趙富榮 鐘浩浩

關(guān)鍵詞：公務(wù)機;翼型;設(shè)計特點;選擇原則;設(shè)計方法

0 ?引言

一款公務(wù)機是否能取得商業(yè)成功，巡航效率對此有非常重要的影響。因此，氣動性能優(yōu)異的機翼往往是飛機氣動設(shè)計師追求的目標(biāo)，而翼型設(shè)計是機翼設(shè)計中的重要部分，也是最基本的要素。本文主要通過機型數(shù)據(jù)、技術(shù)文獻和工程經(jīng)驗對翼型的設(shè)計特點、選擇原則和設(shè)計方法進行了研究。

1 ?輕中型公務(wù)機翼型設(shè)計特點

通過Adam Aircraft A700，Aerostar FJ-100，Beechcraft Premier I，Cessna Citation Bravo，Cessna CJ1，Honda R&D HondaJet和VisionAire Vantage七個飛機的氣動特性可以總結(jié)出來的這些飛機機翼翼型的設(shè)計指標(biāo)，對這些指標(biāo)進行分析，可以看出這些翼型設(shè)計的兩個主要目標(biāo)，一個是使翼梢站位翼型地最大升力系數(shù)在Ma=0.1，Re=3×106時至少達到1.55。這樣設(shè)計是當(dāng)上下表面轉(zhuǎn)捩固定在前緣的時候最大升力系數(shù)不會陡降，且翼型應(yīng)該具有緩和的失速特性;第二個設(shè)計目標(biāo)是在升力系數(shù)從0.2（Ma=0.65，，基于翼根弦長、巡航狀態(tài)）到0.4（Ma=0.3，，基于翼根弦長、爬升狀態(tài)）的過程中都有低型阻系數(shù)。在翼根弦長、最大速度條件下（Cl=0.25，），阻力發(fā)散馬赫數(shù)要大于0.7。一個主要的約束就是翼型厚度要大于弦長的15%。

這里簡單分析Honda Jet自然層流翼型的設(shè)計特點。公務(wù)機越來越成為一種方便、高效、普遍的運輸工具，而小型公務(wù)機由于其高效性和經(jīng)濟性變得更受歡迎。Honda Jet的設(shè)計目標(biāo)是設(shè)計一款比同類公務(wù)機具有更大客艙容積、更低的燃油消耗率、更高巡航速度的輕型公務(wù)機。為了提高這類飛行器的氣動效率，有必要進行減阻設(shè)計。而自然層流翼型NLF airfoil 會成為一種合適的選擇。

NLF翼型發(fā)展已久，早在20世紀(jì)40年代，NASA發(fā)展了6系列層流翼型，然而，由于前緣污染導(dǎo)致的層流損失通常會使最大Cl大幅下降，這會進一步惡化起飛和著陸特性，而這一點對于公務(wù)機來說尤為關(guān)鍵，因為安全問題是首要問題。之后，NASA又設(shè)計出一些先進層流翼型比如NLF（1）-0215F和NLF（1）-0414F翼型族。而這類翼型雖然減阻明顯，但是低頭力矩較大且阻力發(fā)散馬赫數(shù)較低，這兩點當(dāng)然也不適用于公務(wù)機翼型設(shè)計。

而一種適用于公務(wù)機設(shè)計的NLF翼型是NASA HSNLF（1）-0213翼型，此翼型有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)、小的低頭力矩。然而在低雷諾數(shù)下最大Cl相對較低。而且，13%的厚度限制了機翼內(nèi)攜帶燃油的體積。

為了最大限度提升公務(wù)機特性，15%厚度、自然層流翼型SHM-1用于滿足輕型公務(wù)機Honda Jet 的設(shè)計要求。此翼型有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，較小的低頭力矩，巡航狀態(tài)阻力較小。并且此翼型不僅有較高的最大Cl，而且失速緩和，對由前緣污染導(dǎo)致的最大Cl的損失不敏感。翼型的厚度保證了飛機無需增加機翼面積就能攜帶足夠的燃油，當(dāng)然，這從另一方面也導(dǎo)致了阻力的增加。

此翼型最終設(shè)計的阻力發(fā)散馬赫數(shù)在定Cl=0.38下要高于0.7。如下圖翼型和其典型壓力分布可以看出，上翼面的順壓梯度長達42%c，之后是一個凹形壓力恢復(fù)，代表了在最大Cl、低頭力矩、阻力發(fā)散特性之間的妥協(xié)。下翼面的順壓梯度長達63%c，減阻效果明顯，之后是一個較陡的凹形壓力恢復(fù)。翼型前緣設(shè)計后使得在大攻角下轉(zhuǎn)捩位置靠近前緣，以此減小由于湍流導(dǎo)致的最大Cl的損失。而上翼面后緣被設(shè)計來產(chǎn)生一個陡峭的逆壓梯度以限制大攻角下分離從后緣向前移動從而在低速條件下產(chǎn)生了較高的最大Cl。

在對幾個翼型特征參數(shù)進行研究并結(jié)合文獻調(diào)研后，大致總結(jié)了低速高升力翼型升力系數(shù)隨特征參數(shù)的變化規(guī)律，例如以GAW-1作為基準(zhǔn)翼型來進行參數(shù)影響分析會發(fā)現(xiàn)：在正迎角范圍內(nèi)，隨著翼型前緣半徑減小，翼型升力系數(shù)減小，而前緣半徑增大時，翼型升力系數(shù)也增大;亦即隨著翼型前緣半徑增大，翼型的升力線斜率增大，反之，前緣半徑減小，升力線斜率也減小。翼型前緣半徑減小時，翼型的最大升力系數(shù)減小。翼型彎度位置向前移動，翼型各迎角下的升力系數(shù)減小，最大升力系數(shù)也減小;彎度位置向后移動時，翼型各迎角下的升力系數(shù)增大，最大升力系數(shù)也增大。彎度位置變化時，失速迎角不變。翼型厚度位置向前移動，翼型升力系數(shù)增大，厚度位置向后移動，升力系數(shù)減小;在大迎角時，翼型厚度位置向前或者向后移動，翼型升力系數(shù)均減小，而且最大升力系數(shù)和失速迎角也都減小，厚度位置向后移動時，最大升力系數(shù)比向前移動時更小。在各迎角狀態(tài)下，基準(zhǔn)翼型后緣厚度減小時，翼型的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)均減小;后緣厚度增大時，升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大;后緣厚度增大時，翼型的失速迎角不變?；鶞?zhǔn)翼型后緣厚度減小時，升力線斜率減小，反之，后緣厚度增大，升力線斜率增大。

2 ?輕中型公務(wù)翼型選擇原則

結(jié)合一些同類型公務(wù)機翼型的設(shè)計指標(biāo)，不難總結(jié)出，對于高亞音速輕中型公務(wù)機，一般選擇層流翼型或超臨界翼型作為初始翼型進行設(shè)計，考慮到機翼攜帶一定體積的燃油，需要保證翼型有一定的厚度。同時，翼型應(yīng)該具有較小的低頭力矩，較高的最大升力系數(shù)，翼型失速緩和，對前緣污染不敏感，在巡航點應(yīng)具有較小的阻力，以達到較高的巡航效率。

提高翼型升力系數(shù)和最大升力系數(shù)的有效手段：適當(dāng)增加翼型彎度、適當(dāng)增加翼型頭部半徑;適當(dāng)前移最大彎度位置也可以提高翼型最大升力系數(shù)，最大彎度進一步靠后，最大升力系數(shù)降低，但可以得到較為和緩的失速特性[1][2]。

對于跨聲速飛機或者高亞音速飛機，一個突出的問題是如何使阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高，使翼型在超臨界狀態(tài)下正常工作，超臨界翼型是最佳選擇。

翼型的選擇受飛機要完成的總?cè)蝿?wù)的影響，例如飛行速度范圍限制了翼型參數(shù)的選擇。亞音速飛機可在相對厚度為10%～15%之間進行選擇。

由于平直翼和后掠翼根部流動特性的不同，對平直翼使用的翼型對后掠翼則不適用。大展弦比機翼，為了防止翼尖失速而造成飛機安全問題，在翼梢處應(yīng)選擇最大升力系數(shù)更大的翼型。

除了氣動方面考慮外，還必須考慮減輕結(jié)構(gòu)重量，并為燃油、主起落架、機械操縱系統(tǒng)和其他可能的組件提供足夠的內(nèi)部空間。

在飛機整個使用范圍內(nèi)，翼型必須具有良好的巡航性能，其中包括氣動效率M*L/D高，阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd高，壓縮性阻力增量不得大于0.002等。具有足夠的抖振邊界。由所設(shè)計的翼型構(gòu)成的機翼在其設(shè)計巡航馬赫數(shù)M3D和升力系數(shù)CL3D下飛行馬赫數(shù)達到M3D+0.02時也不出現(xiàn)抖振。后加載產(chǎn)生的低頭力矩控制在一定的范圍內(nèi)，以降低配平阻力和尾翼載荷。高的最大升力系數(shù)，以簡化增升裝置的設(shè)計。

3 ?輕中型公務(wù)翼型設(shè)計方法

XFOIL是美國麻省理工大學(xué)Mark Drela博士開發(fā)的亞音速飛機翼型設(shè)計和分析程序。如下圖所示，XFOIL程序可以通過修改最大厚度/彎度、前緣半徑、后緣厚度、中弧線、外部輪廓等參數(shù)對翼型進行重新設(shè)計，也可以通過修改表面速度分布進行翼型的反設(shè)計工作。

目前對翼型進行反設(shè)計方法，主要是使用軟件XFOIL對設(shè)計工況下的壓力分布參照目標(biāo)壓力分布進行直接修改。

在翼型氣動性能評估方面，XFOIL軟件可以通過附面層模擬技術(shù)處理粘性/無粘流動問題，粘性流動計算可以使用自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩模擬附面層轉(zhuǎn)捩位置，計算結(jié)果可以提供升阻力系數(shù)、翼面壓力分布、摩阻分布等主要參數(shù)，是低速翼型設(shè)計的常用工具。

通過反運算來修改翼型幾何和翼型表面壓力分布。優(yōu)化設(shè)計中，我們使用該模塊不斷修改翼型的速度型，得到新翼型的壓力分布和氣動參數(shù)來進行進一步優(yōu)化和設(shè)計。

目前工程經(jīng)驗設(shè)計方法，主要針對翼型低速最大升力系數(shù)指標(biāo)，使用軟件XFOIL對翼型幾何參數(shù)如最大厚度/彎度、前緣半徑、最大厚度/彎度位置、后加載、等參數(shù)進行修改，從而滿足低速指標(biāo)。

4 ?結(jié)論

本文通過相關(guān)文獻的研究和輕中型公務(wù)機機型數(shù)據(jù)的分析，總結(jié)了此類飛機機翼翼型的設(shè)計特點和翼型選擇時遵循的基本原則，以此為約束和指，結(jié)合翼型設(shè)計軟件，形成此類翼型的設(shè)計方法。

參考文獻：

[1]飛機設(shè)計手冊 第5冊 民用飛機總體設(shè)計

[2]飛機設(shè)計手冊 第6冊 氣動設(shè)計