翼身融合民机扰流板增升技术

2019-09-25王刚张明辉毛俊桑为民陈真利王龙张彬乾

航空学报 2019年9期

王刚，张明辉，毛俊，桑为民，陈真利,*，王龙，张彬乾

1. 西北工业大学航空学院，西安 710072 2. 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海 201210 3. 航空工业惠阳航空螺旋桨有限责任公司，保定 071051

增升装置设计始终是民机气动设计的关键问题之一，涉及民机安全性、经济性、环保性等多个方面[1-4]。特别是对于需满足下一代民机起降要求[5]的翼身融合(BWB)民机，增升性能更直接影响其最终是否投入使用[6]。BWB布局纵向操纵舵面力臂较短、配平能力有限，加之下一代民机经济性、环保性等指标的显著提高，因此，要求BWB民机的增升装置简单、高效，并应尽量减小附加力矩[6]，传统三段式增升装置虽然技术成熟，但重量、噪声和附加力矩均较大[1]，新概念新原理的增升装置以及传统增升装置的改进研究均在持续开展[1,7-9]。

传统机翼的上表面扰流板主要用于着陆滑跑阶段的减速板和扰动气流的控制[10]，一直以来，多数研究是针对其作为减速板使用状态的气动[10-11]、噪声[12]及尾涡形态[13-15]。近年来，随着增升装置逐步向简单、高效方向发展，下偏扰流板(Spoiler Deflected Downward/Drooped Spoiler)成为了一种新兴的传统增升装置的改进设计技术[16-21]，它具有简化后缘襟翼作动机构而不损失气动性能的潜力，且改造简单，可直接应用于现役飞机[16]。徐琳等[17]针对扰流板下偏二维翼型进行了几何优化设计、机构设计与气动分析；Wang X L等[18]针对二维多段翼型和三维传统布局民机研究了下偏扰流板的气动性能；刘江等[19]从弯度及柯恩达效应的角度给出了下偏扰流板增升的一种机理解释；Wang W等[20]对前缘下垂多段翼型应用下偏扰流板技术，研究了多种下偏方式对气动性能的影响。Scholz等[16,21]将射流控制技术用于扰流板下偏翼型，以控制后缘弯度增大带来的流动分离风险，虽然可以达到增升目的，但需背负流动控制系统的结构重量代价。

国内外研究现状表明，下偏扰流板技术的研究目前主要集中于二维翼型和传统布局民机，针对BWB民机的研究尚属空白，且对其增升原理分析尚不深入。本文研究了该技术用于BWB民机的有效性及其作用机理，采用二维翼型和三维全机数值模拟方法，深入分析了下偏扰流板增升机理，并在此基础上提出了该技术应用于BWB民机的若干设计原则。

1 研究模型

模型采用西北工业大学研究团队设计的翼身融合民机(NPU-300-I) 增升构型，增升装置为前缘缝翼+后缘单缝富勒襟翼，见图1，缝翼偏度δslat=15°，襟翼偏度δf=40°。扰流板位于主翼段后缘，初始构型(Original Configuration)扰流板无偏转。

图1 NPU-300-I增升构型Fig.1 NPU-300-I high-lift configuration

2 研究方法

2.1 计算方法

对于黏性起主导作用的增升装置绕流问题，采用雷诺平均Navier-Stokes方程进行流场数值求解。通过有限体积法进行控制方程离散，湍流黏性项采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程模型计算，时间推进格式为隐式二阶迎风格式，空间离散格式为High-Resolution格式。对于大迎角分离流动，通过适当调整时间步长来减弱或消除非定常效应。

2.2 网格生成

为保证计算精度，选择多块结构网格策略生成全机绕流计算网格，采用H-H型网格拓扑结构，近物面采用O型拓扑生成边界层以保证网格在物面处的正交性，第1层网格保证无量纲高度y+≤1。求解域边界前向、侧向、上下为20倍平均气动弦长，后向为25倍。此外，为了更好捕捉增升构型流动细节，分别对缝翼-主翼缝道及尾迹流区、主翼-襟翼缝道流区、襟翼上表面分离流区等关键区域进行了网格加密处理。网格节点数约为2.2×107。图2给出了模型表面及对称面计算网格。

图2 表面及对称面计算网格Fig.2 Computing grid for surface and symmetry plane

2.3 方法验证

图1所示模型于2012年在西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室NF-3风洞进行了测力与流动显示试验。风洞试验段尺寸为3.5 m×2.5 m×12 m，试验状态为：试验风速V=50 m/s，基于单位弦长的雷诺数Re0=3.42×106，海平面标准大气压。试验结果用来验证数值方法和网格生成策略的准确性。

从图3所示的气动力计算与试验结果对比情况看，计算结果的升阻及力矩特性(升力系数CL、阻力系数CD、力矩系数Cm)、失速迎角α和最大升力系数与试验结果吻合良好。

图3 气动性能计算与试验结果对比Fig.3 Comparison of aerodynamic performance for calculation and experiment

图4给出了中等迎角状态机体表面流线，从计算和试验结果的对比情况看，本文计算方法能够较准确地把握机身-机翼过渡段横向流动和襟翼上表面后缘局部分离等流动现象。

图4 中等迎角飞机表面流动对比Fig.4 Comparison of aircraft surface flow at medium angle of attack

综上，本文选用的数值方法、湍流模型及网格生成策略合理，可用于计算BWB民机增升构型基本气动性能和流动现象。

3 扰流板下偏方式与二维偏度设计

选择BWB增升构型典型截面翼型进行扰流板偏度设计，该截面几何及计算网格见图5。初始翼型扰流板无下偏状态用Original表示。

图5 初始翼型几何及计算网格Fig.5 Geometry and computing grid for original airfoil

采用两种扰流板下偏方式：

1) 扰流板单独下偏(SD1)。即襟翼偏度与位置保持不变，仅扰流板偏转。

2) 扰流板-襟翼协同下偏(SD2)。即襟翼与扰流板后缘相对位置保持不变，扰流板偏转的同时，襟翼做相应平移，保持襟翼偏度和缝道参数与初始翼型一致。

扰流板偏度δS取值范围为6°～30°，SD1和SD2两种下偏方式的各偏度几何外形见图6。对于SD1方式，在δS=12°～18°之间增加“相切状态”，即下偏后的扰流板上表面延长线与襟翼上表面相切，见图6(a)，该状态δS=14.5°。

扰流板下偏的气动力分析状态为：马赫数Ma=0.2，基于单位弦长的雷诺数Re0=4.66×106，海平面标准大气压。

图6 扰流板下偏翼型各偏度几何形状Fig.6 Geometries of spoiler deflected airfoils with different deflections

图7给出了扰流板下偏翼型线性段升力系数变化，选取8°迎角分析扰流板不同偏度的气动性能，该状态线性段升力系数增量(ΔCL)、阻力系数增量(ΔCD)和升阻比增量(ΔK)随δS的变化情况如图8 所示。由图可知，对于本文翼型，扰流板下偏能有效提高线性段升力，两种扰流板下偏方式升力系数最大增幅均在1.29左右，相对初始翼型提高了59%。由图8(a)可知，SD1方式升力系数增量随扰流板偏度的增长率高于SD2方式，使得SD1方式可以在较小偏度(即按“相切原则”选取的δS=14.5°状态附近)下达到最大升力系数增量，而SD2方式在δS=24°状态才达到相同升力系数增量。在阻力变化方面，见图8(b)，扰流板下偏使翼型阻力减小，大部分偏度下SD1方式阻力小于SD2方式，且阻力系数最大降幅也出现在“相切”偏度状态。在升阻比变化方面，见图8(c)，SD1方式的最大升阻比增量为45(δS=14.5°)，SD2方式为37(δS=24°)。综合考虑升力系数和升阻比增量，扰流板下偏方式SD1整体效果更优，在该方式下，采用“相切原则”确定的扰流板偏度能同时获得最大的升力系数和升阻比增量。

图7 扰流板下偏翼型各偏度线性段升力系数变化Fig.7 Variation of linear range lift coefficient of spoiler deflected airfoils with different deflections

图8 扰流板下偏翼型气动性能随偏度变化 (α=8°)Fig.8 Variation of aerodynamic performance of spoiler deflected airfoils with δS (α=8°)

为分析造成两种下偏方式性能差异的原因，图9给出了相同偏度下(δS=14.5°)，两种下偏方式截面压力系数Cp分布情况。由图可知，扰流板下偏后，两种下偏方式襟翼上表面分离区域均缩小，体现了扰流板下偏的分离控制作用，同时由于襟翼效率提高，主、缝翼整体负压值增高，升力增大。另一方面，SD1方式襟翼前缘负压峰值降低，主翼、缝翼整体负压值进一步增高，体现了缝道收窄带来的主翼对襟翼气动卸载作用(或Slat Effect[22])及与之对应的襟翼对主、缝翼上洗作用(或Circulation Effect[22])的增强，而SD2方式未获得缝道收窄带来的气动收益。对于本节研究的襟翼缝道宽度较宽翼型而言，两种下偏方式性能差异的原因主要在于：SD1方式的增升效果来源于扰流板下偏和缝道收窄两方面，而SD2方式由于缝道参数保持不变，仅由扰流板下偏获得增升收益，因而整体增升效果弱于SD1方式。下文还将对三维状态下两种下偏方式进行对比研究。

图9 不同下偏方式二维翼型压力分布(δS=14.5°)Fig.9 Two-dimensional airfoil pressure distribution with different deflection modes (δS=14.5°)

SD1方式结合“相切原则”选择的扰流板偏度获得了最优的增升效果。从图10给出的SD1方式典型偏度马赫数云图及流线可知，“相切”偏度状态有助于引导缝道射流平滑流过襟翼上表面，有效消除分离，提高襟翼效率；当偏度过大时，缝道射流与主翼边界层会淤积于襟翼前缘(见图10中δS=24°状态)，缝道流动控制效果减弱，增升能力降低。这说明对于襟翼缝道较宽的多段翼型，“相切原则”可作为扰流板单独下偏角度确定的依据。

为进一步确认“相切原则”对不同参数配置多段翼型的适用性，选取广泛采用的30P30N和L1T2两类多段翼型标模的典型工况进行验证。30P30N多段翼型襟翼偏度δf=30°, 襟翼缝道宽度gf=1.32%cclean,cclean表示干净翼型弦长；L1T2多段翼型为δf=20°,gf=2.78%cclean。两翼型计算状态为：迎角α=8°，马赫数Ma=0.2，基于单位弦长的雷诺数Re0=4.66×106，缩放得到cclean=10 m以保证计算结果对真实飞机的参考意义，海平面标准大气压。计算结果见图11，由图可知，扰流板单独下偏在两不同缝道参数和襟翼偏度的多段翼型上均表现出了一定的增升能力，且在按“相切原则”确定的偏度附近，增升能力最强，验证了该原则的适用性。

图10 SD1方式典型偏度马赫数云图及流线Fig.10 Mach number contours and streamlines of SD1 mode with typical deflection

需要指出的是，相关研究表明[18]，对于襟翼缝道较窄的初始翼型，如30P30N多段翼型(gf=1.32%cclean)，扰流板单独下偏的SD1方式在偏度超过2°时反而会造成升力损失，本文图11(a)的计算结果也表现出了类似结论。其原因在于初始翼型主翼与襟翼距离较近，扰流板单独下偏较大角度后缝道过窄且引导的后缘流动方向过低，会造成类似于SD1方式大偏度状态出现的缝道射流与主翼边界层淤积于襟翼前缘的情况，导致气动性能下降。对于这类初始翼型，应考虑扰流板-襟翼协同下偏的SD2方式来进一步提高升力[18-20]。

图11 不同多段翼型扰流板单独下偏升力增量随偏度变化 (α=8°)Fig.11 Variation of lift increment for different multi-element airfoils with spoiler separately deflected with δS (α=8°)

4 BWB民机扰流板下偏

4.1 气动性能

在二维翼型研究的基础上设计BWB扰流板下偏增升构型：以典型翼型截面二维设计为基础进行三维增升装置成形，两种下偏方式设计方法如第3节所述，SD1方式偏度按照“相切原则”选取；为作对照，SD2方式偏度与SD1方式相同。图12给出了初始构型与扰流板下偏构型外形对比。

计算状态与第3节相同。图13给出了两种扰流板下偏构型与初始构型气动性能对比。由升力曲线可知，不同于二维状态下的较大效果差异，三维状态下两种方式均有较强的增升效果，SD1下偏方式低速设计点升力增量约为19.8%，SD2下偏方式低速设计点升力增量约为17.4%。大迎角状态，两种下偏方式升力增量均降低，最大升力系数略有增加，失速迎角无变化。

由升阻极曲线可知，中小迎角扰流板下偏构型在升力增大时阻力也有所增加，SD1和SD2构型阻力特性无明显差异，阻力增量随升力系数的增大有所减小，大升力系数状态3种构型阻力趋于一致。

由俯仰力矩曲线可知，扰流板下偏会附加一定的低头力矩，俯仰力矩系数降低约0.02，对全机静稳定性无明显影响。值得注意的是，虽然SD1方式增升能力强于SD2方式，但二者低头力矩增量无明显差异。

图12 初始构型与扰流板下偏构型Fig.12 Original and spoiler deflected configurations

图13 初始构型与扰流板下偏构型气动性能对比Fig.13 Comparison of aerodynamic performance between original and spoiler deflected configurations

图14给出了中等迎角状态表面流线对比，可以看出，初始构型内段襟翼上表面后段存在流动分离，外段襟翼上表面全部分离；扰流板下偏后，襟翼上表面分离得到明显改善，SD1下偏状态襟翼上表面为全附着流动，SD2下偏状态仅在襟翼上表面后缘位置存在小范围分离。

图14 中等迎角状态初始构型与扰流板下偏构型表面流线对比Fig.14 Comparison of surface streamlines between original and spoiler deflected configurations at medium angle of attack

4.2 增升机理

中等迎角是大型飞机着陆及下滑进场最常用的飞行状态[23]。因此，选取中等迎角状态研究下偏扰流板增升机理。

由图14(a)初始构型表面流线可知，BWB内、外段襟翼流动差异较大，这是融合设计使内段襟翼相对厚度大于外段襟翼造成的，需要分别进行分析研究。故选取襟翼内段典型截面Section A，y/b=32.56%，选取襟翼外段典型截面Section B，y/b=45.27%，分析下偏扰流板增升机理，两截面位置见图15。

图15 机理分析选取的两截面位置Fig.15 Positions of two cross-sections selected for mechanism analysis

4.2.1 控制缝道射流

图16分别给出了扰流板下偏前后两截面马赫数云图和流线。由图16(a)和图16(d)的初始构型流线可以看出，Section A襟翼前缘半径大，相对厚度较厚，一般认为，这样的形状具有更强的抗分离能力[24]，因而在40°偏度下仍保持部分附着流动，而Section B襟翼由于前缘半径和相对厚度均较小，初始构型状态上表面已完全分离。

扰流板下偏后，Section A和Section B襟翼上表面的分离区域均被消除。由截面流线可知，得益于“相切”设计原则，扰流板下偏使缝道射流方向由近似水平向后改变为近似与襟翼上表面相切，缝道高能量射流得以更好地扫掠襟翼上表面，有利于吹除上表面低能量流动，增强其抗分离能力。

从SD1和SD2两下偏方式结果对比可知，保持缝道参数与初始构型一致的SD2方式也获得了较好的控制分离效果，可见，射流方向对控制襟翼上表面分离具有决定性作用。

图17给出了两截面襟翼上表面5%cflap位置的速度型v，cflap表示截面襟翼弦长，h表示距离物面高度。可以看出，SD1方式显著提高了该位置射流速度，说明收窄的缝道有助于增强射流强度；而SD2方式在两截面表现不同：在襟翼相对厚度较厚的Section A，射流速度型与初始构型差异不大；而在襟翼厚度较薄的Section B，射流强度明显增大。这说明前缘半径较小、相对厚度较薄的襟翼对射流方向更加敏感，不合理的射流方向更易造成襟翼大范围分离进而失效。

综上，扰流板下偏可以控制缝道射流方向同时增大缝道射流强度，增强射流对后缘襟翼上表面的有效扫掠作用，消除并延迟了襟翼上表面流动分离，改善了流动品质。

图16 扰流板下偏前后两截面马赫数云图和流线Fig.16 Mach number contours and streamline of two cross-sections before and after spoiler deflected

图17 扰流板下偏前后两截面襟翼前缘速度型Fig.17 Leading edge velocity profile of two cross-sections flaps before and after spoiler deflected

4.2.2 控制流场能量分布

图18给出了Section A在3种构型下的总压P0云图(Section B结论相同，此处不再给出)。从图中可以看出初始构型主翼尾迹和襟翼边界层掺混较早，流动效率较低，不符合多段翼型设计原则[25]。流场特征宏观上表现为高能量流动向下偏转的程度较小，增升能力不足。

扰流板下偏后，方向和强度适当的缝道射流隔离了主翼尾迹和襟翼新生边界层，使掺混区域移至襟翼后缘之后，流动整体效率更高；另一方面，由于下偏后扰流板上表面边界层增厚，主翼尾迹宽度增加，使缝道射流更加贴合襟翼上表面，从而更充分地发挥了襟翼下偏的弯度增大效果，宏观上表现为高能量流动向下偏转的程度增大，提高了增升能力。

对比两种下偏方式，见图18(b)和图18(c)，SD1构型由于射流强度更高，襟翼上表面边界层厚度小于初始构型和SD2构型，从而印证了上文提到的高强度缝道射流对襟翼表面低能量流动的吹除作用。

综上，扰流板下偏有效控制了流场能量分布：使低能量掺混区后移；使高能量射流区域贴合襟翼上表面，多角度提高了增升效率。

图18 扰流板下偏前后Section A总压云图Fig.18 Total pressure contours of cross-section A before and after spoiler deflected

4.2.3 控制环量大小及分布

图19给出了扰流板下偏前后两截面压力分布对比。由图可知，扰流板下偏后，下偏位置由于弯度增大，局部压力差增大；同时襟翼上表面由于流动分离导致的压力平台消失；在扰流板和襟翼的共同诱导作用下，缝翼、主翼头部升力增大。

对于SD1构型，襟翼前缘负压峰值显著减低，并且位置后移，负压峰形状更为饱满圆滑；对于SD2构型，Section A襟翼前缘负压峰值下降，Section B襟翼前缘负压峰值上升，这与射流强度的变化情况一致。对比两种下偏方式可以看出，虽然两种方式都通过消除分离使襟翼上表面压力分布更加合理，同时增强了其对主翼和缝翼的环量诱导作用，但缝道宽度较宽的SD2构型襟翼前缘负压峰值依然较高，并且位置靠前且形状尖锐，存在较高的分离风险；收窄缝道的SD1构型对襟翼前缘负压的卸载作用更强，襟翼分离风险较低。

图19 扰流板下偏前后两截面压力分布Fig.19 Pressure distribution of two cross-sections before and after spoiler deflected

为了更加直观地分析下偏扰流板的环量控制作用，计算单位截面升力增量ΔL′，定义为

ΔL′=L′-L′0

(1)

式中：L′为截面升力；L′0为初始构型截面升力。L′定义为

(2)

式中：c为所求部分弦向长度；Δp为上下表面压力差。用压力系数表示Δp可得截面升力L′的表达式为

(3)

式中：ρ∞为来流密度；v∞为来流速度；ΔCp为上下表面压力系数差值。

分别计算两截面各部分升力增量，结果见图20。由图可知，两截面升力增量主要源自主翼部分，这一方面是由于扰流板下偏使主翼弯度增大，主翼产生环量能力提高，另一方面是在缝道射流增速和襟翼上表面分离消除的共同作用下，襟翼对主翼上洗作用增强从而诱导出了更大的附加升力，同时，在主翼的诱导下，缝翼升力也有所增加。

Section A和Section B襟翼形状和初始流动状态差异较大，扰流板下偏带来的襟翼环量变化也不同。对初始状态流动情况较好的Section A襟翼，下偏扰流板对襟翼明显起到了气动卸载作用，使其环量下降或无明显增加，这主要来源于主翼增厚的尾迹对襟翼的流动抑制作用；而对于初始状态几乎完全失效的Section B襟翼，扰流板下偏使流动重新附着，襟翼环量增大较多，虽存在气动卸载，但襟翼环量依然有所增加，与此同时，Section B主翼段也在襟翼流动重新附着的诱导作用下产生了比Section A更大的附加升力。

对比两种下偏方式，缝道更窄的SD1构型对襟翼的气动载荷抑制作用较强，同时主翼、缝翼和整体升力增量均优于SD2构型，这说明，适当收窄缝道虽然会降低襟翼载荷，但会诱导出主翼、缝翼更大的附加升力，从而整体增升。

图20 扰流板下偏后两截面各部分升力增量Fig.20 Lift increment in each part of two cross-sections after spoiler deflected

综上，下偏扰流板在合理化襟翼压力分布的同时，可以通过自身弯度增加、各翼段相互诱导的方式实现环量增大和前移，相比于增加襟翼偏度实现线性段增升的方式，下偏扰流板带来的襟翼气动卸载和环量前移效果有利于获得更小的附加低头力矩。这一点可以从SD1构型和SD2构型的气动力结果得到一定程度验证：SD1构型由于缝道收窄，襟翼气动卸载和环量前移效果更强，线性段升力较SD2构型更高，但附加的低头力矩并未明显大于SD2构型(见图13(c))。BWB民机起降状态增升与配平矛盾尖锐，下偏扰流板的环量前移作用有助于缓解配平压力。

虽然适当收窄缝道有利于环量前移，但缝道过窄会导致缝翼前缘高负压峰带来分离风险、主翼尾迹与襟翼新生边界层靠近掺混造成流动效率降低等不利影响，所以工程上的襟翼缝道宽度gf一般取在2%cclean左右、1%～3%的范围内[25]，如30P30N三段翼型标模的襟翼缝道宽度gf=1.32%cclean；L1T2三段翼型标模的襟翼缝道宽度gf=2.78%cclean。缝道宽度的选取依据要综合考虑环量增大与各翼段相互诱导作用、缝翼前缘负压峰(一般不低于-15.5)带来的分离风险、主翼尾迹与襟翼新生边界层相隔离等方面。综合来看，使用扰流板下偏控制缝道宽度也应尽量不超出工程应用范围。图21给出了本文研究的BWB构型扰流板下偏前后襟翼缝道宽度展向分布情况，SD1构型虽相比于SD2和初始构型缝道宽度平均变窄了1.52%cloacl，cloacl为各截面翼型当地弦长，但3种构型缝道宽度大部分仍在工程使用的1%～3%范围内。

图21 扰流板下偏前后襟翼缝道宽度展向分布Fig.21 Span distribution of flap gap width before and after spoiler deflected

4.3 大迎角状态增升能力下降原因

从图13(a)可以看出大迎角状态扰流板增升效率有所下降，选择临近失速状态分析原因。图22给出了该迎角下机体上表面分离涡流形态。由图可知，扰流板下偏后，机翼-机身过渡段后缘位置的分离范围增大，覆盖内段扰流板上表面。这是由于BWB布局机翼和机身后掠角相差较大，机体上表面存在从机身到机翼的横向流动，扰流板下偏后，如4.2.2节分析，主翼后部边界层厚度增加，增厚的边界层在机身横流的作用下早于初始构型发生分离，导致增升能力下降。

图23给出了该迎角下两截面压力分布，可进一步说明分离对升力的影响。由于内段扰流板分离，Section A位置主、缝翼上表面压力分布与初始构型无异，环量增大效果消失，襟翼对主翼的环量诱导作用减弱，加之襟翼由于气动卸载而升力下降，使截面升力下降；而未受横流分离影响的外段襟翼，如Section B位置，增升效果依然存在，见图23(b)。

图22 临近失速状态机体上表面分离涡流形态Fig.22 Separation vortex morphology on upper surface of body before stalling

图23 临近失速状态两截面压力分布Fig.23 Pressure distribution of two cross-sections before stalling

4.4 下偏扰流板三维效应影响

从第3节二维翼型与4.1节三维BWB全机计算结果可知，相同的扰流板偏度(“相切”偏度)下，二维状态两种下偏方式8°迎角升力相对增量差值为18%，而三维状态两种下偏方式设计点升力相对增量差值仅为2.4%。这一方面是由于BWB布局的整体升力面设计使后缘增升装置升力贡献占比降低，另一方面也与增升装置三维效应有关。本节基于上文计算结果，选取同一截面翼型分析二维-三维状态下的流动特征，初步分析下偏扰流板三维效应影响，该翼型二维-三维状态几何如图24所示。

图24 相同翼型二维-三维几何对比Fig.24 Comparison of 2D-3D geometries of same airfoil

二维和三维计算状态自由来流特征相同。图25 给出了二维和三维状态下不同下偏方式该翼型压力分布，由图可知，无论是初始状态，还是扰流板下偏状态，从二维到三维，主、缝翼负压值整体下降，这体现出三维效应对增升装置增升效率的降低效果[25]，而要进一步揭示不同扰流板下偏方式三维效应影响程度，需要对流动进行定量研究。由4.2.3节可知，下偏扰流板升力增量主要来源于主翼部分，因此，首先研究三维效应对主、缝翼的影响。

在压力分布形态相似的情况下，各翼段上表面马赫数最大值MaMAX代表了该翼段的流速和负压峰值，从而反映了升力水平。为了建立二维和三维流动特征的定量关系，定义三维增升转换效率η为

(4)

式中：MaMAX_3D和MaMAX_2D分别为三维和二维状态截面各翼段上表面马赫数最大值。η用以表征二维转换到三维过程中增升能力的转换效率。η越大，说明二维到三维状态增升能力损失越小。主、缝翼上表面马赫数最大值取值位置在图25中框出。

图25 不同扰流板下偏状态二维-三维截面压力分布Fig.25 Pressure distribution with different spoiler deflection modes in 2D and 3D cross-sections

需要特别指出，三维增升转换效率η是关联本文所研究的理论二维翼型和真实复杂机翼截面的一个参数，影响该值的因素有很多，包括但不限于机翼后掠角、梢根比、翼-身干扰等，但对于本节讨论的初始构型、SD1构型和SD2构型，由于仅存在扰流板偏度和襟翼位置的差异，上述因素的影响效果应是基本一致的，因此，η可以用来分析三维效应对不同扰流板下偏构型的影响。

由上文可知,下偏扰流板增升的重要原理是对主、缝翼的上洗作用,因此,本节主要从上洗作用角度研究三维效应影响。在二维状态下,用上表面马赫数最大值MaMAX_2D作为上洗作用的定量表征。

图26(a)和图26(b)分别给出了主、缝翼三维增升转换效率η随二维马赫数最大值MaMAX_2D的变化情况。由图可知，从扰流板无下偏的初始状态，到SD2状态，再到SD1状态，二维上洗作用逐渐增强，而三维增升转换效率却近似线性降低。这说明二维翼型上洗作用越强，三维状态主、缝翼升力损失越大。也即三维效应会给具有更强上洗效果的多段翼型带来更大的升力损失。这也就解释了两种下偏方式三维状态升力差异较小的原因：SD1方式相对SD2方式，通过适当收窄缝道增强了襟翼对主、缝翼的上洗作用，而上洗作用优势在三维情况下却被显著减弱，这就使得在扰流板偏度相同的情况下，两种下偏方式三维增升能力差距缩小。

图26 三维增升转换效率η随二维马赫数最大值MaMAX_2D的变化Fig.26 Variation of 3D high-lift conversion efficiency η with 2D maximum Mach number MaMAX_2D

接下来研究三维效应对襟翼流动特征的影响，图27给出了不同扰流板下偏状态二维-三维襟翼压力分布对比。由图可知，从二维到三维，襟翼升力变化不大，主要变化在于负压恢复速度放缓，这使得存在大范围分离区域的初始状态，分离起始点后移，分离区域减小；使得流动完全附着的SD1状态，进一步降低了分离风险；使得流动部分分离的SD2状态，分离流动转变为附着流动。由此可见，增升装置三维效应能够在一定程度上减弱分离并降低分离风险，对提高襟翼效率有利。

图27 不同扰流板下偏状态二维-三维襟翼压力分布Fig.27 Pressure distribution of flaps with different spoiler deflection modes in 2D and 3D

上述研究表明，三维效应会使扰流板增升效果降低，特别是充分利用襟翼上洗作用增升原理设计的多段翼型。要在飞机级别获得满意的增升效果，一方面，要尽量提高二维多段翼型增升能力，如采用扰流板下偏技术、襟/缝翼形状与缝道参数优化设计等；另一方面，应在三维增升装置设计过程中，充分考虑机翼后掠、翼-身干扰等因素带来的增升效果损失问题，进行增升装置的三维优化设计。