阅读说明：本技术 一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法及装置 (Method and device for optimizing flow at junction of leading edge bending flap and leading edge slat ) 是由 钟敏 华俊 郑遂 王浩 张国鑫 王钢林 李小飞 李岩 孙侠生 于 2019-07-16 设计创作，主要内容包括：本发明属于流动控制技术领域,提出一种优化航空飞行器机翼前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动,抑制和推迟该区域流动分离的方法和装置。本发明经过流场分析、气动设计、装置安装、风洞试验、结果分析和相关调整等步骤,提出在机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合构型中,设置第一流动隔离片和第二流动隔离片。其中,所述的第一流动隔离片,位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间,顺着缝翼前伸的方向布置；所述的第二流动隔离片也位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处,在机翼下表面顺流向布置。本发明的流动优化装置有效地克服了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动不利干扰,推迟了上表面流动分离的发生,提高了飞机的最大升力系数。另外,本发明原理明确,结构简单,效果显著并得到风洞试验验证。(The invention belongs to the technical field of flow control, and provides a method and a device for optimizing flow at the junction of a bending flap and a leading edge slat of a leading edge of an aerocraft wing and inhibiting and delaying flow separation in the region. According to the invention, through the steps of flow field analysis, pneumatic design, device installation, wind tunnel test, result analysis, relevant adjustment and the like, a first flow spacer and a second flow spacer are arranged in the combined configuration of the inner leading edge bending flap and the outer leading edge slat of the wing. The first flow separation sheet is positioned between the leading edge bending flap and the leading edge slat and is arranged along the forward extending direction of the slat; the second flow isolation sheet is also positioned at the junction of the leading edge bending flap and the leading edge slat and arranged downstream on the lower surface of the wing. The flow optimization device effectively overcomes the adverse interference of flow at the junction of the leading edge bending flap and the leading edge slat, delays the occurrence of flow separation on the upper surface and improves the maximum lift coefficient of the airplane. In addition, the invention has the advantages of clear principle, simple structure and obvious effect and is verified by wind tunnel tests.)

一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法及装置

技术领域

本发明属于流动控制技术领域，提出一种优化航空飞行器机翼前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动，抑制和推迟该区域流动分离的方法和相应装置。

背景技术

随着绿色航空对新一代飞行器设计提出的更高要求，可以减小气动噪声、优化表面流动的无缝式前缘襟翼日益得到了重视。其中，可以简化运动机构的前缘整体下垂式襟翼已经在最新的大型民用飞机内翼上开始应用；而新式的连续变弯式前缘下垂襟翼(以下称为前缘变弯襟翼)，可以进一步保持前缘外表面的连续过度，更加有利于实现层流机翼设计，因此成为当前的研究热点。

在先进高性能商用飞机增升装置设计研究的实践中，为了既利用前缘变弯襟翼的优点，又得到更高的最大升力系数，提出了一种在机翼内翼采用前缘变弯襟翼，而在外翼采用常规的前缘缝翼的新式组合构型，达到了综合优化的效果。然而在研究中发现，在这两种前缘襟翼的展向交界处，由于襟翼类型的不同和几何外形的不连续，会造成复杂的流动现象并在迎角增大时在该位置造成机翼上表面的流动提前分离。

对于翼吊发动机短舱的飞机，可以通过发动机挂架的设计将这两种前缘襟翼隔开，但对于非翼吊发动机的飞机，目前无法通过发动机挂架设计来改进，难以有效解决两种前缘襟翼的展向交界处的流动分离难题。

发明内容

本发明目的是：提出了一种能够有效优化前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动，抑制和推迟该区域流动分离的方法和相应装置，并进行了风洞试验验证。

本发明的技术方案：一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界流动优化方法，其在机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合构型中，通过对前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流场分析，针对流动提前分离的产生机理，在前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界的流量展向流动处分别设置两个流动隔离片，改善交界处的流场分布，抑制流场分离。

所述两个流动隔离片分别为第一流动隔离片和第二流动隔离片，其中，所述的第一流动隔离片，位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间，顺着缝翼前伸的方向布置；所述的第二流动隔离片也位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处，在机翼下表面顺流向布置。

所述第一流动隔离片和第二流动隔离片均为刚性薄片结构，横截面为矩形，且与气流相接的边缘添加有倒角或圆角。

在襟翼放下状态，所述第一流动隔离片前缘与缝翼最内侧平面密封，第一流动隔离片后缘与前缘变弯襟翼的最外侧平面密封，第一流动隔离片原理外形的上缘连接缝翼上表面后缘点和前缘变弯襟翼上表面的中部，第一流动隔离片下缘连接缝翼下表面后缘点和前缘变弯襟翼下垂后的前缘点。

在前缘变弯襟翼放下状态，第二流动隔离片原理外形的前部与前缘变弯襟翼下垂后的最外侧平面密封，上缘与机翼下表面密封，下缘以二次曲线连接前缘变弯襟翼下垂后的前缘点和该展向翼剖面的下表面30％弦向位置。

所述第一流动隔离片固定安装在前缘缝翼的内侧面上，随缝翼一起收放，第二流动隔离片固定安装在前缘变弯襟翼的外侧截面或通过前后两个铰接点安装在前缘变弯襟翼的外侧截面，随前缘变弯襟翼的下垂一起收放。

缝翼最内侧的前缘固定段，开启一个比第一流动隔离片略宽的缝并施加相应的密封，第二流动隔离片外侧与安装在缝翼最内侧的第一流动隔离片平行接触或留有微小间隙，在该截面的机翼前部下表面，开启一个比第二流动隔离片略宽的缝并施加相应的密封。

所述的前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法，其：包括如下步骤：

步骤1：流场分析

对其前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动进行分析，当飞机迎角增大到一定程度时，当地上翼面的流动由于两个展向分支的干扰出现了提前分离，其中一支是沿前缘变弯下垂襟翼的下表面凹区向外翼方向的展向流动，在与前缘缝翼的交界处部分流动沿缝翼缝道翻转到上翼面；另一支是前缘缝翼最内侧的缝道气流向内翼方向的展向分量流到交界处的上翼面，两股气流的综合效应诱发了机翼当地上表面的提前分离；

步骤2：流动隔离片设计

针对流动提前分离的产生机理，提出并设计两个用于阻挡流动展向冲击的流动隔离片，所述两个流动隔离片均为刚性薄片结构，横截面形状为矩形，其与气流相接的边缘应当添加倒角或圆角；

步骤3：流动隔离片安装

在前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间，顺着缝翼前伸的方向布置第一流动隔离片；在前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处，在机翼下表面顺流向布置第二流动隔离片；

步骤4：风洞试验

将安装流动隔离片后的前缘变弯襟翼和前缘缝翼进行风洞吹风试验，验证流场分布及流动分离情况。

一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界流动优化装置，其在机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合构型中，设置第一流动隔离片和第二流动隔离片，其中，所述的第一流动隔离片，位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间，顺着缝翼前伸的方向布置；所述的第二流动隔离片也位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处，在机翼下表面顺流向布置，所述第一流动隔离片和第二流动隔离片均为刚性薄片结构，横截面为矩形，且与气流相接的边缘添加有倒角或圆角结构。

所述第一流动隔离片和第二流动隔离片为一体结构，以简化机构，优化结构。

本发明的有益效果和优点在于：

本发明提出的前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动优化方法和装置，通过机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合设计以及流动隔离片优化设计，有效地克服了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动不利干扰，推迟了上表面流动分离的发生，提高了飞机的最大升力系数，促进了先进前缘变弯襟翼和前缘缝翼组合增升系统的实用化。另外，本发明为基于流动机理分析而提出的流动优化方法和装置,原理明确，算法先进，机构简单，针对性强，效果显著并得到风洞试验验证。

附图说明

图1为本发明综合示意图，图中101为前缘变弯襟翼(由翼尖看向翼根)，处于下垂状态；102为前缘缝翼，处于放下状态；103为前缘固定段；104为翼身整流罩壁面(所指为机翼机身整流罩的壁面，其上部的弧线为翼身整流罩与机身的连接线)；105为机身壁面(即为机身的圆柱段表面)；106为机翼下表面；107为后缘襟翼，处于放下状态；108为来流方向。

图2为本发明的流动优化装置示意图，图中102为前缘缝翼；201为前缘缝翼内侧面；202为第一流动隔离片的原理外形；101为前缘变弯襟翼(由翼根看向翼尖)；104为翼身整流罩壁面；203为前缘变弯襟翼下垂状态的下表面凹区；204为第二流动隔离片的原理外形；106为机翼下表面；103为前缘固定段，108为来流方向。

图3-1为无流动优化装置的表面流谱，可以看到在前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处存在明显的流动分离区；

图3-2为安装流动优化装置的表面流谱，可以看到交界处的流动分离已经消失；

图4为本发明的实施方案一示意图，图中102为前缘缝翼；201为前缘缝翼内侧面；202为第一流动隔离片的原理外形；101为前缘变弯襟翼；104为翼身整流罩壁面；401为第一流动隔离片的整体结构外形(粗长虚线)；402为第二流动隔离片的方案一整体结构外形(粗短虚线)；403和404为第二流动隔离片安装方案一的两个铰链位置；204为第二流动隔离片的原理外形，108为来流方向。

图5为本发明的实施方案二示意图，图中101为前缘变弯襟翼；102为前缘缝翼；103为前缘固定段；107为后缘襟翼；501为第二流动隔离片的方案二整体结构外形(粗短虚线)，108为来流方向。

图6为本发明效果示意图，取自风洞试验的升力系数CL和迎角AoA曲线，图中曲线A为安装流动优化装置的曲线，升力线线性段长，最大升力系数高；曲线B为无流动优化装置的结果，升力线提前转折，最大升力系数低。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：

针对前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动分离的难题，本发明前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法，在设计过程中，采用计算流体力学CFD软件对前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流场进行流动分析，研究在前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处发生流动提前分离的机理，据此提出推迟分离的理论原理和抑制方法，设计相应的流动控制方案和流动优化装置。针对流动提前分离的产生机理，在前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处不同位置分别设置两个特定结构和形状的隔离片，对所提出的流动优化装置进行CFD分析和设计优化，确定理论外形后加工全机带增升装置的风洞试验模型，在大型生产型风洞中开展吹风试验，对本发明的实际效果进行验证，以改善交界处的流场分布，抑制流场分离，大幅提高飞机的最大升力系数，改善气动性能，促进了先进前缘变弯襟翼和前缘缝翼组合增升系统的实用化。

本发明前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化方法，具体实施过程如下：

步骤1：流场分析

请参阅图1，针对前缘变弯襟翼和前缘缝翼组合的新型机翼前缘增升装置，采用基于雷诺平均NS方程的CFD方法开展全机带增升装置的起降构型计算，并对其前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动细节进行机理分析，发现当飞机迎角增大到一定程度时，当地上翼面的流动出现了提前分离，如图3-1所示，同时升力曲线出现小的波动和转折，如图6中B曲线所示。详细的流动细节分析指出，该提前分离主要是由当地的两个展向流动分支引起的，其中一支是沿前缘变弯下垂襟翼的下表面凹区(见图1-101和图2-203所指位置)向外翼方向的展向流动，在与前缘缝翼的交界处部分流动沿缝翼缝道翻转到上翼面；另一支是前缘缝翼最内侧(见图1-102所指位置)的缝道气流向内翼方向的展向分量流到交界处的上翼面，两股气流的综合效应诱发了机翼当地上表面的提前分离。

步骤2：隔离片设计

针对流动提前分离的产生机理，本发明提出并设计了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动优化装置，利用优化的流动隔离片对交界区域流动分离进行了抑制，请参阅图2，本发明的前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化装置包括两块流动隔离片，分别为第一流动隔离片和第二流动隔离片，根据实际需要，该两块流动隔离片也可以组合为一体结构。

流动分析显示，在襟翼放下状态前缘缝翼与主翼缝道内的流动，在无封闭的缝翼两端会产生较强的向外侧的展向流动，本发明第一流动隔离片的主要功能在于阻挡前缘缝翼内侧端面附近缝道内的流动沿展向冲击到前缘变弯襟翼的上表面。其中，所述第一流动隔离片为刚性薄片结构，位于前缘变弯襟翼101和前缘缝翼102之间，顺着前缘缝翼前伸的方向布置(如图2-202所示)。在襟翼放下状态，第一流动隔离片原理外形的前缘与前缘缝翼最内侧面201密封，第一流动隔离片后缘与前缘变弯襟翼101的最外侧平面密封，第一流动隔离片上缘连接前缘缝翼上表面后缘点和前缘变弯襟翼上表面的中部，第一流动隔离片下缘连接前缘缝翼下表面后缘点和前缘变弯襟翼下垂后的前缘点。CFD分析显示，所述第一流动隔离片的原理外形、安装位置和结构设计，可以有效阻挡前缘缝翼102最内侧的缝道气流向内翼方向流到交界处前缘变弯襟翼的上翼面，并引导其较好地转向机翼上表面顺流向的下游方向。

流动分析显示，在襟翼放下状态前缘变弯襟翼下表面凹区内的较高压力会造成该区域内的流动产生明显的向外翼方向的展向流动分量，该流动分量在前缘变弯襟翼的最外端会通过前缘缝翼与主翼的缝道流入两种襟翼交界处的上表面，从而诱发流动分离。本发明第二流动隔离片的主要功能在于阻挡前缘变弯襟翼下表面凹区内的展向流动分量通过前缘缝翼与主翼的缝道流入两种襟翼交界处的上表面。所述第二流动隔离片也为刚性薄片结构，位于前缘变弯襟翼101和前缘缝翼102的交界处，在机翼下表面顺流向布置(如图2-204所示)，在前缘变弯襟翼放下状态，第二流动隔离片原理外形的前部与前缘变弯襟翼下垂后的最外侧平面密封，上缘与机翼下表面密封，下缘呈月牙弧形，以二次曲线连接前缘变弯襟翼下垂后的前缘点和该展向翼剖面的下表面30％弦向位置。CFD分析显示，所述第二流动隔离片的原理外形、安装位置和结构设计，能够有效阻挡前缘变弯襟翼下垂后的下表面凹区203向外翼方向的展向流动，引导其较好的转向机翼下表面顺流向的下游方向。

所述第一、第二流动隔离片均为刚性薄片结构，对于平均气动弦4.2米的全尺寸飞机，其厚度在5毫米左右，可以根据机翼尺寸和材料的不同而相应变化。隔离片的典型横截面形状为矩形，其与气流相接的边缘添加有倒角，以有利于气体流动，使流动绕过隔离片时较为顺滑，同时可以避免地面维护时碰伤机务人员，优先为圆形倒角，此时流场更为顺滑，能够更好的抑制流动分离。

CFD分析显示，本发明通过优化后的两个流动隔离片的设置和组合，可以有效引导前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的气流，抑制不利流动的发展，有效推迟了分离的发生。

步骤3：隔离片安装

本发明前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动优化装置，针对隔离片设计安装给出了两个实施例。

实施例1，如图4所示：第一流动隔离片整体结构除了包括第一流动隔离片原理外形202自身外，还包括部分安装结构，整体结构外形401见图4中所标示的粗短线，该第一流动隔离片实际安装时，固定安装在前缘缝翼的内侧面201上，随缝翼一起收放。另外，前缘缝翼最内侧的前缘固定段，开启一个比第一流动隔离片略宽的缝并施加相应的密封；在缝翼收起状态，第一流动隔离片整体结构外形401将收入该缝内而不再抑制流动，其下缘可能会有一个微小弧段露出在机翼前缘下表面，该小弧形对流动不会产生明显的影响；也可以按照机翼下表面外形对小弧度修形，使其与机翼下表面平齐。所述第二流动隔离片整体结构除了第二流动隔离片原理外形204自身外，还包括部分安装结构，整体结构外形402如图4中所指的粗短线所示。该第二流动隔离片通过前后两个铰接点403和404安装在前缘变弯襟翼的外侧截面，随前缘变弯襟翼的下垂一起收放；其外侧与安装在缝翼最内侧的第一流动隔离片平行接触或留有微小间隙(对于平均气动弦4.2米的全尺寸飞机，间隙为3～5毫米并可适当密封，该微小间隙对整体气流影响小，可忽略)。在该截面的机翼前部下表面，开启一个比第二流动隔离片略宽的缝并施加相应的密封；在襟翼收起状态，第二流动隔离片402将收入该缝内而不再抑制流动，其下缘可能会有一个微小弧段露出在机翼前部下表面，该小弧形对流动不会产生明显的影响；也可以按照机翼下表面外形对铰链位置进行调整，使其不露出机翼下表面。

实施例2，如图5所示：第一流动隔离片同方案一，随缝翼102一起收放，不再复述。而有别于第一实施例中的方案，该实施例中，第二流动隔离片采用整体固定的方式安装在前缘变弯襟翼的外侧截面，不跟随前缘变弯襟翼101的下垂收放而运动，其整体结构外形501如图5中的粗短线所示。另外，第二流动隔离片外侧仍然与安装在缝翼最内侧的第一流动隔离片平行接触或留有微小间隙(对于平均气动弦4.2米的全尺寸飞机，间隙为3～5毫米并可适当密封)。在襟翼收起状态，第二流动隔离片整体结构外形501将保留在机翼前缘下表面，对机翼气动特性不会产生明显的影响。

步骤4：风洞试验

经过对所提出的流动优化装置进行CFD分析和设计优化，确定了其理论外形以及风洞试验验证方案。对先进高性能商用飞机设计和加工了全机带增升装置的风洞试验模型，模型为1:5.6的全金属结构，在试验段截面6x8米的某大型生产型风洞中开展了吹风试验。在同等试验状态下，进行了安装本发明的流动优化装置和没有安装该装置的对比试验，试验结果与CFD分析和设计优化结果十分一致。图6显示了风洞试验获得的升力系数CL和迎角AoA曲线，图中曲线A为安装流动优化装置的曲线，升力线线性段长，最大升力系数高；曲线B为无流动优化装置的结果，升力线提前转折，最大升力系数低。风洞试验对本发明的实际效果进行了有效的验证。

步骤5结果分析

通过问题研判、流动分析、方案提出、设计优化、具体实施和试验验证，表明本发明提出的前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动优化方法和装置，通过机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合设计以及流动隔离片结构优化设计，有效地克服了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动不利干扰，推迟了上表面流动分离的发生，提高了飞机的最大升力系数，促进了先进前缘变弯襟翼和前缘缝翼组合增升系统的实用化。

步骤6：相关调整

本发明提出的前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动优化方法和装置，以及第一、第二流动隔离片适用于布局相近的前缘变弯襟翼和前缘缝翼组合增升系统。对于不同尺寸和重量的飞机，由于起降速度、迎角、襟翼偏度和雷诺数的差异，可以根据本发明的原理和实施方案，对流动隔离片的大小、位置和安装方式进行必要的调整。

另外，本发明中的“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”为基于实施例所给出的相对方位关系，其中，流向108所指方向为“飞行相反方向或来流方向”，本领域普通技术人员在给出的相对方位关系基础上，根据产品结构的方位，其方位表述关系或定义可能会有所变化，但其所体现的相对方位关系仍在本发明所保护的权利要求范围之内。