小型通用飞机翼根气动性能及流动机理研究

(中国民用航空飞行学院 飞行技术学院， 四川 广汉 618307)

引言

通用航空在航空培训、生产性服务、应急救援、医疗救助、短途运输、私人飞行等方面有着重要的作用。随着低空空域的开发，通用航空迎来了快速发展的黄金时期。“十三五”时期我国经济将保持6.5%左右中高速增长，为通用航空发展带来持续增量。“大众创业、万众创新”将大大释放通用航空企业发展潜能，个性化、多层次、大众化等消费趋势，促进通用航空文化、旅游、休闲娱乐等消费业态蓬勃发展。加强保障和改善民生，使通用航空应急救援、短途运输迎来重要发展机遇。中国民航局2016年发布的通用航空“十三五”发展规划中提出，到2020年， 我国通用航空器将达到5000架。受到用户特点和运行成本限制，通用飞机通常需要采用相对简单的增升系统及自身良好的气动性能，以满足起飞和着陆阶段的安全和效益的匹配要求，这些飞行状态涉及飞机的大迎角空气动力学特性。而机翼和机身的连接部位所引起的流动分离是影响大迎角气动性能的主要因素之一[1]。因此，开展通用飞机机翼和机身连接部位处的气动特性及流动机理研究，降低通航小飞机的设计成本，对改善通用飞机的大迎角性能具有重要的工程应用价值,也为我国能够设计出卓越的、具有自主知识产权的通航飞机奠定基础。

本研究采用数值模拟的方法，选取某一典型的通用飞机的外形，针对增升构型(取着陆构型)下的翼根处的气动特性及流动机理进行研究，给出翼根流动分离的物理机理，为翼根的整流外形方案设计提供理论基础。

1 研究模型

目前，全球大部分的固定翼通用小型飞机的机翼均为矩形翼。本研究选取典型的某一通用小型飞机的外形为研究对象，并选取一大迎角飞行状态——着陆构型，研究其气动性能以及机翼-机身干扰所引起的流动分离机理，研究模型如图1所示。

图1 气动模型(着陆构型)

2 研究方法

一方面考虑到增升构型和流动的复杂性，如包含分离泡、缝道流动、尾迹掺混等多种复杂流动，另一方面，计算的雷诺数较低，因此，采用有限体积法数值求解雷诺平均N-S方程(RANS)，采用能够高精度预测流动分离的k-ε两方程湍流模型。采用的时间推进方法为隐式方法[1-9]。

2.1 计算条件

计算条件为：速度为250 km/h,高度为标准海平面高度，以机翼平均气动弦为参考长度的雷诺数Re=1.5×106，气动力系数以各自的机翼参考面积为基准给出[2-11]。

2.2 湍流模型

本研究采用两方程SSTk-ε的湍流模型，国内外大量研究表明, 该湍流模型对分离流动具有较强的适应能力[3-10]。

2.3 网格生成

本研究选用六面体网格，基本构型计算网格总数500万，第一层网格尺寸为10-5cA(cA为全机的平均气动弦长)，附面层增长比率为1.16。机翼上表面及翼根处等流动变化剧烈的地方进行了网格加密，以期更好的把握流场的剧烈变化[4-12]，计算该飞机所用网格如图2所示。

图2 网格模型

3 着陆构型下的气动性能及流动特性分析

3.1 气动性能分析

图3给出了某一典型通用飞机在着陆构型下的气动特性数据。通过图3a升力特性曲线可知，该构型的最大升系数为1.5，临界迎角为16°，升力系数曲线的线性段较短，失速平缓，迎角超过8°时，非线性明显；最大升阻比在4°迎角时出现，为9。数值模拟计算得到的升力曲线在线性段与实验结果符合良好，在迎角超过10°后，计算结果略大于风洞试验结果。通过图3b阻力特性曲线可知，其阻力变化趋势与试验结果一致，具体迎角下的数值略有偏差。

图3 着陆构型下气动特性

通常，小型飞机起飞和着陆时的迎角在8°～12°之间，而本文研究模型无论是从数值计算结果还是风洞试验结果，都可见升力曲线线性段较短且最大升力偏小，起降安全性不足，需要延长升力线性段，提高最大升力。

3.2 流动特性分析

图4给出着陆构型下6°～16°迎角之间机翼表面及翼根处的流线图。

图4 着陆构型机翼表面及翼根处流线分布

由图可见，当α<6°，全机表面无明显流动分离；当迎角超过6°后，翼根流动分离随迎角的增加而增强。从机身上的涡可以看出，刚开始流动分离仅出现在翼根表面，随迎角增大，分离涡在空间的尺寸越来越大，并不断沿机翼的展向和弦向扩大。

4 翼根处流动机理分析

由上述气动性能分析可知，对于着陆构型，当迎角为6°时，翼根无明显流动分离；迎角达到8°时，翼根流动分离明显。因此，研究该迎角范围的流动特性有助于了解翼根流动分离的原因。

通过对着陆构型下单独机翼和翼身组合体的数值模拟可知，单独机翼时，α≤8°，机翼固定段后缘无明显流动分离；翼身组合体时，α=6°，翼根无明显流动分离；α=8°，翼根流动分离已发展到翼根弦向中段，形成了边角涡，此边角涡的形成与翼根前缘的马蹄涡有关，流态如图5所示。

图5 单独机翼和翼身组合体的流态

由图6给出的翼根截面处的压力分布可见，与无机身相比，两个迎角下，加机身后，翼根前缘吸力峰值明显提高。α=6°，机身影响使翼根前缘吸力峰值从-2.4增加到-3.0；α=8°，从-3.0提高到-4.0。可见，机身影响使机翼前缘吸力峰增高，过高的吸力峰将使逆压梯度增大，导致后缘流动分离提前，随迎角增加，分离将更快的向前缘发展[5]。

图6 单独机翼与翼身结合体翼根剖面处的压力分布

通过图7给出的单独机翼与翼身组合体的附面层及总压分布图可知，单独机翼展向附面层厚度分布均匀，差异较小。翼身组合体翼根锐角过渡处有明显的机翼和机身附面层掺混堆积现象[6]。总压分布也表明，单独机翼沿流向总压变化较小，而翼身组合体在翼根处出现较为严重的总压损失。附面层形态和总压分布从两个方面进一步提示了翼根处附面层掺混和堆积是造成翼根流动分离的另一个重要原因[1-9]。

图7 单独机翼与翼身组合体的附面层及总压分布

翼身组合体中后段形状的变化对于翼根流动也有一定的影响。为了便于分析翼根中后段形状对流动分离的影响，采用沿流向的空间截面积分布来描述翼根中后段型面的变化。考虑到描述方法的工程适用性和直观性，空间截面采用如下方法确定：内边界为机身的外轮廓线；下边界由机翼上表面及其后缘的流向延伸面构成；上边界由整流允许的最大高度来确定，通常，高度方向的整流不会超过机身型面外侧点，因此，上边界由过机身外侧点的水平面构成；外边界由展向最大允许整流范围确定，通常，取襟翼内侧为外边界[1-7]。由上述边界构成可流空间，沿流向截取，即可得到某流向位置的空间截面积，见图8。

图8 空间截面边界示意

图9给出了8°迎角下翼根空间截面积分布S1及其变化率dS1/dx。由图可见，在翼根中后段x为4.8～5.2 m范围内，截面积分布曲线不光顺，变化率曲线出现振荡，表明翼身型面在机翼尾缘处存在局部收缩过快的现象，易导致流动在此处产生较大的逆压梯度，不利于附面层稳定[8]。

图9 翼根空间截面积分布及变化率

5 结论

本研究选取某一典型的通用飞机外形，通过数值模拟的方法分析了着陆构型下的气动性能及翼根处的流动机理，摸清了翼根处的流动分离情况，得出如下结论：

(1) 翼根流动分离的原因主要是：受机身影响，使得机翼根部前缘吸力峰增高，使逆压梯度增大，导致后缘流动分离提前；机翼阻滞机身附面层发展，产生马蹄涡，对下游流动产生不利影响；机翼与机身锐角连接，造成附面层掺混堆积，增加附面层流动的不稳定性；翼身接合部后段型面局部收缩过快，外加上述3点共同作用，机翼后缘形成类似边角涡的分离流动；

(2) 为了延缓翼根处的气流分离，根据上述翼根流动分离机理，可通过以下方法进行整流设计，如降低机翼翼根前缘吸力峰；减小由于机翼的外形突变而引起的逆压梯度的大小与范围，消弱或消除机翼前缘的流动分离；阻止翼根前缘马蹄涡的形成，从而消除因马蹄涡而引起的非定常流动对翼根下游流动稳定性的影响，减小因马蹄涡尾迹而引起的流动尾迹的不均匀；减小壁面相交处的压力梯度和压力波动，增加流动稳定性，以减少附面层的掺混、堆积和扭曲，防止下游流动过早分离或形成边角涡。总的来说可以通过前缘整流、展向整流和中后段整流3个方面进行，可为后续整流设计方案提供理论指导。