后缘隔板对充气式机翼翼型气动力影响分析

康小伟，郭卫刚，李 冰

（海军航空大学，山东烟台264001）

后缘隔板对充气式机翼翼型气动力影响分析

康小伟，郭卫刚，李 冰

（海军航空大学，山东烟台264001）

以充气式机翼为背景，研究了安装后缘隔板充气式翼型的气动特性。以翼型E387为基础生成的钝后缘翼型为研究对象，采用大涡模拟方法对安装中部隔板的充气式翼型进行了流场数值计算，并与未安装隔板的情况进行了对比。总结了后缘中部隔板对充气式翼型气动特性影响的变化规律，为充气式机翼设计提供参考。

充气式机翼；钝后缘翼型；隔板；气动力

相比传统飞行器机翼的复杂结构，充气式机翼具有封装体积小、抗过载高、质量小、成本低等优点[1]。充气式机翼主要由多个充气气囊组成，大多采用多梁式充气结构，导致机翼的后缘为钝后缘。钝后缘翼型具有结构和气动效率2个方面的优点。在结构方面，相对于相同厚度翼型而言，钝后缘增加了翼型的面积和转动惯量；在气动方面，钝后缘提高了翼型的最大升力系数和升力线斜率，并减小了翼型表面流动对前缘粗糙度的敏感性[2-4]。钝后缘翼型可以使一部分压力恢复发生于尾迹部分，从而减小了翼型上表面的逆压梯度，减缓了附面层的分离趋势，提高了翼型的升力特性[5-12]。但是，由于钝后缘脱体涡的存在，也使得翼型的阻力有非常大的增加；其主要原因是流动经过钝后缘翼型时，在其后缘底部的台阶转角处将会加速，导致压力下降并形成定常或周期性的低压漩涡结构，引起能量耗散，从而产生相当大的底部阻力[3]。最近几年，国外文献提出[13-17]，可以在翼型的钝后缘安装隔板、楔形板、空腔等装置，能够削弱后缘的低压漩涡结构，从而达到减小阻力的目的；其中，隔板是结构最简单的一种装置，如图1所示。

根据文献[17]和充气式机翼翼型的形状特点[18]，本文利用大涡模拟方法对安装中部隔板的情况进行了仿真计算，并分析了中部隔板对充气式机翼翼型气动特性的影响。

1 计算模型

以翼型E398作为基本翼型，利用图形法和气泡原理得到的充气式机翼翼型，如图2 a）所示[18]。该翼型的表面是由多段圆弧线连接而成，并且和拉条在翼型内部可以形成多个气囊空间，其后缘为钝后缘；为降低钝后缘对翼型气动特性的影响，在其后缘安装了中部隔板，如图2 b）所示。

2 数值方法和计算网格

采用压强与速度耦合的SIMPLE算法，湍流模型采用LES（其中亚格子应力模型采用Smagorinsky-Lily模型）。其中，压强插值采用二阶格式，动量方程插值采用中心格式，能量方程插值为二阶迎风格式；时间采用二阶隐式格式，其步长为0.001 s。

在计算域中，翼型的弦长为0.26 m，计算域的外边界半径为3.0 m，以满足流场计算要求，如图3所示。

由于翼型的后缘是钝后缘，无论是否安装隔板，后缘处均会出现流动分离；同时，为了避免因后缘附近的网格过于集中，形成“网格激波”，则在划分网格时采用O型网格以提高网格质量。其中，翼型表面的网格尺寸为0.5mm，外边界的网格尺寸为100mm，网格单元总数为480 690，如图4所示。

3 计算与分析

在迎角为0°～20°的11个工况下，对安装中部隔板的充气式机翼翼型的表面流动进行了数值模拟计算，得到了其升力系数、阻力系数和升阻比。考虑到充气式机翼翼型钝后缘附近可能出现周期性漩涡流动，本文所有算例均采用非定常计算，力系数为平均值。计算结果说明见图5。

如前面所描述，本文对比了安装中部隔板和未安装隔板2种布局。本文计算结果说明，钝后缘安装中部隔板产生了以下影响：升力系数在小迎角时基本无变化，然后随着迎角的增加，升力系数明显减小，失速迎角略有增大；阻力系数在中小迎角时变化较小，在大迎角时明显减小；升阻比变化基本不大，但是最大升阻比减小，有利迎角减小。

此外，安装中部隔板后，翼型后缘的气流不再产生漩涡，而是附在隔板上下两侧向后流动，图6为迎角0°下翼型后缘附近的漩涡。

4 结论

本文对安装中部隔板的充气式机翼翼型进行了流场仿真计算，并就其气动特性与未安装隔板情况进行了对比。对于安装中部隔板的充气式机翼翼型，得出以下结论。

1）安装中部隔板以损失一定的升力为代价获得减阻效果，但是其在小迎角时升力损失较小，所以其适合在小迎角飞行时使用。

2）充气式机翼是由弧形蒙皮和内部拉条构成，其后缘结构尺寸小；在不降低气动特性的情况小，可以采用后缘中部隔板可以简化其后缘结构。

今后将进一步开展研究，采用数值优化方法找出充气式机翼翼型中部隔板布局的最优参数。

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Aerodynamic Performances Analysis of the Influence of Trailing Edge Splitter on Inflatable Airfoils’

KANG Xiaowei,GUO Weigang,LI Bing
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

Based on the inflatable wing,the flow over the airfoil of inflatable wing with middle trailing edge splitter was numerically simulated by the large eddy simulation method.The inflatable airfoil was blunt trailing edge conducted by airfoil E387.Verification was done between the middle splitter results and no splitter results.The variations of the aerodynamic characteristics were summarized to provide useful references for inflatable wing design．

inflatable wing;blunt trailing edge airfoil;splitter;aerodynamic performance

V279；V211.41

A

1673-1522（2017）05-0487-04

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.014

2017-02-18；

2017-07-22

康小伟（1980-），男，讲师，硕士。