缝道闭合门对多段翼型气动特性的影响研究_孔凡.pdf

收稿日期:20210521修回日期:20210531第 40 卷第 2 期计算机仿真2023 年 2 月文章编号:10069348(2023)02002404缝道闭合门对多段翼型气动特性的影响研究孔凡*，蔡锦阳(上海飞机设计研究院，上海 201210)摘要:增升装置是飞机的重要部件，多段翼型则是增升装置的设计基础。为了改善多段翼型固定翼后缘处襟翼舱的分离，提升多段翼型的升阻特性，在固定翼后缘下壁面增加缝道闭合门装置，并对缝道闭合门及其偏转角度、转轴位置对多段翼型气动特性的影响进行了数值模拟研究。计算结果表明，小迎角范围内，在固定翼后缘下壁面增加缝道闭合门后，能够减少固定翼后缘襟翼舱的气流分离，最多可为多段翼型的升阻比带来 1.9%的提升。多段翼型升阻比随缝道闭合门偏转角度、缝道闭合门转轴至襟翼前缘距离的增加呈先上升后下降的趋势。与无缝道闭合门构型相比，偏转角度为 15时，最多可为多段翼型升阻比带来 4.9%的提升;转轴距襟翼前缘距离占弦长 6%时，最多可为多段翼型升阻比带来 7.4%的提升。关键词:多段翼型;缝道闭合门;数值模拟;升阻比中图分类号:V271.4文献标识码:BInfluence of Slot Closure Door on Aerodynamic Characteristicsof Multielement AirfoilKONG Fan*，CAI Jinyang(Shanghai Aircraft Design and esearch Institute，Shanghai 201210，China)ABSTACT:The highlift device is an important component for airplanes，while the multielement airfoil is the de-sign basis of it To reduce the flow separation on the flap cabin at the trailing edge of the fixedwing and enhance theliftdrag characteristics of the multielement airfoil，a slot closure door was added on the lower surface of the fixedwing s trailing edge The influence on aerodynamic characteristics of the multielement airfoil from the slot closuredoor，deflection angle and position of the rotating shaft was studied by numerical simulation The results show that，within the range of a low angle of attack，adding a slot closure door can reduce flow separation on the flap cabin andincrease the liftdrag ratio of the multielement airfoil by up to 1.9%The liftdrag ratio of the multielement airfoilwill first rise and then fall with the increase of the deflection angle of the slot closure door and the distance from theshaft of the slot closure door to the leading edge of the flap Compared with the slotless closed door configuration，theliftdrag ratio of the multielement airfoil can be improved by up to 4.9%at 15 deflection angle，and up to 7.4%when the distance between the rotating shaft and the leading edge of the flap accounts for the chord length is 6%KEYWODS:Multielement airfoil;Slot closure door;Numerical simulation;Liftdrag ratio1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 AMO Smith1 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。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42流品质7。本文采用 CFD(Computational Fluid Dynamics)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 NS 方程，有限体积法离散控制方程，湍流模型选用 SA 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 106。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 e=9106，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，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 105m，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=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。52图 4有无 SCD 构型气动特性曲线图 52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62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=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 72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。图 8不同 SCD 长度气动特性曲线5结论1)本文在固定翼后缘下壁面增加了缝道闭合门(SlotClosure Door，SCD)装置，并对 SCD 及其偏转角度、转轴位置(轴点与后缘襟翼(下转第 107 页)72参考文献:1刘畅，卓建坤，赵东明，等 利用储能系统实现可再生能源微电网灵活安全运行