民用飞机低速俯仰力矩特性改善研究

钟 园杨小权刘凯礼吴大卫司江涛

(中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院,上海 201210)

0 引 言

民用飞机低速气动力设计必须满足安全性和飞机性能的需求,这不仅要求最大升力系数尽可能大,还要求有较好的俯仰力矩特性[1-2]。俯仰力矩特性的好坏是评判民用飞机低速气动力设计优劣的重要判据之一。

民用飞机适航规章要求:直到飞机失速时为止,飞机不得出现异常的机头上仰[3]。尽管大部分现代民用飞机在起飞降落时(即低速状态)都使用迎角限制器,但为保证飞机在丧失迎角保护功能时,其本体仍具有合适的失速特性[4-5],飞机必须具备良好的俯仰力矩特性。如果飞机的低速俯仰力矩特性较差,俯仰力矩在失速迎角之后会出现上仰现象。出于安全性和最低可接受的飞行品质的要求,必须使用具有迎角保护功能的装置如推杆器等对最大可使用的迎角进行限制；使得实际使用的最大迎角要小于失速迎角。实际可用的最大迎角的减小降低了起降时的最大可用升力系数,会较大地降低飞机性能尤其是起降性能。同时由于使用了迎角保护装置,出于安全性上的考虑,就必须降低迎角限制系统的失效概率,使其“不可能”失效。某民用尾吊飞机就是由于其俯仰力矩出现上仰现象而对最大可使用迎角进行了限制,设计时便将迎角限制了2°,使得最大可使用升力系数大为降低。最大可使用升力系数的大为降低使其进场着陆和起飞的速度都不得不大幅度增加,起飞和着陆场长也随之增加；这严重影响了此飞机的性能尤其是起降性能。在高原机场时,迎角使用的大幅度限制带来的问题更严重,甚至会影响此飞机在高原机场的使用。

国内外对失速的研究开展的较多。日本的Hiroyuki Kato等学者[6-9]研究了发房导流片对改善翼面分离从而提高失速迎角及最大升力系数,并取得了明显的成效。国内西北工业大学的白俊强等也进行了民用运输机短舱导流片的设计研究[10],刘毅[11]等研究了在某运输机上加装失速条改善滚转特性,王继明[12]等研究了民用飞机俯仰力矩特性上仰的现象。但关于俯仰力矩特性改善措施的相关研究较少。

传统的改善失速特性的方法有涡流发生器、涡流发生架等[13-15]。这些措施可以增大最大升力系数和推迟流动分离,但并不能改变俯仰力矩的形态。空客在其最新的宽体客机A350XWB上使用了内侧缝翼截短的技术来改善其低速俯仰力矩特性。本文以某民用尾吊式布局飞机为研究对象,对其着陆构型和使用内侧缝翼截短技术的改善构型进行数值研究,分析了内侧缝翼截短技术改善俯仰力矩特性的流动机理。同时,由于此尾吊式飞机采用机翼发动机的近距耦合式气动布局,机翼内侧的改动可能会对发动机进气产生影响,因此本文还对内侧缝翼截短技术对发动机进气的影响进行了研究。相关的研究方法和成果可为民用飞机的低速气动优化等工作提供技术基础。

1 物理模型

本文以某民用尾吊式布局飞机为基础,研究了改善俯仰力矩特性的措施——内侧缝翼截短技术。如图1所示,左图(a)为某尾吊式布局飞机的全机着陆构型,包含了机身、机翼主翼、缝翼、襟翼、翼梢小翼、短舱、挂架和垂平尾；右图(b)为在图(a)的基础上改变了内侧缝翼的长度,相应的主翼部分也跟随着改变。

图1 全机着陆构型和内侧缝翼截短示意图Fig.1 Schematic diagram of landing and shorter slat configuration

2 计算方法与计算条件

数值模拟采用的CFD软件为ANSYS CFX,这是一个基于有限体积方法的CFD求解器。本文计算中的控制方程是三维雷诺平均Navier-Stokes方程,时间离散选用了全隐式时间推进格式,空间离散采用了高阶迎风格式,湍流模型为两方程的k-wSST(shear stress transport)模型。在流场计算中监测全流场的残差和全机的升阻力和俯仰力矩系数,收敛以各残差下降6个数量级或继续迭代残差不再下降同时升阻力和俯仰力矩系数保持稳定为准。

利用ANSYS ICEM CFD软件对全机着陆构型全三维流场生成结构化网格。图2给出了全机着陆构型的表面计算网格。为了保证计算的准确性,计算远场距离设置为100倍的平均气动弦长。为了准确的捕捉到分离流,附面层内的网格都进行了加密处理,近壁面y＋保持在1左右,网格增长比不超过1.25。另外,对襟缝翼头部和尾部、机翼前后缘、翼根翼尖、垂平尾前后缘以及短舱前后缘等几何曲率较大或流场变化剧烈的区域进行了适当的加密。全流场三维的计算网格总数约为2600万。

图2 全机着陆构型表面网格示意图Fig.2 Computational grids on landing configuration surface

如图3所示,在边界条件设置方面,计算域远方的边界相应的施加进口(inlet)和出口(outlet)边界条件,侧方施加自由边界条件(opening),侧方的另一边为半模的对称面(sym)；飞机表面采用无滑移壁面边界条件(wall)。

图3 边界条件设置示意图Fig.3 Boundary conditions

本文对进气畸变[16-18]的评价主要采用周向畸变指数(),相关定义如下公式所示:

式中p为流场中气流总压,下标av为参数平均值,下标ring表示流场中径向分区环的参数,下标min为流场中的参数最小值。本文采用的气流畸变指数计算方法为在风扇平面的周向按规律选取一系列数值监测点,从CFD结果处理中对这些监测点的进气道气动参数进行采样,进而进行畸变指数计算[19-20]。

3 计算结果与讨论

采用数值模拟的方法对某民用尾吊式布局飞机的着陆构型和内侧缝翼截短构型处于大迎角下的流场进行研究,分析了两构型的流场特征和内侧缝翼截短技术对俯仰力矩改善的流动机理。

3.1 数值计算方法的验证

此民用飞机的低速高雷诺数风洞试验结果为数值验证提供了试验数据。本文将根据试验结果来验证计算网格和计算方法的适用性和可靠性。

图4为此民用飞机着陆构型数值计算与风洞试验结果的升力和俯仰力矩系数的对比,图中红色曲线为风洞试验数据,绿色曲线为数值计算数据。风洞试验数据马赫数为0.2,雷诺数为650万。计算的马赫数和雷诺数与试验数据一致。

图4 升力和俯仰力矩特性与试验结果的比较Fig.4 Comparison of numerical and experimental lift coefficients and pitching moment lift coefficients

从图4中升力和俯仰力矩系数曲线的对比结果来看,无论数值上还是曲线的形态上,计算和风洞试验结果的升力和俯仰力矩系数都符合的很好。因此,本文所采用的数值计算方法是可靠的。

3.2 内侧缝翼截短形式及截短量研究

如图5,内侧缝翼截短的形式有两种:垂直于前缘截短和顺流向截短；截短量定义分别如图所示。

图6给为两种截短方式截短500 mm时的升力曲线对比。同样,计算的自由流马赫数为0.2,基于平均气动弦长的雷诺数为650万。其中ALL代表全缝翼构型,CUT500P代表顺流向截短500 mm,CUT500V代表垂直于前缘截短500 mm。

图5 缝翼截短形式Fig.5 Forms of slat shorter configuration

图6 两种缝翼截短形式截短500 mm升力曲线对比Fig.6 Comparison of lift curves of two forms

从图6可知,截短量相同时,垂直于前缘截短无论失速迎角还是最大升力系数均小于顺流向截短；因此本文采用顺流向截短的方式来进行研究。

图7为顺流向截短时不同截短量的升力曲线和俯仰力矩曲线的变化。

图7 全缝翼构型和不同截短量的截短缝翼构型的比较Fig.7 Comparison of all slat configuration and slat shorter configuration with different lengths

由图7可见,当截短量为400 mm时,升力和力矩曲线形态不变,数值上几乎和全缝翼构型相同。当截短量为500 mm时,最大升力系数相比有一定程度的降低,降低约0.05,失速迎角几乎不变,线性段相比也无变化,但其俯仰力矩特性得到明显的改善；在失速迎角之后,截短缝翼构型的俯仰力矩特性已经由全缝翼构型的上仰现象改善为下偏。而截短量为600 mm时,尽管俯仰力矩特性得到改善,但最大升力系数和失速迎角均明显降低。

尽管截短内侧缝翼500 mm会导致最大升力系数下降0.05,但由于其俯仰力矩特性的改善,可以使最大可使用迎角不再受到限制,实际可使用的最大升力系数反而增加。

当截短400 mm时,升力和力矩曲线在数值上出现变化；而截短500 mm时,俯仰力矩得到明显改善。由此可见,对尾吊式布局的民用飞机而言,合适的缝翼截短量应在400 mm至500 mm之间。

本文以缝翼截短500 mm构型来分析俯仰力矩特性改善的原因。

3.3 内侧缝翼截短构型机翼分析

图8给出了随迎角变化时两个构型机翼表面摩阻系数云图。图中红色区域的摩擦阻力系数为高值,绿色区域摩擦阻力系数为低值,并且小于零。

图8 两个构型的翼表面摩阻云图Fig.8 The wing's C fx-distribution of all slat configuration and slat shorter 500 mm configuration

从图8可以看出,随迎角增大,全缝翼构型翼面的流动分离从机翼外侧开始并扩展；截短缝翼500 mm构型翼面的流动分离从内侧开始并扩展,当内翼完全分离后,外翼才开始出现分离。分析认为,流动分离从内侧开始是缝翼截短构型的俯仰力矩特性改善的主要原因,并且内翼分离能推迟机翼外翼的分离。

图9给出了两个构型在失速迎角时4个不同展向展位的压力分布,图10给出了失速迎角时两个构型的机翼的环量分布。红色代表全缝翼构型,绿色代表缝翼截短500 mm构型。

图9 两个构型4个展向站位的压力分布Fig.9 The C p-distribution of four span sections of all slat configuration and slat shorter configuration

图10 两构型机翼的环量分布Fig.10 TheГ-distribution of four span sections of all slat configuration and slat shorter configuration

从图9可以看出,展向站位30%时全缝翼构型的机翼各部段具有更高的吸力峰；展向站位45%时全缝翼构型机翼各部段的吸力峰仍然较高,但两构型的差值已经减小；展向站位60%时两构型的压力分布几乎一致；展向站位75%时两构型的缝翼和主翼的压力基本一致,缝翼截短构型的两段襟翼具有更高的压力分布。从图10可以看出,全缝翼构型的内侧机翼提供了更多的升力,而缝翼截短构型的内侧机翼提供的升力相对减小。

对后掠翼飞机而言,展向流动是机翼外翼出现流动分离的一个重要原因。缝翼截短构型内侧机翼产生的升力的减少,减弱了机翼的展向流动；这是缝翼截短构型外侧机翼流动分离推迟的主要原因。

3.4 不带平尾的对比

通过对不带平尾的两个构型的对比分析,可以得出缝翼截短对机翼本身俯仰力矩特性的影响。

图11给出了不带平尾的两个构型的升力系数和俯仰力矩系数曲线；红色曲线为全缝翼不带平尾构型,蓝色曲线为缝翼截短500 mm不带平尾构型。

不带平尾构型主要体现的是机翼的贡献量。从图11可知,全缝翼不带平尾构型的机翼提供的俯仰力矩随迎角增大逐渐上偏,即机翼本身随迎角增大而“抬头”；缝翼截短不带平尾构型机翼提供的俯仰力矩在失速迎角之后先下偏,然后再上偏,但绝对值相比要小得多。由于内侧机翼升力的作用点在力矩参考点之前,而外侧机翼升力的作用点在力矩参考点之后。分析认为,缝翼截短导致的内翼分离使内侧机翼产生的升力减小,相当于内侧机翼上额外出现了一个向下的力,这会导致机翼本身低头；当外翼出现分离后,相当于外侧机翼上额外出现一个向下的力,因此机翼又会抬头。但整体上,内翼先分离会使机翼本身“低头”。

图11 全缝翼构型和缝翼截短构型不带平尾的比较Fig.11 Comparison of all slat configuration and slat shorter configuration without horizontal tail

3.5 单独平尾的对比

平尾对全机俯仰力矩特性有着较大的影响。本小节分析了分离从内侧开始对平尾的影响。

图12给出了两个构型的单独平尾的升力曲线和俯仰力矩曲线。红色曲线为全缝翼构型的单独平尾,黑色曲线为缝翼截短500 mm构型的单独平尾。

由图12可知,在失速迎角之后,缝翼截短构型的平尾产生的升力增大,其提供的低头力矩也增大。

取平尾展向站位25%、45%、65%和85%四个截面的升力系数随迎角变化的曲线,如图13所示。红色代表全缝翼构型,绿色代表缝翼截短500 mm构型。

图12 全缝翼构型和缝翼截短构型单独平尾的比较Fig.12 Comparison of the horizontal tail of all slat configuration and slat shorter configuration

从图13可知,在失速迎角之后,缝翼截短构型的平尾沿展向从内到外的四个截面的升力系数相比全缝翼构型均增大；且随迎角增大,增量亦变大。

图13 平尾4个展向站位的升力系数比较Fig.13 Comparison of four span sections'lift coefficient of horizontal tail

图14 给出了平尾上述四个截面前方的四个观测点。四个观测点距离相应截面前缘的距离相同。图15给出了基于观测点的不同截面的当地迎角随机身迎角的变化。

图15 平尾4个展向站位的当地迎角Fig.15 The local angle of four span sections of horizontal tail

从图15中可以看出,在失速迎角之后,缝翼截短构型平尾的当地迎角相比全缝翼构型增大,并随机身迎角的增加增量亦变大。可见,缝翼截短构型机翼对平尾的下洗相对较小。因此,缝翼截短构型平尾提供更大的低头力矩的原因是因为内翼分离降低了机翼对平尾的下洗,使得平尾的当地迎角增大,从而平尾提供了更大的升力和低头力矩。

图16 不带平尾与带平尾俯仰力矩的对比Fig.16 The pitching moment of all slat configuration and slat shorter configuration without horizontal tail

图16 给出了两构型不带平尾与带平尾的俯仰力矩曲线的对比；红色为全缝翼构型,蓝色为缝翼截短构型,上部两曲线为两构型不带平尾的俯仰力矩曲线,下部曲线为两构型带平尾的俯仰力矩曲线。从图16可以看出,缝翼截短构型不带平尾时的俯仰力矩在失速之后下偏,但在失速迎角1°之后又重新上偏；而缝翼截短构型带平尾时俯仰力矩曲线始终保持下偏的姿态。可见,机翼本身对俯仰力矩的改变并不是全机俯仰力矩改善的主要原因,因受到下洗的减小而导致的平尾效率的提高才是全机俯仰力矩改善的主要原因。

3.6 发动机进气影响研究

对尾吊式布局的民用飞机而言,由于发动机布置在内侧机翼之后,内侧机翼的分离会对发动机进气产生影响。本文通过通流短舱进气截面的总压恢复系数和周向畸变指数两个指标来研究内翼分离对尾吊式布局飞机的进气影响。

图17给出了失速迎角时两构型的总压恢复分布,两构型在失速迎角时短舱进气截面的总压恢复系数几乎一致。图18给出了两构型短舱进气截面的周向畸变指数随迎角的变化。由图18可知,在失速迎角之后,缝翼截短500 mm构型短舱进气截面的周向畸变指数相比有一定程度的增大,但远远小于发动机进气畸变的限制。可见,使用缝翼截短方法并不会对发动机进气造成不可接受的影响。

图18 两构型周向畸变指数Fig.18 The of the two configurations

4 结论与展望

通过本文的研究工作,初步有以下几点结论:

1)内侧缝翼截短到一定程度可以改善飞机的俯仰力矩特性,并不会影响线性段的升力和俯仰力矩,失速迎角也几乎不变,但最大升力系数会有一定程度的降低。考虑到因为俯仰力矩特性的改善带来的最大使用迎角限制的取消,采取缝翼截短之后实际可用的最大升力系数是提高的；

2)缝翼截短量的大小对俯仰力矩的改善有着重要的影响,并且顺流向截短缝翼的最大升力系数和失速迎角损失更小。对民用尾吊式布局飞机而言,当顺流向截短缝翼时,合适的截短量在400 mm至500 mm之间。

3)截短内侧缝翼改善俯仰力矩特性的原因是因为使流动分离从内侧开始。内翼分离不仅改善了机翼本身的俯仰力矩特性,并且降低了机翼对平尾的下洗,使平尾提供了更大的低头力矩；

4)尽管内翼分离使得机翼本身的俯仰力矩特性得到改善,但因为受到下洗的减小而导致的平尾效率的提高才是全机俯仰力矩特性得到改善的主要原因；

5)失速迎角之前,内侧机翼使用缝翼截短措施对尾吊式布局飞机的发动机进气几乎没有影响；在失速迎角之后,尽管缝翼截短会导致发动机进气畸变由一定程度的增高,但远小于发动机允许的最大畸变值。

在下一步的研究中,将考虑动力短舱的进气畸变以及带动力短舱对改善效果的影响。