張 金,王 猛,田 云

（1.沈陽飛機工業(yè)（集團）有限公司,沈陽 110850;2.北京航空航天大學(xué),北京 100191）

下單翼飛機翼面氣流分離問題優(yōu)化

張 金1,王 猛1,田 云2

（1.沈陽飛機工業(yè)（集團）有限公司,沈陽 110850;2.北京航空航天大學(xué),北京 100191）

下單翼布局的輕型飛機翼根區(qū)域所占機翼面積比例很大，環(huán)量比較集中，翼根區(qū)域的氣動設(shè)計的好壞對整架飛機的氣動特性，尤其是升阻特性有極大的影響。本文經(jīng)過多輪的方案設(shè)計分析，確定了初始設(shè)計方案中翼面氣流分離的主要原因，改善了大迎角情況下翼身組合體的失速特性，提高了最大升力系數(shù)，完成了翼根區(qū)域的優(yōu)化設(shè)計。

氣流分離；失速特性；上洗；CFD分析

翼根區(qū)域的氣動設(shè)計的好壞對整架飛機的氣動特性，尤其是升阻特性有極大的影響。翼根氣動力設(shè)計是整架飛機設(shè)計的重點與難點，完成干凈機翼的設(shè)計，進(jìn)行翼身組合體設(shè)計時應(yīng)當(dāng)進(jìn)行著重考慮。

1 初始方案

設(shè)計完成的干凈機翼，裝配到機身上，本文簡稱初始方案?？梢钥吹?，翼根處于機身截面開始收縮段，特別是翼根尾緣處收縮更為明顯，而且機翼相對機身縱向位置相對靠下。

初始方案在14°迎角情況下的翼面壓力云圖和流線圖見圖1。可以發(fā)現(xiàn)機翼內(nèi)側(cè)產(chǎn)生了大范圍的氣流分離，需要確定分離原因并加以優(yōu)化。

圖1 初始方案在14度迎角時翼身組合體表面壓力云圖和流線圖

2 方案優(yōu)化

為檢驗機翼的氣流分離，是否是由于翼根分離而引起的，方案（1）將初始方案中的機翼相對機身向縱向（Y）移動了300mm。

此時，機翼的大部分區(qū)域分離已經(jīng)得到改善，僅在翼根部分尚有一塊分離區(qū)域存在。方案（1）證實機翼的分離很大程度是由于翼根區(qū)域的氣流分離引起的。

另外，干凈機翼在14度迎角時并沒有出現(xiàn)分離現(xiàn)象。說明翼身結(jié)合處的外形是機翼分離的最直接影響因素。方案（1）的改進(jìn)不僅未達(dá)到與干凈機翼同樣的氣動效果，而且將機翼整體上移，影響了中機身內(nèi)部的空間以及結(jié)構(gòu)設(shè)計。因此，最好的改進(jìn)方案是設(shè)計翼身整流鼓包及改進(jìn)機身尾部外形。

方案（2）在初始方案的基礎(chǔ)上加裝了簡單的翼身整流鼓包。

該鼓包不僅未能消除氣流分離，反而將翼根分離區(qū)域擴大了。

方案（3）在初始方案的基礎(chǔ)上將機身從翼根尾緣處等直向后延伸了200mm，并且將原始后機身外形改為直線段，以替代原來機身。從流線圖可看出，方案（3）這一改進(jìn)，基本未能對分離產(chǎn)生任何效果。

針對方案2及方案3暴露出來的缺陷，將鼓包設(shè)計重點放在翼根尾緣處，將此處鼓包設(shè)計得更加飽滿和突出得到了方案（4）。

方案（4）有效地減小了機翼分離區(qū)域，特別是從升力系數(shù)可以看出效果相當(dāng)顯著。

為了進(jìn)一步消除翼根分離，在方案（4）的基礎(chǔ)上進(jìn)一步加大了翼根尾緣處的鼓包，設(shè)計得到了方案（5）。從流線圖看機翼尾緣仍然存在一小塊分離，特別是翼根尾緣處分離渦依舊沒有消失。

方案（5）中的小塊分離區(qū)域可能是由于下翼面氣流繞到上翼面形成分離而引起的。為消除此分離區(qū)域，方案（6）將方案（5）的鼓包整體下移，這樣鼓包的作用可以將翼根尾緣處上下翼面氣流都有較好的壓縮效果，最大限度避免下翼面氣流繞到上翼面形成分離。

可以看出，方案（6）的鼓包方案完全消除了14度迎角時的分離。為了進(jìn)一步確定該鼓包的效果，繼續(xù)驗算了16度時的氣動性能。可以看到方案（6）在16度迎角下上翼面依然出現(xiàn)了較大范圍的分離。這說明方案（6）的鼓包外形還未達(dá)到最佳效果。

通過分析方案（6）在16度迎角下的分離特點及流線走向，初步確定分離的主要原因可能是機身底部氣流上洗導(dǎo)致的。

為抑制機身底部氣流的上洗，在方案（6）的基礎(chǔ)上將翼根尾緣處整流鼓包向后延伸了400mm，形成了方案（7）。可以看出方案（7）在14度迎角下分離已經(jīng)完全消除。

另外，雖然在16度迎角下上翼面出現(xiàn)了部分分離，但翼根處基本沒有分離，表明方案（7）的鼓包設(shè)計是成功的。

從升、阻和力矩系數(shù)曲線可以看出，方案（7）的設(shè)計是比較成功的。不僅失速迎角超過了16度，且力矩特性和極曲線較理想。

圖 2 方案（7）升、阻和力矩系數(shù)曲線

3 結(jié)論

針對初始方案中翼面氣流分離問題，提出了各種分析和優(yōu)化方案，確定了翼面氣流分離的原因。

翼根氣流分離的部分原因是，由于機身在翼根尾緣處收縮幅度較大，翼根尾緣處流道急劇擴張，導(dǎo)致氣流從翼根尾緣處分離。另外一部分原因是，由于機翼相對于機身位置相對靠下，機身底部氣流上洗翼根區(qū)域分離。由于，這兩方面的因素綜合，最后導(dǎo)致了機翼根部區(qū)域的氣流分離并向外翼擴展。

[1]方寶瑞.飛機氣動布局設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社,1997.

[2]朱自強,吳宗成.現(xiàn)代飛機設(shè)計空氣動力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005.

[3]張錫金等.飛機設(shè)計手冊—氣動設(shè)計[M],北京:航空工業(yè)出版[J]社,2002.

10.16640/j.cnki.37-1222/t.2018.01.034