飞机着陆过程中提高气动性能的一种新方法

岑梦希, 叶正寅, 叶坤, 杨青

(西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室, 陕西 西安 710072)

飞机着陆过程中提高气动性能的一种新方法

岑梦希, 叶正寅, 叶坤, 杨青

(西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室, 陕西 西安 710072)

为了提高飞机在着陆过程中的气动性能,提出了一种新方法:将翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,通过活动部分在上翼面形成一个台阶产生稳定的驻涡,再联合Gurney襟翼,达到同时提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上对上述方法进行了验证。结果表明,翼型最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到2.160 687, 最大升力系数所对应的迎角可以从原始翼型的17°提高到20°。可见,所提出的新方法对提高飞机的着陆性能是有效的。

翼型; 分离涡; Gurney襟翼; 驻涡

引言

飞机在着陆时要尽可能降低飞行速度,这就要求飞机在着陆时有高的升力。为此,飞机在低速时要配合大的迎角,但一般的翼型在大迎角下有两方面的缺陷:一是受到失速迎角的限制;二是翼型上翼面的分离涡不断地从后缘脱落,从而在翼型上产生一个非定常的动态载荷[1]。这种非定常的动态载荷会使升力产生波动,不利于飞机的操纵,同时带来机翼的结构疲劳,缩短飞机的寿命。对于大型飞机,可以在机翼上装配增升装置,但是,配合增升装置的机构非常复杂,增加的重量也很大[2],除大型运输机外,小型飞机和无人机一般不运用传统的增升装置。为了提高升力,Gurney襟翼是近些年来研究的一种构造简单、安装便捷、增升效果显著的增升措施[3-5]。但是,Gurney襟翼虽然可以提高翼型的升力,却减小了翼型迎角的工作范围[4],所以单纯的Gurney襟翼对提高飞机的着陆性能并没有很大的吸引力。

为了提高飞机着陆阶段的低速性能,本文提出了一种设计思想,即利用人工驻涡来控制大迎角下的流场,同时联合Gurney襟翼来设计翼型,旨在提高翼型升力的同时还能够提高翼型的失速迎角。

1 设计原理

翼型失速的主要原因是翼型背风区域附面层中的空气受到逆压梯度的影响而形成分离涡,而随着迎角的增大,翼型上翼面的分离涡强度逐渐增大,分离区逐渐扩大,分离点逐渐向前缘移动。当迎角、分离区及分离涡强度增大到一定程度时,翼型的升力系数就会迅速下降,翼型失速。为了提高升力和推迟失速,本文提出了一种新思路:由于驻涡可以提高翼型的升力及失速迎角,可以在翼型上翼面形成一个台阶,生成人工驻涡,因而为了进一步提高升力,可以将其与Gurney襟翼联合使用,达到同时增加升力和提高失速迎角的目的。

下面将设计思想运用到NACA2415翼型(下文中记为原始翼型)上以便详细说明该方法的原理(见图1)。将NACA2415翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。活动部分的上游端在上翼面的最大厚度处(A点),下游端在离后缘一定距离处(B点),活动部分的上游端用铰链固定在翼型上翼面。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,适当地抬高活动部分的下游端,抬高的下游端与上翼面某处(C点)通过柔性材料来连接。由于只抬高部分上翼面,活动部分的下游端与原翼型临近后缘部分形成了一个台阶,在气流的作用下,这个背风的台阶处会形成一个稳定的驻涡。而这个驻涡可以抑制上翼面的分离,避免分离的气流向机翼前缘发展,于是失速迎角增加。同时,由于这个驻涡在翼型的上翼面产生了涡升力,因此使得升力增加。另外,由于抬高了部分上翼面,减小了台阶前的上翼面与水平来流之间的夹角,这在一定程度上减小了台阶前的上翼面的逆压梯度,减缓了台阶前的上翼面的流场分离,增大了失速迎角。

图1 带Gurney襟翼和台阶翼型的形成方法

为了进一步增加升力,在离翼型后缘某处增加一个Gurney襟翼(如图1的D,E处)。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,抬高翼型上翼面的活动部分,同时打开下翼面的Gurney襟翼。

在上述翼型的形成过程中,B点的位置、台阶处的形状以及Gurney襟翼的位置、高度、角度都是需要考虑的参数。针对NACA2415翼型进行优化设计,不同的翼型对应着不同的设计结果。其外形的设计原则是:在大迎角下,翼型上翼面的台阶处能形成较强的驻涡,从而有效地控制上翼面的流场,保证上翼面活动部分的下游端(B点)以前不出现较明显的分离。

2 数值模拟及结果分析

现对新翼型进行详细描述(其基础翼型为NACA2415)。抬高部分上翼面形成台阶:将上翼面活动部分(最大厚度处到上翼面弦长的80%处)绕活动部分的上游端逆时针旋转10°,活动部分的下游端垂直连接于上翼面。添加Gurney襟翼:在离后缘弦长的1%处垂直于弦线添加Gurney襟翼,襟翼的长度为弦长的4%,厚度为弦长的0.2%。

图2 新翼型的网格示意图

为了验证本文设计思想的可行性,选取二维的“H”型网格(见图2)为计算模型进行数值模拟。远场边界取20倍弦长,节点数达5×104,离壁面的第一层网格为1.0×10-5m,其背风区和各剪切层附近均进行了适当的加密,以保证数值模拟的精度。采用的软件为Fluent,湍流模型为Spalart-Allmaras模型,马赫数Ma=0.2,温度T=288 K,雷诺数Re=1.5×106。

图3～图5给出了原始翼型的流线和压力分布的数值模拟结果。图3～图5的流场显示表明:原始翼型在迎角低于9°时，流场没有分离;当迎角达到9°时,翼型后缘处有一个小的顺时针分离涡;随着迎角的增大,分离涡及分离区逐渐扩大并沿上翼面向前缘移动;当迎角达到19°时,分离区达到翼型最大厚度处,并在后缘处生成一个逆时针的分离涡。随着迎角的继续增大,翼型上翼面的分离涡进一步增大、前移,而后缘处逆时针的分离涡也增大。

图3 原始翼型的流线和压力分布(α=9°)

图4 原始翼型的流线和压力分布(α=19°)

图6～图8给出了新翼型的流线和压力分布的数值模拟结果。图6～图8的流场显示表明:由于新翼型台阶的存在,一个逆时针分离涡以及紧接其后的一个大得多的顺时针分离涡停驻在台阶处,形成了驻涡,而在后缘后下方形成了一个逆时针分离涡,襟翼前方形成一个逆时针的分离涡(见图6)。其稳定的涡系结构一直维持到20°迎角,只是随着迎角的增大,后缘后下方的逆时针分离涡逐渐上移。当迎角达到21°时,流场结构发生了剧烈的变化,顺时针的分离涡不再停驻在台阶处,而是脱离了台阶,移动到台阶前方。这时,台阶前的上翼面存在很长的分离区;临近台阶尖端前方新生成一个逆时针分离涡;后缘后下方的逆时针分离涡移动到后缘后上方;襟翼后方也新生成一个顺时针的分离涡;而台阶处和襟翼前方逆时针分离涡仍保持在原处。

图6 新翼型的流线和压力分布(α=0°)

图7 新翼型的流线和压力分布(α=20°)

图8 新翼型的流线和压力分布(α=21°)

图9和图10分别给出了翼型升力系数和阻力系数随迎角的变化曲线。由图9和图10可知,在所有迎角下,新翼型的升力系数都比原始翼型的升力系数大,新翼型的最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到了2.160 687;其最大升力系数所对应的迎角也从17°增加到20°;而新翼型的阻力系数比原始翼型的阻力系数大得多。由于飞机在着陆过程中是一个减速的过程,在足够的升力的条件下,增加阻力可以加快减速,缩短飞机着陆过程中的滑跑距离。因此，这种方法可以在飞机着陆时使用,尤其适合无法安装增升装置的小飞机、轻型飞机和无人机。

图9 翼型升力系数随迎角的变化曲线

图10 翼型阻力系数随迎角的变化曲线

3 结束语

针对飞机在着陆过程中的特点,本文提出了一种利用驻涡控制大迎角分离的设计思路。通过在翼型上翼面设计一个台阶,使得流场在台阶处形成了稳定的驻涡。由于驻涡的环量诱导作用,使得翼型上翼面的分离区域得到有效控制。本文将这个思路联合Gurney襟翼应用到原始翼型,数值模拟结果表明了该方法的有效性。因此,这是一种值得深入研究的设计方法。

[1] 叶正寅,胡珺.大厚度翼型分离流场的稳定性探讨[J].航空计算技术,2009,39(4):6-9.

[2] 邓一菊,段卓毅.波音777增升装置气动设计研究综述[J].飞机工程,2004,(2):8-12.

[3] 周瑞兴,高永卫,上官云信,等.Gurney襟翼对翼型气动特性影响的实验研究[J].兵工学报,2003,24(1):125-127.

[4] Wang J J,Li Y C,Choi K S.Gurney flap-lift enhancement,mechanisms and applications [J].Progress in Aerospace Sciences,2008,(44):22-47.

[5] 於菟,张攀峰,王晋军.超临界翼型Gurney襟翼增升的数值模拟研究[J].气体物理,2010,5(3):38-45.

Newmethodofimprovingtheaircraftaerodynamicperformanceintheprocessofaircraftlanding

CEN Meng-xi, YE Zheng-yin, YE Kun, YANG Qing

(National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, NWPU, Xi’an 710072, China)

In order to improving the aircraft aerodynamic performance in the process of aircraft landing, a new method is presented: to design a part of the upper surface of the airfoil profile to change into a movable part. When the airplane accesses to the relatively larger angle of attack during the period of landing, a step can be formed on the upper surface by the movable part, thus a stable trapped vortex is generated. By joint operation of a Gurney flap, both effects of improving the lift and the stall angle of attack will be achieved, while drag of airfoil profile will also be increased. By carrying the above method into NACA2415 airfoil, the numerical results show that the maximum lift coefficient can be increased from 1.5482320 of the original airfoil to 2.1606871, and the stall angle of attack of the airfoil can be increased from original 17 degrees to 20 degrees. Therefore, the new method presented here is believable to improve aircraft landing performance.

airfoil; separated vortex; Gurney flap; trapped vortex

2011-04-25;

2011-09-22

国家自然科学基金资助(10872171)

岑梦希(1982-)，男，湖北浠水人，硕士研究生，主要从事飞行器气动设计及垂尾抖振的数值模拟研究。

V211.4

A

1002-0853(2012)01-0017-03

(编辑：姚妙慧)