岑夢希, 葉正寅, 葉坤, 楊青

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

飛機(jī)著陸過程中提高氣動(dòng)性能的一種新方法

岑夢希, 葉正寅, 葉坤, 楊青

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

為了提高飛機(jī)在著陸過程中的氣動(dòng)性能,提出了一種新方法:將翼型上翼面的一段表面設(shè)計(jì)為活動(dòng)部分。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入著陸階段的較大迎角時(shí),通過活動(dòng)部分在上翼面形成一個(gè)臺(tái)階產(chǎn)生穩(wěn)定的駐渦,再聯(lián)合Gurney襟翼,達(dá)到同時(shí)提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上對(duì)上述方法進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明,翼型最大升力系數(shù)從原始翼型的1.548 232提高到2.160 687, 最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角可以從原始翼型的17°提高到20°?？梢?所提出的新方法對(duì)提高飛機(jī)的著陸性能是有效的。

翼型; 分離渦; Gurney襟翼; 駐渦

引言

飛機(jī)在著陸時(shí)要盡可能降低飛行速度,這就要求飛機(jī)在著陸時(shí)有高的升力。為此,飛機(jī)在低速時(shí)要配合大的迎角,但一般的翼型在大迎角下有兩方面的缺陷:一是受到失速迎角的限制;二是翼型上翼面的分離渦不斷地從后緣脫落,從而在翼型上產(chǎn)生一個(gè)非定常的動(dòng)態(tài)載荷[1]。這種非定常的動(dòng)態(tài)載荷會(huì)使升力產(chǎn)生波動(dòng),不利于飛機(jī)的操縱,同時(shí)帶來機(jī)翼的結(jié)構(gòu)疲勞,縮短飛機(jī)的壽命。對(duì)于大型飛機(jī),可以在機(jī)翼上裝配增升裝置,但是,配合增升裝置的機(jī)構(gòu)非常復(fù)雜,增加的重量也很大[2],除大型運(yùn)輸機(jī)外,小型飛機(jī)和無人機(jī)一般不運(yùn)用傳統(tǒng)的增升裝置。為了提高升力,Gurney襟翼是近些年來研究的一種構(gòu)造簡單、安裝便捷、增升效果顯著的增升措施[3-5]。但是,Gurney襟翼雖然可以提高翼型的升力,卻減小了翼型迎角的工作范圍[4],所以單純的Gurney襟翼對(duì)提高飛機(jī)的著陸性能并沒有很大的吸引力。

為了提高飛機(jī)著陸階段的低速性能,本文提出了一種設(shè)計(jì)思想,即利用人工駐渦來控制大迎角下的流場,同時(shí)聯(lián)合Gurney襟翼來設(shè)計(jì)翼型,旨在提高翼型升力的同時(shí)還能夠提高翼型的失速迎角。

1 設(shè)計(jì)原理

翼型失速的主要原因是翼型背風(fēng)區(qū)域附面層中的空氣受到逆壓梯度的影響而形成分離渦,而隨著迎角的增大,翼型上翼面的分離渦強(qiáng)度逐漸增大,分離區(qū)逐漸擴(kuò)大,分離點(diǎn)逐漸向前緣移動(dòng)。當(dāng)迎角、分離區(qū)及分離渦強(qiáng)度增大到一定程度時(shí),翼型的升力系數(shù)就會(huì)迅速下降,翼型失速。為了提高升力和推遲失速,本文提出了一種新思路:由于駐渦可以提高翼型的升力及失速迎角,可以在翼型上翼面形成一個(gè)臺(tái)階,生成人工駐渦,因而為了進(jìn)一步提高升力,可以將其與Gurney襟翼聯(lián)合使用,達(dá)到同時(shí)增加升力和提高失速迎角的目的。

下面將設(shè)計(jì)思想運(yùn)用到NACA2415翼型(下文中記為原始翼型)上以便詳細(xì)說明該方法的原理(見圖1)。將NACA2415翼型上翼面的一段表面設(shè)計(jì)為活動(dòng)部分。活動(dòng)部分的上游端在上翼面的最大厚度處(A點(diǎn)),下游端在離后緣一定距離處(B點(diǎn)),活動(dòng)部分的上游端用鉸鏈固定在翼型上翼面。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入著陸階段的較大迎角時(shí),適當(dāng)?shù)靥Ц呋顒?dòng)部分的下游端,抬高的下游端與上翼面某處(C點(diǎn))通過柔性材料來連接。由于只抬高部分上翼面,活動(dòng)部分的下游端與原翼型臨近后緣部分形成了一個(gè)臺(tái)階,在氣流的作用下,這個(gè)背風(fēng)的臺(tái)階處會(huì)形成一個(gè)穩(wěn)定的駐渦。而這個(gè)駐渦可以抑制上翼面的分離,避免分離的氣流向機(jī)翼前緣發(fā)展,于是失速迎角增加。同時(shí),由于這個(gè)駐渦在翼型的上翼面產(chǎn)生了渦升力,因此使得升力增加。另外,由于抬高了部分上翼面,減小了臺(tái)階前的上翼面與水平來流之間的夾角,這在一定程度上減小了臺(tái)階前的上翼面的逆壓梯度,減緩了臺(tái)階前的上翼面的流場分離,增大了失速迎角。

圖1 帶Gurney襟翼和臺(tái)階翼型的形成方法

為了進(jìn)一步增加升力,在離翼型后緣某處增加一個(gè)Gurney襟翼(如圖1的D,E處)。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入著陸階段的較大迎角時(shí),抬高翼型上翼面的活動(dòng)部分,同時(shí)打開下翼面的Gurney襟翼。

在上述翼型的形成過程中,B點(diǎn)的位置、臺(tái)階處的形狀以及Gurney襟翼的位置、高度、角度都是需要考慮的參數(shù)。針對(duì)NACA2415翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),不同的翼型對(duì)應(yīng)著不同的設(shè)計(jì)結(jié)果。其外形的設(shè)計(jì)原則是:在大迎角下,翼型上翼面的臺(tái)階處能形成較強(qiáng)的駐渦,從而有效地控制上翼面的流場,保證上翼面活動(dòng)部分的下游端(B點(diǎn))以前不出現(xiàn)較明顯的分離。

2 數(shù)值模擬及結(jié)果分析

現(xiàn)對(duì)新翼型進(jìn)行詳細(xì)描述(其基礎(chǔ)翼型為NACA2415)。抬高部分上翼面形成臺(tái)階:將上翼面活動(dòng)部分(最大厚度處到上翼面弦長的80%處)繞活動(dòng)部分的上游端逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)10°,活動(dòng)部分的下游端垂直連接于上翼面。添加Gurney襟翼:在離后緣弦長的1%處垂直于弦線添加Gurney襟翼,襟翼的長度為弦長的4%,厚度為弦長的0.2%。

圖2 新翼型的網(wǎng)格示意圖

為了驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)思想的可行性,選取二維的“H”型網(wǎng)格(見圖2)為計(jì)算模型進(jìn)行數(shù)值模擬。遠(yuǎn)場邊界取20倍弦長,節(jié)點(diǎn)數(shù)達(dá)5×104,離壁面的第一層網(wǎng)格為1.0×10-5m,其背風(fēng)區(qū)和各剪切層附近均進(jìn)行了適當(dāng)?shù)募用?以保證數(shù)值模擬的精度。采用的軟件為Fluent,湍流模型為Spalart-Allmaras模型,馬赫數(shù)Ma=0.2,溫度T=288 K,雷諾數(shù)Re=1.5×106。

圖3～圖5給出了原始翼型的流線和壓力分布的數(shù)值模擬結(jié)果。圖3～圖5的流場顯示表明:原始翼型在迎角低于9°時(shí)，流場沒有分離;當(dāng)迎角達(dá)到9°時(shí),翼型后緣處有一個(gè)小的順時(shí)針分離渦;隨著迎角的增大,分離渦及分離區(qū)逐漸擴(kuò)大并沿上翼面向前緣移動(dòng);當(dāng)迎角達(dá)到19°時(shí),分離區(qū)達(dá)到翼型最大厚度處,并在后緣處生成一個(gè)逆時(shí)針的分離渦。隨著迎角的繼續(xù)增大,翼型上翼面的分離渦進(jìn)一步增大、前移,而后緣處逆時(shí)針的分離渦也增大。

圖3 原始翼型的流線和壓力分布(α=9°)

圖4 原始翼型的流線和壓力分布(α=19°)

圖6～圖8給出了新翼型的流線和壓力分布的數(shù)值模擬結(jié)果。圖6～圖8的流場顯示表明:由于新翼型臺(tái)階的存在,一個(gè)逆時(shí)針分離渦以及緊接其后的一個(gè)大得多的順時(shí)針分離渦停駐在臺(tái)階處,形成了駐渦,而在后緣后下方形成了一個(gè)逆時(shí)針分離渦,襟翼前方形成一個(gè)逆時(shí)針的分離渦(見圖6)。其穩(wěn)定的渦系結(jié)構(gòu)一直維持到20°迎角,只是隨著迎角的增大,后緣后下方的逆時(shí)針分離渦逐漸上移。當(dāng)迎角達(dá)到21°時(shí),流場結(jié)構(gòu)發(fā)生了劇烈的變化,順時(shí)針的分離渦不再停駐在臺(tái)階處,而是脫離了臺(tái)階,移動(dòng)到臺(tái)階前方。這時(shí),臺(tái)階前的上翼面存在很長的分離區(qū);臨近臺(tái)階尖端前方新生成一個(gè)逆時(shí)針分離渦;后緣后下方的逆時(shí)針分離渦移動(dòng)到后緣后上方;襟翼后方也新生成一個(gè)順時(shí)針的分離渦;而臺(tái)階處和襟翼前方逆時(shí)針分離渦仍保持在原處。

圖6 新翼型的流線和壓力分布(α=0°)

圖7 新翼型的流線和壓力分布(α=20°)

圖8 新翼型的流線和壓力分布(α=21°)

圖9和圖10分別給出了翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線。由圖9和圖10可知,在所有迎角下,新翼型的升力系數(shù)都比原始翼型的升力系數(shù)大,新翼型的最大升力系數(shù)從原始翼型的1.548 232提高到了2.160 687;其最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角也從17°增加到20°;而新翼型的阻力系數(shù)比原始翼型的阻力系數(shù)大得多。由于飛機(jī)在著陸過程中是一個(gè)減速的過程,在足夠的升力的條件下,增加阻力可以加快減速,縮短飛機(jī)著陸過程中的滑跑距離。因此，這種方法可以在飛機(jī)著陸時(shí)使用,尤其適合無法安裝增升裝置的小飛機(jī)、輕型飛機(jī)和無人機(jī)。

圖9 翼型升力系數(shù)隨迎角的變化曲線

圖10 翼型阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線

3 結(jié)束語

針對(duì)飛機(jī)在著陸過程中的特點(diǎn),本文提出了一種利用駐渦控制大迎角分離的設(shè)計(jì)思路。通過在翼型上翼面設(shè)計(jì)一個(gè)臺(tái)階,使得流場在臺(tái)階處形成了穩(wěn)定的駐渦。由于駐渦的環(huán)量誘導(dǎo)作用,使得翼型上翼面的分離區(qū)域得到有效控制。本文將這個(gè)思路聯(lián)合Gurney襟翼應(yīng)用到原始翼型,數(shù)值模擬結(jié)果表明了該方法的有效性。因此,這是一種值得深入研究的設(shè)計(jì)方法。

[1] 葉正寅,胡珺.大厚度翼型分離流場的穩(wěn)定性探討[J].航空計(jì)算技術(shù),2009,39(4):6-9.

[2] 鄧一菊,段卓毅.波音777增升裝置氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究綜述[J].飛機(jī)工程,2004,(2):8-12.

[3] 周瑞興,高永衛(wèi),上官云信,等.Gurney襟翼對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究[J].兵工學(xué)報(bào),2003,24(1):125-127.

[4] Wang J J,Li Y C,Choi K S.Gurney flap-lift enhancement,mechanisms and applications [J].Progress in Aerospace Sciences,2008,(44):22-47.

[5] 於菟,張攀峰,王晉軍.超臨界翼型Gurney襟翼增升的數(shù)值模擬研究[J].氣體物理,2010,5(3):38-45.

Newmethodofimprovingtheaircraftaerodynamicperformanceintheprocessofaircraftlanding

CEN Meng-xi, YE Zheng-yin, YE Kun, YANG Qing

(National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, NWPU, Xi’an 710072, China)

In order to improving the aircraft aerodynamic performance in the process of aircraft landing, a new method is presented: to design a part of the upper surface of the airfoil profile to change into a movable part. When the airplane accesses to the relatively larger angle of attack during the period of landing, a step can be formed on the upper surface by the movable part, thus a stable trapped vortex is generated. By joint operation of a Gurney flap, both effects of improving the lift and the stall angle of attack will be achieved, while drag of airfoil profile will also be increased. By carrying the above method into NACA2415 airfoil, the numerical results show that the maximum lift coefficient can be increased from 1.5482320 of the original airfoil to 2.1606871, and the stall angle of attack of the airfoil can be increased from original 17 degrees to 20 degrees. Therefore, the new method presented here is believable to improve aircraft landing performance.

airfoil; separated vortex; Gurney flap; trapped vortex

2011-04-25;

2011-09-22

國家自然科學(xué)基金資助(10872171)

岑夢希(1982-)，男，湖北浠水人，碩士研究生，主要從事飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)及垂尾抖振的數(shù)值模擬研究。

V211.4

A

1002-0853(2012)01-0017-03

(編輯：姚妙慧)