民用飞机后缘增升装置气动力特性SCCH试验研究

巴玉龙，郭传亮

(中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210)

民用飞机后缘增升装置气动力特性SCCH试验研究

巴玉龙，郭传亮

(中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210)

针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响，在南京航空航天大学的NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模增升装置测力风洞试验研究.试验来流马赫数为0.2，基于机翼气动弦长的试验雷诺数为1.85×106.通过试验结果，重点分析了后缘襟翼偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响，得到了襟翼偏角和缝道的最佳组合参数.研究结果表明：襟翼偏角和缝道宽度是影响机翼气动力特性的主要参数，缝道搭接量的影响较小；合适的缝道宽度能带来较大的升力系数和升阻特性，襟翼缝道宽度为2%时升力特性最佳，襟翼缝道宽度为1%时升阻比较大.

民用飞机；增升装置；后缘襟翼；风洞试验；升力系数

民用飞机机翼的气动力设计，除了要能使飞机拥有优秀的高速巡航性能外，还要使飞机在低速起降构型下，尽可能降低起飞和着陆速度，缩短滑跑距离，以最小的巡航性能损失来实现优秀的场域性能.通常这意味着要求飞机在着陆时有高的最大升力系数，而起飞时不仅要求有高的最大升力系数，还要求有高的升阻比.因此，必须在机翼上采用增升装置设计来满足这些要求.增升装置设计是现代大型运输类飞机提高起飞重量，缩短起降滑跑距离来增强机场适应性的关键技术，是提高飞机国际竞争力的最有效手段之一[1-2].在飞机起飞和着陆时，前、后缘增升装置的配合使用才能达到最大的增升效果.

后缘增升装置主要通过增加机翼的弯度和有效面积来增加机翼的升力[3].后缘增升装置有富勒襟翼、单缝襟翼和双缝襟翼等类型.相对于其他后缘增升装置，富勒襟翼在偏转的同时又产生较大的后退量，能较大增加机翼的有效面积，从而产生较大的升力系数.特别是单缝富勒襟翼，它的结构重量轻，操纵系统简单[4]，是当代民用飞机设计中最常用的后缘增升装置.B767、B777、A320和A330等客机都采用了单缝富勒襟翼.

随着民用运输机和军用飞机的飞速发展，国内外开展了许多与机翼增升装置相关的研究工作.欧洲高升力计划(the European high lift programme,EUROLIFT)[5-7]开展了增升装置二维构型、三维简化构型和真实构型的研究.技术联合工程计划(The Technical Co-operation Program,TTCP)和多国合作研究计划(UKDERA，USDN，NASA，USDAF)开展了两种新布局机翼的增升装置研究[8].日本宇宙航空研究开发机构(Japan Aerospace Exploration Agency,JAXA)联合其国内高校也进行了类似的深入研究[9-10].国内也开展了多项关于民用飞机增升装置的研究工作[11-13].虽然国内外在该方面做了大量的研究工作，但是这些工作主要以数值计算为主，试验验证工作较少.特别是新的适航验证条款对民用客机起降性能的要求更为严格，因此，很有必要进行相关的试验研究工作，为民用飞机机翼增升装置的设计提供依据.

为了研究后缘襟翼对民用飞机气动力特性的影响，在南航NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模(Swept Constant Chord Half-model,SCCH)增升装置测力风洞试验研究.在起飞和着陆两种不同的构型下，针对襟翼偏角、缝道搭接量和缝道宽度等参数进行了风洞试验研究，从而获得带后缘襟翼的流动特性，得到了襟翼偏角、缝道搭接量和缝道宽度对机翼气动特性影响的规律.

1 试验方法

本试验在南京航空航天大学的NH-2低速风洞进行.NH-2风洞是一座1982年投入运行的串置双试验段闭口回流式低速风洞.风洞为全钢结构，电机功率为1250kW，试验段尺寸(宽×高×长)：第一试验段为5.1m×2.5m×6m；第二试验段为3m×2.5m×6m.速度范围：第一试验段为0～31m/s，第二试验段为0～93m/s.

试验模型包括两个部分，如图1所示：第一部分为带有前、后缘增升装置的等弦长后掠半模机翼；第二部分是带有椭圆形头部和后部的圆柱形机身.机身与洞壁之间装有带迷宫槽的边界层垫板，以避免风洞洞壁边界层的干扰并减少机身与垫板间的串流.机翼翼型为超临界翼型，选自某大型客机机翼中段某个剖面，相对厚度为9.58%.模型机翼后掠角为32.4°，机翼弦长为450mm，缝翼弦长为71.6mm，襟翼弦长为120mm，扰流板弦长为90.3mm，机翼半展长为1350mm，机身长为1750mm，边界层垫板厚度为96mm，迷宫槽与机身对称面的间隙为8mm.模型的设计和加工均满足GJB180—2006《低速风洞飞机模型设计准则》的要求.

试验在NH-2风洞第二试验段进行，风速为60m/s，基于机翼气动弦长的雷诺数为1.85×106，本次试验的系统测量误差为：升力系数误差不大于0.001，阻力误差不大于0.0004.增升装置的参数定义见《飞机设计手册第六册》[4]及相关资料文献[13-14].模型前缘增升装置采用缝翼，后缘增升装置采用大后退式单缝富勒襟翼，均采用托架安装定位，如图2所示.从内翼到外翼共有4组托架，依次编号为1#，2#，3#和4#.托架对机翼气动力的影响量如图3，图4所示，托架对升力(CL)的影响量在0.005量级，对阻力(CD)的影响量在0.012量级.可见，托架对升力影响很小，对阻力的影响也是平移性质的，不改变阻力随迎角(α)的变化规律.所以此托架组不会引起流场的明显改变，试验数据可靠.

图1 NH-2风洞中的试验模型Fig.1 Test model in NH-2 wind tunnel

图2 模型增升装置安装示意图Fig.2 The set-up of high-lift configuration

图3 托架对升力的影响Fig.3 Effect of brackets on lift coefficient

图4 托架对阻力的影响Fig.4 Effect of brackets on drag coefficient

2 结果分析

2.1襟翼偏角

飞机起飞时，需求尽可能降低起飞速度，缩短滑跑距离，还需要大的爬升梯度[4]，因此，起飞构型的优化目标是高的最大升力系数(CLmax)和大的升阻比(K).图5给出了该模型在起飞构型下后缘襟翼偏角(δf)变化的试验结果，襟翼缝道宽度(Gf)和搭接量(Lf)分别固定在Gf=1.5%和Lf=1%.由图可知，随着襟翼偏角逐渐增加，升力系数曲线基本上都向上平移.升力增大的同时也增加了型阻，从而导致最大升阻比减小(见图5(c)).相比δf=18°，δf=20°时升阻比只有轻微的损失，但两个较大偏角构型的升阻比有较大的损失.同时兼顾升力系数和升阻特性，δf=20°时气动性能最佳.

图5 襟翼偏角的影响(起飞构型)Fig.5 Effect of the flap deployment angle for take-off configuration

飞机着陆时，需求尽可能降低飞行速度，缩短滑跑距离[4].因此，着陆构型的优化目标是高的最大升力系数(CLmax).同时，着陆构型后缘襟翼偏角较大，给飞机的稳定性带来较大挑战.增升装置偏转所带来的低头力矩变化量，要靠平尾向上偏转产生的抬头力矩增量来平衡，而平尾上偏产生的负升力增量又部分抵消了由增升装置偏转带来的升力增量.这个升力增量的损失不可忽略，据统计，有的飞机可达到30%左右[4,12].力矩特性直接关系到飞机的稳定性和安全性，飞机着陆构型增升装置的设计应将力矩特性对有着平稳的纵向力矩系数的状态应重点考虑.

图6(见第548页)给出了该模型在起飞构型下后缘襟翼偏角变化的试验结果.由图可知，随着襟翼偏角δf从34°逐渐增加到38°，由于机翼后缘弯度增加，从而增加线性段升力系数，最大升力系数也随着增加.继续增加襟翼偏角到40°时，线性段升力系数增加量减小.升力增加的同时也增加了型阻，导致同迎角阻力增加.对比同升力下的阻力系数可以发现，在失速前升力系数非线性区域，襟翼偏角较大的两个构型的阻力系数反而较小(见图6(b))，这说明襟翼偏角增加带来的升力增加的价值大于阻力增加的损失.襟翼偏角增加的同时，机翼压力中心后移，导致低头力矩随着增加(见图6(c))，但4个构型的俯仰力矩系数随升力的变化都较均匀.δf=38°构型的失速迎角最大，有着较大的线性段升力系数，最大升力系数略小于δf=40°构型.襟翼偏角增大的同时，增加了襟翼滑轨的结构设计的难度.现代民机设计中，对后缘襟翼的运动机构设计，都以结构简单和重量轻为设计目标[3-4].因此，38°襟翼性能优于40°襟翼.

图6 襟翼偏角的影响(着陆构型)Fig.6 Effect of the flap deployment angle for landing configuration

2.2襟翼缝道宽度

襟翼的缝道参数Gf代表采用机翼弦长无量纲化的缝道宽度.除襟翼的偏角外，另一个影响后缘襟翼增升效率的主要参数就是襟翼的缝道宽度.缝道宽度代表着襟翼与主翼的间隙大小，合适的缝道宽度能获得最佳的增升效果.图7(见第548页)给出了襟翼偏角在20°时襟翼缝道宽度变化的试验结果，襟翼搭接量固定在Lf=1%.由图可知，襟翼缝道宽度在0.5%～1.5 %区间内增大时，失速迎角不变，线性段升力系数与最大升力系数均增大.虽然升力增加的同时增加了型阻，但在升力非线性区，同升力系数下的阻力反而减小.兼顾升力系数和升阻特性，Gf=1%的升阻比最大，同时升力系数也较可观.因此，Gf=1%是性能最优的襟翼缝道宽度.

图8给出了襟翼偏角在38°时襟翼缝道宽度变化的试验结果，襟翼搭接量固定在Lf=0.5%.由图可知，缝道宽度在1.5%～3.0%区间内增大时，线性段升力系数减小，失速迎角先增大后减小，阻力系数变化不是很明显.低头力矩随缝道宽度增大而减小，但Gf=3.0%的俯仰力矩随升力特性不稳定.相比其他缝道宽度，Gf=2.0%的失速迎角和最大升力系数最大.这与Woodward等[15]的研究结果是相符合.

图7 襟翼缝道宽度的影响(20°襟翼偏角)Fig.7 Effect of the flap gap width for 20° flap deployment angle

图8 襟翼缝道宽度的影响(38°襟翼偏角)Fig.8 Effect of the flap gap width for 38° flap deployment angle

2.3襟翼缝道搭接量

后缘襟翼的缝道参数Lf代表采用机翼弦长无量纲化的缝道搭接量.襟翼搭接量是反映襟翼与主翼纵向位置的一个参数.理论上来讲，襟翼后退会增加机翼的有效弦长，襟翼后退量越大，产生的升力越大.但实际上，襟翼处于整个机翼的强下洗流场中，有效迎角很小，产生的有效升力也较小.在缝道宽度确定的情况下，应当选用合适的襟翼搭接量才能获得最佳的升力系数.图9给出了襟翼搭接量变化的试验结果，襟翼偏角和缝道宽度分别固定在δf=38°和Gf=2.0%.由图可知，搭接量的影响量明显小于缝道宽度.升力系数线性段、阻力及力矩都没有明显地变化，只有失速迎角和最大升力系数有较小的变化.Lf=0.5%的失速迎角和最大升力系数都优于其他两个状态.

图9 襟翼搭接量的影响Fig.9 Effect of the flap over-lap

3 结 语

本文在来流马赫数为0.2，试验雷诺数为1.85×106的条件下，进行了某型号客机增升装置SCCH风洞试验.通过开展后缘襟翼偏角、缝道宽度和缝道搭接量3个参数的试验研究，对比和分析其中一个参数的改变对机翼气动力特性的影响，得出如下结论.

(1) 该模型在起飞构型下，襟翼偏角在18°到24°区间内增加时，升力系数曲线向上平移，最大升阻比减小；襟翼缝道宽度0.5%到1.5 %区间内增加时，失速迎角不变，升力系数增大，升阻比先增大再减小.

(2) 该模型在着陆构型下，襟翼偏角在34°到40°区间内增加时，最大升力系数增大；襟翼缝道宽度在1%到3%区间内增加时，线性段升力系数减小，失速迎角与最大升力系数均先增大后减小，2.0%对应的失速迎角和最大升力系数最大.

(3) 随襟翼缝道搭接量增加，最大升力系数先增大后减小，但变化量小于改变襟翼偏角和缝道宽度带来的影响.

[1] 陈迎春，李亚林，叶军科，等．C919飞机增升装置工程应用技术研究进展 [J]．航空工程进展，2010，1(1)：1-5．

[2] RUDOLPH P K C.High-lift systems on commercial subsonic airliners.NASA Contractor Report 4746 [R].Moffett Field,Califormia,USA：NASA,1996．

[3] HENNING S.The aerodynamic design of the A350 XWB-900 high lift system [C].St.Petersburg,Russia：The 29th Congress of International Council of the Aeronautical Sciences,2014：1-10．

[4] 张锡金.飞机设计手册第六分册(气动设计)[M]．北京：航空工业出版社，2002．

[5] JOHNSON P L,JONES K M,MADSON M D.Experimental investigation of a simplified 3d high lift configuration in support of CFD validation.AIAA 2000-4217 [C].Denver,CO,USA：18thAIAA Applied Aerodynamics Conference,2000．

[6] RUDNIK R,GERMAIN E.Scaling effects on the EUROLIFT high lift configurations.AIAA 2007-0752 [R].2007.

[7] JOCHEN W,JOEL B,OLIVIER A,etal.Advanced high-lift design by numerical methods and wind tunnel verification within the European project EUROLIFT II.AIAA 2007-4300 [R].2007.

[8] GHEE T A,TAYLOR N J.Low-speed wind tunnel tests on a lambda wing high-lift configuration.AIAA 2004-4843 [R].2004．

[9] YOKOKAWA Y,MURAYAMA M,KANAZAKI M,etal.Investigation and improvement of high-lift aerodynamic performance in low speed wind tunnel testing.AIAA 2008-3050 [R].2004．

[10] KATO H,WATANABE S,MURAYAMA M,etal.PIV investigation of nacelle chine effects on high-lift system performance.AIAA 2008-240 [R].2008.

[11] 黄中杰，陈迎春，张彬乾,等．多段翼型后缘襟翼缝道参数影响研究 [J]．机械科学与技术，2012，31(1)：4-9．

[12] 周涛，李亚林，梁益华,等．襟翼对民用飞机失速特性的影响 [J]．上海交通大学学报(自然科学版)，2012，46(8)：1328-1333．

[13] 叶军科，陈迎春，李亚林,等．民用飞机增升装置缝道参数气动影响的试验研究 [J]．复旦学报(自然科学版)，2012，51(4)：415-420．

[14] ED O.Aerodynamic design of transport aircraft [M].Delft：Delft University of Technology Press,2009．

[15] WOODWARD D S,LEAN D E.Where is high-lift today? —A review of past UK research programmes [C]∥AGARD Conference Proceedings 515：High-Lift System Aerodynamics.Banff,Alberta,Canada：The 71stFluid Dynamics Panel Meeting,1992．

TheResearchofFlapAerodynamicCharacteristicofanAirplaneHigh-LiftConfigurationinWind-TunnelwithSCCHModel

BAYulong,GUOChuanliang

(ShanghaiAircraftDesignandResearchInstituteofCOMAC,Shanghai201210,China)

Focusing the influence of an airplane high-lift configuration on wing aerodynamic characteristics,an experiment was conducted in NH-2 low-speed wind tunnel over a civil aircraft SCCH high-lift configuration.In this experiment,Mach number is 0.2 and Reynolds number is 1.85×106.The effect of flap deployment angle,gap width and over-lap on efficiency of high-lift configuration is investigated.Based on the test results,best flap parameters of this model are obtained.The results show that the flap deployment angle and the gap width are the important factor for flap,while the over-lap has little influence.Appropriate gap width can help the flap get good lift coefficient and lift-to-drag ratio.For this model,the best lift characteristic can be get when the flap gap width is 2%.The lift-to-drag ratio has good performance when the flap gap width is 1%.

airplane; high-lift configuration; trailing-edge flap; wind tunnel test; lift coefficient

0427-7104(2017)05-0551-06

2016-06-30

航空科学基金(20153240003)；民用飞机专项科研(MJ-2014-F-04-01)

巴玉龙(1986—),男,工程师,E-mail：bayulong@comac.cc.

V211.3

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