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    机翼增升装置与数值分析

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      科普驿站  第十七期

      主题:机翼增升装置与数值分析

      科目:物理

      难度:C1

      时间:2019.8.11

      讲师:李俊林

      0 引言

      飞行器分为航空器和航天器两种,由于起飞滑跑距离的限制,需提供较大升力以缩短起飞滑跑距离并增加飞行器起飞安全性能,由此,飞行器需要进行增升装置的设计。

      航空器的升力产生装置主要为机翼,而如何使机翼在低速下同样产生较大升力就是一个极为重要的问题。众所周知,机翼之所以能够产生升力,主要是由于机翼上下表面相对流速的差距产生较大的压力差,进而产生升力。本文将主要介绍不同的机翼前后缘增升装置设计、功效及数值模拟方法。

       机翼增升装置与数值分析

      不同种类增升装置的示意图


      1 前缘缝翼

        前缘缝翼是安装在航空器机翼前缘的一段或几段狭长小翼,是一种提高飞机临界迎角的增升装置,可分为固定式前缘缝翼和可动式前缘缝翼。当前缘缝翼打开时,它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙,使得下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速从而流向上翼面,增大了上翼面附面层中气流的附着能量,同时降低了机翼上下的压强差,增大了飞机的临界失速迎角,避免了大迎角下的失速,使升力系数得以提高。

       机翼增升装置与数值分析


      2 后缘襟翼

      后缘增升装置有较多种类,不过目的基本相同,都是为了改变气流流速从而改变上下翼面压强或压强差而产生的增升装置。接下来,笔者将介绍几种后缘襟翼: 

      2.1 简单襟翼

      简单襟翼是机翼后缘部分安装的可动装置,在襟翼不偏转时形成机翼后缘的一部分,而在放下襟翼,也就是襟翼旋转的时候,简单襟翼的作用相当于增大机翼弯度,改变下翼面的压强分布,从而起到增加升力的效果。

      2.2 开缝式襟翼

      20世纪20年代,英国著名设计师汉德莱·佩奇和德国空气动力学家拉赫曼发明了开缝襟翼。开缝襟翼是一条或几条附着在机翼后缘的可动翼片,平时与机翼合为一体,当飞机起飞或着陆时放下。襟翼片能够增加机翼的面积、改变机翼弯度,同时还会形成一条或几条缝隙。襟翼片增加的面积可以提高飞机升力,形成缝隙可使下表面的气流经缝隙流向上表面,使上表面的气流速度提高,可较大范围保持层流,也可使升力增加,并能减少失速现象的发生。

       机翼增升装置与数值分析

      本段所描述的襟翼

      2.3 富勒式襟翼

      富勒式襟翼是一种后退式襟翼,以发明者富勒的名字命名。富勒式襟翼是在机翼后缘安装的活动翼面,平时紧贴在机翼下表面上,使用时襟翼沿下翼面安装的滑轨后退,同时下偏。使用富勒襟翼可以增加机翼剖面的弯度,同时能大大增加机翼面积。并且,气流通过缝隙吹走后缘涡流,增升效果非常明显,升力系数可提高85%~95%,个别大面积富勒襟翼的升力系数可提高110%~140%。这种襟翼结构较复杂,现在大型、高速飞机大都采用这种襟翼。

      2.4 其他后缘增升装置

      1971年,美国一级方程式赛车手、设计师格尼(Gurney )发现,在赛车后翼板的后缘上安装一块与气流方向成90度角的窄板能增大汽车的下坐力,从而改善赛车的抓地力并提高赛车的弯道速度,这就是著名的格尼襟翼。

      格尼襟翼是一种很简单的增升设计,就是在机翼下表面的后缘位置上安装一块垂直于机翼翼弦长的边条。边条的高度很低,其量级与气流流过机翼的边界层的最大高度相当。

      3 数值分析

      目前,大多数的飞机气动特性验证主要依靠风洞试验来完成,但是风洞试验的成本较大,这对于某些针对于微小气动布局变化的验证来说是相当不划算的,于是CFD方法就应运而生。CFD主要是依靠计算机来进行飞行器的气动布局的验证以及计算,下面我将介绍下数值计算的基本原理。

      该原理基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,采用了二阶迎风对流格式离散动量方程。在对质量连续性方程[5]及动量(N-S)方程[5]进行雷诺平均化处理后,得到雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程。在笛卡尔直角坐标系下,质量连续性方程表示为:

      机翼增升装置与数值分析(1)

      动量(N-S)方程表示为:

            机翼增升装置与数值分析(2)

      雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程表示为:

      连续方程:

      机翼增升装置与数值分析3)

      动量方程:

      机翼增升装置与数值分析(4)

      式中, 表示略去平均符号的雷诺平均速度分量, 为流体密度, 为压强, 为脉动速度, 为应力张量分量。

      上面的是数值计算的基本方程组,在CFD计算中,主要是依靠计算机来解方程组,进而得出飞行器的空气动力学的一些计算结果,这是非常节省资源的验证方式。

      参考引源:

      [1] LIN J C,MELTON L P,VIKEN S A, et al. High lift common research model for wing tunnel testing: an active flow control perspective: AAIA-2017-0319[R]. Reston, VA: AIAA,2017.

      [2] GARNER P,MEREDITH P,STONER R. Areas for future CFD development as illustrated by transport aircraft applications: AAIA-1991-1527[R]. Reston, VA: AIAA,1991.

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