劉 毅, 趙曉霞, 江宗輝, 任慶祝

(1. 中航飛機(jī)股份有限公司 研發(fā)中心, 陜西 漢中 723000; 2. 中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司, 陜西 漢中 723000)

低速飛機(jī)加裝翼梢小翼的CFD數(shù)值計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn)研究

劉 毅1,2, 趙曉霞1,2, 江宗輝1,2, 任慶祝1,2

(1. 中航飛機(jī)股份有限公司 研發(fā)中心, 陜西 漢中 723000; 2. 中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司, 陜西 漢中 723000)

針對(duì)某四發(fā)渦槳飛機(jī)飛行速度較低，巡航升力系數(shù)較大的特點(diǎn)，通過(guò)加裝翼梢小翼改善翼尖流場(chǎng)特性而提高巡航升阻比。經(jīng)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證表明，幾何參數(shù)優(yōu)化后的小翼，可以使飛機(jī)久航點(diǎn)升阻比提高8%，遠(yuǎn)航點(diǎn)升阻比提高4.8%。加裝翼梢小翼氣動(dòng)特性的CFD數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，可作為小翼外形進(jìn)一步優(yōu)化后快捷、經(jīng)濟(jì)的驗(yàn)證手段。

翼梢小翼；升阻比；誘導(dǎo)阻力；CFD數(shù)值計(jì)算；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

升阻比是評(píng)價(jià)飛機(jī)氣動(dòng)效能的主要參數(shù)，增大升阻比是提升飛行性能的有效途徑。增加機(jī)翼翼展可提高升阻比但會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼根部彎矩及結(jié)構(gòu)重量的增加，而翼梢小翼可在不明顯增加機(jī)翼根部彎矩的前提下增大飛機(jī)的有效展弦比，進(jìn)而提高升阻比，因此在現(xiàn)代軍用及民用飛機(jī)設(shè)計(jì)中得到了廣泛應(yīng)用，例如灣流Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ，波音737-800、747-400，空客A340、A380，麥道MD-11、C-17等。

美國(guó)的R.T.Whitcomb于1976年首先對(duì)翼梢小翼的設(shè)計(jì)理論進(jìn)行了系統(tǒng)研究并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，表明在相同結(jié)構(gòu)重量代價(jià)的前提下可提供兩倍于翼展加長(zhǎng)的升阻比增量。翼梢小翼在商用運(yùn)輸機(jī)和軍用高亞聲速運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)上得到廣泛研究[2-4]，文獻(xiàn)總結(jié)了這類(lèi)應(yīng)用表明，減阻量在3%～6.2%之間。在低速飛機(jī)領(lǐng)域，B.S.Mattos指出在EMB-202農(nóng)業(yè)飛機(jī)、Pilatus PC-12通用飛機(jī)和ERJ145預(yù)警機(jī)等速度低且升力系數(shù)大的機(jī)型使用翼梢小翼，起到了提高巡航升阻比、提高爬升率和降低失速速度的作用。

某四發(fā)渦槳飛機(jī)采用了低速大展弦比的機(jī)翼布局，展弦比約為12，巡航M數(shù)約為0.5，典型的遠(yuǎn)航升力系數(shù)為0.8，久航升力系數(shù)為1.0。根據(jù)理論分析[7]，翼梢小翼對(duì)大展弦比飛機(jī)的效果不如小展弦比飛機(jī)，但該型機(jī)由于巡航使用升力系數(shù)較大，而誘導(dǎo)阻力正比于升力系數(shù)的二次方，故飛機(jī)仍具有采用翼梢小翼減阻的潛力。本課題研究了在該型飛機(jī)上采用上翹式翼梢小翼的可行性，其設(shè)計(jì)和優(yōu)化分為2個(gè)階段：第一階段為少量外形方案的CFD數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)摸底，用于驗(yàn)證小翼提高飛機(jī)升阻比的可行性以及數(shù)值計(jì)算的可信度；第二階段進(jìn)一步對(duì)小翼主要外形參數(shù)如展長(zhǎng)、后掠角、安裝角、扭轉(zhuǎn)角等進(jìn)行敏感性分析，進(jìn)行數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證并尋找最優(yōu)組合。

1 翼梢小翼設(shè)計(jì)及分析

1.1 翼梢小翼提高飛機(jī)氣動(dòng)效率的原理

翼梢小翼的主要功效是減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力。通過(guò)合適的小翼彎扭設(shè)計(jì)，繞過(guò)機(jī)翼翼尖的渦流將在小翼上產(chǎn)生向內(nèi)的升力，該升力的前向分量抵消了部分飛機(jī)的阻力從而起到減阻的作用，因此在小翼上產(chǎn)生盡量大的向內(nèi)的升力是小翼外形優(yōu)化的主要目標(biāo)。D.P.Raymer[7]認(rèn)為優(yōu)化設(shè)計(jì)的翼梢小翼有望使飛機(jī)有效展長(zhǎng)增量達(dá)到小翼高度的2倍，對(duì)某型機(jī)而言加裝高度為10%半展長(zhǎng)的翼梢小翼可相當(dāng)于將機(jī)翼有效展弦比A從12提高到13.1。根據(jù)誘導(dǎo)阻力CDi和飛機(jī)阻力CD的計(jì)算公式可知：

(1)

(2)

(3)

其中：CL為升力系數(shù)，e為Oswald效率因子，CD0為零升阻力系數(shù)，L/D為升阻比。

根據(jù)公式(3)進(jìn)行的簡(jiǎn)單估算結(jié)果見(jiàn)圖1，可見(jiàn)某型機(jī)加裝小翼后在遠(yuǎn)航點(diǎn)和久航點(diǎn)升阻比有望增加約4%和5%，該結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)量級(jí)相當(dāng)。從公式(1)也可看出，翼梢小翼應(yīng)用于展弦比A值較小的飛機(jī)顯然具有更大的減阻潛力，但對(duì)于低速大展弦比飛機(jī)，如果巡航使用升力系數(shù)足夠大，仍能有效減小誘導(dǎo)阻力和提高升阻比。

圖1 翼梢小翼對(duì)升阻比貢獻(xiàn)的工程估算

飛機(jī)巡航狀態(tài)升阻比的提升將以相同的比例影響飛機(jī)的航程和航時(shí)，這一點(diǎn)可以從Breguet航程和航時(shí)公式中得出：

(4)

(5)

式中：R為航程，E為航時(shí)，C為耗油率，V為飛行速度，Wi、Wi+1分別為巡航段開(kāi)始和結(jié)束時(shí)的飛機(jī)重量。

1.2 小翼外形參數(shù)設(shè)計(jì)

上翹式翼梢小翼構(gòu)型的基本幾何參數(shù)在文獻(xiàn)[5,7]中均給出了大致范圍，一般認(rèn)為小翼高度不超過(guò)半翼展的10%，后掠角不小于機(jī)翼，外傾角15°～25°，具有負(fù)的安裝角等，但公開(kāi)資料中一般不給出翼型和翼面參數(shù)的詳細(xì)數(shù)據(jù)。目前高亞聲速客機(jī)上采用翼稍小翼較多，但與低速飛機(jī)相比其優(yōu)化設(shè)計(jì)點(diǎn)可能存在差異，因此須摸索出適宜于課題對(duì)象的小翼外形參數(shù)。

結(jié)合某型機(jī)機(jī)翼的特點(diǎn)，選用了較大彎度的層流翼型，根據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)選取展長(zhǎng)、外傾角、后掠角和安裝角作為關(guān)鍵參數(shù)變量在一定量值范圍內(nèi)進(jìn)行組合尋優(yōu)。翼梢小翼各參數(shù)的優(yōu)選過(guò)程中，設(shè)計(jì)了10余種不同的小翼外形方案，最后通過(guò)數(shù)值計(jì)算對(duì)各方案氣動(dòng)特性進(jìn)行了驗(yàn)證和評(píng)估。

圖2 翼梢小翼外形參數(shù)的定義

2 CFD數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 CFD數(shù)值計(jì)算

數(shù)值計(jì)算采用了商業(yè)計(jì)算軟件ANSYS CFX，計(jì)算網(wǎng)格是由ICEM CFD生成的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在物面上按照ANSYS官方的推薦設(shè)置了足夠?qū)訑?shù)的三棱柱網(wǎng)格以滿(mǎn)足求解附面層的需求，湍流計(jì)算采用了二方程的SST模型。CFD數(shù)值模擬在機(jī)翼部件上完成，忽略了遠(yuǎn)離小翼的機(jī)身、尾翼等部件以提高計(jì)算效率。為考察數(shù)值計(jì)算的可信度，采用與風(fēng)洞試驗(yàn)相同的幾何尺寸及雷諾數(shù)完成了對(duì)應(yīng)狀態(tài)的數(shù)值計(jì)算，后續(xù)則采用相同的網(wǎng)格和求解設(shè)置參數(shù)計(jì)算分析了10余種小翼外形方案，均相對(duì)不加裝小翼的原始狀態(tài)求得升力和阻力系數(shù)的增量，將此增量疊加到原始狀態(tài)的試驗(yàn)值上得到了加裝小翼方案的氣動(dòng)特性，從后文與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比來(lái)看，這種外形簡(jiǎn)化方法和數(shù)據(jù)增量法是合理可行的。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)

某型機(jī)翼梢小翼第一階段設(shè)計(jì)的外形方案在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-12 (4m×3m)低速風(fēng)洞中進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)加裝小翼前后進(jìn)行了對(duì)比測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶15全金屬模型，試驗(yàn)雷諾數(shù)約為106。

圖3 翼梢小翼CFD數(shù)值模擬的網(wǎng)格

圖4 翼梢小翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

3 結(jié)果與分析

3.1 CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)值的對(duì)比

(a)

(b)

(c)

3.2 小翼外形參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響

采用CFD計(jì)算方法對(duì)小翼外形參數(shù)進(jìn)行了敏感性研究(結(jié)果見(jiàn)圖6),可得到以下結(jié)論：

(a) 小翼展長(zhǎng)是影響升阻比的主要因素，但二者并不是線(xiàn)性關(guān)系，展長(zhǎng)增加到一定程度后對(duì)升阻比提升的效果變緩，同時(shí)可能導(dǎo)致升阻比的不規(guī)則變化。對(duì)某型機(jī)機(jī)翼特定構(gòu)型而言展長(zhǎng)取為1.7m較為合適，大致等于10%半展長(zhǎng)。

(b) 小翼適宜選擇較大的后掠角，雖然某型機(jī)采用了直機(jī)翼，但后掠角增加后可在較大升力系數(shù)時(shí)保持較高的升阻比增量。當(dāng)然過(guò)大的后掠角會(huì)帶來(lái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的困難，故折衷的后掠角可選為30°。

(c) 小翼外傾角增大，飛機(jī)升阻比有變大的趨勢(shì)，但效果并不十分顯著。外傾角從15°增加到20°可帶來(lái)一定的升阻比收益，進(jìn)一步增大外傾角，升阻比變化不大卻可能導(dǎo)致翼根彎矩的增加，故外傾角的較優(yōu)值可定為20°。

(d)小翼安裝角對(duì)小翼的效率影響不大，采用0°安裝角具有稍好的結(jié)果，主要考慮到小翼采用了較大彎度的翼型，本身具有一個(gè)負(fù)的氣動(dòng)安裝角。

圖6 翼梢小翼幾何參數(shù)對(duì)升阻比的影響

需要注意的是上述結(jié)論均是在某型機(jī)機(jī)翼特定的翼型和平面形狀的條件下獲得的，對(duì)不同外形和參數(shù)的機(jī)翼其結(jié)論只具有參考價(jià)值。

3.3 優(yōu)化小翼外形的升阻比

圖7給出了優(yōu)化選型后確定的翼梢小翼帶來(lái)的升阻比變化量，在典型遠(yuǎn)航升力系數(shù)0.8，升阻比提升約6%，而在典型久航升力系數(shù)1.0時(shí)，提升的比例達(dá)到10%。考慮到CFD計(jì)算值偏樂(lè)觀(guān)的情況，這2個(gè)增量預(yù)期的試驗(yàn)值應(yīng)不低于4.8%和8%，這些比例大致可等價(jià)于航程和航時(shí)提高，對(duì)飛行性能的提升是非常顯著的。

需要注意的是當(dāng)升力系數(shù)小于0.5，本課題提出的翼梢小翼方案對(duì)提高升阻比幾乎沒(méi)有效果，原因是當(dāng)升力系數(shù)過(guò)小時(shí)誘導(dǎo)阻力占飛機(jī)總阻力的比例偏小，翼梢小翼的優(yōu)勢(shì)難以體現(xiàn)。

圖7 優(yōu)化翼梢小翼的升阻比(CFD計(jì)算值)

4 結(jié) 論

本研究結(jié)果表明，對(duì)于大展弦比低速飛機(jī)，翼梢小翼仍可明顯提高飛機(jī)的升阻比，從而提高飛機(jī)的航程和航時(shí)。某型機(jī)由于翼載較高且飛行速度較低，使得機(jī)翼工作于較高的升力系數(shù)，也為翼梢小翼作用的發(fā)揮提供了有利條件。

對(duì)機(jī)翼部件的CFD數(shù)值計(jì)算結(jié)果求得的升阻力系數(shù)增量與風(fēng)洞試驗(yàn)值吻合良好，為翼梢小翼優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了一種快捷、經(jīng)濟(jì)的驗(yàn)證手段。通過(guò)對(duì)外形參數(shù)的敏感性研究表明，對(duì)于某型機(jī)的機(jī)翼配置而言，采用展長(zhǎng)適中、后掠角較大的翼梢小翼可獲得較優(yōu)的效果，翼梢小翼外傾角和安裝角對(duì)升阻比的影響相對(duì)較小。

[1] Whitcomb R T. A design approach and selected wind-tunnel results at high subsonic speeds for wing-tip mounted winglets[R]. NASA TN D-8260, 1976.

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(編輯：李金勇)

The computational and experimental investigation on winglets of a low speed aircraft

Liu Yi, Zhao Xiaoxia, Jiang Zonghui, Ren Qingzhu

(1. Research and Development Center, AVIC Aircraft Co., LTD., Hanzhong Shaanxi 723000, China; 2. Hanzhong Branch AVIC Aircraft Co., LTD, Hanzhong Shaanxi 723000, China)

An aircraft with four turbo-propeller engines is characterized by low speed and relative high cruise lift coefficient. Winglets are utilized to improve the flow condition around the wing tips and increase the lift-to-drag ratio. CFD calculation and wind tunnel tests show that the lift-to-drag ratio at endurance cruise can be increased by 8%, while the lift-to-drag ratio at range cruise can be increased by 4.8% after the optimization of geometric parameters. The results of CFD simulation about the aerodynamic characteristics of the winglet agree well with wind tunnel test results, which could be a convenient and economic method for further optimization of winglet geometry.

winglet; lift-to-drag ratio; induced drag; CFD simulation; wind tunnel test

1672-9897(2015)01-0055-05

10.11729/syltlx20130039

2014-01-06

2014-06-07

LiuY,ZhaoXX,JiangZH,etal.Thecomputationalandexperimentalinvestigationonwingletsofalowspeedaircraft.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 55-59. 劉 毅, 趙曉霞, 江宗輝, 等. 低速飛機(jī)加裝翼梢小翼的CFD數(shù)值計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(1): 55-59.

V211.71

A

劉 毅(1982-)，男，四川資陽(yáng)人，工程師，碩士。研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。通信地址：陜西省漢中市五一路陜飛大廈(723000)。E-mail：evanliuyi@hotmail.com