vcosθ分量減小，Vsinθ分量增大，致使增升效果受到影響.

3.2噴口高度h對升力影響

保持噴射角θ=3°，噴射速度V=70 m/s不變，分別計算噴口高度為h=4，6，8 cm時翼型的升力特性曲線，結(jié)果見圖8.

圖8　噴口高度h對升力的影響

從圖8中可知，在相同條件下，噴口高度h越大，最大升力系數(shù)CL，max越大.結(jié)合空氣動力學(xué)理論分析可知，較高的噴口可以確保噴出的氣流足夠“厚”，能對下游襟翼上翼面邊界層進行更充分的能量補充，緩解翼面氣流分離導(dǎo)致的升力損失，從而提高最大升力系數(shù).

3.3噴射速度V對升力影響

保持噴射角θ=3°，噴口高度h=6 cm不變，分對計算噴射速度為V=70，105，140，175 m/s時翼型的升力特性曲線，結(jié)果見圖9.

圖9　噴射速度V對升力的影響

從圖9可知，噴射速度V越大，最大升力系數(shù)CL，max越大.結(jié)合空氣動力學(xué)理論分析可知，射出氣流越“快”，所攜帶的動能越大，對周圍流場“加速”效果越明顯，更有效地增加繞翼型環(huán)量，從而提升最大升力系數(shù).

4設(shè)計優(yōu)化

上文中對升力特性曲線中已總結(jié)出噴射角θ、噴口高度h、噴射速度V3個設(shè)計參數(shù)對噴氣襟翼氣動性能影響的規(guī)律.但在實際設(shè)計過程中，要考慮的是3個設(shè)計參數(shù)耦合后的影響.由于3個設(shè)計參數(shù)經(jīng)排列組合后將產(chǎn)生數(shù)百種不同方案，如一一進行計算，將耗費不必要的時間和計算資源.因此引入優(yōu)化計算方法來提高計算效率非常重要.

4.1遺傳優(yōu)化算法

為了簡化問題并提高計算效率，在進行CFD仿真的同時引入遺傳算法對計算過程進行優(yōu)化.遺傳算法是一種綜合并行、取樣、自適應(yīng)的算法，具有全局優(yōu)化的優(yōu)點，適用于處理離散、多參數(shù)一體化設(shè)計問題.遺傳算法的原理及流程見圖10.

圖10　遺傳算法原理圖

4.2數(shù)學(xué)模型建立

1) 變量及其定義域如表1所列，該數(shù)學(xué)模型中的變量與設(shè)計優(yōu)化問題中的設(shè)計參數(shù)一一對應(yīng).變量的定義域與設(shè)計參數(shù)的許用范圍一致，定義域由設(shè)計問題本身的約束決定，如機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)空間，氣源能量限制等.

表1　變量與定義域

注：按排列組合計算，計算樣本總共13 340.

2) 目標函數(shù)及期望值根據(jù)1.3中的論述，最大升力系數(shù)CL，max將作為噴氣襟翼的主要設(shè)計目標即目標函數(shù)；由于無縫噴氣襟翼所使用的氣源來自于發(fā)動機，因此需控制氣源所需的總能量，避免不必要的浪費.根據(jù)以上各要素，結(jié)合型號飛機實際需求，確定目標函數(shù)如下：

Ec=0.5ρv2h≤[Er]

式中：CL，max≥2.5的要求取決于對飛機起降性能(跑道限長，爬升率等)要求；能量耗散限制[Er]取決于對發(fā)動機能量耗散的要求.兩者均來源于型號設(shè)計要求，此處不做詳細闡述.

4.3優(yōu)化結(jié)果

按如圖9所示的遺傳算法選出樣本并對其進行CFD計算獲取CL，max，并同時計算Ec.僅經(jīng)過100次取樣后就已獲得了3個樣本滿足目標函數(shù)的期望值，見表2.

表2　滿足要求的樣本

注：以上結(jié)果篩選自前100次迭代計算.

表2中所列舉的3個樣本均滿足目標函數(shù)的期望值，即說明采用表2中所列的3種設(shè)計參數(shù)組合可使最終結(jié)果滿足相關(guān)的氣動性能.如需要，可繼續(xù)使用優(yōu)化算法結(jié)合CFD計算在設(shè)計參數(shù)的定義域內(nèi)獲得更多符合條件的樣本.

5結(jié) 束 語

通過對噴氣襟翼不用設(shè)計參數(shù)的研究可知，減小噴射角θ，增大噴口高度h， 增大噴射速度V，均有利于提升“噴氣”的效果，提高翼型的最大升力系數(shù)，從而發(fā)揮“無縫噴氣襟翼”的優(yōu)勢.

在解決類似該種“多參數(shù)一體化設(shè)計”問題時，采用遺傳優(yōu)化算法將工程設(shè)計問題轉(zhuǎn)化為數(shù)學(xué)模型問題進行計算和分析可以節(jié)省了大量的計算時間和資源，使復(fù)雜問題簡單化，程序化，大大提高了工作效率和針對性.

值得注意的是，以上對“無縫噴氣襟翼”的特性分析及設(shè)計優(yōu)化的研究均基于二元翼型層面，其結(jié)論具有一定的規(guī)律性和普遍性，適用于“無縫噴氣襟翼”設(shè)計的初步階段.在后續(xù)的研究中，可將以上規(guī)律性結(jié)論和研究方法推廣至實際三維機翼設(shè)計研發(fā)中.

參 考 文 獻

[1]程慶玉,焦予秦.噴氣吹氣襟翼對翼型氣動影響研究[J].航空計算技術(shù)，2006,36(1):101-102.

[2]郝南松,楊文超,楊基明.低Re數(shù)下變彎度機翼的非定常氣動特性實驗研究[J].實驗力學(xué)，2014，29(3):294-300.

[3]倪云華,楊愛明,翁培奮.低雷諾數(shù)下微型飛行器主動變形機翼非定常氣動特性數(shù)值分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2006,24(3):307-313.

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[5]焦予秦,陸巖.多段翼型吹氣流動分離控制研究[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報，2015,32(2):215-220.

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Characteristics Analysis and Design Optimization of Blowing Seamless Flap

CHEN Gong

(ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,GeneralIntegrityandAerodynamicsDepartment，Shanghai201210,China)

Abstract：According to the flow control theory of 2D-airfoil, blowing seamless flap is generated by applying jetting-nozzle on seamless flap, which is able to improve the maximum lift coefficient (CL,max). To ensure the feasibility of this technology, CFD simulation is conducted to calculate CL,maxdue to different blowing angle θ, nozzle height h and blowing velocity v with the method of “Control Variables”. After that, the method of “genetic algorithm” combined with the mathematical model is utilized for design and optimization. The result illustrates that CL，maxis obviously improved by applying technology of “blowing flaps”. Such innovative concept can be used in following research of civil aircraft high-lifting devices.

Key words：seamless flap; flow control technology; genetic algorithm; CFD simulation

收稿日期：2016-04-23

中圖法分類號：V211.4

doi:10.3963/j.issn.2095-3844.2016.03.005

陳功(1986- )：男，博士，工程師，主要研究領(lǐng)域為工程結(jié)構(gòu)與力學(xué)

*國家中長期科學(xué)和技術(shù)發(fā)展規(guī)劃綱要(2006-2020年)大飛機專項資助