前缘下垂对翼型气动特性的影响

自从人类历史上在1903年第一次进行了有动力的飞行以后，科学技术随着时间的流逝不断地在进步。尤其是经过两次世界大战的推动后，在现在一个资源有限甚至说是缺乏的背景下，对航空航天器的经济性、可靠性要求会更加严格，所以现状是尽可能地对各个可以提升航空航天器性能的方法行探索、研究。

前缘下垂是机翼前缘绕铰链轴向下旋转以增大低速飞行时的可用迎角。其中前缘半径影响翼型的最大升力、以及其巡航阻力，一般的，半径越大在大迎角时产生的升力越大，这是因为延迟气流分离区域接近前缘，且这往往会表现为飞机在失速时升力不会突然降低；大半径会增加翼型的阻力，尽管这还依赖于翼型后缘的几何形状。本文以RAE2822翼型为例针对不同角度前缘下垂对其气动特性的影响。

1国内外研究现状

(1)国内研究现状。前缘(leading edge，或作翼型前缘)，为翼型剖面的最前沿，机翼上下表面的前交点。由于前缘的位置很难定义清楚，一般是取相对于翼弦长c的很小值作为前缘半径来定义前缘的位置。国内学者专家针对机翼的前缘下垂[1](leading edge droop)问题也开展了许一些应的研究，提出了一些可行的研究手段，但是所选择的计算模型较简单，相对于国外来说对前缘下垂问题没有研究的那么细致。本文就针对RAE2822翼型前缘下垂的几种角度进行研究该翼型的气动特性，通过将POINTWISE软件、FLUENT和CAD等软件结合起来，对RAE2822翼型及该翼型生成的几种前缘下垂一定角度的翼型进行了气动特性的计算，并详细分析了前缘下垂对机翼气动特性的影响并得出初步结论。

(2)国外研究现状。RAE2822是一个典型的亚音速湍流流动的经典翼型，被许国外的项目合作组和AGARD挑选作为经典的翼型，该翼型曾在RAE8ft×6ft的亚音速风洞进行研究试验。风洞试验总共选取了多个状态进行计算研究，通过压力测试探针获得的压力的分布情况，升力则是通过测量表面压力进而积分所得到。所有计算结果的数据均可见文献。国外专家学者对前缘下垂对翼型气动特性的影响进行了大量的分析实验，这其中进行了前缘动态变形的控制、前缘缝翼的控制和前缘下垂角度的控制一系列试验和数值模拟的研究。而这些研究结果表明结构相对比较简单的前缘下垂效果最为理想，而其他两种结构不是由于控制过程中会增加阻力，或者是结构和材料上受限制太大，不容易实现。所以，前缘动态变形、前缘襟翼的控制、前缘下垂动能实现机翼气动特性的优化，但是由于种种原因变前缘下垂的控制近年来更受重视。在翼型其他几个研究机理方面，进行试验研究所花费的代价过高。

(3)理论与实际意义。机翼是飞机的重要组成部件，可产生升力并装载燃油以及一些飞机所必须的结构装置和其他控制系统。为增加飞机机动特性和气动特性，机翼前后缘长设有前缘襟翼、后缘襟翼、副翼等结构。本文分析研究的是前缘下垂对翼型的气动特性影响，其中前缘下垂可以增大低速飞行时的可用迎角。其中升力、阻力、压强分布等都属于翼型的分布载荷和气动力，本文针对翼型的压强分布、升阻比进行分析从而得出翼型的气动特性[2]。基于RAE2822翼型研究和分析其前缘下垂对其翼型气动特性的影响的实际意义：前缘下垂其实是一种增升装置，前缘下垂不同的角度对翼型气动特性会有不同的影响，前缘下垂不同角度翼型在相同迎角和相同的其他条件下其升力和阻力系数会随之作相应的变化，当下垂到一定的角度是翼型的气动特性会得到最优，从而提高飞机或导弹的飞行稳定性和经济性。故进行前缘下垂研究分析经济并且结构易实现并且对飞机或导弹或其他飞行器的气动特性有明显的提高，是一个新的研究探索方向。

2模型建立

(1)几何模型。通过pointwise软件建立计算域网格模型[3]。将RAE2822翼型X、Y、Z坐标数据，见表1，导入软件POINTWISE中便得到翼型的几何模型如图1所示：

表1 RAE2822翼型X、Y、Z坐标数据x坐标Y坐标 z坐标 0.. ... .0..000296 00..000137 00..000035 0

图1 RAE2822翼型截面图

(2)网格模型建立。对翼型上下缘和整个边界网格数进行划分，设置为150×60网格规格，对边界上和翼型上下缘点的疏密程度进行约束，设置边界条件以及计算域如图2。

图2 设置计算域后图

3研究分析翼型模型及其参数

(1)翼型模型确定。RAE2822是一个典型的二维跨声速湍流流动的经典模型[4]翼型，被许多项目合作组和翼型研究者挑选作为经典确认算例。故本文也选择以RAE2822翼型为模型，并且以该翼型研对象，研究前缘下垂对其翼型气动特性的影响。

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