王依

摘 要：襟翼縫道參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)是大型民機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的重要任務(wù)，其對(duì)于飛機(jī)起飛和著陸飛行性能有重要影響。該文介紹了一種襟翼縫道參數(shù)的工程計(jì)算方法以及在設(shè)計(jì)中應(yīng)避免出現(xiàn)的復(fù)雜流動(dòng)狀態(tài)，并以某飛機(jī)型號(hào)為例計(jì)算了該飛機(jī)襟翼縫道參數(shù)設(shè)計(jì)。為檢驗(yàn)該工程方法可靠性，安排了低速風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)不同襟翼縫道參數(shù)進(jìn)行了尋優(yōu)，并將試驗(yàn)結(jié)果與基于工程方法得到的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。對(duì)比結(jié)果表明該襟翼縫道參數(shù)工程計(jì)算方法具有較高的參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：大型民機(jī) 襟翼縫道參數(shù) 工程計(jì)算方法 優(yōu)化 風(fēng)洞試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V22 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2015）12（b）-0044-02

襟翼參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)與優(yōu)化是飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的重要任務(wù)之一。在大型民機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)過程中，襟翼參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)主要采用數(shù)值分析方法（比如CFX和Wisemen Plus等軟件）和風(fēng)洞試驗(yàn)手段。

俄羅斯中央流體動(dòng)力研究院（以下簡(jiǎn)稱TsAGI）根據(jù)其型號(hào)經(jīng)驗(yàn)發(fā)展了一套襟翼后退參數(shù)設(shè)計(jì)的工程方法，該方法實(shí)用、簡(jiǎn)便，可快速完成襟翼縫道參數(shù)的初步設(shè)計(jì)，該文將對(duì)這種工程方法予以簡(jiǎn)介。同時(shí)，以某型飛機(jī)為例，在風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果的基礎(chǔ)上就襟翼后退量參數(shù)的優(yōu)化進(jìn)行分析，并評(píng)估該工程方法的可靠程度。

1 襟翼后退量?jī)?yōu)化參數(shù)工程方法

該文介紹的襟翼參數(shù)設(shè)計(jì)工程方法由TsAGI發(fā)展而來，該方法首先定義了襟翼艙的外形設(shè)計(jì)原則，并給出了襟翼后退參數(shù)（包括襟翼縫道寬度和襟翼后退量）的初步選取方法。

1.1 襟翼參數(shù)定義

襟翼參數(shù)的定義主要包括以下幾點(diǎn)。

（1）襟翼偏度；

（2）襟翼上表面與主翼型之間的縫隙寬度；

（3）體現(xiàn)襟翼安裝位置的距離：在襟翼收起時(shí)，從襟翼頭部至主翼型后緣的距離，偏移方向與主翼型弦線平行（飛機(jī)定型后，為一固定常數(shù)）；

（4）體現(xiàn)襟翼上表面形態(tài)的距離：在襟翼收起時(shí)，主翼型后緣至襟翼后緣測(cè)得的距離，偏移方向與主翼型弦線平行；

（5）體現(xiàn)襟翼偏轉(zhuǎn)時(shí)前伸或后退程度的距離，偏移方向與主翼型弦線平行。

1.2 襟翼艙外形的確定

典型的襟翼后退量參數(shù)可以通過相對(duì)縫道寬度（）和相對(duì)后退距離（）來表述，在選擇參數(shù)時(shí)必須保證縫隙的寬度在整個(gè)襟翼艙范圍內(nèi)是平滑變化的。這對(duì)任何類型的襟翼來說都是必要的，因?yàn)樗鼪Q定著縫道出口處的氣流是否會(huì)發(fā)生分離。

襟翼縫道的形狀是這樣確定的：一方面，襟翼收起時(shí)，由主翼型里切出的輪廓外形（即襟翼艙的輪廓）決定；另一方面，取決于襟翼上表面外形和它與主翼型后緣的相對(duì)位置。在設(shè)計(jì)襟翼上表面的外形時(shí)，可以優(yōu)先使用規(guī)律。

1.3 相對(duì)縫道寬度的選取

在選擇襟翼后退量參數(shù)和時(shí)要優(yōu)先考慮縫道的相對(duì)寬度。移出的最優(yōu)參數(shù)可以根據(jù)TsAGI方法計(jì)算：

公式中為襟翼艙長(zhǎng)度相對(duì)機(jī)翼弦長(zhǎng)的比值。該公式的適用范圍包括如下幾方面。

（1）機(jī)翼相對(duì)展弦比不少于≥6；

（2）機(jī)翼相對(duì)根梢比范圍λ=1～5；

（3）機(jī)翼1/4弦線后掠角不大于≤35°；

（4）前緣縫翼相對(duì)弦長(zhǎng)不大于s≤0.30。

按照該公式計(jì)算可得到某民用客機(jī)不同襟翼偏度時(shí)襟翼相對(duì)縫隙與襟翼相對(duì)機(jī)翼展長(zhǎng)的關(guān)系。

1.4 相對(duì)后退量參數(shù)的選取

TsAGI在考慮縫道的相對(duì)后退量的工程方法給出如下：

式中的定義與公式的適用范圍同1.2節(jié)。

按照該公式計(jì)算可得到某民用客機(jī)不同襟翼偏度時(shí)襟翼后退量與襟翼相對(duì)機(jī)翼展長(zhǎng)的關(guān)系。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)方法與TsAGI工程計(jì)算方法對(duì)比

該文研究采用1∶10的全金屬半模模型在某低速風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)。模型襟縫翼的偏度、與主翼的重疊量以及縫道寬度通過無(wú)級(jí)變機(jī)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)無(wú)級(jí)變化。

所選試驗(yàn)風(fēng)洞是一座單回流式閉口試驗(yàn)段低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段長(zhǎng)8 m，截面尺寸為4 m×3 m。橫截面為切角矩形，試驗(yàn)段中心截面有效面積10.72 m2，空風(fēng)洞最大穩(wěn)定風(fēng)速為106 m/s，最小穩(wěn)定風(fēng)速為10 m/s，空風(fēng)洞軸向靜壓梯度約為0。

在半模風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上在主翼型和襟翼上表面之間的沿展向3個(gè)剖面里建立了理想相對(duì)縫隙和襟翼打開角度之間的函數(shù)關(guān)系。

可以看出，在翼中剖面，除最大襟翼偏度情況外，試驗(yàn)優(yōu)化結(jié)果基本落在工程方法誤差范圍以內(nèi)。對(duì)翼尖剖面而言，試驗(yàn)結(jié)果與估算方法吻合良好。

3 結(jié)語(yǔ)

在大型民機(jī)的設(shè)計(jì)中，襟翼縫道參數(shù)的選取和優(yōu)化會(huì)影響保證起飛構(gòu)型的最大升阻比和著陸構(gòu)型的最大升力系數(shù)。該文介紹了一種相對(duì)簡(jiǎn)單易行的TsAGI襟翼后退參數(shù)工程計(jì)算方法，并把試驗(yàn)優(yōu)化得到的襟翼縫道相對(duì)寬度與TsAGI工程方法得到的結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比?？傮w來講，該TsAGI工程計(jì)算方法對(duì)于增升裝置縫道參數(shù)的初步設(shè)計(jì)具備一定的指導(dǎo)意義和較高的參考價(jià)值。

參考文獻(xiàn)

[1]K.P.彼得羅夫.飛行器部件的氣動(dòng)特性[M].莫斯科：莫斯科機(jī)械制造出版社，1985.

[2]（俄）Г.С.比施根斯.干線飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)和飛行力學(xué)[M].孫榮科，譯.北京：航空工業(yè)出版，1996.

[3]（俄）Г.А.尤金，С.Г.伊格納奇耶夫，Г.В.哈加以諾娃.帶前后緣增升裝置的大展弦比亞音速/跨音速客機(jī)/運(yùn)輸機(jī)的氣動(dòng)學(xué)原理[Z].俄羅斯中央流體力學(xué)研究院（TsAGI）檔案中心，1980.

[4]氣動(dòng)設(shè)計(jì)/《氣動(dòng)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì)，張錫金.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第6冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[5]陳迎春，宋文濱，劉洪.民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)[M].上海：上海交通大學(xué)出版社，2010.