董彥非，賀一帆

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

0 引言

目前現(xiàn)役的固定翼飛機機翼的翼型在飛行過程中的彎度都是保持不變的。但是飛機高速和低速性能對機翼彎度要求相互矛盾，所以設(shè)計飛機時會對翼型的選擇做一定的取舍，一般會選擇在主要飛行條件下有較好升阻比的翼型[1]，這樣就導(dǎo)致飛機在主要飛行任務(wù)區(qū)之外的高度和速度范圍內(nèi)空氣動力特性較差。

為了適應(yīng)不同飛行條件對機翼彎度的要求，出現(xiàn)了變彎度機翼設(shè)計的方法。已有的變彎度技術(shù)主要集中在對機翼前后緣彎度的改變[2]，還沒有看到對翼型全面變彎度規(guī)律的研究文獻。機翼翼型全尺寸變彎度技術(shù)目前還需要克服變體結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量較大、蒙皮摩擦阻力大、承載能力差等問題[3-10]如果能實現(xiàn)機翼全面變彎度，會對飛機的飛行性能產(chǎn)生較大提升。

本文主要研究固定翼飛機隨飛行速度和高度變化，機翼彎度對飛機升力和阻力特性的影響，通過計算分析得出不同速度和高度下最佳彎度自適應(yīng)規(guī)律，為彎度自適應(yīng)機翼設(shè)計提供基礎(chǔ)。

1 彎度自適應(yīng)規(guī)律研究

1.1 翼型的選取

機翼是為飛機提供升力的重要部件。翼型是機翼截面的基本構(gòu)型，是指在機翼上與前緣垂直的剖面形狀。翼型幾何參數(shù)對飛機的氣動特性和飛行性能有重要影響[11]。

自適應(yīng)變彎度機翼對大型客機與運輸機的空氣動力特性提升較大，能夠有效提高燃油經(jīng)濟性。這里選擇典型的跨聲速超臨界的翼型DFVLRR-4。根據(jù)翼型原始外形數(shù)據(jù)計算得到中弧線之后，再對應(yīng)計算出翼型的彎度與彎度相對位置。

為了研究翼型彎度和彎度相對位置所受影響，根據(jù)DFVLRR-4 翼型的數(shù)據(jù)，選擇兩組翼型進行CFD仿真。第一組對應(yīng)改變彎度的相對位置，選擇翼型：NACA2213，NACA2313，NACA2413，NACA2513，NACA2613，NACA2713，NACA2813。第二組進行擴展來觀察彎度相對位置，選擇翼型NACA4315，NACA4415，NACA4515，NACA4615，NACA4715，NACA4815，NACA4915。

1.2 建立翼型模型并生成網(wǎng)格

為了研究翼型彎度在不同來流速度、飛行高度條件下的空氣動力特性，尤其是升阻力特性的變化規(guī)律，首先運用CATIA軟件分別建立不同彎度的兩組二維翼型模型，為之后進行的CFD仿真模擬計算做好準(zhǔn)備。

通過流場相應(yīng)的位置構(gòu)建出相對應(yīng)的離散點，然后通過這些離散點的組合總和成相應(yīng)的網(wǎng)格[12]。網(wǎng)格的數(shù)量與質(zhì)量會直接影響到CFD的數(shù)值模擬。

目前常用的網(wǎng)格有三種類型[13-14]：C型網(wǎng)格、O型網(wǎng)格和H型網(wǎng)格，本文主要采用C型網(wǎng)格，C型網(wǎng)格如圖1所示。

對翼型處的網(wǎng)格進行加密，能更好地模擬邊界層的空氣流動，對向遠場方向可進行一定倍率的放大減小網(wǎng)格數(shù)量以便后續(xù)計算，向遠場方向可逐漸變稀[15]。優(yōu)化以后調(diào)整網(wǎng)格結(jié)構(gòu)使網(wǎng)格結(jié)構(gòu)能夠更接近矩形，因為計算的是二維翼型，結(jié)構(gòu)都較為簡單，網(wǎng)格質(zhì)量應(yīng)保證在0.9～1.0之間，優(yōu)化后的網(wǎng)格質(zhì)量如圖2所示。

圖1 C型網(wǎng)格

圖2 優(yōu)化后的網(wǎng)格質(zhì)量

1.3 仿真條件設(shè)置

設(shè)置1000 m高度為起飛降落的環(huán)境，空氣壓力為89876.3 pa、溫度281.651 K；選擇5000 m和8000 m作為爬升和巡航條件。在5000 m的條件下空氣密度和溫度分別為54048.3 pa、255.676 K，8000 m的空氣密度和溫度條件分別是35651.6 pa 、236.215 K。

飛行速度Ma設(shè)定為0.1～0.8。因為Ma大于0.8以后翼型進入跨聲速流場，此時的機翼表面存在局部超聲速流，翼面上也會出現(xiàn)激波。

在超聲速流動中，翼型彎度只產(chǎn)生阻力而不再提供升力。在超聲速的時候盡量使翼型彎度為0(成為對稱翼型)。

1.4 彎度影響分析

首先分析Ma對翼型的影響。對兩組數(shù)據(jù)所計算得出的數(shù)據(jù)進行匯總并畫出折線圖，其中線條的數(shù)值對應(yīng)著翼型的相對彎度值，第一組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖3所示，第二組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖4所示，其中每組圖的迎角為0°、2°和4°時升力系數(shù)與Ma的關(guān)系。

迎角為0°

迎角為2°

迎角為4°圖3第一組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系

從圖3和圖4中可看出，在Ma為0.1～0.4時翼型的升力系數(shù)為線性增長，并且彎度越大的翼型在此區(qū)間有著比其他彎度更大的升力系數(shù)。當(dāng)Ma增大到0.5以后，彎度的影響出現(xiàn)了反作用，第一組數(shù)據(jù)在Ma=0.5～0.6時出現(xiàn)了交匯，第二組數(shù)據(jù)在Ma=0.6～0.7時樣條線出現(xiàn)交會，從曲線圖能看出，彎度較小的機翼在高Ma下有著優(yōu)于彎度相對值較大的升力特性。

第二組翼型的阻力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖5所示，由圖5看出，阻力系數(shù)在Ma=0.1～0.4時增長都較為平緩，在Ma為0.5以后會出現(xiàn)較大增幅增長。因為隨著Ma的不斷增大翼型會出現(xiàn)氣流分離，產(chǎn)生脫體渦從而使翼型的升力降低，阻力增大。

迎角為0°

迎角為2°

迎角為4°

圖4 第二組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系

第二組機翼升阻比與Ma的關(guān)系如圖6所示，結(jié)合圖6可知，飛行過程中在Ma=0.1～0.4時升阻比近似于線性，在Ma為0.5左右時出現(xiàn)峰值，但增長率較低速時有明顯下降。當(dāng)Ma>0.5時翼型的升阻比出現(xiàn)明顯下降。相對彎度較大時，低速飛行都有較好的升阻比，故在低速飛行時應(yīng)當(dāng)選擇較大的彎度來作為此階段飛行的彎度。當(dāng)飛行速度在Ma=0.5～0.7時，彎度選擇在3 %～5 %，當(dāng)飛行速度Ma為0.8及以上時彎度應(yīng)為1 %～2 %，當(dāng)飛機進入超聲速飛行時彎度應(yīng)為0 %。

飛機在起飛著陸階段會有較大的迎角產(chǎn)生，第二組翼型升力系數(shù)與迎角的關(guān)系如圖7所示，由圖7可知，升力系數(shù)隨著迎角變化，因為在起飛和著陸階段速度不會過大，所以只計算了較低Ma時角度對升力的影響。根據(jù)圖7可知，迎角改變的大小對翼型彎度所產(chǎn)生升力的影響較小。

圖6 第二組升阻比與Ma的關(guān)系

圖7 第二組升力系數(shù)與迎角的關(guān)系

1.5 彎度相對位置的影響分析

第一組彎度相對位置對升力系數(shù)的影響如圖8所示，第一組升阻比與Ma的關(guān)系如圖9所示，第一組升阻比與迎角的關(guān)系如圖10所示。結(jié)合圖8、圖9和圖10的結(jié)果可以得出以下規(guī)律：彎度的相對位置越往后移動，下翼面的壓力越大，從而導(dǎo)致上下翼面的壓差增大，使機翼的升力增大。自適應(yīng)變彎度機翼的彎度相對位置處于大于50 %時，雖然升力系數(shù)都會因為壓差增大而增大，但機翼的阻力系數(shù)也會在迎角大于4°時出現(xiàn)激增，此時升力系數(shù)的增加量遠小于阻力系數(shù)的增加量，從而使得機翼的升阻比急劇變小。所以當(dāng)飛機進行小角度巡航時，彎度的相對位置后移較好，但當(dāng)飛機做爬升時，彎度的相對位置會影響到升阻比，所以當(dāng)飛機在爬升時應(yīng)該將相對彎度的位置前移。

圖8 第一組彎度相對位置對升力系數(shù)的影響

圖9 第一組升阻比與Ma的關(guān)系

圖10第一組升阻比與迎角的關(guān)系

1.6 飛行高度對翼型的影響

選擇Ma為0.3和0.5進行計算，對得到的數(shù)據(jù)進行匯總，第一組翼型在Ma=0.3 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系如圖11，第一組翼型在Ma=0.5 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系如圖12所示。由圖發(fā)現(xiàn)高度對升力沒有明顯的影響，因為飛行高度的增加，空氣密度降低，溫度也隨著降低，所以升力系數(shù)也變小了。但隨著高度的改變翼型的升力系數(shù)沒有明顯的交疊。通過目前有限的仿真結(jié)果分析未發(fā)現(xiàn)彎度變化對不同高度的機翼氣動特性的影響。

圖11 第一組翼型在Ma=0.3 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系

圖12 第一組翼型在Ma=0.5 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系

1.7 彎度自適應(yīng)規(guī)律

對前面的數(shù)據(jù)進行匯總分析得到相對彎度值隨Ma變化的建議區(qū)域圖如圖13所示，彎度相對位置隨迎角變化的建議區(qū)域圖如圖14所示。用這兩張圖進行相對彎度與彎度的相對位置的建議。

圖13中兩條折線所包圍的面積為自適應(yīng)變彎度機翼在不同速度下建議的設(shè)計大小。上線為設(shè)計上限，下線為設(shè)計下限。兩條線之間的陰影部分為指導(dǎo)區(qū)間，設(shè)計的自適應(yīng)變彎度機翼的彎度大小在陰影部分就能獲得一個較為優(yōu)良的氣動特性。圖14其意義相同。

根據(jù)兩張指導(dǎo)圖給出自適應(yīng)變彎度機翼的設(shè)計建議：自適應(yīng)變彎度機翼設(shè)計在不同的飛行條件下保持彎度與彎度的相對位置在圖中陰影區(qū)域時，都能有較為良好的升阻比。

圖13 相對彎度值隨Ma變化的建議區(qū)域

圖14 彎度相對位置隨迎角變化的建議區(qū)域

2 結(jié)論

根據(jù)前面的仿真計算和分析，可以得到以下初步結(jié)論。

彎度變化的影響：

(1)當(dāng)飛機處于小角度爬升和Ma小于0.5的飛行時，應(yīng)采用7 %～9 %的翼型彎度，彎度對翼型帶來的主要影響為增大最大升力系數(shù)使翼型的升阻比增大。

(2)當(dāng)飛機的Ma超過0.5以后，此時僅僅增加彎度會使升力系數(shù)增大的同時也使阻力系數(shù)進一步增加。需要對升阻比的具體數(shù)值做對比，選擇有較優(yōu)升阻比的翼型，故彎度適當(dāng)下降到3 %～5 %。

(3)當(dāng)飛機在Ma為0.8以上時，由于出現(xiàn)了局部激波，使得彎度對阻力系數(shù)的影響進一步增大，所以彎度應(yīng)該下降到1 %～2 %。

(4)當(dāng)飛機進行超聲速飛行時彎度在此時已不能起到產(chǎn)生升力的作用，彎度應(yīng)變?yōu)? % 。

對彎度相對位置影響：

(1)在做小角度爬升或巡航時，根據(jù)不同機翼的需求，翼型的彎度相對位置在70 %～90 %弦長位置的時候，升阻比有較大的提升。

(2)在做大迎角機動時，彎度的相對位置會使得阻力系數(shù)急劇增大導(dǎo)致升阻比降低。應(yīng)在4°～8°時逐漸從60 %降低到20 %，在8°以后應(yīng)繼續(xù)前移彎度相對位置但要保持一定的前緣氣動外形。

(3)在飛機進行超聲速飛行時，彎度因為已經(jīng)降低到0 %，故彎度的相對位置已經(jīng)不對機翼的氣動外形起到影響。

通過目前有限的仿真結(jié)果分析未發(fā)現(xiàn)彎度變化對不同高度的機翼氣動特性的影響。

本文的計算結(jié)果和結(jié)論僅是在當(dāng)前數(shù)據(jù)和計算條件下的初步分析，相關(guān)結(jié)論還需要進一步的大樣本計算和風(fēng)洞吹風(fēng)等試驗的支撐。