缝道闭合门对多段翼型气动特性的影响研究

2023-03-29蔡锦阳

计算机仿真 2023年2期

孔凡，蔡锦阳

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

1 引言

增升装置作为现代飞机不可或缺的部件，自20世纪70年代A.M.O. Smith[1]对高升力系统复杂的流动现象进行深入分析后，人们对增升装置的研究就不曾停歇。

多段翼型是增升装置设计的基础，而缝道参数对多段翼型的气动特性影响巨大[2]，迄今为止，国内外的研究者们对缝道参数进行了大量的研究。R. Balaji等[3]对起飞状态下，前缘缝翼和后缘襟翼不同偏角、缝道宽度及搭接量的组合进行了计算分析，得出了不同缝道参数下多段翼型的气动特性，并发现升力系数与升阻比对偏角及缝道宽度的敏感程度要高于搭接量。国内的研究者们也对多段翼型的设计路线图[4]，缝道参数对气动特性的影响[5，6]进行了研究。

大量的研究证明，合适的缝道参数能够提升多段翼型的气动特性，但在后缘襟翼向后方展开后，襟翼舱内会存在气流死区，并对多段翼型的气动特性产生影响。为改善这一现象，Griswold提出了缝道闭合门(Slot Closure Door，SCD)的概念，在后缘襟翼展开后关闭SCD，用以改善襟翼舱附近的气流品质[7]。

本文采用CFD(Computational Fluid Dyna-mics)的方法，研究SCD及其偏转角度和转轴位置对多段翼型气动特性的影响规律。

2 数值方法与算例验证

2.1 数值方法

本文使用商用软件ANSYS Fluent求解多段翼型流场。控制方程为二维可压缩雷诺平均N-S方程，有限体积法离散控制方程，湍流模型选用S-A模型，压力速度耦合方式为Coupled，对流项采用二阶迎风格式，扩散项采用中心差分格式。计算来流马赫数为0.2，物面采用绝热无滑移条件，远场为自由来流条件，计算残差收敛精度为10-6。

2.2 算例验证

为验证数值方法的正确性，本文对30P30N二维翼型进行数值仿真，并与NASA Langley研究中心的风洞实验结果[8]进行对比。实验马赫数Ma∞=0.2，雷诺数Re∞=9×106，使用pointwise软件生成非结构网格，网格数量为8万。图1为升力系数CFD结果与实验数据对比，可以看出，缝翼、襟翼和固定翼升力系数的CFD结果与实验数据基本吻合，这表明本文所用的数值方法能够较为准确的计算翼型的气动特性。

图1 升力系数CFD结果与实验数据对比

3 几何模型及网格

3.1 几何模型

本文以某型客机机翼某展向位置剖面翼型为研究对象，并将其归一化，如图2所示。图中黑色实线为多段翼的初始构型，在前缘缝翼及后缘襟翼未展开时，如图2(a)所示，延伸固定翼后缘下壁面型线至后缘襟翼前缘下壁面附近点A，过A点做水平线与襟翼舱壁面相交于点C，获得黑色虚线所示的SCD。

在固定翼后缘下壁面设置B点作为SCD的轴点，定义A点与B点的距离占机翼弦长的百分比为Xn。SCD可绕B点旋转，旋转角度为β，定义向下方(顺时针)偏转为负，向上方(逆时针)偏转为正。基于增升装置展开至图2(b)所示状态，进行SCD及其轴点位置、旋转角度对多段翼型气动特性影响规律的研究。

图2 多段翼型示意图

3.2 网格与计算域

使用pointwise软件进行网格生成，网格量约为8万，远场边界大小约为100倍弦长，壁面第一层网格高度为10-5m，图3为近壁面网格示意图。

图3 近壁面网格示意图

4 计算结果与讨论

4.1 有无SCD气动特性对比

为确定SCD对多段翼型气动特性的具体影响，本文首先对固定翼后缘有无SCD的构型进行了对比计算，其中轴点B与A点距离占比Xn=4%，偏转角度β=0°。图4为对应的气动特性曲线。如图4(a)所示，固定翼后缘增加SCD前后翼型的升力系数曲线差别不大，两者的失速迎角、最大升力系数及升力曲线的线性段均基本一致。

图5为2°迎角状态下，有无SCD构型的流场图，增加SCD后，整体的流场变化不大，但可以看出，固定翼下翼面后缘的分离区明显减小。对应如图4(b)所示的阻力系数曲线而言，增加SCD后，在小迎角状态下，阻力系数有明显的下降，升阻比在相应范围内可获得最大约为1.9%的提升。由此可见，增加SCD后不会降低翼型的失速迎角，且能够有效的增加小迎角区间内的升阻比。

图4 有无SCD构型气动特性曲线

图5 2°迎角下，有无SCD构型流场特性

4.2 不同旋转角度气动特性对比

固定翼后缘增加SCD后，能够有效增加多段翼型小迎角区间的升阻比，为进一步探究SCD偏转对多段翼型气动特性的影响，保持SCD轴点B与A点距离占比Xn为4%不变，分别对SCD偏转-5°、5°、10°、15°、20°构型进行数值仿真，具体气动特性曲线如图6所示。改变偏转角度对升力系数曲线的影响并不明显，不同偏转角度的失速迎角、升力曲线的线性段均基本一致。但仍可以看出，偏转角度为负值时，升力系数较不偏转时有略微下降；偏转角度为正值时，升力系数较不偏转时有略微上升，且上升量随偏转角度的增加而增加。

图6 不同SCD偏转角度气动特性曲线

图7为2°迎角状态下，SCD不同偏转角度的流场特性。与图5(b)中SCD不偏转状态相比，偏转角度为负角度时，如图7(a)所示，固定翼后缘的分离区域反而有扩张的趋势，导致后缘襟翼缝道内气流拐折更大，图6(b)中也反应出了阻力系数的增加。随着偏转角度正向增加，固定翼后缘分离区逐渐被SCD压缩减小，后缘襟翼缝道内气流拐折减小，如图7(b)所示，阻力系数在β=15°左右时达到最低值；当偏转角度继续增加至20°时，固定翼后缘的分离已溢出SCD边界，如图7(c)所示，此时阻力系数又会有所上升，因此，当SCD偏转角度在15°左右时，可获得较好减阻效果。对应于升阻比而言，如图6(c)所示，当偏转角度逐渐向正值增加时，翼型的升阻比曲线逐渐向上平移，并在15°左右获得较好的收益，与不偏转状态相比，最高可获得约3.0%的提升，与无SCD构型相比，则最高可获得约4.9%的提升。由此可见，在小迎角区域内，SCD偏转15°左右时，可以对升阻比起到有效的提升作用。

图7 2°迎角下，SCD不同偏转角度流场特性

4.3 不同转轴位置气动特性对比

在确定较好的偏转角度范围后，本文选择偏转角度10°，对不同SCD长度(Xn=4%，6%，8%)构型进行了对比计算，具体结果如图8所示。对升力系数而言，不同长度SCD构型的气动特性曲线基本一致，失速迎角、最大升力系数、升力曲线的线性段均无较大变化。对阻力系数而言，随着SCD长度的增加，呈现先下降后上升的趋势，其中Xn=6%时，减阻效果最为明显。相应的，升阻比曲线则呈现先向上平移后向下平移的趋势，并在Xn=6%时获得最大收益，在小迎角区域内，与Xn=4%相比，最高可获得约2.8%的提升，而与无SCD构型相比，最高可获得约7.4%的提升。