前緣下垂結合內吹式襟翼失速特性研究

何萌，張劉，趙壘，李昌

（中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所，綿陽 621000）

0 引言

飛行器起降性能是飛機設計的關鍵因素，當前運輸機一般需要機場有較長的跑道進行起降，限制了小型機場的使用，而短距起降飛機能夠充分利用所有機場以緩解機場擁擠。德國宇航中心正在研究一種新型的支線飛機SFB880，主要設計目標之一是具有短距起降能力。美國空軍針對軍用運輸機的設計提出了“速度機敏（Speed Agile）”概念，要求運輸機需同時滿足高亞聲速巡航性能（具有較高的0.8巡航效率）和超短距起降能力。因此對增升裝置提出了更高的要求，而傳統機械式增升裝置難以滿足，動力增升概念為復雜襟翼系統的替代提供了可能。其中環量控制翼型（CCA）是利用柯恩達效應（Coanda Effect），即射流中的壓強與氣流繞曲面的離心力平衡，使射流依附于曲面表面流動，改變氣流方向，可有效增加翼型的環量和升力。

內吹式襟翼是環量控制翼型的典型應用，將發動機的高壓氣流通過管道引導到襟翼前緣，增加襟翼表面氣流動量。巡航時襟翼恢復為機翼的尖后緣，可減小巡航阻力，且沒有縫道流動，降低飛機的噪聲水平。國內外針對內吹式襟翼設計做了很多研究，例如內吹式襟翼的增升機理、幾何參數影響、非定常吹氣效應、氣彈特性、升力響應特性、參數化方法及優化設計等。

內吹式襟翼失速迎角在較高的吹氣動量系數下明顯下降，限制了內吹式襟翼的應用潛力，可考慮使用前緣下垂設計來延緩失速，此外前緣下垂裝置無縫隙，具有氣動噪聲小的優勢。針對前緣下垂也有許多研究，例如通過前緣變彎度擴大層流 區從而 減小阻力；M.L.Preey等對低 雷諾數下FX63-137翼型的前緣下垂進行研究，結果表明，前緣下垂可使最大升力系數增加9.2%，前緣下垂5°時性能最好，并且由于當地前緣有效迎角減小，因此失速迎角增加；Niu J等研究了可變前緣下垂裝置對NACA0012翼型動態失速控制的影響，結果表明，可變前緣下垂裝置可抑制前緣渦，改善流動分離和動態失速特性。目前柔性材料的使用及前緣的結構設計能夠實現翼型表面蒙皮光滑、無縫隙、大彎度變形，為其工程化應用提供了可能。

國內對前緣下垂及內吹式襟翼的組合設計研究、內吹式襟翼的失速機理和失速控制分析較少。國外，M.Burnazzi等研究了內吹式襟翼結合前緣下垂設計的氣動特性，分析了不同前緣設計方法對內吹式襟翼失速特性影響，但對不同前緣下垂裝置的失速特性和流場特征分析不夠全面和細致，并且沒有分析不同襟翼偏角下前緣下垂裝置的作用效果。

本文針對前緣無縫下垂襟翼和后緣內吹式襟翼組合高升力設計，進行不同參數影響規律的工程應用研究；分析不同前緣設計對內吹式襟翼失速特性的改善效果，對流場特征進行規律總結；探究不同襟翼偏角下前緣下垂的作用效果。

1 內吹式襟翼模型設計

本文計算模型采用某亞聲速無人機kink站位翼型，將翼型單位化（=1 m），翼型最大相對厚度為12%。襟翼弦長為0.25，初始襟翼偏角為65°，襟翼偏轉軸為翼型下表面75%弦長處，射流縫高度=0.001。為了更精確地模擬射流，引入射流腔室，射流出口位于襟翼前緣，其與偏轉軸的連線與弦線垂直，射流方向與出口處曲線相切。內吹式襟翼幾何模型如圖1所示。

圖1 內吹式襟翼幾何模型Fig.1 Internally blown flap geometry

2 數值求解方法

2.1 求解器計算精度驗證

使用RANS方程求解器進行定常求解，全湍計算的湍流模型為-SST（Shear-Stress-Transport），本文采用基于有限體積法的中心離散格式，空間離散為二階迎風格式，時間推進方式采用LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）隱式時間推進算法。

翼型在大迎角失速時，涉及到分離非定常效應，定常求解時升力波動，采用平均升力系數表示計算結果。30P30N翼型是道格拉斯公司設計的三段翼，已有大量計算和實驗研究，是廣泛應用于CFD驗證的標模之一。本文使用30P30N三段翼用于CFD求解器精度驗證。計算狀態為=0.2，=5.0×10，計算網格如圖2所示，采用結構網格，O型網格拓撲，計算域為75倍弦長，弦向前緣縫翼布置65個網格點，主翼布置203個網格點，襟翼布置105個網格點，網格量約32萬，物面第一層網格高度為2×10，滿足≤1。

圖2 30P30N翼型網格剖面Fig.2 Schematic of 30P30N airfoil mesh grid

升力系數計算值與實驗值對比如圖3所示，可以看出：30P30N翼型的計算結果在線性段與實驗數據吻合較好，失速評估相較于實驗值略微提前。因此采用的求解器滿足工程應用研究需求的計算精度和可靠性。

圖3 30P30N翼型升力系數計算值與實驗值對比Fig.3 Comparison of calculated and experimental results of the lift coefficient of the 30P30N airfoil

2.2 內吹式襟翼網格無關性

采用結構網格和C型網格拓撲對內吹式襟翼進行網格劃分，如圖4所示。在翼型前緣、射流出口襟翼上表面及后緣進行網格加密以精確捕捉流場結構和流動細節。

圖4 內吹式襟翼網格劃分Fig.4 Internally blown flap mesh grid

生成L0（46萬）、L1（25萬）、L2（6萬）三套網格，計算結果如表1所示。在相同迎角下，使用6萬的網格計算時相較于25萬網格量，升力系數減小0.284 2，使用46萬網格量相較于25萬網格量，升力系數只增加了0.019 1，可認為46萬與25萬網格具有相當的計算精度，故采用25萬網格量進行計算。

表1 網格無關性研究Table 1 Study on computational grid

3 內吹式襟翼的失速特性

采用吹氣動量系數C衡量射流動量大小，通過給定射流腔室入口處的總溫、總壓從而改變吹氣動量系數。

式中：?為射流出口的質量流量；為出口射流速度；為自由來流動壓；為參考面積。

計算狀態為自由來流50 m/s，0°迎角下翼型升力系數隨吹氣動量系數變化曲線如圖5所示。隨著吹氣動量系數增加，根據升力系數變化趨勢，可分為附面層分離控制區和超環量控制區兩個階段，附面層分離控制區相較于超環量控制區，趨勢線的斜率大，增升效率更高。定義臨界吹氣動量系數用于區分附面層分離控制區和超環量控制區。本文所采用內吹式襟翼臨界動量系數C為0.024 3，對應的升力系數為3.53，與不吹氣情況相比，升力增加85%。

圖5 升力系數隨吹氣動量系數的變化曲線Fig.5 Variation of lift coefficient with jet momentum coefficient

不同吹氣動量系數下升力系數隨迎角變化曲線如圖6所示，可以看出：最大升力的迎角在較高的吹氣速度下明顯下降，吹氣動量系數為0時，失速迎角為12°，吹氣動量系數為0.024 3時，失速迎角已下降為0°；當吹氣動量系數再次增加時，失速迎角變化不大，吹氣動量系數為0.081 2，失速迎角有略微增加。

圖6 不同吹氣動量系數下升力系數隨迎角變化曲線Fig.6 lift coefficient in function of angle of attack for different jet momentum coefficient

不同計算狀態下翼型表面壓力系數如圖7所示，可以看出：射流動量增加，襟翼前緣負壓峰值增大，內外壓差增大使柯恩達效應增強，射流使翼型上表面氣流流動加速的作用增強，前緣駐點后移，主翼前緣負壓峰值增大，翼型有效迎角增加，失速迎角提前；增大迎角，主翼前緣負壓峰值增加，逆壓梯度增大，附面層動量損失厚度增加，襟翼前緣負壓峰值減小。

圖7 不同計算狀態壓力系數對比Fig.7 Comparison of pressure coefficient distributions for different calculation condition

柯恩達射流與外流相互作用下流線圖如圖8所 示，可以看出：C=0.014 1、=0°時的流 場 形態，射流動量較小，迎角小因而外流的邊界層較薄，使得射流與外流混合后，在襟翼上表面產生分離；隨著迎角的增大，前緣吸力峰值增加，附面層動量損失厚度增加，射流與外流之間的附著效應減弱，使得射流和外流之間產生分離，射流附著在襟翼表面（如圖8（b）所示）；吹氣動量系數C=0.056 0，=0°時，屬于超環量控制區，射流動量足以完全消除氣流與襟翼分離（如圖8（c）所示）；迎角=8°時，翼型上表面逆壓梯度增加，附面層動量損失厚度增加，射流和外流之間仍發生分離（如圖8（d）所示）。

射流出口S1、S2位置示意圖如圖8（a）～圖8（d）所示。

圖8 不同吹氣動量系數柯恩達射流與外流相互作用下流線圖Fig.8 Ma contour and streamlines of the interaction between Coanda jet and outflow for different jet momentum coefficient

S1位于射流出口處，吹氣動量系數越大，射流速度越大；吹氣動量系數不變，增加迎角，前緣的黏性損失和逆壓梯度增加，降低了到達射流出口時的外流動量，射流出口處靜壓增大，射流出口速度減小。從S2位置分析射流與外流的混合，C=0.056 0相較于C=0.014 1，吹氣動量系數增加，有更多的射流能量傳遞到外流，射流使邊界層下部區域流動加速，上部區域氣流仍有較大的動量損失，隨著迎角增加，氣流的動量損失增加。當C=0.081 2時（如圖8（e）和圖8（f）所示），射流增強了向外流的動量傳遞，外流能克服較強的逆壓梯度，故失速略微延遲。

不同吹氣動量系數下速度型對比如圖9所示。

圖9 不同位置速度型對比Fig.9 Comparison of different position velocity profiles

4 前緣下垂設計

本文采用剛性偏轉、增加彎度和厚度等方法對前20%翼型弦長的幾何外形進行修改，實現前緣下垂設計。設計的幾何約束包括保持前緣下垂段的表面弧長不變，以便在結構上可以使用非拉伸的柔性蒙皮。

4.1 前緣剛性偏轉失速特性分析

前緣剛性偏轉技術成熟度高，在不改變前緣形狀的條件下，將前20%翼型型面繞給定轉軸進行偏轉，本文所給轉軸位置、初始翼型和前緣偏轉5°、10°、20°、30°、35°、40°的幾何外形對比如圖10所示，定義前緣剛性偏轉角為。

圖10 不同前緣剛性偏轉構型Fig.10 Different rigid droop-nose configurations

C=0.056時前緣不同剛性偏轉角下升力系數隨迎角的變化曲線如圖11所示，可以看出：剛性偏轉30°效果最好，最大升力系數為4.76，失速迎角為4°，與前緣無偏轉構型相比，最大升力系數增加0.267，失速迎角推遲4°。

圖11 不同前緣剛性偏轉構型失速性能對比（Cμ=0.056）Fig.11 Comparison of stall characteristics for different rigid droop-nose configurations（Cμ=0.056）

=4°時，不同前緣剛性偏轉構型壓力系數、前緣駐點位置和前緣邊界層動量厚度對比如圖12所示。前緣部分有兩個明顯的負壓峰（如圖12（a）可所示），分別定義為前緣處的負壓峰和連接處的負壓峰，前緣剛性偏轉，上表面連接處的曲率增大，氣流產生二次加速，因此產生負壓峰；隨著前緣偏角的增大，翼型前緣負壓峰值減小，連接處的負壓峰值增加，前緣偏角從0°增加到30°時，連接處第二個吸力峰的形成使得逆壓梯度降低，延緩上翼面流動分離，因此推遲了失速迎角，增加了最大升力系數；但繼續增加前緣偏角時，連接處的負壓峰值過大，前后緣壓差又逐漸增加，邊界層的黏性損失增加，因此升力系數減小。

圖12 不同前緣剛性偏轉構型壓力系數、前緣駐點位置和前緣邊界層動量厚度對比（α=4°）Fig.12 Comparison of pressure coefficient distributions，leading edge stagnation point position and boundary layer momentum thickness for different rigid droop-nose configurations（α=4°）

從圖12（a）可以看出：前緣偏角增加造成前緣吸力損失，前緣載荷減小，使得抬頭力矩減小，低頭力矩增大，不利于飛機起降階段的俯仰力矩配平。

從圖12（b）可以看出：隨著前緣偏角的增大，前緣駐點前移，說明前緣局部有效迎角逐漸減小。

從圖12（c）可以看出：邊界層動量厚度在前緣偏轉30°時黏性損失最小，說明了此時內吹式襟翼失速特性的改善效果最好。

為了更直觀地了解前緣不同剛性偏轉構型前緣流動特征，=4°時不同前緣剛性偏轉構型馬赫數云圖對比如圖13所示，可以看出：初始翼型前緣位置出現馬赫數峰值且為單峰值，隨著前緣偏角的增大，以0.34等值線為例，可以看到較高馬赫數區域的面積逐漸增大，馬赫數峰值由單峰值轉變為雙峰值；=40°時，馬赫數峰值由前緣后移至連接處位置，且又變為單峰值。

圖13 不同前緣剛性偏轉構型馬赫數云圖對比（α=4°）Fig.13 Comparison of Ma contour for different rigid droop-nose configurations（α=4°）

綜上所述，前緣或連接處的負壓峰值過高，為單峰值時，導致翼型性能惡化，通過適當的前緣偏轉，將過高的單峰值轉變為較低的雙峰值能有效提高失速特性。

=30°時不同迎角下的翼型表面壓力分布如圖14所示。流動發生分離是黏性和逆壓梯度共同作用的結果，隨著迎角增加，環量增加，前緣處和連接處的負壓峰值增加，在逆壓梯度的作用下，促使邊界層厚度迅速增加，導致=4°時開始失速。

圖14 θ=30°構型不同迎角下壓力系數對比Fig.14 Comparison of pressure coefficient distributions of θ=30°configurations for different angle of attack

在同一襟翼偏角下，迎角越大，前緣流動加速明顯，因此前緣負壓峰值越大。但迎角增大，在射流縫上游的黏性損失增大，邊界層動量厚度增加，使射流縫處外流能量較低，靜壓增大，射流腔室與外流壓差減小，射流速度減小，對外流的加速作用減弱，因此襟翼處負壓峰值減小。

4.2 前緣彎度增加失速特性分析

前緣變彎度偏轉通過逐漸改變翼型前緣表面曲率實現偏轉，翼型弦長前20%用新的弧線代替，為了簡化，弧線的曲率半徑恒定，不同曲率半徑得到的弧線控制前緣變彎程度，翼型厚度分布保持不變，定義弧線對應的圓心角參數為。

為15°，30°，45°，60°，75°，90°時的幾何外形如圖15所示。在不同取值下，曲率半徑的確定需滿足前緣下垂段變彎前后長度相等的要求。

圖15 不同前緣變彎度偏轉構型Fig.15 Different lead edge camber increase configurations

C=0.056時不同前緣變彎度構型的性能對比如圖16所示。

圖16 不同前緣變彎度構型的性能對比（Cμ=0.056）Fig.16 Stall characteristics of different lead edge camber increase configurations（Cμ=0.056）

從圖16可以看出：變彎度最佳構型為=45°，最大升力系數為4.8，失速迎角為4°，與前緣無變彎構型相比，最大升力系數增加0.3，失速迎角推遲4°。

=4°時不同前緣變彎度下翼型表面壓力系數如圖17（a）所示，可以看出：隨著變彎程度的增加，前緣負壓峰值減小，前緣氣流緩慢加速，逆壓梯度減小，有效提高了失速迎角，增加了升力系數，前緣變彎度構型相較于剛性偏轉構型，連接處曲率變化量小，沒有明顯的前緣二次負壓峰的現象，低壓在前緣較大的范圍內分布；變彎程度過大時（45°時），前緣弦長減小使前緣升力略有損失，前緣低壓范圍后移，前緣負壓峰進一步減小，升力系數增加量相較于前緣低變彎程度構型有所減小，最大升力系數減小。

=4°時不同前緣變彎度構型前緣駐點位置如圖17（b）所示，可以看出：隨著變彎程度的增加，前緣駐點前移，減小了前緣局部有效迎角。

圖17 前緣變彎度構型壓力系數和前緣駐點位置對比（α=4°）Fig.17 Comparison of pressure coefficient distributions and leading edge stagnation point position for different lead edge camber increase configurations（α=4°）

=4°時不同前緣變彎度構型馬赫數云圖如圖18所示。相較于初始翼型，前緣彎度增加構型馬赫數峰值減小，氣流加速變緩且加速范圍增加，以0.34等值線為例，較高馬赫數區域的面積增大并后移。

圖18 不同前緣變彎度構型馬赫數云圖對比（α=4°）Fig.18 Comparison of Ma contour for different lead edge camber increase configurations（α=4°）

4.3 前緣厚度增加失速特性分析

增加翼型的前緣半徑有助于改善低速性能，提高翼型的升力系數，可以通過增加前緣厚度來增大前緣半徑。定義二次函數，滿足(0.2)=1，′(0.2)=0，(0)=，通過值控制前緣厚度，然后將翼型上各點到中弧線的距離乘以函數來改變前緣厚度，前緣加厚構型計算結果如圖19所示。本文結合厚度和彎度變化，在前緣變彎度45°和60°的基礎上增加前緣厚度，模型如圖19（a）和圖19（b）所示。

C隨變化的計算結果如圖19（c）和圖19（d）所示，可以看出：改善效果不明顯，=45°構型最大升力系數和失速迎角惡化；=60°，=1.4構型大迎角的升力系數有略微提升。

=45°構型=6°時壓力系數對比如圖19（e）所示，由于前緣厚度增加，前緣20%處左側曲率減小，故加厚構型前緣二次負壓峰的現象進一步削弱。=45°構型前緣彎度增加，低壓在前緣較大的范圍內上分布，前緣順壓梯度的范圍增加，流動加速的范圍增加，在變彎度的基礎上增加前緣厚度，前緣半徑增大，但前緣上表面約2%～10%范圍內的曲率相較于不加厚構型曲率增加，加厚構型的上表面曲率的增加使得流動進一步加速，因此加厚構型的負壓峰值增加，相應的逆壓梯度增大，邊界層的厚度增加，對最大升力系數和失速迎角改善效果不明顯。

=60°構型=6°時壓力系數對比如圖19（f）所示，可以看出：=60°構型相較于=45°構型前緣低壓范圍后移，增加厚度后，前緣上表面約2%～10%范圍內的曲率減小，故促進流動加速，使負壓峰值前移且略微增加。隨著厚度進一步增加及迎角的增大，引起的逆壓梯度的增加使邊界層厚度增加，無法改善失速迎角，也造成升力系數的損失，其最優厚度控制參數為1.4。

圖19 前緣加厚構型計算結果（Cμ=0.056）Fig.19 Result of lead edge thick increase configurations（Cμ=0.056）

4.4 結果對比分析

初始翼型、=30°構型和=45°構型在給定迎角下射流縫上游翼型表面的速度型對比如圖20所示，可以看出：初始翼型0°迎角下的速度型和前緣剛性偏轉30°構型、前緣變彎度45°構型4°迎角下的速度型相似，尤其在C=0.056時吻合程度較好，說明前緣下垂裝置有效延緩了翼型邊界層動量厚度隨迎角增加而增加的趨勢。

圖20 射流翼縫上游的速度型對比Fig.20 velocity profiles comparison over the jet slot

射流縫上游邊界層動量厚度對比如圖21所示，射流動量系數的增加增強了對翼型上表面氣流的卷吸作用，減小了翼型邊界層動量厚度。所有構型隨著迎角的增加在射流縫上游的黏性損失增大，邊界層動量厚度增加，采用前緣下垂裝置有效減小了射流縫上游邊界層動量厚度，且前緣變彎度45°構型相較于剛性偏轉30°構型效果更好。

圖21 射流翼縫上游邊界層動量厚度對比Fig.21 layer momentum thickness comparison

初始翼型、=30°和=45°構型在C=0.056，=4°時前緣駐點流線如圖22所示，可以看出：=30°和=45°構型前緣駐點位置相較于初始翼型均前移，=30°構型因前緣偏轉程度更明顯，前緣駐點位置更靠前，但=45°構型前緣曲率變化率小，更有助于失速特性的改善。

圖22 前緣駐點流線對比（Cμ=0.056，α=4°）Fig.22 leading edge stagnation point streamlines comparison（Cμ=0.056，α=4°）

5 襟翼偏角對失速特性的影響

襟翼偏角55°，C=0.056時前緣不同變彎度構型的氣動性能對比如圖23所示，可以看出：=60°時，最大升力系數為4.60，失速迎角為8°，與前緣無偏轉構型相比最大升力系數增加0.38，失速迎角增加4°。

圖23 不同前緣變彎度構型的性能對比（Cμ=0.056）Fig.23 Stall characteristics of different lead edge camber increase configurations（Cμ=0.056）

襟翼偏轉65°時=0°和=45°構型、襟翼偏轉55°時=0°和=60°構型最大升力系數和失速迎角隨C增大的變化情況對比如圖24所示。

圖24 Cμ對不同構型失速特性的影響Fig.24 Effect of Cμ on stall characteristics for different configurations

從圖24可以看出：隨著吹氣動量系數的增加，翼型最大升力系數增加，但是失速迎角先下降后略有增加。吹氣動量系數較小時，翼型在小迎角時就可能發生失速，失速后，機翼上的分離流會對飛機的飛行品質、操穩、結構等造成嚴重的危害，增加升力并延遲失速迎角是低速飛行安全的重要保證。在超環量控制區，隨著吹氣動量系數增加，升力增加，失速迎角增加，有利于飛機起飛著陸階段的失速控制和飛機的低速飛行安全。

襟翼偏角增加會增大升力系數，減小失速迎角，相同吹氣動量系數C=0.081 2下，前緣變彎設計使襟翼偏轉65°構型失速迎角增加6°，襟翼偏轉55°構型失速迎角增加8°。后緣襟翼偏角從65°減小到55°，失速迎角從8°增加到12°，最大升力系數從5.42降低到5.15，因此襟翼偏角設計時需要根據設計升力系數和失速迎角的需求合理選擇。

C=0.081 2時，襟翼偏角65°、45°構型和襟翼偏角55°、60°構型在=8°時表面壓力分布和流線對比如圖25所示。

圖25 表面壓力系數及流線對比（Cμ=0.081 2，α=8°）Fig.25 Pressure coefficient distributions and streamlines comparison（Cμ=0.081 2，α=8°）

施加吹氣時，增加襟翼偏角，襟翼吸力峰值增大，襟翼部分的升力增大，對主翼產生的上洗作用增強，因此翼型前緣的吸力峰值也增大，主翼上表面的壓力系數減小，升力系數增加，但襟翼上表面逆壓梯度增大，對流動的阻礙作用增強，射流能量對外流的加速作用減弱，尾流中低速區域增大，易發生流動分離，因此失速迎角提前。

6 結論

（1）隨著吹氣動量系數C的增加，內吹式襟翼最大升力系數增加，在附面層分離控制區，失速迎角隨C的增加迅速下降，而在超環量控制區，由于射流動量系數的增加，增加了翼型上表面氣流的能量，減小了翼型邊界層動量厚度，失速迎角增加。

（2）通過前緣下垂設計，改善了翼型前緣附近的壓力分布，靠近前緣的局部迎角減小，從而減小了不利的壓力梯度及當地馬赫數，延緩了翼型邊界層動量厚度隨迎角增加而增加的趨勢，延遲了流動分離，有效提高了失速迎角，增加了大迎角下的升力系數，使得在獲得相同升力系數時吹氣動量減小。

（3）前緣剛性偏轉技術成熟度高，但連接處曲率增加，導致產生第二個負壓峰值，在C較大時，限制了其作用效果。前緣變彎度設計可采用柔性蒙皮，通過逐漸改變前緣表面曲率實現，對最大升力系數和失速迎角的改善作用更好。在前緣變彎度構型的基礎上增加前緣厚度，對失速特性的改善作用并不明顯。

（4）前緣下垂結合內吹式襟翼設計能在提高翼型最大升力系數的同時改善失速迎角，是一種有效的動力增升裝置的失速改善方案。