民用运输机着陆构型纵向失速特性改善研究

刘岳锋, 段卓毅, 刘 南, 陈迎春, 李亚林, 鲁岱晓

(1. 中航工业第一飞机设计研究院, 陕西 西安 710089；2. 西北工业大学, 陕西 西安 710072; 3. 上海飞机设计研究院, 上海 200232)



民用运输机着陆构型纵向失速特性改善研究

刘岳锋1,*, 段卓毅1, 刘 南2, 陈迎春3, 李亚林3, 鲁岱晓3

(1. 中航工业第一飞机设计研究院, 陕西 西安 710089；2. 西北工业大学, 陕西 西安 710072; 3. 上海飞机设计研究院, 上海 200232)

采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略，研究某大型民用运输机着陆构型纵向失速特性的改善措施，将全机分为七大部件：机身、内翼段、中翼段、外翼段、翼梢、短舱和平尾，分别分析各部件的影响。研究结果表明：内中翼段对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为负，恶化其气动性能可以在一定程度上改善全机力矩特性，但是与此同时会降低最大升力系数和失速迎角；翼梢小翼在低速大迎角时发生大面积分离，对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为正，修形后构型的翼梢前缘产生很强的空间涡，很好地抑制分离区的产生和发展，改善了全机俯仰力矩特性，但是简单的翼梢修形会增大巡航时的诱导阻力，需要在高/低速之间进行权衡；平尾对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为正，其中内襟翼翼根涡对平尾当地来流的影响最为显著，通过修形整流包可以很好地解决这个问题，使全机俯仰力矩曲线上拐迎角增加4°。

增升装置；失速特性；俯仰力矩；内翼段；中翼段；翼梢小翼；平尾

0 引 言

据统计，大型民用运输机的起飞和着陆阶段是最容易引发飞行事故的阶段[1-3]，所以对增升装置而言，不仅仅要得到较高的升力系数，同时还要获得满意的失速特性，其中主要包括纵向失速特性以及横向失速特性两方面[4]。本文主要针对大型民用运输机着陆构型的纵向失速特性进行研究。

适航管理条例FAR25以及CCAR25等对飞机起降时的纵向失速特性有着非常严格的要求。例如参考文献[3]中提到为了保证飞机的飞行安全，关键是要保证飞机具有良好的大迎角失速特性，特别是在“进场—着陆”阶段更要具有良好的失速特性。CCAR25.201中规定典型的失速现象为“不能即刻阻止的机头下沉”；在CCAR25.203中规定可接受的失速特性为“直到飞机失速时为止，不得出现异常的机头上仰”。机头下沉、上仰等现象与飞机的纵向俯仰力矩特性有着直接的关系。

将增升装置打开至着陆位置时由于机翼环量大大增加，对平尾会产生很强的下洗作用，从而降低平尾的升力系数，所以着陆构型相对于后重心的全机纵向静安定度最低，是飞机安全性要求需要关注的一个问题。例如，在DC-9-10飞机的设计过程中，设计人员通过风洞试验数据发现相对于后重心的纵向力矩曲线在失速迎角附近出现严重的非线性现象，最终通过在机翼下表面添加“旋涡支架”很好地解决了这个问题[5-7]。

空客A300飞机在设计过程中遇到若干低速俯仰力矩问题，通过填堵缝翼缝隙使内侧机翼升力较外侧减小，触发内侧机翼先失速，从而获得了满意的纵向俯仰特性[7]。

国内对增升装置的研究文献也有不少[8-11]，但主要的研究方向在追求最大升力系数、升阻比以及可用升力系数方面，有关失速问题的研究较少，本文针对这一现状，采用经风洞试验验证的CFD数值模拟技术和网格生成策略，就某型民用运输机的纵向俯仰力矩特性在一定迎角时出现非线性现象问题，进行了具体分析并提出改进方法，总结出若干三维增升装置设计准则。

1 计算方法及可靠性验证

1.1 RANS方程和网格生成

目前雷诺平均Navier-Stokes方程(Reynolds Average Navier-Stokes，RANS)已被广泛应用于飞机精细设计中，其具体方程如下所示：

上述方程的离散采用有限体积法，空间离散格式为二阶迎风Roe格式，时间推进采用LU-SGS时间格式。由于上述方程不封闭，引入k-ωSST湍流模型[12]。

本文的计算模型为某大型客机三段增升装置着陆构型(命名为Model A)，如图1(a)所示。网格生成软件采用ICEM CFD，计算网格采用点对接结构网格，如图1(b)所示。为了准确模拟附面层内的流动，物面采用O型网格，第一层网格和物面之间的距离为平均气动弦长的1×10-5，O网格生长率约为1.2。在流场参数(如速度、密度等)梯度较大的区域，如机翼前缘处、襟翼和缝翼的缝道附近、机翼尾迹区、短舱涡流片所诱导的空间涡附近、翼根处和翼梢处等，需要适当加密网格以准确捕捉流场结构，最终网格量约为4000万。

(a) Model A构型

(b) Model A计算网格

1.2 计算可靠性验证

为了验证本文所采用的计算方法和网格生成策略对问题的可靠性，对构型Model A风洞试验状态进行了CFD模拟。在风洞试验工况(Ma=0.2，Re=1.5×106)下，计算结果与风洞试验结果之间的对比如图2所示。计算结果表明：CFD计算结果能够准确预测全机最大升力系数、失速迎角以及线性段升力系数，基本能够精确捕捉影响较大的流场结构，而且其对全机力矩变化情况的捕捉也较为精确，能够预测力矩上拐和下拐的迎角，但是对中等迎角下力矩绝对值的预测稍显不足，原因可能在于CFD无法捕捉流场中的微小细节，及风洞试验中出现的层流区域。不过图2可见，本文所采用的CFD计算方法和网格生成策略对增升装置升力和力矩特性的捕捉是可信的，完全可用于增升装置设计中。

(b) 俯仰力矩系数

2 全机各部件力矩特性影响分析

由于影响全机俯仰力矩特性的因素非常复杂，所以将全机分为七大部件(如图3所示，各部件以颜色区分)：机身(包括机身与垂尾)、平尾、短舱(包括发动机短舱、挂架以及涡流片)、内翼段、中翼段、外翼段以及翼梢，分别分析以上各部件的力矩特性。计算工况为Ma=0.2，Re=1.9×107。Model A构型的全机和各部件纵向俯仰力矩曲线如图4所示。

由图4(b)可见，全机力矩曲线在迎角α1(比全机失速迎角小8°)时发生上拐，导致纵向静安定度为负，使飞机着陆时的操纵难度增加，危险性上升，分解到各个部件的力矩曲线可见，机身、短舱对全机力矩曲线拐折的贡献很小，可以忽略不计；内翼段和中翼段的力矩曲线下拐，其作用是使飞机低头；而外翼段、平尾以及翼梢的力矩曲线在α1发生上拐，其作用是使飞机抬头，其中以平尾的贡献最大。

图3 部件划分Fig.3 Partition of each components

(a) Model A升力系数

(b) Model A俯仰力矩系数

(c) 机身俯仰力矩系数

(d) 内翼段力矩系数

(e) 中翼段力矩系数

(f) 短舱俯仰力矩系数

(g) 平尾力矩系数

(h) 外翼段力矩系数

(i) 翼梢力矩系数

图4 modelA构型全机以及各部件气动特性
Fig.4 Lift coefficient of entire aircraft and pitch moment coeffiecient of each components of configuration Model A

为了分析和改善Model A构型的纵向失速特性，本文主要针对以下问题进行研究：

1) 减小内翼段和中翼段的失速迎角和线性段迎角范围，增大其对飞机低头的贡献；

2) 增加外翼段和翼梢处的线性段迎角范围，从而减小其对飞机抬头的贡献；

3) 增加平尾的线性段迎角范围，从而减小其对飞机抬头的贡献。

3 内中翼段的影响分析

在构型基本固定的情况下，影响内翼段和中翼段气动性能的几何细节主要包括缝翼犄角、短舱涡流片以及挂架与内缝翼之间的缝隙等，以下分别对其进行讨论研究。

3.1 缝翼犄角影响研究

根据参考文献[13-14]所述，缝翼犄角和翼根楔台可以改善翼根处的流动，减小翼根处的分离区，提高内翼段的失速迎角。从而作出修型方案Model B如下：在Model A构型的基础上，将主翼翼根前缘的一部分随缝翼一起偏转至着陆构型，而且偏转之后的主翼前缘形状需要认真修形处理，这部分不做详细阐述。图5(a)和图5(b)分别为修形前后的主翼翼根前缘和缝翼翼根的对比。

图6为Model A和Model B构型翼根处的空间流场，Model B构型中缝翼内端面诱导的空间涡明显增强，并向上移动，而且翼根楔台修形削弱了主翼翼根前缘台阶所诱导的空间涡，提高了内翼段的气动性能。因此，如图7所示，Model B构型的升力特性有所提高，但是该构型在α1时的上仰趋势增强，进一步恶化了全机力矩特性。因此，需要根据实际情况进行选择是否进行翼根修形。

(a) Model A

(b) Model B

3.2 挂架处几何细节影响研究

由图8(a)可见，构型Model A的挂架经过修形，使内缝翼在打开过程中与挂架之间的缝隙很小，可以有效地改善机翼中段的流场，从而提高全机升力特性。为了分析这种修形方法对力矩特性的影响，本文在Model A的基础上将挂架重新修形，得到构型Model C，如图8(b)所示。在失速迎角状态时Model A和Model C构型中翼段的空间流场对比如图9所示，Model C构型的流场中气流从挂架和内缝翼之间的缝隙流至机翼上表面，这部分气流能量较低、迎角较大，容易引发流动分离，而Model A构型的流场中短舱涡流片所诱导空间涡可以很好地抑制挂架拖出的低速尾迹，提高失速迎角。

(a) Model A

(b) Model B

(a) 升力系数

(b) 俯仰力矩系数

(a) Model A

(b) Model C

(a) Model A

(b) Model C

从图10中全机升力和力矩曲线可见，挂架和缝翼之间的缝隙可以略微改善全机力矩特性，减小力矩上拐的幅度，但是会使失速迎角减小2°，最大升力系数下降超过0.1，所以该措施弊大于利。因此，在很多现役民用运输机中，内缝翼和挂架之间是没有缝隙的，Boeing系列飞机一般采用Krueger襟翼，而空客系列飞机一般采用挂架修形，并将这种形状的挂架称作“Beret Basque”[15]。

(a) 升力系数

(b) 俯仰力矩系数

4 翼梢影响研究

原始构型Model A中采用先进的鲨鱼鳍式小翼，可以提高巡航状态时的升阻比，但是翼梢小翼的力矩系数在α1时出现很强的上拐现象，由图11的流场分析可知，在迎角α1状态时，Model A构型的翼梢小翼上表面出现分离区，随着迎角增加至α2时，整个翼梢上表面全部发生分离，翼梢处升力系数和低头力矩明显减小，而且两侧小翼分离的不对称性也会使飞机产生很大的滚转力矩。

由图11可见，在迎角α1时出现分离的原因在于，Model A构型中气流从外缝翼翼梢与主翼之间的缝隙流至翼梢上表面，该部分气流能量较低，在翼梢后缘诱导出较大范围的分离区，而翼梢前缘诱导的空间涡较弱且距分离区较远，无法对分离区形成有效的抑制作用。因此可以通过将翼梢前缘涡向机翼内侧移动并增加其强度的方法来改善翼梢的分离特性。

综上所述，做出如下改进修形，在Model A构型的基础上去掉小翼，并将翼梢处修形，得到Model D构型。Model D构型的翼梢前缘在迎角α1时诱导出很强的空间旋涡，对翼梢处的分离起到了很好的抑制作用(图12)。这两个构型全机升力和力矩曲线对比如图13所示。当然这种改进会增大巡航时的诱导阻力，需要在巡航升阻比和低速失速特性之间进行权衡。

(a) Model A翼梢小翼

(b) 迎角α1时的流场

(c) 迎角α2时的流场

(a) Model D翼梢小翼

(b) 迎角α1时的流场

(a) 升力系数

(b) 俯仰力矩系数

5 平尾影响研究

由Model A构型各部件力矩曲线可知，平尾是导致全机力矩上拐的一个重要因素。

由图14(b)可见，在迎角等于α1时，Model A构型平尾翼根附近(Standpoint A)的当地动压发生剧烈变化，并且随着迎角的增大，这种变化趋势扩展到平尾外侧流场，但是图14(c)可见，各个截面处的当地迎角变化不大，所以平尾力矩曲线出现非线性现象的原因是其当地来流能量的降低。

(a) Model A平尾站位点

(b) 当地动压

(c) 当地迎角

由于平尾的力臂很长(相对于力矩参考点)，所以一旦平尾出现分离或当地流场发生变化，全机纵向俯仰力矩就会受到很大的影响。在增升装置打开至着陆构型时，内翼段在平尾当地流场诱导一个很强的下洗(各站位点处的下洗角大约为8°左右)，大大减小平尾的升力，降低全机的静安定度；而且增升装置打开后会产生很多的空间涡，虽然由于空气的粘性作用，大部分空间涡耗散很快，对平尾当地流场影响较小，但是襟翼翼根端面诱导和内外襟翼之间的空间涡，如图15所示，前者的涡核正好在α1时扫过平尾，由于涡核处的能量较低，所以平尾内翼段当地流场处(Standpoint A)的动压大大减小，从而使平尾的升力和力矩曲线出现非线性现象。而且随着迎角的增大，内外襟翼之间的空间涡也会扫过平尾，但是其对平尾当地流场影响较小(站位点D和E处当地迎角和动压变化不大)。因此，在增升装置设计中主要削弱襟翼翼根端面拖出的空间涡。

(a) 机翼尾迹对平尾的影响

(b) 襟翼翼根分离涡

(c) 内外襟翼连接处的分离涡

在Boeing757飞机，内襟翼翼根处安装有襟翼的滑轨整流罩，可以在一定程度上起到小翼的作用，阻止襟翼下表面气流流至上表面，从而抑制襟翼翼根涡[16]；而空客A320飞机中翼根整流包的形状比较平坦，内襟翼在打开时与整流包之间的缝隙较小，并用橡胶堵死[17]，这同样可以抑制襟翼的翼根涡。本文参照A320飞机修改整流包形状的方法，形成Model E构型，如图16所示。两构型气动特性对比如图17所示，可见，Model E的失速迎角减小1°，最大升力系数基本保持不变，力矩上拐迎角增大4°左右。

(b) Model E整流包

(a) 升力系数

(b) 俯仰力矩系数

6 总 结

文章利用高精度CFD方法对民用运输机失速特性开展研究，为了了解各部件对失速特性的影响，文章将飞机划分为7个部件分别进行分析，结论如下：

1) 提高内翼段和中翼段气动特性的方法主要是削弱翼根、挂架等诱导的空间涡对其的影响，但是与此同时势必会增强全机的抬头趋势，因此为了改善全机失速特性，必须恶化内翼段和中翼段的气动特性，但是这种措施往往不能从根本上解决问题，而且会导致全机升力特性的恶化，得不偿失。

2) 翼梢处的设计准则总结为：巡航状态时翼梢应能阻止下表面气流上卷，抑制翼梢涡的发展；低速大迎角状态时翼梢前缘应能诱导很强的空间涡，并使该涡靠近外缝翼翼梢和主翼台阶诱导的分离区，从而对分离区起到很好的抑制作用。

3) 平尾是全机纵向俯仰失速特性影响最大的一个部件，机翼的尾迹对平尾的当地来流影响很大，主要影响当地迎角和当地动压，其中内襟翼翼根诱导的空间涡的影响最为显著。本文采用修形整流包的方法，修形后构型的力矩上拐迎角增大4°左右。

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Study on improvement of longitudinal stalling characteristics in landing configuration of civil transport aircraft

Liu Yuefeng1,*, Duan Zhuoyi1, Liu Nan2, Cheng Yingchun3, Li Yalin3, Nu Daixiao3

(1.TheFirstAircraftInsituteofAVIC,Xi’an710089,China；2.NorthwestPolytechnicalUnivercity,Xi’an710072,China;3.ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai200323,China)

In order to improve the longitudinal stalling characteristics of landing configuration, a certain large civil transport aircraft was investigated by computational mothed based on CFD tools and grid generation technique. The computational method was validated by wind tunnel results. The whole aircraft was divided in seven parts, which are the fuselage, inboard wing, middle wing, outboard wing, wingtip, nacelle, and horizontal tail. The results show that the contribution of the inboard and middle wing is negative to the inflexion of pitch moment curve. The stalling characteristics can be improved by worsening the aerodynamic characteristics of the inboard and middle wing, but this worsening procedure decreases the maximum lift coefficient and stalling angle of attack. At high angle of attack and low coming flow speed, there are massive separations in upper surface of the wingtip. The contribution of these separations is positive to the inflexion of pitch moment curve. The leading edge of modified wingtip may induce strong vortex, which can restrain the production and development of massive separation, therefore, the longitudinal stalling characteristics are improved. However, the cruise induced drag is increased due to the modification. A balanced choice needs to be executed for low and high incoming flow speed. The contribution of the horizontal tail is positive to the longitudinal stalling characteristics. The influence of the root vortex of inboard flap is extremely significant on local flow around the horizontal tail. By cowling modification, this influence can be restrained, and the angle of attack increases by 4° for the inflexion of pitch moment curve.

high-lift system; stalling characteristics; pitch moment; inboard wing; middle wing; wingtip; horizontal tail

0258-1825(2017)02-0177-09

2016-04-11;

2016-05-30

刘岳锋*(1986-),男,湖南人, 工程师,研究方向:空气动力学,飞行力学. E-mail:lyfcrazy@163.com

刘岳锋, 段卓毅, 刘南, 等. 民用运输机着陆构型纵向失速特性改善研究[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(2): 177-185.

10.7638/kqdlxxb-2016.0059 Liu Y F, Duan Z Y, Liu N, et al. Study on improvement of longitudinal stalling characteristics in landing configuration of civil transport aircraft[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 177-185.

V211.3; V211.4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0059