水陸兩棲飛機內吹式襟翼優化設計

王妙香， 孫衛平， 秦何軍

中航通飛研究院有限公司 總體氣動室， 珠海　519040

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水陸兩棲飛機內吹式襟翼優化設計

王妙香*， 孫衛平， 秦何軍

中航通飛研究院有限公司 總體氣動室， 珠海519040

摘要:為改善某型水陸兩棲飛機的起降性能，提高其抗浪能力，需設計高性能吹氣襟翼以滿足其性能要求。本文在國內外已有的吹氣襟翼研究基礎上，結合飛機氣動綜合優化設計框架及計算流體力學(CFD)的優勢，以設計出高氣動效率及工程實用性的內吹式襟翼方案作為設計目標，對內吹式襟翼的基本形式、吹氣縫道位置及噴縫參數等進行綜合優化設計，最終通過風洞試驗來驗證優化設計方案的有效性。從分析及驗證結果來看，通過本優化設計方法所設計的內吹式襟翼，能在使用相同吹氣動量系數的條件下，明顯推遲襟翼上的氣流分離，實現最大升力系數20%左右的提升，顯著提升了內吹式襟翼的氣動效率，為進一步實現內吹式襟翼的工程應用奠定了基礎。

關鍵詞:水陸兩棲飛機； 內吹式襟翼； 優化設計； 計算流體力學； 風洞試驗； 最大升力系數

增升裝置主要是用來改善飛機的低速氣動特性，采用高效率的增升裝置可增加飛機的可用升力系數范圍，有效減少其起降滑跑距離。從氣動角度講，可通過增加升力面的段數，來達到增升目的，但會使結構復雜化、重量增加等。對于具有特殊短距起降性能要求的運輸機，即使采用性能最好的常規機械式增升系統也不能滿足其低速氣動力的設計要求，而借助動力進行增升的吹氣襟翼技術將會發揮重要的作用。為此將常規翼吊式布局發動機的高速噴流引入機翼后緣增升裝置，改善流場分布、改變機翼表面的壓力分布形態、增加機翼環量，以求獲得較高的增升效果。

雖然吹氣襟翼系統結構復雜，對吹氣縫道及管道的制造加工難度大，但其可觀的增升效果依然吸引著很多飛機設計師對其進行持續深入研究[1]。其中，不乏成功應用的案例，日本的US-2大型水陸兩棲飛機將吹氣附面層控制系統的工程應用提高到了一個新的高度[2]。中國特種飛行器研究所(605所)也曾對吹氣襟翼技術開展過相關研究，并進行了大量的風洞試驗，獲得了較為系統的數據和結論，對后來的飛機設計工作具有重要的參考價值。

從20世紀中期開始，飛機設計人員就開始研究將發動機的高壓氣流，通過管道系統引導到襟翼艙后緣或襟翼前緣上表面某一處具有縫道的位置，并將高速氣流通過此縫道吹到襟翼上表面，通過增加流過襟翼表面氣流的動量，控制大偏度時襟翼后緣的分離，從而增加最大升力系數。在諸多增升技術中，這種利用吹氣襟翼來實現飛機最大升力系數的提升是一種典型的飛機附面層控制方法[3]。大量的研究及應用實踐表明，使用吹氣襟翼的方式來提升飛機的起降性能是十分有效的[4]。采用吹氣襟翼，能大幅改善飛機在起飛、著陸構型下襟翼的氣動力特性和流場分布，增加飛機的升力，降低飛機的起降速度，對于水陸兩棲飛機而言，由于飛機起降速度的降低，縮短了起降距離，降低了起落架/船體載荷，可大幅提高水陸兩棲飛機的抗浪性和使用壽命。

中國自行研制的某水陸兩棲飛機采用單船體機身,大展弦比梯形機翼，翼吊4臺大功率渦槳發動機，T型尾翼的總體布局形式，增升裝置采用單縫襟翼。在其改進改型設計過程中，需要進一步提升抗浪水平，擴大使用范圍。而提高起降狀態的升力系數是提高飛機抗浪能力的主要途徑之一。

吹氣襟翼的效率與機翼平面形狀及管路通道等的具體安排有密切關系，涉及的內容較廣。對吹氣襟翼而言，最大升力系數的增加過程正是隨著吹氣量的增加而使襟翼表面附面層分離點后移的過程，但它們之間不是線性的關系，而且與翼型的參數、機翼平面形狀以及吹氣縫的位置及高度有關。吹氣襟翼的氣動力設計難點主要在于，如何使用較小的吹氣動量系數來實現較大的吹氣增升效果，達到更好的流動控制，從而使得吹氣襟翼的設計方案能實現工程應用[5]。本文正是基于此要求進行吹氣襟翼的設計及氣動優化，希望通過對吹氣襟翼基本形式、吹氣縫道位置以及噴縫參數等的設計與優化實現高效的吹氣增升效果。

本文在國內外已有吹氣襟翼的研究基礎上，以某在研大型水陸兩棲飛機為原型，對其氣動外形與吹氣襟翼參數進行綜合優化設計，以高氣動效率及工程實用性的吹氣襟翼方案作為設計目標，利用飛機氣動綜合優化設計及計算流體力學(CFD)的優勢，對吹氣襟翼的方案進行綜合優化設計，最終通過風洞試驗驗證優化設計結果的有效性，為實現吹氣襟翼的工程應用打下基礎。

1吹氣襟翼的基本概念

吹氣襟翼按照是否具有專用的引氣管路分為外部吹氣增升和內部吹氣增升兩種方式。兩種增升方式的對比如圖1和圖2所示。

圖1外部吹氣增升示意圖
Fig. 1Lift enhancement sketch of the external blown flap

圖2內部吹氣增升示意圖
Fig. 2Lift enhancement sketch of the internal blown flap

外吹式動力增升技術是直接將發動機排氣噴向偏轉的襟翼，實現動力增升。根據發動機噴口與機翼的相對位置，又可分為上吹式和下吹式兩種方式：噴口在機翼上表面的稱為上吹式，噴口在機翼下表面的稱為下吹式。YC-14、An-72和NASA QSRA試驗驗證機采用上表面吹氣。YC-15試驗機以及后來發展成的C-17軍用運輸機采用下吹式動力增升襟翼，襟翼偏轉時處于發動機排氣之中。襟翼的偏轉使發動機推力向下偏轉，產生一個直接的升力分量，同時利用襟翼上的縫道來控制流經上表面的氣流流量。

在1956—1957年，NASA蘭利研究中心實施的一項廣泛的研究計劃表明，這種外部吹氣增升概念具有很好的發展前景，并被波音公司用在了競爭C-5運輸機項目的CX-HLS方案上。采用外部吹氣增升概念雖然增加了升力，但也會影響推進效率[6]。此外，該增升方式還會在著陸進場時帶來巨大的噪聲。此方式主要適用于渦扇飛機，常規渦槳飛機難以實現較高的增升效率。

內吹式動力增升技術是將發動機的高壓氣流，通過管道系統引導到襟翼的前緣吹到襟翼的表面上，通過增加襟翼表面氣流的動量增加升力，例如吹氣邊界層控制、噴氣襟翼等。大量的研究表明這些概念在提高氣動性能方面是非常有效的，在給定發動機功率的情況下，它們都大大增加了機翼升力。但阻礙這些概念推廣到實際應用的主要原因是，它們必須采用復雜的內部空氣導管系統和抽氣裝置，這不僅要占用一部分機體內部空間，增加機翼結構的重量、成本、復雜性和維修的難度，還會對發動機的功率和工作產生不利影響。但針對某些對起降有苛刻要求的特種飛行器，如大型水陸兩棲飛機，采用內部吹氣增升仍是一種較好的方案。

2吹氣襟翼的參數設計

2.1吹氣型式的確定

(1)

式中：Mj為單位時間的質量流量;Vj為射流速度;q為來流動壓;S′為參考面積。

2.2吹氣襟翼的偏角

吹氣襟翼的偏角與最大升力系數有很大關系，一方面選擇的最大偏角應與所提供的吹氣動量系數高度匹配，才能實現最佳的增升效果；另一方面還需考慮過大襟翼偏角帶來的飛機的實際操縱問題，以及過大的襟翼偏角所帶來的機翼失速特性變差等一系列問題[9]。故在吹氣襟翼設計及方案優化中，需要綜合考慮氣源系統的功率，操縱系統的特性及飛機氣動特性，吹氣襟翼偏角的確定也是本文優化設計中的一個重點研究參數。

2.3噴縫高度的選擇

噴縫高度Wt對吹氣襟翼的效率和增升效果影響較大，過小的噴縫高度還會給加工工藝帶來很大困難。

當PD/Pa≤1.893時

(2)

當PD/Pa>1.893時

(3)

噴縫面積At的經驗公式可寫為

At=0.97×0.85LtWt

(4)

式中：K=1.4；Lt為噴縫長度。

聯解式(2)～式(4)，根據所能提供的吹氣動量系數可得到Wt的范圍。在本次優化設計中，也將研究不同噴縫高度對吹氣效率的影響。

2.4噴縫在翼面上的位置(參考偏角)

噴縫位置是以噴縫與操縱面轉軸的連線與操縱面弦線的夾角來確定的，具體定義如下：由操縱面的轉軸向其弦線作垂線，并以該垂線為基準，以轉軸為圓心旋轉到噴縫與操縱面轉軸的連線所經過的角度。從理論上講，噴縫位于最大偏度時的最小壓力點位置之前，對附面層的控制最有效[10]。在初步設計中，可將噴縫位置設計在襟翼最大偏角的1/2方位上，在本文的優化設計中，噴縫在翼面上的角度參數也是重點優化設計的參數之一。

3優化設計流程及方法

3.1優化設計流程

隨著近年來數值優化設計技術和優化軟件集成的快速發展，采用計算機進行高準確度的數值優化設計成為一種常用的優化設計方法。運用數值計算優化方法進行飛機氣動外形的優化設計，能夠通過計算機實現優化流程自動化，將飛機氣動外形的參數化、數值計算軟件同優化軟件的使用結合起來，其基本流程如圖3所示。通過對參數化幾何外形的不斷調整來尋求目標參數的最優值，從而完成氣動優化設計[11-12]。它克服了傳統氣動外形設計方法的許多缺點，在設計結果上更加精確，但周期較長。

圖3流程集成優化設計示意圖
Fig. 3Flow diagram on integration optimization design

要實現流程集成自動優化設計，必須保證優化設計的各個環節都是參數化或者自動處理，其參數化幾何模型、網格、CFD計算方法都必須能反復修改且有較強的適應能力。其幾何模型生成應具備高效穩定的參數化驅動機制，較強的參數化適應能力。

基于CFD的氣動優化設計已成為當前計算流體力學研究的一個重要領域。近年來隨著計算技術的飛速發展,許多直接優化方法被引入優化設計上[13]。通過過程集成優化軟件集成計算機輔助設計(CAD)與數值計算軟件，設定輸入和輸出目標及約束條件，建立集成優化設計流程。

3.2數值計算方法

3.2.1網格劃分

網格采用HEXPRESS軟件劃分，類型為笛卡爾網格。網格劃分利用分區網格策略，以提高網格的生成質量和效率。網格分為基本機翼區域和襟翼區域2塊，對于不同的起飛構型和降落構型，只需要替換襟翼區域的網格塊即可。此外，HEXPRESS的網格拓撲替換功能可快速生成不同構型的襟翼區域網格。

物面附近加入附面層網格，壁面首層網格y+約為1，主翼面上的增長率為1.2，生長40層以上；翼梢的增長率為1.5，層數大于25；噴縫及機翼后緣的增長率為2.0，層數約為10。附面層網格和外層網格之間實現平滑過渡，具有較高的網格質量。為更好地捕捉空間流場結構，對噴縫出口、翼面和尾跡區域的網格進行加密。

3.2.2計算方法

流場求解通過Fluent軟件來完成，控制方程為雷諾平均Navier-Strokes(N-S)方程。

2) 考慮到吹氣模型噴縫處射流速度高，在較大的吹氣動量系數下，噴流具有較高的壓比，需考慮氣體壓縮性影響[14]。故對吹氣模型選用Coupled算法，流體介質選為完全氣體；噴縫出口設為Pressure Inlet邊界條件，給定出口的總壓來模擬射流作用；控制方程各項的離散精度與未吹氣時保持一致。所有工況均采用非定常方法計算。

3.2.3方法驗證

本研究中進行方法驗證所選用的標模是第1屆美國航空航天學會(AIAA)高升力預測會議所提供的NASA TRAP WING模型。該模型為半模，采用全翼展三段襟-縫翼增升裝置。

NASA TRAP WING的風洞試驗提供了縱向氣動特性結果。通過對比其結果，S-A湍流模型計算結果最佳，計算的失速迎角值比試驗的約小1°，在嚴重分離前，升力系數和阻力系數的誤差分別在3.2%和4.4%以內，俯仰力矩系數的誤差為3%～5%；Transition SST湍流模型的計算結果次之，失速迎角約小5°，升力系數CL、阻力系數CD、力矩系數Cm的誤差分別在7%、9%和11%以內；SSTk-w的計算結果最差，計算的失速迎角值比試驗的約小9°。

盡管在方法驗證的標模計算中S-A湍流模型表現最佳，但考慮到該模型并不適合計算含高速射流的流場，故在后文的計算中選用TransitionSST湍流模型。

3.3優化算法

在看到多媒體教學諸多優勢的同時，也應看到其可能存在的不足之處，并積極地加以改進，做到揚長避短，為我所用。

粒子群優化算法是由Eberhart博士和Kennedy博士提出的一種進化計算技術。該算法模擬的生物進化模型為鳥群的捕食過程。粒子群優化算法具有容易實現、參數設置簡單、能夠以較小的種群規模保持較好的多樣性，以及收斂速度快等諸多優點。

本優化設計研究案例中，采用經過改進的量子粒子群算法：當每個粒子計算完成后，立即對pbest、gbest、mbest進行更新，同時根據pbest來進行排序，每個粒子僅向優于自身pbest的粒子學習，且排名越靠后的粒子向其他粒子學習的程度越高。通過此改進，算法對信息的利用得到提高，加快了收斂速度。

4優化設計案例

4.1等直段內吹式襟翼參數化模型設計

基于上文對內吹式襟翼參數的分析研究，結合某大型水陸兩棲飛機原型機翼的幾何外形和設計特點，使用CATIA的參數化設計功能，建立內吹式襟翼的參數化優化設計模型，如圖4所示。

圖4吹氣襟翼參數化研究模型
Fig.4 Parameterized model of internal blown flap

4.2優化參數及目標設定

通過第2節中對內吹式襟翼主要參數的分析論證，在對等直段內吹式襟翼的優化設計研究中，主要對噴氣襟翼的縫道高度、縫道位置(噴縫在襟翼上的位置)、內吹式襟翼的偏角、內吹式襟翼的相對弦長等主要參數進行優化設計，基于前期的基礎研究，先擬定研究模型的初始設計參數如表1所示。

表1　內吹式襟翼初始設計參數

等直段優化模型網格量約為1 950萬個單元，機翼兩端的遠場邊界設定為對稱面以模擬無限展長機翼。

在流程集成優化設計軟件中，設定好以上參數變量及優化設計的目標值等參數，建立如圖5所示的優化設計流程，使用3.3節所述的經過改進的量子粒子群算法作為優化設計的算法，完成優化設計的流程搭建。最終通過優化設計流程的自動優化過程，完成模型參數的優化迭代，在給定的吹氣動量系數下，通過如圖6所示的優化迭代收斂歷程，最終得到了最大升力系數的優化結果，迭代代數為30。

在本優化設計研究算例中，因網格數量較大，CFD計算工作量十分巨大，需強大的集群工作站支持，且優化設計周期也較長，是一種精細化優化設計手段。

4.3參數優化設計結果

通過對表1中所示的初始參數進行優化設計，在給定的吹氣動量系數下，實現了對等直段襟翼研究模型的參數的優化設計，參數優化設計結果如表2所示。

圖5吹氣襟翼優化設計流程圖
Fig. 5Flow diagram on internal blown flap optimization design

圖6最大升力系數優化歷程
Fig. 6Optimization progress of maximum lift coefficient

通過對優化設計后的參數進行初步分析可知，要使得內吹式襟翼的氣動效率較高，其噴縫的高度和噴縫的參考偏角是最主要的設計參數，噴縫高度的優化設計一方面要考慮到附面層堵塞造成的實際噴縫面積的減少[15]，另一方面也要考慮到噴縫處復雜的高速氣流流動狀態，若噴縫太小則很可能出現超聲速流動，而噴縫過大則無法提高吹氣的效率[16-17]。

表2等直段內吹式襟翼參數優化設計結果

Table 2Optimization design parameters of internal blown flap on straight section

ModelGapheight/mmReferenceangle/(°)Flapangle/(°)FlaprelativechordlengthStraightsectionmodel3.037640.31

同時從噴縫參考偏角優化結果的參數來看，初始偏角的設定過于保守，以至于襟翼大偏角時，無法以較小的吹氣動量系數實現較高的吹氣效率，必須選擇合適的噴縫參數才能使在使用合適的吹氣動量系數下實現最大升力系數的提升。

5優化設計結果分析及驗證

5.1CFD數值優化設計結果

在本次分析中，著重對優化前后的兩種狀態進行對比，從表3及圖7中可以看出，由于優化后的縫道其吹氣效率得到提高，最大升力系數CL max增加了19.6%，超過了設定的CLmax≥4的優化目標。同時由于吹氣效率的提高，襟翼大偏角時的阻力也有一定程度的減小，而俯仰力矩的變大則表明內吹式襟翼效率的提升得益于襟翼增升效果的顯著增加，導致氣動力的后加載明顯，從而導致低頭力矩增大，這將對工程應用中飛機平尾的設計提出更大的挑戰[18]。

圖8和圖9是優化前后的吹氣襟翼空間流線對比，以及機翼剖面渦量云圖對比。從圖中可明顯看出，在使用同樣的吹氣動量系數下，優化前后的內吹式襟翼其襟翼分離形態區別明顯，縫道優化后的內吹式襟翼其分離被有效抑制，能為飛機提供更高的最大升力系數。

ItemCLmaxCDCmKBeforeoptimization3.6820.10387-0.4562135.448Afteroptimization4.4050.08425-0.6027552.284Variation0.723-0.01962-0.1465416.836Gradient/%19.6-18.932.1247.5

通過對等直段內吹式襟翼的優化設計分析，證明合適的吹氣動量系數能很大程度地提高升力、降低阻力，并有效抑制或消除局部分離流動。通過優化設計，掌握了最優的內吹式襟翼設計參數，能為后續進行全機內吹式襟翼設計打下基礎。

5.2風洞試驗驗證

5.2.1等直段模型風洞試驗驗證

為驗證本文優化設計結果的可信度，設計了等直段風洞試驗驗證模型(包括優化前和優化后的模型)，對優化前后的吹氣效率進行了風洞試驗對比驗證。

5.2.2全機半模內吹式襟翼方案驗證

為進一步驗證內吹式襟翼優化設計的效果，同時還設計了全機的半模帶內吹式襟翼方案，并在國內某低速洞進行了1∶11全金屬半模風洞試驗驗證[19-20]。試驗方法與半模測力試驗方法相同，模型內、外襟翼可吹氣，主要驗證了襟翼起飛偏角和著陸偏角的構型，試驗結果如圖11所示。

圖11風洞試驗升力系數曲線
Fig. 11Lift coefficient curves on wind tunnel test

上述試驗結果表明：應用本文設計方法設計的內吹式襟翼方案，增升效果明顯，在無動力狀態下，最大升力系數已經超過3.0，同時使用的臨界吹氣動量系數較小，實現了內吹式襟翼方案的高效性，為實現水陸飛機的短距起降奠定了基礎。

6結論

本文從工程應用層面，立足于簡單高效的設計與優化方法，對內吹式襟翼的設計及參數優化進行了大量研究。通過對內吹式襟翼的參數優化及模型參數化設計，研究并選擇高準確度的數值計算分析方法，結合高效的優化算法，實現了內吹式襟翼氣動優化設計流程的搭建，掌握了內吹式襟翼的氣動優化設計方法，取得了顯著的優化設計效果，并且在試驗驗證中進一步證明了優化設計的手段，研究結果表明：

1) 對內吹式襟翼進行參數化建模及參數優化設計，能提高內吹式襟翼的氣動效率，實現以較小的吹氣動量系數來獲得較大增升效果的設計目標。

2) 通過對數值計算分析方法的研究，掌握了對內吹式襟翼復雜構型的高準確度數值計算分析，同時結合優化設計算法和優化設計流程的搭建，能實現高精度的數值優化設計。

3) 在內吹式襟翼的設計中，所采用的襟翼面吹氣方式以及噴縫各項參數所取得的優化設計較為成功，從分析及驗證的結果來看，在使用相同吹氣動量系數的條件下，使得襟翼的氣流分離明顯推遲，將最大升力系數提升20%左右，顯著提升了內吹式襟翼的氣動效率。

4) 本文研究將傳統內吹式襟翼的氣動設計方法進行了改進,增加了優化設計環節，從而能在更短時間內設計出更為高效的吹氣襟翼方案，為提高大型水陸兩棲飛機的抗浪性提供了技術支撐。

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王妙香女， 碩士，高級工程師。主要研究方向： 飛機總體設計。

Tel:0756-7688205

E-mail: avicwmx@163.com

孫衛平男， 碩士， 研究員。主要研究方向： 飛機總體設計。

Tel: 0756-7688139

E-mail: swp8342@126.com

秦何軍男， 本科， 工程師。主要研究方向： 飛機總體設計。

Tel: 0756-7688139

E-mail: qinhejun@163.com

Received： 2015-09-09; Revised: 2015-10-22; Accepted: 2015-11-17; Published online: 2015-11-2314:26

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151123.1426.004.html

Optimization design of an internal blown flap used in large amphibian

WANG Miaoxiang*, SUN Weiping, QIN Hejun

General Configuration and Aerodynamic Design Department, China Aviation Industry General Aircraft Co., Ltd, Zhuhai 519040, China

Abstract:In order to improve the aerodynamics performance and increase the seaworthiness of an amphibian aircraft, the blown flap with high performance is designed to meet the requirements. Based on experiences about blown flap domestic and overseas, combined with the aircraft design framework of the aerodynamic integrated optimization and the advantage of the Computational Fluid Dynamics (CFD), it is intended to design a scheme with high aerodynamic efficiency and practicality in engineering. The form of internal blown flap, the location of blow gaps and the parameters of gaps are designed; the efficiency of the scheme is certified by wind tunnel tests. These results show that the internal blown flap designed by the optimization method obviously delays flow separation of the flap, and maximum lift coefficient increases 20% compared with basic configuration under the same momentum coefficient condition, and the aerodynamic efficiency of blown flap is increased significantly ,and the seaworthiness of the amphibian aircraft is raised. It is believed that the obtained results perhaps could be of some value in the engineering application of internal blown flap.

Key words:amphibian; internal blown flap; optimization design; CFD; wind tunnel test; maximum lift coefficient

*Corresponding author. Tel.： 0756-7688205E-mail: avicwmx@163.com

作者簡介：

中圖分類號：V231.1

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0300-10

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0310

*通訊作者.Tel.： 0756-7688205E-mail:avicwmx@163.com

收稿日期：2015-09-09; 退修日期: 2015-10-22; 錄用日期: 2015-11-17; 網絡出版時間: 2015-11-2314:26

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151123.1426.004.html

引用格式： 王妙香， 孫衛平， 秦何軍． 水陸兩棲飛機內吹式襟翼優化設計[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 300-309. WANG M X, SUN W P,QIN H J. Optimization design of an internal blown flap used in large amphibian[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 300-309.

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