夏 慧 劉沛清 戴佳驊 江潤沛 張雅璇 欒博語 李慶輝

(北京航空航天大學，北京 100191)

0 引言

傳統(tǒng)的増升裝置主要在起、降階段打開以增加飛機的升力，兼顧固定翼飛機的高、低速性?，F(xiàn)代先進客機的增升裝置被賦予更多功能，巡航變彎度技術(shù)便是其中一項[1]。固定翼飛行器的機翼在巡航階段為固定外形，這種固定外形的機翼通常只針對一個設(shè)計點進行優(yōu)化設(shè)計，即機翼在特定的巡航高度、速度和飛機重量下有最優(yōu)的氣動性能[2]。而實際飛行中，飛機在大部分時間都偏離了最佳設(shè)計點。此外，現(xiàn)代大型客機為保證飛機的安全性要求，飛機抖振升力系數(shù)應(yīng)不小于巡航升力系數(shù)的1.3倍[3]，在復雜多變的飛行環(huán)境下飛機很容易進入抖振。如果增加后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角度作為一個控制參數(shù)，可以改善飛機在不同飛行工況下的抖振邊界。1972年，美國國家航空航天局研究了巡航變彎度技術(shù)在F104戰(zhàn)斗機上的應(yīng)用，該研究主要針對前/后緣襟翼的偏轉(zhuǎn)對改善抖振邊界的影響，其研究表明通過對前后緣增升裝置在巡航階段進行小角度的偏轉(zhuǎn)能有效改善抖振邊界，且后緣襟翼比前緣裝置在提高升力及改善抖振邊界等方面具有更好的效果[4]。隨后的20世紀80年代，B.H.Lee等人[5]對后緣襟翼偏轉(zhuǎn)改善機翼抖振特性進行了大量的實驗研究，探究了襟翼偏轉(zhuǎn)對跨聲速區(qū)上翼面的流動及抖振邊界的影響。同時，巡航變彎度技術(shù)也逐漸從軍用飛機領(lǐng)域擴展到民用飛機領(lǐng)域。波音公司在1980年11月完成了機翼變彎度在商用運輸類飛機上的潛在效益評估[6]。其研究結(jié)果表明：變彎度構(gòu)型可提高飛機巡航階段的氣動效率，對于遠程客機，可節(jié)約燃油3.1%以及減少約2%的直接運營費用。

綜上所述，后緣襟翼的巡航變彎度設(shè)計主要有兩大功能：(1)改善全航程的氣動效率，提高燃油經(jīng)濟性；(2)抑制激波振蕩，提高機翼跨聲速抖振邊界。本文對某大型飛機采用新型的下垂式后緣鉸鏈襟翼，開展襟翼巡航變彎氣動性能數(shù)值研究。

1 氣動計算數(shù)值方法驗證

1.1 穩(wěn)態(tài)計算方法驗證

目前的商用運輸類飛機采用的翼型多屬于超臨界翼型，所以本文采用第二代超臨界翼型SC(2)-0714進行二維定常數(shù)值方法驗證，主要包括：網(wǎng)格無關(guān)性驗證、不同求解器計算結(jié)果對比、不同湍流模型計算結(jié)果對比。得到各壓力系數(shù)分布曲線與實驗結(jié)果的對比。

1)網(wǎng)格無關(guān)性驗證：采用了三套不同數(shù)量的網(wǎng)格見表1，計算條件為：來流馬赫數(shù)為0.721，迎角為0.032°，參考NASA試驗人員在蘭利中心的跨聲速低溫風洞對SC(2)-0714翼型進行的二維試驗結(jié)果[7]，網(wǎng)格繪制采用CH遠場，前后均50倍弦長，采用S-A湍流模型，y+為5。

表1 SC(2)-0714翼型網(wǎng)格無關(guān)性驗證

SC(2)-0714采用的CH型網(wǎng)格，其拓撲結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 SC(2)-0714遠場與近壁面網(wǎng)格

由圖2可見，三套不同網(wǎng)格數(shù)量對應(yīng)的壓力系數(shù)分布基本一致，均與試驗結(jié)果相吻合。

圖2 網(wǎng)格無關(guān)性驗證壓力系數(shù)分布

2)不同求解器計算結(jié)果對比，如圖3所示，采用FLUENT和CFL3D兩種求解器進行計算，兩種求解器都能較準確地預(yù)測激波位置，壓力系數(shù)分布均與實驗值相吻合。

圖3 不同求解器對壓力系數(shù)的影響

3)不同湍流模型計算結(jié)果對比如圖4所示，采用了S-A、k-ω SST、k-kl-ω三種湍流模型，計算結(jié)果顯示，S-A模型和k-kl-ω模型均能較好地預(yù)測激波位置，壓力系數(shù)分布與實驗值相吻合。

圖4 不同湍流模型計算結(jié)果對比

1.2 抖振邊界預(yù)測的數(shù)值方法驗證

OAT15A翼型有大量的抖振研究相關(guān)的風洞實驗數(shù)據(jù)[8]，該實驗在法國航空航天研究中心S3Ch跨聲速低溫風洞中進行。該翼型廣泛用于抖振邊界預(yù)測的數(shù)值計算方法驗證。該實驗采用的來流馬赫數(shù)為0.73，在迎角為3.5°開始發(fā)生較強的抖振和邊界層分離。本小結(jié)主要進行了時間步長無關(guān)性驗證和抖振邊界預(yù)測準確性驗證。網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)、無界遠場等與1.1小結(jié)一致，計算采用的來流馬赫數(shù)為0.73，計算迎角為0°、1°、2°、3°、3.5°、4°，湍流模型采用S-A模型，二階精度，時間步長為3.5 μs。

壓力脈動均方根值(Cpmse)的計算公式如下：

(1)

由圖5、圖6可見，時間步長對壓力系數(shù)分布與壓力脈動均方根值影響較小，且結(jié)果均與實驗值較吻合。在后續(xù)的計算中，采用時間步長為3.5 μs。

圖5 時間步長對翼型表面壓力系數(shù)的影響

圖6 時間步長對壓力脈動均方根值的影響

抖振邊界預(yù)測結(jié)果如圖7與圖8所示，從計算結(jié)果與風洞試驗數(shù)據(jù)的時間平均壓力系數(shù)分布對比可見，在激波位置的預(yù)測上，計算迎角比試驗迎角大0.5°以內(nèi)，并且可以看到從3°到3.5°再到4°有明顯的激波位置前移，說明抖振發(fā)生在這個區(qū)間。同時，通過壓力脈動的均方根曲線也可以看到，在0°、2°、3°的波動幅度都比較小，在3.5°時幅度陡增，也說明在這個區(qū)間發(fā)生了抖振。

圖7 計算與實驗結(jié)果壓力系數(shù)對比

圖8 OAT15A上翼面的壓力脈動均方根值曲線

2 鉸鏈襟翼機構(gòu)與擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)設(shè)計

傳統(tǒng)的巡航變彎度優(yōu)化設(shè)計通常是定軸偏轉(zhuǎn)部分角度，再進行氣動計算分析，并未考慮真實機構(gòu)。本研究針對某寬體客機的先進后緣鉸鏈襟翼，探究巡航變彎度在該飛機上的應(yīng)用，利用數(shù)值計算方法評估對提高抖振邊界和節(jié)省燃油經(jīng)濟性的影響。該大型飛機后緣增升裝置使用的是大偏度順氣流下垂式鉸鏈襟翼，這種襟翼機構(gòu)的一個特點是襟翼的偏轉(zhuǎn)為空間任意三維運動，并非單純的定軸轉(zhuǎn)動。所以其剖面巡航變彎度過程中并不是二維的定軸轉(zhuǎn)動。在進行巡航變彎度設(shè)計時，本研究著重于三維機構(gòu)引導下的二維剖面的巡航變彎度設(shè)計。

2.1 后緣襟翼機構(gòu)運動形式

后緣鉸鏈襟翼一般采用四連桿機構(gòu)，新型的鉸鏈襟翼可以與擾流板聯(lián)合下偏，調(diào)整后緣襟翼與擾流板的縫道參數(shù)來獲得更好的氣動性能[9]。本次采用的機構(gòu)布置方式外段襟翼采取RR4S-R5S的執(zhí)行機構(gòu)，如圖9所示；內(nèi)段襟翼為定軸旋轉(zhuǎn)，而外段襟翼的運動較為復雜，其瞬時轉(zhuǎn)軸在不斷變化，并且還有沿軸向的平移。其中上標i表示內(nèi)側(cè)機構(gòu)參數(shù)點，上標o表示外側(cè)機構(gòu)參數(shù)點，OA為主動桿，O點為主翼的后梁點，AB為連桿，DE和NE為襟翼的支撐桿，E點為固定鉸支。圖9中R表示轉(zhuǎn)動副，S表示球面副。在起、降階段，后緣襟翼偏轉(zhuǎn)至對應(yīng)的卡位，擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)，以獲得最優(yōu)縫道參數(shù)；在巡航階段，襟翼可根據(jù)當前飛行狀態(tài)偏轉(zhuǎn)微小角度，同時擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)以密封上翼面，獲得變彎度機翼的巡航構(gòu)型。

圖9 外段鉸鏈襟翼機構(gòu)示意圖

2.2 襟翼與擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)程序流程

對后緣鉸鏈襟翼機構(gòu)進行求解，得到一套完整的、合理的機構(gòu)參數(shù)之后，將這套機構(gòu)參數(shù)作為輸入，桿長及運動關(guān)系作為約束，編寫襟翼與擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)的運動仿真程序。

首先，需要將巡航狀態(tài)的襟翼及擾流板參數(shù)化，作為程序的一個輸入文件。然后，對機構(gòu)進行數(shù)學建模。利用機構(gòu)運動關(guān)系，實現(xiàn)機構(gòu)運動仿真程序的設(shè)計，通過不斷的迭代，在擾流板與襟翼上翼面的距離滿足要求時輸出機翼對應(yīng)的二維剖面。程序設(shè)計的流程如圖10所示。

圖10 襟翼聯(lián)合擾流板偏轉(zhuǎn)流程圖

3 抖振邊界及巡航氣動效率計算

3.1 二維抖振邊界預(yù)測

利用2.2節(jié)所述的程序，獲得機翼kink處的正置翼型。計算環(huán)境為10 000 m高空，法向來流馬赫數(shù)為0.717，干凈弦長為5.456 8 m，第一層網(wǎng)格高度為5×10-6m。計算迎角為：0°、1.18°、2.37°、3.56°、4.15°、4.74°，擾流板與襟翼聯(lián)合偏轉(zhuǎn)示意圖如圖11所示。

圖11 襟翼聯(lián)合擾流板偏轉(zhuǎn)示意圖

1)不變彎度巡航構(gòu)型的抖振邊界預(yù)測。采用時間步長7 μs，總的計算時間為0.56 s，得到時間平均的壓力系數(shù)分布圖、壓力脈動均方根曲線如圖12和圖13所示。從圖12可以明顯看出，在0°～2°時，壓力脈動量均方根值幾乎為0，在3°時開始有小的波動，在4°時波動陡增，進而計算3.5°迎角，可見在3.5°就已經(jīng)有一個陡增。同時，通過圖13可見，在3.5°時出現(xiàn)激波位置的前移，也說明抖陣發(fā)生在這個區(qū)間。

圖14所示的時均流場圖中可見，迎角從0°到4°，前緣吸力峰逐漸擴大，激波位置逐漸后移，在3.5°與4°時可觀察到激波波腳處出現(xiàn)明顯的流動分離，說明隨著迎角的增大，尾緣流動分離區(qū)逐漸前移，激波逐漸后移，在3.5°時兩者交叉，出現(xiàn)激波邊界層干擾，與圖12和圖13對應(yīng)的結(jié)果相符。

圖12 原始巡航構(gòu)型壓力脈動均方根值曲線

圖13 原始巡航構(gòu)型的時均壓力系數(shù)分布

(a)0° (b)1° (c)2°

2)后緣變彎度巡航構(gòu)型的抖振邊界預(yù)測。利用前文所述的預(yù)測抖振邊界的方法，綜合壓力脈動均方根曲線出現(xiàn)陡增與時均壓力系數(shù)分布曲線激波位置前移兩種判據(jù)，表2展示了后緣襟翼偏轉(zhuǎn)±1°、±2°、±3°對應(yīng)的抖振邊界預(yù)測結(jié)果，表中δ為襟翼偏角，抖振邊界定義為抖振起始迎角，用α表示；其中襟翼偏角為正表示襟翼下偏，為負表示襟翼上偏。

表2 不同襟翼偏角對應(yīng)的抖振邊界

由表2可見，后緣襟翼每上偏1°，對應(yīng)的抖振發(fā)生起始迎角約增加0.5°；襟翼每下偏1°對應(yīng)的抖振發(fā)生起始迎角減小約0.5°，說明襟翼上偏具有良好的延緩抖振發(fā)生、提高抖振邊界的作用；同時，由于襟翼下偏增加了機翼彎度，使得抖振起始迎角減小。圖15和圖16展示了襟翼偏角從下偏3°到上偏3°，迎角分別為3°和4°時上翼面的壓力脈動均方根值曲線，可見上偏襟翼明顯減小了上翼面的壓力脈動幅值，襟翼下偏明顯增大了該幅值。在3°迎角時，原始構(gòu)型尚未進入抖振區(qū)，而在襟翼下偏1°、2°和3°時，對應(yīng)的壓力脈動均方根值曲線的幅值明顯增大，下偏襟翼在3°迎角便開始發(fā)生了抖振。但在襟翼上偏的構(gòu)型中，3°迎角的壓力脈動幅值保持在較低的水平，無劇烈波動。接下來將利用流場圖進一步說明襟翼上偏如何減弱上翼面壓力脈動，從而擴大抖振起始迎角。

圖15 壓力脈動均方根值曲線(AOA=3°)

圖16 壓力脈動均方根值曲線(AOA=4°)

對于同一迎角(AOA=4°)，圖17與圖18分別是襟翼上偏1°與上偏2°時一個周期內(nèi)的時均流場圖，可見在同一時刻，如0.14 s和0.28 s時，襟翼上偏2°減小了尾緣區(qū)的流動分離程度。根據(jù)前述判據(jù)襟翼上偏1°的抖振起始迎角為4°，在圖17中亦可見明顯的激波與流動分離區(qū)的位置在不同時刻的變化，在0.14 s時激波波腳分離泡與尾緣流動分離互相干擾，在0.28 s時干擾減弱，在0.42 s～0.56 s時尾緣流動分離區(qū)減弱甚至消失；與此同時，激波位置在前后不規(guī)則移動。而襟翼上偏2°時，根據(jù)前述判據(jù)，并未發(fā)生抖振，四個時刻的流場圖也未見明顯的流動分離與激波干擾現(xiàn)象。說明襟翼上偏可有效消除上翼面尾緣的流動分離。

(a)0.14 s (b)0.28 s

(a)0.14 s (b)0.28 s

3.2 巡航氣動效率分析

利用本文2.2小節(jié)設(shè)計的機構(gòu)與擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)的程序，自動生成不同襟翼偏角的翼型剖面，利用網(wǎng)格錄制的方式自動繪制CH型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，保證每一套網(wǎng)格都有相同的拓撲結(jié)構(gòu)與網(wǎng)格數(shù)量；然后采用RANS方法計算氣動力系數(shù)，采用S-A湍流模型，飛行條件為10 000 m高空對應(yīng)的參數(shù)。襟翼偏轉(zhuǎn)模型與角度均與3.1小節(jié)相同，每個襟翼偏角模型計算迎角范圍為-2°～5°，間隔1°。將3.1小節(jié)得到的抖振邊界作為約束條件，剔除超出抖振包線的點，得到圖19。其中黑色實線(flap_0)表示原始固定翼構(gòu)型的升阻比曲線，其上方玫紅色的曲線(optimal)表示不同迎角、襟翼偏角對應(yīng)的最優(yōu)包絡(luò)線。在相同的升力系數(shù)下，玫紅色曲線對應(yīng)的升阻比均大于原始構(gòu)型的升阻比曲線。在飛機剛進入巡航階段時，整機重量最大，所需的升力系數(shù)較大，此時可根據(jù)當前工況將襟翼下偏至對應(yīng)角度，從而提高飛機的升阻比，達到當前飛行條件下的最佳氣動效率。對于長航程飛機，在巡航階段后期，其燃油消耗甚至可達機身重量的30%[10]，此時可將襟翼上偏至對應(yīng)的角度，從而減小升力系數(shù)，同時相比于原始構(gòu)型，升阻比均有所增加。且本研究中可見抖振邊界有所提高，因此有利于提高飛行速度。本文展示的是隨著燃油消耗，整機重量不斷減輕，通過連續(xù)調(diào)節(jié)襟翼與迎角的二維變彎度翼型氣動計算結(jié)果，即二維理想情況下，在最優(yōu)設(shè)計點附近，升阻比可提高約22.5%。同時，變彎度構(gòu)型曲線的抖振邊界相對于原始構(gòu)型的抖振邊界提高約10%。

圖19 不同襟翼偏轉(zhuǎn)構(gòu)型的升阻比曲線

4 結(jié)論

本文首先進行了增升裝置的機構(gòu)與擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)的運動仿真程序設(shè)計，結(jié)合擾流板聯(lián)合偏轉(zhuǎn)技術(shù)，自動生成不同襟翼偏角的二維構(gòu)型，并運用自動生成網(wǎng)格技術(shù)繪制結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。接著采用穩(wěn)態(tài)與非穩(wěn)態(tài)方法進行氣動計算，分別用于全巡航過程氣動效率計算與抖振邊界預(yù)測。在抖振邊界預(yù)測方面，采用了時均壓力系數(shù)曲線上激波位置的前移與壓力脈動均方根值曲線出現(xiàn)陡增作為抖振開始發(fā)生的判據(jù)，兩種方法共同分析加強了抖振起始點判斷的準確性。抖振邊界預(yù)測的結(jié)果表明，襟翼上偏能有效提高翼型的抖振起始迎角，襟翼每上偏1°，約提高0.5°的抖振起始迎角。在氣動效率方面，計算過程中保持馬赫數(shù)不變，以升阻比為氣動效率高低的判據(jù)。結(jié)果表明，巡航過程中，變彎度構(gòu)型的升阻比大于或等于原始固定構(gòu)型，抖振邊界約提高10%。該結(jié)果為理想狀態(tài)下連續(xù)調(diào)整襟翼與迎角后的二維翼型計算結(jié)果，表明巡航變彎度具有提高全航程氣動效率的能力。