梁海朝 曾進遠 陳錢 白鵬

摘要：以連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度跨聲速翼型為研究對象，對其開展了巡航狀態(tài)繞流數(shù)值模擬，研究了其氣動特性并與基本翼型和簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣變彎度翼型的氣動特性進行了比較?；疽硇筒捎肦AE 2822超臨界翼型；繞流數(shù)值模擬采用雷諾平均Navier-Stokes方法，通過與基本翼型試驗數(shù)據(jù)比較，確認了數(shù)值模擬方法的準確性。研究發(fā)現(xiàn)，跨聲速巡航狀態(tài)下，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型能通過小偏轉(zhuǎn)角變彎度來減小翼型的壓阻及總阻力，從而可在巡航過程中升力系數(shù)變化條件下實時改善翼型氣動特性；這種氣動效益在簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型上也能達到同等程度甚至略有增大，表明從氣動特性的角度而言跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形對變彎度方式的敏感性小于已有研究中關(guān)注的低速飛行大偏轉(zhuǎn)角變彎度情形，因而跨聲速巡航態(tài)需要更精細的變彎度方式設(shè)計。

關(guān)鍵詞：變彎度翼型；連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣；超臨界翼型；跨聲速巡航；氣動特性

中圖分類號：V211.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.05.002

隨著時代的發(fā)展，人們對飛機的性能要求不斷提高，傳統(tǒng)固定外形飛機難以滿足各種復(fù)雜飛行環(huán)境對氣動性能的要求，而可變形飛行器技術(shù)作為一項針對性的解決方案，可改變其氣動外形，使飛行器在各種環(huán)境狀況和任務(wù)需求下都能保持最優(yōu)的氣動和飛行性能[1-5]。由于機翼是飛行器提供升力的主要部件，因而目前可變形飛行器技術(shù)的最主要研究對象即為變形機翼。變形機翼上可采用的翼型變彎度技術(shù)在改善飛行器氣動性能、提升飛行器使用效能等方面具有顯著優(yōu)勢，因此得到了國內(nèi)外的廣泛重視，并逐漸成為研究熱點。

波音（Boeing）公司在較早開始的任務(wù)自適應(yīng)機翼（mission adaptive wing， MAW）[6]項目研究中，機翼可通過前后緣的偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)在不同飛行條件下機翼剖面彎度的改變，進而提升飛機在該狀態(tài)下的氣動性能。飛行演示結(jié)果表明在設(shè)計巡航狀態(tài)和非設(shè)計狀態(tài)均能達到很好的減阻效果[7]。Rockwell在20世紀80年代中期開始的主動柔性機翼（active flexible wing， AFW）[8]項目，利用而非避免機翼柔性來為飛機減輕重量（質(zhì)量）并提升氣動性能，可在主動控制下使機翼前緣和后緣的多個操縱面偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)彈性變形。諾斯羅普-格魯門公司在1995年開始的智能機翼（smart wing）[9-10]項目，基于智能材料的開發(fā)來改善飛機的氣動和氣動彈性性能，開發(fā)了具有綜合驅(qū)動機制的自適應(yīng)機翼結(jié)構(gòu)，并進行了兩次風(fēng)洞試驗，對前后緣的操縱面進行驅(qū)動控制。柔性系統(tǒng)公司（FlexSys）在2009年開始的自適應(yīng)柔性后緣（adaptive compliant trailing edge，ACTE）[11]項目，使用順從結(jié)構(gòu)來使機翼后緣變形，沿翼流動方向具有平滑的曲面，從而避免了傳統(tǒng)鉸接操縱面造成的陡峭坡度變化。該技術(shù)在安裝了ACTE變形襟翼的“灣流”Ⅲ試驗機上進行了多次成功飛行試驗并已經(jīng)接近實際工程應(yīng)用[12]。波音公司在2010年開始的變彎度連續(xù)后緣襟翼（variable camber continuous trailing edge flap，VCCTEF）[13-14]項目，通過主動控制技術(shù)控制彈性機翼變形。美國空軍研究實驗室（AFRL）在2015年開始的變彎度順從機翼（variable camber compliant wing，VCCT）[15-16]項目，開發(fā)了重量輕、功耗低且成本低的機翼變形技術(shù)，使用單驅(qū)動控制來實現(xiàn)前緣后緣的偏轉(zhuǎn)，蒙皮無縫連續(xù)，由整塊復(fù)合材料制成?？湛停ˋirbus）公司在2011年開始的智能飛機結(jié)構(gòu)（smart intelligent aircraft structures， SARISTU）項目是涉及變形和感知的智能航空結(jié)構(gòu)的一項大型合作項目，其中實現(xiàn)機翼變彎度的自適應(yīng)后緣裝置（adaptive trailing edge device， ATED）[17-18]項目旨在提升飛機巡航狀態(tài)氣動性能、降低燃油消耗，該項目在全長5.5m的機翼上設(shè)計制造安裝了全尺寸ATED裝置并完成了風(fēng)洞試驗。

上述變彎度機翼綜合項目之外，變彎度機翼氣動研究也被廣泛重視。陳錢等[19]通過數(shù)值計算與風(fēng)洞試驗的方法研究了可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動特性并討論了光滑變形方式中的氣動特性影響因素，研究表明特定條件下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)翼型相對于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型顯著改善氣動特性和流場分離特性。孔博等[20]采用數(shù)值模擬的方法研究低速狀態(tài)下前后緣無縫偏轉(zhuǎn)的變彎度翼型的增升效果。陸維爽[21]基于通用飛機翼型（GAW-1翼型）分析前后緣變彎度對翼型在低速狀態(tài)（爬升狀態(tài)）氣動性能的影響。郭同彪等[22-23]先后研究了后緣連續(xù)變彎度對跨聲速翼型和寬體客機翼身組合體構(gòu)型氣動性能的影響，對翼型的研究表明，應(yīng)用后緣連續(xù)變彎度在大于設(shè)計升力系數(shù)時減阻效果最高達13.2%。梁煜和單肖文[24]基于Kriging代理模型對超臨界翼型在變馬赫數(shù)和升力系數(shù)狀態(tài)下進行變彎度優(yōu)化設(shè)計，結(jié)果表明該優(yōu)化設(shè)計方法可預(yù)測翼型的最佳彎度以最大限度提升該狀態(tài)下的氣動性能。王斌等[25]針對NASA通用研究模型（common research model， CRM）機翼開展了前后緣變彎度對機翼氣動特性影響和變彎度減阻優(yōu)化研究。Lyu和Martins[26]對CRM構(gòu)型后緣變彎度機翼開展了氣動設(shè)計優(yōu)化并量化變彎度收益。Kaul和Nguyen[27]研究了VCCTEF變彎度技術(shù)對通用運輸機模型（generic transport model， GTM）翼型氣動性能的影響，并分析對比不同偏轉(zhuǎn)角度時的氣動性能。Ting等[28]探究不同翼展方向和弦向襟翼段數(shù)量及弦向襟翼形狀構(gòu)成的VCCTEF配置對減阻的影響，并通過氣動優(yōu)化來進一步研究VCCTEF作為自適應(yīng)機翼技術(shù)的潛在收益。Niu等[29]通過CFD和阻力分解法來研究變彎度超臨界翼型/寬體飛機模型氣動特性，并提出了變彎度優(yōu)化策略。何萌等[30]針對寬體客機分別在變升力系數(shù)和變馬赫數(shù)狀態(tài)下進行后緣襟翼偏轉(zhuǎn)變彎度減阻收益研究和對抖振特性影響的研究，并采用遠場阻力分解方法分析變彎度減阻機理。雷銳午等[31]選取CRM機翼/機身/平尾構(gòu)型為研究對象，進行了考慮抖振特性的采用VCCTEF變彎度技術(shù)的氣動優(yōu)化設(shè)計。

從以上研究概況可知，變彎度技術(shù)的研究重點正集中到跨聲速范圍，其中氣動領(lǐng)域的研究較集中于變彎度前后的氣動特性分析與優(yōu)化。從全航程減阻降噪綜合效益的角度而言，這些研究中較多采用的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣方式成為變彎度方式的主流。已有研究曾表明特定條件下這種連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型相對于簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型能顯著改善氣動特性，這種特定條件表現(xiàn)為低速飛行和大偏轉(zhuǎn)角變彎度。為了進一步探索跨聲速巡航條件下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度方式的氣動特性，本文以超臨界翼型RAE 2822為基本翼型，分別采用連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣和簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣的方法獲得變彎度翼型，對其開展跨聲速巡航態(tài)繞流數(shù)值模擬，對比研究兩種變彎度翼型和基本翼型的氣動特性。

1數(shù)值模擬

1.1連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型

本文研究的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型以RAE 2822超臨界翼型為基本翼型。該基本翼型弦長為0.61m，最大相對厚度為12.11%，位于37.9%弦長位置處。連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型采用參考文獻[19]中的第三種光滑變形方式，即以基本翼型的70%弦長處厚度中點為轉(zhuǎn)軸，將90%弦長至后緣的翼型段偏轉(zhuǎn)指定角度，再將50%～90%弦長的翼型段用光滑曲線代替，從而得到變彎度翼型的幾何模型。后緣偏轉(zhuǎn)角度范圍為-1°～1°，其中向上偏轉(zhuǎn)為負偏轉(zhuǎn)，向下偏轉(zhuǎn)為正偏轉(zhuǎn)，且以0.2°為間隔，得到10種翼型。與連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型進行對比的簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型以基本翼型的70%弦長處厚度中點為轉(zhuǎn)軸，將70%弦長后的翼型段直接偏轉(zhuǎn)指定角度。兩種翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同角度時后緣位置相同。上述三種翼型如圖1所示。

1.2數(shù)學(xué)模型與數(shù)值模擬方法

計算采用隱式算法、耦合式求解器，離散格式為二階迎風(fēng)格式。遠場邊界入口、出口分別采用壓力遠場和壓力出口邊界條件，翼型壁面為無滑移絕熱固壁邊界條件。

1.3驗證與確認

RAE 2822翼型算例被廣泛選作二維跨聲速繞流數(shù)值模擬方法驗證算例[33-34]。本文計算采用EUROVAL項目組對試驗Case 9[35]經(jīng)過修正后的參數(shù)[36]，來流馬赫數(shù)為0.734，迎角為2.79°，基于弦長（c =0.61m）的雷諾數(shù)為6.5×106。

幾何網(wǎng)格采用C形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，遠場邊界約為20倍弦長，并采用3.5萬、7萬、14萬、28萬和56萬5套不同網(wǎng)格數(shù)量的網(wǎng)格來進行網(wǎng)格無關(guān)性研究。圖2為14萬網(wǎng)格數(shù)量的翼型近壁網(wǎng)格，在翼型壁面、前緣及后緣均進行了加密處理，第一層網(wǎng)格高度3×10-6m，壁面網(wǎng)格y+<1。

表1為不同網(wǎng)格計算得到的氣動力系數(shù)與試驗結(jié)果對比，14萬網(wǎng)格和28萬網(wǎng)格的氣動力系數(shù)之間相差均小于0.17%，這表明網(wǎng)格無關(guān)性已經(jīng)很好地實現(xiàn)，這驗證了所得到的數(shù)值解與所取網(wǎng)格的密度無關(guān)。圖3是數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗翼型表面的壓力系數(shù)Cp分布，5種網(wǎng)格的壓力系數(shù)均比較接近，但3.5萬和7萬兩種粗網(wǎng)格對激波的捕捉較不準確。結(jié)合Cp和升力、阻力系數(shù)（CL，CD）來看，14萬、28萬、和56萬網(wǎng)格均能很好地反映流場流動狀態(tài)，確認了數(shù)值模擬方法的準確性。在確保準確的前提下，為了節(jié)省計算資源，變彎度翼型都將采用14萬數(shù)量的網(wǎng)格來進行變彎度研究。

2結(jié)果與討論

2.1升阻特性

升阻比是表征飛機飛行氣動效率的一個重要參數(shù)，若能使飛機在實際飛行過程中始終以最大升阻比飛行則能達到最高氣動效率，因此升阻比是變彎度效益研究的一個重要方面。圖4給出了偏轉(zhuǎn)角為-1°～1°（間隔0.2°）的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型（圖中標識為SM）與基本翼型（圖中標識為BA）在馬赫數(shù)0.734時的升力—升阻比變化曲線，并給出了簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型（圖中標識為CD）在三種偏轉(zhuǎn)角下的相應(yīng)氣動特性。之所以選取-0.6°， 0.2°， 0.6°這三種偏轉(zhuǎn)角，是因為在巡航態(tài)升力系數(shù)范圍（這里取為0.5～0.7）內(nèi)的典型升力系數(shù)（這里取為0.5， 0.55， 0.6， 0.65， 0.7）下，研究發(fā)現(xiàn)具有最優(yōu)升阻比的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的偏轉(zhuǎn)角度為這三種偏轉(zhuǎn)角，因而可在這三種偏轉(zhuǎn)角下對連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型進行比較研究。從圖4中整體上能觀察到巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)不同升力系數(shù)均對應(yīng)一個最優(yōu)的后緣偏轉(zhuǎn)角，而整個曲線族的上輪廓線表征了巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)的最優(yōu)后緣偏轉(zhuǎn)角變化曲線。

巡航態(tài)的變彎度翼型研究對氣動曲線的要求極高，須有足夠多的數(shù)據(jù)點才能根據(jù)不同翼型的氣動曲線得到正確結(jié)論，因此，圖4中具有豐富的數(shù)據(jù)點。為了更清晰地觀察不同升力系數(shù)下各種不同翼型的氣動特性差異，有必要對圖4局部放大來開展研究。圖5給出了5種典型升力系數(shù)（這里取為0.5， 0.55， 0.6， 0.65， 0.7）附近的局部放大曲線。從圖5中可見，CL=0.5，CL=0.55，CL=0.6，CL=0.65和CL=0.7時對應(yīng)的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)翼型最優(yōu)偏轉(zhuǎn)角分別為-0.6°， 0°， 0.2°， 0.6°和0.6°（這里偏轉(zhuǎn)0°即為基本翼型）。升力系數(shù)為0.7、0.65及0.5時，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣能較顯著提升升阻比；升力系數(shù)為0.6時，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣對升阻比的提升十分微??；升力系數(shù)為0.55時，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)不能改善升阻比。已有研究[21]表明，低速飛行大偏轉(zhuǎn)角變彎度情形下，變彎度翼型對變彎度方式十分敏感，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度方式顯著優(yōu)于簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣變彎度方式。這種敏感性在跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形下會有所減小，具體體現(xiàn)在圖5中升力系數(shù)為0.7、0.65及0.5時，簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣變彎度的氣動效益能達到甚至大于連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的氣動效益。

表2為4種典型升力系數(shù)下最優(yōu)變彎度翼型與基本翼型的阻力及升阻比的比較，可以看出在4個升力系數(shù)下最優(yōu)變彎度翼型的阻力和升阻比均有不同程度的改善。在小升力系數(shù)0.5下，后緣向上偏轉(zhuǎn)可改善氣動效率，但改善效果較小，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)對升阻比的提升幅度相當(dāng)，分別為0.16%和0.17%；當(dāng)升力系數(shù)為0.6時，最優(yōu)光滑偏轉(zhuǎn)后緣度數(shù)為0.2°，此時變彎度翼型與基本翼型彎度變化較小，升阻比改善不明顯；當(dāng)升力系數(shù)為0.65時，最優(yōu)光滑偏轉(zhuǎn)后緣度數(shù)為0.6°，此偏轉(zhuǎn)角下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣分別提升升阻比約0.67%和1.06%；而當(dāng)升力系數(shù)為0.7時，盡管最優(yōu)光滑偏轉(zhuǎn)后緣度數(shù)仍為0.6°，但此偏轉(zhuǎn)角下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣對升阻比的提升均更為顯著，分別達到1.46%和1.96%，這也表明升力系數(shù)偏離設(shè)計點較遠時，變彎度的效益會表現(xiàn)得更為顯著。

某一升力系數(shù)下變彎度翼型對升阻比的提升實際是靠減阻來實現(xiàn)的，為了探究變彎度跨聲速翼型的減阻機理，將總阻力（CD， t）分解為摩擦阻力（CD， f）與壓力阻力（CD， p），表3為不同升力系數(shù)下變彎度翼型與基本翼型的阻力分解對比。從表3可知，跨聲速巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)，較小的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異中摩阻差異占較大比例，而較大的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異主要體現(xiàn)為壓阻差異。正偏轉(zhuǎn)下，從摩擦阻力來看，變彎度翼型的摩阻均會增加，但連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的摩阻增加量小于簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型；對于壓力阻力，變彎度翼型均有明顯降低，這正是總阻力系數(shù)減小的來源，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓阻減小量小于簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型，這有待于進一步深究減小量不同的原因。而在負偏轉(zhuǎn)下，摩阻與壓阻均降低。

2.2表面壓力分布與繞流流場特征

翼型表面壓力是氣動力的主要來源，翼型升阻特性的變化在很大程度上與壓力分布的變化有關(guān)。圖6給出了基本翼型在不同升力系數(shù)下翼型表面壓力系數(shù)分布，隨著升力系數(shù)的增加（迎角增加），前緣吸力峰增加，激波位置后移且激波強度增強。圖7為典型升力系數(shù)下變彎度翼型與基本翼型壓力系數(shù)分布對比，黑色實線為基本翼型的壓力系數(shù)，紅色實線和藍色虛線分別為最優(yōu)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型和對應(yīng)的簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓力系數(shù)。首先，分析變彎度翼型后緣偏轉(zhuǎn)方向?qū)毫ο禂?shù)分布的影響：圖7（a）中翼型后緣負偏轉(zhuǎn)時，變彎度翼型較基本翼型前緣吸力峰增大，激波位置前移；觀察圖7（c）～圖7（e）發(fā)現(xiàn)翼型后緣正偏轉(zhuǎn)時，變彎度翼型較基本翼型前緣吸力峰降低，激波位置后移。其次，分析變彎度翼型后緣偏轉(zhuǎn)方式對壓力系數(shù)分布的影響：觀察圖7（c）發(fā)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)角很?。?.2o）時，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓力系數(shù)分布差異很??；觀察圖7（a）～圖7（e）發(fā)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)角略大（-0.6o或0.6o）時，連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的壓力系數(shù)分布在位于翼型弦長70%的轉(zhuǎn)軸附近出現(xiàn)差異，前者曲線較為平滑而后者曲線存在小的波動。由于幾種典型升力系數(shù)下最優(yōu)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的偏轉(zhuǎn)角均較小，從壓力系數(shù)分布曲線中難以觀察到連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型相對于基本翼型在激波強度方面的改善。

超臨界翼型的跨聲速繞流流場中，翼型上表面之上的流動區(qū)域?qū)⑿纬杉げāＩο禂?shù)為0.7時，圖8中的壓力系數(shù)云圖及壓力系數(shù)等值線直觀地顯示了激波的位置，圖8（a）可見基本翼型的激波位置在0.34c之前，而從圖8（b）和圖8（c）可見兩種變彎度翼型的激波位置明顯在0.34c之后，這兩種變彎度方式均使得激波位置后移；對比圖8（b）和圖8（c），難以觀察到二者激波位置的差異，這也表明跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形下激波位置對變彎度方式的敏感性不高。

3結(jié)論

通過研究跨聲速巡航態(tài)連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的氣動特性，并與基本翼型和簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型氣動特性的比較，可得以下結(jié)論：

（1）跨聲速巡航態(tài)的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型可通過小偏轉(zhuǎn)角變彎度來減小翼型的壓阻及總阻力，從而可在巡航過程中升力系數(shù)變化條件下實時改善翼型氣動特性。

（2）跨聲速巡航態(tài)的連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型的氣動效益在簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型上也能達到同等程度甚至略有增大，表明從氣動特性的角度而言跨聲速巡航態(tài)小偏轉(zhuǎn)角變彎度情形對變彎度方式的敏感性小于已有研究中關(guān)注的低速飛行大偏轉(zhuǎn)角變彎度情形。

（3）跨聲速巡航態(tài)升力系數(shù)范圍內(nèi)，較小的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異中摩阻差異占較大比例，而較大的升力系數(shù)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣翼型與簡單襟翼偏轉(zhuǎn)后緣翼型的阻力差異主要體現(xiàn)為壓阻差異。

（4）后續(xù)可進一步研究跨聲速巡航態(tài)不同變彎度方式下翼型壓阻中的型阻分量和波阻分量的特性，為跨聲速巡航態(tài)變彎度方式設(shè)計提供更精細的依據(jù)。

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（責(zé)任編輯王昕）

作者簡介

梁海朝（1986-）男，博士，副教授。主要研究方向：飛行器動力學(xué)。

Tel：020-84112828

E-mail：lianghch5@sysu.edu.cn

曾進遠（1995-）男，碩士研究生。主要研究方向：空氣動力學(xué)。

Tel：020-84112828

E-mail：zengjy35@mail2.sysu.edu.cn

陳錢（1983-）男，博士，副教授。主要研究方向：空氣動力學(xué)與計算流體力學(xué)。

Tel：020-84112828

E-mail：chenq289@mail.sysu.edu.cn

白鵬（1973-）男，博士，研究員。主要研究方向：空氣動力學(xué)與氣動設(shè)計。

Tel：010-68742930

E-mail：baipengaero@163.com

Aerodynamic Characteristics of Morphing Airfoils with Continuous Smooth Trailing Edges at Transonic Cruise Condition

Liang Haizhao1，Zeng Jinyuan1，Chen Qian1，*，Bai Peng2

1. School of Aeronautics and Astronautics，Sun Yat-sen University，Guangzhou 510006，China 2. China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China

Abstract： Numerical simulation of transonic variable camber morphing airfoils with continuous smooth trailing edges is carried out， and its aerodynamic characteristics are compared with those of baseline airfoil and variable camber airfoils with plain flaps. The baseline airfoil is RAE 2822 supercritical airfoil； Reynolds-averaged Navier-Stokes method is adopted for numerical simulation of flow around airfoils， and the accuracy of numerical simulation method is validated by comparing with experimental data of baseline airfoil. It is found that variable camber morphing airfoils with continuous smooth trailing edges can reduce its pressure drag and total drag by varying camber with small deflection angle at transonic cruise condition， so that the aerodynamic characteristics of the airfoil can be improved in real time under the condition of variation of lift coefficient during the cruising process. This aerodynamic benefit can also be achieved at the same or even larger degree by variable camber airfoils with plain flaps， which demonstrates from the viewpoint of aerodynamics that the variable camber morphing at transonic condition with small deflection angle is less sensitive to methods of deflection than variable camber morphing at low-speed condition with large deflection angle in existing studies， and thus more sophisticated design for methods of morphing is needed at transonic cruise condition.

Key Words： variable camber airfoil； continuous smooth morphing trailing edge； supercritical airfoil； transonic cruise； aerodynamic characteristics