變彎度柔性機翼與多段翼型氣動特性對比研究

李嘉儀，黃再興，張憲政，童明波，陳吉昌

1.南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，江蘇 南京 210016

2.江西洪都航空工業集團有限責任公司，江西 南昌 330096

隨著各類型飛行器的更新換代，飛機在不同飛行環境下的性能要求逐年提升。尤其是起飛著陸過程中的氣動性能，在極大程度上影響飛行器的環境適用性。機翼變彎度技術使得飛機能在不同飛行狀態下獲得更高的飛行效率，已逐漸成為近年來的研究熱點。

后緣機械增升裝置通過簡單機械變形以增加機翼的最大升力系數，在諸多類別的增升裝置中，單縫襟翼的設計和使用相比于開裂襟翼和簡單襟翼，能更大程度上優化升力特性[1]。近年來，柔性可變彎度機翼的出現，將傳統變形機翼的設計觀念從局部固定機構的改變，提高到了內部機構變形與智能材料外皮相結合的設計趨勢上去。隨著后緣增升裝置的更新換代，傳統后緣襟翼的優化及柔性變形機翼的使用使得機翼變體技術成為提高飛機升阻特性的一大捷徑。相比于傳統主翼，簡單襟翼翼型，帶柔性蒙皮的變彎度機翼具有更加靈活的傳動結構，外形上也更光滑連續。

自20世紀90年代起，國外已開始進行柔性可變彎度機翼領域的研究，美國與歐洲各國紛紛將變彎度機翼列為關鍵技術。機翼后緣連續變彎度技術最早于1994年被提出，2003 年Kerr-Jia 和Kota[2]提出了一種系統化的建模方法，通過目標函數捕捉形狀差異，并使用遺傳算法生成了可自適應形狀變化的后緣變形機構。Yokozeki和Sugiura[3]采用瓦楞結構實現了機翼后緣光滑偏轉，并通過風洞試驗對比了后緣連續變彎度翼型與傳統單鉸鏈副翼翼型的氣動特性。Lyu 和Martins[4]基于梯度優化算法，進行了NASACRM 構型機翼變后緣彎度的氣動性能分析。Kaul 和Nguyen[5]使用S-A 湍流模型，對比分析了5 種不同后緣彎度機翼與初始無偏轉機翼的氣動特性。國內陳錢等[6]研究了6 種外形變彎度機翼的繞流分布，分析了不同外形下連續光滑變形機翼與傳統偏轉翼型的氣動特性，并研究了其不同氣動特性的流動機理。梁海朝等[7]研究了巡航狀態下連續光滑偏轉后緣變彎度翼型的氣動特性，得到了跨聲速巡航狀態下，偏轉方式敏感度小于低速飛行大偏角情況的結論。楊文超等[8]搭建了風洞測力及流場顯示試驗平臺，研究了機翼彎度連續準定常變形下的流動分離特性，并分析了變彎度機翼與固定彎度機翼流動分離現象的區別。伏欣[9]使用FLUENT對具有柔性彎曲懸臂梁后緣的變形機翼進行了氣動分析，驗證了其性能相比于傳統機翼的優勢。近年來，雖在柔性變形機翼與傳統變形襟翼領域產生了諸多氣動特性分析的研究成果，但對于相同飛行條件下，光滑變彎度翼型與傳統多段翼型在相同后緣偏轉角情況下氣動特性仿真的對比研究還較少。

本文基于計算流體力學基本理論，求解二維不可壓Navier-Stokes（N-S）方程，對比在相同飛行速度、雷諾數的情況下，柔性連續二維機翼與帶有單襟翼的二段翼型的氣動性能差異，分析并討論在相同后緣偏轉角的情況下，翼縫對二維機翼表面氣流流動特性的影響，為變彎度機翼的優化設計提供參考依據。

1 研究方法

1.1 變彎度翼型建模及計算模型

在標準NACA4418 翼型基礎上，本文參考相關研究進行了柔性變后緣彎度翼型[10]及單襟翼二段翼翼型[11-12]的建模，變形前弦長c均為1m。默認前緣處為坐標原點，柔性機翼轉軸位置L為后緣30%弦長處。二段翼襟翼長度為30%弦長，轉軸位置L為后緣25%弦長處，為保證襟翼正常偏轉，單襟翼后退位移m為（10%c，0）?？紤]實機飛行情況下后緣偏轉角度限制，計算模型偏轉角度選擇滿足基本飛行需求的3°、6°、9°、12°。在保證基本構型一致的前提下，調整特征尺寸以確保計算雷諾數相同。

以轉軸中心與后緣點連線為初始位置，不同后緣偏轉角下兩種翼型與初始翼型對比如圖1所示。

圖1 翼型示意圖Fig.1 Schematic diagram of airfoils

本文采用計算流體力學的方法對兩種翼型進行相同參數下的氣動仿真，其中涉及的雷諾平均Navier-Stokes 方程為

湍流模型選擇一方程模型，非守恒形式的Spalart-Allmaras（S-A）模型控制方程[13]為

其中渦黏系數定義為

1.2 方法適用性驗證

在進行主要計算之前，對GA（W）-1 翼型進行氣動分析并與試驗結果[14]對比，驗證方法可行性。具體計算參數為v=51m/s，Re=6.3×106。計算得到不同迎角下的升力系數及力矩系數與試驗結果對比如圖2 所示，計算升力系數與試驗數據吻合良好。

圖2 算例驗證結果圖Fig.2 Verification results of calculation examples

為確保計算過程中網格數量不影響計算精度，基于初始柔性翼型基本工況進行網格無關性驗證。在使用切割體網格的基礎上，對機翼周圍網格進行加密，得到6種不同網格量的計算結果（見表1）。以升力系數為例，隨著網格量的增加，計算誤差為0.33%～1.9%，故計算結果存在網格無關性。為節約計算資源，選用第三套網格進行計算。二段翼模型使用的網格相比于柔性翼網格，在翼縫附近進行了額外加密，網格數量增加了50%，不再進行無關性驗證。整體網格情況（以二段翼網格為例）與兩種翼型網格細節圖如圖3 所示，考慮到計算量問題，采用壁面函數法進行近壁面處流動計算[15]，取y+=30，第一層網格厚度為1.8e-4倍弦長。

表1 不同網格數量氣動力系數對比Table 1 Comparison of aerodynamic coefficients of different grid numbers

圖3 整體網格及細節網格圖Fig.3 Overall grid and detail grid

基于后緣偏轉角6°的二段翼型進行湍流無關性驗證，使用不同湍流模型進行計算，v=68m/s，Re=4.5×106。

湍流無關性驗證結果見表2，不同湍流模型計算結果誤差在4.3%以內，選擇標準S-A湍流模型進行后續計算。

表2 不同湍流模型氣動力系數對比Table 2 Comparison of aerodynamic coefficients use different turbulence models

2 研究結果

多段翼型縫道的存在會消除后緣處的主要分離，加之縫道內復雜流動現象，導致兩種翼型的氣動力特性隨特定飛行參數變化規律而不同?？紤]飛機起飛著陸過程中的飛行姿態變化，本文先針對固定后緣偏轉角為0°、3°及6°，固定飛行速度v=68m/s，變迎角時兩種翼型做氣動仿真。繼而對固定迎角，改變后緣偏轉角時兩種翼型的氣動特性做結果分析。分別就迎角、后緣偏轉角及翼縫的存在對兩種翼型氣動特性的影響做具體討論。

2.1 后緣偏轉角對升阻力特性的影響

2.1.1 后緣偏轉角0°，迎角由-2°到16°變化

計算得到兩種翼型氣動數據對比如圖4 所示（其中flex表示柔性，flap表示二段翼）。二者升阻力系數變化規律一致，在計算迎角小于8°時，二段翼升力系數略小于柔性翼，迎角繼續增大到10°后，二段翼升力系數超過柔性翼。阻力系數上，二段翼的阻力系數始終小于柔性翼，直到達到16°迎角，即臨界迎角附近時，阻力系數才近似相等。

圖4 后緣偏轉角為0°時，力系數及力矩系數隨迎角變化情況Fig.4 Edge deflection angle 0°，variation of force coefficient and moment coefficient with angle of attack

值得注意的是，由于翼縫的存在，二段翼的力矩系數在計算迎角由-2°到16°增加的過程中，呈現先減小后增加再減小的變化趨勢，與柔性翼的單調遞減不同。

2.1.2 后緣偏轉角6°，迎角由-2°到16°變化

圖5 為后緣偏轉角均為6°時，兩種翼型的氣動力系數變化圖。兩種翼型升阻力系數變化規律一致，在計算迎角小于4°時，后緣偏轉6°的二段翼升力系數略小于柔性翼。隨著迎角的增大，二段翼升力系數超過柔性翼。達到臨界迎角之前，二段翼的阻力系數始終小于柔性翼，且隨著迎角的增大，差異逐漸明顯。迎角大于12°后，柔性翼翼周流動分離現象顯著增加，升力系數大幅減小，阻力系數大幅增加，機翼失穩，在此過程中二段翼升阻力系數值始終規律性變化，直到迎角變化至18°時，升阻比才開始減小，但翼周流動始終處于定常狀態。

圖5 后緣偏轉角為6°時，力系數及力矩系數隨迎角變化情況Fig.5 Edge deflection angle 6°，variation of force coefficient and moment coefficient with angle of attack

同樣，由于翼縫的存在，二段翼的力矩系數在計算迎角增加的過程中，呈先減小后增加再減小的變化趨勢，與柔性翼的單調遞減不同。

2.1.3 后緣偏轉角12°，迎角由-2°到16°變化

圖6為后緣偏轉角均為12°時，兩種翼型的氣動力系數變化圖。兩種翼型阻力系數變化規律與后緣偏轉角為0°與6°時基本相同。二段翼升力系數在迎角為0°時已然略高于柔性翼，柔性翼翼周流動在迎角增大至6°后開始發生大規模流動分離，而二段翼始終計算穩定，直到迎角增大至18°，升阻比才開始減小，翼周流動仍處于定常狀態。

圖6 后緣偏轉角為12°時，力系數及力矩系數隨迎角變化情況Fig.6 Edge deflection angle 12°，variation of force coefficient and moment coefficient with angle of attack

綜上所述，兩種翼型在升阻力系數上變化趨勢基本一致，但隨著后緣偏轉角的增大，對柔性翼轉軸附近的外形要求逐漸增高，二段翼的力矩系數變化規律則逐漸弱化，向單調遞減靠攏，在后緣偏轉角相同情況下，二段翼的氣動特性更加穩定。

2.2 迎角固定時后緣偏轉角變化對升阻力特性的影響

計算迎角固定為0°時，隨著后緣偏轉角逐漸增大，兩種翼型升阻力系數及壓力系數均呈單調遞增的變化規律，其中柔性翼升力系數始終略大于二段翼，阻力系數在后緣偏轉角增大至9°之前也始終小于二段翼。力矩系數反之，二段翼力矩系數在后緣偏轉角增大至9°之前始終小于柔性翼，如圖7所示。

圖7 迎角為0°時，力系數及力矩系數隨后緣偏轉角變化情況Fig.7 Variation of force and moment coefficients with 0°angle of attack at subsequent edge deflection angles

計算迎角固定為6°時，二種翼型升阻力系數及壓力系數均呈單調遞增的變化規律，二段翼升力系數在后緣偏轉角小于6°時略小于柔性翼，偏轉角大于6°后二段翼升力系數穩定增加，差距在9°后逐漸明顯，如圖8 所示。

圖8 迎角為6°時，力系數及力矩系數隨后緣偏轉角變化情況Fig.8 Variation of force and moment coefficients with 6°angle of attack at subsequent edge deflection angles

計算迎角固定為12°時，二種翼型升阻力系數及壓力系數均呈單調遞增的變化規律，二段翼升力系數始終高于柔性翼且增長幅度更大，二段翼阻力系數也更低，整體升阻比在各種偏轉角下都優于柔性機翼，如圖9所示。

圖9 迎角為12°時，力系數及力矩系數隨后緣偏轉角變化情況Fig.9 Variation of force and moment coefficients with 12°angle of attack at subsequent edge deflection angles

隨著迎角的增大，兩種翼型改變后緣偏轉角帶來的增升減阻效果差異也逐漸明顯，整體上看，二段翼的氣動性能提升得更快，且更加穩定。

2.3 后緣偏轉角對翼型表面壓力系數及翼周速度的影響

二段翼翼縫的存在使得翼型表面流動情況在翼縫周圍與連續翼型有較大的區別，氣流流過時將在翼縫內短暫停留后分別沿襟翼上下表面向后移動，并在后緣點匯聚成一股。圖10所示為固定迎角為6°時不同后緣偏轉角下兩種翼型表面的壓力系數分布情況。隨著后緣偏轉角的增大，兩種翼型前緣上表面壓力系數差距逐漸增大，這一點從云圖中也可看出，6°后緣偏轉角、12°迎角時兩種翼型前緣駐點位置基本相同，但翼型上表面已有明顯速度差異，此時柔性翼前緣上表面最大速度為122m/s，而二段翼前緣處則達到了135m/s。

圖10 不同后緣偏轉角翼型表面壓力系數分布情況Fig.10 Surface pressure coefficient distribution of airfoils with different trailing edge deflection angles

結合圖10與圖11可知，兩種翼型翼周速度在后緣處差異同樣明顯，隨著后緣偏轉角的增大，柔性翼上表面偏轉軸附近的流動分離現象逐漸加劇，尾跡湍流區相比于二段翼更寬，此時流場已為非定常，流動不穩定直接導致了柔性翼升阻比的下降。

圖11 迎角為6°時不同后緣偏轉角的速度云圖Fig.11 Contours of velocity with different trailing adge deflection angles at 6°angle of attack

二段翼翼縫處流動湍亂產生小渦，從圖10 中也可看出，翼縫附近壓力系數浮動明顯，且隨著偏轉角的增大，流過翼縫的氣流逐漸規律化，襟翼翼周壓差趨于穩定，襟翼表面壓力系數分布情況與普通單個翼型接近。

綜上所述，在后緣偏轉角較小時，柔性翼的氣動特性優于單襟翼翼型，隨著偏轉角的增大，柔性翼后緣轉軸處的結構設計將直接決定其在增升上的優勢，轉軸處銜接面弧度影響著柔性翼翼型尾跡大小，而單襟翼翼型翼縫的存在雖在一定程度上影響了機翼表面流動，但在大后緣偏轉角的情況下，氣動特性表現更好。

3 結論

本文通過求解二維不可壓N-S 方程，研究了在亞聲速飛行中，不同迎角及不同后緣偏轉角情況下二維柔性機翼翼型及二段翼翼型的氣動特性，可以得到以下結論：

（1）柔性翼與二段翼的升阻力特性在后緣偏轉角度小時，變化趨勢基本相同，隨著后緣偏轉角度的增大，二段翼升力系數曲線在更小的迎角下反超柔性機翼，阻力系數變化趨勢也緩慢于柔性翼。

（2）柔性翼與二段翼的升阻力特性在飛行迎角小時，隨著后緣偏轉角的改變，其趨勢基本相同。二段翼升阻力系數均穩定增加，而柔性翼在迎角增大后，隨著后緣偏轉角的增大，更容易產生大規模流動分離。

（3）柔性翼在不同迎角下后緣附近的流動分離發生在后緣轉軸附近，隨著后緣偏轉角和迎角的增大，流動分離現象逐漸明顯。二段翼翼縫內部渦流的產生導致整體壓力系數在翼縫附近浮動，此為兩種翼型升阻比存在差異的主要原因。

（4）后緣偏轉角小時，柔性翼氣動特性優于單襟翼翼型，后緣偏轉角大時則反之，此現象取決于柔性翼后緣轉軸處結構外形及單襟翼翼型翼縫形狀。