前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

刘中元，褚胡冰，陈迎春，毛 俊，张彬乾

(1.西北工业大学 航空学院，西安 710072；2.中国船舶及海洋工程设计研究院，上海 200011；3.中国商飞 上海飞机设计研究院，上海 200235)

0 引言

高效增升装置是改善飞机低速性能，尤其是起降性能的关键。提高增升效率有利于扩展飞行边界、提高商载、减小起飞/着陆速度及跑道长度等，例如，对于大型双发飞机，在固定着陆进场速度条件下，最大升力系数提高1.5%，则可增加33 名乘客或2 996.4 kg商载[1]。波音和空客对增升装置的流动机理和设计方法进行了大量系统的研究，开发并应用了多种成熟的增升技术[2-6]。在国内，上海飞机设计研究院基于C919 飞机的风洞试验和数值模拟验证了增升装置的设计方法及技术[7-8]。西北工业大学基于翼身融合布局研究了包括克鲁格襟翼、扰流板等增升技术对于改善低速起降性能的作用[9-11]。

增升装置流动涉及层流分离、湍流分离、边界层转捩和再层流化、湍流边界层及其尾流发展、尾迹-边界层掺混及黏性尾流相互作用等复杂流动现象[12-14]。这些流动现象不仅影响增升效果[15-16]，也决定着增升装置的失速特性[17-18]。因此，研究增升装置大迎角流动特性并开展相应的流动控制，对提高增升效率、改善失速特性十分必要。

本文基于数值模拟方法，以某型飞机的三段翼二维构型为研究对象，分析了增升装置失速状态的流动机理，并据此提出在前缘缝翼进行开缝控制以减缓其边界层分离及其对尾迹影响、改善增升装置失速特性的流动控制技术。重点研究了前缘缝翼开缝的流动控制原理、开缝位置以及开缝出口射流方向对流动控制效果的影响，给出了前缘开缝设计方案和设计原则，为改善大型飞机增升装置失速特性提供新的技术途径。

1 数值方法及验证

以L1T2 三段翼型[19]为例来验证本文采用的二维增升装置数值模拟方法。计算条件与风洞试验参数相同[19]：来流马赫数Ma=0.195，基于翼型弦长的雷诺数Re=3.52×106。计算域以模型为中心，前、上、下边界距离模型100c（c为平均气动弦长），后边界距离模型150c。如图1 所示，采用O-H 型拓扑、多块结构化网格划分策略来生成计算网格，在翼型附近生成正交性良好的O 型网格，以保证对边界层流动细节的捕捉，其他计算域采用H 型网格。为保证对多段翼流动细节的模拟，在关键区域附近进行了网格加密，如尾迹区、边界层、缝翼凹角区、襟翼舱等[20]。图2 给出了迎角α=8°时的网格收敛性验证结果，升力系数CL和阻力系数CD随着网格数量的增加出现了收敛的趋势，因此选择节点数约为24 万的网格进行下一步研究。选定网格的第一层高度为1.0×10-5C量级，保证y+=1，翼型附近的网格增长率为1.05。

图1 L1T2 三段翼型计算网格Fig.1 Computational grids for the multi-element airfoil L1T2

图2 L1T2 翼型网格收敛性研究（α=8°）Fig.2 Grid convergence study for the multi-element airfoil L1T2 at α=8°

数值方法控制方程是雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，并采用有限体积法来进行离散。湍流模型采用剪切应力输运SSTk-ω两方程模型[21]，该模型对高升力构型常见的分离流动有良好的模拟能力[14]。选择二阶精度的隐式欧拉格式进行时间离散，空间离散采用高精度格式。

图3（a）给出了升力系数CL计算结果与试验结果[19]的对比，在失速迎角范围内（α≤22°），升力系数CL的计算结果略小于试验结果，相对差值不超过3%。表1 提供了最大升力系数CLmax与失速迎角αs的计算值与试验值，两者十分接近。但是，图3（b）阻力对比结果出现差异，这可能是由于风洞试验中的三维效应以及数值模拟中未添加边界层转捩引起的[19]。图4 表明，典型状态α=20.18°时，各翼段压力系数Cp分布的计算值与试验值保持较好的一致性。上述结果表明：本文选取的数值方法、湍流模型以及网格，对模拟增升装置二维构型的升力特性和压力分布有较高的精准度。

图3 L1T2 翼型升阻特性计算验证Fig.3 Numerical validation of lift and drag coefficients for L1T2

表1 计算与试验的CLmax 和αs 对比Table 1 Comparison of CLmax and αs between experiment and computation

图4 L1T2 翼型压力分布计算与实验比较Fig.4 Comparison of pressure distributions between experiment and computation for airfoil L1T2

2 多段翼分离特性

图5 给出了L1T2 三段翼大迎角状态前缘缝翼的流态演化历程。可以清楚地看到：迎角α=22°，即最大升力状态，前缘缝翼保持良好的附着流态；迎角α＞22°后，前缘缝翼上表面出现了分离泡；随迎角继续增加，分离泡迅速增大，该分离泡产生的尾迹流区随之扩大，并与缝道射流及主翼段边界层产生强烈流动交混，使主翼后段和后缘襟翼处于该交混尾迹流动区内（见图6、图7）。分离泡的存在不仅直接导致前缘缝翼吸力峰值下降，升力损失，阻力增加；同时，其尾迹影响也造成主翼和襟翼环量损失（见图8），升力迅速下降，急剧失速。

图5 前缘缝翼附近流动发展历程Fig.5 Flow development around the slat

图6 大迎角状态下 L1T2 翼型附近流线图Fig.6 Development of the streamlines around airfoil L1T2 at a high angle-of-attack

图7 翼型尾迹流发展历程Fig.7 Development of the airfoil wake

图8 压力分布随迎角变化Fig.8 Comparison of pressure distributions at different angles of attack

3 前缘缝翼开缝流动控制

以下针对某型飞机增升装置二维构型，研究前缘开缝改善其失速特性的作用，给出流动控制方案。计算状态：Ma=0.20，Re=4.66×106。

3.1 基本构型气动特性分析

某型飞机增升装置二维构型的气动性能和流动特性分别如图9、图10 所示。迎角α≤16°，后缘襟翼出现流动分离，升力与力矩随迎角增大而线性变化；α＞16°，后缘襟翼流动分离消失,前缘缝翼发生流动分离，造成升力减小。力矩在16°后出现了非线性变化，故可确定失速迎角αs=16°，此时升力系数CLmax=3.98。缝翼分离的原因在于，随着迎角增大，后缘襟翼分离消失，其缝道流速加快，通过缝道的引射作用，使得缝翼吸力峰值增加，逆压梯度加强，诱发缝翼流动分离，其分离特征类似于L1T2 三段翼型。

图9 二维增升构型气动特性Fig.9 Aerodynamic characteristics of the high-lift configuration

图10 二维增升构型流态演化历程Fig.10 Flow development around the high-lift configuration

3.2 前缘开缝流动控制原理分析

针对前缘缝翼分离泡导致增升装置失速的流动现象，在前缘缝翼中部开缝，通过开缝产生的高速射流吹除上表面分离泡，减缓其尾迹影响，改善增升装置失速特性。图11～图14 给出了前缘开缝控制增升装置流动原理及对失速特性的影响。可以看到：开缝后，α=18°的缝翼分离明显减弱（图11），缝翼尾迹流区大幅缩小（图12），增升装置各翼段负压增加（图13），升力提高，失速特性改善（图14），CLmax从3.98 提高至4.19，失速迎角由16°增至19°，且失速特性和缓。从图14 还可以看出：前缘开缝对失速前的升力特性无明显影响，开缝后在失速之前的迎角范围内阻力会有所增加，失速后阻力减小，而开缝后的力矩特性在大迎角时变化和缓。

图11 开缝对二维增升构型流态影响，α=18°Fig.11 Influence of slotting on flow characteristics around the high-lift configuration at α=18°

图12 开缝对尾迹发展影响，α=18°Fig.12 Influence of slotting on the wake development of the high-lift configurations at α=18°

图13 开缝对二维增升构型压力分布的影响,α=18°Fig.13 Influence of slotting on the pressure distribution of the high-lift configuration at α=18°

图14 开缝对二维增升构型气动性能影响Fig.14 Influence of slotting on the aerodynamic performance of the high-lift configurations

3.3 前缘开缝出口位置影响

图15 展示了三种前缘开缝出口位置，前缘缝翼凹角区入口宽度与位置保持固定，前缘缝翼上表面出口宽度一致，三种开缝的出口位置Xs与前缘缝翼弦长cs的比值分别为10%、20%和30%。为保证流动顺畅，开缝出口后端线条与缝翼线条保持平滑过渡。

图15 三种前缘开缝出口位置示意图Fig.15 Schematic of three different slot exit positions on the slat

从图16 可知，三种前缘开缝位置均具有明显的流动控制效果。迎角α=17°时，开缝不仅消除了前缘缝翼上翼面原有的分离，也大大降低了凹角区的分离驻涡强度。图17（a）升力曲线以及图18 表明，开缝均提高了最大升力，改善了失速特性。其中Slot 1 效果最好，失速迎角推迟3°；Slot 2 次之，失速迎角推迟2°；Slot 3 相对最差，但也使失速迎角推迟了1°。由上可知，开缝出口越靠近缝翼前缘，流动控制效果也越好。不过，从图17（b）阻力曲线以及图19 的极曲线上可以发现，开缝会使失速前的阻力增加。

图16 不同开缝出口位置的流动控制效果，α=17°Fig.16 Control effect of slots with different exit positions at α=17°

图17 不同开缝出口位置气动性能比较Fig.17 Comparison of aerodynamic performance for airfoils with different slot exit positions

图18 开缝出口位置对最大升力系数和失速迎角影响Fig.18 Influence of the slot exit position on CLmax and αs

图19 不同开缝出口位置的极曲线比较Fig.19 Influence of the slot exit position on the lift-drag relationship

3.4 前缘开缝出口射流角度影响

以前一节中的Slot 1 方案为基准，在保持开缝出入口位置、大小及开缝前半段不变的前提下，通过调整后半段的弯度形成三种出口方向射流不同的开缝方案Slot B、Slot C、Slot D，以研究其对流动控制效能的影响，如图20（a）所示。定义出口射流速度vj与当地外流速度vl之间的夹角为射流出口角度θs，如图20（b）所示。Slot A（即Slot 1）、Slot B、Slot C、Slot D对应的出口射流角度θs分别为30°、40°、50°、60°。

图20 四种开缝以及射流出口角度θs 示意图Fig.20 Schematic of four different slot shapes

图21～图23 表明：前三种开缝由于出口射流与上游来流夹角较小，因此流动控制效果均较好；从Slot A 到Slot C，随着射流与上游来流夹角依次增大，控制效果逐渐下降；Slot D 时，由于开缝射流与缝翼上游来流夹角过大，严重干扰了上游流动，因此控制效果最差。此外，随着出口射流夹角的增大，在本文计算的迎角范围内，阻力也会逐渐增加。本文研究的增升构型，开缝出口射流角度应不超过50°。

图21 不同开缝出口射流角度的流动控制效果，α=17°Fig.21 Control effect of slots with different exiting jet angels at α=17°

图22 不同开缝射流出口角度对气动性能的影响Fig.22 The effect of jet exiting angle on the aerodynamic performance

图23 射流出口角度对最大升力系数和失速迎角影响Fig.23 Variations of CLmax and αs with the jet exiting angle

4 结论

大迎角下，前缘缝翼可能发展出流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速扩大，缝翼吸力峰值下降，阻力剧增，进而影响主翼段和襟翼流动，导致增升装置升力下降，进入失速状态。本文对大型飞机增升装置二维构型前缘缝翼的开缝流动控制研究表明：

1）前缘开缝后形成的高速射流可以有效推迟缝翼后缘分离，改善增升装置最大升力和失速特性；

2）前缘开缝的出口位置将显著影响流动控制效果，应使其尽可能靠近缝翼前缘；

3）开缝出口射流对上游来流有影响，需要合理选取出口射流角度。

前缘开缝流动控制效果明显，是改善增升装置二维构型失速特性的可行手段，在飞机增升装置研究中有潜在应用价值。后续将围绕缝翼开缝对三维构型的流动控制展开，以进一步探究该技术对飞机增升装置的失速特性影响。