劉毅，趙曉霞，歐陽紹修，袁志敏

(中航飛機股份有限公司研發(fā)中心，西安710089)

某運輸機加裝失速條氣動特性研究

劉毅*，趙曉霞，歐陽紹修，袁志敏

(中航飛機股份有限公司研發(fā)中心，西安710089)

為改善某運輸機著陸襟翼構(gòu)型失速急劇滾轉(zhuǎn)問題，采用數(shù)值計算和風(fēng)洞實驗方法優(yōu)選了機翼失速條的外形參數(shù)，并對氣動力和流場特性進行了研究分析。以失速條高度H和安裝位置距離前緣的長度S為設(shè)計變量，采用求解RANS方程的方法研究了失速條對著陸構(gòu)型翼型二維特性的影響，表明S越小(即越靠近上翼面)失速迎角提前越多，H增大也能使失速迎角提前但敏感性小于S。失速條后方產(chǎn)生了分離氣泡且隨迎角增加而逐漸增大增長，在破裂后導(dǎo)致翼型失速提前，使升力線出現(xiàn)圓弧形的失速特征。設(shè)計了4種失速條在機翼上的平面布局方案，通過縮比模型風(fēng)洞實驗驗證表明:40%半展長處展向長度2m，S=0的失速條使升力線由急劇失速變?yōu)槠巾斝褪俨⑾耸俸蟮牟粚ΨQ滾轉(zhuǎn)力矩，將此失速條展長縮小一半的2種方案也不同程度地改善了失速形態(tài)，15%半展長處失速條對失速特性無明顯改善，主要原因是氣流分離從約40%半展長處開始發(fā)生，失速條安裝在這一展向位置時才能發(fā)揮作用。

失速條;失速特性;急劇滾轉(zhuǎn);分離氣泡;計算流體力學(xué);風(fēng)洞實驗

Keywords：stall strips；stall characteristics；violent roll motion；separation bubble；CFD；wind tunnel test

0 引 言

運輸類飛機良好的失速特性是保證飛行安全的基礎(chǔ)，其中的重要參數(shù)之一是失速及改出過程中飛機出現(xiàn)的滾轉(zhuǎn)角度，根據(jù)中國民用航空規(guī)章第25部要求：“對于機翼水平失速，在失速和完成改出之間發(fā)生的滾轉(zhuǎn)大約不得超過20°左右”［1］。飛機的失速特性主要受機翼影響，緩和的失速特性通常比最大升力系數(shù)的量值更為重要，避免外翼失速是控制飛機失速滾轉(zhuǎn)并保持大迎角副翼操縱效率的有效手段，最佳的失速起始位置一般在40%半展長處［2－4］。由于失速特性難以通過數(shù)值計算或風(fēng)洞實驗準(zhǔn)確預(yù)測，往往在飛機進入試飛階段后才發(fā)現(xiàn)失速特性問題，此時盡量采取局部改進設(shè)計的方式來進行調(diào)整，例如采用翼型前緣下垂、前緣縫翼、翼刀和失速條等。在外翼加裝前緣縫翼或翼型下垂使外翼氣流分離推遲能夠獲得更大的升力系數(shù)，但設(shè)計改動量較大且仍然存在左右機翼失速不對稱的可能性。

失速條是一種安裝在機翼前緣的固定式流動控制裝置，一般對稱安裝在左右機翼靠內(nèi)側(cè)，強制使左右內(nèi)側(cè)機翼提前對稱地分離失速，從而獲得滿意的失速特性［5－8］。失速條的發(fā)現(xiàn)源于結(jié)冰翼型失速提前并具有緩和形態(tài)的現(xiàn)象，其應(yīng)用可追溯至20世紀(jì)30年代，但其設(shè)計研究通常采用試湊法，沒有嚴(yán)格的設(shè)計準(zhǔn)則和依據(jù)［9－10］。20世紀(jì)50～60年代德哈維蘭公司的彗星4C和DH125飛機均加裝了失速條；70年代在S－3A反潛機上加裝失速條的研究表明，失速條保證了左右機翼大迎角時的流場對稱性，值得注意的是上述3型飛機的失速條均加裝在機翼40%半展長附近［5］。20世紀(jì)90年代美國的F／A－18E／F戰(zhàn)機在跨聲速機動時出現(xiàn)了急劇滾轉(zhuǎn)問題，為此NASA系統(tǒng)地研究了通過CFD或風(fēng)洞實驗預(yù)測此類問題的可行性，表明傳統(tǒng)的靜態(tài)升力特性和CFD結(jié)果能夠與失速滾轉(zhuǎn)特性相關(guān)［11－15］。

某運輸機在失速試飛過程中發(fā)現(xiàn)，隨著襟翼偏度增加，失速后出現(xiàn)的滾轉(zhuǎn)角度逐漸增大，在著陸襟翼構(gòu)型時滾轉(zhuǎn)角通常大于20°，不滿足適航標(biāo)準(zhǔn)要求。前期研究表明，縮比模型靜態(tài)測力試驗中升力線失速的急劇程度以及失速區(qū)域滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的偏離情況與試飛現(xiàn)象中滾轉(zhuǎn)的強弱有正比關(guān)系，若使升力線失速緩和、滾轉(zhuǎn)力矩在失速區(qū)域偏離減小，有可能解決試飛中的失速急劇滾轉(zhuǎn)問題［16］。為了以盡量小的代價改善飛機著陸構(gòu)型失速特性，提高飛機安全性，采用失速條方案是較為簡單有效的方法。

1 二維特性數(shù)值計算研究

1．1 失速條二維參數(shù)設(shè)計

借鑒國內(nèi)外飛機失速條的設(shè)計經(jīng)驗，失速條二維剖面外形通常為尖銳的三角形，安裝在翼型前緣附近使其失速提前。本文所研究的失速條設(shè)計工作點為著陸襟翼高升力狀態(tài)，前緣流場特性相對巡航構(gòu)型有較大變化，對失速條的高度和剖面安裝位置的設(shè)計提出了挑戰(zhàn)。

將失速條的2個關(guān)鍵幾何參數(shù)即高度H和安裝位置S（定義見圖1）在可能的取值范圍內(nèi)組成參數(shù)矩陣進行了系統(tǒng)地分析研究，失速條前緣角固定為60°。對參數(shù)H范圍20～40mm，S范圍－60～60mm進行組合形成了多個失速條方案，從中得到了可行的失速條二維參數(shù)，同時獲得了以上2個參數(shù)對著陸襟翼二維翼型失速特性的影響規(guī)律。

圖1 失速條參數(shù)H、S定義Fig．1 Definition of stall strip parameters H and S

1．2 數(shù)值計算方法

數(shù)值計算采用了基于有限體積法求解RANS方程的方法進行。采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對著陸構(gòu)型襟翼二維剖面及失速條的繞流流域進行了離散，物面第一層網(wǎng)格高度在10－5m量級以滿足y＋≈1的條件，對流場參數(shù)變化劇烈的區(qū)域進行了網(wǎng)格加密，相鄰網(wǎng)格間的尺度比例小于1．2，總網(wǎng)格數(shù)在6×105左右，網(wǎng)格示意圖如圖2所示。不同失速條剖面方案僅對前緣局部網(wǎng)格進行適應(yīng)性修改，使各方案網(wǎng)格條件盡可能對等。計算域在翼型的前方和上下為30倍弦長，在后方為45倍弦長，邊界條件均為速度入口。數(shù)值求解在FLUENT中完成，采用壓力與速度同時求解的耦合解法，對流項采用二階迎風(fēng)格式進行離散，湍流模型為一方程的SA模型，渦粘性采用一階迎風(fēng)格式離散。

為驗證建模和計算方法的可靠性，對相似構(gòu)型的某多段翼型二元特性進行了計算并與實驗結(jié)果進行了對比（見圖3），可見在升力失速以前計算值與實驗值吻合良好，對失速迎角和最大升力系數(shù)2個關(guān)鍵參數(shù)也給出了較好的估計值，但對失速后的升力線形態(tài)未能準(zhǔn)確模擬。由于加裝失速條后誘發(fā)的前緣氣泡現(xiàn)象及氣動力拐點均出現(xiàn)在失速迎角之前，因此所采用的計算方法是較為合理可信的，可以作為失速條初步選型分析的工具。

圖2 帶失速條翼型的二維網(wǎng)格Fig．2 Two dimensional grids of the airfoil section with stall strip

圖3 多段翼型升力特性計算值與實驗值對比Fig．3 The comparison between calculation and test of the lift of a multi－element airfoil

1．3 失速條對翼型二維氣動特性的影響

飛機著陸構(gòu)型加裝不同失速條方案的二元升力特性如圖4和5所示。從計算結(jié)果可見，各失速條方案使原始翼型的失速迎角有不同程度的提前，多數(shù)情況下失速形態(tài)從急劇失速改變?yōu)閳A弧形的緩和失速，失速迎角隨參數(shù)H、S有規(guī)律地變化。

失速條距離前緣位置參數(shù)S對失速特性的影響很大，隨著S減?。粗饾u向上翼面移動）失速迎角顯著降低，S＝0mm時二元剖面失速迎角約為3°，而原始構(gòu)型失速迎角約為14°。失速條高度H對升力失速迎角也有影響，H越大失速提前越多，但高度20～40mm之間的失速條均能使失速提前。計算結(jié)果與理論分析的規(guī)律是吻合的，即失速條越靠近上翼面，高度越大，觸發(fā)氣流分離的迎角越早，且氣流分離發(fā)生前對升力特性的影響不大。計算獲得的定量結(jié)果還表明，失速特性對參數(shù)S的敏感性高于H，即失速條在二維剖面安裝位置的選擇對觸發(fā)翼型氣流分離失速更加重要。需要注意的是，失速條在三維機翼上的展向長度通常不大，且受到相鄰的無失速條翼段壓力分布傳遞的影響，因此安裝到機翼后失速特性的變化量會顯著低于二維情況。

圖4 失速條參數(shù)S對升力特性的影響Fig．4 The impact of stall strip parameter S on the lift characteristics

圖5 失速條參數(shù)H對升力特性的影響Fig．5 The impact of stall strip parameter H on the lift characteristics

對加裝失速條后翼型的流場特性進行了研究，結(jié)果如圖6所示?？梢钥闯?，由于失速條的尖銳外形使氣流強制分離，在其后方形成了分離氣泡。在小迎角時氣泡局限在失速條后方很小的區(qū)域內(nèi)，隨著迎角增加氣泡在長度和高度方向逐漸增大，最終氣泡破裂并產(chǎn)生較大的分離區(qū)。氣泡的增長過程類似于薄翼失速，但氣泡能夠發(fā)展的長度相對較小，通常不超過剖面15%弦長即出現(xiàn)升力失速。不同失速條位置均有類似的氣泡流動結(jié)構(gòu)，但出現(xiàn)的迎角時機不同，S越大氣泡出現(xiàn)的迎角越遲。

根據(jù)計算結(jié)果確定了開展風(fēng)洞實驗驗證的主要參數(shù)為S，其取值范圍應(yīng)當(dāng)小于30mm，根據(jù)風(fēng)洞實驗驗證的結(jié)果進行調(diào)整。H的變化沒有導(dǎo)致失速特性的顯著變化，可固定為30mm。另外三維失速條的展向長度和布置位置也是主要因素，需要結(jié)合機翼流場特性進行試湊來確定。

圖6 失速條后方分離氣泡的發(fā)展（H＝30mm，S＝0mm）Fig．6 The development of the separation bubble after the stall strip（H＝30mm，S＝0mm）

2 機翼加裝失速條實驗研究

2．1 風(fēng)洞實驗概況

飛機模型加裝失速條的風(fēng)洞實驗驗證在中國空氣動力與發(fā)展中心的FL－12風(fēng)洞中完成，該風(fēng)洞為單回流閉口式風(fēng)洞，風(fēng)洞截面尺寸為4m×3m，空風(fēng)洞最大風(fēng)速為100m／s，湍流度小于0．12%。實驗?zāi)Ｐ捅壤秊?．07，基于飛機平均氣動弦長的雷諾數(shù)為1×106。飛機模型材質(zhì)為金屬，失速條為木質(zhì)的縮比模型，粘接在機翼前緣指定位置，失速條安裝在飛機模型上的照片如圖7所示。模型機翼采用自由轉(zhuǎn)捩，考慮到機翼翼型為厚翼型不存在前緣氣泡，且前緣邊界層很薄接近無粘流動狀態(tài)，因此模型機翼前緣附近的流態(tài)與真實飛機是接近的。

圖7 失速條風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ虵ig．7 Test model of the stall strip

2．2 失速條在機翼上的平面布置

為了給失速條布局設(shè)計提供參考，采用絲線法進行了飛機襟翼35°構(gòu)型上翼面流場測試，結(jié)果如圖8所示。從流譜照片可見，飛機失速發(fā)生和發(fā)展出現(xiàn)在外側(cè)發(fā)動機以內(nèi)大約為40%半展長處，而外翼后緣雖然有局部氣流分離但隨迎角增加發(fā)展緩慢。結(jié)合飛機機翼設(shè)計的一般經(jīng)驗，在40%半展長處開始失速較為理想，但著陸襟翼構(gòu)型由于內(nèi)側(cè)機翼剖面升力大，若左右機翼失速不對稱則產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩仍然較高，因此在40%半展長以內(nèi)對稱地加裝失速條使機翼在一定迎角強制對稱失速，有可能改善飛機失速滾轉(zhuǎn)問題。

根據(jù)上述分析設(shè)計了4種失速條布局方案如圖9所示，實際尺寸失速條長度有1和2m這2種方案，高度均為30mm，外側(cè)失速條中心點大致位于40%半展長，內(nèi)側(cè)失速條中心點在15%半展長。風(fēng)洞實驗時失速條同樣采用了0．07的縮尺比。

圖8 著陸構(gòu)型機翼上翼面流場特性Fig．8 Flow characteristics of the upper wing at landing configuration

圖9 失速條平面布置方案Fig．9 Planform arrangement plans of stall strips

2．3 失速條布局方案1氣動特性

以失速條布局方案1進行了變參數(shù)S的氣動特性影響實驗，結(jié)果如圖10～12所示。從升力特性可見，隨著S降低，最大升力系數(shù)逐漸降低，失速迎角提前，S＝15mm和S＝0mm狀態(tài)的升力線在失速前出現(xiàn)了非線性區(qū)，失速形態(tài)變得緩和，S＝0mm狀態(tài)的升力特性呈平頂形。S＝0mm的失速條對升力失速特性改善明顯，但最大升力系數(shù)降低了0．15，降低了飛機的低速性能。

圖10 失速條參數(shù)S對飛機升力特性的影響（布局1）Fig．10 The impact of stall strip parameter S on the lift characteristics of aircraft（arrangement 1）

圖11 失速條參數(shù)S對飛機滾轉(zhuǎn)力矩特性的影響（布局1）Fig．11 The impact of stall strip parameter S on the roll moment of aircraft（arrangement 1）

圖12 失速條參數(shù)S對飛機阻力特性的影響（布局1）Fig．12 The impact of stall strip parameter S on the drag of aircraft（arrangement 1）

無側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)力矩曲線表明，S＝30mm時Cl仍較大，S＝15mm時Cl明顯降低，S＝0mm時Cl隨迎角增大基本無波動，表明飛機左右機翼失速對稱性顯著改善。原始構(gòu)型的實驗?zāi)Ｐ陀捎谧笥覚C翼模型的微小偏差或流場不對稱性等因素出現(xiàn)不對稱滾轉(zhuǎn)力矩，真實飛機出現(xiàn)不對稱滾轉(zhuǎn)力矩的原因雖然不完全相同，但S＝0mm的失速條通過產(chǎn)生左右對稱的、顯著的局部氣流分離足以遮蔽外界擾動的影響，將機翼的氣流分離形態(tài)固化，從而消除了隨機的不對稱滾轉(zhuǎn)力矩。隨著S量值增大，上述效應(yīng)減弱，不對稱滾轉(zhuǎn)力矩峰值也逐漸增大，不能起到預(yù)期的作用。

從阻力曲線可見，小迎角時各失速條沒有產(chǎn)生明顯的阻力增加，在接近失速點后阻力增大，S越小阻力增量越大。結(jié)合二維流場特性分析，這一現(xiàn)象是由于一方面失速條尺寸很小基本不增加飛機的摩擦阻力，另一方面小迎角時分離氣泡局限在較小的范圍內(nèi)，不會顯著改變機翼的壓力分布，產(chǎn)生的壓差阻力也較小，直到氣流分離點后才會出現(xiàn)阻力的激增。

2．4 失速條布局方案2、3、4氣動特性

位于2個發(fā)動機之間的失速條布局方案1、2、3的氣動特性對比如圖13和14所示。從升力曲線對比可知，失速條縮短長度后對失速特性的影響變?nèi)?，靠外的布?的升力失速優(yōu)于布局2，結(jié)合圖8分析，其原因是此處更加接近原始構(gòu)型氣流分離的嚴(yán)重區(qū)。從無側(cè)滑滾轉(zhuǎn)力矩曲線可見，布局3產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩也小于布局2。

圖13 失速條不同布局方案的升力特性Fig．13 The lift characteristics of different stall strip arrangement plans

圖14 失速條不同布局方案的滾轉(zhuǎn)力矩特性Fig．14 The roll moment of different stall strip arrangement plans

布局方案4的升力曲線和滾轉(zhuǎn)力矩曲線如圖15和16所示，可見在S＝－15～30mm之間變化時僅使最大升力系數(shù)略有降低，但失速形態(tài)基本不變，滾轉(zhuǎn)力矩的偏離沒有明顯變化，沒有起到改善失速特性的作用，同時也說明失速條在機翼平面內(nèi)的布置位置是改善飛機失速特性的關(guān)鍵參數(shù)。

圖15 失速條布局方案4的升力特性Fig．15 The lift characteristics of stall strip arrangement plan 4

圖16 失速條布局方案4的滾轉(zhuǎn)力矩特性Fig．16 The roll moment of stall strip arrangement plan 4

3 結(jié) 論

采用CFD計算方法對失速條二元方案進行了選型，獲取了能夠使失速迎角提前的失速條高度和剖面布置位置范圍，并通過流動顯示發(fā)現(xiàn)了失速條后方的氣泡流動結(jié)構(gòu)。通過風(fēng)洞實驗對4種失速條布局方案進行了驗證，結(jié)果表明，失速條安裝在氣流分離起始位置并選擇合適的剖面參數(shù)時能夠有效改善失速特性，使升力曲線由急劇失速變?yōu)槠巾斝褪伲瑫r消除或削弱無側(cè)滑條件大迎角的滾轉(zhuǎn)力矩。在失速迎角之前，加裝失速條后的飛機構(gòu)型阻力沒有明顯增加。

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Research on aerodynam ic characteristics of transport aircraft w ith stall strips

Liu Yi*，Zhao Xiaoxia，Ouyang Shaoxiu，Yuan Zhimin
(Research and Development Center，Avcation Industry Corporation of China Aircraft Co．Ltd．，Xi’an 710089，China)

In order to alleviate the violent rollmotion during stall of a transport aircraftwith landing flap configuration，the geometric parameters of stall strips are optimized and selected by numerical simulations and wind tunnel tests，and the aerodynamic force and flow field characteristics are studied．The height H and the install distance S from the leading edge are selected as design parameters for stall strips，and are evaluated by solving Reynolds Averaged Navior-Stokes(RANS)equations for the airfoil section of the landing flap configuration．The calculation indicates that smaller S value(installed closer to the upper surface)promotes earlier stall，while the larger H has similar butweaker effect．Separation bubble emerges after the stall stripswhen the angle of attack(AOA)of the airfoil becomes large，which grows larger and longer with increasing AOA．The bubble bursts eventually and causes the airfoil to stall earlier，leading to the rounded shape of the lift curve．The effect of the stall strips installed on thewing is studied by scaled model in wind tunnel tests，which shows that its spanwise length and arrangement have significant impact on the performance besides the cross section geometry．Four planform arrangements of stall strips are advanced and evaluated．Keeping the S parameter equal to 0，the stall trips installed at40%half span with spanwise length of 2m change the abrupt stall of the lift curve to a flat roof type one，and eliminate the asymmetric rollmoment after stall．The spanwise length of the stall strips is halved to form 2 new arrangements，which also ameliorate the stall of the lift curve and rollmoment to some extent．The stall trips installed at 15%half span have no obvious effects on the stall characteristics．The suggested explanation is that the flow separation starts at about40%half span of thewing at landing configuration，where the stall strips have the best performance．

V211．7

A

（編輯：李金勇）

1672-9897(2016)05-0036-06

10．11729/syltlx20160012

2016-01-12;

2016-04-20

*通信作者E-mail:evanliuyi@hotmail．com

Liu Y，Zhao X X，Ouyang S X，etal．Research on aerodynam ic charac teristics of transportairc raftw ith stallstrips．Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2016，30(5):36-41．劉毅，趙曉霞，歐陽紹修，等．某運輸機加裝失速條氣動特性研究．實驗流體力學(xué)，2016，30(5):36-41．

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