襟翼缝道参数分析及优化

王依

摘 要：襟翼缝道参数的优化设计是大型民机机翼气动布局设计的重要任务，其对于飞机起飞和着陆飞行性能有重要影响。该文介绍了一种襟翼缝道参数的工程计算方法以及在设计中应避免出现的复杂流动状态，并以某飞机型号为例计算了该飞机襟翼缝道参数设计。为检验该工程方法可靠性，安排了低速风洞试验对不同襟翼缝道参数进行了寻优，并将试验结果与基于工程方法得到的结果进行对比。对比结果表明该襟翼缝道参数工程计算方法具有较高的参考价值。

关键词：大型民机 襟翼缝道参数 工程计算方法 优化 风洞试验

中图分类号：V22 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2015）12（b）-0044-02

襟翼参数优化设计与优化是飞机机翼气动布局设计的重要任务之一。在大型民机机翼设计过程中，襟翼参数的优化设计主要采用数值分析方法（比如CFX和Wisemen Plus等软件）和风洞试验手段。

俄罗斯中央流体动力研究院（以下简称TsAGI）根据其型号经验发展了一套襟翼后退参数设计的工程方法，该方法实用、简便，可快速完成襟翼缝道参数的初步设计，该文将对这种工程方法予以简介。同时，以某型飞机为例，在风洞试验数据结果的基础上就襟翼后退量参数的优化进行分析，并评估该工程方法的可靠程度。

1 襟翼后退量优化参数工程方法

该文介绍的襟翼参数设计工程方法由TsAGI发展而来，该方法首先定义了襟翼舱的外形设计原则，并给出了襟翼后退参数（包括襟翼缝道宽度和襟翼后退量）的初步选取方法。

1.1 襟翼参数定义

襟翼参数的定义主要包括以下几点。

（1）襟翼偏度；

（2）襟翼上表面与主翼型之间的缝隙宽度；

（3）体现襟翼安装位置的距离：在襟翼收起时，从襟翼头部至主翼型后缘的距离，偏移方向与主翼型弦线平行（飞机定型后，为一固定常数）；

（4）体现襟翼上表面形态的距离：在襟翼收起时，主翼型后缘至襟翼后缘测得的距离，偏移方向与主翼型弦线平行；

（5）体现襟翼偏转时前伸或后退程度的距离，偏移方向与主翼型弦线平行。

1.2 襟翼舱外形的确定

典型的襟翼后退量参数可以通过相对缝道宽度（）和相对后退距离（）来表述，在选择参数时必须保证缝隙的宽度在整个襟翼舱范围内是平滑变化的。这对任何类型的襟翼来说都是必要的，因为它决定着缝道出口处的气流是否会发生分离。

襟翼缝道的形状是这样确定的：一方面，襟翼收起时，由主翼型里切出的轮廓外形（即襟翼舱的轮廓）决定；另一方面，取决于襟翼上表面外形和它与主翼型后缘的相对位置。在设计襟翼上表面的外形时，可以优先使用规律。

1.3 相对缝道宽度的选取

在选择襟翼后退量参数和时要优先考虑缝道的相对宽度。移出的最优参数可以根据TsAGI方法计算：

公式中为襟翼舱长度相对机翼弦长的比值。该公式的适用范围包括如下几方面。

（1）机翼相对展弦比不少于≥6；

（2）机翼相对根梢比范围λ=1～5；

（3）机翼1/4弦线后掠角不大于≤35°；

（4）前缘缝翼相对弦长不大于s≤0.30。

按照该公式计算可得到某民用客机不同襟翼偏度时襟翼相对缝隙与襟翼相对机翼展长的关系。

1.4 相对后退量参数的选取

TsAGI在考虑缝道的相对后退量的工程方法给出如下：

式中的定义与公式的适用范围同1.2节。

按照该公式计算可得到某民用客机不同襟翼偏度时襟翼后退量与襟翼相对机翼展长的关系。

2 风洞试验方法与TsAGI工程计算方法对比

该文研究采用1∶10的全金属半模模型在某低速风洞进行试验。模型襟缝翼的偏度、与主翼的重叠量以及缝道宽度通过无级变机构可以实现无级变化。

所选试验风洞是一座单回流式闭口试验段低速风洞，试验段长8 m，截面尺寸为4 m×3 m。横截面为切角矩形，试验段中心截面有效面积10.72 m2，空风洞最大稳定风速为106 m/s，最小稳定风速为10 m/s，空风洞轴向静压梯度约为0。

在半模风洞试验结果的基础上在主翼型和襟翼上表面之间的沿展向3个剖面里建立了理想相对缝隙和襟翼打开角度之间的函数关系。

可以看出，在翼中剖面，除最大襟翼偏度情况外，试验优化结果基本落在工程方法误差范围以内。对翼尖剖面而言，试验结果与估算方法吻合良好。

3 结语

在大型民机的设计中，襟翼缝道参数的选取和优化会影响保证起飞构型的最大升阻比和着陆构型的最大升力系数。该文介绍了一种相对简单易行的TsAGI襟翼后退参数工程计算方法，并把试验优化得到的襟翼缝道相对宽度与TsAGI工程方法得到的结果进行了对比。总体来讲，该TsAGI工程计算方法对于增升装置缝道参数的初步设计具备一定的指导意义和较高的参考价值。

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