刘铁中,王晋军,何宏伟,潘 枞

(1.北京航空航天大学,北京 100083;2.中国航空工业空气动力研究院,哈尔滨 150001)

0 引 言

通过大后掠尖前缘机翼的前缘翼面偏转可实现涡流控制[1-2]。在下偏的前缘涡襟翼上产生前倾的涡升力矢量,它使前缘吸力恢复、阻力减小。若设计的前缘涡襟翼能使受控涡流在前缘涡襟翼转轴上再附着,就可以得到最高的效率[3-4]。采用涡襟翼技术可以弥补超声速巡航飞机大后掠细长机翼亚声速性能的不足,对中等后掠机翼亦是有效的[5]。国外从上世纪80年代开始对涡襟翼进行了大量的理论与实验研究,对涡襟翼的原理、大后掠机翼涡襟翼的平面形状、偏度、涡襟翼效率以及与后缘襟翼配合等方面做了原理性和应用性研究。由于在结构实现上的简便易行,目前国外正在进行涡襟翼技术在强调低成本的高速无人机上的应用研究[6]。但有关涡襟翼技术仍有许多需要深入探讨的问题,很多资料强调使旋涡的再附线处于或靠近涡襟翼铰接线作为涡襟翼设计原则,值得注意的是随迎角变化,大后掠机翼前缘涡在翼面上的影响区及再附线位置变化较大,影响涡襟翼效率的因素较多,很难按此完成涡襟翼高效设计。

笔者以复合平面形状的双三角机翼为载体,通过对涡流场及涡流控制规律的研究,掌握涡襟翼工作原理及与受控涡流间的依存与制约关系,寻求涡襟翼气动设计原则及参数选择原则,为先进气动布局设计积累气动力技术储备。进行了双三角翼涡襟翼的测力试验与流态试验,重点是分析前缘涡襟翼升阻特性及其受各种因素影响的规律。

1 风洞与试验模型

试验在中国航空工业空气动力研究院的FL-5风洞中进行。该风洞为开口式回流低速风洞,圆形截面试验段,直径1.5m,试验段全长1.95m,湍流度＜2%,空风洞最大风速53m/s,试验风速为30m/s,基于机翼平均气动弦长的雷诺数为0.8×106。实验模型采用尾撑,试验迎角为-4°至40°,间隔2°;用φ 32六分量杆式应变天平进行力的测量,利用油流、荧光微丝等方法完成流场测量。

试验模型如图1所示,模型由一个抛物线头部加圆柱段的旋转体机身、立尾和一副机翼组成。机翼由一副内翼主体加可以拆换的外翼、内涡襟翼、外涡襟翼及后缘襟翼组成。内翼为70°与74°两种后掠角,外翼为35°、40°、45°、50°及55°五个后掠角,共组合成10个平面参数的双三角翼。内涡襟翼做了等弦长、倒置锥型等8副。外涡襟翼有等弦长、锥型、倒置锥型等7副,并将其中一种配置于各种后掠角的外翼上(见图2)。

图1 模型示意图Fig.1 Schematic of model

图2 几种内涡襟翼与外涡襟翼的平面形状Fig.2 Planform shape of inner-vortex-flaps and outer-vortex-flaps

2 结果分析

2.1 内涡襟翼平面形状及最佳偏度的确定

内翼为大后掠翼面,它的流场为典型的前缘分离涡的流型。分离涡是从机翼顶点发出的较细长的倒置锥型涡。这种涡型决定了内涡襟翼应是具有适当宽度的等弦长外形或者是相应的倒置锥形。流态试验表明,前缘涡襟翼偏转形成了对前缘涡的控制,使前缘涡移到前缘涡襟翼上,形成了如图3所示的工作状态。在机翼迎角很小时,由前缘形成的涡核细而弱,与翼面之间的空间距离较小,在翼面上只有很小的锥形影响区。迎角增大以后,机翼总体环量增加,涡强度增大,而前缘偏转所形成的干扰不足以控制机翼主涡,主涡逐渐向内侧移动。此时前缘涡襟翼工作与不工作时的主涡影响区的位置与形态是相似的,但涡往下移使二次涡、三次涡在翼面上的影响效应增强,呈现出图3(c)的工作状态,在内涡襟翼上虽提供了前缘吸力但效率较低。由此可见内涡襟翼主要工作在小迎角范围(Cy≤0.4)以提高最大升阻比。在小迎角时等弦长A与倒置锥C两者在翼面上有相同的倒置锥形涡流影响区,如图4所示,A与C在内涡襟翼偏度δ1=20°时具有基本相同的最大升阻比。在中等迎角时如Cy=0.4,0.5,A状态在前部有较大的主涡覆盖面使A比C性能稍好,即内涡襟翼的平面形状应该使用等弦长的。若使用相应的倒置锥时,在顶点处要适当加宽。

图3 涡襟翼流态示意图Fig.3 Schematic of flow pattern around vortex-flap

图4 不同平面形状内涡襟翼升阻比随偏度变化曲线Fig.4 Lift-to-drag ratio versus flaps deflection for different planform shapes of inner-vortex-flaps

在涡襟翼偏度适当时,它对前缘涡有控制作用,可使升阻比提高。偏度过小,则控制涡的能力就很弱,并且涡升力向前分量的比例小、效率低。前缘涡襟翼大偏度时的流场相当复杂。当内涡襟翼偏度为50°时,小迎角状态对涡失去控制能力,在涡襟翼上表面形成滞止区,下表面产生的涡流明显地显示出过偏特性,致使阻力增加。中等迎角以后涡襟翼对涡有一定的控制能力,前缘吸力得到一定的恢复。对于给定的涡襟翼,其效率由偏度所决定。对于不同平面形状的内涡襟翼,其效率在小偏度时差别较小。图4所示A、B、C三种平面形状的内涡襟翼最佳偏度都是20°左右。在内涡襟翼的大偏度时,这种差别就很大。内涡襟翼面积越大影响就越大,最大升阻比就越低。在中等迎角以后这种影响逐渐减弱,这就是内涡襟翼的过偏效应。从图4可见宽的等弦长 A最为严重。在δ1=20°时A的性能与C相同。可以将最大升阻比提高30%左右,而当δ1=30°时,内涡襟翼C的最大升阻比提高25%,但A只能提高14%。结果表明不同平面形状的内涡襟翼可以在最佳偏度时有较接近的最大升阻比,但过偏性能差别可能较大,如果偏度选择不合适就不能得到最好的涡襟翼效率。

2.2 外涡襟翼平面形状及最佳偏度的确定

选取适当外翼后掠角可以获得较高的外涡襟翼效率。45°左右后掠的外翼为弱涡场。在小迎角时前缘涡襟翼可以实现涡位的控制,用增大覆盖面积来弥补涡强度的不足,且向前吸力分量比例较大使前缘吸力得到恢复、升阻比提高。但小迎角时效率不像内涡襟翼那样高。在中等迎角时,外翼涡场是短而宽向外翼内侧偏斜的涡核影响区,涡破碎以后向翼梢的后方延伸为弯曲覆盖面。内涡襟翼A和外涡襟翼A在大迎角时效率基本相同。

外翼涡与内翼涡的差别决定了外涡襟翼的平面形状与内涡襟翼应该有所不同。A、B、C三种平面形状的外涡襟翼在中等迎角时的油流试验结果表明,涡影响区都主要集中在外翼内侧前部,这里的弦向宽度较大。涡与涡襟翼平面配合以B状态最好,C最差。图5所对应的测力结果表明,在最佳偏度时涡襟翼B比A效率稍高,C效率最差。流态和测力结果指出外涡襟翼在外翼内侧部分要有足够的弦向宽度,不宜用类似于内涡襟翼那样内侧小外侧大的平面形状。

图5 不同平面形状外涡襟翼升阻比随偏度变化曲线Fig.5 Lift-to-drag ratio versus flaps deflection for different planform shapes of outer-vortex-flap

由于外翼后掠角比内翼小得多,致使大偏度时有比内涡襟翼更为严重的过偏性能,机翼下表面在更大的区域与迎角范围内出现涡流区,尤其是在小迎角时将会造成阻力增加、升阻比减小,而在中等迎角以后才使前缘吸力有一定的恢复、升阻比有一定的提高,偏度越大越明显。图5给出几种平面形状外涡襟翼的最大升阻比随偏度δ2变化的曲线。结果表明：①外涡襟翼的最佳偏度比内涡襟翼小一些,在10°～20°之间;②最佳偏度随外涡襟翼平面形状不同而不同,随翼梢部分涡襟翼弦长的增大而减小。顺置锥B的最佳偏度为20°,等弦长A及倒置锥C是10°,D在15°左右;③A、B、D在各自的最佳偏度时具有较接近的最大升阻比,而C的最大升阻比小;④B在大偏度时的过偏特性比A、D的要好得多。可见不同平面形状的外涡襟翼有不同的气动效率,对给定外形的外涡襟翼都要确定其最佳偏度,否则得不到最高的效率。

2.3 内外涡襟翼以相同偏度工作

涡襟翼零偏度时,由于前缘区上表面的倾角是10°,内翼涡核正好从其上方通过,使前缘吸力得到部分恢复。求取最佳偏度是对给定的机翼与涡襟翼进行最佳的前缘区上表面倾角与下表面状态的设计。突际上机翼翼型已把前缘状态确定了,这在涡襟翼设计中必须给予考虑。

图6是内涡襟翼A与外涡襟翼A、B、D组合状态、以相同偏度工作的Kmax及Kcy=0.5随偏度变化的曲线。结果表明：①内涡襟翼与外涡襟翼的最佳偏度相同,均为20°,组合状态 A-B的最佳偏度仍然是20°,不同组合状态的最佳偏度在内外涡襟翼单独工作时的最佳偏度之间,这时涡襟翼的潜力没有得到充分发挥,效率不够高。②如将内外涡襟翼过偏性能严重的状态组合使用,其过偏性能更为严重。

图6 70°/45°内外涡襟翼相同偏度组合(δ1=δ2)时,升阻比随偏度变化曲线Fig.6 Lift-to-drag ratio versus flap deflection at 70°/45°

2.4 后缘襟翼偏转的影响

后缘襟翼单独偏转对于涡襟翼的平面形状并不敏感,具有较接近的升阻特性。后缘襟翼的过偏对最大升阻比影响较严重。从升阻特性看,小迎角时最佳后缘偏度是10°,而中等迎角时后缘襟翼偏20°更好一些。图7是 70°/50°双三角翼 A-B,A-D,C-B组合,在前缘偏度δ1=δ2=20°时Kmax随后缘襟翼偏度δ3变化的曲线。可见后缘襟翼偏转与不偏转的最佳状态都是内A外B,并且联合使用的后缘最佳偏度亦为l0°。结果表明后缘襟翼与前缘涡襟翼共同使用的效率不等于两者分别使用的效率相加,而依赖于共同达到最佳状态。在中等迎角下,由于后缘襟翼的作用,升阻比提高较大。

图7 后缘襟翼变化对Kmax的影响Fig.7 Effect of trailing-edge flap variation on Kmax

3 结 论

(1)双三角翼的内外涡襟翼具有不同的平面形状特点,它们设计的一般原则是：内涡襟翼用等弦长或者用顶点处有一定宽度的倒置锥平面形状,外涡襟翼则用内侧弦长宽而外侧弦长尽量小的平面形状;

(2)涡襟翼的偏度影响与最佳偏度选择是提高涡襟翼效率的重要参数。内涡襟翼与外涡襟翼的最佳偏度不完全相同,且与涡襟翼的平面形状及机翼前部上表面倾角等因素有关。机翼前缘上表面倾角为10°时,铰接式内涡襟翼的最佳偏度为20°左右,外涡襟翼依据涡襟翼平面形状不同在10°～20°之间。外涡襟翼的过偏性能比内涡襟翼更差,并且过偏性能与涡襟翼的平面形状有很大关系,面积越大过偏越严重;

(3)后缘襟翼配合前缘涡襟翼工作可以较有效地提高升阻比,尤其在中等迎角时效率与前缘涡襟翼相当。它的最佳工作偏度在小迎角时是10°、中等迎角以后为20°;

(4)应该结合机翼平面形状、机翼翼型特点来完成涡襟翼的最佳外形与最佳偏度的设计,并与后缘襟翼设计配合实现对涡的最佳控制,得到好的升阻特性。

[1] LAM AR J E,SCHEMENSKY R T,Reddy C S.Development of a vortex-lift-design method and application to a slender maneuver-wing configuration[J].Journal of Aircraft,1981,18(4)：259-266.

[2] RAO D M.Leading-edge vortex flaps for enhanced subsonic aerodynamics of slender wings[J].ICAS,1980, 13(5)：556-560.

[3] MARCHM AN J F,PLENTOVICH E B,MANOR D. Performance improvement of delta wings at subsonic speeds due to vortex flaps[J].AIAA Journal,1980,18 (2)：725-728.

[4] SCHOONOVER W E Jr,OHLSON W E.Wind-tunnel investigation of vortex flaps on a highly swept interceptor configuration[J].AIAA Journal,1982,20(1)：1281-1285.

[5] 方宝瑞.飞机气动布局设计[M].北京：航空工业出版社,1997：197-199.

[6] 中等后掠机翼的前缘涡襟翼-UCAV在大升力条件下的气流改善[J].飞机设计,2009,2(244)：1-5.