后緣裝置LET對(duì)多段翼型氣動(dòng)特性的影響研究

黃煒，龔志斌，李杰

(1.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，江蘇南京 210016;2.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200235;3.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西西安 710072)

引言

高升力系統(tǒng)對(duì)于運(yùn)輸機(jī)起飛著陸距離、最大起飛著陸重量、進(jìn)場(chǎng)速度和高度等有著決定性的影響，更好的高升力性能意味著更加靈活的巡航機(jī)翼設(shè)計(jì)與更加簡(jiǎn)單的機(jī)械系統(tǒng)。傳統(tǒng)的高升力系統(tǒng)通常都使用多段襟翼，在獲得很高氣動(dòng)效率的同時(shí)付出了顯著的重量和經(jīng)濟(jì)代價(jià)，現(xiàn)代高升力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)趨勢(shì)是回歸簡(jiǎn)單的襟翼系統(tǒng)［1-2］。

為保證這些相對(duì)簡(jiǎn)單系統(tǒng)的高升力性能，一方面新的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)手段被投入使用，這使得人們對(duì)于相關(guān)流動(dòng)控制有了更好的理解;另一方面，用于改善飛機(jī)高升力特性的一些小型裝置也備受關(guān)注，這些裝置簡(jiǎn)單、經(jīng)濟(jì)且重量輕。后緣LET裝置為安裝在后緣下表面高度約為弦長(zhǎng)0.25%～5.00%的小平板［3］，如傳統(tǒng)的GF和新型的Mini-TED等。

本文采用求解N-S方程方法分析了傳統(tǒng)的GF不同安裝位置對(duì)兩段高升力翼型氣動(dòng)特性的影響，并針對(duì)某真實(shí)飛機(jī)起飛、著陸構(gòu)型多段翼型，研究了襟翼尾緣新型后緣裝置Mini-TED不同偏角對(duì)氣動(dòng)特性的影響。

1 數(shù)值方法可靠性驗(yàn)證

為驗(yàn)證所采用數(shù)值計(jì)算方法的可靠性，本文對(duì)帶有30%弦長(zhǎng)富勒襟翼的NACA632-215B兩段高升力翼型進(jìn)行計(jì)算分析。計(jì)算模型襟翼偏角為27°，縫道參數(shù)為Gap=0.02，O/L=0.015。采用點(diǎn)對(duì)接多塊網(wǎng)格生成技術(shù)生成的結(jié)構(gòu)化粘性網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 NACA632-215B兩段翼型網(wǎng)格圖

圖2 翼面壓力分布對(duì)比

圖2給出了迎角0°時(shí)兩段基本翼型壓力分布與試驗(yàn)以及采用INS2D-UP求解器所得計(jì)算結(jié)果的比較。計(jì)算狀態(tài):Ma=0.2015，Re=4.69 ×106。

可以看出，計(jì)算結(jié)果與INS2D-UP求解器所得計(jì)算結(jié)果及試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，說明本文所采用的數(shù)值模擬方法能夠較好地對(duì)多段翼型附近的粘性繞流流場(chǎng)進(jìn)行模擬。

2 不同位置的GF計(jì)算分析

由于后緣襟翼包含了典型的富勒運(yùn)動(dòng)，因此NACA632-215B兩段高升力翼型可以代表當(dāng)今運(yùn)輸機(jī)的高升力系統(tǒng)。在此翼型基礎(chǔ)上本文進(jìn)行了傳統(tǒng)形式GF不同安裝位置的計(jì)算研究。主翼和襟翼上的GF高度均為后緣襟翼收回時(shí)的干凈翼型弦長(zhǎng)的0.5%。

圖3～圖5給出了0°迎角GF不同安裝位置的壓力分布變化。?

圖3 主翼加裝GF后壓力分布對(duì)比

圖5 主翼和襟翼同時(shí)加裝GF后壓力分布對(duì)比

圖6～圖9給出了主翼、襟翼上GF的安裝對(duì)翼型升阻特性和力矩特性的影響。主翼加裝GF后，襟翼上吸力峰值降低所引起的升力下降將主翼部分后緣載荷增加所帶來的升力增量抵消，且隨著迎角增大總的負(fù)升力增量增加從而導(dǎo)致升力線斜率下降、最大升力系數(shù)減小，襟翼上前緣吸力峰值下降引起了襟翼上的壓差阻力增加的同時(shí)還引起了抬頭力矩的產(chǎn)生，當(dāng)然GF本身也帶來了阻力的增加。而襟翼上的GF則引起了升力的顯著增加，且升力線斜率幾乎不受影響，最大升力系數(shù)增加，低頭力矩增大。在升力系數(shù)較高的情況下，襟翼上的GF能夠使得相同升力系數(shù)下的阻力值減小，升阻比增大。

以上分析說明了在中等襟翼偏角下主翼上加裝GF對(duì)氣動(dòng)特性是不利的，而襟翼上安裝GF則有實(shí)際應(yīng)用的可能。

圖6 GF不同安裝位置的升力特性

圖7 GF不同安裝位置的升阻特性

圖9 GF不同安裝位置的升阻比特性

3 Mini-TED流動(dòng)控制研究

Mini-TED是一種新型的后緣流動(dòng)控制裝置。Mini-TED的長(zhǎng)度一般為當(dāng)?shù)匾硇推拭娓蓛粝议L(zhǎng)的2%左右，它們通常安裝在襟翼下表面的后緣處，并且可以向一個(gè)方向進(jìn)行偏轉(zhuǎn)［4-6］，如圖10所示。

圖10 Mini-TED結(jié)構(gòu)示意圖

與固定式后緣裝置不同，Mini-TED可以通過調(diào)整其偏轉(zhuǎn)的角度對(duì)不同的飛行狀態(tài)進(jìn)行流動(dòng)控制。傳統(tǒng)的固定式流動(dòng)控制裝置對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)性能的改善作用范圍十分有限，在其他使用范圍內(nèi)一般會(huì)帶來不利的影響。而Mini-TED可以根據(jù)不同的飛行狀態(tài)適時(shí)調(diào)整其偏角，進(jìn)而擴(kuò)大了其對(duì)流動(dòng)起到有利影響的使用范圍。在高速巡航時(shí)可以使Mini-TED的偏角很小，其主要作用與發(fā)散后緣裝置類似;在起飛、著陸階段，Mini-TED的偏角相對(duì)較大時(shí)，其流動(dòng)控制機(jī)理與GF有一定的相似之處。

本文針對(duì)某真實(shí)飛機(jī)多段翼型的起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型，分別研究了不同的Mini-TED偏角對(duì)氣動(dòng)特性的影響。

3.1 起飛構(gòu)型

針對(duì)某起飛構(gòu)型計(jì)算分析了Mini-TED偏角為10°，20°，30°時(shí)翼型氣動(dòng)特性的變化。偏角為 30°時(shí)的網(wǎng)格及氣動(dòng)特性仿真曲線如圖11～圖14所示。

圖11 Mini-TED偏角為30°時(shí)的局部網(wǎng)格

圖12 升力系數(shù)隨迎角變化

圖13 阻力系數(shù)隨迎角變化

圖14 升阻比隨升力系數(shù)變化

從圖12升力系數(shù)的對(duì)比可以看出，TED偏角在0°～30°變化范圍內(nèi)，隨著偏角增大，在相同迎角下升力系數(shù)也隨之增大，翼型的失速迎角隨著偏角的增大略有減小。從圖13阻力系數(shù)的對(duì)比可以看出，在相同迎角下隨著偏角增大阻力系數(shù)也隨之增大。但是從圖14升阻比隨升力變化曲線的對(duì)比可以看出，TED偏角為10°時(shí)最大升阻比比原始起飛構(gòu)型略大，偏角為20°時(shí)最大升阻比與原始起飛構(gòu)型相當(dāng)，偏角為30°時(shí)最大升阻比比原始起飛構(gòu)型要小。在較大升力系數(shù)狀態(tài)下，加裝TED后升阻比均大于原始起飛構(gòu)型。

從計(jì)算結(jié)果可以看出，對(duì)于起飛構(gòu)型多段翼型在加裝不同偏角的TED后升力系數(shù)均有所增大，相應(yīng)的阻力系數(shù)也隨之增大，在增大升力系數(shù)的同時(shí)升阻比也有一定的提高潛力。因此在工程實(shí)際應(yīng)用中，針對(duì)起飛狀態(tài)通過對(duì)TED安裝偏角進(jìn)行優(yōu)化選擇，可以在增大升力的同時(shí)改善升阻比特性。

3.2 著陸構(gòu)型

針對(duì)著陸構(gòu)型分別計(jì)算分析了Mini-TED偏角為 30°，45°，60°，75°狀態(tài)下翼型氣動(dòng)特性與原始構(gòu)型的變化。偏角為60°時(shí)的網(wǎng)格及仿真曲線如圖15～圖18所示。

圖16～圖18分別給出了不同的TED偏角下著陸構(gòu)型升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比的對(duì)比。從升力系數(shù)對(duì)比可以看出，與原始著陸構(gòu)型相比，加裝TED后，升力系數(shù)均有所增大，失速迎角均有所減小。當(dāng)偏角為45°時(shí)，CLmax取得最大，當(dāng)偏角進(jìn)一步增大時(shí)，CLmax隨之降低。從阻力系數(shù)對(duì)比圖中可以看出，在相同迎角下隨著TED偏角的增大阻力系數(shù)也隨之增大。從升阻比隨升力變化曲線對(duì)比圖中可以看出，在升力系數(shù)較小的范圍內(nèi)(CL＜3.8)，在相同升力系數(shù)下加裝TED后，升阻比均小于原始著陸構(gòu)型多段翼型，且隨著TED偏角的增大，升阻比逐漸減小。在較大升力系數(shù)狀態(tài)下(CL＞3.8)，加裝TED后升阻比均大于原始著陸構(gòu)型。在工程實(shí)際應(yīng)用中，針對(duì)著陸狀態(tài)根據(jù)TED對(duì)升力、失速迎角和阻力的具體影響，通過對(duì)TED的安裝偏角進(jìn)行優(yōu)化，可以進(jìn)一步改善飛機(jī)的著陸性能。

圖15 TED偏角為60°時(shí)的局部網(wǎng)格

圖16 升力系數(shù)隨迎角變化

圖17 阻力系數(shù)隨迎角變化

圖18 升阻比隨升力系數(shù)變化

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)30%弦長(zhǎng)富勒襟翼的NACA632-215B兩段高升力翼型不同位置的GF進(jìn)行了計(jì)算分析，結(jié)果表明在中等襟翼偏角下主翼尾緣安裝GF對(duì)氣動(dòng)特性是不利的，而GF在襟翼尾緣的安裝則有實(shí)際應(yīng)用的可能。并針對(duì)某真實(shí)飛機(jī)起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型多段翼型，研究了襟翼后緣不同偏角的Mini-TED對(duì)氣動(dòng)特性的影響。對(duì)比GF和Mini-TED對(duì)多段翼型氣動(dòng)特性的影響可以看出，與固定式后緣裝置不同，對(duì)于Mini-TED可以通過調(diào)整偏轉(zhuǎn)的角度對(duì)不同的飛行狀態(tài)進(jìn)行流動(dòng)控制。傳統(tǒng)的固定式LET對(duì)氣動(dòng)性能的改善起有利作用的范圍十分有限，而在其他使用范圍內(nèi)一般會(huì)帶來不利的影響，而Mini-TED可以根據(jù)不同的飛行狀態(tài)適時(shí)調(diào)整偏角，進(jìn)而擴(kuò)大其對(duì)流動(dòng)起到有利影響的范圍。

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