可变正弦前缘对直机翼气动性能影响的研究

潘 翀，陈 皇，王晋军

（北京航空航天大学 流体力学教育部重点实验室，北京 100191）

0 引 言

海洋中的座头鲸虽然体型庞大，但机动灵活。海洋生物学家对座头鲸水下运动的观察表明，这种灵活机动与座头鲸的胸鳍有关［1］。Fish等（1995）［2］详细研究了座头鲸胸鳍的构造，指出其胸鳍前缘的突起能产生不稳定流向涡，从而能延缓失速并使鳍在大迎角下仍能保持高升力，这对座头鲸大迎角机动非常有利。Miklosovic等（2004）［3］制作了座头鲸鳍的模型，模型前缘有正弦波状突起。风洞实验表明前缘突起能使其失速迎角相比于光滑前缘模型增大约40%，同时伴随着升力增大与阻力减小。其后，Miklosovic等（2007）［4］研究了正弦前缘对二维和三维机翼气动特性的影响。结果表明：正弦前缘对提高三维机翼的气动性能更为有效。Johari等（2007）［5］研究了正弦前缘对二维翼型气动特性的影响，发现失速后的升力系数可以提高50%；相对于正弦前缘的波长，前缘振幅对气动特性的影响起主导作用。他们还用表面丝线流动显示的方法来揭示失速迎角附近背风面的流动状态，发现分离区首先出现在前缘波谷处，而波峰处始终为附着流动。在失速后的大迎角下，具有正弦前缘的翼型背风面分离区较小，所以升力较高。但是在小迎角下，正弦前缘会带来较大的额外阻力。Goruney等（2009）［6］用PIV技术研究了具有正弦前缘的三角翼在失速迎角下近壁面的流动拓扑结构，发现在波长与振幅比值较小的情况下，即使微小的突起都能对近壁面流动拓扑结构产生很大影响，他们预测这种流动拓扑结构的改变会增大三角翼失速迎角附近的升力并减少其阻力。

已有的研究指出，正弦前缘虽然能改善机翼失速迎角后的气动性能，但会增加小迎角巡航状态下的阻力，这对飞行器的航程与经济性有很大影响。在本实验中，尝试引入变体飞行器的概念，将各种不同波长与振幅的平板型可变正弦前缘装入机翼前缘的滑槽中，使其在巡航状态下可以完全收入机翼内部，对气动特性不产生影响；当作大迎角飞行时，前缘可以按需要伸展相应长度，得到理想的气动性能。该研究重点关注可变正弦前缘的振幅和波长以及不同的伸展长度对二维NACA0015直机翼气动性能的影响，指出了可能达到的优化设计状态，为高性能飞行器设计提供技术支持。

1 实验模型与实验方法

实验中选用的模型为具有NACA0015翼型的直机翼，其弦长为c＝200mm，展长为b＝540mm，展弦比b／c＝2.7。为维持机翼二维流动，实验状态下，机翼两侧安装有前缘修形的端板。机翼前缘前驻点处开有宽1.4mm、深30mm的狭缝，以放置平板型可变正弦前缘。机翼两端设有限位机构，能改变前缘的伸展长度并加以固定。

可变正弦前缘由硬铝板加工而成，具有不同的振幅和波长组合。硬铝板宽度为540mm，厚1.2mm，各边均未倒角。为使可变正弦前缘在机翼前缘能自由滑动，前缘的厚度要比前缘开缝小0.2mm；由于缝隙非常小，可变正弦前缘不会出现位移或振动的现象，对实验结果没有影响。实验中，正弦前缘的振幅（峰－峰值）分别为2.5%c（即5mm）、5.0%c、7.5%c和10.0%c；而波长分别取为6.75%c、13.5%c、27.0%c和54.0%c，对应540mm的展长范围内出现40、20、10和5个完整波峰。不同的波长与振幅组合而成了16组不同的可变正弦前缘，这些前缘命名的方式如下：以振幅和波长的长度与弦长c的百分比数值，冠以字母 A（amplitude）和 W（wavelength）组成。例如，前缘振幅为A＝5.0%c、前缘波长为W＝27%c的模型被命名为A5.0W27（图1（a）），基准干净机翼被命名为Baseline。

图1 不同的前缘形状示例Fig.1 Examples of different variable sinusoidal leading－edges

实验中，平板型可变前缘置于机翼前缘的狭缝中，并能沿流向自由伸展。图2（a）、（b）、（c）所示为3种不同的伸展状态，图2（d）所示为前缘与机翼分拆示意图。风洞测力实验在北京航空航天大学流体力学研究所D1低速开口风洞中进行，该风洞实验段截面呈椭圆形。实验段进口尺寸为1.02m×0.76m，出口尺寸为1.07m×0.82m，实验段长1.45m。湍流度ε＜0.3%，气流下偏角＜1°。模型采用尾撑，实验数据由一台尾置六分量应变天平测量，并由全数字化采集系统采集。实验装置如图2（e）所示。升阻力系数不确定度在迎角α＜10°时小于5%；在α≥10°时小于3%。实验来流风速为14m／s，基于弦长的雷诺数约为190，000。计算升阻力系数时，均考虑可变前缘所带来的额外面积增量。

2 实验结果与讨论

2.1 前缘振幅的影响

为研究前缘振幅的影响，将前缘波长相同、前缘振幅不同的模型作为一组进行比较。实验中共有4个比较组，选取其中两组来进行论述。

图3所示为前缘波长W＝6.75%c时，不同振幅情况下的前缘升力系数曲线和阻力系数曲线。由图3（a）可见，干净NACA0015机翼的升力系数在失速前近似线性增加，失速迎角为α＝17°。最大升力系数CLmax＝1.02，在失速迎角之后升力系数在1°之内陡降为0.56，降幅为45.5%；之后升力随迎角的进一步增大而缓慢增加。而安装波长为W＝6.75%c的可变正弦前缘后，其最大升力系数要远小于干净机翼；大迎角下升力系数随迎角增加而缓慢增加，表现出缓失速特性。

对于A2.5W6.75前缘，其最大升力系数CLmax＝0.73出现在α＝12°，仅为干净机翼的71.6%；但是在大迎角状态下，A2.5W6.75模型的升力系数要比干净机翼大：如在α＝18°～24°范围内比干净机翼大30%，这与Johari等（2007）［5］将正弦前缘直接加工在直机翼上得到的结论类似。最大升力系数随着前缘振幅增大而减小（见表1），升力系数曲线变得更为扁平。图3（b）为对应的阻力系数曲线，干净机翼的阻力系数在失速迎角处随着升力系数的陡降而突然增加，而所有可变正弦前缘的阻力系数均平缓增加，不存在突跃。在干净机翼失速迎角前，具有不同振幅的可变正弦前缘的阻力系数均大于干净机翼；但在干净机翼失速迎角后，可变正弦前缘的阻力系数略小于干净机翼，这说明前缘波长为W＝6.75%c的可变正弦前缘能减少机翼在大迎角下的阻力系数。

图2 前缘不同伸展状态以及风洞测力实验布置示意图Fig.2 Different status of the variable leading edge and experimental setup

图3 前缘波长为W＝6.75%c时的升阻力系数曲线Fig.3 Lift and drag characteristics for leadingedge wavelength W＝6.75%c

图4给出前缘波长为W＝27%c时，前缘不同振幅对机翼升阻力特性的影响。可见具有不同振幅的可变正弦前缘均能较大程度增加直机翼在失速以后的升力系数，且失速后的升力曲线不会出现干净机翼的陡降现象，具有明显的缓失速特性。A2.5W27模型在α＝18°时的升力系数要比干净机翼高出约60%，大于Johari等（2007）［5］在类似状态下所得到的50%。图4（b）给出的阻力系数曲线表明，当前缘波长较大时，机翼的阻力系数在失速前后均大于干净机翼，这与前缘波长为W＝6.75%c时机翼的阻力系数在失速后略小于干净机翼的现象（图4（b））相反。

对其它实验组的分析也可得到类似的结论：加装可变正弦前缘后，NACA0015机翼在失速之后不再出现升力系数陡降的现象，而是呈现出缓失速特性。当可变正弦前缘波长较大时，失速迎角之后的升力系数能够得到较大幅度的提高，这对于飞机的大迎角安全飞行非常有益。但是，安装可变正弦前缘会使最大升力系数减少，而且前缘振幅越大，最大升力系数越小。由于这种变化是随振幅的增长单调变化的，因此可以做出推断：当前缘振幅达到一个较小值时，不仅最大升力系数降低少而且具有缓失速的特性。同时我们可以看到，当前缘振幅或前缘波长非常大时，升力系数对振幅的变化不敏感。

2.2 前缘波长的影响

为研究前缘波长的影响，将前缘振幅相同，前缘波长不同的模型作为一组进行比较。图5给出前缘振幅为A＝5%c时，波长对升阻力系数的影响。由图5（a）可知，随着前缘波长的增大（即前缘波峰数减小），最大升力系数并非单调增大，而是在波长为W＝27%c时出现最大值（对应图中A5W27工况）。总体上看来，前缘波长的减少对直机翼的气动性能带来较为不利的影响，所以在实际运用过程中，前缘波长不应该过短，即对应的前缘波峰数不应该过多。

图4 前缘波长为W＝27%c时的升阻力系数曲线Fig.4 Lift and drag characteristics for leadingedge wavelength W＝27%c

图5 前缘振幅为A＝5%c时的升阻力系数曲线Fig.5 Lift and drag characteristics for leadingedge amplitude A＝5%c

表1给出了所有实验工况下，最大升力系数随波状前缘振幅、波长的变化，可见A2.5W27模型的最大升力系数在所有波状前缘情况下最大，对应波长振幅比A／W＝9.3%。分析表1中的所有数据，可以看到在A／W较小时，相应的模型的最大升力系数较大。

表1 实验各模型的振幅波长比与最大升力系数，干净直机翼的最大升力系数为CLmax＝1.02Table 1 A／W and maximum lift coefficients for all test models，CLmaxf or the baseline is 1.02

2.3 前缘变化对气动性能的影响

由于固定式正弦前缘会增加飞机在小迎角下的阻力系数，对飞机的巡航性能造成不利的影响。按照该实验所设计的可变正弦前缘方案，可以在小迎角巡航状态下将前缘完全收入机翼中，不增加任何额外阻力；需要做大迎角机动时，在干净机翼失速迎角到来之前伸展可变正弦前缘，可发挥其缓失速的作用，为飞行器过失速机动提供足够的升力。为了研究可变正弦前缘的伸展长度对气动性能的影响，以便进行可变正弦前缘优化设计，实验选取具有最大振幅（振幅A＝10%c），波长各不相同的四组前缘，研究它们不同伸展长度时的升阻力特性。

图6给出前缘振幅A＝10%c、波长W＝6.75%c时，前缘伸展长度分别为2.5%c、5.0%c、7.5%c和完全伸展（10.0%c）时的升阻力系数曲线。

由图6（a）可以看出，所有的前缘伸展状态都具有缓失速的特性。最大升力系数随着前缘伸展长度的增加而单调减少；失速迎角之后的升力系数曲线随着前缘伸展长度的增加逐渐减小。其中伸展长度最短的A10W6.75＿2.5前缘具有相对优异的升力性能，其最大升力系数CLmax＝0.93出现在α＝16°，达到了干净机翼的91.7%；而在α＝18°时，其升力系数比干净机翼增加61.5%。比较图6（b）的阻力系数曲线可知，在失速迎角之前，阻力随前缘伸展长度的增加而增大。由于最大升力系数随前缘伸展长度的增加而减少，所以可以推断：为了获取最好的气动性能，前缘的伸展长度应该尽量小，并且可能存在一个性能最优化的值，因为前缘伸展长度在接近于零时，机翼的气动性能应与干净机翼类似，会出现突然失速的现象，从而起不到缓失速的作用。

图7给出前缘振幅A＝10%c、波长W＝13.5%c时，前缘伸展长度对升阻力特性的影响。从图7（a）中可以看出，与图6具有相同的趋势，即前缘伸展长度的增加会使最大升力系数减少，同时失速迎角之前的阻力系数增加。但是当前缘波长较大时，前缘伸展长度对于失速后升力系数曲线的影响没有前缘波长较小时明显。

图6 波长为W＝6.75%c时前缘不同伸展长度的升阻力系数曲线Fig.6 Lift and drag characteristics for leading－edge wavelength W＝5%c at different extended lengths

图7 波长为W＝13.5%c时前缘不同伸展长度的升阻力系数曲线Fig.7 Lift and drag characteristics for leading－edge wavelength W＝13.5%c at different extending lengths

3 结 论

通过风洞测力实验，研究了不同伸展长度的可变正弦前缘对NACA0015直机翼气动性能的影响，结论如下：

（1）干净NACA0015直机翼在失速迎角之后升力系数曲线突然下降，在加装可变正弦前缘后，均出现缓失速现象，且失速迎角之后的升力系数得到不同程度的提高，但最大升力系数会有不同程度的降低。具有较大波长和较小振幅的可变正弦前缘能在最大升力系数损失不多的情况下（振幅波长比A／W小于20%时），可有效提高直机翼失速迎角之后的升力系数，有利于大迎角飞行；

（2）在前缘波长给定的情况下，前缘振幅越大，最大升力系数下降的越多；在前缘振幅给定的情况下，前缘波长越小，最大升力系数越小。前缘伸缩可变时，最大升力系数随着前缘伸展长度的增加而减少，由此可以推断，当前缘振幅较小时可获得较优的升力特性；

（3）普通正弦前缘会增加直机翼在小迎角下的阻力系数，不利于巡航。采用该文提出的可变正弦前缘方案，在巡航状态下将其收入机翼中；当需要在大迎角下机动时，可按需要伸展可变正弦前缘，改善大迎角下的气动性能，从而使机翼获得较好的气动性能，具有较高的实用价值。

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