连接机构对增升装置气动性能影响研究

白俊强，邱亚松，陈迎春，李亚林，周 涛

（1．西北工业大学航空学院，陕西 西安710072；2．上海飞机设计研究院，上海200232）

0 引 言

相对巡航构型而言，一架飞机的高升力构型在几何方面相当复杂。除组成高升力构型必须的前、后缘增升装置外，还有翼吊发动机短舱、短舱挂架、前缘缝翼滑轨、后缘襟翼滑轨舱、前缘缝翼与机身、挂架之间的间隙等复杂几何细节［1］。大量的风洞试验［2－4］表明这些几何细节会对全机增升装置气动性能造成显著影响。尾吊布局飞机的增升装置可免受发动机短舱及其挂架的直接影响，但连接机构（缝翼滑轨及襟翼滑轨舱）对于增升装置必不可少。所以增升装置无法避免缝翼滑轨及襟翼滑轨舱对其气动性能造成的影响。

国外在连接机构对增升装置气动性能的影响及相应的应对措施方面有很好的研究与实践经验。例如，在A300B增升装置的设计过程中，一开始缝翼位置的设计并没有考虑滑轨的影响。结果设计好的缝翼在安装上滑轨后，气动性能严重下降，恶化非常严重。最后不得已进行了考虑滑轨的缝翼位置重新优化［5］。文献［6］进行了带缝翼滑轨的增升装置考虑粘性的流场计算，文献［1］则用风洞试验和CFD结合的方法研究了增升装置风洞试验中连接主翼和前缘缝翼的测压管束对增升装置气动性能的影响。但上述文献只阐述了相关的流动现象，并没有给出能将流动现象和气动性能联系起来的流动机理。而国内在这方面还未见有公开发表的研究文献。在发展我国的大飞机的背景下，该项研究显得极为迫切。

本文运用数值模拟方法，就连接机构对增升装置气动性能影响的流动机理进行了研究。首先，计算了某复杂风洞试验构型的气动特性，并将计算结果与风洞数据进行对比，确定了本文数值计算方法的可信性。之后，对比计算了有无连接机构的两个增升装置的气动特性，从机理上分析了连接机构对增升装置流场产生影响的原因。

1 计算方法

1．1 网格划分策略

包含大量几何细节的全机高升力构型相当复杂，生成多块结构网格比较困难。对于该类构型，国际上普遍采用非结构网格策略。但在单个网格单元最大尺度相同的情况下，非结构网格的耗散比结构网格要大得多，尤其是对于有强剪切流动的情况［7］。近几年日本及欧洲公布的有关高升力研究计划的文献中，数值模拟几乎都采用了非结构网格。其气动力模拟结果与试验结果相比，绝对值偏差较大，但构型局部变化之后的气动力变化量捕捉较为准确［7－10］。为了更为准确地捕捉流场细节，本文对于所有构型均采用多块结构网格进行流场计算。

1．2 数值方法

本文采用的控制方程是三维可压缩非定常N－S方程的积分形式。其在直角坐标系下的表达式为：

上式中各个变量的具体定义见文献［11］。采用格心格式的有限体积法对控制方程进行离散。设网格单元i，其控制体记为Ωi，定义为Ωi内的各物理量Qi的平均值，并假设在网格的格心Qi＝¯Qi，则方程（1）在Ωi内可以近似地写成如下形式：

其中∂Ωi表示Ωi的边界。上式在单元Ωi上离散为：

这里Vi是单元体Ωi的体积，Ri和分别是单元体Ωi的无粘通量和粘性通量，其中N表示网格单元i的面的总数，nk，i是网格单元i的第k个面的外法线的单位矢量，ΔSk，i是这个面的面积，Fk，i（Q）和Gk，i（Q）是此面上的F（Q）和G（Q）的平均值，在数值计算中，用面心处的F（Q）和G（Q）的值近似代替面上的平均值。空间离散格式为二阶迎风Roe格式。时间推进方式采用LU－SGS隐式时间推进算法。该算法不像常用的隐式算法需要大量的矩阵计算和存储空间，有利于提高计算效率。同时可以证明，对于LU－SGS方法，由于作积分时引入交叉项，因此在时间方向不到一阶精度，但是这并不影响格式显式部分在空间的精度，并且它在定常计算中有较好的稳健性和收敛性，因此只在定常计算中使用它是合适的［12］。动力方程中的雷诺应力通过k－ωSST两方程湍流模型和自动壁面处理计算。k－ωSST湍流模型能够较准确的模拟分离流、漩涡流等复杂流动现象［13］。

1．3 计算方法可靠性验证

增升装置流场复杂，准确的气动力计算及流场特征捕捉较为困难。为了验证本文计算方法的可信性，本文首先计算了图1（a）中的某复杂构型增升装置风洞标模A的气动特性。标模A为在前缘布置缝翼、后缘布置单缝福勒襟翼的着陆构型，并且后缘襟翼与主翼之间用三个襟翼滑轨舱连接。图1（b）为构型A用于流场求解的多块结构网格，网格单元数为3000万。在风洞试验工况下，本文计算所得的构型A升力特性与风洞试验数据对比如图1（c）所示。从图中可以看出，数值模拟所得的升力特性曲线与试验结果吻合良好，尤其是对失速迎角及最大升力系数的捕捉比较准确。数值模拟所得失速迎角比试验值小0．94°，最大升力系数小0．033。线性段的升力系数偏差稍大，这与中小迎角下襟翼表面存在的大范围物面分离有关，但最大偏差也不超过0．075，且线性段的升力线斜率与试验吻合较好。这说明本文针对复杂构型增升装置采用的数值计算方法是合理、可信的。

图1 风洞试验模型、网格及计算结果与试验结果的对比Fig．1 The wind－tunnel testing model，mesh for computation，and lift characteristic comparison for prediction and experiment

2 连接机构对增升装置气动性能影响

本文对比计算了同一增升装置带连接机构和不带连接机构情况下的气动特性。计算模型如图2所示，其中构型B无连接机构，构型C有连接机构。构型C的前缘缝翼由六个滑轨与主翼相连，内襟翼由一个襟翼滑轨舱与主翼相连，外襟翼由两个襟翼滑轨舱与主翼相连。需要注意的是，本文对缝翼滑轨几何外形进行了简化，直接使用方形直杆代替，如图2（c）所示。这种处理方式会对定量的数值结果造成影响，但不会改变问题的本质，而本文在此主要研究的是一些定性的流动机理。在欧洲高升力计划的相关试验和计算研究中就采用了这种处理方式［1］。

图2 增升装置几何构型Fig．2 Geometrical configurations of high－lift system

图3 为构型C在襟翼滑轨舱和缝翼滑轨处的局部网格，该构型全流场网格单元数为2380万。为了减小网格差异对计算结果对比造成的影响，构型B的网格由构型C的网格将缝翼滑轨和襟翼滑轨舱部分空化而来，并在空化部分生成内O网格，以模拟附面层流动，由此带来80000个网格单元的增加。两构型除了连接机构本身占据的空间外，其余部分网格完全一致，这就将两构型网格之间的差异减到了最小。

图3 带连接机构增升装置网格Fig3 Grid of high lift system with brackets

运用前述的数值模拟方法，本文对比计算了构型B、C在自由来流马赫数M∞＝0．2，以机翼平均气动弦长为参考长度的雷诺数Re＝2．24×106下的升力特性，结果对比如图4所示。其中构型B的失速迎角为21°，最大升力系数为2．8551；而构型C的失速迎角为19°，最大升力系数2．5894。在线性段，相同迎角下构型C的升力系数较构型B小0．012～0．05。计算结果与文献［1］中的计算及试验结果相似。可见缝翼滑轨及襟翼滑轨舱对增升装置气动性能造成了严重负面影响，最大升力系数减小了0．2657，失速迎角减小了2°。

图4 构型B、构型C升力特性计算结果对比Fig．4 Predictive lift characteristic comparison for model B and model C

3 流动机理分析

3．1 缝翼滑轨对流场的影响及其机理

图5为构型B、C在20°迎角下的表面摩擦力系数小于零的区域，也就是发生物面分离的区域。从图中可以明显看出：构型C在主翼外侧有一个大范围的物面分离区，且该分离区刚好位于靠近外侧第二根缝翼滑轨后方。这与文献［1］中计算所得现象相似。图6为20°迎角下靠近外侧第二根缝翼滑轨处的空间流线。从图中可以看出，该滑轨诱发了大范围的流动分离，这也是造成构型C失速的主要原因。

图5 构型B、C物面分离区比较Fig．5 The separation area comparison for model B and C

图6 构型C空间流线Fig．6 The space streamline of model C

图7 速度型测量点位置及速度型对比Fig．7 Positions of the velocity profile tested and the velocity profile comparison for model B and model C

图7 （a）为在构型B、C主翼上表面测量附面层速度型的两个点位置示意图。其中点1的展向位置位于第三根缝翼滑轨和第四根缝翼滑轨中间，点2的展向位置与靠近翼根的第二根缝翼滑轨相同，位于该滑轨的正后方。图7（b）、图7（c）分别为构型B、C迎角16°时在点1、2处速度型的对比，图中横坐标为速度大小，纵坐标为离开物面的距离与当地弦长的比值。从图中可以看出，在点1处两构型的速度型差别不大，在距物面相同距离处的速度，构型B的比构型C的略大。但在点2处，两构型的速度型差别很大，能非常明显地看出构型B比构型C在距物面相同距离处的速度大得多。图8为构型B、C在迎角16°时过图7（a）中点1、2的两个剖面表面压力分布对比。从图中可以看出：两构型在点1所在的剖面处，缝翼及主翼的表面压力分布几乎重合；但在点2所在的剖面处，构型B的主翼后部载荷明显比构型C的大。两构型在这两个剖面处襟翼表面压力分布差别都较大，主要因为这两个剖面的展向位置距襟翼滑轨舱太近，导致构型C在这两个剖面处的流动受襟翼滑轨舱影响较大。由此可以看出，缝翼滑轨对其正后方及附近两侧的主翼附面层有显著影响，会大大降低附面层内流体的流速，进而使得主翼上表面压力增加，全机升力系数减小。

图8 压力分布对比Fig．8 Pressure coefficient comparison

图9 为构型C在16°迎角时的主翼表面极限流线。从图中可以非常明显地看出六根缝翼滑轨的尾迹从主翼头部开始沿流向逐渐向两侧扩展。结合图6、图7、图8可以分析出缝翼滑轨对增升装置流场造成影响的流动机理：缝翼滑轨因首先要满足与驱动机构配合实现缝翼沿一定轨迹运动的功能，所以其外形不是流线形，而是棱角分明的外形。其所处的位置又刚好位于缝翼缝道处，在中大迎角下该处的射流速度较高。两点因素综合将使得缝翼滑轨拖出较强的低能量尾迹流，而这些低能量的尾迹将流过整个主翼上表面，并逐渐向两侧扩展。其直接结果将使主翼的附面层速度明显降低，厚度明显增加。进而使得主翼升力系数减小。而混合了缝翼滑轨尾迹的主翼附面层流到襟翼上方后，在襟翼缝道射流不强时将更容易引发襟翼的物面分离，使襟翼的物面分离区更大；在襟翼缝道射流能够吹走襟翼表面的分离流时，会堆积在襟翼缝道射流的上方，其更高的压力将直接传递到襟翼的上表面。两种情况都将减小襟翼的升力，使得在相同迎角下构型C较构型B升力系数减小。最严重情况下，缝翼滑轨将因本身的几何外形和所处的位置直接诱发如图6所示的大范围的物面分离，进而直接导致增升装置的提前失速和最大升力系数的大幅减小。

图9 构型C在16°迎角时表面极限流线Fig．9 The surface limiting streamline of model C atα＝16°

3．2 襟翼滑轨舱对流场的影响及其机理

图10 为构型 B、C在12°、16°、18°、19°迎角下表面摩擦力系数小于零的区域，也就是发生物面分离的区域，其中左边的是构型B、右边的是构型C。从图中可以明显看出：在相同迎角下构型C襟翼分离区的展向范围大大小于构型B。构型C襟翼上的物面分离区主要位于襟翼滑轨舱所在展向位置及其附近，而构型B的襟翼在展向很宽的范围内都有物面分离发生。图11为构型B、C在19°迎角时位于外翼段两个襟翼滑轨舱展向中间位置剖面的马赫数云图。在该剖面上构型C的襟翼缝道射流最高马赫数为0．3834，而构型B的襟翼缝道射流最高马赫数为0．3539。由此可见，襟翼滑轨舱使得襟翼缝道射流加速，更有利于将襟翼表面的物面分离区吹走，这从图10中能非常明显地看出。图11中也能看出，构型B在该剖面处襟翼表面有大范围的物面分离，而构型C则没有。

图10 构型B、C物面分离区对比Fig．10 The separation area comparison for model B and C

图11 外襟翼中部剖面马赫数云图Fig．11 Mach number contour on the middle section of outboard flap

结合图10、图11可以分析出襟翼滑轨舱对增升装置流场造成影响的流动机理：襟翼滑轨舱由于其几何尺寸较大，且刚好位于襟翼缝道入口处，所以会堵住一部分襟翼缝道，从而减小襟翼缝道的面积。在亚音速条件下，自由来流速度及襟翼搭接量、重叠量、偏角保持不变，襟翼缝道面积减小将使得缝道射流速度提高，所以更有利于吹走襟翼的物面分离流。当然，由于大尺寸的襟翼滑轨舱的阻挡作用，襟翼滑轨舱直接接触的襟翼部分刚好处于襟翼滑轨舱的背风面，所以这部分襟翼始终有物面分离发生，这在图10中可以非常明显地看出。

3．3 耦合影响的分析

本文对于缝翼滑轨和襟翼滑轨舱影响增升装置流场的分析是在两者同时存在的情况下进行的，故不能完全排除它们之间的耦合影响。为此给出一个没有前缘缝翼滑轨的增升装置构型在安装襟翼滑轨舱前后流场的对比。图12（a）、图12（b）分别为该构型在18°迎角下在某襟翼滑轨舱展向站位及其内侧0．35m两个剖面处去掉襟翼滑轨舱前后的剖面马赫数云图，其中左侧的有襟翼滑轨舱，右侧的无襟翼滑轨舱。从图中明显可以看出：在襟翼滑轨舱安装位置附近，带滑轨舱构型襟翼上方的空间低马赫速数流动区较无滑轨舱构型的要小得多。而襟翼滑轨舱正对的襟翼部分则因滑轨舱本身的阻挡形成了较大范围的低速流动区。这与图10、图11中的现象类似。

图12 某高升力构型除掉襟翼滑轨舱前后在襟翼滑轨舱及其附近剖面马赫数云图对比Fig．12 Comparison between Mach number contours at sections cross and nearby flat track fairing position of one high－lift configuration with and without flap track fairing

另外，本文所研究的构型C即为对照文献［1］中的研究构型进行设计的。而，文献［1］中的构型只有前缘缝翼滑轨没有襟翼滑轨舱，但它公布的诸多关于缝翼滑轨影响的计算和试验流场图与本文结果类似。

故可以认为在本文的研究情况下，缝翼滑轨与襟翼滑轨舱对增升装置气动性能的影响耦合作用不强。去掉其中一个因素而研究另一个因素的单独影响时不会对结果产生质的影响。

4 结 论

（1）增升装置的连接机构会恶化增升装置的气动性能，具体表现在：线性段相同迎角下的升力系数减小；失速迎角和最大升力系数也会减小。严重情况下失速迎角和最大升力系数会大幅减小。

（2）缝翼滑轨因本身几何形状的原因会产生较强的低能量尾迹流，并且尾流区沿流向逐渐向两侧扩展。这些尾流混入主翼上表面的附面层后会明显降低附面层的流速，使升力系数减小。在极端情况下，缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离，从而使增升装置的失速迎角和最大升力系数大幅减小。

（3）襟翼滑轨舱因几何尺寸较大，会减小襟翼缝道的面积，使得相同条件下的襟翼缝道射流加速，有利于吹走襟翼表面的物面分离流。但襟翼滑轨舱直接接触的襟翼部分因处于大尺寸襟翼滑轨舱的背风面所以一直存在物面分离。

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