李云鵬，韓永志

（航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究所，西安710089）

0 引 言

新型飛機(jī)的設(shè)計(jì)是未來航空可持續(xù)發(fā)展的重要領(lǐng)域，為減少航空器對自然環(huán)境和城市環(huán)境的影響，必須使未來的飛機(jī)更加高效，以減少燃料消耗、降低碳排放，從而實(shí)現(xiàn)綠色飛行的目標(biāo)。設(shè)計(jì)能滿足更高需求的下一代機(jī)翼是新型飛機(jī)研制的關(guān)鍵因素，相比目前的湍流設(shè)計(jì)狀態(tài)，層流機(jī)翼能夠有效地降低飛行阻力，從而提高燃油效率，在有限的燃油條件下提供更遠(yuǎn)的航程，同時降低環(huán)境污染。作為重要的功能翼面，增升裝置是飛行安全和載重能力的保障，但同時也是機(jī)體噪聲的一個重要來源。如何將層流機(jī)翼設(shè)計(jì)與增升裝置優(yōu)化有機(jī)結(jié)合是未來機(jī)翼設(shè)計(jì)的一個重要研究方向，兼具科研價值和顯著的經(jīng)濟(jì)預(yù)期。

普朗特的邊界層理論在飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域產(chǎn)生了重要影響，層流技術(shù)被認(rèn)為是實(shí)現(xiàn)翼面減阻的有效手段，通過研究人員數(shù)十年來的不懈努力，推動了層流技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用。從被動的機(jī)翼形狀適應(yīng)發(fā)展到主動的流動控制，實(shí)現(xiàn)了從自然層流到混合層流的技術(shù)延伸，推動了分段式偏轉(zhuǎn)向整體化變形的過渡。從層流技術(shù)應(yīng)用的機(jī)翼部位來看，主要集中在機(jī)翼前緣和后緣結(jié)構(gòu)，也就是增升裝置的所處區(qū)域。增升裝置設(shè)計(jì)趨向于輕質(zhì)高效，由局部剛性運(yùn)動發(fā)展到柔性自適應(yīng)變形，研究領(lǐng)域呈現(xiàn)多學(xué)科特征。

本文梳理綠色航空的發(fā)展需求，總結(jié)增升裝置與層流機(jī)翼的技術(shù)特點(diǎn)，并結(jié)合層流機(jī)翼的發(fā)展需要，介紹增升裝置的研究趨勢，綜述增升裝置改型措施和設(shè)計(jì)關(guān)鍵點(diǎn)，展望未來技術(shù)發(fā)展方向。

1 需 求

1.1 下一代飛行器

伴隨著全球化運(yùn)輸?shù)目焖僭鲩L，能源形勢日益緊張、自然環(huán)境趨于惡化，各國普遍意識到航空飛行器需要加快升級換代。借助于航空科學(xué)技術(shù)的日新月異，節(jié)能、環(huán)保、高效成為未來航空技術(shù)的主要發(fā)展趨勢。降低能源消耗、減少環(huán)境污染，是實(shí)現(xiàn)航空運(yùn)輸可持續(xù)增長的必由之路。因此，必須制定積極的措施，開發(fā)先進(jìn)的技術(shù)，打造符合未來清潔環(huán)境需要的飛行器。

1.2 綠色航空

近年來，有關(guān)綠色飛行的科學(xué)技術(shù)在航空運(yùn)輸業(yè)領(lǐng)域取得了顯著進(jìn)展，在為客戶提供最佳的航空旅行的同時，盡可能降低了對環(huán)境的影響。隨著環(huán)保指標(biāo)的不斷提升，迫切需要航空界應(yīng)對可持續(xù)航空發(fā)展的挑戰(zhàn)，比較突出的約束是：降低污染排放和削弱區(qū)域性噪聲。世界各國越來越多地關(guān)注綠色航空，突出表現(xiàn)在對排放和噪聲的控制指標(biāo)趨嚴(yán)。

首先，空氣質(zhì)量需要得到改善，減少排放是重中之重。未來的航空器設(shè)計(jì)需要與創(chuàng)新的空氣動力學(xué)設(shè)計(jì)相結(jié)合，采用新型的氣動外形，實(shí)現(xiàn)降低飛行阻力，提高燃油效率，從而起到減少污染排放的效果。

其次，減少噪聲滋擾成為機(jī)場擴(kuò)建計(jì)劃的關(guān)鍵部分。為使機(jī)場噪聲減少到當(dāng)?shù)厣鐓^(qū)可以接受的水平，必須采用創(chuàng)新的設(shè)計(jì)削弱機(jī)體噪聲，特別是在臨近機(jī)場的起降階段因機(jī)體結(jié)構(gòu)等產(chǎn)生的噪聲。

1.3 歐美各國的要求

歐洲和美國對于綠色航空指標(biāo)的要求各有特點(diǎn)，相對于其他國家而言屬于較為嚴(yán)格的控制水平。

1.3.1 歐 洲

歐洲航空運(yùn)輸系統(tǒng)關(guān)注其競爭力和可持續(xù)性方面的新挑戰(zhàn)，對綠色航空的指標(biāo)限制日趨嚴(yán)格：

（1）相對于2000年的指標(biāo)，到2050年，通過采用先進(jìn)的技術(shù)使每千米人均二氧化碳排放量減少75%，并使氮氧化物排放量減少90%。飛行飛機(jī)的感知噪聲排放量減少65%。

（2）與增升裝置使用密切相關(guān)的飛機(jī)滑行時段無排放。

1.3.2 美 國

在歐洲航空計(jì)劃的壓力之下，2016年4月，美國國家航空航天局（NASA）通過“新視野航空計(jì)劃”。著眼于未來蓬勃發(fā)展的航空市場，NASA聯(lián)合美國多家合作公司，共同開發(fā)新技術(shù)并大力推進(jìn)其試驗(yàn)、應(yīng)用，這些新技術(shù)有望引領(lǐng)新的飛行時代，實(shí)現(xiàn)更高效的航空旅行方式，并獲得顯著的經(jīng)濟(jì)效益。“新視野航空計(jì)劃”通過未來20年的技術(shù)進(jìn)步，為航空旅行探索最好的綠色飛行技術(shù)，實(shí)現(xiàn)節(jié)能、減排、降耗的目的，并在未來的航空業(yè)競爭中處于主導(dǎo)地位。到2035年后，通過三個階段的技術(shù)推動，相比2005年，將亞聲速飛機(jī)的燃油消耗量減少60%、污染排放（包含起降階段）減少80%，噪聲降低52 d B。

1.4 現(xiàn)實(shí)意義

從歐美航空技術(shù)的規(guī)劃來看，未來飛行器的研究主要集中在兩個方面：減阻和降噪。

1.4.1 減 阻

減小飛行阻力是降低燃料消耗的有效措施。在飛行過程中，摩擦阻力占總阻力超過50%，就機(jī)翼而言，減小氣動摩擦阻力是較為有效的減阻手段。減阻的方法包括：層流設(shè)計(jì)、翼展增大、黏性減阻、湍流邊界層阻力研究等。氣動減阻的最大潛力是通過邊界層吸力進(jìn)行層流控制，與現(xiàn)今的湍流飛機(jī)相比，總巡航阻力可以減半。新的增升裝置結(jié)構(gòu)技術(shù)，能夠有效擴(kuò)大機(jī)翼層流區(qū)域，從而達(dá)到減阻效果。

1.4.2 降 噪

飛機(jī)降噪是跨學(xué)科的，涉及多個部位，如增升裝置、起落架和發(fā)動機(jī)等系統(tǒng)。飛機(jī)起降階段的噪聲對機(jī)場附近居民影響極大，噪聲源有：襟翼（后緣和側(cè)緣、縫道）、前緣縫翼、起落架和輪艙、機(jī)翼和尾翼（后緣、翼尖）、機(jī)身（湍流邊界層）等。從分析來看，增升裝置使機(jī)翼區(qū)分為前緣、主翼與后緣三個區(qū)域，造成了流場的多個分離和轉(zhuǎn)捩區(qū)域，是機(jī)體噪聲的重要來源之一，主要包括縫翼縫道、縫翼滑軌、襟翼側(cè)邊和襟翼滑軌。根據(jù)綠色飛行的需要，應(yīng)采取綜合的跨學(xué)科方法來降低噪聲，提高乘客舒適度和機(jī)場附近社區(qū)的宜居程度。

2 技術(shù)特征

2.1 增升裝置

增升裝置是飛機(jī)起降過程中最重要的部件之一，與飛機(jī)的可靠性、經(jīng)濟(jì)性和環(huán)境保護(hù)有著直接的關(guān)系。增升裝置是通過運(yùn)動改變機(jī)翼邊緣形狀，使得邊界層氣流再分布，從而改善翼面的壓力分布；同時借助縫道的作用，將高速氣流導(dǎo)入翼面，吹除舊的附面層，通過對翼面氣流分離的延遲起到增升效果。

2.2 層流機(jī)翼

根據(jù)普朗特的邊界層理論，氣流在機(jī)體氣動外形面以兩種狀態(tài)存在：層流和湍流。在靠近機(jī)體表面的層流區(qū)域，黏性力（表面摩擦）占主導(dǎo)地位，而在離表面足夠遠(yuǎn)的地方，流動實(shí)際上是無黏的，速度能夠在更大的區(qū)域內(nèi)趨于穩(wěn)定，如圖1所示。在相同雷諾數(shù)條件下，由于狀態(tài)紊亂，湍流與機(jī)體產(chǎn)生較大的摩擦，相比之下，層流狀態(tài)由于流動的順暢，摩擦要小很多。

圖1 層流與湍流的流速效果對比［17］Fig.1 Laminar and turbulent boundary layer velocity profiles［17］

然而，層流區(qū)域是有限的，在初始一段距離流動后會轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鳎诔Ｒ?guī)飛行條件下，機(jī)翼表面的氣流以湍流為主。通過大量的理論研究、試驗(yàn)和工程實(shí)踐，研究人員發(fā)現(xiàn)通過外形修型或者附加吸氣、排氣裝置能夠?qū)恿鲄^(qū)域的擴(kuò)大起到一定的輔助作用。目前，根據(jù)所采用技術(shù)手段的不同，形成了自然層流NLF（Natural Laminar Flow）、層流控制LFC（Laminar Flow Control）、混合層流控制HLFC（Hybrid Laminar Flow Control）三種層流機(jī)翼類型。

傳統(tǒng)翼型與各種層流化翼型的流場情況對比如圖2所示。

圖2 傳統(tǒng)翼型與各種層流化翼型的流場對比［21］Fig.2 Comparison of flow field between traditional airfoil and various laminar airfoils［21］

2.2.1 自然層流NLF

為了擴(kuò)大翼面層流區(qū)，研究人員首先想到的是對翼型的特殊設(shè)計(jì)，將翼型剖面最大高度點(diǎn)向后緣移動，并使前緣區(qū)域呈現(xiàn)順壓梯度狀態(tài)，改變流場狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)自然層流。在傳統(tǒng)機(jī)翼表面，湍流之所以占主導(dǎo)地位，是因?yàn)榱鲌鰤毫μ荻炔痪鶆?，較早的產(chǎn)生了流動轉(zhuǎn)捩。通過對翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)（如超臨界翼型），并借助于表面制造技術(shù)使機(jī)翼型面光順，可以推遲氣流轉(zhuǎn)捩。大型飛機(jī)的機(jī)翼一般都有較大后掠角，對于后掠角超過30°的情況，轉(zhuǎn)捩位置是隨后掠角的增大而向機(jī)翼前緣移動的，這對自然層流的實(shí)施效果有較大的限制。另外，高雷諾數(shù)的飛行狀態(tài)也使穩(wěn)定的層流流動難以實(shí)現(xiàn)，因此在大型飛機(jī)上推廣使用自然層流翼尚有距離。

2.2.2 層流控制LFC

層流控制技術(shù)是在翼面上大范圍地采用輔助吸氣設(shè)備，對機(jī)翼表面進(jìn)行流動控制以實(shí)現(xiàn)較大區(qū)域范圍的層流效果，較自然層流技術(shù)有更大范圍的層流區(qū)。但是，輔助設(shè)備的設(shè)計(jì)、安裝和工作都帶來了實(shí)施成本的增加，其實(shí)施起來復(fù)雜性高、功耗大，且在機(jī)翼內(nèi)部有限的空間內(nèi)不易實(shí)現(xiàn)。

2.2.3 混合層流HLFC

混合層流將前緣的吸力與翼型的重塑結(jié)合起來，以擴(kuò)展層流化。在混合層流控制系統(tǒng)中，機(jī)翼前緣的少量空氣被吸入內(nèi)部，降低了橫流速度，對橫流渦流起到了抑制作用，使層流向湍流過渡的位置被推遲到更高的弦比位置，從而產(chǎn)生更大的層流面積。它是自然層流和層流控制技術(shù)的結(jié)合，既充分利用了外形，又大幅減少了輔助設(shè)備的使用。對于大展長后掠翼的高速飛機(jī)，采用混合層流控制是抑制不穩(wěn)定氣流和延遲過渡的一種很有前景的方法。

2.3 技術(shù)結(jié)合

從增升裝置的功能機(jī)理可見：穩(wěn)定與較大區(qū)域的附面層是保持增升裝置功能的基礎(chǔ)，這也是層流機(jī)翼所要追求的目標(biāo)。與層流機(jī)翼相匹配的增升裝置有助于提升層流效果，從而充分發(fā)揮空氣動力的潛力，對節(jié)能、降噪等環(huán)保指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)起到有力的推動作用。

歐、美已在此領(lǐng)域有專項(xiàng)研究，并逐步實(shí)施了設(shè)計(jì)、仿真與驗(yàn)證。借助先進(jìn)的優(yōu)化手段和軟件，采用多目標(biāo)、多學(xué)科綜合優(yōu)化的方式開展設(shè)計(jì)，采用層流機(jī)翼及配套的增升裝置能夠?qū)w機(jī)的飛行阻力有效降低；通過設(shè)計(jì)適用于層流機(jī)翼的全新增升裝置及對現(xiàn)有系統(tǒng)的升級，使新飛機(jī)的性能大幅優(yōu)于傳統(tǒng)飛機(jī)，有助于減弱飛行噪聲對環(huán)境的影響。

3 實(shí)施途徑與研究進(jìn)展

若想在現(xiàn)有的大型飛機(jī)上實(shí)現(xiàn)二者的有效結(jié)合，則相應(yīng)的增升裝置需要作進(jìn)一步的技術(shù)升級，以適應(yīng)層流機(jī)翼的構(gòu)型要求。首先，在設(shè)計(jì)環(huán)境下對層流機(jī)翼增升裝置開展外形的優(yōu)化，增升裝置的外形應(yīng)符合層流機(jī)翼的要求；其次，應(yīng)對增升裝置的增升效果與安全性進(jìn)行評估，如最大升力系數(shù)、失速攻角是否符合設(shè)計(jì)要求；最后，開展增升裝置的運(yùn)動功能和可靠性評估，為裝機(jī)應(yīng)用做必要的工程驗(yàn)證。

由于層流機(jī)翼對翼面的光順程度有較高要求，對于突出翼型的階差、縫隙要盡量減少。對于前緣增升裝置，前緣縫翼與機(jī)翼對接位置存在階差和縫隙，因制造帶來的形狀不規(guī)則會對層流效果產(chǎn)生負(fù)面影響，故一般不選用前緣縫翼，而是采用諸如克魯格襟翼或者柔性前緣；對于后緣增升裝置，為保持足夠的最大升力系數(shù)，是一般飛機(jī)必備的增升裝置，自適應(yīng)襟翼和主動流動控制是目前研究應(yīng)用的重要方向。如上所述，要將增升裝置與層流機(jī)翼綜合設(shè)計(jì)，則圍繞其實(shí)現(xiàn)目標(biāo)重點(diǎn)可在以下類型的增升裝置上開展技術(shù)研究。

3.1 前緣增升裝置

在前緣要解決的問題是如何延緩氣流的轉(zhuǎn)捩，為達(dá)到這一目的，可以從兩方面考慮，一是增加前緣彎度和面積，相當(dāng)于延長了氣流的掃掠路程；二是維持機(jī)翼表面清潔，避免表面污染對氣流轉(zhuǎn)捩的促進(jìn)效果。

前緣增升裝置能夠與層流機(jī)翼結(jié)合的是克魯格襟翼和柔性前緣。

3.1.1 克魯格襟翼

層流技術(shù)具有較大的潛力可供開發(fā)，但是它對翼面的清潔度要求較高，特別是機(jī)翼前緣的污染程度對其發(fā)揮層流優(yōu)勢有較強(qiáng)的負(fù)面作用。

克魯格襟翼是較為成熟的一種前緣增升裝置，在巡航階段，克魯格襟翼收起，構(gòu)成機(jī)翼下翼面前緣的一部分，保持翼型光順與完整，起到對層流區(qū)域的保護(hù)作用；在起降階段，操縱系統(tǒng)驅(qū)動克魯格襟翼展開，能夠改善飛機(jī)在大迎角狀態(tài)下的失速特性，此時會對下翼面的層流造成破壞，但是可以起到對機(jī)翼前緣的遮蓋作用，降低昆蟲的污染，對巡航階段的層流形成具有保護(hù)效果。

P.Iannelli等在“DeSiReH”項(xiàng)目中研究了大展弦比低后掠機(jī)翼在自然層流跨聲速條件下的氣動特性，針對前緣機(jī)構(gòu)的氣動特性和運(yùn)動功能，開展了前緣縫翼、克魯格襟翼和下垂前緣等機(jī)構(gòu)的氣動分析。經(jīng)過分析計(jì)算，克魯格襟翼因其較好的升力特性、光順的外形和“昆蟲屏蔽”效果成為優(yōu)選對象，如圖3所示。

圖3 克魯格襟翼的運(yùn)動［25］Fig.3 Movement of the Krueger flap［25］

ASCO公司團(tuán)隊(duì)通過“DEAMAK”項(xiàng)目開展了運(yùn)動機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的實(shí)物制造，通過復(fù)合材料RTM（Resin Transfer Moulding）成型襟翼盒段，相比傳統(tǒng)的制造方法實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)減重。2019年，在空客A 340的“BLADE”項(xiàng)目上進(jìn)行了飛行驗(yàn)證，如圖4所示，以固定形式的克魯格襟翼測試了防污染效果。

圖4 空客A 340 BLADE飛行測試［27］Fig.4 Airbus A 340 BLADE flight tests［27］

德國宇航中心（DLR）繼“DeSiReH”之后在“HORIZON 2020”框架下的“UHURA”項(xiàng)目中，進(jìn)行了包括克魯格襟翼在內(nèi)的增升裝置非定常流體效應(yīng)分析（如圖5所示），并通過風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)對CFD計(jì)算進(jìn)行驗(yàn)證，預(yù)計(jì)在2021年末完成。

圖5 增升裝置的非定常CFD結(jié)果［26］Fig.5 Unsteady CFD results for high-lift device［26］

張明輝等對翼身融合布局構(gòu)型開展了克魯格襟翼設(shè)計(jì)并進(jìn)行了風(fēng)洞測試，結(jié)果表明增升效果對設(shè)計(jì)參數(shù)較為敏感，襟翼頭部前緣半徑和弦長的增大有利于流暢的穩(wěn)定并避免了分離現(xiàn)象。

R.Kulhanek等對克魯格襟翼與機(jī)翼之間的縫道進(jìn)行了進(jìn)一步的分析和測試，結(jié)果表明，縫道的形狀和制造效果對流場的狀態(tài)有較大影響，襟翼尾緣的豎直狀態(tài)對最大升力系數(shù)有顯著的影響。

A.Shmilovich等對克魯格襟翼起降階段的升阻比進(jìn)行了分析，在此基礎(chǔ)上對襟翼頭部的形狀與噪聲的關(guān)聯(lián)性進(jìn)行了對比研究，從降噪角度優(yōu)化了頭部形狀。

3.1.2 柔性前緣

為保持機(jī)翼前緣的增升效果，需要前緣適度的向下變形，依靠柔性結(jié)構(gòu)（鉸鏈機(jī)構(gòu)和柔性蒙皮）傳遞載荷、位移和能量，可以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的無縫變形。將具有驅(qū)動、感知和控制功能的元器件與柔性結(jié)構(gòu)相結(jié)合，可以構(gòu)成基本的智能變形結(jié)構(gòu)。智能變形結(jié)構(gòu)具有廣泛的實(shí)用價值，被視為具有突破性的新技術(shù)，在變體飛機(jī)和自適應(yīng)機(jī)翼的研究中發(fā)揮了重要作用。應(yīng)用于機(jī)翼前緣的智能變形結(jié)構(gòu)保持了翼面的完整性，不會在機(jī)翼外形面產(chǎn)生對縫或者臺階，使得前緣氣流的流動區(qū)域平緩，促使氣流轉(zhuǎn)捩推遲，改善了翼面的流場，擴(kuò)大了層流區(qū)域。另外一方面，柔性的無縫結(jié)構(gòu)能夠避免氣流經(jīng)過縫道所產(chǎn)生的噪聲，從而起到削弱噪聲的作用。

德國宇航中心從2007—2019年分五個階段研究了柔性前緣技術(shù)，如圖6所示，通過內(nèi)部的連桿運(yùn)動機(jī)構(gòu)對前緣柔性蒙皮進(jìn)行驅(qū)動，實(shí)現(xiàn)了前緣無縫結(jié)構(gòu)的彈性變形。

圖6 DLR的柔性前緣研究過程［31］Fig.6 The procession of DLR’s morphing structures［31］

整個研究過程經(jīng)過了SmartLED的虛擬仿真、地面展示；SADE的2D風(fēng)洞測試、變形控制；SW‐FA的機(jī)構(gòu)優(yōu)化、疲勞測試；SARISTU的蒙皮多功能集成；SFB880的全尺寸件制造、運(yùn)動測試。其蒙皮結(jié)構(gòu)以復(fù)合材料為基礎(chǔ)，集成了抗鳥撞、防除冰、防雷擊等功能，驅(qū)動機(jī)構(gòu)經(jīng)過不斷地拓?fù)鋬?yōu)化和材料改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)了輕質(zhì)高可靠性。但是，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果也顯示表面的制造容差對上翼面的氣流狀態(tài)有較高的敏感性。

C.Vittorio等研究了內(nèi)部機(jī)構(gòu)的優(yōu)化過程，提高了變形的精準(zhǔn)控制，降低了內(nèi)部的應(yīng)力集中，并以鎳鈷合金為材料進(jìn)行了實(shí)物驗(yàn)證，探索了其應(yīng)用到航空器的可行性。

NASA的AHLLE項(xiàng)目（Advanced High-Lift Leading-Edge）是為層流機(jī)翼尋求適用的增升裝置。AHLLE項(xiàng)目檢驗(yàn)了多種基于層流翼的前緣概念方案，進(jìn)行了包括增升效果、層流兼容、復(fù)雜程度、噪聲、重量等多方面的評估比較，最終選擇兩種方案用于風(fēng)洞測試，如圖7所示。

圖7 AHLLE項(xiàng)目構(gòu)型［34］Fig.7 AHLLE configuration［34］

最終LAVLET（Laminar Airfoil Virtual Lead‐ing Edge Technology）與MOLEC（Multi-Objective Leading-Edge Concept）方案入選，LAVLET為前緣固定但帶有兩個吹氣孔，MOLEC為柔性前緣帶有一個吹氣孔，兩種構(gòu)型均輔助以后緣吹氣。試驗(yàn)結(jié)果表明，兩種構(gòu)型最大升力系數(shù)均超過了預(yù)期指標(biāo)，MOLEC略優(yōu)于前者，同時這兩種方案均顯著優(yōu)于傳統(tǒng)的克魯格襟翼方案。

葛文杰等開展了柔性前緣內(nèi)部機(jī)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化，采用基結(jié)構(gòu)法分析前緣外形，采用多目標(biāo)法分析柔性機(jī)構(gòu)，建立了柔性前緣的拓?fù)鋬?yōu)化模型，驗(yàn)證了影響因子對結(jié)果的差異化影響，并通過實(shí)體驗(yàn)證了分析方案的可行性。

紀(jì)斌等開展了柔性伸縮蒙皮支撐結(jié)構(gòu)的多目標(biāo)拓?fù)鋬?yōu)化，使用正六邊形對設(shè)計(jì)域進(jìn)行離散，采用基于非支配排序遺傳算法NSGA-Ⅱ（Nondominated Sorting Genetic AlgorithmⅡ），得到多個可用于柔性伸縮蒙皮的支撐結(jié)構(gòu)。

呂帥帥等針對柔性前緣的蒙皮在工程簡化基礎(chǔ)上開展了全參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過對NSGA-Ⅱ遺傳算法的改進(jìn)來適應(yīng)三維蒙皮的多目標(biāo)優(yōu)化求解，在柔性前緣變形精度控制和優(yōu)化分析方面體現(xiàn)了效率優(yōu)勢。

3.2 后緣增升裝置

相比前緣，后緣要解決的問題相對復(fù)雜一些，主要體現(xiàn)在弦長更長、翼型更薄和變形幅度更大。后緣的解決措施更多的集中在運(yùn)動機(jī)構(gòu)優(yōu)化與輔助設(shè)備配置方面，在保持襟翼增升功能的同時，盡量實(shí)現(xiàn)減弱縫隙、階差的效果，直至無縫變形。為達(dá)到這一目的，可以從自適應(yīng)襟翼結(jié)構(gòu)和輔助流場控制裝置來實(shí)現(xiàn)增升與層流效果的綜合。

3.2.1 自適應(yīng)襟翼

未來的飛行器機(jī)翼將以柔性、無縫的自適應(yīng)結(jié)構(gòu)為主，通過自適應(yīng)結(jié)構(gòu)能夠根據(jù)飛行需要改變翼型基本形狀，從而維持較好的氣動性能。傳統(tǒng)意義的增升裝置是剛性結(jié)構(gòu)，自適應(yīng)柔性結(jié)構(gòu)的應(yīng)用使得增升裝置結(jié)構(gòu)簡化，不再以多段式的縫道結(jié)構(gòu)形式來改變流場，而是采用連續(xù)的翼面彎度設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)層流擴(kuò)大化。

在智能材料成熟度較低和工程化前景不明朗的情況下，自適應(yīng)結(jié)構(gòu)的主要發(fā)展趨勢是以機(jī)械式結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，升級成熟材料輔助以優(yōu)化驅(qū)動機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)。例如歐洲的自適應(yīng)襟翼ATED（Adaptive Trailing Edge Device）、美國的連續(xù)變彎度襟翼VCCTEF（Variable Camber ContinuousTrailing Edge Flap），二者具有一定的共通性，即基于已有材料的合成或組合構(gòu)成柔性蒙皮，襟翼內(nèi)部分成三個串聯(lián)鉸接段，通過旋轉(zhuǎn)作動器或者記憶合金扭力桿形成驅(qū)動路線，如圖8~圖9所示。

圖8 ATED項(xiàng)目［41］Fig.8 Project of ATED［41］

圖9 VCCTEF項(xiàng)目［42］Fig.9 Project of VCCTEF［42］

楊智春等對該類型的鉸接自適應(yīng)結(jié)構(gòu)開展了運(yùn)動學(xué)規(guī)律、氣動特性分析，結(jié)果表明，鉸鏈間的縫隙是偏轉(zhuǎn)幅度的約束，鉸鏈點(diǎn)的運(yùn)動范圍與驅(qū)動角度呈正相關(guān)，最大升阻比隨后緣偏角的增大先升后降。

王瑞等針對大型飛機(jī)柔性變彎度后緣襟翼開展了氣動和機(jī)構(gòu)的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化分析了反平行四邊形的機(jī)構(gòu)形式，提高了柔性變形效果，并對起降和巡航構(gòu)型進(jìn)行了氣動分析，結(jié)果顯示，變彎度襟翼能夠有效提高升力和升阻比。

國內(nèi)研究機(jī)構(gòu)對后緣襟翼變彎度帶來的氣動收益進(jìn)行了評估。王斌等在三維模型上開展了變彎度減阻技術(shù)分析，結(jié)果顯示變彎度技術(shù)在升力系數(shù)較大時能夠有效的起到減阻作用；何萌等對襟翼變彎度減阻收益進(jìn)行了評估，結(jié)果顯示，大巡航升力系數(shù)下通過增大誘導(dǎo)阻力能夠較大程度削弱激波阻力，顯著提高升阻比。

自適應(yīng)結(jié)構(gòu)逐漸提高成熟度，包括NASA的ACTE（Adaptive Compliant Trailing Edge）和空客的ADHF（Adaptive Dropped Hinge Flap）在工程化實(shí)用階段取得了一定進(jìn)步。

FlexSys公司同NASA合作的自適應(yīng)后緣項(xiàng)目ACTE實(shí)現(xiàn)了飛行測試，如圖10所示。通過后緣與機(jī)翼的無縫對接，使翼面形成一個柔性整體，在機(jī)動飛行時根據(jù)載荷狀態(tài)實(shí)時調(diào)整形狀，通過自適應(yīng)變形使機(jī)翼結(jié)構(gòu)整體化，表面層流穩(wěn)定化，從而達(dá)到減輕飛行阻力、提高燃油經(jīng)濟(jì)性，減弱機(jī)體噪聲的目的。

圖10 ACTE項(xiàng)目［48］Fig.10 Project of ACT E［48］

ADHF結(jié)構(gòu)作為一種多功能的后緣增升裝置，已在空客A 350XWB和波音B787飛機(jī)上應(yīng)用。它通過內(nèi)部的連桿機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，使得擾流板、折流板和襟翼協(xié)同作用，如圖11所示。在巡航狀態(tài)下，需要襟翼小角度偏轉(zhuǎn)起到操縱面的輔助作用，此時上、下翼面的縫道由擾流板和折流板封堵，從而使得流場連續(xù)，延遲了流場轉(zhuǎn)捩，具有相應(yīng)的層流控制效果。在起飛和著陸階段，仍然保持了縫道結(jié)構(gòu)形式，具有必要的增升作用。

圖11 ADHF項(xiàng)目［49］Fig.11 Project of ADHF［49］

3.2.2 主動流動控制

主動流動控制通過引入外部能量，對翼面指定區(qū)域的流動狀態(tài)形成干擾，起到控制的作用。主動流動控制具有控制氣流分離時機(jī)的效果，能夠根據(jù)需要顯著提高流場質(zhì)量，具有滿足下一代航空器挑戰(zhàn)的潛力。主動流動控制的主要技術(shù)有零質(zhì)量射流、等離子體射流、渦流發(fā)生器、邊界層吹吸氣等。

通過噴氣裝置來對翼面的流場實(shí)行控制，達(dá)到改變增升裝置流場狀態(tài)的目的，是未來的一種層流控制趨勢。德國宇航中心通過在機(jī)翼前緣和后緣安裝輔助裝置開展了流場控制研究，如圖12所示。

圖12 主動流控制［50］Fig.12 Active flow-separation control［50］

P.Scholz等在機(jī)翼前緣下側(cè)安裝渦流發(fā)生器，實(shí)現(xiàn)了推遲氣流分離，延緩了失速，并對提高升力有益；F.Haucke等在后緣安裝多縫脈沖噴氣系統(tǒng)以延緩?fù)牧鞣蛛x，實(shí)測顯示，升力系數(shù)得到了顯著提高；郝璇等進(jìn)行了定常吹氣方式對增升效果的評估，結(jié)果表明，隨吹氣量的增加，升力系數(shù)的增加效率逐漸降低；M.Desalvo等對比了襟翼前緣上游和下游的振蕩射流激勵效果，結(jié)果顯示，該方法能有效改善襟翼的富勒效果，簡單的單塊襟翼在振蕩射流和橫流間隙的匹配下，能夠與富勒襟翼的增升效果相當(dāng)。

4 關(guān)鍵技術(shù)

創(chuàng)造未來的機(jī)翼不是一件容易的事情，而作為增升裝置在此方面尤為突出。對于工程設(shè)計(jì)人員而言，未來飛機(jī)設(shè)計(jì)面臨的挑戰(zhàn)是需要不斷探索最佳的材料、制造和組裝技術(shù)，以及空氣動力學(xué)和翼面結(jié)構(gòu)方面的新技術(shù)，來創(chuàng)新增升裝置的設(shè)計(jì)，以適應(yīng)未來航空市場發(fā)展的需要。

若要適應(yīng)新的環(huán)保降噪和減排要求，現(xiàn)有的增升裝置需要在設(shè)計(jì)和制造方面作出改進(jìn)升級。技術(shù)研發(fā)需要兼顧超前性與工程可實(shí)施性，將新技術(shù)成熟度提升是其滿足未來綠色航空實(shí)際要求的關(guān)鍵。以下方面是未來需要重點(diǎn)解決的問題。

4.1 高準(zhǔn)確度流場仿真技術(shù)

增強(qiáng)CFD預(yù)測能力，有助于增升裝置氣動設(shè)計(jì)和優(yōu)化的實(shí)踐。民用運(yùn)輸飛機(jī)起降過程中的最大升力系數(shù)和失速迎角是增升裝置設(shè)計(jì)的兩個關(guān)鍵參數(shù)，受湍流模型、模擬方法等因素的限制，CFD模擬難以準(zhǔn)確地得到這些參數(shù)。歐洲的EU‐ROLIFT項(xiàng)目和美國的HiLiftPW項(xiàng)目針對增升裝置的流場開展了一系列地分析、評估和試驗(yàn)，以期能夠提高利用CFD工具對升力系數(shù)、轉(zhuǎn)捩影響、失速現(xiàn)象的準(zhǔn)確評估能力。雖然隨著計(jì)算機(jī)的飛速發(fā)展，CFD在飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)中的應(yīng)用越來越廣泛，但是增升裝置流場的邊界層過渡、層合分離、湍流附線和邊界沖擊等流動現(xiàn)象非常復(fù)雜，研究適合大展弦比后掠翼增升構(gòu)型的數(shù)值方法、湍流模型和網(wǎng)格生成標(biāo)準(zhǔn)，并明確理解增升流動的物理特性仍然是一個巨大的挑戰(zhàn)。提高流場的仿真準(zhǔn)確度，有助于對增升裝置結(jié)構(gòu)做出簡潔有效的改型設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)減輕結(jié)構(gòu)重量、提升變形效率的目標(biāo)。流場仿真的準(zhǔn)確同時要兼顧增升裝置的結(jié)構(gòu)特征，綜合開展氣動和機(jī)構(gòu)的仿真優(yōu)化。

4.2 輕質(zhì)多功能結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

伴隨著各種新材料、新技術(shù)的應(yīng)用，增升裝置翼面結(jié)構(gòu)趨向于輕質(zhì)化、整體化發(fā)展，即實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)多功能的一體化。增升裝置作為相對獨(dú)立的翼面，便于實(shí)施結(jié)構(gòu)和功能的整體性設(shè)計(jì)，特別是整體化成型的復(fù)合材料和增材制造技術(shù)成為主要應(yīng)用研究趨勢，同時兼顧了抗鳥撞、防除冰和雷電保護(hù)的需要。在一體化成型顯著降低零件數(shù)量和裝配工作量的同時，整體化的翼面結(jié)構(gòu)便于從制造階段控制翼面光潔程度，減少對縫和階差，這些都是有利于層流形成的外形特征，而且對縫的減少對于機(jī)體的降噪也是有益的。

4.3 高可靠運(yùn)動機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

增升裝置的功能實(shí)現(xiàn)是基于可靠的運(yùn)動機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。為實(shí)現(xiàn)層流區(qū)域的擴(kuò)大，需要對機(jī)翼前緣和后緣的運(yùn)動機(jī)構(gòu)做出適應(yīng)性改進(jìn)，以使相應(yīng)的增升裝置翼面與機(jī)翼形成較好的相對位置關(guān)系。對于運(yùn)動機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，應(yīng)深入研究自適應(yīng)結(jié)構(gòu)形式，拓展仿生運(yùn)動機(jī)構(gòu)的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)變形與承載的協(xié)調(diào)。有別于常規(guī)增升裝置的縫道機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，為實(shí)現(xiàn)外形的光順與整體化，需要采用新型的運(yùn)動機(jī)構(gòu)和驅(qū)動方式，既要與層流的翼面外形相適應(yīng)，還要降低機(jī)構(gòu)復(fù)雜程度，提升整體的承載能力和運(yùn)動可靠度。降低增升裝置運(yùn)動機(jī)構(gòu)故障率是實(shí)現(xiàn)其正常功能的前提，否則氣動設(shè)計(jì)的優(yōu)勢將在可靠性問題上大打折扣。

4.4 高效率層流轉(zhuǎn)化技術(shù)

將自然層流技術(shù)與主動流控制相結(jié)合的混合層流技術(shù)，是層流技術(shù)發(fā)展的一個主要應(yīng)用趨勢。談到層流控制就要涉及層流轉(zhuǎn)換裝置的效率，通過轉(zhuǎn)換設(shè)備產(chǎn)生的層流區(qū)域大小與設(shè)備重量的比值可以看作層流控制設(shè)備的效率衡量指標(biāo)。要提升層流區(qū)域的效果，既要從轉(zhuǎn)換原理上改進(jìn)，又要優(yōu)化設(shè)備，降低動力需求，減輕結(jié)構(gòu)重量，縮小空間占用，從而以較低的附加成本實(shí)現(xiàn)層流效果。

5 結(jié)束語

（1）隨著減阻、降噪的要求逐步工程化，基于層流機(jī)翼的增升裝置設(shè)計(jì)與發(fā)展將顯著改變未來飛行器的機(jī)翼設(shè)計(jì)，使得飛行過程更節(jié)能、更安靜。

（2）通過柔性結(jié)構(gòu)與主動流控制相結(jié)合的方式有望提高增升與層流的協(xié)調(diào)，實(shí)現(xiàn)對減阻、降噪指標(biāo)的技術(shù)層面保障。

（3）在層流機(jī)翼的增升裝置研究中，存在關(guān)鍵技術(shù)有待突破的問題，需要從提高流場仿真準(zhǔn)確度、推進(jìn)結(jié)構(gòu)功能一體化設(shè)計(jì)、提升運(yùn)動機(jī)構(gòu)的可靠性、增強(qiáng)層流化設(shè)備的轉(zhuǎn)換效率等方面入手來解決。