后緣鋸齒襟翼對翼型氣動特性的影響研究

葉忱，張勝利，劉博

(1.中國飛行試驗研究院 試飛員學院，陜西 西安710089;2.西北工業大學 航空學院，陜西 西安710072)

0 引言

民用運輸機的機翼空氣動力學特性研究是飛行器布局研究的重要課題之一。一般運輸機機翼產生的升力占全部升力的90%以上，機翼產生的阻力占全部阻力的60%左右，機翼的結構重量占全機重量的40%。由此可見，合理選擇和設計機翼的翼型以及對翼型增升裝置進行研究是解決民用運輸機增升減阻的關鍵。

隨著近代流體力學的新發展，對于分離流的認識不斷提高，改善、控制和利用分離流的有利干擾新型氣動布局正在流體力學中得以實現。分離流是粘性流動相互干擾的一類復雜流動。由于分離面這一自由剪切層在流動中不斷地卷起，形成和發展成為流場中的旋渦，更增加了分離流動中的復雜性。

文獻［1-3］研究了格尼襟翼對翼型空氣動力特性的影響。文獻［4-7］計算了后緣鋸齒襟翼對翼型空氣動力特性的影響。為了比較兩種襟翼對整個翼型的影響，本文在試驗中，通過在翼型后緣增加鋸齒襟翼和格尼襟翼，研究其對整個翼型的空氣動力特性的改變。在翼型下表面后緣處采用附加襟翼對翼型表面流動分離進行控制，通過阻止在翼型后緣處的流動來改變整個翼型表面的空氣動力特性。試驗結果表明，增加一定高度的后緣鋸齒襟翼，能夠達到增加翼型升力、減小翼型阻力的目的。

1 試驗設備及方法

在二元風洞和水洞進行了相關試驗。二元風洞為直流式，風洞的最大風速為50 m/s，該風洞既可以作測力試驗又可以作測壓試驗。水洞的最大流速為0.1～0.2 m/s。翼型采用某民機的機翼翼型，翼型高0.3 m，寬0.25 m;試驗風速30 m/s，雷諾數Re=5.2×105。試驗模型是木質模型，模型表面分三排，共布置測壓孔61個，其中上表面32個、下表面29個。

測試設備包括:DSY104電子掃描微壓測量系統、二元試驗段迎角機構和相應的角度、風速控制與數據采集計算機系統。

電子掃描的微壓測量系統一共有192個壓力測量通道，量程分別為160通道±2.5 kPa和32通道±7.5 kPa，測壓精度小于±0.2%FS，掃描的速率為50 000 點/s。

二元試驗段迎角機構為轉軸式構型，迎角范圍為－180°～180°，迎角精度為±2'。風洞的速度控制穩定范圍為5～70 m/s，控制精度小于±3%。尾耙高度300 mm，設有4個靜壓測量，91個總壓測量，測壓位置在中心流處較密。

通過測試表面壓力分布與尾耙壓力分布，得到模型在不同試驗狀態下的升力系數和阻力系數。

2 試驗與計算結果

翼型的測力試驗結果如圖1～圖3所示。測壓的試驗和計算結果如圖4和圖5所示(其中UP表示機翼上表面，LOW表示機翼下表面)。翼型的繞流流速結果如圖6和圖7所示。翼型的流動顯示如圖8和圖9所示。以上圖中的2%和4%是指襟翼的高度分別為2%和4%弦長。

圖1 翼型帶格尼和鋸齒襟翼的CL-α曲線Fig.1 The CL-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

圖2 翼型帶格尼和鋸齒襟翼的CD-α曲線Fig.2 The CD-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

圖3 翼型帶格尼和鋸齒襟翼的K-α曲線Fig.3 The K-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

圖4 不帶鋸齒襟翼的Cp-x曲線(α=4°)Fig.4 The curves of Cp-x without serrated flap(α =4°)

圖5 帶4%鋸齒襟翼的Cp-x曲線(α=4°)Fig.5 The curves of Cp-x with 4%serrated flap(α =4°)

圖6 不帶鋸齒時翼型流場流速分布計算結果Fig.6 The velocity distribution results of flow calculation of airfoil without serrations

圖7 帶鋸齒時翼型流場流速分布計算結果Fig.7 The velocity distribution results of flow calculation of airfoil with serrations

圖8 不帶鋸齒時翼型流動顯示(α=4°)Fig.8 The flow visualization of airfoil without serrations(α =4°)

圖9 帶鋸齒時翼型流動顯示(α=4°)Fig.9 The flow visualization of airfoil with serrations(α =4°)

從圖1和圖2可以看出:隨著后緣格尼襟翼高度的增加，翼型的升力和阻力是增加的。圖1中，帶2%格尼襟翼和4%鋸齒襟翼時翼型的升力基本相等。圖2中，帶4%鋸齒襟翼阻力比帶2%格尼襟翼的阻力略微低些。圖3中，迎角在－5°＜α＜5°范圍內，帶4%鋸齒襟翼升阻比是最高的，其次是帶2%格尼襟翼。隨著格尼襟翼高度的增加，翼型的升阻比是減少的，帶8%格尼襟翼的升阻比是最低的。

在α=4°時，翼型的升力系數CL=0.458 6，阻力系數CD=0.017 1，升阻比K=26.896;翼型后緣帶4%鋸齒襟翼的升力系數CL=0.877 3，阻力系數CD=0.027 1，升阻比K=32.395，翼型后緣帶4%鋸齒襟翼的升阻比最大可增加20%。

在圖4和圖5中，進行了α=4°時翼型壓力分布試驗結果和計算結果的比較。由圖可知，翼型下表面的壓力分布試驗結果與計算結果基本吻合，翼型上表面的壓力分布試驗結果與計算結果有差異，尤其在翼型后緣處的壓力分布完全不一樣。這種差異主要是翼型后緣帶4%鋸齒襟翼所導致。也就是說，后緣帶鋸齒襟翼的存在，改變了翼型表面的壓力分布，從而改變了翼型表面力和力矩的分配。為了解釋這種現象，對翼型表面進行流動顯示和流場計算。在圖6～圖9中，可以明顯地看出，由于后緣鋸齒襟翼的存在，減弱和改變了翼型上、下表面后緣處氣流的流動。

就增升方面來說，鋸齒襟翼比格尼襟翼效果更好。主要是氣流流過鋸齒襟翼時的流動是差動式的，這種差動式的流動帶動尾渦中的湍流邊界層發生能量交換，從而影響翼型表面尾渦層的渦量和渦量變化率，使力和力矩重新分配，可以達到增加翼型升力、減小翼型阻力的目的。

3 結論

通過本文分析和研究得出如下結論:

(1)鋸齒襟翼比格尼襟翼更具有改善翼型升阻性能的作用。

(2)對于運輸機的翼型，其高度為4%弦長的鋸齒襟翼的增升效果最好，可使最大升阻比增加20%。

今后應深入研究的內容包括:采用更先進的數值計算方法進行計算;開展多次重復性試驗，以便驗證試驗結果的一致性;對多種機型開展研究，以驗證結論的普遍性。

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