翼身融合民機擾流板增升技術

王剛，張明輝，毛俊，桑為民，陳真利,*，王龍，張彬乾

1. 西北工業大學 航空學院，西安 710072 2. 中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210 3. 航空工業 惠陽航空螺旋槳有限責任公司，保定 071051

增升裝置設計始終是民機氣動設計的關鍵問題之一，涉及民機安全性、經濟性、環保性等多個方面[1-4]。特別是對于需滿足下一代民機起降要求[5]的翼身融合(BWB)民機，增升性能更直接影響其最終是否投入使用[6]。BWB布局縱向操縱舵面力臂較短、配平能力有限，加之下一代民機經濟性、環保性等指標的顯著提高，因此，要求BWB民機的增升裝置簡單、高效，并應盡量減小附加力矩[6]，傳統三段式增升裝置雖然技術成熟，但重量、噪聲和附加力矩均較大[1]，新概念新原理的增升裝置以及傳統增升裝置的改進研究均在持續開展[1,7-9]。

傳統機翼的上表面擾流板主要用于著陸滑跑階段的減速板和擾動氣流的控制[10]，一直以來，多數研究是針對其作為減速板使用狀態的氣動[10-11]、噪聲[12]及尾渦形態[13-15]。近年來，隨著增升裝置逐步向簡單、高效方向發展，下偏擾流板(Spoiler Deflected Downward/Drooped Spoiler)成為了一種新興的傳統增升裝置的改進設計技術[16-21]，它具有簡化后緣襟翼作動機構而不損失氣動性能的潛力，且改造簡單，可直接應用于現役飛機[16]。徐琳等[17]針對擾流板下偏二維翼型進行了幾何優化設計、機構設計與氣動分析；Wang X L等[18]針對二維多段翼型和三維傳統布局民機研究了下偏擾流板的氣動性能；劉江等[19]從彎度及柯恩達效應的角度給出了下偏擾流板增升的一種機理解釋；Wang W等[20]對前緣下垂多段翼型應用下偏擾流板技術，研究了多種下偏方式對氣動性能的影響。Scholz等[16,21]將射流控制技術用于擾流板下偏翼型，以控制后緣彎度增大帶來的流動分離風險，雖然可以達到增升目的，但需背負流動控制系統的結構重量代價。

國內外研究現狀表明，下偏擾流板技術的研究目前主要集中于二維翼型和傳統布局民機，針對BWB民機的研究尚屬空白，且對其增升原理分析尚不深入。本文研究了該技術用于BWB民機的有效性及其作用機理，采用二維翼型和三維全機數值模擬方法，深入分析了下偏擾流板增升機理，并在此基礎上提出了該技術應用于BWB民機的若干設計原則。

1 研究模型

模型采用西北工業大學研究團隊設計的翼身融合民機(NPU-300-I) 增升構型，增升裝置為前緣縫翼+后緣單縫富勒襟翼，見圖1，縫翼偏度δslat=15°，襟翼偏度δf=40°。擾流板位于主翼段后緣，初始構型(Original Configuration)擾流板無偏轉。

圖1 NPU-300-I增升構型Fig.1 NPU-300-I high-lift configuration

2 研究方法

2.1 計算方法

對于黏性起主導作用的增升裝置繞流問題，采用雷諾平均Navier-Stokes方程進行流場數值求解。通過有限體積法進行控制方程離散，湍流黏性項采用剪切應力輸運(SST)k-ω兩方程模型計算，時間推進格式為隱式二階迎風格式，空間離散格式為High-Resolution格式。對于大迎角分離流動，通過適當調整時間步長來減弱或消除非定常效應。

2.2 網格生成

為保證計算精度，選擇多塊結構網格策略生成全機繞流計算網格，采用H-H型網格拓撲結構，近物面采用O型拓撲生成邊界層以保證網格在物面處的正交性，第1層網格保證無量綱高度y+≤1。求解域邊界前向、側向、上下為20倍平均氣動弦長，后向為25倍。此外，為了更好捕捉增升構型流動細節，分別對縫翼-主翼縫道及尾跡流區、主翼-襟翼縫道流區、襟翼上表面分離流區等關鍵區域進行了網格加密處理。網格節點數約為2.2×107。圖2給出了模型表面及對稱面計算網格。

圖2 表面及對稱面計算網格Fig.2 Computing grid for surface and symmetry plane

2.3 方法驗證

圖1所示模型于2012年在西北工業大學翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室NF-3風洞進行了測力與流動顯示試驗。風洞試驗段尺寸為3.5 m×2.5 m×12 m，試驗狀態為：試驗風速V=50 m/s，基于單位弦長的雷諾數Re0=3.42×106，海平面標準大氣壓。試驗結果用來驗證數值方法和網格生成策略的準確性。

從圖3所示的氣動力計算與試驗結果對比情況看，計算結果的升阻及力矩特性(升力系數CL、阻力系數CD、力矩系數Cm)、失速迎角α和最大升力系數與試驗結果吻合良好。

圖3 氣動性能計算與試驗結果對比Fig.3 Comparison of aerodynamic performance for calculation and experiment

圖4給出了中等迎角狀態機體表面流線，從計算和試驗結果的對比情況看，本文計算方法能夠較準確地把握機身-機翼過渡段橫向流動和襟翼上表面后緣局部分離等流動現象。

圖4 中等迎角飛機表面流動對比Fig.4 Comparison of aircraft surface flow at medium angle of attack

綜上，本文選用的數值方法、湍流模型及網格生成策略合理，可用于計算BWB民機增升構型基本氣動性能和流動現象。

3 擾流板下偏方式與二維偏度設計

選擇BWB增升構型典型截面翼型進行擾流板偏度設計，該截面幾何及計算網格見圖5。初始翼型擾流板無下偏狀態用Original表示。

圖5 初始翼型幾何及計算網格Fig.5 Geometry and computing grid for original airfoil

采用兩種擾流板下偏方式：

1) 擾流板單獨下偏(SD1)。即襟翼偏度與位置保持不變，僅擾流板偏轉。

2) 擾流板-襟翼協同下偏(SD2)。即襟翼與擾流板后緣相對位置保持不變，擾流板偏轉的同時，襟翼做相應平移，保持襟翼偏度和縫道參數與初始翼型一致。

擾流板偏度δS取值范圍為6°～30°，SD1和SD2兩種下偏方式的各偏度幾何外形見圖6。對于SD1方式，在δS=12°～18°之間增加“相切狀態”，即下偏后的擾流板上表面延長線與襟翼上表面相切，見圖6(a)，該狀態δS=14.5°。

擾流板下偏的氣動力分析狀態為：馬赫數Ma=0.2，基于單位弦長的雷諾數Re0=4.66×106，海平面標準大氣壓。

圖6 擾流板下偏翼型各偏度幾何形狀Fig.6 Geometries of spoiler deflected airfoils with different deflections

圖7給出了擾流板下偏翼型線性段升力系數變化，選取8°迎角分析擾流板不同偏度的氣動性能，該狀態線性段升力系數增量(ΔCL)、阻力系數增量(ΔCD)和升阻比增量(ΔK)隨δS的變化情況如圖8 所示。由圖可知，對于本文翼型，擾流板下偏能有效提高線性段升力，兩種擾流板下偏方式升力系數最大增幅均在1.29左右，相對初始翼型提高了59%。由圖8(a)可知，SD1方式升力系數增量隨擾流板偏度的增長率高于SD2方式，使得SD1方式可以在較小偏度(即按“相切原則”選取的δS=14.5°狀態附近)下達到最大升力系數增量，而SD2方式在δS=24°狀態才達到相同升力系數增量。在阻力變化方面，見圖8(b)，擾流板下偏使翼型阻力減小，大部分偏度下SD1方式阻力小于SD2方式，且阻力系數最大降幅也出現在“相切”偏度狀態。在升阻比變化方面，見圖8(c)，SD1方式的最大升阻比增量為45(δS=14.5°)，SD2方式為37(δS=24°)。綜合考慮升力系數和升阻比增量，擾流板下偏方式SD1整體效果更優，在該方式下，采用“相切原則”確定的擾流板偏度能同時獲得最大的升力系數和升阻比增量。

圖7 擾流板下偏翼型各偏度線性段升力系數變化Fig.7 Variation of linear range lift coefficient of spoiler deflected airfoils with different deflections

圖8 擾流板下偏翼型氣動性能隨偏度變化 (α=8°)Fig.8 Variation of aerodynamic performance of spoiler deflected airfoils with δS (α=8°)

為分析造成兩種下偏方式性能差異的原因，圖9給出了相同偏度下(δS=14.5°)，兩種下偏方式截面壓力系數Cp分布情況。由圖可知，擾流板下偏后，兩種下偏方式襟翼上表面分離區域均縮小，體現了擾流板下偏的分離控制作用，同時由于襟翼效率提高，主、縫翼整體負壓值增高，升力增大。另一方面，SD1方式襟翼前緣負壓峰值降低，主翼、縫翼整體負壓值進一步增高，體現了縫道收窄帶來的主翼對襟翼氣動卸載作用(或Slat Effect[22])及與之對應的襟翼對主、縫翼上洗作用(或Circulation Effect[22])的增強，而SD2方式未獲得縫道收窄帶來的氣動收益。對于本節研究的襟翼縫道寬度較寬翼型而言，兩種下偏方式性能差異的原因主要在于：SD1方式的增升效果來源于擾流板下偏和縫道收窄兩方面，而SD2方式由于縫道參數保持不變，僅由擾流板下偏獲得增升收益，因而整體增升效果弱于SD1方式。下文還將對三維狀態下兩種下偏方式進行對比研究。

圖9 不同下偏方式二維翼型壓力分布(δS=14.5°)Fig.9 Two-dimensional airfoil pressure distribution with different deflection modes (δS=14.5°)

SD1方式結合“相切原則”選擇的擾流板偏度獲得了最優的增升效果。從圖10給出的SD1方式典型偏度馬赫數云圖及流線可知，“相切”偏度狀態有助于引導縫道射流平滑流過襟翼上表面，有效消除分離，提高襟翼效率；當偏度過大時，縫道射流與主翼邊界層會淤積于襟翼前緣(見圖10中δS=24°狀態)，縫道流動控制效果減弱，增升能力降低。這說明對于襟翼縫道較寬的多段翼型，“相切原則”可作為擾流板單獨下偏角度確定的依據。

為進一步確認“相切原則”對不同參數配置多段翼型的適用性，選取廣泛采用的30P30N和L1T2兩類多段翼型標模的典型工況進行驗證。30P30N多段翼型襟翼偏度δf=30°, 襟翼縫道寬度gf=1.32%cclean,cclean表示干凈翼型弦長；L1T2多段翼型為δf=20°,gf=2.78%cclean。兩翼型計算狀態為：迎角α=8°，馬赫數Ma=0.2，基于單位弦長的雷諾數Re0=4.66×106，縮放得到cclean=10 m以保證計算結果對真實飛機的參考意義，海平面標準大氣壓。計算結果見圖11，由圖可知，擾流板單獨下偏在兩不同縫道參數和襟翼偏度的多段翼型上均表現出了一定的增升能力，且在按“相切原則”確定的偏度附近，增升能力最強，驗證了該原則的適用性。

圖10 SD1方式典型偏度馬赫數云圖及流線Fig.10 Mach number contours and streamlines of SD1 mode with typical deflection

需要指出的是，相關研究表明[18]，對于襟翼縫道較窄的初始翼型，如30P30N多段翼型(gf=1.32%cclean)，擾流板單獨下偏的SD1方式在偏度超過2°時反而會造成升力損失，本文圖11(a)的計算結果也表現出了類似結論。其原因在于初始翼型主翼與襟翼距離較近，擾流板單獨下偏較大角度后縫道過窄且引導的后緣流動方向過低，會造成類似于SD1方式大偏度狀態出現的縫道射流與主翼邊界層淤積于襟翼前緣的情況，導致氣動性能下降。對于這類初始翼型，應考慮擾流板-襟翼協同下偏的SD2方式來進一步提高升力[18-20]。

圖11 不同多段翼型擾流板單獨下偏升力增量隨偏度變化 (α=8°)Fig.11 Variation of lift increment for different multi-element airfoils with spoiler separately deflected with δS (α=8°)

4 BWB民機擾流板下偏

4.1 氣動性能

在二維翼型研究的基礎上設計BWB擾流板下偏增升構型：以典型翼型截面二維設計為基礎進行三維增升裝置成形，兩種下偏方式設計方法如第3節所述，SD1方式偏度按照“相切原則”選取；為作對照，SD2方式偏度與SD1方式相同。圖12給出了初始構型與擾流板下偏構型外形對比。

計算狀態與第3節相同。圖13給出了兩種擾流板下偏構型與初始構型氣動性能對比。由升力曲線可知，不同于二維狀態下的較大效果差異，三維狀態下兩種方式均有較強的增升效果，SD1下偏方式低速設計點升力增量約為19.8%，SD2下偏方式低速設計點升力增量約為17.4%。大迎角狀態，兩種下偏方式升力增量均降低，最大升力系數略有增加，失速迎角無變化。

由升阻極曲線可知，中小迎角擾流板下偏構型在升力增大時阻力也有所增加，SD1和SD2構型阻力特性無明顯差異，阻力增量隨升力系數的增大有所減小，大升力系數狀態3種構型阻力趨于一致。

由俯仰力矩曲線可知，擾流板下偏會附加一定的低頭力矩，俯仰力矩系數降低約0.02，對全機靜穩定性無明顯影響。值得注意的是，雖然SD1方式增升能力強于SD2方式，但二者低頭力矩增量無明顯差異。

圖12 初始構型與擾流板下偏構型Fig.12 Original and spoiler deflected configurations

圖13 初始構型與擾流板下偏構型氣動性能對比Fig.13 Comparison of aerodynamic performance between original and spoiler deflected configurations

圖14給出了中等迎角狀態表面流線對比，可以看出，初始構型內段襟翼上表面后段存在流動分離，外段襟翼上表面全部分離；擾流板下偏后，襟翼上表面分離得到明顯改善，SD1下偏狀態襟翼上表面為全附著流動，SD2下偏狀態僅在襟翼上表面后緣位置存在小范圍分離。

圖14 中等迎角狀態初始構型與擾流板下偏構型表面流線對比Fig.14 Comparison of surface streamlines between original and spoiler deflected configurations at medium angle of attack

4.2 增升機理

中等迎角是大型飛機著陸及下滑進場最常用的飛行狀態[23]。因此，選取中等迎角狀態研究下偏擾流板增升機理。

由圖14(a)初始構型表面流線可知，BWB內、外段襟翼流動差異較大，這是融合設計使內段襟翼相對厚度大于外段襟翼造成的，需要分別進行分析研究。故選取襟翼內段典型截面Section A，y/b=32.56%，選取襟翼外段典型截面Section B，y/b=45.27%，分析下偏擾流板增升機理，兩截面位置見圖15。

圖15 機理分析選取的兩截面位置Fig.15 Positions of two cross-sections selected for mechanism analysis

4.2.1 控制縫道射流

圖16分別給出了擾流板下偏前后兩截面馬赫數云圖和流線。由圖16(a)和圖16(d)的初始構型流線可以看出，Section A襟翼前緣半徑大，相對厚度較厚，一般認為，這樣的形狀具有更強的抗分離能力[24]，因而在40°偏度下仍保持部分附著流動，而Section B襟翼由于前緣半徑和相對厚度均較小，初始構型狀態上表面已完全分離。

擾流板下偏后，Section A和Section B襟翼上表面的分離區域均被消除。由截面流線可知，得益于“相切”設計原則，擾流板下偏使縫道射流方向由近似水平向后改變為近似與襟翼上表面相切，縫道高能量射流得以更好地掃掠襟翼上表面，有利于吹除上表面低能量流動，增強其抗分離能力。

從SD1和SD2兩下偏方式結果對比可知，保持縫道參數與初始構型一致的SD2方式也獲得了較好的控制分離效果，可見，射流方向對控制襟翼上表面分離具有決定性作用。

圖17給出了兩截面襟翼上表面5%cflap位置的速度型v，cflap表示截面襟翼弦長，h表示距離物面高度。可以看出，SD1方式顯著提高了該位置射流速度，說明收窄的縫道有助于增強射流強度；而SD2方式在兩截面表現不同：在襟翼相對厚度較厚的Section A，射流速度型與初始構型差異不大；而在襟翼厚度較薄的Section B，射流強度明顯增大。這說明前緣半徑較小、相對厚度較薄的襟翼對射流方向更加敏感，不合理的射流方向更易造成襟翼大范圍分離進而失效。

綜上，擾流板下偏可以控制縫道射流方向同時增大縫道射流強度，增強射流對后緣襟翼上表面的有效掃掠作用，消除并延遲了襟翼上表面流動分離，改善了流動品質。

圖16 擾流板下偏前后兩截面馬赫數云圖和流線Fig.16 Mach number contours and streamline of two cross-sections before and after spoiler deflected

圖17 擾流板下偏前后兩截面襟翼前緣速度型Fig.17 Leading edge velocity profile of two cross-sections flaps before and after spoiler deflected

4.2.2 控制流場能量分布

圖18給出了Section A在3種構型下的總壓P0云圖(Section B結論相同，此處不再給出)。從圖中可以看出初始構型主翼尾跡和襟翼邊界層摻混較早，流動效率較低，不符合多段翼型設計原則[25]。流場特征宏觀上表現為高能量流動向下偏轉的程度較小，增升能力不足。

擾流板下偏后，方向和強度適當的縫道射流隔離了主翼尾跡和襟翼新生邊界層，使摻混區域移至襟翼后緣之后，流動整體效率更高；另一方面，由于下偏后擾流板上表面邊界層增厚，主翼尾跡寬度增加，使縫道射流更加貼合襟翼上表面，從而更充分地發揮了襟翼下偏的彎度增大效果，宏觀上表現為高能量流動向下偏轉的程度增大，提高了增升能力。

對比兩種下偏方式，見圖18(b)和圖18(c)，SD1構型由于射流強度更高，襟翼上表面邊界層厚度小于初始構型和SD2構型，從而印證了上文提到的高強度縫道射流對襟翼表面低能量流動的吹除作用。

綜上，擾流板下偏有效控制了流場能量分布：使低能量摻混區后移；使高能量射流區域貼合襟翼上表面，多角度提高了增升效率。

圖18 擾流板下偏前后Section A總壓云圖Fig.18 Total pressure contours of cross-section A before and after spoiler deflected

4.2.3 控制環量大小及分布

圖19給出了擾流板下偏前后兩截面壓力分布對比。由圖可知，擾流板下偏后，下偏位置由于彎度增大，局部壓力差增大；同時襟翼上表面由于流動分離導致的壓力平臺消失；在擾流板和襟翼的共同誘導作用下，縫翼、主翼頭部升力增大。

對于SD1構型，襟翼前緣負壓峰值顯著減低，并且位置后移，負壓峰形狀更為飽滿圓滑；對于SD2構型，Section A襟翼前緣負壓峰值下降，Section B襟翼前緣負壓峰值上升，這與射流強度的變化情況一致。對比兩種下偏方式可以看出，雖然兩種方式都通過消除分離使襟翼上表面壓力分布更加合理，同時增強了其對主翼和縫翼的環量誘導作用，但縫道寬度較寬的SD2構型襟翼前緣負壓峰值依然較高，并且位置靠前且形狀尖銳，存在較高的分離風險；收窄縫道的SD1構型對襟翼前緣負壓的卸載作用更強，襟翼分離風險較低。

圖19 擾流板下偏前后兩截面壓力分布Fig.19 Pressure distribution of two cross-sections before and after spoiler deflected

為了更加直觀地分析下偏擾流板的環量控制作用，計算單位截面升力增量ΔL′，定義為

ΔL′=L′-L′0

(1)

式中：L′為截面升力；L′0為初始構型截面升力。L′定義為

(2)

式中：c為所求部分弦向長度；Δp為上下表面壓力差。用壓力系數表示Δp可得截面升力L′的表達式為

(3)

式中：ρ∞為來流密度；v∞為來流速度；ΔCp為上下表面壓力系數差值。

分別計算兩截面各部分升力增量，結果見圖20。由圖可知，兩截面升力增量主要源自主翼部分，這一方面是由于擾流板下偏使主翼彎度增大，主翼產生環量能力提高，另一方面是在縫道射流增速和襟翼上表面分離消除的共同作用下，襟翼對主翼上洗作用增強從而誘導出了更大的附加升力，同時，在主翼的誘導下，縫翼升力也有所增加。

Section A和Section B襟翼形狀和初始流動狀態差異較大，擾流板下偏帶來的襟翼環量變化也不同。對初始狀態流動情況較好的Section A襟翼，下偏擾流板對襟翼明顯起到了氣動卸載作用，使其環量下降或無明顯增加，這主要來源于主翼增厚的尾跡對襟翼的流動抑制作用；而對于初始狀態幾乎完全失效的Section B襟翼，擾流板下偏使流動重新附著，襟翼環量增大較多，雖存在氣動卸載，但襟翼環量依然有所增加，與此同時，Section B主翼段也在襟翼流動重新附著的誘導作用下產生了比Section A更大的附加升力。

對比兩種下偏方式，縫道更窄的SD1構型對襟翼的氣動載荷抑制作用較強，同時主翼、縫翼和整體升力增量均優于SD2構型，這說明，適當收窄縫道雖然會降低襟翼載荷，但會誘導出主翼、縫翼更大的附加升力，從而整體增升。

圖20 擾流板下偏后兩截面各部分升力增量Fig.20 Lift increment in each part of two cross-sections after spoiler deflected

綜上，下偏擾流板在合理化襟翼壓力分布的同時，可以通過自身彎度增加、各翼段相互誘導的方式實現環量增大和前移，相比于增加襟翼偏度實現線性段增升的方式，下偏擾流板帶來的襟翼氣動卸載和環量前移效果有利于獲得更小的附加低頭力矩。這一點可以從SD1構型和SD2構型的氣動力結果得到一定程度驗證：SD1構型由于縫道收窄，襟翼氣動卸載和環量前移效果更強，線性段升力較SD2構型更高，但附加的低頭力矩并未明顯大于SD2構型(見圖13(c))。BWB民機起降狀態增升與配平矛盾尖銳，下偏擾流板的環量前移作用有助于緩解配平壓力。

雖然適當收窄縫道有利于環量前移，但縫道過窄會導致縫翼前緣高負壓峰帶來分離風險、主翼尾跡與襟翼新生邊界層靠近摻混造成流動效率降低等不利影響，所以工程上的襟翼縫道寬度gf一般取在2%cclean左右、1%～3%的范圍內[25]，如30P30N三段翼型標模的襟翼縫道寬度gf=1.32%cclean；L1T2三段翼型標模的襟翼縫道寬度gf=2.78%cclean。縫道寬度的選取依據要綜合考慮環量增大與各翼段相互誘導作用、縫翼前緣負壓峰(一般不低于-15.5)帶來的分離風險、主翼尾跡與襟翼新生邊界層相隔離等方面。綜合來看，使用擾流板下偏控制縫道寬度也應盡量不超出工程應用范圍。圖21給出了本文研究的BWB構型擾流板下偏前后襟翼縫道寬度展向分布情況，SD1構型雖相比于SD2和初始構型縫道寬度平均變窄了1.52%cloacl，cloacl為各截面翼型當地弦長，但3種構型縫道寬度大部分仍在工程使用的1%～3%范圍內。

圖21 擾流板下偏前后襟翼縫道寬度展向分布Fig.21 Span distribution of flap gap width before and after spoiler deflected

4.3 大迎角狀態增升能力下降原因

從圖13(a)可以看出大迎角狀態擾流板增升效率有所下降，選擇臨近失速狀態分析原因。圖22給出了該迎角下機體上表面分離渦流形態。由圖可知，擾流板下偏后，機翼-機身過渡段后緣位置的分離范圍增大，覆蓋內段擾流板上表面。這是由于BWB布局機翼和機身后掠角相差較大，機體上表面存在從機身到機翼的橫向流動，擾流板下偏后，如4.2.2節分析，主翼后部邊界層厚度增加，增厚的邊界層在機身橫流的作用下早于初始構型發生分離，導致增升能力下降。

圖23給出了該迎角下兩截面壓力分布，可進一步說明分離對升力的影響。由于內段擾流板分離，Section A位置主、縫翼上表面壓力分布與初始構型無異，環量增大效果消失，襟翼對主翼的環量誘導作用減弱，加之襟翼由于氣動卸載而升力下降，使截面升力下降；而未受橫流分離影響的外段襟翼，如Section B位置，增升效果依然存在，見圖23(b)。

圖22 臨近失速狀態機體上表面分離渦流形態Fig.22 Separation vortex morphology on upper surface of body before stalling

圖23 臨近失速狀態兩截面壓力分布Fig.23 Pressure distribution of two cross-sections before stalling

4.4 下偏擾流板三維效應影響

從第3節二維翼型與4.1節三維BWB全機計算結果可知，相同的擾流板偏度(“相切”偏度)下，二維狀態兩種下偏方式8°迎角升力相對增量差值為18%，而三維狀態兩種下偏方式設計點升力相對增量差值僅為2.4%。這一方面是由于BWB布局的整體升力面設計使后緣增升裝置升力貢獻占比降低，另一方面也與增升裝置三維效應有關。本節基于上文計算結果，選取同一截面翼型分析二維-三維狀態下的流動特征，初步分析下偏擾流板三維效應影響，該翼型二維-三維狀態幾何如圖24所示。

圖24 相同翼型二維-三維幾何對比Fig.24 Comparison of 2D-3D geometries of same airfoil

二維和三維計算狀態自由來流特征相同。圖25 給出了二維和三維狀態下不同下偏方式該翼型壓力分布，由圖可知，無論是初始狀態，還是擾流板下偏狀態，從二維到三維，主、縫翼負壓值整體下降，這體現出三維效應對增升裝置增升效率的降低效果[25]，而要進一步揭示不同擾流板下偏方式三維效應影響程度，需要對流動進行定量研究。由4.2.3節可知，下偏擾流板升力增量主要來源于主翼部分，因此，首先研究三維效應對主、縫翼的影響。

在壓力分布形態相似的情況下，各翼段上表面馬赫數最大值MaMAX代表了該翼段的流速和負壓峰值，從而反映了升力水平。為了建立二維和三維流動特征的定量關系，定義三維增升轉換效率η為

(4)

式中：MaMAX_3D和MaMAX_2D分別為三維和二維狀態截面各翼段上表面馬赫數最大值。η用以表征二維轉換到三維過程中增升能力的轉換效率。η越大，說明二維到三維狀態增升能力損失越小。主、縫翼上表面馬赫數最大值取值位置在圖25中框出。

圖25 不同擾流板下偏狀態二維-三維截面壓力分布Fig.25 Pressure distribution with different spoiler deflection modes in 2D and 3D cross-sections

需要特別指出，三維增升轉換效率η是關聯本文所研究的理論二維翼型和真實復雜機翼截面的一個參數，影響該值的因素有很多，包括但不限于機翼后掠角、梢根比、翼-身干擾等，但對于本節討論的初始構型、SD1構型和SD2構型，由于僅存在擾流板偏度和襟翼位置的差異，上述因素的影響效果應是基本一致的，因此，η可以用來分析三維效應對不同擾流板下偏構型的影響。

由上文可知,下偏擾流板增升的重要原理是對主、縫翼的上洗作用,因此,本節主要從上洗作用角度研究三維效應影響。在二維狀態下,用上表面馬赫數最大值MaMAX_2D作為上洗作用的定量表征。

圖26(a)和圖26(b)分別給出了主、縫翼三維增升轉換效率η隨二維馬赫數最大值MaMAX_2D的變化情況。由圖可知，從擾流板無下偏的初始狀態，到SD2狀態，再到SD1狀態，二維上洗作用逐漸增強，而三維增升轉換效率卻近似線性降低。這說明二維翼型上洗作用越強，三維狀態主、縫翼升力損失越大。也即三維效應會給具有更強上洗效果的多段翼型帶來更大的升力損失。這也就解釋了兩種下偏方式三維狀態升力差異較小的原因：SD1方式相對SD2方式，通過適當收窄縫道增強了襟翼對主、縫翼的上洗作用，而上洗作用優勢在三維情況下卻被顯著減弱，這就使得在擾流板偏度相同的情況下，兩種下偏方式三維增升能力差距縮小。

圖26 三維增升轉換效率η隨二維馬赫數最大值MaMAX_2D的變化Fig.26 Variation of 3D high-lift conversion efficiency η with 2D maximum Mach number MaMAX_2D

接下來研究三維效應對襟翼流動特征的影響，圖27給出了不同擾流板下偏狀態二維-三維襟翼壓力分布對比。由圖可知，從二維到三維，襟翼升力變化不大，主要變化在于負壓恢復速度放緩，這使得存在大范圍分離區域的初始狀態，分離起始點后移，分離區域減小；使得流動完全附著的SD1狀態，進一步降低了分離風險；使得流動部分分離的SD2狀態，分離流動轉變為附著流動。由此可見，增升裝置三維效應能夠在一定程度上減弱分離并降低分離風險，對提高襟翼效率有利。

圖27 不同擾流板下偏狀態二維-三維襟翼壓力分布Fig.27 Pressure distribution of flaps with different spoiler deflection modes in 2D and 3D

上述研究表明，三維效應會使擾流板增升效果降低，特別是充分利用襟翼上洗作用增升原理設計的多段翼型。要在飛機級別獲得滿意的增升效果，一方面，要盡量提高二維多段翼型增升能力，如采用擾流板下偏技術、襟/縫翼形狀與縫道參數優化設計等；另一方面，應在三維增升裝置設計過程中，充分考慮機翼后掠、翼-身干擾等因素帶來的增升效果損失問題，進行增升裝置的三維優化設計。

4.5 下偏擾流板設計原則

基于上述研究，可得到下偏擾流板應用于BWB民機設計原則如下：

1) 為保證縫道射流具有最佳控制效果，擾流板單獨下偏偏度可依據“相切原則”選取。

2) 下偏擾流板具有環量前移的作用，有助于減小增升帶來的低頭力矩增量，可以收窄縫道以增強該作用，收窄后縫道寬度應在工程使用的合理范圍內。

3) BWB民機外段襟翼前緣半徑和相對厚度較小，易發生流動分離，可以通過適當收窄縫道降低襟翼載荷，避免過高的逆壓梯度導致分離失效。

4) BWB民機機身-機翼過渡段后緣易在橫向流動作用下出現分離，可適當降低內段擾流板偏度，避免邊界層堆積造成過早分離，協調線性段增升能力與大迎角升力特性。

5 結論與展望

1) 下偏擾流板是一項簡單實用的增升裝置改進技術，可使翼身融合民機增升構型設計點升力系數提高約20%。

2) 下偏擾流板增升機理可歸納為：控制縫道射流方向及強度，消除襟翼上表面分離；控制流場能量分布，使低能量摻混區后移，使高能量流動貼合襟翼上表面；控制環量及其分布，通過自身彎度增加、各翼段相互誘導的方式實現環量增大和前移。

3) 在BWB民機上應用下偏擾流板技術，擾流板偏度可依據“相切原則”選取，并控制縫道寬度使增升裝置環量增大并前移，同時控制擾流板偏度避免內段擾流板過早分離。

4) 三維效應對下偏擾流板增升能力影響主要體現為：二維翼型上洗作用越強，則三維狀態主、縫翼升力損失越大，三維增升轉換效率隨二維翼型上洗作用增強呈近似線性降低規律；但三維效應能減緩襟翼負壓恢復速度，有助于減弱分離，對提高襟翼效率有利。

后續將圍繞BWB擾流板下偏增升構型縱向配平設計、擾流板-縫道綜合設計優化、增升裝置三維效應等方面開展工作。