水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计

王妙香， 孙卫平， 秦何军

中航通飞研究院有限公司 总体气动室， 珠海　519040



水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计

王妙香*， 孙卫平， 秦何军

中航通飞研究院有限公司 总体气动室， 珠海519040

摘要:为改善某型水陆两栖飞机的起降性能，提高其抗浪能力，需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上，结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学(CFD)的优势，以设计出高气动效率及工程实用性的内吹式襟翼方案作为设计目标，对内吹式襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计，最终通过风洞试验来验证优化设计方案的有效性。从分析及验证结果来看，通过本优化设计方法所设计的内吹式襟翼，能在使用相同吹气动量系数的条件下，明显推迟襟翼上的气流分离，实现最大升力系数20%左右的提升，显著提升了内吹式襟翼的气动效率，为进一步实现内吹式襟翼的工程应用奠定了基础。

关键词:水陆两栖飞机； 内吹式襟翼； 优化设计； 计算流体力学； 风洞试验； 最大升力系数

增升装置主要是用来改善飞机的低速气动特性，采用高效率的增升装置可增加飞机的可用升力系数范围，有效减少其起降滑跑距离。从气动角度讲，可通过增加升力面的段数，来达到增升目的，但会使结构复杂化、重量增加等。对于具有特殊短距起降性能要求的运输机，即使采用性能最好的常规机械式增升系统也不能满足其低速气动力的设计要求，而借助动力进行增升的吹气襟翼技术将会发挥重要的作用。为此将常规翼吊式布局发动机的高速喷流引入机翼后缘增升装置，改善流场分布、改变机翼表面的压力分布形态、增加机翼环量，以求获得较高的增升效果。

虽然吹气襟翼系统结构复杂，对吹气缝道及管道的制造加工难度大，但其可观的增升效果依然吸引着很多飞机设计师对其进行持续深入研究[1]。其中，不乏成功应用的案例，日本的US-2大型水陆两栖飞机将吹气附面层控制系统的工程应用提高到了一个新的高度[2]。中国特种飞行器研究所(605所)也曾对吹气襟翼技术开展过相关研究，并进行了大量的风洞试验，获得了较为系统的数据和结论，对后来的飞机设计工作具有重要的参考价值。

从20世纪中期开始，飞机设计人员就开始研究将发动机的高压气流，通过管道系统引导到襟翼舱后缘或襟翼前缘上表面某一处具有缝道的位置，并将高速气流通过此缝道吹到襟翼上表面，通过增加流过襟翼表面气流的动量，控制大偏度时襟翼后缘的分离，从而增加最大升力系数。在诸多增升技术中，这种利用吹气襟翼来实现飞机最大升力系数的提升是一种典型的飞机附面层控制方法[3]。大量的研究及应用实践表明，使用吹气襟翼的方式来提升飞机的起降性能是十分有效的[4]。采用吹气襟翼，能大幅改善飞机在起飞、着陆构型下襟翼的气动力特性和流场分布，增加飞机的升力，降低飞机的起降速度，对于水陆两栖飞机而言，由于飞机起降速度的降低，缩短了起降距离，降低了起落架/船体载荷，可大幅提高水陆两栖飞机的抗浪性和使用寿命。

中国自行研制的某水陆两栖飞机采用单船体机身,大展弦比梯形机翼，翼吊4台大功率涡桨发动机，T型尾翼的总体布局形式，增升装置采用单缝襟翼。在其改进改型设计过程中，需要进一步提升抗浪水平，扩大使用范围。而提高起降状态的升力系数是提高飞机抗浪能力的主要途径之一。

吹气襟翼的效率与机翼平面形状及管路通道等的具体安排有密切关系，涉及的内容较广。对吹气襟翼而言，最大升力系数的增加过程正是随着吹气量的增加而使襟翼表面附面层分离点后移的过程，但它们之间不是线性的关系，而且与翼型的参数、机翼平面形状以及吹气缝的位置及高度有关。吹气襟翼的气动力设计难点主要在于，如何使用较小的吹气动量系数来实现较大的吹气增升效果，达到更好的流动控制，从而使得吹气襟翼的设计方案能实现工程应用[5]。本文正是基于此要求进行吹气襟翼的设计及气动优化，希望通过对吹气襟翼基本形式、吹气缝道位置以及喷缝参数等的设计与优化实现高效的吹气增升效果。

本文在国内外已有吹气襟翼的研究基础上，以某在研大型水陆两栖飞机为原型，对其气动外形与吹气襟翼参数进行综合优化设计，以高气动效率及工程实用性的吹气襟翼方案作为设计目标，利用飞机气动综合优化设计及计算流体力学(CFD)的优势，对吹气襟翼的方案进行综合优化设计，最终通过风洞试验验证优化设计结果的有效性，为实现吹气襟翼的工程应用打下基础。

1吹气襟翼的基本概念

吹气襟翼按照是否具有专用的引气管路分为外部吹气增升和内部吹气增升两种方式。两种增升方式的对比如图1和图2所示。

图1外部吹气增升示意图
Fig. 1Lift enhancement sketch of the external blown flap

图2内部吹气增升示意图
Fig. 2Lift enhancement sketch of the internal blown flap

外吹式动力增升技术是直接将发动机排气喷向偏转的襟翼，实现动力增升。根据发动机喷口与机翼的相对位置，又可分为上吹式和下吹式两种方式：喷口在机翼上表面的称为上吹式，喷口在机翼下表面的称为下吹式。YC-14、An-72和NASA QSRA试验验证机采用上表面吹气。YC-15试验机以及后来发展成的C-17军用运输机采用下吹式动力增升襟翼，襟翼偏转时处于发动机排气之中。襟翼的偏转使发动机推力向下偏转，产生一个直接的升力分量，同时利用襟翼上的缝道来控制流经上表面的气流流量。

在1956—1957年，NASA兰利研究中心实施的一项广泛的研究计划表明，这种外部吹气增升概念具有很好的发展前景，并被波音公司用在了竞争C-5运输机项目的CX-HLS方案上。采用外部吹气增升概念虽然增加了升力，但也会影响推进效率[6]。此外，该增升方式还会在着陆进场时带来巨大的噪声。此方式主要适用于涡扇飞机，常规涡桨飞机难以实现较高的增升效率。

内吹式动力增升技术是将发动机的高压气流，通过管道系统引导到襟翼的前缘吹到襟翼的表面上，通过增加襟翼表面气流的动量增加升力，例如吹气边界层控制、喷气襟翼等。大量的研究表明这些概念在提高气动性能方面是非常有效的，在给定发动机功率的情况下，它们都大大增加了机翼升力。但阻碍这些概念推广到实际应用的主要原因是，它们必须采用复杂的内部空气导管系统和抽气装置，这不仅要占用一部分机体内部空间，增加机翼结构的重量、成本、复杂性和维修的难度，还会对发动机的功率和工作产生不利影响。但针对某些对起降有苛刻要求的特种飞行器，如大型水陆两栖飞机，采用内部吹气增升仍是一种较好的方案。

2吹气襟翼的参数设计

2.1吹气型式的确定

(1)

式中：Mj为单位时间的质量流量;Vj为射流速度;q为来流动压;S′为参考面积。

2.2吹气襟翼的偏角

吹气襟翼的偏角与最大升力系数有很大关系，一方面选择的最大偏角应与所提供的吹气动量系数高度匹配，才能实现最佳的增升效果；另一方面还需考虑过大襟翼偏角带来的飞机的实际操纵问题，以及过大的襟翼偏角所带来的机翼失速特性变差等一系列问题[9]。故在吹气襟翼设计及方案优化中，需要综合考虑气源系统的功率，操纵系统的特性及飞机气动特性，吹气襟翼偏角的确定也是本文优化设计中的一个重点研究参数。

2.3喷缝高度的选择

喷缝高度Wt对吹气襟翼的效率和增升效果影响较大，过小的喷缝高度还会给加工工艺带来很大困难。

当PD/Pa≤1.893时

(2)

当PD/Pa>1.893时

(3)

喷缝面积At的经验公式可写为

At=0.97×0.85LtWt

(4)

式中：K=1.4；Lt为喷缝长度。

联解式(2)～式(4)，根据所能提供的吹气动量系数可得到Wt的范围。在本次优化设计中，也将研究不同喷缝高度对吹气效率的影响。

2.4喷缝在翼面上的位置(参考偏角)

喷缝位置是以喷缝与操纵面转轴的连线与操纵面弦线的夹角来确定的，具体定义如下：由操纵面的转轴向其弦线作垂线，并以该垂线为基准，以转轴为圆心旋转到喷缝与操纵面转轴的连线所经过的角度。从理论上讲，喷缝位于最大偏度时的最小压力点位置之前，对附面层的控制最有效[10]。在初步设计中，可将喷缝位置设计在襟翼最大偏角的1/2方位上，在本文的优化设计中，喷缝在翼面上的角度参数也是重点优化设计的参数之一。

3优化设计流程及方法

3.1优化设计流程

随着近年来数值优化设计技术和优化软件集成的快速发展，采用计算机进行高准确度的数值优化设计成为一种常用的优化设计方法。运用数值计算优化方法进行飞机气动外形的优化设计，能够通过计算机实现优化流程自动化，将飞机气动外形的参数化、数值计算软件同优化软件的使用结合起来，其基本流程如图3所示。通过对参数化几何外形的不断调整来寻求目标参数的最优值，从而完成气动优化设计[11-12]。它克服了传统气动外形设计方法的许多缺点，在设计结果上更加精确，但周期较长。

图3流程集成优化设计示意图
Fig. 3Flow diagram on integration optimization design

要实现流程集成自动优化设计，必须保证优化设计的各个环节都是参数化或者自动处理，其参数化几何模型、网格、CFD计算方法都必须能反复修改且有较强的适应能力。其几何模型生成应具备高效稳定的参数化驱动机制，较强的参数化适应能力。

基于CFD的气动优化设计已成为当前计算流体力学研究的一个重要领域。近年来随着计算技术的飞速发展,许多直接优化方法被引入优化设计上[13]。通过过程集成优化软件集成计算机辅助设计(CAD)与数值计算软件，设定输入和输出目标及约束条件，建立集成优化设计流程。

3.2数值计算方法

3.2.1网格划分

网格采用HEXPRESS软件划分，类型为笛卡尔网格。网格划分利用分区网格策略，以提高网格的生成质量和效率。网格分为基本机翼区域和襟翼区域2块，对于不同的起飞构型和降落构型，只需要替换襟翼区域的网格块即可。此外，HEXPRESS的网格拓扑替换功能可快速生成不同构型的襟翼区域网格。

物面附近加入附面层网格，壁面首层网格y+约为1，主翼面上的增长率为1.2，生长40层以上；翼梢的增长率为1.5，层数大于25；喷缝及机翼后缘的增长率为2.0，层数约为10。附面层网格和外层网格之间实现平滑过渡，具有较高的网格质量。为更好地捕捉空间流场结构，对喷缝出口、翼面和尾迹区域的网格进行加密。

3.2.2计算方法

流场求解通过Fluent软件来完成，控制方程为雷诺平均Navier-Strokes(N-S)方程。

2) 考虑到吹气模型喷缝处射流速度高，在较大的吹气动量系数下，喷流具有较高的压比，需考虑气体压缩性影响[14]。故对吹气模型选用Coupled算法，流体介质选为完全气体；喷缝出口设为Pressure Inlet边界条件，给定出口的总压来模拟射流作用；控制方程各项的离散精度与未吹气时保持一致。所有工况均采用非定常方法计算。

3.2.3方法验证

本研究中进行方法验证所选用的标模是第1届美国航空航天学会(AIAA)高升力预测会议所提供的NASA TRAP WING模型。该模型为半模，采用全翼展三段襟-缝翼增升装置。

NASA TRAP WING的风洞试验提供了纵向气动特性结果。通过对比其结果，S-A湍流模型计算结果最佳，计算的失速迎角值比试验的约小1°，在严重分离前，升力系数和阻力系数的误差分别在3.2%和4.4%以内，俯仰力矩系数的误差为3%～5%；Transition SST湍流模型的计算结果次之，失速迎角约小5°，升力系数CL、阻力系数CD、力矩系数Cm的误差分别在7%、9%和11%以内；SSTk-w的计算结果最差，计算的失速迎角值比试验的约小9°。

尽管在方法验证的标模计算中S-A湍流模型表现最佳，但考虑到该模型并不适合计算含高速射流的流场，故在后文的计算中选用TransitionSST湍流模型。

3.3优化算法

在看到多媒体教学诸多优势的同时，也应看到其可能存在的不足之处，并积极地加以改进，做到扬长避短，为我所用。

粒子群优化算法是由Eberhart博士和Kennedy博士提出的一种进化计算技术。该算法模拟的生物进化模型为鸟群的捕食过程。粒子群优化算法具有容易实现、参数设置简单、能够以较小的种群规模保持较好的多样性，以及收敛速度快等诸多优点。

本优化设计研究案例中，采用经过改进的量子粒子群算法：当每个粒子计算完成后，立即对pbest、gbest、mbest进行更新，同时根据pbest来进行排序，每个粒子仅向优于自身pbest的粒子学习，且排名越靠后的粒子向其他粒子学习的程度越高。通过此改进，算法对信息的利用得到提高，加快了收敛速度。

4优化设计案例

4.1等直段内吹式襟翼参数化模型设计

基于上文对内吹式襟翼参数的分析研究，结合某大型水陆两栖飞机原型机翼的几何外形和设计特点，使用CATIA的参数化设计功能，建立内吹式襟翼的参数化优化设计模型，如图4所示。

图4吹气襟翼参数化研究模型
Fig.4 Parameterized model of internal blown flap

4.2优化参数及目标设定

通过第2节中对内吹式襟翼主要参数的分析论证，在对等直段内吹式襟翼的优化设计研究中，主要对喷气襟翼的缝道高度、缝道位置(喷缝在襟翼上的位置)、内吹式襟翼的偏角、内吹式襟翼的相对弦长等主要参数进行优化设计，基于前期的基础研究，先拟定研究模型的初始设计参数如表1所示。

表1　内吹式襟翼初始设计参数

等直段优化模型网格量约为1 950万个单元，机翼两端的远场边界设定为对称面以模拟无限展长机翼。

在流程集成优化设计软件中，设定好以上参数变量及优化设计的目标值等参数，建立如图5所示的优化设计流程，使用3.3节所述的经过改进的量子粒子群算法作为优化设计的算法，完成优化设计的流程搭建。最终通过优化设计流程的自动优化过程，完成模型参数的优化迭代，在给定的吹气动量系数下，通过如图6所示的优化迭代收敛历程，最终得到了最大升力系数的优化结果，迭代代数为30。

在本优化设计研究算例中，因网格数量较大，CFD计算工作量十分巨大，需强大的集群工作站支持，且优化设计周期也较长，是一种精细化优化设计手段。

4.3参数优化设计结果

通过对表1中所示的初始参数进行优化设计，在给定的吹气动量系数下，实现了对等直段襟翼研究模型的参数的优化设计，参数优化设计结果如表2所示。

图5吹气襟翼优化设计流程图
Fig. 5Flow diagram on internal blown flap optimization design

图6最大升力系数优化历程
Fig. 6Optimization progress of maximum lift coefficient

通过对优化设计后的参数进行初步分析可知，要使得内吹式襟翼的气动效率较高，其喷缝的高度和喷缝的参考偏角是最主要的设计参数，喷缝高度的优化设计一方面要考虑到附面层堵塞造成的实际喷缝面积的减少[15]，另一方面也要考虑到喷缝处复杂的高速气流流动状态，若喷缝太小则很可能出现超声速流动，而喷缝过大则无法提高吹气的效率[16-17]。

表2等直段内吹式襟翼参数优化设计结果

Table 2Optimization design parameters of internal blown flap on straight section

ModelGapheight/mmReferenceangle/(°)Flapangle/(°)FlaprelativechordlengthStraightsectionmodel3.037640.31

同时从喷缝参考偏角优化结果的参数来看，初始偏角的设定过于保守，以至于襟翼大偏角时，无法以较小的吹气动量系数实现较高的吹气效率，必须选择合适的喷缝参数才能使在使用合适的吹气动量系数下实现最大升力系数的提升。

5优化设计结果分析及验证

5.1CFD数值优化设计结果

在本次分析中，着重对优化前后的两种状态进行对比，从表3及图7中可以看出，由于优化后的缝道其吹气效率得到提高，最大升力系数CL max增加了19.6%，超过了设定的CLmax≥4的优化目标。同时由于吹气效率的提高，襟翼大偏角时的阻力也有一定程度的减小，而俯仰力矩的变大则表明内吹式襟翼效率的提升得益于襟翼增升效果的显著增加，导致气动力的后加载明显，从而导致低头力矩增大，这将对工程应用中飞机平尾的设计提出更大的挑战[18]。

图8和图9是优化前后的吹气襟翼空间流线对比，以及机翼剖面涡量云图对比。从图中可明显看出，在使用同样的吹气动量系数下，优化前后的内吹式襟翼其襟翼分离形态区别明显，缝道优化后的内吹式襟翼其分离被有效抑制，能为飞机提供更高的最大升力系数。

ItemCLmaxCDCmKBeforeoptimization3.6820.10387-0.4562135.448Afteroptimization4.4050.08425-0.6027552.284Variation0.723-0.01962-0.1465416.836Gradient/%19.6-18.932.1247.5

通过对等直段内吹式襟翼的优化设计分析，证明合适的吹气动量系数能很大程度地提高升力、降低阻力，并有效抑制或消除局部分离流动。通过优化设计，掌握了最优的内吹式襟翼设计参数，能为后续进行全机内吹式襟翼设计打下基础。

5.2风洞试验验证

5.2.1等直段模型风洞试验验证

为验证本文优化设计结果的可信度，设计了等直段风洞试验验证模型(包括优化前和优化后的模型)，对优化前后的吹气效率进行了风洞试验对比验证。

5.2.2全机半模内吹式襟翼方案验证

为进一步验证内吹式襟翼优化设计的效果，同时还设计了全机的半模带内吹式襟翼方案，并在国内某低速洞进行了1∶11全金属半模风洞试验验证[19-20]。试验方法与半模测力试验方法相同，模型内、外襟翼可吹气，主要验证了襟翼起飞偏角和着陆偏角的构型，试验结果如图11所示。

图11风洞试验升力系数曲线
Fig. 11Lift coefficient curves on wind tunnel test

上述试验结果表明：应用本文设计方法设计的内吹式襟翼方案，增升效果明显，在无动力状态下，最大升力系数已经超过3.0，同时使用的临界吹气动量系数较小，实现了内吹式襟翼方案的高效性，为实现水陆飞机的短距起降奠定了基础。

6结论

本文从工程应用层面，立足于简单高效的设计与优化方法，对内吹式襟翼的设计及参数优化进行了大量研究。通过对内吹式襟翼的参数优化及模型参数化设计，研究并选择高准确度的数值计算分析方法，结合高效的优化算法，实现了内吹式襟翼气动优化设计流程的搭建，掌握了内吹式襟翼的气动优化设计方法，取得了显著的优化设计效果，并且在试验验证中进一步证明了优化设计的手段，研究结果表明：

1) 对内吹式襟翼进行参数化建模及参数优化设计，能提高内吹式襟翼的气动效率，实现以较小的吹气动量系数来获得较大增升效果的设计目标。

2) 通过对数值计算分析方法的研究，掌握了对内吹式襟翼复杂构型的高准确度数值计算分析，同时结合优化设计算法和优化设计流程的搭建，能实现高精度的数值优化设计。

3) 在内吹式襟翼的设计中，所采用的襟翼面吹气方式以及喷缝各项参数所取得的优化设计较为成功，从分析及验证的结果来看，在使用相同吹气动量系数的条件下，使得襟翼的气流分离明显推迟，将最大升力系数提升20%左右，显著提升了内吹式襟翼的气动效率。

4) 本文研究将传统内吹式襟翼的气动设计方法进行了改进,增加了优化设计环节，从而能在更短时间内设计出更为高效的吹气襟翼方案，为提高大型水陆两栖飞机的抗浪性提供了技术支撑。

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王妙香女， 硕士，高级工程师。主要研究方向： 飞机总体设计。

Tel:0756-7688205

E-mail: avicwmx@163.com

孙卫平男， 硕士， 研究员。主要研究方向： 飞机总体设计。

Tel: 0756-7688139

E-mail: swp8342@126.com

秦何军男， 本科， 工程师。主要研究方向： 飞机总体设计。

Tel: 0756-7688139

E-mail: qinhejun@163.com

Received： 2015-09-09; Revised: 2015-10-22; Accepted: 2015-11-17; Published online: 2015-11-2314:26

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151123.1426.004.html

Optimization design of an internal blown flap used in large amphibian

WANG Miaoxiang*, SUN Weiping, QIN Hejun

General Configuration and Aerodynamic Design Department, China Aviation Industry General Aircraft Co., Ltd, Zhuhai 519040, China

Abstract:In order to improve the aerodynamics performance and increase the seaworthiness of an amphibian aircraft, the blown flap with high performance is designed to meet the requirements. Based on experiences about blown flap domestic and overseas, combined with the aircraft design framework of the aerodynamic integrated optimization and the advantage of the Computational Fluid Dynamics (CFD), it is intended to design a scheme with high aerodynamic efficiency and practicality in engineering. The form of internal blown flap, the location of blow gaps and the parameters of gaps are designed; the efficiency of the scheme is certified by wind tunnel tests. These results show that the internal blown flap designed by the optimization method obviously delays flow separation of the flap, and maximum lift coefficient increases 20% compared with basic configuration under the same momentum coefficient condition, and the aerodynamic efficiency of blown flap is increased significantly ,and the seaworthiness of the amphibian aircraft is raised. It is believed that the obtained results perhaps could be of some value in the engineering application of internal blown flap.

Key words:amphibian; internal blown flap; optimization design; CFD; wind tunnel test; maximum lift coefficient

*Corresponding author. Tel.： 0756-7688205E-mail: avicwmx@163.com

作者简介：

中图分类号：V231.1

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0300-10

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0310

*通讯作者.Tel.： 0756-7688205E-mail:avicwmx@163.com

收稿日期：2015-09-09; 退修日期: 2015-10-22; 录用日期: 2015-11-17; 网络出版时间: 2015-11-2314:26

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151123.1426.004.html

引用格式： 王妙香， 孙卫平， 秦何军． 水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计[J]． 航空学报, 2016, 37(1): 300-309. WANG M X, SUN W P,QIN H J. Optimization design of an internal blown flap used in large amphibian[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 300-309.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn