大型民机扰流板对后缘襟翼载荷影响试飞研究

胡赞远,符梁栋

(上海飞机设计研究院,上海 201210)

现代大型民用飞机的起飞总重一直在增加,但跑道长度、机场周边建筑高度等客观环境约束,因此民用飞机一般会装备增升装置,使飞机具有较好的起降性能,以减少对自身子系统以及地面设施的依赖[1-3]。后缘襟翼是一种典型的飞机增升装置,大型民机的襟翼结构形式通常为后退式,即富勒襟翼(Fowler flaps)。富勒襟翼不仅增加了机翼的弯度,还增加了机翼的面积,并且拥有气流缝,可为上表面边界层充能,具有更高的气动效率[4-5]。

气流缝的形态对襟翼表面压力分布形态有着显著的影响,其直接影响襟翼气动载荷。气流缝的形态受多种因素的影响,主要包括结构变形、扰流板偏度和襟翼偏度。由于富勒襟翼打开后气流缝显著增大,因此结构变形对气流缝的影响在增升构型下可以忽略不计。扰流板通常位于襟翼前缘上方,在空中时用于减速或者辅助滚转。扰流板打开使主翼面和襟翼间形成气流缝,从而产生上洗气流,增大襟翼当地迎角,因此对后缘襟翼气动载荷特性的研究离不开对扰流板偏度影响的分析[6]。不同襟翼偏度下,襟翼和主翼面呈现不同的角度和距离,以某大型民机为例,增升构型包括襟翼偏度为10°、19°和25°等。根据型号载荷设计经验可知,不同襟翼偏度下襟翼气动特性显著不同。

一般通过风洞试验获得襟翼表面压力分布数据,随后通过积分得到部件力系数,最后乘以对应工况的速压,得到襟翼气动载荷[7]。为了确认襟翼载荷计算方法和结果的有效性,同时验证襟翼载荷计算方法能否满足大型运输机的适航条例要求,民用飞机在适航取证阶段会开展载荷试飞验证工作[8-9]。压力分布测量是研究运输类飞机襟翼气动分布特性的重要方式,采用试验件打孔法进行压力分布飞行实测可以为襟翼的载荷验证提供有效的数据支持[10]。

本文结合某大型民机载荷试飞数据对带扰流板偏度后缘襟翼气动载荷特性进行研究,对文献[6]的研究内容进行补充验证,同时拓展分析维度,考虑扰流板偏度、襟翼偏度的影响,进一步完善襟翼气动载荷计算方法,对后续开展襟翼载荷设计具有很高的实用性。

1 襟翼载荷测压试飞

襟翼载荷测压试飞的测量系统包括襟翼测压试验件、扫描阀、测压系统机柜、机载记录设备和配套的测压管、电缆。测量系统工作原理如图1所示,襟翼测压剖面位置和测点分布如图2和图3所示。气流经过襟翼表面流速改变,局部静压即压力信号通过蒙皮测压孔内的测压气管传导至扫描阀,扫描阀将压力信号转换为电信号发送给测压系统机柜,并最终被机载记录设备记录。

图3 襟翼测压剖面测点分布示意图

襟翼载荷测压试飞时,通过完成一系列设计的飞行机动动作测量飞机机动过程中的襟翼压力分布,然后通过积分得到试飞测量的襟翼载荷,并与飞机设计过程中采用计算方法得到的载荷进行对比,验证载荷计算方法的有效性。试飞状态点选取时应覆盖不同卡位、速度、过载,通常选择机动平衡(过载范围0.25g～1.60g)和1.00g平飞工况作为典型的襟翼载荷试飞状态点,典型的机身迎角和法向过载随时间历程变化曲线如图4所示。

图4 试飞点时间历程示意图

襟翼气动载荷对比分析的重点是其表面压力分布特性和部件载荷。对表面压力分布特性的分析可以通过研究测压剖面弦向压力分布形态来展开,对部件载荷的分析通常使用网格向量法和站位积分法。本文采用计算效率更高的站位积分法对襟翼部件载荷进行分析,通过求解各测压剖面弦向积分和部件展向积分获得部件力系数,具体计算公式如下:

(1)

(2)

式中:CNj为襟翼第j个剖面升力系数,Cpij为第j个测压剖面第i个测压点压力系数,ΔXij为第j个测压剖面第i个测压点弦向长度,角标上和下分别表示第j个剖面的上、下表面,cj为第j个测压剖面弦长,CN为襟翼部件力系数,ΔZj为第j个测压剖面展长,S为参考面积。

2 不同扰流板偏度情况襟翼气动载荷特性

某大型民用飞机开展了不同襟翼构型下扰流板0°到满偏度情况1.00g平飞襟翼载荷测压试飞,试飞中飞行员阶梯式调节减速板手柄从0°开始直至满偏,在多个阶梯位置停留并配平飞机进行平飞。对试飞测量的襟翼压力分布数据进行积分,得到襟翼部件力系数CN随扰流板偏度δsp变化特性,如图5所示。

图5 襟翼部件力系数随扰流板偏度变化曲线

由图可知,扰流板偏转对襟翼部件力系数有显著的影响。当襟翼偏度为10°时,襟翼部件力系数随扰流板偏度增加而显著增大;当襟翼偏度为19°时,襟翼部件力系数随扰流板偏度增加而增大,但当扰流板偏度达到7°后,襟翼部件力系数变化很小;当襟翼偏度为25°时,襟翼部件力系数随扰流板偏度增加先增大后减小。

上述变化规律从襟翼测压剖面的弦向压力分布也可以得到验证,襟翼某剖面的表面压力系数Cp随弦向比例x/c变化的曲线如图6～图8所示,其中x为剖面弦向长度,c为剖面弦长。由图可以发现,扰流板偏度对襟翼剖面弦向压力分布影响区域集中在襟翼上表面前缘区域。襟翼偏度为10°时,扰流板打开后襟翼前缘形成吸力峰,扰流板偏度越大,吸力峰值越大,襟翼部件力系数也越大;襟翼偏度为19°时,扰流板打开后同样在襟翼前缘形成吸力峰,但扰流板角度打开到一定值后,吸力峰值保持稳定;襟翼偏度为25°时,扰流板打开后在襟翼前缘形成吸力峰,但打开角度超过一定值后,襟翼前缘吸力峰显著减弱,部分前缘区域压力系数降低到扰流板关闭时的压力系数值以下,襟翼上表面呈现出气流分离后的压力分布特性。

图6 襟翼偏转10°不同扰流板偏度典型襟翼剖面弦向压力分布 图7 襟翼偏转19°不同扰流板偏度典型襟翼剖面弦向压力分布 图8 襟翼偏转25°不同扰流板偏度典型襟翼剖面弦向压力分布

这个结论和风洞试验的结果在襟翼偏度为10°时是一致的,但当襟翼偏度为19°时,规律则不一样[6]。如图9所示,风洞试验结果表明,襟翼偏度为19°时,襟翼部件力系数随扰流板偏度的增加先增大后减小,更接近襟翼偏度为25°时的规律,而不是先增大后保持。这主要是因为风洞试验的雷诺数较低,气流分离较试飞结果提前引起的。

图9 襟翼偏转19°部件力系数在不同扰流板偏度时随迎角变化曲线(风洞试验) 图10 扰流板满偏情况襟翼部件力系数随迎角变化曲线 图11 襟翼偏转25°典型襟翼剖面弦向压力分布

3 扰流板满偏情况襟翼气动载荷特性

某大型民用飞机开展了扰流板满偏情况下机动平衡襟翼载荷测压试飞,试飞中当飞机速度达到目标速度时,缓慢拉杆,执行0.25g～1.60g过载机动平衡试飞。对试飞测得的襟翼压力分布数据进行积分,得到襟翼部件力系数CN随迎角α变化的规律,如图10所示。

由图可知,襟翼偏度为10°或19°时,扰流板满偏情况下襟翼部件力系数随着迎角的增加而增大;而当襟翼偏度为25°时,襟翼部件力系数在小迎角时随着迎角的增加而增大,但当迎角增加到5°时襟翼部件力系数呈现下降趋势。图11展示了该状态下的襟翼典型测压剖面弦向压力分布曲线,可见襟翼部件力系数的下降是由于襟翼前缘吸力峰值减小造成的。

图12给出了扰流板关闭和满偏时不同襟翼偏度情况下襟翼部件力系数随迎角变化曲线,其中δsp,Full表示扰流板满偏,δsp,0表示扰流板关闭。由图可知,襟翼部件力系数在扰流板关闭和满偏的情况下变化趋势是一致的,扰流板偏转造成的襟翼气动特性增量与气流分离前基本一致。在设计襟翼载荷时,可认为扰流板偏转引起的襟翼增量载荷主要和扰流板偏度有关,跟迎角关系较小。

图12 襟翼部件力系数随迎角变化曲线

结合图5和图12可以看出,扰流板偏转引起的襟翼载荷增量是非常显著的。当扰流板偏度较大、迎角角度较大时,襟翼中小偏度(10°、19°)情况下的升力系数与大偏度情况下的升力系数差异明显减小,再叠加小偏度时更大的襟翼设计速度和速压,中小偏度情况下的襟翼载荷很有可能构成襟翼的限制载荷。因此,在襟翼载荷设计中必须充分考虑扰流板打开带来的襟翼增量载荷。

4 结论

本文基于某大型民用飞机襟翼载荷测压试飞数据,对比分析了不同襟翼偏度情况下扰流板偏度对襟翼气动分布特性影响,得到以下结论:

1)扰流板偏转对襟翼气动载荷有显著的影响,其上洗效应使襟翼上表面前缘形成吸力峰,从而增大襟翼部件力系数,扰流板偏转对襟翼载荷的影响跟襟翼偏度有关;

2)扰流板偏转对襟翼气动特性的影响规律在一定的迎角范围内是一致的,在襟翼载荷设计时,可认为扰流板偏转引起的襟翼增量载荷主要和扰流板偏度有关,跟迎角关系较小;

3)扰流板偏转带来的襟翼载荷增量,可能导致襟翼中小偏度情况下气动载荷成为限制载荷,在襟翼载荷设计中务必重视。