新型機翼后緣變彎運動機構仿真及其氣動影響研究

沈廣琛, 白俊強, 劉南, 劉睿

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安　710072)

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新型機翼后緣變彎運動機構仿真及其氣動影響研究

沈廣琛, 白俊強, 劉南, 劉睿

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安710072)

摘要：采用計算流體力學方法和CATIA DMU Kinematics機構仿真,對一套可用于目前及未來民用客機機翼后緣變彎的增升裝置系統進行研究,主要包括襟翼運動機構和擾流板下偏。通過運動學分析,采用的襟翼機構可保證巡航階段后緣變彎過程中機構上下表面無縫,同時滿足起降過程對襟翼的運動軌跡的要求。相比簡單鉸鏈機構,應用該機構的起飛構型線性段升力系數增加0.05,升阻比的增加量在0.2%～3%范圍內;著陸階段擾流板下偏,較未偏轉擾流板的最大升力系數增加1.14%,且線性段上移0.15,顯示了該機構具有較高的增升效率。在二維翼型上應用該機構實現后緣變彎度,升阻比有較大提升,且根據來流馬赫數的不同改變后緣彎度可以有效地提高阻力發散馬赫數。在某遠程寬體客機翼身組合體構型上應用該機構實現巡航階段后緣變彎度,巡航升阻比的增加量在0.345%～2.28%范圍內。綜上所述,在不增加機構復雜性和重量的前提下,研究的新型機翼后緣變彎運動機構能夠有效地提高氣動效率。

關鍵詞：增升裝置;空氣動力學;機構;后緣變彎度;計算流體力學;氣動構型;升阻比;馬赫數

飛機的氣動效率(L/D)是影響航空公司運營的一個重要因素。對于現代一些遠程寬體客機,燃油費用接近航空公司運營費用的50%。每架飛機減少3%的燃油消耗,每年便可節約300 000美元[1]。如何降低巡航時的阻力以提高空氣動力效率,進而降低油耗以提高經濟性是目前及未來民用客機設計中面臨的主要技術難題之一。

層流的研究和實現還面臨著很多的困難[2]。在不同工況下,通過改變機翼不同展向位置的彎度以優化機翼的幾何外形,為提高民機經濟性提供了新思路。傳統民用飛機的機翼設計多是針對某個固定巡航狀態進行設計,綜合考慮整個飛行任務剖面各個飛行狀態。飛機在設計點具有較優的氣動性能,即對應特定的高度、馬赫數和飛機重量。通常情況下,在飛機的整個飛行任務剖面中,這些參數是連續變化的。飛機有很大一部分時間是遠離設計點的,在非設計點機翼的氣動性能仍有很大的提升空間。通過改變機翼不同展向位置的彎度以優化機翼不同工況下的幾何外形,可以保持較高升阻比,從而提高氣動效率,降低燃油消耗。波音公司在1980年首先完成了機翼變彎度在運輸類飛機上應用的評估。通過風洞試驗及理論計算,論證了機翼變彎度在民用飛機上應用的可行性。其研究結果表明:變彎度構型顯著提高了整個飛行剖面非設計點的氣動性能。對于遠程客機,可節約燃油3.1%以及減少2%的直接運營費用(DOC)[3]。同一時期,德國梅塞施密特-伯爾科-布洛姆(MBB)公司針對變彎度機翼也開展了大量研究工作,其研究工作構成了空客公司在A330/340機型上嘗試變彎度基礎設計工作的一部分[4]。隨著材料科學的發展,基于智能材料的機翼連續變彎度成為近年來的研究熱點[5],但距離工程實用還很遙遠。目前所有的大型民用客機為了提高起降特性,都在前后緣分別安裝了縫翼(或克魯格襟翼、前緣下垂)和襟翼,而增升裝置系統在巡航等除起降外的其他任務階段并沒有進行任何操縱。在巡航過程中通過偏轉增升裝置以優化機翼不同工況下的彎度,可減小巡航阻力,提高氣動效率,在工程上也最易于實現。2006年,波音公司對外宣布針對B787客機測試發展了后緣可變彎度系統(trailing edge variable camber system,下文簡寫為TEVC),飛機巡航時可減小阻力0.4counts,相當于減輕重量340～450 kg[6]。同年7月,空客公司公布了A350XWB的設計,采用了與B787類似的后緣變彎度系統。國內關于變彎度機翼的研究較少,且在近幾年才興起。研究內容多是在二維翼型基礎上,采用先進智能材料等實現光滑連續變彎度[7-8],還難以在工程實踐中應用。在我國大力發展寬體民用飛機的背景下,研究工程實用的變彎度實現方式顯得極為重要。本文研究了一套可用于巡航機翼變彎度的增升裝置機構。分析了該機構的運動學特性并評估了其増升裝置效率。研究了應用該機構實現后緣變彎度的二維翼型的氣動性能,以及某遠程寬體客機翼身組合體巡航構型后緣變彎度在氣動上所能產生的收益。

1氣動分析方法

隨著計算機技術的提高,計算流體力學(CFD)逐步成為飛機設計的重要手段。與試驗方法相比較,CFD花費低、周期短、損耗小,且方便流場顯示及分析。本文運用CFD方法進行研究,其中求解雷諾平均Navier-Stokes方程在機翼設計和多段翼型的設計中得到廣泛應用,其控制方程為

(1)

式中，U是解向量,F、G、H是通量項,J代表源項(當體積力和體積流可忽略時等于零)[9]?？臻g離散格式為二階迎風Roe格式,隱式時間推進采用近似因子分解,湍流模型為k-ωSST[10]。

選擇典型的二維增升裝置起飛構型L1T2作為計算對象以驗證計算方法的可靠性。網格為多塊結構網格,如圖1a)所示,網格單元總數8.4×104。在Ma=0.197,Re=3.52×106狀態下進行計算。圖1b)、圖1c)分別為計算的升力系數和阻力系數,計算結果與試驗值吻合較好。

圖1　L1T2網格及計算結果

為了更加全面地驗證本文采用的氣動分析方法的可靠性,采用半展長、無扭轉角的后掠機翼ONERAM6機翼進行計算分析。計算狀態為:M∞=0.839 5,Re=11.72×106(基于平均氣動弦長0.646 07m),迎角α=3.06°。計算網格節點數為1 701 725,網格單元數為1 655 552。ONERAM6機翼計算網格如圖2a)所示。圖2b)為計算結果與試驗結果對比,可以看出,本文計算方法準確捕捉到了壓力峰值及激波位置。驗證了氣動分析方法的可靠性。

圖2　ONERA M6網格及計算結果

2機構及運動學分析

由于襟翼占據了機翼后緣展長的大部分位置,故本文重在研究后緣襟翼機構。后緣襟翼機構與下偏擾流板協同作用構成了本文的后緣變彎系統。

2.1機構組成

以截取的某寬體飛機翼身組合體KINK位置處的翼型為研究對象進行機構設計,局部放大圖如圖3所示。襟翼弦長為21.78%C。在波音公司專利US2013/0075537Al[11]基礎上,優化各構件桿長以及連接鉸鏈的位置等,在保證良好的起飛著陸特性的同時,滿足巡航階段后緣變彎度的要求。

圖3　機構側視圖

該機構屬于連桿機構,如圖4所示。

圖4　機構組成

主要由7個構件組成:支撐梁(supportbeam)、襟翼托架梁(carrierbeam)、驅動電機(actuator)以及連接桿(AB桿、CD桿、connectionlink、drivelink),襟翼機構與可上下偏轉擾流板組成后緣變彎度系統(TEVCsystem)。S形曲線處固定鉸支在機翼結構上。驅動電機輸入驅動力,通過各桿件傳動使襟翼托架梁帶動襟翼運動。巡航階段,襟翼后緣向上向下最大可偏轉1.5°,且每隔0.5°為一個檔位。同時,擾流板下表面緊貼襟翼上表面,在變彎過程中隨著襟翼的上下運動而運動,實現機翼表面連續無縫。起降階段,襟翼向下最大可偏轉37°。此時,通過調整擾流板位置可改變縫道參數,形成更有效的縫道射流,提高增升裝置的效率。

2.2運動學分析

為了更好地分析機構的運動,通過CATIA軟件的DMUKinematics模塊,對巡航階段機翼后緣襟翼變彎度以及起飛著陸階段襟翼展開過程分別進行運動仿真。輸出巡航及起飛著陸階段襟翼運動軌跡進行運動學分析。

圖5為變彎度時各檔位所對應的襟翼頭部位置。黑色實線表示巡航時的翼型。圓點是巡航襟翼最前緣點在各檔位的位置軌跡?？梢钥闯?在整個變彎過程中,襟翼前緣的運動軌跡大體上平行于機翼下表面。這可以保證在變彎過程中不會引起下表面過大的曲率變化。上表面通過擾流板的偏轉保證翼型表面連續無縫。

圖5　巡航階段襟翼運動軌跡

引入典型的簡單鉸鏈機構(即定軸轉動,波音B787及空客A350XWB均采用類似機構,文中以simplehingedflap表示)的圓弧軌跡進行對比分析TEVC機構起飛著陸階段運動學特性。根據TEVC襟翼機構輸出的襟翼最大偏角時的位置,設計了可得到相同位置時簡單鉸鏈機構。并同樣進行了運動仿真,輸出軌跡。

圖6為兩機構輸出的軌跡及起飛著陸階段襟翼相同偏角時的位置。以實線表示變彎度機構輸出的軌跡,虛線表示簡單鉸鏈機構所對應的軌跡。圖中標示出了起飛階段3個襟翼偏角(15°、17°、20°)及著陸階段3個襟翼偏角(33°、35°、37°)時襟翼位置及前緣點的軌跡。

圖6　起飛著陸階段襟翼運動軌跡

飛機起飛階段需要合適的Cl及L/D。在起飛階段,增加襟翼偏角提高Cl的同時,會減小L/D。因此要求起飛階段襟翼機構在相同襟翼偏角時有盡可能大的富勒運動以增加升力來提高起飛階段的L/D[12]。起飛階段相同襟翼偏角時,變彎度機構比簡單鉸鏈機構可產生較大的富勒運動。如在襟翼偏角為20°時沿x方向后退量,前者比后者增加25%。

而在著陸階段,飛機要求有最大的升力系數。變彎度機構襟翼偏角從33°增大到37°沿x方向后退量為簡單鉸鏈機構后退量的52%,即襟翼大偏角

時,小的后退量便能產生大的襟翼偏角變化,能保證著陸階段較快的達到最大升力系數。

3后緣變彎度系統對增升裝置效率的影響

民機應具有良好的高升力系統(增升裝置)以提供良好的起飛和著陸性能,進而保證飛機的總體性能。對于一架典型的大型雙發民航機:著陸時,在固定進場速度條件下,1.0%的最大升力系數增量可以轉化為相當于多載22名旅客或1 995kg貨物;對于給定的飛機航程,起飛階段升阻比提高1%可以轉化為相當于多載14名乘客或1 270kg貨物[12]。以上數據說明了增升裝置氣動特性相對較小的改變量也會對飛機重量和性能產生大的影響。因此,TEVC系統應具有較高的増升裝置效率,保證飛機的起飛著陸性能。

3.1起飛構型氣動性能分析

在相同縫翼偏角(20°)的條件下,對TEVC系統及簡單鉸鏈機構(simplehinge)不同的襟翼偏角15°和20°進行計算。TEVC構型擾流板下偏3°使兩構型縫道寬度相同,如圖7a)所示。計算狀態為海平面大氣狀態,Ma=0.2,Re=30×106。

圖7　起飛構型及計算結果

圖7b)和圖7c)為起飛階段升力系數曲線和升阻比曲線。對于應用同一機構的起飛構型,襟翼偏角越大,增升裝置的升力系數越大,失速迎角減小。升阻比隨著襟翼偏角的增大而減小。因此,起飛階段需要確定合適的襟翼偏角以保證滿足起飛要求的升力系數及升阻比。

對于應用不同機構的起飛構型,TEVC比簡單鉸鏈起飛構型升力線線性段平均增加0.05,最大升力系數提高0.5%。升力線線性段迎角對應的升阻比的增加量從3%減小到0.2%。

一方面TEVC機構使襟翼有較大的后退量,另一方面擾流板下偏增大了主翼的彎度使應用該機構的增升裝置有更好的起飛性能。

3.2著陸構型氣動性能分析

本節針對應用TEVC機構的偏轉擾流板的著陸構型與相同縫道參數的未偏轉擾流板的著陸構型(命名為landing)進行了計算及比較。其中縫翼偏轉30°,襟翼偏轉35°,擾流片下偏3.7°。圖8a)為兩著陸構型幾何外形對比。

圖8b)和圖8c)分別為兩構型的升力及升阻比曲線。TEVC機構的失速迎角比著陸構型小1°,最大升力系數增加1.14%,且線性段上移0.15。

升力的增大主要是由主翼上升力增大引起的,擾流板下偏增加了主翼的彎度,使主翼升力增加明顯。同時,TEVC構型在失速迎角前的大部分區域阻力與另一著陸構型相近。因此,失速迎角前的區域下偏擾流板后的TEVC機構升阻比均高于相同縫道參數的擾流板未偏的常規構型。

圖8　著陸構型及計算結果

4后緣變彎度對氣動性能的影響

4.1二維翼型后緣變彎度對氣動性能的影響分析

為了研究利用本文機構實現巡航機翼后緣變彎度在氣動上所能產生的收益,本文先在二維巡航翼型基礎上進行變彎度的計算及研究,重在研究后緣變彎度對二維翼型氣動方面影響變化的趨勢。

本文參考波音B787的變彎策略,巡航構型后緣襟翼向上向下最大偏轉1.5°,每隔0.5°設一個檔位。同時偏轉擾流片使翼型上表面連續無縫。在設計升力系數0.6,馬赫數為0.729,單位米雷諾數為6.69×106狀態下進行計算。

圖9a)給出了后緣不同偏角時升力系數曲線,可看出翼型后緣變彎度不改變升力線的斜率,而是改變了翼型的零升迎角。翼型后緣下偏角度越大,相同迎角下的升力系數越大。圖9b)所示為1°迎角時后緣偏轉不同角度對應的壓力分布。

圖9　二維翼型后緣變彎計算結果

后緣彎度增大使其環量增大,對前緣上表面產生正的誘導速度,上表面流速加快,壓力減小,負壓峰值增高。下表面流速變慢,壓力增大,因此,升力增大。同時,上表面流速加快使激波強度增強,激波位置后移。

圖9c)給出了后緣不同偏角時的升阻比曲線變化。在升力系數較小時,自由來流為負迎角。后緣上偏可增大相同升力系數時的來流迎角,減小壓差阻力,增大了升阻比;升力系數較大時,后緣下偏可減小相同升力系數時的來流迎角,進而減弱激波強度及阻力,提高升阻比。值得注意的是,計算所用的翼型為直接截取的三維Wingbody的KINK處翼型,在設計升力系數0.6時升阻比并非最大。后緣下偏1.5°時,升阻比相比于初始翼型提高了6.8%。

圖10為定升力系數Cl=0.6時阻力發散特性曲線。阻力發散馬赫數(dCd/dMa=0.1)隨后緣彎度增大而增大,即后緣偏角增加可提高阻力發散馬赫數,改善翼型的阻力發散特性。

圖10　Cd隨Ma變化曲線

4.2翼身組合體后緣變彎度對氣動性能的影響及分析

為了減少網格量,降低計算難度,縮短計算的時間,本文在某遠程寬體飛機翼身組合體上對TEVC系統進行計算和評估,旨在研究增升裝置機構實現后緣變彎度及在氣動上的收益,未考慮副翼、前緣縫翼參與變彎度及其對氣動的影響。

CATIA三維模型如圖11所示。通過KINK處機構輸出的變彎位置,利用剛體運動,可分別確定內外段襟翼的偏轉,進而確定后緣襟翼不同偏角時的變彎構型。配合擾流板下偏,使上下翼面連續無縫。

圖11　后緣變彎構型

在巡航馬赫數為0.85,單位米雷諾數6.69×106狀態下進行計算,設計升力系數為0.515,即對應飛機攜帶50%機內燃油量時的升力系數。在巡航范圍內,對應機體內剩余燃油變化為80%～20%,即確定巡航階段的升力系數變化范圍Cl=0.465～0.565。

采用多塊結構網格,近壁面處網格加密,計算網格量為810萬,物面網格如圖12所示。為了給出正確的比較結果,各變彎構型之間網格數量和分布都分別保持不變,這樣就將網格差異引起的流場計算結果的差別減到了最小。

圖12　計算網格

本文分別針對后緣幾種不同的變彎構型進行了計算:沿弦向彎度變化,即內外段襟翼同時偏轉相同角度,如±1.5°(下偏為正,上偏為負)、±1°、±0.5°。沿展向彎度變化,如僅內側襟翼偏轉-0.5°、-1°;僅外側襟翼偏轉0.5°、1°;內外翼段偏轉不同角度,如內側上偏0.5°,外側下偏0.5°。

表1給出了在設計點,Ma=0.85,Cl=0.515時,幾種不同變彎構型相比于初始構型在該設計工況時的阻力及升阻比變化。

表1　Cl=0.515時阻力系數及升阻比

表1中的幾種變彎構型均降低了設計點的阻力系數。僅外翼段下偏0.5°時,阻力降低0.966counts,升阻比提高0.459%。

飛機剛開始進入巡航,即Cl=0.565時,初始構型及不同變彎構型在該工況時的阻力系數及升阻比變化如表2所示。

表2　Cl=0.565時阻力系數及升阻比

表2列出了內外段襟翼同時下偏1°、1.5°、0.5°時的阻力系數。后緣襟翼下偏1°時,阻力降低5.368counts,升阻比提高2.28%。

巡航末端,即Cl=0.465時,初始構型及不同變彎構型在該工況時的阻力系數及升阻比變化如表3所示。

表3　Cl=0.465時阻力系數及升阻比

對比初始構型,僅內翼段襟翼上偏1°時,阻力降低0.665counts,升阻比提高0.345%。

巡航階段機翼后緣變彎度系統的氣動收益可用圖13表示。雖然本文變彎度構型存在以下限制條件:計算的構型后緣襟翼弦長較短,沿弦向的彎度變化有限;為了評估本文利用増升裝置的變彎效果,后緣未考慮副翼參與變彎,也在一定程度上降低了氣動上的收益;襟翼僅分為內外兩段,與波音787內襟翼、襟副翼、外襟翼、副翼的四段變彎相比,沿展向的彎度變化有限。但在整個巡航段仍取得了可觀的收益,巡航階段升阻比提高0.345%～2.28%。

后緣變彎度系統通過后緣偏轉不同的角度持續優化機翼外形,降低巡航時的阻力。傳統的機翼設計局限于僅優化單個設計點(對應50%燃油重量時的升力系數)的翼型或機翼參數,兼顧設計升力系數±0.05變化范圍內的阻力特性。而變彎度可為機翼設計提供更多的設計點,在傳統機翼設計的基礎上,通過優化巡航階段幾個狀態時的后緣偏角,可進一步降低巡航階段的阻力,減少油耗。

后緣彎度變化會改變翼型上表面壓力,進而影響激波位置或減弱激波強度來減小阻力。圖14至圖16分別給出了Cl=0.565時,初始構型與后緣下偏1°時機翼表面的壓力云圖和19 m站位處的壓力分布,可看出襟翼下偏1°后,彎度增加,巡航迎角減小,從而前緣吸力峰值降低,激波位置后移,外翼段激波更弱且位置更向后。

圖13　升阻比曲線對比　　　　　　　圖14　初始構型表面壓力　　圖15　后緣下偏1°時表面壓云圖及極限流線力云圖及極限流線

后緣變彎度也會改變機翼展向的環量及升力分布。圖17和圖18分別給出了Cl=0.465時,最佳橢圓型環量分布與初始構型和僅內翼段襟翼上偏1°構型環量分布對比及對應的升力系數的對比?？煽闯?變彎后的構型環量更貼近橢圓形分布,有利于減小誘導阻力。

圖16　Y=19 m處壓力分布對比　　　　　圖17　環量分布對比　　　圖18　升力系數分布對比

5結論

1) 通過運動仿真對本文研究的増升裝置機構進行運動學分析。在巡航階段變彎度時,襟翼前緣的運動軌跡大體上平行于機翼下表面,這可以保證在變彎過程中不會引起下表面過大的曲率變化。上表面通過擾流板的偏轉保證翼型表面連續無縫。與簡單鉸鏈機構的圓弧軌跡相比,起飛階段,即襟翼偏角較小時具有較大的后退量;著陸階段,即襟翼大偏角時,小的后退量能盡可能大的增加襟翼偏角。該機構良好的運動學特性使其能滿足巡航階段變彎度及起飛著陸的要求。

2) 評估了可用于機翼變彎度的襟翼機構對增升裝置效率的影響,與簡單鉸鏈機構起飛構型以及傳統著陸構型相比,應用該機構的起飛著陸構型,線性段及最大升力系數、升阻比均有增加,即具有更好的起飛著陸性能,滿足增升裝置的氣動設計要求。

3) 研究了機翼后緣變彎度對其氣動性能的影響。后緣變彎度不改變二維翼型的升力線斜率。在升力系數較小時,后緣上偏增大了升阻比;升力系數較大時,后緣下偏提高了升阻比。后緣偏角增加可提高阻力發散馬赫數,改善翼型的阻力發散特性。在遠程寬體客機翼身組合體基礎上改變后緣彎度,巡航段升阻比提高0.345～2.28%之間,驗證了本文所研究的增升裝置機構在氣動上取得了較大的收益。

參考文獻：

[1]Bolonkin A, Gilyard G B. Estimated Benefits of Variable-Geometry Wing Camber Control for Transport Aircraft[R]. NASA/TM-1999-206586

[2]Aaron A Tucker, Helen L Reed, William S Saric. Laminar Flow Control Flight Experiment Design and Execution[C]∥52nd Aerospace Sciences Meeting, Maryland, 2014

[3]Preliminary Design Department. Assessment of Variable Camber for Application to Transport Aircraft[R]. Seattle: Boeing Commercial Airplane Company, 1980: 1-89

[4]Szodruch J. The Influence of Camber Variation on the Aerodynamics of Civil Transport Aircraft[M]. Messerschmitt-B?lkow-Blohm, Information and Dokumentation, 1985: 1-5

[5]Kota S. Synthesis of Joint Less Compliant Mechanisms for Adaptive Compliant Wing(ACW)[R]. MI-48109-2125, 2000: 1-13

[6]Guy Norris. Boeing Unveils Plans for Trailing Edge Variable Camber on 787 to Reduce Drag, Save Weight[EB/OL]. (2006-6-12). http:∥Tlightglobal.com/news/articles/.

[7]楊智春,解江. 柔性后緣自適應機翼的概念設計[J]. 航空學報, 2009, 30(6): 1028-1034

Yang Zhichun, Xie Jiang. Concept Design of Adaptive Wing with Flexible Trailing Edge[J]. Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica, 2009, 30(6): 1028-1034 (in Chinese)

[8]楊文超, 楊劍挺, 王進, 等. 變彎度機翼準定常流動分離特性的實驗研究[J]. 中國科學: 物理學力學天文學, 2012, 42: 531-537

Yang Weicao, Yang Jieting, Wang Jin, et al. Experimental Investigation on the Quasi-Steady Flow Separation Behaviors of a Variable Camber Wing[J]. Sci Sin Phys Mech Astron, 2012, 42: 531-537 (in Chinese)

[9]John D Anderson. 計算流體力學基礎及其應用[M]. 吳頌平, 劉趙淼, 譯. 北京: 機械工業出版社, 2007: 52-59

John D Anderson. Computational Fluid Dynamics[M]. Wu Songping, Liu Zhaomiao, Translator. Beijing, China Machine Press, 2007: 52-59 (in Chinese)

[10] Menter F R. Zonal Two-Equation K-W Turbulence Model for Aerodynamic Flows[R]. AIAA-1933-2906

[11] Sakurai S, Wheaton J M, Fox S J, et al. Aircraft Flap Mechanism Having Compact Large Fowler Motion Providing Multiple Cruise Positions[P]. US:2013/0075537 A1. 3,28, 2013

[12] Smith Amo. High-Lift Aerodynamics[J]. Journal of Aircraft, 1975, 12(6): 501-530

Mechanical Simulation and Aerodynamic Analysis on a New Type of Wing Trailing Edge Variable Camber

Shen Guangchen, Bai Junqiang, Liu Nan, Liu Rui

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710072, China)

Abstract:By using computational fluid dynamics and CATIA DMU Kinematics, a high-lift system that could be used on the present and future civil aircraft for varying wing camber during cruise has been studied. It consists of flap mechanism and drooping spoiler. Kinematic analysis of the flap mechanism shows that there won't be any gap on the wing surface during cruise. Besides, the track of flap meets the requirements of takeoff and landing. Compared with the simple hinged flap, the linear range of lift coefficient of takeoff configurations that applied the flap mechanism increases by 0.05, and the corresponding increase of lift to drag ratio is from 3% to 0.2%. The maximum lift coefficient of landing configuration with drooping spoiler increases by 1.14% and the linear range of lift coefficient increases to 0.15 than the configuration without spoiler droop, which demonstrates its high efficiency. The flap mechanism has been used to change trailing edge camber on the basis of 2D cruise foils and the lift to drag ratio has been improved. The drag-divergence Mach number increases with trailing edge deflection angle. The flap mechanism has also been used to change trailing edge camber of a long-range, wide-body transport aircraft. In the entire range of lift coefficient available during cruise, the L/D of initial configuration has increased by 0.345%～2.28%. In conclusion, the high-lift system used for varying camber during cruise shows great benefits on aerodynamics without increasing complexity and weight of mechanism.

Keywords:high-lift system; aerodynamics; mechanisms; trailing edge variable camber; computational fluid dynamics; aerodynamic configurations; lift to drag ratio; Mach number

收稿日期：2016-03-08

作者簡介：沈廣琛(1991—),西北工業大學碩士研究生,主要從事飛行器氣動外形優化設計研究。

中圖分類號：V211.3

文獻標志碼：A

文章編號:1000-2758(2016)04-0578-09