具有不连续与无缝平滑弯度变形襟翼的低阻力矩形机翼的空气动力学研究

《Aerospace Science and Technology》：Aerodynamic Investigations of a Low-Drag Rectangular Wing with Discontinuous and Seamless Smooth Camber-Morphed Flaps

针对无人机低雷诺数气动性能优化，通过CFD模拟对比跨段无缝平滑弯折襟翼（S-SCMF）、跨段不连续平滑弯折襟翼（SCMF）和传统铰链式襟翼（HF）的升阻比，发现S-SCMF因消除翼端间隙显著降低涡旋阻力，在低雷诺数（1e6）下升阻比提升更明显。研究还验证了跨段连续襟翼在复杂流动条件下的气动优势。

　　

Ravi Kumar | Santanu Ghosh | Joel George M

印度理工学院马德拉斯分校航空航天工程系

摘要

通过对低阻力NACA 64₁-612机翼的亚音速流动进行计算，从定性和定量两个方面评估了沿展向无缝平滑弯度变形襟翼与沿展向不连续平滑弯度变形襟翼以及传统铰链式襟翼在空气动力学上的优势。此外，还系统地研究了机翼（带襟翼）的空气动力性能对雷诺数变化的敏感性。采用ANSYS Fluent软件和Menter的剪切应力传输（SST）湍流模型（包含两个方程的雷诺平均纳维-斯托克斯（RANS）模拟，并结合基于局部相关性的单方程γ-过渡模型进行了分析。研究了三种不同的来流湍流强度；虽然0.5%的湍流强度与Xfoil模型的结果最为接近，但根据标准外部空气动力学计算流体动力学（CFD）实践，所有模拟均采用了5%的湍流强度。这些模拟涵盖了无人机（UAV）的起飞/降落和机动飞行阶段，对应的雷诺数分别为1×10⁶和4.58×10⁶。具体研究了10°和15°的襟翼偏转角度，以实现这些飞行阶段所需的高升力。空气动力特性图表显示，无缝平滑弯度变形襟翼通过消除襟翼与固定机翼部分之间的沿展向间隙，显著提高了空气动力效率，从而减少了襟翼尖端涡流及其相关的阻力损失。在代表起飞和降落飞行阶段的较低雷诺数下，这种性能提升更为明显。

引言

变形技术的概念源于观察昆虫和鸟类在飞行过程中能够改变翅膀形状的能力。空气动力学中的变形技术通常分为三类主要类型。第一类是平面内变形，涉及沿弦向或展向调整机翼/尾翼结构的布局，从而有效改变表面积（Skillen和Crossley [1]）。第二类是平面外变形，包括沿展向的弯曲（Feshalami等人 [2]）和扭转（Aso等人 [3]），这改变了沿展向的入射角度，进而控制局部和整体的空气动力载荷。第三类是翼型变形，涉及改变翼型的弯度（Daynes和Weaver [4]），通过向上或向下偏转后缘来优化升力产生。过去进行了多项研究，以提高使用变形技术的翼型和机翼的空气动力效率。特别是，人们试图评估平滑弯度变形概念相比铰链式襟翼是否在提升飞行效率方面具有优势。

Woods和Friswell [5] 描述了基于欧拉-伯努利梁理论的Fishbone主动弯度（FishBAC）概念，发现FishBAC翼型的阻力远低于铰链式襟翼翼型，升力更高。后来，Woods等人 [6] 开发了一种优化策略，将FishBAC集成到空气动力优化过程中，以获得最佳的FishBAC配置。该系统在各种飞行条件下均表现出显著的性能提升，其效果可与具有完美变形能力的翼型相媲美，突显了FishBAC作为一种相对简单但性能优异的变形机制的潜力。

Lendraitis和Lukosevicius [7] 展示了如何仅使用一个执行器就能使柔性后缘结构平滑改变弯度。沿弦向的平滑偏转避免了传统襟翼的尖锐铰链间隙，有助于在后缘附近实现更好的压力恢复。基于CFD的优化和风洞测试均表明升力提高且阻力降低，L/D（升阻比）提高了约12%。Spillman [8] 证明，在巡航条件下，使用NACA 64012翼型的可变弯度襟翼可将阻力降低23%。Jo和Majid [9] 以RQ-7a Shadow无人机为例，研究了在飞机操作和任务规划中采用弯度变形的实际效益。通过匹配固定翼型和变形翼型的C_L值，研究表明NACA 6410翼型的飞行范围和续航时间提高了17%，NACA 8410翼型提高了平均60%，凸显了变形技术在提升飞机性能和可持续性方面的潜在优势。

Naranjo等人 [10] 研究了弯度变形（包括弯度大小和弦向位置）对通用无人机（UAV）性能的影响。研究发现，在所有三个性能指标（飞行范围、续航时间和失速速度）上，最大弯度位置的影响都不明显。Raj和Rose [11] 使用NACA 4412翼型，研究了MQ9 Reaper模型中可变弯度变形的应用。他们的发现表明，在各种飞行段中升力系数（C_L）显著增加，同时流动分离现象减少。

Lyu和Martins [12] 使用基于伴随优化的RANS模拟量化了自适应弯度变形后缘如何改善巡航性能。允许后缘弯度在机翼后45%的弦长范围内平滑变化，并在巡航飞行包线内进行了超过400次单独优化，结果显示阻力降低了最多5%，长距离巡航飞行的燃油消耗减少了最多1%。最近，Reist等人 [13] 通过现有控制面设计了具有可变弯度的商务喷气机。多点优化表明，在各种巡航条件下，可变弯度可使阻力降低1–5%，尤其是在低升力系数时效果更为显著。

文献中通常研究的铰链式和弯度变形襟翼，在襟翼偏转时，机翼的刚性部分与襟翼（沿展向）尖端之间存在间隙，这是空气动力阻力和噪声的重要来源（Macaraeg [14]）。这些间隙会干扰流动，导致压力从机翼的下表面（压力面）泄漏到上表面（吸力面），从而造成升力损失和阻力增加。各个工业和学术团队的研究人员提出了多种方法来消除这些间隙。

Abdessemed等人 [15] 研究了具有（沿展向）无缝过渡的平滑弯度变形后缘襟翼对NACA 0012机翼空气动力性能的影响，考虑了襟翼的沿展向位置和宽度。通过3D稳态和非稳态RANS模拟，作者将（沿展向）无缝变形配置与传统（襟翼尖端与机翼固定部分之间有间隙的）铰链式襟翼配置进行了比较，发现无缝设计在稳态流动下提供了更好的空气动力性能，而在非稳态流动下则会增加额外阻力，这取决于后缘的振荡速度。

Negahban等人 [16] 为战术无人机系统UAS-S45优化了一种沿展向无缝变形襟翼，以了解其对空气动力性能的影响。使用基于伴随优化的RANS优化方法，发现小的、连续的后缘形状调整在爬升、巡航和下降条件下改善了压力分布并降低了阻力。与传统铰链式襟翼相比，无缝设计在更宽的角度范围内保持了附流。 [15] 和 [16] 中的研究纯粹是空气动力学方面的分析，没有涉及变形机制的设计或结构考虑。

NASA Langley的研究人员 [17] 专利了一种基于柔顺性的襟翼过渡方法，使用弹性楔形件来密封襟翼与机翼之间的间隙，相比之前的方法更为简单。采用这种方法探索了多种配置，在风洞测试中显示出改进的升阻比。FlexSys Inc. [18] 开发了一种有前景的无缝过渡概念，用于补充他们的FlexFoil^TM主动弯度概念。他们的提议机制最近已在改装的Gulfstream III喷气机上进行了测试，但其工作原理和性能细节尚未公开。

Woods等人 [19] 研究了一种无缝过渡变形襟翼概念，旨在消除机翼控制面沿展向端部的不连续性，适用于矩形NACA 0012机翼。该概念包含一个短的、沿展向的襟翼-机翼过渡段，消除了刚性机翼与活动襟翼之间的不连续性。在雷诺数2.96×10⁶下进行的计算流体动力学（CFD）分析表明，这种设计提高了升力并减少了阻力，同时对涡流形成的影响最小。然而，本文没有将这种沿展向连续的机翼-襟翼配置与更传统的（沿展向不连续的）铰链式襟翼配置进行比较。

Cheng等人 [20] 开发了一种无需铰链即可平滑改变弯度的后缘变形概念，采用轻质内部结构支撑的柔性蒙皮。从空气动力学的角度来看，平滑的后缘形状有助于保持附流并避免了尖锐襟翼间隙造成的阻力损失。据报道，该设计能够实现约±15°的弯度变化。

最近，Negahban等人 [21] 提出了一种使用象鼻型机构（ETM）的后缘变形襟翼，无需任何铰链或沿展向间隙即可平滑弯曲襟翼。作者设计并制造了一个原型，使用柔性蒙皮实现了连续的弯度变化。风洞测试结果与CFD预测高度吻合，表明该襟翼在空气动力载荷下可以可靠地变形，同时保持襟翼端部的清洁、沿展向无缝的表面。

本文提出了三维计算研究，全面分析了具有沿展向平滑（几何连续）弯度变形襟翼的低阻力NACA 64₁-612矩形机翼的空气动力性能，该襟翼还具有沿展向无缝过渡（S-SCMF）特性，即消除了襟翼尖端与机翼固定部分之间的间隙。将这种配置与同一矩形机翼上的传统铰链式（HF）和沿弦向平滑弯度变形襟翼（SCMF）进行了比较，后者在襟翼端部存在沿展向的不连续性（间隙）。分析在代表典型无人机起飞/降落和机动条件的雷诺数1×10⁶和4.58×10⁶下进行。

本文旨在从定性和定量两个方面了解沿展向无缝过渡平滑弯度变形襟翼（S-SCMF）在无人机实际飞行条件下的空气动力性能，与其沿展向不连续平滑弯度变形襟翼（SCMF）和传统铰链式襟翼（HF）进行比较。另一个关键目标是研究空气动力性能对雷诺数变化的敏感性。

以下部分描述了用于表示平滑弯度变形襟翼的方程，以及具有平滑弯度变形无缝过渡襟翼的矩形机翼的几何设计。后续部分提供了不同襟翼配置的力系数、表面压力分布和顺流向涡流的详细比较分析。论文最后讨论了研究结果。

部分摘录

翼型和襟翼轮廓

选择NACA 64₁-612翼型是因为其在广泛的升力系数范围内具有低阻力空气动力特性，非常适合无人机机翼。作为NACA 6系列翼型的一员，它专为中等至高雷诺数下的低阻力设计，符合在低速和中等速度范围内运行的无人机的性能要求。此外，该翼型有大量的实验数据可供参考。

结果与讨论

首先，通过将计算方法预测的升力和阻力系数与文献数据和Xfoil对NACA 64₁612翼型流动的预测结果进行比较，对所使用的计算方法进行了验证。接下来展示了机翼模拟的结果。

结论

本研究旨在通过数值模拟，研究在无人机（UAV）起飞/降落和机动过程中，消除襟翼末端与机翼固定部分之间沿展向不连续性所带来的空气动力优势。分析针对具有40%机翼展长的三种不同襟翼配置进行了进行：铰链式襟翼、平滑弯度变形襟翼和无缝过渡平滑襟翼。

CRediT作者贡献声明

Ravi Kumar：撰写 – 审稿与编辑、原始草稿撰写、可视化、验证、方法论、调查、形式分析、数据整理、概念化。 Santanu Ghosh：撰写 – 审稿与编辑、可视化、监督、软件使用、资源协调、方法论、概念化。 Joel George M：撰写 – 审稿与编辑、可视化、监督、方法论、概念化。

利益冲突声明

作者声明没有已知的财务利益或个人关系可能影响本文所述的工作。