运输类飞机良好的失速特性是保证飞行安全的基础，其中的重要参数之一是失速及改出过程中飞机出现的滚转角度，根据中国民用航空规章第25部要求：“对于机翼水平失速，在失速和完成改出之间发生的滚转大约不得超过20°左右”^[1]。飞机的失速特性主要受机翼影响，缓和的失速特性通常比最大升力系数的量值更为重要，避免外翼失速是控制飞机失速滚转并保持大迎角副翼操纵效率的有效手段，最佳的失速起始位置一般在40%半展长处^[2-4]。由于失速特性难以通过数值计算或风洞实验准确预测，往往在飞机进入试飞阶段后才发现失速特性问题，此时尽量采取局部改进设计的方式来进行调整，例如采用翼型前缘下垂、前缘缝翼、翼刀和失速条等。在外翼加装前缘缝翼或翼型下垂使外翼气流分离推迟能够获得更大的升力系数，但设计改动量较大且仍然存在左右机翼失速不对称的可能性。

失速条是一种安装在机翼前缘的固定式流动控制装置，一般对称安装在左右机翼靠内侧，强制使左右内侧机翼提前对称地分离失速，从而获得满意的失速特性^[5-8]。失速条的发现源于结冰翼型失速提前并具有缓和形态的现象，其应用可追溯至20世纪30年代，但其设计研究通常采用试凑法，没有严格的设计准则和依据^[9-10]。20世纪50~60年代德哈维兰公司的彗星4C和DH125飞机均加装了失速条；70年代在S-3A反潜机上加装失速条的研究表明，失速条保证了左右机翼大迎角时的流场对称性，值得注意的是上述3型飞机的失速条均加装在机翼40%半展长附近^[5]。20世纪90年代美国的F/A-18E/F战机在跨声速机动时出现了急剧滚转问题，为此NASA系统地研究了通过CFD或风洞实验预测此类问题的可行性，表明传统的静态升力特性和CFD结果能够与失速滚转特性相关^[11-15]。

某运输机在失速试飞过程中发现，随着襟翼偏度增加，失速后出现的滚转角度逐渐增大，在着陆襟翼构型时滚转角通常大于20°，不满足适航标准要求。前期研究表明，缩比模型静态测力试验中升力线失速的急剧程度以及失速区域滚转力矩系数的偏离情况与试飞现象中滚转的强弱有正比关系，若使升力线失速缓和、滚转力矩在失速区域偏离减小，有可能解决试飞中的失速急剧滚转问题^[16]。为了以尽量小的代价改善飞机着陆构型失速特性，提高飞机安全性，采用失速条方案是较为简单有效的方法。

借鉴国内外飞机失速条的设计经验，失速条二维剖面外形通常为尖锐的三角形，安装在翼型前缘附近使其失速提前。本文所研究的失速条设计工作点为着陆襟翼高升力状态，前缘流场特性相对巡航构型有较大变化，对失速条的高度和剖面安装位置的设计提出了挑战。

将失速条的2个关键几何参数即高度H和安装位置S(定义见图 1)在可能的取值范围内组成参数矩阵进行了系统地分析研究，失速条前缘角固定为60°。对参数H范围20~40mm，S范围-60~60mm进行组合形成了多个失速条方案，从中得到了可行的失速条二维参数，同时获得了以上2个参数对着陆襟翼二维翼型失速特性的影响规律。

图 1 失速条参数H、S定义 Fig.1 Definition of stall strip parameters H and S

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数值计算采用了基于有限体积法求解RANS方程的方法进行。采用结构化网格对着陆构型襟翼二维剖面及失速条的绕流流域进行了离散，物面第一层网格高度在10^-5m量级以满足y⁺≈1的条件，对流场参数变化剧烈的区域进行了网格加密，相邻网格间的尺度比例小于1.2，总网格数在6×10⁵左右，网格示意图如图 2所示。不同失速条剖面方案仅对前缘局部网格进行适应性修改，使各方案网格条件尽可能对等。计算域在翼型的前方和上下为30倍弦长，在后方为45倍弦长，边界条件均为速度入口。数值求解在FLUENT中完成，采用压力与速度同时求解的耦合解法，对流项采用二阶迎风格式进行离散，湍流模型为一方程的SA模型，涡粘性采用一阶迎风格式离散。

图 2 带失速条翼型的二维网格 Fig.2 Two dimensional grids of the airfoil section with stall strip

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为验证建模和计算方法的可靠性，对相似构型的某多段翼型二元特性进行了计算并与实验结果进行了对比(见图 3)，可见在升力失速以前计算值与实验值吻合良好，对失速迎角和最大升力系数2个关键参数也给出了较好的估计值，但对失速后的升力线形态未能准确模拟。由于加装失速条后诱发的前缘气泡现象及气动力拐点均出现在失速迎角之前，因此所采用的计算方法是较为合理可信的，可以作为失速条初步选型分析的工具。

图 3 多段翼型升力特性计算值与实验值对比 Fig.3 The comparison between calculation and test of the lift of a multi-element airfoil

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飞机着陆构型加装不同失速条方案的二元升力特性如图 4和5所示。从计算结果可见，各失速条方案使原始翼型的失速迎角有不同程度的提前，多数情况下失速形态从急剧失速改变为圆弧形的缓和失速，失速迎角随参数H、S有规律地变化。

图 4 失速条参数S对升力特性的影响 Fig.4 The impact of stall strip parameter S on the lift characteristics

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图 5 失速条参数H对升力特性的影响 Fig.5 The impact of stall strip parameter H on the lift characteristics

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失速条距离前缘位置参数S对失速特性的影响很大，随着S减小(即逐渐向上翼面移动)失速迎角显著降低，S=0mm时二元剖面失速迎角约为3°，而原始构型失速迎角约为14°。失速条高度H对升力失速迎角也有影响，H越大失速提前越多，但高度20~40mm之间的失速条均能使失速提前。计算结果与理论分析的规律是吻合的，即失速条越靠近上翼面，高度越大，触发气流分离的迎角越早，且气流分离发生前对升力特性的影响不大。计算获得的定量结果还表明，失速特性对参数S的敏感性高于H，即失速条在二维剖面安装位置的选择对触发翼型气流分离失速更加重要。需要注意的是，失速条在三维机翼上的展向长度通常不大，且受到相邻的无失速条翼段压力分布传递的影响，因此安装到机翼后失速特性的变化量会显著低于二维情况。

对加装失速条后翼型的流场特性进行了研究，结果如图 6所示。可以看出，由于失速条的尖锐外形使气流强制分离，在其后方形成了分离气泡。在小迎角时气泡局限在失速条后方很小的区域内，随着迎角增加气泡在长度和高度方向逐渐增大，最终气泡破裂并产生较大的分离区。气泡的增长过程类似于薄翼失速，但气泡能够发展的长度相对较小，通常不超过剖面15%弦长即出现升力失速。不同失速条位置均有类似的气泡流动结构，但出现的迎角时机不同，S越大气泡出现的迎角越迟。

图 6 失速条后方分离气泡的发展(H=30mm, S=0mm) Fig.6 The development of the separation bubble after the stall strip(H=30mm, S=0mm)

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根据计算结果确定了开展风洞实验验证的主要参数为S，其取值范围应当小于30mm，根据风洞实验验证的结果进行调整。H的变化没有导致失速特性的显著变化，可固定为30mm。另外三维失速条的展向长度和布置位置也是主要因素，需要结合机翼流场特性进行试凑来确定。

飞机模型加装失速条的风洞实验验证在中国空气动力与发展中心的FL-12风洞中完成，该风洞为单回流闭口式风洞，风洞截面尺寸为4m×3m，空风洞最大风速为100m/s，湍流度小于0.12%。实验模型比例为0.07，基于飞机平均气动弦长的雷诺数为1×10⁶。飞机模型材质为金属，失速条为木质的缩比模型，粘接在机翼前缘指定位置，失速条安装在飞机模型上的照片如图 7所示。模型机翼采用自由转捩，考虑到机翼翼型为厚翼型不存在前缘气泡，且前缘边界层很薄接近无粘流动状态，因此模型机翼前缘附近的流态与真实飞机是接近的。

图 7 失速条风洞试验模型 Fig.7 Test model of the stall strip

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为了给失速条布局设计提供参考，采用丝线法进行了飞机襟翼35°构型上翼面流场测试，结果如图 8所示。从流谱照片可见，飞机失速发生和发展出现在外侧发动机以内大约为40%半展长处，而外翼后缘虽然有局部气流分离但随迎角增加发展缓慢。结合飞机机翼设计的一般经验，在40%半展长处开始失速较为理想，但着陆襟翼构型由于内侧机翼剖面升力大，若左右机翼失速不对称则产生的滚转力矩仍然较高，因此在40%半展长以内对称地加装失速条使机翼在一定迎角强制对称失速，有可能改善飞机失速滚转问题。

图 8 着陆构型机翼上翼面流场特性 Fig.8 Flow characteristics of the upper wing at landing configuration

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根据上述分析设计了4种失速条布局方案如图 9所示，实际尺寸失速条长度有1和2m这2种方案，高度均为30mm，外侧失速条中心点大致位于40%半展长，内侧失速条中心点在15%半展长。风洞实验时失速条同样采用了0.07的缩尺比。

图 9 失速条平面布置方案 Fig.9 Planform arrangement plans of stall strips

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以失速条布局方案1进行了变参数S的气动特性影响实验，结果如图 10~12所示。从升力特性可见，随着S降低，最大升力系数逐渐降低，失速迎角提前，S=15mm和S=0mm状态的升力线在失速前出现了非线性区，失速形态变得缓和，S=0mm状态的升力特性呈平顶形。S=0mm的失速条对升力失速特性改善明显，但最大升力系数降低了0.15，降低了飞机的低速性能。

图 10 失速条参数S对飞机升力特性的影响(布局1) Fig.10 The impact of stall strip parameter S on the lift characteristics of aircraft (arrangement 1)

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图 11 失速条参数S对飞机滚转力矩特性的影响(布局1) Fig.11 The impact of stall strip parameter S on the roll moment of aircraft (arrangement 1)

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图 12 失速条参数S对飞机阻力特性的影响(布局1) Fig.12 The impact of stall strip parameter S on the drag of aircraft (arrangement 1)

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无侧滑的滚转力矩曲线表明，S=30mm时C_l仍较大，S=15mm时C_l明显降低，S=0mm时C_l随迎角增大基本无波动，表明飞机左右机翼失速对称性显著改善。原始构型的实验模型由于左右机翼模型的微小偏差或流场不对称性等因素出现不对称滚转力矩，真实飞机出现不对称滚转力矩的原因虽然不完全相同，但S=0mm的失速条通过产生左右对称的、显著的局部气流分离足以遮蔽外界扰动的影响，将机翼的气流分离形态固化，从而消除了随机的不对称滚转力矩。随着S量值增大，上述效应减弱，不对称滚转力矩峰值也逐渐增大，不能起到预期的作用。

从阻力曲线可见，小迎角时各失速条没有产生明显的阻力增加，在接近失速点后阻力增大，S越小阻力增量越大。结合二维流场特性分析，这一现象是由于一方面失速条尺寸很小基本不增加飞机的摩擦阻力，另一方面小迎角时分离气泡局限在较小的范围内，不会显著改变机翼的压力分布，产生的压差阻力也较小，直到气流分离点后才会出现阻力的激增。

位于2个发动机之间的失速条布局方案1、2、3的气动特性对比如图 13和14所示。从升力曲线对比可知，失速条缩短长度后对失速特性的影响变弱，靠外的布局3的升力失速优于布局2，结合图 8分析，其原因是此处更加接近原始构型气流分离的严重区。从无侧滑滚转力矩曲线可见，布局3产生的滚转力矩也小于布局2。

图 13 失速条不同布局方案的升力特性 Fig.13 The lift characteristics of different stall strip arrangement plans

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图 14 失速条不同布局方案的滚转力矩特性 Fig.14 The roll moment of different stall strip arrangement plans

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布局方案4的升力曲线和滚转力矩曲线如图 15和16所示，可见在S=-15~30mm之间变化时仅使最大升力系数略有降低，但失速形态基本不变，滚转力矩的偏离没有明显变化，没有起到改善失速特性的作用，同时也说明失速条在机翼平面内的布置位置是改善飞机失速特性的关键参数。

图 15 失速条布局方案4的升力特性 Fig.15 The lift characteristics of stall strip arrangement plan 4

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图 16 失速条布局方案4的滚转力矩特性 Fig.16 The roll moment of stall strip arrangement plan 4

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采用CFD计算方法对失速条二元方案进行了选型，获取了能够使失速迎角提前的失速条高度和剖面布置位置范围，并通过流动显示发现了失速条后方的气泡流动结构。通过风洞实验对4种失速条布局方案进行了验证，结果表明，失速条安装在气流分离起始位置并选择合适的剖面参数时能够有效改善失速特性，使升力曲线由急剧失速变为平顶型失速，同时消除或削弱无侧滑条件大迎角的滚转力矩。在失速迎角之前，加装失速条后的飞机构型阻力没有明显增加。