上单翼飞机起落架整流罩减阻研究

张笑民，王福新，孙卫平，祁 洋

（1.上海交通大学 船舶海洋与建筑工程学院，上海 200240；2.上海交通大学 航空航天学院，上海 200240；3.中航工业第六零五研究所，湖北 荆州 417000）

0 引 言

随着航空技术的发展和环保压力的增大，对飞行器经济性的要求越来越高，在欧盟2020航空技术前瞻报告中提出了各种经济环保指标要求，发动机耗油率，CO2和NOx排放等等［1］。减阻正是达到这一目标的重要手段，且气动设计减阻是当前飞行器实现减阻的主要措施［2－3］。因此，本文针对上单翼飞机起落架整流罩，从气动修形设计的角度提出一些减阻设计的思路。

像传统的大型客机翼身整流罩不但用于封装起落架，而且可以调节翼身结合处的气流，减小机翼和机身的相互干扰，从而减小阻力［4－5］。而上单翼飞机特别是水陆两栖飞机，其起落架整流罩一般体积较大，且是为了将无法完全收入机身的起落架包裹住，它自身不但有型阻，而且还对机翼下表面产生了巨大干扰，降低了机翼的气动效率，因此，上单翼飞机起落架整流罩对整机的气动性能产生的是不利影响，特别是当起落架鼓包形状的设计并不是很好时，效果更明显。

本文针对某型上单翼飞机起落架整流罩，首先对比了有无整流罩构型的气动特性，揭示了起落架整流罩对翼身组合体气动性能影响的原因，并在此基础上确定原始整流罩的减阻空间。然后采用了一种适用于复杂三维曲面的成形方法——NURBS［6］参数化方法，用于整流罩的修形设计，该方法可以保证成形曲面的光顺性，且可以尽可能采用较少的变量表达复杂的外形。目前NURBS方法在翼型、机翼的参数化中有所应用，且有一定的有效性和精确度［7－11］，但鲜用于像起落架整流罩这种外形十分不规则的复杂曲面［12－16］。

1 数值计算验证

为验证本文数值求解方法的可靠性，对DLR－F6翼身组合体标准模型，采用两套不同粗细的多块对接结构化网格（1010万和580万），应用SST湍流模型进行粘性绕流数值模拟的验证，计算条件为Ma＝0.75，Re＝3.0×106。

计算结果及风洞试验值如图1所示。可以看出，细网格极曲线计算和实验结果基本吻合。因此本文所采用的数值求解技术，包括控制方程、网格生成技术、湍流模型及求解器的设置等对三维复杂流场的计算有很好的精度，能够准确的预测飞机的气动特性。

2 起落架整流罩修形流程

2.1 起落架整流罩影响分析

如图2所示，起落架整流罩位于机翼下方，“悬挂”于机身侧面，体积较大。为了了解起落架整流罩对翼身组合体气动特性的影响及明确整流罩修形方向，有必要首先对原始有无整流罩构型进行气动特性对比分析，计算条件见表1。

图1 极曲线Fig.1 Polar curve

图2 起落架整流罩Fig.2 Landing gear fairing

表1 计算条件Table 1 Design conditions

采用ICEM划分全六面体多块对接网格，为了减小有无整流罩构型对比时网格差异带来的影响，采用类似拓扑结构和网格分布，网格数目均为1100万。有整流罩网格如图3所示。

图3 有整流罩网格Fig.3 Mesh of configuration with fairing

从表2可以看出，有整流罩的阻力仅比无整流罩的阻力大了约7个Counts，表明在原始整流罩基础上进行修形减阻空间并不是很大。另外，起落架整流罩对机翼造成了巨大干扰，使得机翼阻力增大了约11个Counts，这是有整流罩构型阻力大的主要原因。

从图4可以看出，整流罩对于机翼下表面压力分布影响很大，主要表现为：机翼翼根区剖面的压力分布形态发生巨大的变化，基本影响了整个内段翼下表面，机翼表面的等压线在翼根区出现弯曲，降低了机翼的气动效率。另外，整流罩后段压力等值线混乱，压力梯度较大，表明该区域可能有潜在的修形效果。

表2 有无整流罩气动特性对比Table 2 Aerodynamic characteristics comparison of configuration with fairing and without fairing

从图5可以看出，无整流罩机身附近流线有向机身后下方汇合的趋势，而整流罩将该流线分割为两股，上方的一股以涡的形态从整流罩后方拖出，使得原先无整流罩时该处流线应往机身后下方流去，而此时却有可能与机翼后方的涡搅动在一起。

2.2 整流罩修形设计

2.2.1 整流罩修形

要对原始整流罩进行多种自由、灵活、光滑的修形，需要一种良好的参数化建模方法，不但可以精确表达出想要的外形，而且使得建模简便而快速。基于CATIA的NURBS方法通过调节控制点位置的方法，改变截面线和引导线的形状，从而实现多截面成形曲面的外形变化。

图5 有无整流罩总压流线图Fig.5 Total pressure and streamlines comparison of configuration with faring and without fairing

该方法简单直观，控制点位置之间可实现无耦合关系，容易得到各种幅度的变形。

本文采用沿机身方向的五个控制截面，两根引导线多截面成型，如图6所示。

图6 控制截面与引导线Fig.6 Control sections and guide curves

整流罩的修形要考虑起落架的约束，本文综合考察多种整流罩变形带来的影响，大部分变形对整机的气动特性并不敏感，效果不大。而主要对整流罩后段修形有一定的效果。具体表现在延伸整流罩后段，使得整流罩与机身的过渡坡度更加平缓。

修形得到的最好的延伸变形，其各组分阻力变化如表4所示。从表4中可以看到修形后起落架整流罩本身的“负阻”效应减小了，但机翼和机身的阻力都有所减小，最终总阻力减小了约1.9个Counts。其中机翼和机身阻力减小的原因是修形后整流罩改善了原来的整流罩后方的气流，使得升力提高，固定升力系数后总阻力减小。表5是修形前后摩阻、压阻变化。可以看到尽管延长整流罩后摩阻略微增加，但有效的降低了压阻，最终导致总阻力减小，实现减阻目标。

表4 修形前后各部件阻力（单位：Count＝0.0001）Table 4 Drag of each component before and after shape modification

表5 修形前后摩阻、压阻Table 5 Friction and pressure drag of each component before and after shape modification

图7的压力等值线显示，修形后的整流罩后段的压力梯度大大减小，减小了气流分离。

图7 修形前后压力分布对比Fig.7 Comparison of pressure distribution around thefairing before and after shape modification

从图8中可以看到，修形后的整流罩后方气流更加整齐均匀，且后方的涡整体下移，有与机身下方的涡混合的趋势，这与无整流罩的流场特征更为接近。

2.2.2 释放起落架约束的整流罩修形

考虑起落架约束的修形对气动特性的影响较小，对此释放起落架空间约束，往机身轴线方向“压缩”整流罩约一半幅度，如图9所示，来进一步确定整流罩对整机气动特性的影响。

图8 修形前后总压流线对比Fig.8 Total pressure and streamlines comparison before and after shape modification

图9 压缩后的整流罩Fig.9 Compressed fairing

计算结果表明，固定升力系数后，构型总阻力290.67个Counts，相比原始构型阻力减小约3.4个Counts，其中机翼阻力减小为190.2个Counts，比原始构型机翼阻力减小了约4个Counts。因此主要减阻贡献是整流罩的压缩导致对机翼的干扰减小，如图10所示，并对比图4可以看到整流罩压缩后机翼下表面的压力分布扭曲范围和程度降低。

图10 压缩整流罩压力分布Fig.10 Wing pressure distribution based on compressed fairing

因此，在整流罩本身气动外形较良好的情况下，整流罩对整个构型气动特性的影响主要反映在对机翼的干扰上。

3 结 论

本文针对某型上单翼飞机的起落架整流罩进行了减阻研究。通过有无整流罩气动特性对比，研究该型起落架整流罩的气动特点，并确定减阻空间。在减阻空间不大的情况下，通过延长整流罩后端的方式修形减阻1.9个Counts，占减阻空间的27% ；进一步研究表明，若将部分起落架埋入机身，减阻可达到3.4个Counts。同时结果表明该型上单翼飞机起落架整流罩本身气动外形较良好，整流罩对整个构型气动特性的影响主要反映在对机翼的干扰上，而并不是整流罩本身外形气动特性的影响。

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