后缘锯齿襟翼对翼型气动特性的影响研究

叶忱，张胜利，刘博

(1.中国飞行试验研究院 试飞员学院，陕西 西安710089;2.西北工业大学 航空学院，陕西 西安710072)

0 引言

民用运输机的机翼空气动力学特性研究是飞行器布局研究的重要课题之一。一般运输机机翼产生的升力占全部升力的90%以上，机翼产生的阻力占全部阻力的60%左右，机翼的结构重量占全机重量的40%。由此可见，合理选择和设计机翼的翼型以及对翼型增升装置进行研究是解决民用运输机增升减阻的关键。

随着近代流体力学的新发展，对于分离流的认识不断提高，改善、控制和利用分离流的有利干扰新型气动布局正在流体力学中得以实现。分离流是粘性流动相互干扰的一类复杂流动。由于分离面这一自由剪切层在流动中不断地卷起，形成和发展成为流场中的旋涡，更增加了分离流动中的复杂性。

文献［1-3］研究了格尼襟翼对翼型空气动力特性的影响。文献［4-7］计算了后缘锯齿襟翼对翼型空气动力特性的影响。为了比较两种襟翼对整个翼型的影响，本文在试验中，通过在翼型后缘增加锯齿襟翼和格尼襟翼，研究其对整个翼型的空气动力特性的改变。在翼型下表面后缘处采用附加襟翼对翼型表面流动分离进行控制，通过阻止在翼型后缘处的流动来改变整个翼型表面的空气动力特性。试验结果表明，增加一定高度的后缘锯齿襟翼，能够达到增加翼型升力、减小翼型阻力的目的。

1 试验设备及方法

在二元风洞和水洞进行了相关试验。二元风洞为直流式，风洞的最大风速为50 m/s，该风洞既可以作测力试验又可以作测压试验。水洞的最大流速为0.1～0.2 m/s。翼型采用某民机的机翼翼型，翼型高0.3 m，宽0.25 m;试验风速30 m/s，雷诺数Re=5.2×105。试验模型是木质模型，模型表面分三排，共布置测压孔61个，其中上表面32个、下表面29个。

测试设备包括:DSY104电子扫描微压测量系统、二元试验段迎角机构和相应的角度、风速控制与数据采集计算机系统。

电子扫描的微压测量系统一共有192个压力测量通道，量程分别为160通道±2.5 kPa和32通道±7.5 kPa，测压精度小于±0.2%FS，扫描的速率为50 000 点/s。

二元试验段迎角机构为转轴式构型，迎角范围为－180°～180°，迎角精度为±2'。风洞的速度控制稳定范围为5～70 m/s，控制精度小于±3%。尾耙高度300 mm，设有4个静压测量，91个总压测量，测压位置在中心流处较密。

通过测试表面压力分布与尾耙压力分布，得到模型在不同试验状态下的升力系数和阻力系数。

2 试验与计算结果

翼型的测力试验结果如图1～图3所示。测压的试验和计算结果如图4和图5所示(其中UP表示机翼上表面，LOW表示机翼下表面)。翼型的绕流流速结果如图6和图7所示。翼型的流动显示如图8和图9所示。以上图中的2%和4%是指襟翼的高度分别为2%和4%弦长。

图1 翼型带格尼和锯齿襟翼的CL-α曲线Fig.1 The CL-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

图2 翼型带格尼和锯齿襟翼的CD-α曲线Fig.2 The CD-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

图3 翼型带格尼和锯齿襟翼的K-α曲线Fig.3 The K-α curves of airfoils with Guney flap and serrated flap

图4 不带锯齿襟翼的Cp-x曲线(α=4°)Fig.4 The curves of Cp-x without serrated flap(α =4°)

图5 带4%锯齿襟翼的Cp-x曲线(α=4°)Fig.5 The curves of Cp-x with 4%serrated flap(α =4°)

图6 不带锯齿时翼型流场流速分布计算结果Fig.6 The velocity distribution results of flow calculation of airfoil without serrations

图7 带锯齿时翼型流场流速分布计算结果Fig.7 The velocity distribution results of flow calculation of airfoil with serrations

图8 不带锯齿时翼型流动显示(α=4°)Fig.8 The flow visualization of airfoil without serrations(α =4°)

图9 带锯齿时翼型流动显示(α=4°)Fig.9 The flow visualization of airfoil with serrations(α =4°)

从图1和图2可以看出:随着后缘格尼襟翼高度的增加，翼型的升力和阻力是增加的。图1中，带2%格尼襟翼和4%锯齿襟翼时翼型的升力基本相等。图2中，带4%锯齿襟翼阻力比带2%格尼襟翼的阻力略微低些。图3中，迎角在－5°＜α＜5°范围内，带4%锯齿襟翼升阻比是最高的，其次是带2%格尼襟翼。随着格尼襟翼高度的增加，翼型的升阻比是减少的，带8%格尼襟翼的升阻比是最低的。

在α=4°时，翼型的升力系数CL=0.458 6，阻力系数CD=0.017 1，升阻比K=26.896;翼型后缘带4%锯齿襟翼的升力系数CL=0.877 3，阻力系数CD=0.027 1，升阻比K=32.395，翼型后缘带4%锯齿襟翼的升阻比最大可增加20%。

在图4和图5中，进行了α=4°时翼型压力分布试验结果和计算结果的比较。由图可知，翼型下表面的压力分布试验结果与计算结果基本吻合，翼型上表面的压力分布试验结果与计算结果有差异，尤其在翼型后缘处的压力分布完全不一样。这种差异主要是翼型后缘带4%锯齿襟翼所导致。也就是说，后缘带锯齿襟翼的存在，改变了翼型表面的压力分布，从而改变了翼型表面力和力矩的分配。为了解释这种现象，对翼型表面进行流动显示和流场计算。在图6～图9中，可以明显地看出，由于后缘锯齿襟翼的存在，减弱和改变了翼型上、下表面后缘处气流的流动。

就增升方面来说，锯齿襟翼比格尼襟翼效果更好。主要是气流流过锯齿襟翼时的流动是差动式的，这种差动式的流动带动尾涡中的湍流边界层发生能量交换，从而影响翼型表面尾涡层的涡量和涡量变化率，使力和力矩重新分配，可以达到增加翼型升力、减小翼型阻力的目的。

3 结论

通过本文分析和研究得出如下结论:

(1)锯齿襟翼比格尼襟翼更具有改善翼型升阻性能的作用。

(2)对于运输机的翼型，其高度为4%弦长的锯齿襟翼的增升效果最好，可使最大升阻比增加20%。

今后应深入研究的内容包括:采用更先进的数值计算方法进行计算;开展多次重复性试验，以便验证试验结果的一致性;对多种机型开展研究，以验证结论的普遍性。

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