2. 中国商用飞机有限公司 上海飞机设计研究院, 上海 201102
2. China COMAC Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201102, China
飞机在起飞和降落时, 需要尽量降低飞行速度和缩短滑跑距离, 因此需要具有较大的升力系数。但飞机在正常的着陆迎角下, 由于飞行速度较低, 需要高升力系数来提供升力, 因此需要增加增升装置来提高升力。常见增升方式包含机械增升和动力增升, 现在除了这两种传统的增升方式, 又兴起了很多新的主动控制技术, 其中包括:等离子体技术[1-2]、涡流发生器[3-6]、零质量射流[7-10]、自激励运动襟翼[11-12]和Zhu’s襟翼[13-15]等等。
机械式增升通过设计前缘襟翼或前缘缝翼、后缘襟翼和缝道来实现增升目的，而动力增升则是通过向襟翼表面弦向吹气和展向吹气来实现增升。动力增升主要通过向边界层吹气或者吸气来提高边界层的动量，从而克服逆压梯度，避免分离，进而大幅提升机翼的气动性能[16]。当机械式增升装置不能满足飞行性能要求时，动力增升方式能提供飞机所需的气动力。John[17]系统地研究了向襟翼吹气和吸气后襟翼气动力的变化。John认为在相同襟翼弦长的条件下，吹气襟翼能够最大程度地提升机翼的气动性能。Ibraheem[18]等在二维翼型和三维机翼尾缘处加入吸气、吹气装置，通过数值计算证明了吹气、吸气装置能够使升力系数有明显增加。国内的一些科研成果[19]也证实，吹气襟翼明显优于吸气襟翼，除了吹气和吸气襟翼外, 其他襟翼的增升能力均低于95%, 而吹气襟翼增升可达140%。因此，选择合适的动力增升装置能够显著提升机翼的气动性能。
作为机械增升装置的一部分，前缘缝翼对升力增加和失速延迟都有着重要的影响。而动力增升也能实现增升和延迟失速的效果，鉴于二者对多段翼增升和失速的影响，尝试将二者结合起来，以期提高多段翼的气动性能。不同于前人改变前缘缝翼下表面、改变缝道参数或者在主翼边界层添加吸取或者吹气装置，本文用在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式将动力增升方式与机械增升装置结合起来，突破模型构型的限制，在不改变机械增升装置结构的前提下，利用动力增升改变多段翼流场，提升多段翼气动性能。
本文采用数值模拟的方法，研究在改变前缘缝翼尾缘后添加喷流，以此改变前缘缝翼尾缘尾流。经数值计算发现，多段翼各个翼面的升力及压力分布均随喷流动量系数的改变而发生的变化。其中，多段翼的升力会随着喷流动量系数的增加而增加。通过本文数值结果，发现了多段翼的增升的一个新思路和研究方向，即：通过改变前缘缝翼尾缘尾流提升多段翼升力。
1 数值模型本文采用的原始模型为30P30N[20]，是McDonnell Douglas公司的一种襟翼模型，主要工作状态为迎角19°附近的着陆构型。模型中前缘缝翼与后缘襟翼的偏角均为30°，具体如图 1所示。
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| 图 1 模型30P30N Fig. 1 Model 30P30N |
为增加前缘缝翼尾缘喷流的截面积，分别切去前缘缝翼尾缘处10%、20%和25%缝翼弦长，得到了三组构型：Model.1、Model.2和Model.3，并且定义原始模型为Model.p，示意图见图 2。鉴于模型其他部分一致，因此图 2只显示了各个模型的前缘缝翼。
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| 图 2 计算模型的前缘缝翼示意图 Fig. 2 Slats sketch map of all calculation models |
在下文数值计算中定义：多段翼的弦长为c；来流速度为Vinf；前缘缝翼弦长为cs；喷口处的喷流马赫数为Maj；喷流动量系数为Cμ，其定义为Cμ=
本文的数值计算采用有限体积法求解Navier-Stokes方程，其中对流项格式采用二阶迎风格式，扩散项格式采用二阶中心差分格式。湍流模型选择剪切应力输运 (SST) k-ω模型。计算条件为：Ma=0.2，Re=9.0×106。数值计算采用C-H型结构网格，网格数约83000，网格如图 3所示。
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| 图 3 模型30P30N的结构网格 Fig. 3 Structure grid of model 30P30N |
为了保证数值计算的准确性，将计算结果与文献[21]中的实验结果比较，分别对比了不同迎角下前缘 缝翼、主翼以及后缘襟翼的升力系数及压力分布。数值计算与实验升力系数比较如图 4，迎角α=16°时各个翼面压力分布如图 5。通过数值计算与实验结果的比较可以看出，数值计算的结果与实验结果在迎角较小时比较吻合，在失速迎角附近主翼升力系数与总升力系数的差别比较大，对于总升力的最大升力系数来说，计算值相对实验值的误差约为3%。
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| 图 4 升力系数的计算与实验结果对比 Fig. 4 Comparison of lift coefficients between calculation and experiment results |
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| 图 5 压力系数的计算与实验结果对比 (α=16°) Fig. 5 Comparison of pressure coefficients between calculation and experiment results (α=16°) |
2.2 喷流数值验证
为了验证本文选择的数值方法对喷流的模拟是准确可靠的，本文对文献[22]中的模型做了数值验证。模型如图 6所示，喷流数值验证模型为椭圆翼型，弦长c为0.102m，厚度为0.2c，喷口高度为0.0015c，前后缘半径为0.04c，前后两个喷口分别位于3.7%c和96.3%c处。
数值计算选择O-H型结构网格，网格量为4.5万，网格如图 7所示。数值计算方法与多段翼数值验证方法相同，均采用有限体积法求解Navier-Stokes方程。喷流实验结果是在雷诺数Re=2.0×105、迎角为0°、只有后缘有喷流时的水洞实验结果。本文选取了三个喷流动量系数0.03246、0.781188和0.1进行数值模拟，数值结果与实验结果对比如图 8所示。对比实验结果发现，数值结果与实验结果吻合良好，因此可以认为，本文选择的数值计算方法对喷流的计算是可靠的，数值结果可信。
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| 图 7 模型网格 Fig. 7 Structure grid of model |
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| 图 8 升力系数的计算与实验结果对比 Fig. 8 Comparison of lift coefficients between calculation and experiment results |
3 计算结果及分析 3.1 不同喷流速度对多段翼气动力的影响分析
在分析不同喷流速度带来的影响时，选同一模型Model.3。本节以及后续计算状态均为Ma=0.2，Re=9.0×106。图 9为Model.p在迎角0°时的速度云图，主翼上表面前缘附近最大速度约为160m/s，马赫数约为0.47。因此，在选择前缘缝翼尾缘喷流速度时，选择的最小喷流马赫数与0.47相近，为0.5。为了分析不同喷流马赫数带来的影响，在前缘缝翼尾缘分别添加不同的喷流速度，添加的不同喷流马赫数分别为0.5、0.8和1.0，对应的喷流动量系数分别为0.0709、0.1815和0.2836。
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| 图 9 Model.p的速度云图 Fig. 9 Velocity contour of Model.p |
图 10(a~d) 分别为Model.3前缘缝翼尾缘在不同速度的喷流下后缘襟翼、前缘缝翼、主翼以及总的升力曲线。由图 10可以看出，各个翼面升力系数及总升力系数均随着喷流动量系数的增加而增加。喷流动量系数的增加增大了最大升力系数，但对失速迎角影响很小。
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| 图 10 不同喷流马赫数下，四个模型各个翼面升力系数及总升力系数 Fig. 10 Section and total lift coefficients of four models under different jet Mach numbers |
喷流速度增加后，各个翼面升力均有增加，对于后缘襟翼来说，喷流流速增加，会加快后缘襟翼上表面的流速，因而提高后缘襟翼前缘吸力峰峰值，提高了后缘襟翼的升力，见图 11(a)。前缘缝翼增升是因为前缘缝翼尾缘喷流速度增加，由于剪切作用加速了前缘缝翼上下表面的流速，因而提高上下表面的压力水平，如图 11(b)所示。主翼升力增加的主要原因是由于喷流速度增加，喷流与前缘缝翼尾缘缝道流动的剪切作用，加速了主翼上表面的流体流速，进而提高了主翼上表面的压力水平，如图 11(c)所示。总之，提升前缘缝翼尾缘喷流的速度，增大动量系数能够提升多段翼各个翼面的升力水平。
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| 图 11 不同喷流马赫数下Model.3各翼面压力系数 (α=16°) Fig. 11 Section pressure coefficients of Model.3 under different jet Mach numbers (α=16°) |
对比分析翼型表面不同站位下的速度型，有助于进一步了解剪切层的改变对各个翼面气动力分布的影响。鉴于篇幅关系，本文仅分析主翼表面的速度型变化。在主翼上表面前缘处选取四个个站位A、B、C和D，分别代表主翼上表面x=0.35m、x=0.6m、x=1.0m和x=1.5m的位置，示意图如图 12所示。
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| 图 12 主翼上表面的四个站位 Fig. 12 Four stations on main element upper surface |
对比四个站位下的速度型图 13(a~d)发现，沿着翼型弦向，剪切层的改变对主翼表面的影响力逐渐减弱。不同喷流速度影响剪切层厚度以及主翼壁面附近的速度。在主翼前缘附近，喷流速度的提高，能够提高主翼上表面速度，增大主翼表面压力，提高主翼前缘压力峰值，从而提高主翼升力。但随着距主翼前缘弦向距离的增加，剪切层逐渐远离主翼上表面，对主翼表面的速度及压力分布影响减弱。
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| 图 13 不同喷流马赫数下，在Model.3不同站位处的速度型 (α=16°) Fig. 13 Velocity profile of Model.3 at different stations under different jet Mach numbers (α=16°) |
总体来说，通过增加喷流速度的方式提高喷流动量系数虽然不能使主翼的失速迎角增大，但能够大幅增加各个翼面的升力系数，增加总升力。因此，增加喷流动量系数，对提高多段翼气动性能是十分有利的。
3.2 不同模型添加喷流后的气动力的影响分析本节研究对Model.1、Model.2和Model.3前缘缝翼尾缘添加相同速度的喷流后，各个翼面升力变化。对比上节的不同喷流速度，在喷流马赫数为1.0条件下各个翼面升力变化最为明显。因此，选择对三个模型Model.1、Model.2和Model.3前缘缝翼尾缘添加喷流的马赫数为1.0，喷流动量系数分别为0.1345、0.2195和0.2836。
各个翼面升力变化综合了前缘缝翼缝翼的改变及喷流流量的变化，因此各个翼面的升力变化没有十分明显的规律。但各个模型在前缘缝翼尾缘添加喷流后，后缘襟翼升力系数均较原始模型有了一定的增加，见图 14(a)。由后缘襟翼压力分布图 15(a)可以看出，添加喷流后，随着喷流动量系数的增加，后缘襟翼负压峰值增大。
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| 图 14 四个模型各个翼面升力系数及总升力系数 (Maj=1.0) Fig. 14 Section and total lift coefficients of four models (Maj=1.0) |
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| 图 15 四个模型各个翼面上的压力系数 (α=16°，Maj=1.0) Fig. 15 Section pressure coefficients of four models (α=16°, Maj=1.0) |
由于各个模型前缘缝翼尾缘损失部分不同，前缘缝翼尾缘面积不同，所以喷流流量不同。因此喷流带来的影响包含了前缘缝翼的变化，从压力分布图 15(b) 来看，喷流对前缘缝翼上下表面的压力影响较小。因此，前缘缝翼尾缘的变化对其升力影响较大，损失的尾缘部分越大，升力减小越大。
喷流的添加使得主翼的升力系数有了很大的提升，Model.3主翼的最大升力系数增幅为26.72%，其主要来自主翼上表面的压力提升，如图 15(c)。综合三个翼面的升力，喷流大幅提升了总升力的水平，例如, Model.3最大总升力系数增幅为16.31%。总之，喷流能够提升主翼与后缘襟翼的升力水平，因此，喷流的添加对于多段翼增升是有益的。
图 16(a)、图 16(b)和图 16(c)分别为Model.1、Model.2和Model.3的在前缘尾缘添加马赫数为1.0的喷流后流场的速度分布。
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| 图 16 三个模型的速度云图 (α=16°，Maj=1.0) Fig. 16 Velocity contour of three models (α=16°, Maj=1.0) |
对比Model.1、Model.2和Model.3的速度云图图 16(a)、图 16(b)和图 16(c)发现，在相同的喷流速度下，喷流面积增大，剪切层的厚度增大，喷流影响的区域变大。喷流面积增大，主翼上表面前缘的速度提高较大，具体影响通过主翼上表面的速度型来呈现。对比了两个站位A和B下的速度型图 17(a)和图 17(b)，由于喷流流量的增加，主翼前缘速度增加较大，且随着流量的增加而增加。喷流动量系数的增加不仅加速了主翼前缘流体的流速，同时也加速了前缘缝翼上表面尾缘处的流体速度，且随着流量的增加，前缘缝翼上表面尾缘流速增加。
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| 图 17 四个模型在站位A和B处的速度型 (α=16°，Maj=1.0) Fig. 17 Velocity profile of four models at position A and B (α=16°, Maj=1.0) |
4 结论
本文通过数值模拟的方法研究在前缘缝翼尾缘添加喷流后，多段翼各个翼面上的升力及压力分布的改变，得到了如下结论：
1) 前缘缝翼尾缘的喷流对各个翼面的气动力都是有影响的，不同的喷流动量系数会改变尾缘剪切层，进而影响前缘缝翼，主翼以及后缘襟翼表面的压力分布。通过提高喷流速度的方式增大喷流动量系数，能够提升各个翼面的升力系数，同时提高各个翼面的负压峰值，但不能增大主翼的失速迎角。通过增大喷口截面积的方式增大喷流动量系数，会增加各个翼面的升力系数，且随着喷流动量系数增加，前缘缝翼、主翼、后缘襟翼以及总升力系数随之增加，同样的，不能增大主翼的失速迎角。
2) 为了保证前缘缝翼保留部分的上下表面与原模型一致，前缘缝翼尾缘的改变主要通过截取前缘缝翼尾缘来改变弦长和尾缘截面。所以，前缘缝翼尾缘的变化是一个综合的变化，弦长和尾缘截面变化是不可分割。前缘缝翼尾缘的改变影响了前缘缝翼尾缘上表面边界层、下表面边界层和缝道流动。因此，想要单一的分析弦长或者尾缘面积的变化对前缘缝翼尾流影响是一个比较困难的问题，文中没有做详细的研究，也是进一步研究所要考虑的问题。
3) 本文的创新点在于没有延续前人着手于前缘缝翼下表面的改变、缝道参数的改变和主翼边界层的改变。而是利用前缘缝翼的边界层，缝道流动和主翼边界层在前缘缝翼尾缘处相互影响的特点，通过添加喷流的方式改变三者间的相互影响，从而达到改变各个翼面流动的目的。
4) 前缘缝翼的边界层、缝道流动和主翼边界层间的相互影响对多段翼的升力特性以及失速特性均有影响。了解三者相互影响方式和对各个翼面的影响会对分析多段翼提供一个新的视野，通过对三者作用的了解分析，了解缝道流动的实质，也提供一个主动控制前缘缝翼尾流的方向。另外，前缘缝翼喷流的研究对剪切流动研究也提供了一定素材，其数值结果能够为剪切层的研究结果提供一定的数值依据。由于前缘缝翼尾流研究涉及混合，不稳定性发展等等问题，这在不可压剪切流动中都是十分重要的研究方向。因此，这也可以作为稳定性及混合的研究工程实例加以验证。
5) 前缘缝翼尾缘的尾流与前缘缝翼边界层、缝道流动和主翼边界层均相关，添加喷流后对三者的影响尚不清楚，这是一个后期值得研究的一个方向。添加喷流后的尾流，稳定性和混合情况均发生变化，这也是一个值得探讨的课题。因此，后期研究要进一步了解尾流的发展状况，可以从以上几个方面入手。
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