前緣縫翼尾緣噴流對多段翼流場的影響研究

楊 茵, 陳迎春, 李 棟,*

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院流體系, 陜西 西安 710072; 2. 中國商用飛機(jī)有限公司 上海飛機(jī)設(shè)計研究院, 上海 201102)

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前緣縫翼尾緣噴流對多段翼流場的影響研究

楊 茵1, 陳迎春2, 李 棟1,*

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院流體系, 陜西 西安 710072; 2. 中國商用飛機(jī)有限公司 上海飛機(jī)設(shè)計研究院, 上海 201102)

為了研究前緣縫翼尾緣剪切層對多段翼氣動性能的影響，通過在前緣縫翼尾緣添加噴流的方式來改變縫翼尾緣處的剪切層。選取不同的噴流流量和流速等參數(shù)，利用CFD手段研究了噴流對縫道的速度分布以及多段翼各個翼面氣動力的影響。多段翼二維非定常流場由有限體積法求解的二維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程得到。分析結(jié)果得到：前緣縫翼尾緣添加噴流后對多段翼各個翼面壓力分布和最大升力系數(shù)均有較大影響,其中，主翼最大升力系數(shù)、總的最大升力系數(shù)、前緣縫翼和后緣襟翼升力系數(shù)隨著噴流動量系數(shù)增加而增加。

前緣縫翼；多段翼；噴流；最大升力系數(shù)；縫道

0 引 言

飛機(jī)在起飛和降落時，需要盡量降低飛行速度和縮短滑跑距離，因此需要具有較大的升力系數(shù)。但飛機(jī)在正常的著陸迎角下，由于飛行速度較低，需要高升力系數(shù)來提供升力，因此需要增加增升裝置來提高升力。常見增升方式包含機(jī)械增升和動力增升，現(xiàn)在除了這兩種傳統(tǒng)的增升方式，又興起了很多新的主動控制技術(shù)，其中包括：等離子體技術(shù)[1-2]、渦流發(fā)生器[3-6]、零質(zhì)量射流[7-10]、自激勵運動襟翼[11-12]和Zhu’s襟翼[13-15]等等。

機(jī)械式增升通過設(shè)計前緣襟翼或前緣縫翼、后緣襟翼和縫道來實現(xiàn)增升目的，而動力增升則是通過向襟翼表面弦向吹氣和展向吹氣來實現(xiàn)增升。動力增升主要通過向邊界層吹氣或者吸氣來提高邊界層的動量，從而克服逆壓梯度，避免分離，進(jìn)而大幅提升機(jī)翼的氣動性能[16]。當(dāng)機(jī)械式增升裝置不能滿足飛行性能要求時，動力增升方式能提供飛機(jī)所需的氣動力。John[17]系統(tǒng)地研究了向襟翼吹氣和吸氣后襟翼氣動力的變化。John認(rèn)為在相同襟翼弦長的條件下，吹氣襟翼能夠最大程度地提升機(jī)翼的氣動性能。Ibraheem[18]等在二維翼型和三維機(jī)翼尾緣處加入吸氣、吹氣裝置，通過數(shù)值計算證明了吹氣、吸氣裝置能夠使升力系數(shù)有明顯增加。國內(nèi)的一些科研成果[19]也證實，吹氣襟翼明顯優(yōu)于吸氣襟翼，除了吹氣和吸氣襟翼外, 其他襟翼的增升能力均低于95%, 而吹氣襟翼增升可達(dá)140%。因此，選擇合適的動力增升裝置能夠顯著提升機(jī)翼的氣動性能。

作為機(jī)械增升裝置的一部分，前緣縫翼對升力增加和失速延遲都有著重要的影響。而動力增升也能實現(xiàn)增升和延遲失速的效果，鑒于二者對多段翼增升和失速的影響，嘗試將二者結(jié)合起來，以期提高多段翼的氣動性能。不同于前人改變前緣縫翼下表面、改變縫道參數(shù)或者在主翼邊界層添加吸取或者吹氣裝置，本文用在前緣縫翼尾緣添加噴流的方式將動力增升方式與機(jī)械增升裝置結(jié)合起來，突破模型構(gòu)型的限制，在不改變機(jī)械增升裝置結(jié)構(gòu)的前提下，利用動力增升改變多段翼流場，提升多段翼氣動性能。

本文采用數(shù)值模擬的方法，研究在改變前緣縫翼尾緣后添加噴流，以此改變前緣縫翼尾緣尾流。經(jīng)數(shù)值計算發(fā)現(xiàn)，多段翼各個翼面的升力及壓力分布均隨噴流動量系數(shù)的改變而發(fā)生的變化。其中，多段翼的升力會隨著噴流動量系數(shù)的增加而增加。通過本文數(shù)值結(jié)果，發(fā)現(xiàn)了多段翼的增升的一個新思路和研究方向，即：通過改變前緣縫翼尾緣尾流提升多段翼升力。

1 數(shù)值模型

本文采用的原始模型為30P30N[20]，是McDonnell Douglas公司的一種襟翼模型，主要工作狀態(tài)為迎角19°附近的著陸構(gòu)型。模型中前緣縫翼與后緣襟翼的偏角均為30°，具體如圖1所示。

為增加前緣縫翼尾緣噴流的截面積，分別切去前緣縫翼尾緣處10%、20%和25%縫翼弦長，得到了三組構(gòu)型：Model.1、Model.2和Model.3，并且定義原始模型為Model.p，示意圖見圖2。鑒于模型其他部分一致，因此圖2只顯示了各個模型的前緣縫翼。

圖1 模型30P30N Fig.1 Model 30P30N

圖2 計算模型的前緣縫翼示意圖Fig.2 Slats sketch map of all calculation models

2 數(shù)值驗證

2.1 30P30N數(shù)值驗證

本文的數(shù)值計算采用有限體積法求解Navier-Stokes方程，其中對流項格式采用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項格式采用二階中心差分格式。湍流模型選擇剪切應(yīng)力輸運(SST)k-ω模型。計算條件為：Ma=0.2，Re=9.0×106。數(shù)值計算采用C-H型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)約83 000，網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 模型30P30N的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格Fig.3 Structure grid of model 30P30N

為了保證數(shù)值計算的準(zhǔn)確性，將計算結(jié)果與文獻(xiàn)[21]中的實驗結(jié)果比較，分別對比了不同迎角下前緣縫翼、主翼以及后緣襟翼的升力系數(shù)及壓力分布。數(shù)值計算與實驗升力系數(shù)比較如圖4，迎角α=16°時各個翼面壓力分布如圖5。通過數(shù)值計算與實驗結(jié)果的比較可以看出，數(shù)值計算的結(jié)果與實驗結(jié)果在迎角較小時比較吻合，在失速迎角附近主翼升力系數(shù)與總升力系數(shù)的差別比較大，對于總升力的最大升力系數(shù)來說，計算值相對實驗值的誤差約為3%。

圖4 升力系數(shù)的計算與實驗結(jié)果對比Fig.4 Comparison of lift coefficients between calculation and experiment results

圖5 壓力系數(shù)的計算與實驗結(jié)果對比(α=16°)Fig.5 Comparison of pressure coefficients between calculation and experiment results(α=16°)

2.2 噴流數(shù)值驗證

張老師開始反思教育價值觀和外語教育的根本目標(biāo)。在參加學(xué)生座談會的記錄里，“大學(xué)英語學(xué)習(xí)終極目標(biāo)”、“長遠(yuǎn)發(fā)展”等字眼，反映她把英語教學(xué)和培養(yǎng)人的綜合素質(zhì)聯(lián)系起來，逐漸形成“教書育人”的教育信念。

為了驗證本文選擇的數(shù)值方法對噴流的模擬是準(zhǔn)確可靠的，本文對文獻(xiàn)[22]中的模型做了數(shù)值驗證。模型如圖6所示，噴流數(shù)值驗證模型為橢圓翼型，弦長c為0.102m，厚度為0.2c，噴口高度為0.0015c，前后緣半徑為0.04c，前后兩個噴口分別位于3.7%c和96.3%c處。

數(shù)值計算選擇O-H型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格量為4.5萬，網(wǎng)格如圖7所示。數(shù)值計算方法與多段翼數(shù)值驗證方法相同，均采用有限體積法求解Navier-Stokes方程。噴流實驗結(jié)果是在雷諾數(shù)Re=2.0×105、迎角為0°、只有后緣有噴流時的水洞實驗結(jié)果。本文選取了三個噴流動量系數(shù)0.032 46、0.781 188和0.1進(jìn)行數(shù)值模擬，數(shù)值結(jié)果與實驗結(jié)果對比如圖8所示。對比實驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，數(shù)值結(jié)果與實驗結(jié)果吻合良好，因此可以認(rèn)為，本文選擇的數(shù)值計算方法對噴流的計算是可靠的，數(shù)值結(jié)果可信。

圖6 計算模型示意圖[22]Fig.6 Slats sketch map of calculation model[22]

圖7 模型網(wǎng)格Fig.7 Structure grid of model

圖8 升力系數(shù)的計算與實驗結(jié)果對比Fig.8 Comparison of lift coefficients between calculation and experiment results

3 計算結(jié)果及分析

3.1 不同噴流速度對多段翼氣動力的影響分析

在分析不同噴流速度帶來的影響時，選同一模型Model.3。本節(jié)以及后續(xù)計算狀態(tài)均為Ma=0.2，Re=9.0×106。圖9為Model.p在迎角0°時的速度云圖，主翼上表面前緣附近最大速度約為160m/s，馬赫數(shù)約為0.47。因此，在選擇前緣縫翼尾緣噴流速度時，選擇的最小噴流馬赫數(shù)與0.47相近，為0.5。為了分析不同噴流馬赫數(shù)帶來的影響，在前緣縫翼尾緣分別添加不同的噴流速度，添加的不同噴流馬赫數(shù)分別為0.5、0.8和1.0，對應(yīng)的噴流動量系數(shù)分別為0.070 9、0.181 5和0.283 6。

圖9 Model.p的速度云圖Fig.9 Velocity contour of Model.p

圖10 (a～d)分別為Model.3前緣縫翼尾緣在不同速度的噴流下后緣襟翼、前緣縫翼、主翼以及總的升力曲線。由圖10可以看出，各個翼面升力系數(shù)及總升力系數(shù)均隨著噴流動量系數(shù)的增加而增加。噴流動量系數(shù)的增加增大了最大升力系數(shù)，但對失速迎角影響很小。

(a) 后緣襟翼升力系數(shù)

(b) 前緣縫翼升力系數(shù)

(c) 主翼升力系數(shù)

(d) 總升力系數(shù)

噴流速度增加后，各個翼面升力均有增加，對于后緣襟翼來說，噴流流速增加，會加快后緣襟翼上表面的流速，因而提高后緣襟翼前緣吸力峰峰值，提高了后緣襟翼的升力，見圖11(a)。前緣縫翼增升是因為前緣縫翼尾緣噴流速度增加，由于剪切作用加速了前緣縫翼上下表面的流速，因而提高上下表面的壓力水平，如圖11(b)所示。主翼升力增加的主要原因是由于噴流速度增加，噴流與前緣縫翼尾緣縫道流動的剪切作用，加速了主翼上表面的流體流速，進(jìn)而提高了主翼上表面的壓力水平，如圖11(c)所示?？傊?，提升前緣縫翼尾緣噴流的速度，增大動量系數(shù)能夠提升多段翼各個翼面的升力水平。

(a) 后緣襟翼壓力系數(shù)

(b) 前緣縫翼壓力系數(shù)

(c) 主翼壓力系數(shù)

對比分析翼型表面不同站位下的速度型，有助于進(jìn)一步了解剪切層的改變對各個翼面氣動力分布的影響。鑒于篇幅關(guān)系，本文僅分析主翼表面的速度型變化。在主翼上表面前緣處選取四個個站位A、B、C和D，分別代表主翼上表面x=0.35 m、x=0.6 m、x=1.0 m和x=1.5 m的位置，示意圖如圖12所示。

圖12 主翼上表面的四個站位Fig.12 Four stations on main element upper surface

對比四個站位下的速度型圖13(a～d)發(fā)現(xiàn)，沿著翼型弦向，剪切層的改變對主翼表面的影響力逐漸減弱。不同噴流速度影響剪切層厚度以及主翼壁面附近的速度。在主翼前緣附近，噴流速度的提高，能夠提高主翼上表面速度，增大主翼表面壓力，提高主翼前緣壓力峰值，從而提高主翼升力。但隨著距主翼前緣弦向距離的增加，剪切層逐漸遠(yuǎn)離主翼上表面，對主翼表面的速度及壓力分布影響減弱。

總體來說，通過增加噴流速度的方式提高噴流動量系數(shù)雖然不能使主翼的失速迎角增大，但能夠大幅增加各個翼面的升力系數(shù)，增加總升力。因此，增加噴流動量系數(shù)，對提高多段翼氣動性能是十分有利的。

3.2 不同模型添加噴流后的氣動力的影響分析

本節(jié)研究對Model.1、Model.2和Model.3前緣縫翼尾緣添加相同速度的噴流后，各個翼面升力變化。對比上節(jié)的不同噴流速度，在噴流馬赫數(shù)為1.0條件下各個翼面升力變化最為明顯。因此，選擇對三個模型Model.1、Model.2和Model.3前緣縫翼尾緣添加噴流的馬赫數(shù)為1.0，噴流動量系數(shù)分別為0.134 5、0.219 5和0.283 6。

(a) 站位A處的速度型

(c) 站位C處的速度型

(d) 站位D處的速度型

各個翼面升力變化綜合了前緣縫翼縫翼的改變及噴流流量的變化，因此各個翼面的升力變化沒有十分明顯的規(guī)律。但各個模型在前緣縫翼尾緣添加噴流后，后緣襟翼升力系數(shù)均較原始模型有了一定的增加，見圖14(a)。由后緣襟翼壓力分布圖15(a)可以看出，添加噴流后，隨著噴流動量系數(shù)的增加，后緣襟翼負(fù)壓峰值增大。

由于各個模型前緣縫翼尾緣損失部分不同，前緣縫翼尾緣面積不同，所以噴流流量不同。因此噴流帶來的影響包含了前緣縫翼的變化，從壓力分布圖15(b)來看，噴流對前緣縫翼上下表面的壓力影響較小。因此，前緣縫翼尾緣的變化對其升力影響較大，損失的尾緣部分越大，升力減小越大。

(a) 后緣襟翼升力系

(b) 前緣襟翼升力系數(shù)

(c) 主翼升力系數(shù)

(d) 總升力系數(shù)

(a) 后緣襟翼壓力系數(shù)

(b) 前緣縫翼壓力系數(shù)

噴流的添加使得主翼的升力系數(shù)有了很大的提升，Model.3主翼的最大升力系數(shù)增幅為26.72%，其主要來自主翼上表面的壓力提升，如圖15(c)。綜合三個翼面的升力，噴流大幅提升了總升力的水平，例如,Model.3最大總升力系數(shù)增幅為16.31%?？傊?，噴流能夠提升主翼與后緣襟翼的升力水平，因此，噴流的添加對于多段翼增升是有益的。

圖16(a)、圖16(b)和圖16(c)分別為Model.1、Model.2和Model.3的在前緣尾緣添加馬赫數(shù)為1.0的噴流后流場的速度分布。

(a) Model.1速度云圖

(b) Model.2速度云圖

(c) Model.3速度云圖

對比Model.1、Model.2和Model.3的速度云圖圖16(a)、圖16(b)和圖16(c)發(fā)現(xiàn)，在相同的噴流速度下，噴流面積增大，剪切層的厚度增大，噴流影響的區(qū)域變大。噴流面積增大，主翼上表面前緣的速度提高較大，具體影響通過主翼上表面的速度型來呈現(xiàn)。對比了兩個站位A和B下的速度型圖17(a)和圖17(b)，由于噴流流量的增加，主翼前緣速度增加較大，且隨著流量的增加而增加。噴流動量系數(shù)的增加不僅加速了主翼前緣流體的流速，同時也加速了前緣縫翼上表面尾緣處的流體速度，且隨著流量的增加，前緣縫翼上表面尾緣流速增加。

(a) 站位A處的速度型

(b) 站位B處的速度型

4 結(jié) 論

本文通過數(shù)值模擬的方法研究在前緣縫翼尾緣添加噴流后，多段翼各個翼面上的升力及壓力分布的改變，得到了如下結(jié)論：

1) 前緣縫翼尾緣的噴流對各個翼面的氣動力都是有影響的，不同的噴流動量系數(shù)會改變尾緣剪切層，進(jìn)而影響前緣縫翼，主翼以及后緣襟翼表面的壓力分布。通過提高噴流速度的方式增大噴流動量系數(shù)，能夠提升各個翼面的升力系數(shù)，同時提高各個翼面的負(fù)壓峰值，但不能增大主翼的失速迎角。通過增大噴口截面積的方式增大噴流動量系數(shù)，會增加各個翼面的升力系數(shù)，且隨著噴流動量系數(shù)增加，前緣縫翼、主翼、后緣襟翼以及總升力系數(shù)隨之增加，同樣的，不能增大主翼的失速迎角。

2) 為了保證前緣縫翼保留部分的上下表面與原模型一致，前緣縫翼尾緣的改變主要通過截取前緣縫翼尾緣來改變弦長和尾緣截面。所以，前緣縫翼尾緣的變化是一個綜合的變化，弦長和尾緣截面變化是不可分割。前緣縫翼尾緣的改變影響了前緣縫翼尾緣上表面邊界層、下表面邊界層和縫道流動。因此，想要單一的分析弦長或者尾緣面積的變化對前緣縫翼尾流影響是一個比較困難的問題，文中沒有做詳細(xì)的研究，也是進(jìn)一步研究所要考慮的問題。

3) 本文的創(chuàng)新點在于沒有延續(xù)前人著手于前緣縫翼下表面的改變、縫道參數(shù)的改變和主翼邊界層的改變。而是利用前緣縫翼的邊界層，縫道流動和主翼邊界層在前緣縫翼尾緣處相互影響的特點，通過添加噴流的方式改變?nèi)唛g的相互影響，從而達(dá)到改變各個翼面流動的目的。

4) 前緣縫翼的邊界層、縫道流動和主翼邊界層間的相互影響對多段翼的升力特性以及失速特性均有影響。了解三者相互影響方式和對各個翼面的影響會對分析多段翼提供一個新的視野，通過對三者作用的了解分析，了解縫道流動的實質(zhì)，也提供一個主動控制前緣縫翼尾流的方向。另外，前緣縫翼噴流的研究對剪切流動研究也提供了一定素材，其數(shù)值結(jié)果能夠為剪切層的研究結(jié)果提供一定的數(shù)值依據(jù)。由于前緣縫翼尾流研究涉及混合，不穩(wěn)定性發(fā)展等等問題，這在不可壓剪切流動中都是十分重要的研究方向。因此，這也可以作為穩(wěn)定性及混合的研究工程實例加以驗證。

5) 前緣縫翼尾緣的尾流與前緣縫翼邊界層、縫道流動和主翼邊界層均相關(guān)，添加噴流后對三者的影響尚不清楚，這是一個后期值得研究的一個方向。添加噴流后的尾流，穩(wěn)定性和混合情況均發(fā)生變化，這也是一個值得探討的課題。因此，后期研究要進(jìn)一步了解尾流的發(fā)展?fàn)顩r，可以從以上幾個方面入手。

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Investigation of effects of slat trailing edge jet on multi-element airfoils flowfield

Yang Yin1, Chen Yingchun2, Li Dong1,*

(1.DepartmentofFluidMechanicsofSchoolofNorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China;2.ChinaCOMACShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai201102,China)

Effect of jet applied to the leading edge slat on the flowfield for multi-element airfoils were investigated to improve the high-lift aerodynamic performance of multi-element airfoils. The influences of key parameters, such as the jet flow rate and the speed of jet on the leading edge slat were studied. CFD method was adopted to analyze the effect of jet on the aerodynamic performance and the shear layer development behind the gap between slat and main element. Two dimensional unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes equations was solved by finite volume method to obtain two dimensional unsteady flowfield of multi-element airfoils. The results indicated that the slat trailing edge jet flow has significant effect on the pressure coefficient of each section of the multi-element airfoils and the maximum lift coefficient simultaneously. The maximum lift coefficient, the total maximum lift coefficient of main element, and the lift coefficients of slat and flap would increase with the jet momentum coefficient increases.

slat; multi-element airfoils; jet; maximum lift coefficient; gap

0258-1825(2017)02-0220-09

2015-05-14;

2015-07-20

楊茵(1985-)，女，回族，新疆昌吉人，博士研究生，研究方向：計算流體力學(xué). E-mail： bates059@sina.com

李棟*,男，博士，教授. E-mail: ldgh@nwpu.edu.cn

楊茵, 陳迎春, 李棟. 前緣縫翼尾緣噴流對多段翼流場的影響研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(2): 220-228.

10.7638/kqdlxxb-2015.0062 Yang Y, Chen Y C, Li D. Investigation of effects of slat trailing edge jet on multi-element airfoils flowfield[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 220-228.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0062