大型飞机多采用多段翼增升装置，主要包括缝翼、主翼和后缘襟翼。在增升装置中，缝翼及其周边区域的流动尤为复杂，对主翼和襟翼的影响也最大。缝翼流动形态主要包括：上翼面的层流气泡、前缘转捩、可能的激波-附面层干扰流动、边界层分离，下翼面的凹槽非定常及分离流、可能的剪切层转捩、缝翼尾流和主翼附面层混合等。上述各种形态的流动相互干扰，大大增加了流动的不确定性。而位于缝翼缝道内的滑轨是缝翼必不可少的装置，其数量、形状和位置等直接影响局部缝翼下翼面的凹槽非定常及分离流、缝翼尾流等，以致引起局部主翼面的流场变化，从而导致增升装置气动性能的明显变化。
国外对增升装置设计给予了充分的重视，欧洲、美国、日本等都开展了大量的基础研究工作。欧洲联合项目EUROLIFT长期开展增升方面的研究[1-5]，涉及增升装置流动机理、数值模拟方法、新型增升措施的研究、高雷诺数实验等。美国的NASA和波音公司联合开展了滑轨影响研究[6-10]，结果表明，缝翼和襟翼滑轨对最大升力和失速迎角有明显影响。这些航空强国通过高增升项目，对各类增升装置气动特性进行了详细的研究，获得了大量的基础数据和设计规律，为缝翼滑轨的综合优化设计以及风洞增升装置缩比模型设计提供了可靠的依据。此外，日本JAXA 6.5m×5.5m低速风洞也开展了高增升装置相关研究[11-13]。
目前，国内还未见缝翼滑轨对增升装置气动性能的影响的详细研究，对其影响规律和影响机理的认识也非常有限。飞机设计单位在设计缝翼滑轨时，更多地从结构和控制的角度考虑，对其对飞机气动性能影响的综合优化还不够。风洞实验时，由于缝翼滑轨尺寸较小，在风洞中难以完全模拟，需要进行简化。尤其是在3m量级风洞进行实验时，必须对缝翼滑轨的数量、外形进行更多的简化。而在8m量级风洞进行实验时，模型尺度增加，缝翼滑轨的数量和外形相对更接近真实值。两种量级风洞缝翼滑轨的这种差异对增升装置气动性能造成的影响甚至可以掩盖不同缩比模型雷诺数的影响，导致3m和8m量级风洞实验数据的相关性较差。
本文结合数值模拟和风洞实验两种手段较为系统地研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响规律和影响机理，并且通过全模型试验和半模型试验对比了不同模型尺度下缝翼滑轨的影响结果。
1 数值模拟研究 1.1 计算方法采用求解雷诺平均Navier-Stokes方程(见式1)的求解器进行流场模拟。空间离散格式为二阶迎风Roe格式，该格式精度能满足工程中对复杂流场特征的捕捉。时间推进方式采用LU-SGS(Low Upper Symmetric Gauss Seidel)隐式时间推进算法。对于Navier-Stokes方程中的雷诺应力，通过剪切应力输运k-ω SST(Shear Stress Transport)两方程湍流模型(见式2)和自动壁面处理计算[14-15]。
(1) 
(2) 计算模型采用某型运输机截断机翼，分为无缝翼滑轨构型、有缝翼滑轨构型和缝翼滑轨变宽构型三种。计算的主要目的在于获得缝翼滑轨影响下的机翼附近流场细节，因此为了减少计算量，对机翼进行了适当简化，去除了短舱、襟翼滑轨等。
采用多块点对点对接结构化网格策略进行网格划分，并利用O型网格技术生成附面层网格。为提高缝道内流动模拟精度，对缝道内绕缝翼滑轨的流动区域进行网格加密，网格划分如图 1所示。网格单元总数约2.9×107。
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| 图 1 计算区域网格划分 Fig. 1 Mesh generation of computed domain |
1.3 计算结果与分析
图 2为不同构型下的升力系数计算结果。对比有、无缝翼滑轨构型可以看到，飞机在较大迎角时，有缝翼滑轨构型升力线斜率有所减小，最大升力降低。缝翼滑轨的存在对飞机升力性能产生了较为显著的影响。计算结果与文献[5-7]中关于滑轨对飞机升力性能影响的描述一致。从缝翼滑轨变宽后的计算结果可以看到，最大升力系数、失速迎角等都有显著的减小。
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| 图 2 升力系数计算结果 Fig. 2 Calculation results of lift coefficient |
从机翼表面马赫数和流线分布对比结果图 (图 3)中可以看到，有滑轨时机翼表面出现了带状低 速区和高速区交叉排列的现象，且高速区的速度梯度明显。这是由于缝翼滑轨对自由来流形成阻塞，减小了缝道处的流通面积，对流经缝道的流线形成挤压，使得缝翼滑轨之间的区域出现了高能量的缝道射流。而缝翼滑轨拖出的较强的低能量尾迹流流经主翼，逐渐向两侧扩展，与主翼附面层混合，减小了主翼上表面附面层内的流动速度，降低了飞机升力，使得失速提前。同时，滑轨尾迹流对绕缝翼的高速流动产生诱导，改变了缝翼的尾迹分布形态。由分析结果可知，当缝翼滑轨宽度变大时，缝翼滑轨对缝道的阻塞更为严重，从而导致机翼升力进一步降低。
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| 图 3 机翼表面马赫数和流线分布 Fig. 3 Distribution of Mach number and streamlines on wing surface |
从滑轨局部空间流线图(图 4)中可以看到，滑轨对流经缝道的流线形成了阻挡，流线发生偏斜，加上机翼有较大的后掠角，缝道内的高速射流流向滑轨侧面，一部分翻过滑轨，受到挤压形成高速射流，一部分射流发生分离形成能量较低的滑流轨迹。
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| 图 4 滑轨附近流线分布 Fig. 4 Distribution of streamlines around slat brackets |
可以看到，缝翼滑轨的存在，对缝道内的流动形成了阻塞，改变了主翼表面的流动形态，对主翼附面层产生了明显影响，减小了主翼附面层的速度，降低了飞机的升力。滑轨自身诱发大面积的分离流动，造成全机升力损失，失速提前。
2 风洞实验研究大飞机缝翼滑轨影响风洞实验研究在FL-13(8m×6m)低速风洞中进行，采用某型运输机半模型和全模型两套模型，研究滑轨参数对气动性能影响规律，并对比不同模型尺度下的滑轨影响结果。
2.1 实验模型及设备半模实验采用某型运输机1：6.5翼身组合体右半模。模型采用垫块法垂直安装于风洞下洞壁上，使用半模专用天平测量气动分量。加工不同参数组合的缝翼滑轨角度块分别研究滑轨的宽度、数量、截面形状、内外弯等影响，实验内容见表 1(未注明缝翼滑轨均为矩形截面、内弯、宽度20mm)。
| Test contents | ID. | Description |
| Width | A | 20mm |
| B | 40mm | |
| C | 12mm | |
| Quantity | - | 16、12、8 |
| Cross section shape | D | Circle，10mm |
| Bending | E | Outward bending |
全模实验采用某型运输机1：10模型，模型斜腹支撑于特大攻角支撑机构上，采用专用杆式天平测量气动分量。
2.2 测控系统FL-13风洞测控系统主要包括数据采集系统、模型姿态角控制系统、速压控制系统、数据处理系统、实验调度系统、数据分析系统等。速压控制精度0.3%，角度控制精度0.05°。数据采集系统为PXI总线数采平台；采用风洞实验数据管理系统进行数据处理；模型姿态角控制采用计算机自动控制迎角和侧滑角机构；风洞速压由计算机稳速压系统控制。各设备之间由网络通讯或人工传递指令。
2.3 实验结果与分析图 5给出了半模实验不同滑轨参数对飞机升力特性影响的实验结果。由图 5可见，减小滑轨宽度，最大升力系数依次增大了0.007、0.008，失速迎角依次增大了0.3°、0.04°，变化规律与数值计算结果一致；减少滑轨数量，最大升力系数依次增大了0.002、0.005，失速迎角依次增大了0.4°、0.1°；采用圆形截面滑轨，最大升力系数增大了0.022，失速迎角增大了0.3°；滑轨外弯，最大升力系数增大了0.024，失速迎角增大了0.53°。可以看到，滑轨参数主要影响机翼的失速特性，通过上述措施均能使飞机的失速特性得到不同程度的改善。其中，减小滑轨宽度、减少滑轨数量增加了缝道整体流通面积，减小了缝道射流处滑轨低速尾迹的流动范围，减弱了滑轨尾迹对主翼附面层的影响；采用圆形截面滑轨、滑轨外弯的方式则改善了滑轨局部扰流环境，增加了滑轨与缝翼间的缝道射流面积。这些措施均改善了缝道的流通环境，降低了缝道阻塞。同时也可以看到，对于大尺度半模 型，缝道流通面积已经足够大，减小滑轨宽度、减少滑轨数量等降低滑轨阻塞的措施对机翼失速特性的改善较小，而通过采用圆形截面滑轨、滑轨外弯等改善滑轨局部扰流环境、增大滑轨附近缝道射流面积的措施对机翼失速特性的改善则更为显著。
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| 图 5 半模试验结果 Fig. 5 Results of half model test |
图 6给出了全模实验不同滑轨参数对飞机升力性能影响的实验结果。可以看到，滑轨参数对小尺度全模飞机失速性能的影响尤为显著。减小滑轨宽度使得起飞构型下最大升力系数增大了0.01，失速迎角增大了1.5°，着陆构型下最大升力系数增大了0.065，失速迎角增大了0.5°；减少滑轨数量使得起飞构型下最大升力系数增大了0.018，失速迎角增大了2°，着陆构型下最大升力系数增大了0.07，失速迎角增大了1°。可见，对于小尺度模型，缝道流通面积较小，缝翼滑轨对缝道的阻塞尤为明显。对比起飞和着陆构型下的结果，可以看到，在着陆构型下，流经缝道的加速气流在机翼后缘较大的气流下洗角作用下主要表现为提高最大升力，而起飞构型则主要表现为推迟失速。
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| 图 6 全模试验结果 Fig. 6 Results of complete model test |
在全模基础上进一步进行滑轨参数组合下的滑轨数量影响研究，使用宽度较窄的滑轨角度块，对其边缘进行倒圆修形处理，获得的实验结果见图 7。可以看到，起飞构型下，滑轨数量影响基本消除，着陆构型下的滑轨数量影响也显著减小。可见，通过对滑轨参数进行组合优化，能够进一步减小缝翼滑轨对飞机气动性能的影响。
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| 图 7 新缝翼滑轨数量影响 Fig. 7 Quantity influence of new slat brackets |
对比全模和半模实验结果可以看到，模型尺度增大后，缝道的流通面积变得足够大，滑轨的阻塞作用不明显。而对于小尺度模型而言，雷诺数减小，变小的缝道流通面积足以使滑轨对飞机失速性能产生显著的影响。通过对滑轨参数进行组合优化，能够进一步减小缝翼滑轨的影响。
3 结 论通过数值模拟和风洞实验研究两种手段获得了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响规律和影响机理。
1) 缝翼滑轨对缝道内的流动形成了堵塞，改变了主翼表面的流动形态，对主翼附面层产生了明显影响，减小了主翼附面层的速度，降低了飞机的升力。滑轨自身诱发大面积的分离流动，造成全机升力损失，失速提前。
2) 缝翼滑轨主要影响飞机的失速性能，这种影响在小尺度模型上更为显著。对于3m量级风洞选型实验模型，在没有真实滑轨外形的条件下，滑轨的设计应尽可能减小其影响。
3) 通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨以及滑轨外弯均能降低滑轨的影响，改善飞机的失速性能。
4) 大飞机在8m量级风洞做全模校核实验时，应保证滑轨模型与真实飞机一致。
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