基于襟/缝翼吹气技术的短距起降飞行器增升策略的数值模拟研究

2016-12-19郝璇刘芳王斌

航空工程进展 2016年4期

关键词：襟翼吹气迎角

郝璇，刘芳，王斌

(中国航天空气动力技术研究院第二研究所，北京 100074)

基于襟/缝翼吹气技术的短距起降飞行器增升策略的数值模拟研究

郝璇，刘芳，王斌

(中国航天空气动力技术研究院第二研究所，北京 100074)

边界层吹气是增加飞行器升力的有效措施。针对普通陆基起降飞行器，根据总体参数对其实现舰载起降的气动力特性需求进行分析并提出五组初步方案；同时对襟/缝翼定常吹气的增升潜力进行数值模拟研究。结果表明：襟/缝翼吹气能够使升力系数显著增加；襟翼和缝翼吹气存在相互干扰，升力增量的变化率随吹气动量系数的增加而减小；当吹气动量系数不大于6%时，襟/缝翼吹气最大升力系数最大可达1.85左右，α=15°时升力系数最大可达1.40左右，可满足所提五组气动力特性需求方案中的三组方案的舰载起降需求。

短距起降；高升力装置；定常吹气；襟翼；缝翼

0 引言

随着我国海洋实力的增强，舰载飞行器的研制受到了越来越多的关注。航空母舰飞行甲板上起飞跑道的长度仅100 m左右，无法满足绝大多数飞行器起飞时对滑跑距离的要求。如何在有限长度的飞行甲板上起飞，是大型舰载飞行器形成战斗力的重要前提。采用增升装置是缩短起飞距离的有效方法之一，传统机械式增升装置的增升能力有限，在翼载、推重比、起飞方式等不变的前提下难以满足短距起降的要求，需要借助流动控制技术进一步提高升力。

边界层吹气技术是目前最成熟、有效的流动控制技术之一，国内外已对其开展了大量研究。常见的用于增升装置的主动流动控制方法可以分为两类：一类是直接为边界层注入能量，达到抑制分离、增加环量的目的，例如定常吹气，吹出的气流增加机翼表面边界层的能量，改变了表面压力分布，延迟了分离的发生，随着吹气动量的增加，“超环量”效应能够进一步增加升力[1]；另一类则是通过产生一定的涡系结构对分离流动施加影响以达到抑制分离的目的，也称为微吹气技术，例如脉冲吹气[2]、合成射流[3]、矢量环量射流[4]以及自振荡射流[5]等。

随着计算机技术的飞速发展以及计算流体力学方法的逐步完善，数值模拟被越来越多地用于主动流动控制技术的研究[6]。国外，A.Carnarius等[7]对二维多段翼型非定常吹气进行了模拟，研究了吹气动量系数与升力系数增量的关系；A.Khodadoust等[8]研究了雷诺数对多段翼型定常吹气和脉冲吹气气动特性的影响；P.Scholz等[9]研究了主翼后缘下偏的多段翼型矢量环量射流控制。国内，于哲慧等[10]研究了缝翼吹气和襟翼吸气对多段翼型气动特性的影响；刘沛清等[11]对联合射流技术的增升机理进行了数值模拟研究；佟增军等[12]研究了襟翼吹/吸气动量系数与位置的影响。上述研究主要针对二维或准三维模型，目前，定常/非定常数值模拟已能够获得与试验符合较好的结果[13]。但对于复杂三维翼身组合体外形，其大后掠角、三维横向流动，以及高升力构型特有的边界层转捩、流动分离、尾迹流动互相干扰等流动现象，致使其边界层吹气尤其是非定常吹气的增升效果还难以被精确模拟[2,8,14]。

本文在已有高升力构型数值模拟研究[15-16]的基础上，对襟/缝翼定常吹气进行了数值模拟。针对某陆基起降飞翼布局飞行器，根据其总体参数分析实现舰载起降所需的升力系数增量，研究襟/缝翼吹气动量系数对气动特性的影响，并对基于流动控制技术的短距起降无人飞行器总体方案的可行性进行评估。

1 数值方法

计算采用可压缩流动Reynolds平均Navier-Stokes方程。不考虑外加热和彻体力时，直角坐标系下积分形式的三维非定常N-S方程组为

(1)

式中：V为控制体体积；S为控制体表面积。

采用格心格式的有限体积法对控制方程进行离散，其中，剪切应力和热传导项采用中心差分格式，对流项和压力项采用Roe平均通量差分分裂格式(FDS)，单元交接面上的状态变量采用MUSCL方法计算，并结合min-mod通量限制器消除间断处的数值振荡，时间推进方式采用近似因子分解(AF)隐式时间推进算法。程序中包含多个湍流模型，本文采用S-A模型。计算中使用多重网格技术加速收敛。分别模拟了NASA-Trapwing模型[17]和DLR-F11模型[18]，对数值方法进行了较为全面的验证，具体结果详见文献[15-16]。

2 短距起降气动特性需求分析

2.1 基本布局(飞翼布局)气动特性分析

飞翼布局是一种常见的长航时飞行器布局形式，具有隐身特性好、结构质量轻等特点。飞翼布局形式如图1所示，其基本总体参数如表1所示。为了满足陆地水平起降的要求，外翼采用前缘缝翼和单缝襟翼。

图1 飞翼布局形式

总体参数数值起飞质量/kg8000巡航高度/km10巡航速度/(km·h-1)600机翼面积/m245翼展/m16

巡航构型与起飞构型升力特性的对比如图2所示。起飞构型CLmax=1.378，失速迎角α=20°，能够满足起飞质量8 000 kg的飞行器在高高原机场以起飞安全速度v2=63.2 m/s(Ma=0.2)起飞。

(a) 升力系数随迎角的变化

(b) 升阻比随升力系数的变化

2.2 舰载起飞气动特性需求分析

中小型航空母舰舰载飞机普遍采用滑跃式起飞，斜坡甲板的上翘角为10°～15°。以航空母舰“辽宁舰”为参考，其拥有105 m长的跑道2条，195 m长的跑道1条，滑跃甲板的上翘角为12°，巡航速度为14.92 m/s(29节)。

军用飞机要求起飞离地速度vLOF≥1.1vS，vS为起飞构型无动力平飞失速速度[1]。因此，起飞状态对应的最大升力系数CLmax-TO可由式(2)计算得到：

(2)

式中：WTO为飞机起飞质量；Tav为起飞可用推力；α为起飞迎角，取12°；φ为发动机安装角，取0°。

对起飞构型升阻比的要求为

(3)

飞机在甲板上的滑跑距离的计算公式[1]为

(4)

根据式(2)～式(4)计算得到的起飞升力需求方案如表2所示，其中，发动机推力包括2 200和2 500kg两个方案；最大起飞质量包括6 000、6 500和8 000kg。由于发动机推重比较小，仅为0.4左右，采用2.1节的增升构型无法实现短距起降，需借助其他方式增加升力系数。

表2 舰载飞行器起飞升力系数需求方案

3 襟/缝翼吹气的数值模拟

3.1 计算网格

起飞构型襟/缝翼吹气模拟网格如图3所示。根据机械增升装置表面流动分离位置，在襟翼上表面沿其全展长设计吹气缝隙，缝隙高度为3 mm(如图3(b)所示)；缝翼则为全展长吹气，其吹气缝隙的宽度为2 mm(如图3(c)所示)。采用点对点块结构网格，襟翼缝隙沿宽度方向分布41个网格点，缝翼缝隙沿宽度方向分布33个网格点。边界层第一层网格高度为2.0×10-6，拉伸比为1.2。单独襟翼吹气半模的网格数量为1.75×107，襟/缝翼吹气的网格数量为2.18×107。

(a) 表面网格

(b) 襟翼吹气区域

(d) 展向截面网格

主控方程为RANS方程，湍流模型为S-A模型。来流马赫数Ma=0.12，单位弦长雷诺数Re=2.8×106，力矩参考点为机头，低头方向为正。

3.2 襟翼吹气计算结果分析

吹气强度通常用吹气动量系数Cμ表示。

(5)

式中：mj为每秒喷流的质量流量；vj为喷流速度；q∞为来流动压；s为吹气缝隙宽度。

襟/缝翼吹气动量系数与吹气马赫数的关系如表3所示。

表3 襟/缝翼吹气动量系数与吹气马赫数的关系

采用不同吹气动量系数(Cμ)所获得的飞行器升力、升阻比和力矩曲线如图4所示，可以看出：随着Cμ的增大，升力曲线的截距增大，失速延迟；α=0°的升力系数最大可增加0.169，最大升力系数最大可增加0.414，失速迎角最大延迟3°；吹气动量系数的增加对力矩影响较小，但对升阻比影响较为明显，当Cμ<1.62%时，升阻比下降较小，当Cμ>1.62%时，升阻比下降较大；Cμ=14.58%时，CL=1.2对应的升阻比相对没有吹气时降低了约1.2。

(a) 升力系数随迎角的变化曲线

(b) 升阻比随升力系数的变化曲线

α=0°的升力系数和最大升力系数随吹气量增加的变化趋势如图5所示。

图5 升力系数增量随吹气量的变化趋势

从图5可以看出：随着吹气量的增加，升力曲线变化趋势分为两段，小于临界动量系数时，在边界层控制的作用下，升力线斜率大，增升效率高，大于临界动量系数后，形成超环量效应，升力线斜率小，增升效率低；当Cμ>5%时，α=0°的升力系数增加趋于平缓，升力系数增量ΔCL<0.2。

α=0°和α=20°不同吹气动量系数对飞行器表面流线分布的影响分别如图6～图7所示，可以看出：襟翼吹气可以有效抑制小迎角时襟翼上表面分离和大迎角时主翼上表面分离，随着吹气动量系数的增大，主翼上表面分离区明显减小。

(a) Cμ=0

(b) Cμ=0.09%

(d) Cμ=1.62%

(e) Cμ=4.68%

(f) Cμ=9.33%

(a) Cμ=0

(b) Cμ=0.09%

(d) Cμ=1.62%

(e) Cμ=4.68%

(f) Cμ=9.33%

展向z=5 m，α=0°和α=20°不同吹气动量系数对压力分布的影响如图8所示，可以看出：①α=0°时，襟翼和主翼上表面压力分布产生了明显的变化，襟翼前缘的吸力峰值增大，上表面压力减小；随着吹气动量系数的增大，襟翼下表面局部也受到了影响，前缘压力增大；当吹气动量系数较小时(Cμ<0.58%)，襟翼升力增量较小，襟翼对主翼的上洗影响区域有限；伴随吹气动量系数的增加，襟翼产生的升力明显增大，对主翼的上洗增强，主翼受影响区域增大，下表面前缘区域压力增大；由于只有小部分主流流入缝道，主翼头部流动变化对缝道内流动影响较大，缝翼吸力峰值降低。②α=20°时，襟翼前缘的吸力峰值增大，上表面压力减小，下表面压力基本没有变化；主翼上表面压力变化趋势与α=0°时相似，下表面压力基本没有变化；更多的主流流入缝道，襟翼吹气对主翼和缝翼压力面的影响减弱，缝翼压力面基本没有变化；吸力面后缘受到的主翼上洗影响随襟翼吹气动量系数的增加而增强，压力降低，产生的升力增加。

(a) Cp提取位置

(b) α=0°

3.3 缝翼吹气计算结果分析

在3.2节的基础上，研究缝翼下表面吹气动量系数对气动特性的影响，并分别计算缝翼(气流迎角为60°)、襟翼在不同吹气动量系数下飞行器的气动力特性。

当襟翼吹气动量系数Cμf分别为1.62%和4.68%时，气动特性随缝翼吹气动量系数的变化曲线如图9所示。α=0°的升力系数和最大升力系数以及它们的增量随襟翼(横坐标)、缝翼(纵坐标)吹气动量系数的变化云图如图10所示。从图9～图10可以看出：缝翼下表面吹气可以增加升力线的截距并延迟失速，同时提高最大升力系数，但其增加升力的能力会受后缘襟翼吹气的影响，随着后缘襟翼吹气量的增加，缝翼下表面吹气产生的升力增量减小；缝翼下表面吹气在一定程度上对升阻比产生了有利的影响，当CL>1.1时，随着吹气动量系数的增大，升阻比略微增大；缝翼下表面吹气对力矩特性的影响较小。

(a1)Cμf=1.62% (a2)Cμf=4.68%

(a) 升力系数随迎角的变化曲线

(b1)Cμf=1.62% (b2)Cμf=4.68%

(b) 升阻比随升力系数的变化曲线

(c1)Cμf=1.62% (c2)Cμf=4.68%

图9 不同缝翼吹气动量系数气动特性曲线

Fig.9 Influence ofCμson aerodynamic characteristic

当α=20°，襟翼吹气动量系数Cμf为1.62%时，缝翼吹气动量系数对表面极限流线的影响如图11所示；当α=20°，襟翼吹气动量系数Cμf为4.68%时，缝翼吹气动量系数对表面极限流线的影响如图12所示。

从图11～图12可以看出：随着缝翼吹气动量系数的增加，更多的能量从缝道流向主翼上表面，使主翼上表面分离区范围缩小。

(a) CL，α=0°

(b) CLmax

(d) ΔCLmax

(a) Cμs=0

(b) Cμs=0.389%

(d) Cμs=3.120%

(a) Cμs=0

(b) Cμs=0.389%

(d) Cμs=3.120%

当襟翼吹气动量系数Cμf分别为1.62%和4.68%，展向z=5 m，α=0°和α=20°时，缝翼吹气动量系数对表面压力分布的影响如图13～图14所示。

(a) α=0°

(b) α=20°

(a) α=0°

(b) α=20°

从图13～图14可以看出：缝翼下表面吹气对缝翼、主翼和襟翼的表面压力分布均产生了明显的影响，并且随着吹气动量系数的增大，压力分布变化越大；襟翼上表面吹气量较小时(图13)，襟翼对主翼的上洗变化较小，主翼上表面流速较低，缝道流出的高速气流对主翼上表面影响较大，并提高了襟翼的吸力峰值，因此主翼和襟翼升力增量较高；襟翼上表面吹气量较大时(图14)，襟翼对主翼的上洗增强，主翼上表面流速提高，缝道流出的高速气流对主翼影响减弱，主翼和襟翼表面压力变化较小，因此升力增量较小。

从图13(a)和图14(a)可以看出：α=0°时，随着缝翼吹气动量系数的增大，主翼前缘流速增大，吸力峰值增大；缝翼下表面吹气点之后的区域流速增大，压力减小；缝道内局部区域的速度梯度增大，流动方向发生变化，引起主翼驻点前移。

从图13(b)和图14(b)可以看出：α=20°时，随着缝翼吹气动量系数的增大，迎角增大使得更多的气流流入缝道，吹气对缝道内的流动形态基本没有产生影响；吹出的气流随主流流出缝道，主翼头部边界层被注入更多的能量，流速提高，使吸力峰值增大；主翼上表面受到影响的区域越来越大，流速提高，压力降低；主翼对缝翼的上洗增强，缝翼上表面压力降低，升力增大。

采用不同襟/缝翼吹气动量系数计算得到的α=0°的升力系数和最大升力系数的计算结果分别如表4～表5所示。

表4 襟/缝翼吹气动量系数对α=0°的升力系数的影响

表5 襟/缝翼吹气动量系数对α=0°的最大升力系数的影响

从表4～表5可以看出：襟/缝翼吹气可使最大升力系数达到1.85左右，根据图9(a)可得，15°迎角对应的升力系数最大可达1.4左右。在表2所列的五个需求方案中，通过襟/缝翼吹气在起飞迎角不大于15°时能够满足方案一、三、四的气动力特性要求；而要满足方案二的气动力要求，则需增大起飞迎角(15°以上)才能获得相应的升力系数。采用襟/缝翼吹气在15°起飞迎角对应的升阻比为9.5左右，根据式(3)计算可得方案一、三、四起飞时的爬升梯度分别为0.261、0.311、0.279。

4 结论

(1) 襟/缝翼吹气能够使升力系数显著增加。随着襟/缝翼吹气动量系数的增大，升力系数增量变化率减小，升力增量趋近于极限值。

(2) 襟翼和缝翼吹气量存在相互干扰，高吹气动量系数并不能获得高升力增量，应合理选择襟/缝翼吹气动量系数，以获得最优的升力增量和失速特性。

(3) 当起飞迎角不大于15°时，通过襟/缝翼吹气能够满足方案一、三、四的气动力特性要求；而方案二则要求增大起飞迎角(15°以上)才能获得足够的升力系数。

(4) 方案五所需的升力系数是本文所采用的吹气手段无法实现的，后续还需开展其他流动控制方法，例如多位置吹气、非定常吹气等来评估方案五的可行性。

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(编辑：马文静)

The Numerical Simulation Research on High Lift Enhancement Strategies of STOL Aircraft Based on Flap and Slat Blowing

Hao Xuan, Liu Fang, Wang Bin

(The Second Research Institute, China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

The boundary layer blowing is an effective measure to increase the lift of flight vehicles. For a common flight vehicle designed for on-land taking off and landing, the aerodynamic characteristic requirements are analyzed to realize its on-deck taking off and landing based on the project parameters, and five schemes are proposed. The lift increase potential of flap and slat steady blowing is researched by numerical simulation. The results indicate that the flap and slat blowing can enhance the lift observably, whereas some interference will appear when both the flap and slat blowing, which lead the slope of increased lift declining as the blowing momentum coefficient increasing. When the blowing momentum coefficient less than 6%, the maximum lift coefficient can reach about 1.85 and the lift coefficient at 15° of the angle of attack with both the flap and slat blowing can reach about 1.40. The aerodynamic characteristic requirements can be satisfied for taking off and landing on the deck in three of the five schemes.

STOL; high lift device; steady blowing; flap; slat

2016-07-22；

2016-10-08

刘芳,441832909@qq.com

1674-8190(2016)04-408-12

V215.3

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.04.003

郝璇(1982-)，女，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞行器气动设计、气动声学。

刘芳(1981-)，女，硕士，工程师。主要研究方向：计算流体力学。

王斌(1980-)，男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机总体设计、气动优化。