劉岳鋒, 段卓毅, 劉 南, 陳迎春, 李亞林, 魯岱曉

(1. 中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院, 陜西 西安 710089；2. 西北工業(yè)大學(xué), 陜西 西安 710072; 3. 上海飛機(jī)設(shè)計研究院, 上海 200232)

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民用運(yùn)輸機(jī)著陸構(gòu)型縱向失速特性改善研究

劉岳鋒1,*, 段卓毅1, 劉 南2, 陳迎春3, 李亞林3, 魯岱曉3

(1. 中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院, 陜西 西安 710089；2. 西北工業(yè)大學(xué), 陜西 西安 710072; 3. 上海飛機(jī)設(shè)計研究院, 上海 200232)

采用經(jīng)風(fēng)洞試驗驗證的CFD計算方法和網(wǎng)格生成策略，研究某大型民用運(yùn)輸機(jī)著陸構(gòu)型縱向失速特性的改善措施，將全機(jī)分為七大部件：機(jī)身、內(nèi)翼段、中翼段、外翼段、翼梢、短艙和平尾，分別分析各部件的影響。研究結(jié)果表明：內(nèi)中翼段對全機(jī)俯仰力矩曲線上拐的貢獻(xiàn)為負(fù)，惡化其氣動性能可以在一定程度上改善全機(jī)力矩特性，但是與此同時會降低最大升力系數(shù)和失速迎角；翼梢小翼在低速大迎角時發(fā)生大面積分離，對全機(jī)俯仰力矩曲線上拐的貢獻(xiàn)為正，修形后構(gòu)型的翼梢前緣產(chǎn)生很強(qiáng)的空間渦，很好地抑制分離區(qū)的產(chǎn)生和發(fā)展，改善了全機(jī)俯仰力矩特性，但是簡單的翼梢修形會增大巡航時的誘導(dǎo)阻力，需要在高/低速之間進(jìn)行權(quán)衡；平尾對全機(jī)俯仰力矩曲線上拐的貢獻(xiàn)為正，其中內(nèi)襟翼翼根渦對平尾當(dāng)?shù)貋砹鞯挠绊懽顬轱@著，通過修形整流包可以很好地解決這個問題，使全機(jī)俯仰力矩曲線上拐迎角增加4°。

增升裝置；失速特性；俯仰力矩；內(nèi)翼段；中翼段；翼梢小翼；平尾

0 引 言

據(jù)統(tǒng)計，大型民用運(yùn)輸機(jī)的起飛和著陸階段是最容易引發(fā)飛行事故的階段[1-3]，所以對增升裝置而言，不僅僅要得到較高的升力系數(shù)，同時還要獲得滿意的失速特性，其中主要包括縱向失速特性以及橫向失速特性兩方面[4]。本文主要針對大型民用運(yùn)輸機(jī)著陸構(gòu)型的縱向失速特性進(jìn)行研究。

適航管理條例FAR25以及CCAR25等對飛機(jī)起降時的縱向失速特性有著非常嚴(yán)格的要求。例如參考文獻(xiàn)[3]中提到為了保證飛機(jī)的飛行安全，關(guān)鍵是要保證飛機(jī)具有良好的大迎角失速特性，特別是在“進(jìn)場—著陸”階段更要具有良好的失速特性。CCAR25.201中規(guī)定典型的失速現(xiàn)象為“不能即刻阻止的機(jī)頭下沉”；在CCAR25.203中規(guī)定可接受的失速特性為“直到飛機(jī)失速時為止，不得出現(xiàn)異常的機(jī)頭上仰”。機(jī)頭下沉、上仰等現(xiàn)象與飛機(jī)的縱向俯仰力矩特性有著直接的關(guān)系。

將增升裝置打開至著陸位置時由于機(jī)翼環(huán)量大大增加，對平尾會產(chǎn)生很強(qiáng)的下洗作用，從而降低平尾的升力系數(shù)，所以著陸構(gòu)型相對于后重心的全機(jī)縱向靜安定度最低，是飛機(jī)安全性要求需要關(guān)注的一個問題。例如，在DC-9-10飛機(jī)的設(shè)計過程中，設(shè)計人員通過風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)相對于后重心的縱向力矩曲線在失速迎角附近出現(xiàn)嚴(yán)重的非線性現(xiàn)象，最終通過在機(jī)翼下表面添加“旋渦支架”很好地解決了這個問題[5-7]。

空客A300飛機(jī)在設(shè)計過程中遇到若干低速俯仰力矩問題，通過填堵縫翼縫隙使內(nèi)側(cè)機(jī)翼升力較外側(cè)減小，觸發(fā)內(nèi)側(cè)機(jī)翼先失速，從而獲得了滿意的縱向俯仰特性[7]。

國內(nèi)對增升裝置的研究文獻(xiàn)也有不少[8-11]，但主要的研究方向在追求最大升力系數(shù)、升阻比以及可用升力系數(shù)方面，有關(guān)失速問題的研究較少，本文針對這一現(xiàn)狀，采用經(jīng)風(fēng)洞試驗驗證的CFD數(shù)值模擬技術(shù)和網(wǎng)格生成策略，就某型民用運(yùn)輸機(jī)的縱向俯仰力矩特性在一定迎角時出現(xiàn)非線性現(xiàn)象問題，進(jìn)行了具體分析并提出改進(jìn)方法，總結(jié)出若干三維增升裝置設(shè)計準(zhǔn)則。

1 計算方法及可靠性驗證

1.1 RANS方程和網(wǎng)格生成

目前雷諾平均Navier-Stokes方程(Reynolds Average Navier-Stokes，RANS)已被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)精細(xì)設(shè)計中，其具體方程如下所示：

上述方程的離散采用有限體積法，空間離散格式為二階迎風(fēng)Roe格式，時間推進(jìn)采用LU-SGS時間格式。由于上述方程不封閉，引入k-ωSST湍流模型[12]。

本文的計算模型為某大型客機(jī)三段增升裝置著陸構(gòu)型(命名為Model A)，如圖1(a)所示。網(wǎng)格生成軟件采用ICEM CFD，計算網(wǎng)格采用點(diǎn)對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，如圖1(b)所示。為了準(zhǔn)確模擬附面層內(nèi)的流動，物面采用O型網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格和物面之間的距離為平均氣動弦長的1×10-5，O網(wǎng)格生長率約為1.2。在流場參數(shù)(如速度、密度等)梯度較大的區(qū)域，如機(jī)翼前緣處、襟翼和縫翼的縫道附近、機(jī)翼尾跡區(qū)、短艙渦流片所誘導(dǎo)的空間渦附近、翼根處和翼梢處等，需要適當(dāng)加密網(wǎng)格以準(zhǔn)確捕捉流場結(jié)構(gòu)，最終網(wǎng)格量約為4000萬。

(a) Model A構(gòu)型

(b) Model A計算網(wǎng)格

1.2 計算可靠性驗證

為了驗證本文所采用的計算方法和網(wǎng)格生成策略對問題的可靠性，對構(gòu)型Model A風(fēng)洞試驗狀態(tài)進(jìn)行了CFD模擬。在風(fēng)洞試驗工況(Ma=0.2，Re=1.5×106)下，計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗結(jié)果之間的對比如圖2所示。計算結(jié)果表明：CFD計算結(jié)果能夠準(zhǔn)確預(yù)測全機(jī)最大升力系數(shù)、失速迎角以及線性段升力系數(shù)，基本能夠精確捕捉影響較大的流場結(jié)構(gòu)，而且其對全機(jī)力矩變化情況的捕捉也較為精確，能夠預(yù)測力矩上拐和下拐的迎角，但是對中等迎角下力矩絕對值的預(yù)測稍顯不足，原因可能在于CFD無法捕捉流場中的微小細(xì)節(jié)，及風(fēng)洞試驗中出現(xiàn)的層流區(qū)域。不過圖2可見，本文所采用的CFD計算方法和網(wǎng)格生成策略對增升裝置升力和力矩特性的捕捉是可信的，完全可用于增升裝置設(shè)計中。

(b) 俯仰力矩系數(shù)

2 全機(jī)各部件力矩特性影響分析

由于影響全機(jī)俯仰力矩特性的因素非常復(fù)雜，所以將全機(jī)分為七大部件(如圖3所示，各部件以顏色區(qū)分)：機(jī)身(包括機(jī)身與垂尾)、平尾、短艙(包括發(fā)動機(jī)短艙、掛架以及渦流片)、內(nèi)翼段、中翼段、外翼段以及翼梢，分別分析以上各部件的力矩特性。計算工況為Ma=0.2，Re=1.9×107。Model A構(gòu)型的全機(jī)和各部件縱向俯仰力矩曲線如圖4所示。

由圖4(b)可見，全機(jī)力矩曲線在迎角α1(比全機(jī)失速迎角小8°)時發(fā)生上拐，導(dǎo)致縱向靜安定度為負(fù)，使飛機(jī)著陸時的操縱難度增加，危險性上升，分解到各個部件的力矩曲線可見，機(jī)身、短艙對全機(jī)力矩曲線拐折的貢獻(xiàn)很小，可以忽略不計；內(nèi)翼段和中翼段的力矩曲線下拐，其作用是使飛機(jī)低頭；而外翼段、平尾以及翼梢的力矩曲線在α1發(fā)生上拐，其作用是使飛機(jī)抬頭，其中以平尾的貢獻(xiàn)最大。

圖3 部件劃分Fig.3 Partition of each components

(a) Model A升力系數(shù)

(b) Model A俯仰力矩系數(shù)

(c) 機(jī)身俯仰力矩系數(shù)

(d) 內(nèi)翼段力矩系數(shù)

(e) 中翼段力矩系數(shù)

(f) 短艙俯仰力矩系數(shù)

(g) 平尾力矩系數(shù)

(h) 外翼段力矩系數(shù)

(i) 翼梢力矩系數(shù)

圖4 modelA構(gòu)型全機(jī)以及各部件氣動特性
Fig.4 Lift coefficient of entire aircraft and pitch moment coeffiecient of each components of configuration Model A

為了分析和改善Model A構(gòu)型的縱向失速特性，本文主要針對以下問題進(jìn)行研究：

1) 減小內(nèi)翼段和中翼段的失速迎角和線性段迎角范圍，增大其對飛機(jī)低頭的貢獻(xiàn)；

2) 增加外翼段和翼梢處的線性段迎角范圍，從而減小其對飛機(jī)抬頭的貢獻(xiàn)；

3) 增加平尾的線性段迎角范圍，從而減小其對飛機(jī)抬頭的貢獻(xiàn)。

3 內(nèi)中翼段的影響分析

在構(gòu)型基本固定的情況下，影響內(nèi)翼段和中翼段氣動性能的幾何細(xì)節(jié)主要包括縫翼犄角、短艙渦流片以及掛架與內(nèi)縫翼之間的縫隙等，以下分別對其進(jìn)行討論研究。

3.1 縫翼犄角影響研究

根據(jù)參考文獻(xiàn)[13-14]所述，縫翼犄角和翼根楔臺可以改善翼根處的流動，減小翼根處的分離區(qū)，提高內(nèi)翼段的失速迎角。從而作出修型方案Model B如下：在Model A構(gòu)型的基礎(chǔ)上，將主翼翼根前緣的一部分隨縫翼一起偏轉(zhuǎn)至著陸構(gòu)型，而且偏轉(zhuǎn)之后的主翼前緣形狀需要認(rèn)真修形處理，這部分不做詳細(xì)闡述。圖5(a)和圖5(b)分別為修形前后的主翼翼根前緣和縫翼翼根的對比。

圖6為Model A和Model B構(gòu)型翼根處的空間流場，Model B構(gòu)型中縫翼內(nèi)端面誘導(dǎo)的空間渦明顯增強(qiáng)，并向上移動，而且翼根楔臺修形削弱了主翼翼根前緣臺階所誘導(dǎo)的空間渦，提高了內(nèi)翼段的氣動性能。因此，如圖7所示，Model B構(gòu)型的升力特性有所提高，但是該構(gòu)型在α1時的上仰趨勢增強(qiáng)，進(jìn)一步惡化了全機(jī)力矩特性。因此，需要根據(jù)實際情況進(jìn)行選擇是否進(jìn)行翼根修形。

(a) Model A

(b) Model B

3.2 掛架處幾何細(xì)節(jié)影響研究

由圖8(a)可見，構(gòu)型Model A的掛架經(jīng)過修形，使內(nèi)縫翼在打開過程中與掛架之間的縫隙很小，可以有效地改善機(jī)翼中段的流場，從而提高全機(jī)升力特性。為了分析這種修形方法對力矩特性的影響，本文在Model A的基礎(chǔ)上將掛架重新修形，得到構(gòu)型Model C，如圖8(b)所示。在失速迎角狀態(tài)時Model A和Model C構(gòu)型中翼段的空間流場對比如圖9所示，Model C構(gòu)型的流場中氣流從掛架和內(nèi)縫翼之間的縫隙流至機(jī)翼上表面，這部分氣流能量較低、迎角較大，容易引發(fā)流動分離，而Model A構(gòu)型的流場中短艙渦流片所誘導(dǎo)空間渦可以很好地抑制掛架拖出的低速尾跡，提高失速迎角。

(a) Model A

(b) Model B

(a) 升力系數(shù)

(b) 俯仰力矩系數(shù)

(a) Model A

(b) Model C

(a) Model A

(b) Model C

從圖10中全機(jī)升力和力矩曲線可見，掛架和縫翼之間的縫隙可以略微改善全機(jī)力矩特性，減小力矩上拐的幅度，但是會使失速迎角減小2°，最大升力系數(shù)下降超過0.1，所以該措施弊大于利。因此，在很多現(xiàn)役民用運(yùn)輸機(jī)中，內(nèi)縫翼和掛架之間是沒有縫隙的，Boeing系列飛機(jī)一般采用Krueger襟翼，而空客系列飛機(jī)一般采用掛架修形，并將這種形狀的掛架稱作“Beret Basque”[15]。

(a) 升力系數(shù)

(b) 俯仰力矩系數(shù)

4 翼梢影響研究

原始構(gòu)型Model A中采用先進(jìn)的鯊魚鰭式小翼，可以提高巡航狀態(tài)時的升阻比，但是翼梢小翼的力矩系數(shù)在α1時出現(xiàn)很強(qiáng)的上拐現(xiàn)象，由圖11的流場分析可知，在迎角α1狀態(tài)時，Model A構(gòu)型的翼梢小翼上表面出現(xiàn)分離區(qū)，隨著迎角增加至α2時，整個翼梢上表面全部發(fā)生分離，翼梢處升力系數(shù)和低頭力矩明顯減小，而且兩側(cè)小翼分離的不對稱性也會使飛機(jī)產(chǎn)生很大的滾轉(zhuǎn)力矩。

由圖11可見，在迎角α1時出現(xiàn)分離的原因在于，Model A構(gòu)型中氣流從外縫翼翼梢與主翼之間的縫隙流至翼梢上表面，該部分氣流能量較低，在翼梢后緣誘導(dǎo)出較大范圍的分離區(qū)，而翼梢前緣誘導(dǎo)的空間渦較弱且距分離區(qū)較遠(yuǎn)，無法對分離區(qū)形成有效的抑制作用。因此可以通過將翼梢前緣渦向機(jī)翼內(nèi)側(cè)移動并增加其強(qiáng)度的方法來改善翼梢的分離特性。

綜上所述，做出如下改進(jìn)修形，在Model A構(gòu)型的基礎(chǔ)上去掉小翼，并將翼梢處修形，得到Model D構(gòu)型。Model D構(gòu)型的翼梢前緣在迎角α1時誘導(dǎo)出很強(qiáng)的空間旋渦，對翼梢處的分離起到了很好的抑制作用(圖12)。這兩個構(gòu)型全機(jī)升力和力矩曲線對比如圖13所示。當(dāng)然這種改進(jìn)會增大巡航時的誘導(dǎo)阻力，需要在巡航升阻比和低速失速特性之間進(jìn)行權(quán)衡。

(a) Model A翼梢小翼

(b) 迎角α1時的流場

(c) 迎角α2時的流場

(a) Model D翼梢小翼

(b) 迎角α1時的流場

(a) 升力系數(shù)

(b) 俯仰力矩系數(shù)

5 平尾影響研究

由Model A構(gòu)型各部件力矩曲線可知，平尾是導(dǎo)致全機(jī)力矩上拐的一個重要因素。

由圖14(b)可見，在迎角等于α1時，Model A構(gòu)型平尾翼根附近(Standpoint A)的當(dāng)?shù)貏訅喊l(fā)生劇烈變化，并且隨著迎角的增大，這種變化趨勢擴(kuò)展到平尾外側(cè)流場，但是圖14(c)可見，各個截面處的當(dāng)?shù)赜亲兓淮?，所以平尾力矩曲線出現(xiàn)非線性現(xiàn)象的原因是其當(dāng)?shù)貋砹髂芰康慕档汀?/p>

(a) Model A平尾站位點(diǎn)

(b) 當(dāng)?shù)貏訅?/p>

(c) 當(dāng)?shù)赜?/p>

由于平尾的力臂很長(相對于力矩參考點(diǎn))，所以一旦平尾出現(xiàn)分離或當(dāng)?shù)亓鲌霭l(fā)生變化，全機(jī)縱向俯仰力矩就會受到很大的影響。在增升裝置打開至著陸構(gòu)型時，內(nèi)翼段在平尾當(dāng)?shù)亓鲌稣T導(dǎo)一個很強(qiáng)的下洗(各站位點(diǎn)處的下洗角大約為8°左右)，大大減小平尾的升力，降低全機(jī)的靜安定度；而且增升裝置打開后會產(chǎn)生很多的空間渦，雖然由于空氣的粘性作用，大部分空間渦耗散很快，對平尾當(dāng)?shù)亓鲌鲇绊戄^小，但是襟翼翼根端面誘導(dǎo)和內(nèi)外襟翼之間的空間渦，如圖15所示，前者的渦核正好在α1時掃過平尾，由于渦核處的能量較低，所以平尾內(nèi)翼段當(dāng)?shù)亓鲌鎏?Standpoint A)的動壓大大減小，從而使平尾的升力和力矩曲線出現(xiàn)非線性現(xiàn)象。而且隨著迎角的增大，內(nèi)外襟翼之間的空間渦也會掃過平尾，但是其對平尾當(dāng)?shù)亓鲌鲇绊戄^小(站位點(diǎn)D和E處當(dāng)?shù)赜呛蛣訅鹤兓淮?。因此，在增升裝置設(shè)計中主要削弱襟翼翼根端面拖出的空間渦。

(a) 機(jī)翼尾跡對平尾的影響

(b) 襟翼翼根分離渦

(c) 內(nèi)外襟翼連接處的分離渦

在Boeing757飛機(jī)，內(nèi)襟翼翼根處安裝有襟翼的滑軌整流罩，可以在一定程度上起到小翼的作用，阻止襟翼下表面氣流流至上表面，從而抑制襟翼翼根渦[16]；而空客A320飛機(jī)中翼根整流包的形狀比較平坦，內(nèi)襟翼在打開時與整流包之間的縫隙較小，并用橡膠堵死[17]，這同樣可以抑制襟翼的翼根渦。本文參照A320飛機(jī)修改整流包形狀的方法，形成Model E構(gòu)型，如圖16所示。兩構(gòu)型氣動特性對比如圖17所示，可見，Model E的失速迎角減小1°，最大升力系數(shù)基本保持不變，力矩上拐迎角增大4°左右。

(b) Model E整流包

(a) 升力系數(shù)

(b) 俯仰力矩系數(shù)

6 總 結(jié)

文章利用高精度CFD方法對民用運(yùn)輸機(jī)失速特性開展研究，為了了解各部件對失速特性的影響，文章將飛機(jī)劃分為7個部件分別進(jìn)行分析，結(jié)論如下：

1) 提高內(nèi)翼段和中翼段氣動特性的方法主要是削弱翼根、掛架等誘導(dǎo)的空間渦對其的影響，但是與此同時勢必會增強(qiáng)全機(jī)的抬頭趨勢，因此為了改善全機(jī)失速特性，必須惡化內(nèi)翼段和中翼段的氣動特性，但是這種措施往往不能從根本上解決問題，而且會導(dǎo)致全機(jī)升力特性的惡化，得不償失。

2) 翼梢處的設(shè)計準(zhǔn)則總結(jié)為：巡航狀態(tài)時翼梢應(yīng)能阻止下表面氣流上卷，抑制翼梢渦的發(fā)展；低速大迎角狀態(tài)時翼梢前緣應(yīng)能誘導(dǎo)很強(qiáng)的空間渦，并使該渦靠近外縫翼翼梢和主翼臺階誘導(dǎo)的分離區(qū)，從而對分離區(qū)起到很好的抑制作用。

3) 平尾是全機(jī)縱向俯仰失速特性影響最大的一個部件，機(jī)翼的尾跡對平尾的當(dāng)?shù)貋砹饔绊懞艽?，主要影響?dāng)?shù)赜呛彤?dāng)?shù)貏訅?，其中?nèi)襟翼翼根誘導(dǎo)的空間渦的影響最為顯著。本文采用修形整流包的方法，修形后構(gòu)型的力矩上拐迎角增大4°左右。

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Study on improvement of longitudinal stalling characteristics in landing configuration of civil transport aircraft

Liu Yuefeng1,*, Duan Zhuoyi1, Liu Nan2, Cheng Yingchun3, Li Yalin3, Nu Daixiao3

(1.TheFirstAircraftInsituteofAVIC,Xi’an710089,China；2.NorthwestPolytechnicalUnivercity,Xi’an710072,China;3.ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai200323,China)

In order to improve the longitudinal stalling characteristics of landing configuration, a certain large civil transport aircraft was investigated by computational mothed based on CFD tools and grid generation technique. The computational method was validated by wind tunnel results. The whole aircraft was divided in seven parts, which are the fuselage, inboard wing, middle wing, outboard wing, wingtip, nacelle, and horizontal tail. The results show that the contribution of the inboard and middle wing is negative to the inflexion of pitch moment curve. The stalling characteristics can be improved by worsening the aerodynamic characteristics of the inboard and middle wing, but this worsening procedure decreases the maximum lift coefficient and stalling angle of attack. At high angle of attack and low coming flow speed, there are massive separations in upper surface of the wingtip. The contribution of these separations is positive to the inflexion of pitch moment curve. The leading edge of modified wingtip may induce strong vortex, which can restrain the production and development of massive separation, therefore, the longitudinal stalling characteristics are improved. However, the cruise induced drag is increased due to the modification. A balanced choice needs to be executed for low and high incoming flow speed. The contribution of the horizontal tail is positive to the longitudinal stalling characteristics. The influence of the root vortex of inboard flap is extremely significant on local flow around the horizontal tail. By cowling modification, this influence can be restrained, and the angle of attack increases by 4° for the inflexion of pitch moment curve.

high-lift system; stalling characteristics; pitch moment; inboard wing; middle wing; wingtip; horizontal tail

0258-1825(2017)02-0177-09

2016-04-11;

2016-05-30

劉岳鋒*(1986-),男,湖南人, 工程師,研究方向:空氣動力學(xué),飛行力學(xué). E-mail:lyfcrazy@163.com

劉岳鋒, 段卓毅, 劉南, 等. 民用運(yùn)輸機(jī)著陸構(gòu)型縱向失速特性改善研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(2): 177-185.

10.7638/kqdlxxb-2016.0059 Liu Y F, Duan Z Y, Liu N, et al. Study on improvement of longitudinal stalling characteristics in landing configuration of civil transport aircraft[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 177-185.

V211.3; V211.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0059