跨声速巡航态连续光滑偏转后缘翼型气动特性

梁海朝 曾进远 陈钱 白鹏

摘要：以连续光滑偏转后缘变弯度跨声速翼型为研究对象，对其开展了巡航状态绕流数值模拟，研究了其气动特性并与基本翼型和简单襟翼偏转后缘变弯度翼型的气动特性进行了比较。基本翼型采用RAE 2822超临界翼型；绕流数值模拟采用雷诺平均Navier-Stokes方法，通过与基本翼型试验数据比较，确认了数值模拟方法的准确性。研究发现，跨声速巡航状态下，连续光滑偏转后缘翼型能通过小偏转角变弯度来减小翼型的压阻及总阻力，从而可在巡航过程中升力系数变化条件下实时改善翼型气动特性；这种气动效益在简单襟翼偏转后缘翼型上也能达到同等程度甚至略有增大，表明从气动特性的角度而言跨声速巡航态小偏转角变弯度情形对变弯度方式的敏感性小于已有研究中关注的低速飞行大偏转角变弯度情形，因而跨声速巡航态需要更精细的变弯度方式设计。

关键词：变弯度翼型；连续光滑偏转后缘；超临界翼型；跨声速巡航；气动特性

中图分类号：V211.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.05.002

随着时代的发展，人们对飞机的性能要求不断提高，传统固定外形飞机难以满足各种复杂飞行环境对气动性能的要求，而可变形飞行器技术作为一项针对性的解决方案，可改变其气动外形，使飞行器在各种环境状况和任务需求下都能保持最优的气动和飞行性能[1-5]。由于机翼是飞行器提供升力的主要部件，因而目前可变形飞行器技术的最主要研究对象即为变形机翼。变形机翼上可采用的翼型变弯度技术在改善飞行器气动性能、提升飞行器使用效能等方面具有显著优势，因此得到了国内外的广泛重视，并逐渐成为研究热点。

波音（Boeing）公司在较早开始的任务自适应机翼（mission adaptive wing， MAW）[6]项目研究中，机翼可通过前后缘的偏转来实现在不同飞行条件下机翼剖面弯度的改变，进而提升飞机在该状态下的气动性能。飞行演示结果表明在设计巡航状态和非设计状态均能达到很好的减阻效果[7]。Rockwell在20世纪80年代中期开始的主动柔性机翼（active flexible wing， AFW）[8]项目，利用而非避免机翼柔性来为飞机减轻重量（质量）并提升气动性能，可在主动控制下使机翼前缘和后缘的多个操纵面偏转实现弹性变形。诺斯罗普-格鲁门公司在1995年开始的智能机翼（smart wing）[9-10]项目，基于智能材料的开发来改善飞机的气动和气动弹性性能，开发了具有综合驱动机制的自适应机翼结构，并进行了两次风洞试验，对前后缘的操纵面进行驱动控制。柔性系统公司（FlexSys）在2009年开始的自适应柔性后缘（adaptive compliant trailing edge，ACTE）[11]项目，使用顺从结构来使机翼后缘变形，沿翼流动方向具有平滑的曲面，从而避免了传统铰接操纵面造成的陡峭坡度变化。该技术在安装了ACTE变形襟翼的“湾流”Ⅲ试验机上进行了多次成功飞行试验并已经接近实际工程应用[12]。波音公司在2010年开始的变弯度连续后缘襟翼（variable camber continuous trailing edge flap，VCCTEF）[13-14]项目，通过主动控制技术控制弹性机翼变形。美国空军研究实验室（AFRL）在2015年开始的变弯度顺从机翼（variable camber compliant wing，VCCT）[15-16]项目，开发了重量轻、功耗低且成本低的机翼变形技术，使用单驱动控制来实现前缘后缘的偏转，蒙皮无缝连续，由整块复合材料制成。空客（Airbus）公司在2011年开始的智能飞机结构（smart intelligent aircraft structures， SARISTU）项目是涉及变形和感知的智能航空结构的一项大型合作项目，其中实现机翼变弯度的自适应后缘装置（adaptive trailing edge device， ATED）[17-18]项目旨在提升飞机巡航状态气动性能、降低燃油消耗，该项目在全长5.5m的机翼上设计制造安装了全尺寸ATED装置并完成了风洞试验。

上述变弯度机翼综合项目之外，变弯度机翼气动研究也被广泛重视。陈钱等[19]通过数值计算与风洞试验的方法研究了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型与传统偏转翼型的气动特性并讨论了光滑变形方式中的气动特性影响因素，研究表明特定条件下连续光滑偏转翼型相对于传统偏转翼型显著改善气动特性和流場分离特性。孔博等[20]采用数值模拟的方法研究低速状态下前后缘无缝偏转的变弯度翼型的增升效果。陆维爽[21]基于通用飞机翼型（GAW-1翼型）分析前后缘变弯度对翼型在低速状态（爬升状态）气动性能的影响。郭同彪等[22-23]先后研究了后缘连续变弯度对跨声速翼型和宽体客机翼身组合体构型气动性能的影响，对翼型的研究表明，应用后缘连续变弯度在大于设计升力系数时减阻效果最高达13.2%。梁煜和单肖文[24]基于Kriging代理模型对超临界翼型在变马赫数和升力系数状态下进行变弯度优化设计，结果表明该优化设计方法可预测翼型的最佳弯度以最大限度提升该状态下的气动性能。王斌等[25]针对NASA通用研究模型（common research model， CRM）机翼开展了前后缘变弯度对机翼气动特性影响和变弯度减阻优化研究。Lyu和Martins[26]对CRM构型后缘变弯度机翼开展了气动设计优化并量化变弯度收益。Kaul和Nguyen[27]研究了VCCTEF变弯度技术对通用运输机模型（generic transport model， GTM）翼型气动性能的影响，并分析对比不同偏转角度时的气动性能。Ting等[28]探究不同翼展方向和弦向襟翼段数量及弦向襟翼形状构成的VCCTEF配置对减阻的影响，并通过气动优化来进一步研究VCCTEF作为自适应机翼技术的潜在收益。Niu等[29]通过CFD和阻力分解法来研究变弯度超临界翼型/宽体飞机模型气动特性，并提出了变弯度优化策略。何萌等[30]针对宽体客机分别在变升力系数和变马赫数状态下进行后缘襟翼偏转变弯度减阻收益研究和对抖振特性影响的研究，并采用远场阻力分解方法分析变弯度减阻机理。雷锐午等[31]选取CRM机翼/机身/平尾构型为研究对象，进行了考虑抖振特性的采用VCCTEF变弯度技术的气动优化设计。

从以上研究概况可知，变弯度技术的研究重点正集中到跨声速范围，其中气动领域的研究较集中于变弯度前后的气动特性分析与优化。从全航程减阻降噪综合效益的角度而言，这些研究中较多采用的连续光滑偏转后缘方式成为变弯度方式的主流。已有研究曾表明特定条件下这种连续光滑偏转后缘翼型相对于简单襟翼偏转后缘翼型能显著改善气动特性，这种特定条件表现为低速飞行和大偏转角变弯度。为了进一步探索跨声速巡航条件下连续光滑偏转后缘变弯度方式的气动特性，本文以超临界翼型RAE 2822为基本翼型，分别采用连续光滑偏转后缘和简单襟翼偏转后缘的方法获得变弯度翼型，对其开展跨声速巡航态绕流数值模拟，对比研究两种变弯度翼型和基本翼型的气动特性。

1数值模拟

1.1连续光滑偏转后缘翼型

本文研究的连续光滑偏转后缘翼型以RAE 2822超临界翼型为基本翼型。该基本翼型弦长为0.61m，最大相对厚度为12.11%，位于37.9%弦长位置处。连续光滑偏转后缘翼型采用参考文献[19]中的第三种光滑变形方式，即以基本翼型的70%弦长处厚度中点为转轴，将90%弦长至后缘的翼型段偏转指定角度，再将50%～90%弦长的翼型段用光滑曲线代替，从而得到变弯度翼型的几何模型。后缘偏转角度范围为-1°～1°，其中向上偏转为负偏转，向下偏转为正偏转，且以0.2°为间隔，得到10种翼型。与连续光滑偏转后缘翼型进行对比的简单襟翼偏转后缘翼型以基本翼型的70%弦长处厚度中点为转轴，将70%弦长后的翼型段直接偏转指定角度。两种翼型后缘偏转相同角度时后缘位置相同。上述三种翼型如图1所示。

1.2数学模型与数值模拟方法

计算采用隐式算法、耦合式求解器，离散格式为二阶迎风格式。远场边界入口、出口分别采用压力远场和压力出口边界条件，翼型壁面为无滑移绝热固壁边界条件。

1.3验证与确认

RAE 2822翼型算例被广泛选作二维跨声速绕流数值模拟方法验证算例[33-34]。本文计算采用EUROVAL项目组对试验Case 9[35]经过修正后的参数[36]，来流马赫数为0.734，迎角为2.79°，基于弦长（c =0.61m）的雷诺数为6.5×106。

几何网格采用C形结构网格，远场边界约为20倍弦长，并采用3.5万、7万、14万、28万和56万5套不同网格数量的网格来进行网格无关性研究。图2为14万网格数量的翼型近壁网格，在翼型壁面、前缘及后缘均进行了加密处理，第一层网格高度3×10-6m，壁面网格y+<1。

表1为不同网格计算得到的气动力系数与试验结果对比，14万网格和28万网格的气动力系数之间相差均小于0.17%，这表明网格无关性已经很好地实现，这验证了所得到的数值解与所取网格的密度无关。图3是数值模拟和风洞试验翼型表面的压力系数Cp分布，5种网格的压力系数均比较接近，但3.5万和7万两种粗网格对激波的捕捉较不准确。结合Cp和升力、阻力系数（CL，CD）来看，14万、28万、和56万网格均能很好地反映流场流动状态，确认了数值模拟方法的准确性。在确保准确的前提下，为了节省计算资源，变弯度翼型都将采用14万数量的网格来进行变弯度研究。

2结果与讨论

2.1升阻特性

升阻比是表征飞机飞行气动效率的一个重要参数，若能使飞机在实际飞行过程中始终以最大升阻比飞行则能达到最高气动效率，因此升阻比是变弯度效益研究的一个重要方面。图4给出了偏转角为-1°～1°（间隔0.2°）的连续光滑偏转后缘翼型（图中标识为SM）与基本翼型（图中标识为BA）在马赫数0.734时的升力—升阻比变化曲线，并给出了简单襟翼偏转后缘翼型（图中标识为CD）在三种偏转角下的相应气动特性。之所以选取-0.6°， 0.2°， 0.6°这三种偏转角，是因为在巡航态升力系数范围（这里取为0.5～0.7）内的典型升力系数（这里取为0.5， 0.55， 0.6， 0.65， 0.7）下，研究发现具有最优升阻比的连续光滑偏转后缘翼型的偏转角度为这三种偏转角，因而可在这三种偏转角下对连续光滑偏轉后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型进行比较研究。从图4中整体上能观察到巡航态升力系数范围内不同升力系数均对应一个最优的后缘偏转角，而整个曲线族的上轮廓线表征了巡航态升力系数范围内的最优后缘偏转角变化曲线。

巡航态的变弯度翼型研究对气动曲线的要求极高，须有足够多的数据点才能根据不同翼型的气动曲线得到正确结论，因此，图4中具有丰富的数据点。为了更清晰地观察不同升力系数下各种不同翼型的气动特性差异，有必要对图4局部放大来开展研究。图5给出了5种典型升力系数（这里取为0.5， 0.55， 0.6， 0.65， 0.7）附近的局部放大曲线。从图5中可见，CL=0.5，CL=0.55，CL=0.6，CL=0.65和CL=0.7时对应的连续光滑偏转翼型最优偏转角分别为-0.6°， 0°， 0.2°， 0.6°和0.6°（这里偏转0°即为基本翼型）。升力系数为0.7、0.65及0.5时，连续光滑偏转后缘能较显著提升升阻比；升力系数为0.6时，连续光滑偏转后缘对升阻比的提升十分微小；升力系数为0.55时，连续光滑偏转不能改善升阻比。已有研究[21]表明，低速飞行大偏转角变弯度情形下，变弯度翼型对变弯度方式十分敏感，连续光滑偏转后缘变弯度方式显著优于简单襟翼偏转后缘变弯度方式。这种敏感性在跨声速巡航态小偏转角变弯度情形下会有所减小，具体体现在图5中升力系数为0.7、0.65及0.5时，简单襟翼偏转后缘变弯度的气动效益能达到甚至大于连续光滑偏转后缘的气动效益。

表2为4种典型升力系数下最优变弯度翼型与基本翼型的阻力及升阻比的比较，可以看出在4个升力系数下最优变弯度翼型的阻力和升阻比均有不同程度的改善。在小升力系数0.5下，后缘向上偏转可改善气动效率，但改善效果较小，连续光滑偏转后缘与简单襟翼偏转对升阻比的提升幅度相当，分别为0.16%和0.17%；当升力系数为0.6时，最优光滑偏转后缘度数为0.2°，此时变弯度翼型与基本翼型弯度变化较小，升阻比改善不明显；当升力系数为0.65时，最优光滑偏转后缘度数为0.6°，此偏转角下连续光滑偏转后缘与简单襟翼偏转后缘分别提升升阻比约0.67%和1.06%；而当升力系数为0.7时，尽管最优光滑偏转后缘度数仍为0.6°，但此偏转角下连续光滑偏转后缘与简单襟翼偏转后缘对升阻比的提升均更为显著，分别达到1.46%和1.96%，这也表明升力系数偏离设计点较远时，变弯度的效益会表现得更为显著。

某一升力系数下变弯度翼型对升阻比的提升实际是靠减阻来实现的，为了探究变弯度跨声速翼型的减阻机理，将总阻力（CD， t）分解为摩擦阻力（CD， f）与压力阻力（CD， p），表3为不同升力系数下变弯度翼型与基本翼型的阻力分解对比。从表3可知，跨声速巡航态升力系数范围内，较小的升力系数下连续光滑偏转后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型的阻力差异中摩阻差异占较大比例，而较大的升力系数下连续光滑偏转后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型的阻力差异主要体现为压阻差异。正偏转下，从摩擦阻力来看，变弯度翼型的摩阻均会增加，但连续光滑偏转后缘翼型的摩阻增加量小于简单襟翼偏转后缘翼型；对于压力阻力，变弯度翼型均有明显降低，这正是总阻力系数减小的来源，连续光滑偏转后缘翼型的压阻减小量小于简单襟翼偏转后缘翼型，这有待于进一步深究减小量不同的原因。而在负偏转下，摩阻与压阻均降低。

2.2表面压力分布与绕流流场特征

翼型表面压力是气动力的主要来源，翼型升阻特性的变化在很大程度上与压力分布的变化有关。图6给出了基本翼型在不同升力系数下翼型表面压力系数分布，随着升力系数的增加（迎角增加），前缘吸力峰增加，激波位置后移且激波强度增强。图7为典型升力系数下变弯度翼型与基本翼型压力系数分布对比，黑色实线为基本翼型的压力系数，红色实线和蓝色虚线分别为最优连续光滑偏转后缘翼型和对应的简单襟翼偏转后缘翼型的压力系数。首先，分析变弯度翼型后缘偏转方向对压力系数分布的影响：图7（a）中翼型后缘负偏转时，变弯度翼型较基本翼型前缘吸力峰增大，激波位置前移；观察图7（c）～图7（e）发现翼型后缘正偏转时，变弯度翼型较基本翼型前缘吸力峰降低，激波位置后移。其次，分析变弯度翼型后缘偏转方式对压力系数分布的影响：观察图7（c）发现偏转角很小（0.2o）时，连续光滑偏转后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型的压力系数分布差异很小；观察图7（a）～图7（e）发现偏转角略大（-0.6o或0.6o）时，连续光滑偏转后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型的压力系数分布在位于翼型弦长70%的转轴附近出现差异，前者曲线较为平滑而后者曲線存在小的波动。由于几种典型升力系数下最优连续光滑偏转后缘翼型的偏转角均较小，从压力系数分布曲线中难以观察到连续光滑偏转后缘翼型相对于基本翼型在激波强度方面的改善。

超临界翼型的跨声速绕流流场中，翼型上表面之上的流动区域将形成激波。升力系数为0.7时，图8中的压力系数云图及压力系数等值线直观地显示了激波的位置，图8（a）可见基本翼型的激波位置在0.34c之前，而从图8（b）和图8（c）可见两种变弯度翼型的激波位置明显在0.34c之后，这两种变弯度方式均使得激波位置后移；对比图8（b）和图8（c），难以观察到二者激波位置的差异，这也表明跨声速巡航态小偏转角变弯度情形下激波位置对变弯度方式的敏感性不高。

3结论

通过研究跨声速巡航态连续光滑偏转后缘翼型的气动特性，并与基本翼型和简单襟翼偏转后缘翼型气动特性的比较，可得以下结论：

（1）跨声速巡航态的连续光滑偏转后缘翼型可通过小偏转角变弯度来减小翼型的压阻及总阻力，从而可在巡航过程中升力系数变化条件下实时改善翼型气动特性。

（2）跨声速巡航态的连续光滑偏转后缘翼型的气动效益在简单襟翼偏转后缘翼型上也能达到同等程度甚至略有增大，表明从气动特性的角度而言跨声速巡航态小偏转角变弯度情形对变弯度方式的敏感性小于已有研究中关注的低速飞行大偏转角变弯度情形。

（3）跨声速巡航态升力系数范围内，较小的升力系数下连续光滑偏转后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型的阻力差异中摩阻差异占较大比例，而较大的升力系数下连续光滑偏转后缘翼型与简单襟翼偏转后缘翼型的阻力差异主要体现为压阻差异。

（4）后续可进一步研究跨声速巡航态不同变弯度方式下翼型压阻中的型阻分量和波阻分量的特性，为跨声速巡航态变弯度方式设计提供更精细的依据。

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（责任编辑王昕）

作者简介

梁海朝（1986-）男，博士，副教授。主要研究方向：飞行器动力学。

Tel：020-84112828

E-mail：lianghch5@sysu.edu.cn

曾进远（1995-）男，硕士研究生。主要研究方向：空气动力学。

Tel：020-84112828

E-mail：zengjy35@mail2.sysu.edu.cn

陈钱（1983-）男，博士，副教授。主要研究方向：空气动力学与计算流体力学。

Tel：020-84112828

E-mail：chenq289@mail.sysu.edu.cn

白鹏（1973-）男，博士，研究员。主要研究方向：空气动力学与气动设计。

Tel：010-68742930

E-mail：baipengaero@163.com

Aerodynamic Characteristics of Morphing Airfoils with Continuous Smooth Trailing Edges at Transonic Cruise Condition

Liang Haizhao1，Zeng Jinyuan1，Chen Qian1，*，Bai Peng2

1. School of Aeronautics and Astronautics，Sun Yat-sen University，Guangzhou 510006，China 2. China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China

Abstract： Numerical simulation of transonic variable camber morphing airfoils with continuous smooth trailing edges is carried out， and its aerodynamic characteristics are compared with those of baseline airfoil and variable camber airfoils with plain flaps. The baseline airfoil is RAE 2822 supercritical airfoil； Reynolds-averaged Navier-Stokes method is adopted for numerical simulation of flow around airfoils， and the accuracy of numerical simulation method is validated by comparing with experimental data of baseline airfoil. It is found that variable camber morphing airfoils with continuous smooth trailing edges can reduce its pressure drag and total drag by varying camber with small deflection angle at transonic cruise condition， so that the aerodynamic characteristics of the airfoil can be improved in real time under the condition of variation of lift coefficient during the cruising process. This aerodynamic benefit can also be achieved at the same or even larger degree by variable camber airfoils with plain flaps， which demonstrates from the viewpoint of aerodynamics that the variable camber morphing at transonic condition with small deflection angle is less sensitive to methods of deflection than variable camber morphing at low-speed condition with large deflection angle in existing studies， and thus more sophisticated design for methods of morphing is needed at transonic cruise condition.

Key Words： variable camber airfoil； continuous smooth morphing trailing edge； supercritical airfoil； transonic cruise； aerodynamic characteristics