前缘下垂对RAE2822翼型气动特性的影响

王晓光 张强 王满苹

摘 要：随着机翼增升装置的发展，很多机翼内侧都使用了一种简单的前缘绕铰链轴向下旋转一定角度的结构，与使用最多的前缘缝翼相比较，这种结构具有减小阻力、降低噪声和提高升阻比等许多优点。本文是基于对RAE2822翼型的研究，使用专业制图软件生成不同前缘下垂角的一系列翼型，并利用POINTWISE软件和FLUENT软件联合运用，研究了不同的前缘下垂角度对机翼翼型气动特性的影响，并且在所研究范围内得出相对最佳的前缘下垂角，最后与RAE2822原翼型及其他不同前缘下垂角度翼型的气动性能进行对比。计算结果表明：升阻比随着前缘下垂角度的增加，先增加后减少，这说明使用前缘下垂结构在一定范围内对一个翼型的气动特性具有改善作用。

关键词：前缘;前缘下垂;RAE2822翼型;气动特性

中图分类号：V224+.5

自从人类历史上在1903年第一次进行了有动力的飞行以后，科学技术随着时间的流逝不断地在进步。尤其是经过两次世界大战的推动后，在现在一个资源有限甚至说是缺乏的背景下，对航空航天器的经济性、可靠性要求会更加严格，所以现状是尽可能地对各个可以提升航空航天器性能的方法行探索、研究。

前缘下垂是机翼前缘绕铰链轴向下旋转以增大低速飞行时的可用迎角。其中前缘半径影响翼型的最大升力、以及其巡航阻力，一般的，半径越大在大迎角时产生的升力越大，这是因为延迟气流分离区域接近前缘，且这往往会表现为飞机在失速時升力不会突然降低;大半径会增加翼型的阻力，尽管这还依赖于翼型后缘的几何形状。本文以RAE2822翼型为例针对不同角度前缘下垂对其气动特性的影响。

1 国内外研究现状

（1）国内研究现状。前缘（leading edge，或作翼型前缘），为翼型剖面的最前沿，机翼上下表面的前交点。由于前缘的位置很难定义清楚，一般是取相对于翼弦长c的很小值作为前缘半径来定义前缘的位置。国内学者专家针对机翼的前缘下垂[1]（leading edge droop）问题也开展了许一些应的研究，提出了一些可行的研究手段，但是所选择的计算模型较简单，相对于国外来说对前缘下垂问题没有研究的那么细致。本文就针对RAE2822翼型前缘下垂的几种角度进行研究该翼型的气动特性，通过将POINTWISE软件、FLUENT和CAD等软件结合起来，对RAE2822翼型及该翼型生成的几种前缘下垂一定角度的翼型进行了气动特性的计算，并详细分析了前缘下垂对机翼气动特性的影响并得出初步结论。

（2）国外研究现状。RAE2822是一个典型的亚音速湍流流动的经典翼型，被许国外的项目合作组和AGARD挑选作为经典的翼型，该翼型曾在RAE8ft×6ft的亚音速风洞进行研究试验。风洞试验总共选取了多个状态进行计算研究，通过压力测试探针获得的压力的分布情况，升力则是通过测量表面压力进而积分所得到。所有计算结果的数据均可见文献。国外专家学者对前缘下垂对翼型气动特性的影响进行了大量的分析实验，这其中进行了前缘动态变形的控制、前缘缝翼的控制和前缘下垂角度的控制一系列试验和数值模拟的研究。而这些研究结果表明结构相对比较简单的前缘下垂效果最为理想，而其他两种结构不是由于控制过程中会增加阻力，或者是结构和材料上受限制太大，不容易实现。所以，前缘动态变形、前缘襟翼的控制、前缘下垂动能实现机翼气动特性的优化，但是由于种种原因变前缘下垂的控制近年来更受重视。在翼型其他几个研究机理方面，进行试验研究所花费的代价过高。

（3）理论与实际意义。机翼是飞机的重要组成部件，可产生升力并装载燃油以及一些飞机所必须的结构装置和其他控制系统。为增加飞机机动特性和气动特性，机翼前后缘长设有前缘襟翼、后缘襟翼、副翼等结构。本文分析研究的是前缘下垂对翼型的气动特性影响，其中前缘下垂可以增大低速飞行时的可用迎角。其中升力、阻力、压强分布等都属于翼型的分布载荷和气动力，本文针对翼型的压强分布、升阻比进行分析从而得出翼型的气动特性[2]。基于RAE2822翼型研究和分析其前缘下垂对其翼型气动特性的影响的实际意义：前缘下垂其实是一种增升装置，前缘下垂不同的角度对翼型气动特性会有不同的影响，前缘下垂不同角度翼型在相同迎角和相同的其他条件下其升力和阻力系数会随之作相应的变化，当下垂到一定的角度是翼型的气动特性会得到最优，从而提高飞机或导弹的飞行稳定性和经济性。故进行前缘下垂研究分析经济并且结构易实现并且对飞机或导弹或其他飞行器的气动特性有明显的提高，是一个新的研究探索方向。

2 模型建立

（1）几何模型。通过pointwise软件建立计算域网格模型[3]。将RAE2822翼型X、Y、Z坐标数据，见表1，导入软件POINTWISE中便得到翼型的几何模型如图1所示：

（2）网格模型建立。对翼型上下缘和整个边界网格数进行划分，设置为150×60网格规格，对边界上和翼型上下缘点的疏密程度进行约束，设置边界条件以及计算域如图2。

3 研究分析翼型模型及其参数

（1）翼型模型确定。RAE2822是一个典型的二维跨声速湍流流动的经典模型[4]翼型，被许多项目合作组和翼型研究者挑选作为经典确认算例。故本文也选择以RAE2822翼型为模型，并且以该翼型研对象，研究前缘下垂对其翼型气动特性的影响。

（2）翼型前缘下垂的实现方法。随着人们生活水平要求的提高，增升装置设计的指导思想转变为在满足气动及噪声要求的前提下尽可能简单可靠，本文针对在高度为一万一千米，马赫数Ma=0.7条件下，使翼型后缘保持不变，仅改变前缘，使其下垂一个角度进行研究。这样对翼型的改变非常小，并且结构简单容易实现。前缘下垂的实现方法如图3所示：

（3）参数和变量设置。本文主要分析研究RAE2822翼型在高空工况下的气动特性，其各参数为：Ma=0.7，H=11000m，11000米处状态参数：P=22699pa，T=216.77k，相对空气密度ρ=0.2968Kg/m3，空气密度ρ=0.3648Kg/m3，c=296m/s，侧滑角β=0°;变量为：迎角α=0°，4°，8°前缘下垂角度分别为0°、3°、5°、8°。

（4）湍流模型的确定。湍流又称紊流（Turbulent Flow），是流体的一种流动状态。当流速很大时，流线不可以被清晰的辨认出来，并且流场中会出现有许多小旋涡，这种流态称为湍流。

特点：（1）无序性;（2）耗能性;（3）扩散性。

经计算在设定参数下的雷诺数Re远远大于2320，并且是在Ma=0.7的来流速度下研究，用FLUENT计算[5]时需要开启相关能量方程如下：

控制能量方程：

综上，本文讨论研究在湍流模型[6]下前缘下垂对RAE2822翼型的气动特性的影响，而湍流模型则是选择了标准的k-ε模型、机翼近壁面处理[7]则选择了standard wall function选项设置。

4 计算分析

（1）前缘下垂角度的设定。首先前缘下垂是机翼前缘绕铰链轴向下旋转以增大低速飞行时的可用迎角，前缘下垂一定角度会提升翼型的气动特性，但是下垂角度如果过大，那么就会起到相反的效果，使机翼产生的阻力大大增加，故本文在小范围内进行调整前缘下垂的角度，设置其下垂角度分别为：原始翼型0°、3°、5°、8°四个角度，迎角设置为0°、4°、8°三个角度。

（2）计算。现分别以迎角为0°、4°、8°均对应前缘下垂角度为0°、3°、5°、8°的情况，通过FLUENT软件进行计算分析[8]，得出不同迎角下各个前缘下垂角度下升阻比结果见表2：

将升阻比表转换为折线图如图4所示：

以迎角为横坐标，升阻比为纵坐标作图生成的折线图如图5所示：

（3）结果分析。由以上实验研究数据结果表明：飞机在各迎角下飞行时，升阻比随着前缘下垂角的增加先增加后减少，其中在迎角为0°时，升阻比随着下垂角的增加一直减少，主要是由于迎角为0°时前缘下垂角的加大会使机翼迎角变为负迎角，从而致使阻力增加，升力减小的原因。

5 结语

本文是基于标准的k-ε湍流模型，应用POINTWISE软件和FLUENT流体计算软件针对RAE2822翼型，研究分析不同迎角下几种前缘下垂角度机翼的气动特性，结果数据表明在迎角确定且不为0°时，前缘下垂角度为3°左右時翼型的气动特性明显优于其他几种角度下的气动特性。

综上所述，在可控的范围内，综合考虑结构问题，使用前缘下垂的形式改善翼型的气动特性是可行的，同时本文对前缘下垂的实现机理、以及相关计算处理方法的使用，可为后续研究者提供参考。

参考文献：

[1]李为吉，王正平，艾剑良.飞机总体设计.西安：西北工业大学出版社，2005.

[2]王新月.气体动力学基础.西北工业大学出版社，2012.

[3]苗业新.翼型RAE2822及ONERA M6三维翼数值研究[D].北方民族大学，2019.

[4]张一帆，张小莉.RAE2822翼型跨音速流动CFD计算的可信度分析，2009.

[5]王福军.计算流体动力学分析.清华大学出版社，2004

[6]肖志祥，陈海昕，李启兵，等.湍流模式对转捩的初步研究[J].计算物理，2006.

[7]赵辉，胡星志，张健，陈江涛，马明生.湍流模型系数不确定度对翼型绕流模拟的影响[J].航空学报，2019，40（06）：68-78.

[8]韩占忠，王敬，兰小平.Fluent：流体工程仿真计算实例与应用.北京理工大学出版社，2004.

基金项目：河南省重点研发与推广专项（科技攻关），基于无人机的应急救援方舱系统设计研究（192102210217）

作者简介：王晓光（1992—），男，河南濮阳人，本科，助教，研究方向：航空机械;张强（1991—），男，河南安阳人，硕士，助教，研究方向：航空机械;王满苹（1991—），女，河南安阳人，硕士，讲师，研究方向：仿真计算。