基于前緣縫翼微型后緣裝置的多段翼型被動流動控制

張振輝， 李棟， 楊茵

西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室， 西安 710072

基于前緣縫翼微型后緣裝置的多段翼型被動流動控制

張振輝， 李棟*， 楊茵

西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室， 西安 710072

以麥道航空公司的三段增升構型為研究模型，采用剪切應力輸運(SST)k-ω湍流模型在C-H型多塊結構網格上求解二維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程，研究了前緣縫翼微型后緣裝置(MTED)在多段翼型被動流動控制中的應用。由于MTED改變了實際的縫翼縫道參數，因此首先研究了作為主要改變量的縫道寬度對該三段翼型氣動性能的影響，當縫道寬度從參考構型的2.95%c增加至3.98%c時，最大總升力系數約減小4.61%。當在不同縫道寬度基本構型上增加相同MTED時，計算結果表明它對各個翼段的影響定性一致，即前緣縫翼升力增加、主翼升力減小以及后緣襟翼升力基本不變化。這些升力變化的綜合作用是：MTED構型線性段總升力系數的變化不大，失速段的變化取決于縫道寬度，當縫道寬度為3.98%c時，高度為0.50%c的MTED構型的最大總升力系數約增加6.98%。

多段翼型； 被動流動控制； 前緣縫翼； 微型后緣裝置(MTED)； 縫道寬度

現代大型飛機離不開高效的增升裝置，它能夠改善飛機的起降和爬升性能、提高起飛重量、縮短滑跑距離、減小氣動噪聲以及增強機場適應性等[1]。因此，飛機制造商都在不遺余力地推進增升裝置技術的發展，它的發展趨勢是氣動外形的高效化和結構設計的簡單化，如B727采用了內側克魯格襟翼和外側前緣縫翼的前緣增升裝置以及三縫襟翼后緣增升裝置，而B767對應的則是前緣縫翼以及內側雙縫襟翼和外側單縫襟翼[2]。傳統增升裝置的設計經歷了不斷發展后，在氣動性能上的改進空間已變得非常有限，適用的流動控制技術為其提供了一種有效途徑。

基于能量消耗和控制環路的方式，增升裝置的流動控制技術可分為被動和主動控制技術，被動控制裝置包括主翼下偏擾流板[3]、主翼增升薄片[4]、襟翼微型后緣裝置[5]以及主翼和襟翼渦流發生器[6]等，涉及的主動控制手段包括合成射流[7]、等離子體[8]以及動力增升[9]等。這兩種控制技術各有自身特點和機理，其中被動控制具有無需外部能源、技術相對簡單、制造成本較低以及技術成熟度高等優點，已在某些型號的飛機上得到了應用，如F-18中的下偏擾流板。在上述增升裝置的被動控制裝置中，實際上主翼增升薄片也屬微型后緣裝置(MTED)的范疇，MTED在幾何尺度上與邊界層高度為同一量級，可以布置在不同翼段或組合使用，根據實際飛行狀態打開和收起都比較方便。

對于MTED在多段翼構型[4-5，10-12]上的應用研究，主要集中在主翼和襟翼上，Carrannanto等[11]分析了兩段翼型和三段翼型主翼MTED對氣動性能的影響，褚胡冰等[5]分析了三段翼型襟翼MTED幾何參數的影響。對于現代民用飛機，傳統的增升裝置大多采用前緣縫翼和后緣襟翼的形式，前緣縫翼在延遲流動分離和增大失速迎角方面具有重要作用。因此，本文以麥道航空公司的三段增升構型為研究模型，結合縫翼縫道參數的變化，研究了縫翼MTED在多段翼型被動流動控制中的應用，旨在分析并總結它的控制機理和影響規律。

1 研究模型

麥道航空公司的三段增升構型被廣泛采用于多段翼型的數值研究[13]中，曾作為1993年在NASA Langley研究中心舉辦的高升力研討會的算例[14]。它的風洞試驗[15-16]主要在NASA Langley研究中心的低湍流度增壓風洞(LTPT)中完成，涵蓋了不同雷諾數以及不同縫翼和襟翼縫道參數構型。各個翼段打開時它的縫道參數采用“正交法”定義，如圖1所示，各個翼段收起時的巡航狀態翼型參考弦長為c。前緣縫翼縫道參數包括縫翼偏角δs、縫翼重疊量Os和縫翼縫道寬度Gs；后緣襟翼縫道參數與此類似，包括襟翼偏角δf、襟翼重疊量Of和襟翼縫道寬度Gf。前緣縫翼MTED布置在縫翼后緣的下表面，考慮到局部網格的生成及其質量將它大致設置為沿當地翼面的法線方向，它的寬度為0.04%c，高度定義為h。

圖1 研究模型及參數定義 Fig.1 Research model and parameters definition

2 數值方法及驗證

2.1 數值方法

本文數值模擬基于成熟的ANSYS Fluent軟件[17-18]，采用有限體積法求解二維非定常雷諾平均Navier-Stokes (RANS) 方程，對流項采用二階迎風格式，擴散項采用二階中心差分格式，時間推進采用隱式雙時間推進方法。為了使RANS方程封閉，采用剪切應力輸運(SST)k-ω兩方程湍流模型(假定全湍計算)，Rumsey和Ying[13]在對多段翼型數值模擬進行的總結中發現該湍流模型對多段翼型的數值計算比較準確。邊界條件的設定為：物面采用無滑移邊界條件，遠場采用壓力遠場邊界條件。計算馬赫數和雷諾數分別為Ma=0.2和Re=9.0×106，其中雷諾數參考長度為巡航構型的翼型弦長c。在計算過程中，無量綱化所使用的參考面積和參考長度都為巡航狀態的對應值；力矩中心xcm定義的位置如圖1所示，它位于巡航構型的0.25c處。

2.2 計算網格

計算域遠場邊界由半圓和矩形組成，多段翼型上游和上下邊界取為15c，下游取為20c；數值計算采用的C-H型多塊結構網格的網格拓撲結構及物面附近網格如圖2所示。每個翼段都以C型網格為主導，其中縫翼、主翼和襟翼C型網格的數量分別為2、1和1，此外在網格拓撲結構上布置了可以表征縫道寬度的“過渡層”。當縫道寬度變化時，保持各個翼段壁面附近的局部網格不變，僅通過調節“過渡層”區域的局部網格即可得到全局網格。

圖2 C-H型多塊結構網格 Fig.2 Multi-block structured grid of C-H type

為了研究網格敏感性，選取30P30N基本構型，在不改變計算域分塊的前提下，通過調節每個塊內部的網格節點分布得到幾套不同疏密的網格，然后進行對比計算。首先建立一套粗網格(Coarse Grid)，在此粗網格上分別沿著翼型法向和流向加密得到中網格A(Medium Grid A)和中網格B(Medium Grid B)，同時沿這2個方向加密得到細網格(Refined Grid)。這幾套網格的分塊過渡遵循相同的原則，物面第一層網格的高度都約為1.0×10-5c，網格數量情況如表1所示。計算結果的比較如圖3所示，從圖中可以看出：它們對升阻力系數CL和CD、力矩系數Cm和表面壓力系數Cp分布具有相同的解析度，后文中的數值計算都采用網格數量較大的細網格。類似地，對于MTED附近的局部網格敏感性也進行了研究，并依據計算結果選擇合適的網格。

表1 幾套不同疏密的網格(30P30N)Table 1 Several sets of grid with different size (30P30N)

圖3 幾套不同疏密網格的計算結果比較(30P30N) Fig.3 Comparison of calculation results from several sets of grid with different size (30P30N)

2.3 數值驗證

為了驗證計算方法，選用研究模型的典型著陸構型30P30N作為算例，該構型的縫道參數為：前緣縫翼δs=30°,Gs=2.95%c,Os=-2.50%c;后緣襟翼δf=-30°,Gf=1.27%c,Of=0.25%c。在實驗中雖然采用了側壁吸氣的方法來盡可能地保證二維流動特性，但襟翼上表面的展向壓力分布表明當α>16° 時流動的三維效應較強，這會對計算與實驗的比較產生一定的影響。

計算與實驗結果的比較如圖4所示，圖4(a)為升力系數[15-16]，當α<16° 時二者吻合良好；實驗失速迎角和最大總升力系數分別約為21°～22° 和4.37，計算的失速過程相對緩慢，對應的這些計算值約為24°～25° 和4.32，計算的失速迎角偏大，最大總升力系數吻合。主翼是該構型最主要的升力部件，實驗中當α≈21° 時主翼失速，隨著迎角的繼續增加主翼升力系數較快地減??；計算的主翼失速迎角與實驗值相同，但主翼失速過程相對緩慢。前緣縫翼和后緣襟翼計算升力系數的變化與相應的實驗結果一致，各個翼段的綜合作用使總升力系數的計算值在失速迎角附近與實驗值有一定的偏差。

圖4(b)為阻力系數[15]，計算值與實驗值之間的偏差較大，與Wang等[3]的計算值吻合。王運濤等[19]指出：采用全湍流模擬方式對多段翼型邊界層速度型和阻力系數的模擬精度較差，模擬實驗的轉捩位置可以使計算結果更接近實驗值，但還是存在一定的差距。

圖4(c)為俯仰力矩系數[14]，負值表示低頭力矩，實驗結果顯示在失速前隨著迎角的增加低頭力矩減小，計算值與實驗值基本吻合。實驗結果指出力矩減小的原因是：隨著迎角的增加，縫翼升力增加，襟翼升力減?。恢饕砬熬壍奈Ψ逯碉@著增加，主翼后部的升力變化相對較小，這些計算結果都與相應的實驗結果吻合。

圖4(d)為α=16°時的表面壓力分布[15]，各個翼段的計算結果均與相應的實驗結果吻合良好。實驗結果表明在失速迎角附近這個構型在各個翼段的上表面均沒有出現明顯的分離區；計算結果也是如此，當α>20°時主翼尾跡分離，隨著迎角的進一步增加分離區逐漸增大。

圖4 30P30N構型計算與實驗結果[14-15]的比較 Fig.4 Comparison between calculation and experiment results[14-15] for 30P30N configuration

3 計算結果及分析

根據圖1中的定義，多段翼型前緣縫翼MTED改變了實際的縫翼重疊量Os和縫道寬度Gs，其中主要改變了Gs。因此，研究基于它的多段翼型被動流動控制需要考慮縫翼縫道參數這個因素，下面首先研究Gs對氣動性能的影響，然后分析MTED的控制機理并總結其影響規律。

3.1 前緣縫翼縫道寬度的影響

為了研究前緣縫翼縫道寬度Gs的影響，保持前緣縫翼偏角δs和重疊量Os以及后緣襟翼縫道參數不變，分別將Gs/c設定為2.95%、3.17%、3.41%、3.68%和3.98%。實際上，相對30P30N參考構型后4個構型的縫翼分別沿遠離主翼軸線的方向平移0.5%c、1.0%c、1.5%c和2.0%c。

由于中間3個Gs基本構型的計算結果基本上介于最小和最大Gs基本構型之間，因此僅給出了最小和最大Gs情形的對比結果。圖5為力和力矩系數，隨著Gs的增加，縫翼升力系數在整個計算迎角范圍內都減小，且減小量隨著迎角的增加而逐步增加。主翼升力系數在α<14° 時的線性段增加，但隨著迎角的繼續增加升力線斜率較快地減小而使升力系數小于參考構型。襟翼升力系數在α<10° 時幾乎沒有變化，但隨著迎角的進一步增加它逐步小于參考構型。圖5(a)～圖5(c)的坐標尺度相同，對比三圖可以發現：在相同迎角下，縫翼升力的減小量在3個翼段中始終最大，其中襟翼升力的變化不起主導作用。因此，3個翼段的總升力系數在所有計算迎角下都小于參考構型，當α≤8° 時它的減小量很小，但隨著迎角的繼續增加總升力系數逐漸減小，失速性能降低，表現為：失速迎角呈減小的趨勢，相比參考構型Gs=3.98%c構型的最大總升力系數約減小4.61%。此外，3個翼段的總阻力系數在不同迎角下都增加，除失速迎角附近外每個迎角下的阻力增量幾乎相同；俯仰力矩的變化是各個翼段升力變化和它們到力矩中心距離綜合作用的結果，在計算迎角范圍內總低頭力矩都不同程度地增加。

圖5 不同縫道寬度基本構型的力和力矩系數 Fig.5 Coefficients of force and moment for baseline configurations with different slat gap

在不同迎角下，隨Gs的增加上述計算結果的變化從某種程度上來說是定性一致的，圖6給出了計算迎角范圍的中間值α=12° 時上述兩種基本構型的相應結果。圖6(a)為升阻系數和升阻比K隨Gs的變化曲線，總升力系數和升阻比的變化趨勢一致，它們都隨Gs的增加而非線性地減小，而總阻力系數與此相反，因此Gs=2.95%c是這些Gs中的最優值。圖6(b)為不同Gs構型的流線和馬赫數云圖，兩圖中的流線均來自于上游的相同位置，隨著Gs的增加更多流體流經縫翼縫道，其中部分流體需要偏轉更大的角度才能通過縫道，因此阻力增加。兩圖中馬赫數云圖的等值線劃分相同，當Gs增加時，縫翼駐點前移，縫翼迎風面駐點之后和背風面凹陷處的繞流以及縫道內流動的馬赫數增加，這使得相應位置的壓力分布(表面壓力分布見圖6(c))減?。豢p翼上表面前緣附近繞流的流速減小，這對應縫翼吸力峰值的減??；縫翼上表面后緣附近的吸力增加，在這些因素的綜合作用下縫翼升力減小?？p翼升力減小使縫翼尾跡氣流的下洗作用減弱，主翼上表面前緣附近繞流的流速增加，這對應主翼吸力峰值的增加；主翼上表面除前緣附近之外的其余部分的吸力稍有減小，主翼下表面的壓力分布基本沒有變化；主翼前緣附近的升力增量明顯大于其余部分的升力減量，因此主翼升力增加。原先流經主翼下表面的很少部分流體流向主翼上表面，流經襟翼縫道的流體減少，襟翼上表面前緣附近繞流的流速減小，這對應襟翼吸力峰值的稍微減小，襟翼下表面的壓力分布基本沒有變化，因此襟翼升力減小。

圖6 不同縫道寬度基本構型在α=12° 下的計算結果 Fig.6 Calculation results of baseline configurations with different slat gap (α=12°)

這些計算結果表明Gs對多段翼型的氣動性能具有重要影響，合適的Gs能提高總升力、降低總阻力和提高總升阻比。以上計算結果和結論與Renukumar等[20]對三段翼型前緣縫翼和后緣襟翼縫道參數的影響研究所得結論一致，這也從另一個方面反映了數值方法的可靠性。在上述計算的不同Gs的基本構型中，最小Gs=2.95%c構型的氣動性能最優，而最大Gs=3.98%c構型的氣動性能最差。

3.2 前緣縫翼微型后緣裝置的影響

在以上不同Gs基本構型的前緣縫翼上布置圖1 定義的MTED，對其附近網格進行適當加密，在研究局部網格敏感性的基礎上進行對比計算。對于不同Gs情形，計算結果表明相同高度的MTED對各個翼段的影響定性一致，其中Gs=3.98%c情形的變化最大，下面將以它為例進行分析。

圖7為Gs=3.98%c構型有/無高度為h=0.50%c的MTED的力和力矩系數的比較，對比圖5與圖7(兩圖中對應子圖的坐標尺度相同)，MTED對前緣縫翼升力系數、后緣襟翼升力系數和總升力系數的影響，與減小Gs的影響在定性上是一致的；而在定量上它產生的變化較大，相對基本構型，MTED構型的總升力系數約增加6.98%。但它對主翼升力系數、總阻力系數和總力矩系數的影響與減小Gs的影響略有不同，表現為：MTED構型主翼線性段的升力線斜率以及整個計算迎角范圍內的升力系數小于基本構型；它的總阻力系數在α=0° 時與基本構型相當，但隨著迎角的增加它較快地增加而且逐步大于基本構型；總力矩系數的不同源于各個翼段升力變化的程度不同。

圖7 Gs=3.98%c構型有/無前緣縫翼MTED的力和力矩系數(h=0.50%c) Fig.7 Coefficients of force and moment for Gs=3.98%c configuration with and without slat MTED (h=0.50%c)

圖8為α=12° 時Gs=3.98%c基本構型和MTED構型的流線和馬赫數云圖以及表面壓力分布。如圖8(a)所示，與減小Gs類似的是流經MTED構型縫翼縫道的流體減小。在MT-ED之前和之后分別存在一個駐渦和一對反向渦，MTED構型整個縫翼上表面的流速加快，縫翼下表面、縫翼縫道和主翼上表面前緣附近的流速減慢。各個翼段的表面壓力分布如圖8(b)所示，MTED的“彎度效應”使縫翼后緣出現一個較大的后加載，同時縫翼吸力峰值增加，縫翼升力增加。這使縫翼的下洗效應增強，流經縫道的流線向主翼上表面的下偏程度增加，主翼吸力峰值受到抑制，整個主翼上表面的吸力都減小，因此主翼升力減小。襟翼受縫翼、主翼尾跡和襟翼縫道流動的綜合影響，相比前兩個翼段它的壓力分布變化很小。總升力主要受縫翼和主翼的影響，縫翼升力的增量大于主翼升力的減量，因此總升力增加。

圖8 α=12° 時Gs=3.98%c構型有/無前緣縫翼MTED的計算結果(h=0.50%c) Fig.8 Calculation results of Gs=3.98%c configurations with and without slat MTED at α=12° (h=0.50%c)

3.3 不同縫道寬度前緣微型裝置構型的比較

對于基本構型，如圖5(d)所示，當縫翼縫道寬度Gs從2.95%c增加至3.98%c時，α≤8° 的線性段升力系數變化不明顯，但隨著迎角的進一步增加升力線斜率逐漸減小，失速迎角提前，最大總升力系數約減小4.61%，這說明基本構型的氣動性能對Gs比較敏感。

當不同Gs基本構型增加高度為h=0.25%c或0.50%c的前緣縫翼MTED時，兩種高度的MTED構型隨Gs變化的計算結果定性一致，與基本構型類似的是中間3個Gs構型的計算結果介于最小和最大Gs構型之間。圖9為不同Gs情形兩種高度MTED構型的計算結果比較，對比圖9(a)與圖5(d)，h=0.50%c的MTED構型總升力系數對Gs的敏感性明顯降低，特別是在失速迎角附近的區域。在幾個典型迎角下MTED構型的總升力系數隨Gs的變化關系ΔCL如表2和圖9(b)所示，αCLmax為最大升力系數CLmax下的迎角值。隨Gs的增加h=0.50%c的MTED構型的總升力系數變化都相對很小，實際上各個翼段升力系數的變化也是如此，限于篇幅沒有給出這些比較結果。圖9(c)和圖9(d)分別為MTED構型的最大總升力系數和失速迎角隨Gs的變化曲線，h=0.50%c的MTED構型的失速迎角(在失速迎角附近計算迎角的間隔為1°)和最大總升力系數都逐漸趨于穩定值。

圖9 不同縫道寬度情形MTED構型計算結果比較 Fig.9 Comparison of calculation results for MTED configurations with different slat gap

表2 總升力系數隨縫道寬度的變化Table 2 Total lift coefficients vs slat gap

ConfigurationΔCLα=0°α=12°α=20°αCLmaxBaseline0．00930．05690．15700．2114h=0．25%c0．00900．03900．06390．0277h=0．50%c0．00860．04030．03330．0347

此外，對于同一縫翼縫道寬度Gs，兩個不同高度h=0.25%c和0.50%c的MTED對各個翼段升力系數的變化雖然存在差異，但兩者各自引起的失速迎角之前的總升力系數以及最大總升力系數的變化非常接近，后者的失速迎角小于前者。

4 結 論

1) 多段翼型基本構型的氣動性能對縫翼縫道寬度Gs較為敏感，合適的Gs能有效改善多段翼型的失速性能和延遲失速迎角，在相同迎角下具有提高總升力系數、降低總阻力系數以及提高總升阻力的作用。

2) 前緣縫翼MTED改變了實際的縫翼縫道參數，其中主要減小了Gs，縫道寬度的改變本身會對多段翼型的氣動性能產生一定的影響，但這個變化不起主導作用。

3) 前緣縫翼MTED的定性作用是：增加了縫翼后緣的彎度效應，使縫翼升力增加；抑制了主翼吸力峰值，使主翼升力減?。换旧喜挥绊懡笠砩?。由于縫翼升力增量大于主翼升力減量，因此總升力增加；它同時增加了總阻力，并通過各個翼段不同升力變化程度的綜合作用影響總力矩的變化。

4) 前緣縫翼MTED對多段翼型氣動性能的定量影響取決于前緣縫翼縫道參數，它對失速區域的影響明顯大于線性區域，能夠有效延長升力曲線的線性段和明顯提高最大總升力系數，對失速迎角的影響還與它的高度有關。

5) 前緣縫翼MTED能夠顯著改善多段翼型基本構型的總升力系數對Gs較為敏感的特性，尤其是在失速區域，當縫翼縫道寬度Gs在一定范圍內變化時可以保證總升力系數在一個較小的范圍內變化。

6) 前緣縫翼MTED的高度在一定范圍內時，它對多段翼型氣動性能的影響相差很小，即它的高度敏感性不是很強。

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(責任編輯： 李明敏)

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Passiveflowcontrolofmulti-elementairfoilsusingslatmini-trailingedgedevice

ZHANGZhenhui,LIDong*,YANGYin

NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

BasedontheMcDonnellDouglasAerospacethree-elementhighliftconfiguration,two-dimensionalunsteadyReynoldsaveragedNavier-Stokesequationstogetherwithshearstresstransport(SST)k-ωturbulencemodelareemployedonthemulti-blockstructuredgridofC-Htypetoinvestigateapplicationofslatmini-trailingedgedevice(MTED)topassiveflowcontrolofmulti-elementairfoils.ConsideringthattheactualslatslotparameterswouldbechangedduetoadditionofslatMTED,effectsoftheslatgap,astheprimaryparametricvariation,ontheaerodynamiccharacteristicsofthestudiedthree-elementairfoilareinvestigated.Theresultsshowthatthemaximumtotalliftcoefficientisreducedbyabout4.61%whentheslatgapincreasesfrom2.95%cto3.98%c.ThesameslatMTEDpresentsqualitativelyconsistentimpactsonindividualelementsofthesebasicconfigurationswithdifferentslatgaps,namelyincreasingslatlift,decreasingmain-elementliftandalmostnegligibleeffectsonflaplift.Thecombinationoftheseliftchangesleadstoveryslightchangeinthelinearregionofthetotalliftcoefficient,butmoresignificantvariationdependingontheslatgapinthestallregion.Whentheslatgapis3.98%c,themaximumtotalliftcoefficientincreasesbyabout6.98%fortheconfigurationwiththeslatMTEDheightbeing0.50%c.

multi-elementairfoil;passiveflowcontrol;slat;mini-trailingedgedevice(MTED);slatgap

2016-07-27；Revised2016-12-12；Accepted2017-01-19；Publishedonline2017-02-171322

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(11072200)；MARSProjectCo-FundedbyEuropeanUnionandChineseMIIT

.E-mailldgh@nwpu.edu.cn

2016-07-27；退修日期2016-12-12；錄用日期2017-01-19； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2017-02-171322

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170217.1322.006.html

國家自然科學基金 (11072200)； 中歐國際合作項目MARS

.E-mailldgh@nwpu.edu.cn

張振輝， 李棟， 楊茵． 基于前緣縫翼微型后緣裝置的多段翼型被動流動控制J． 航空學報,2017,38(5):120650.ZHANGZH,LID,YANGY.Passiveflowcontrolofmulti-elementairfoilsusingslatmini-trailingedgedeviceJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120650.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.120650

V211.3

A

1000-6893(2017)05-120650-11