二维襟翼气动设计研究

李自启，梁 斌，刘 卓，江 翔，张大尉

（中航工业洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

对于飞机机翼的气动力设计，一方面要考虑飞机高速飞行和机动作战的要求，另一方面在飞机起飞和着陆时，又要尽可能降低飞行速度、缩短滑跑距离。为此，要求飞机具有高的升力系数，但是在正常着陆迎角下（8°～12°），基本机翼的升力系数较小，进而需要在机翼上增加増升装置以获得较大的升力系数。増升装置分为两大类：一类是机械式増升装置，包括后缘襟翼，其中有简单襟翼、开裂襟翼、单缝襟翼、后退式襟翼、双缝襟翼及多缝襟翼等；另一类是动力増升装置，包括吸除附面层、弦向吹气襟翼、展向吹气襟翼等。由于动力増升装置机构复杂，并且需要从发动机引气，消耗发动机推力，同时，这种结构会带来重量代价，因此，大部分飞机采用机械式増升。

对于襟翼设计方法，国外已通过风洞实验[3]和数值模拟[4]对多段翼缝道参数的影响进行了研究。实验研究耗费成本高，模型小，缝道量和重叠量的变化容易引起误差，同时，风洞实验结果受雷诺数影响，如果操作不当会导致风洞实验结果和真实结果偏差很大。随着计算机的发展，CFD能够准确模拟多段翼的气动特性、压力分布和空间流动情况[5]，故本文的研究都是基于CFD计算。

本文针对机械式增升装置的气动特性进行了研究，并针对某教练机的气动设计要求，研究了襟翼外形对气动特性的影响，同时，在选定襟翼外形的基础上，研究了襟翼缝道量和重叠量对襟翼气动特性的影响。确定了满足设计要求的襟翼方案。

1 机械式増升装置的増升机理

1）增加机翼的弯度，进而增加襟翼的环量，但是此时机翼会产生较大的低头力矩，需要平尾或者升降舵上偏来进行配平；

2）增加机翼的有效面积，大多数増升装置运动时会增加机翼的基本弦长，机翼的有效面积增加了，进而全机升力系数增加；

3）改善缝道的流动品质，通过改善翼段之间缝道的流动品质，改善翼面上的边界层流动状态，进而可以改善翼面边界层承受逆压梯度的能力，延迟翼面分离。

2 后缘襟翼设计

2.1 后缘襟翼设计思路

本文针对某教练机起飞着陆的设计要求，在前期翼型设计的基础上，进行了飞机的襟翼设计。

襟翼设计时首先采用工程估算方法，估算出襟翼的弦向、展向所占的比例。针对控制面处二维襟翼的设计，首先研究襟翼形状对两段翼气动特性的影响，选择具有合适前缘半径和最大厚度的襟翼；再通过计算研究缝道量、重叠量对二维襟翼气动特性的影响规律，优选出合适的缝道量和重叠量，最终确定满足设计要求的襟翼方案。

2.2 后缘襟翼外形设计

2.2.1 后缘襟翼外形[2]

后缘襟翼外形的生成参考文献[2]，在原始翼型的基础上，采用切割法生成襟翼外形，襟翼的外形生成通过六个点控制，如图1。1～5各段曲线可以按照椭圆曲线生成。点1处斜率和翼型下翼面斜率一致，6处斜率和翼型上翼面斜率一致。2处位置的上下变动可以控制后缘襟翼前缘半径大小，4的位置可以控制最大厚度及最大厚度位置，3处可以调节后缘襟翼头部形状。考虑工艺设计要求，固定翼后缘的厚度一般为3～4mm，过渡段5～6一般取弦长的2%，如图2所示，由此可以找出5位置，从强度和刚度方面考虑，固定翼后缘上下翼面的夹角大于5°。

后缘襟翼目的是通过改善翼段之间缝道的流动品质，改善翼面上的边界层流动状态，进而改善翼面边界层承受逆压梯度的能力，延迟翼面分离。后缘襟翼前缘半径对襟翼上表面的负压有影响，前缘半径适当增加可使前缘吸力峰值适当降低、襟翼上表面的逆压梯度降低、襟翼抗分离能力增强。后缘襟翼的最大厚度位置也影响后缘襟翼的分离特性和阻力特性，由于翼型最大厚度以前在襟翼上表面气流是顺压梯度，最大厚度越靠后则顺压梯度越长，翼型的阻力系数越小。但是逆压梯度越大，则更容易分离。后缘襟翼的弯度直接影响襟翼的増升效果，弯度大则襟翼上的升力系数更大，増升能力更强，但是襟翼上表面流动也更容易分离。基于以上理论，初步设计出两种襟翼方案，如图3，方案一为圆头襟翼，前缘半径大，最大厚度靠前；方案二为尖头襟翼，前缘半径小，最大厚度位置靠后。

图1 后缘襟翼外形

图2 过渡段外形

图3 不同襟翼外形方案

2.2.2 不同后缘襟翼外形气动特性

本文采用Fluent软件进行计算，湍流模型选择SST[6]，计算马赫数0.2，网格采用结构化网格，附面层首层高度0.001mm，图4给出了网格布局情况。

图5给出了圆头襟翼两种襟翼外形的气动数据，由图5可以看出，圆头襟翼升力系数大，则失速特性缓和。图6、图7给出了不同迎角的表面压力系数，图8、图9给出了不同方案马赫数云图。由图8、图9可以看出，圆头襟翼在大迎角时抗分离能力更强，増升效果更好，确定为襟翼外形方案。

2.3 后缘襟翼缝道参数优化设计

确定后缘襟翼外形以后，需要对后缘襟翼缝道参数进行优化设计，即在给定襟翼偏度δ下，确定最佳的缝道参数(Gap)和重叠量（O/L），在设计迎角8°附近，升力系数应尽可能大，同时襟翼上流动品质尽可能好。

图4 二维襟翼网格布局

图5 不同襟翼外形气动数据

图6 12°不同方案表面压力系数（左：圆头，右：尖头）

图7 14°不同方案表面压力系数（左：圆头，右：尖头）

结合总体设计要求和文献，缝道参数和缝道重叠量变化范围分别为1%~3%和1%~3%，在这个范围内选择气动效率最高的方案。最终确定后缘襟翼缝道参数和重叠量分别为：2%和2%。

图8 12°马赫数云图对比

图9 14°马赫数云图对比

为了分析后缘襟翼缝道量和重叠量对襟翼气动特性的影响，图10给出了不同襟翼重叠量及缝道量对升力系数的影响。图11给出了缝道参数对表面压力系数的影响，由图11可以看出，缝道量为2%、重叠量为2%时负压更大，襟翼上表面压力系数分布更饱满。图12给出了襟翼方案不同迎角马赫数云图。

相同缝道量条件下，重叠量在2%附近襟翼増升效果达到最好。当重叠量大于或者小于2%时，襟翼舱与襟翼上翼面组成的喉道对气流的加速效率降低，使襟翼前缘吸力峰值降低，襟翼上升力系数降低。如喉道对气流加速效率过低，襟翼上表面局部出现气流分离。

图10 缝道参数对升力系数影响（左缝道量，右重叠量）

图11 缝道参数对翼型表面压力系数影响（左缝道量，右重叠量）

图12 襟翼方案不同迎角马赫数云图（左8°，右14°）

相同重叠量条件下，缝道量在1%～2%范围内，随着缝道量的增加，主翼段尾迹对襟翼吸力峰值的抑制作用减弱，襟翼的环量增强，从而总的升力系数增强。当缝道量达到3%时，缝道量对气流的加速效果明显减弱，襟翼上表面流速减弱，吸力峰值减小，抗逆压梯度能力减弱，导致襟翼后缘处出现分离。

综上所述，缝道量和重叠量都为2%时气动效果最好，选为襟翼方案。

3 结 论

1）襟翼前缘半径大，最大厚度靠前，抗分离能力更强，増升效果好。

2）重叠量过小，主翼与襟翼的距离加大，从而使主翼尾迹对襟翼上表面逆压梯度的抑制作用减弱，襟翼上表面后缘出现局部的分离区，导致翼型总的升力系数减小。

3）缝道量过小，则粘性和附面层的作用使气流受到较大阻塞，襟翼上表面的流量减小，襟翼上表面吸力峰值减小，总升力系数减小。而缝道量过大，则缝道量对气流的加速效果明显减弱，襟翼上表面流速减弱，吸力峰值减小，抗逆压梯度能力减弱，导致襟翼后缘处出现分离。

4）合适的缝道参数，则可以避免主翼尾迹区的低速气流与后缘襟翼上表面边界层混合，使总的升力系数增加。

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