某運輸機加裝失速條氣動特性研究

劉毅，趙曉霞，歐陽紹修，袁志敏

(中航飛機股份有限公司研發中心，西安710089)

某運輸機加裝失速條氣動特性研究

劉毅*，趙曉霞，歐陽紹修，袁志敏

(中航飛機股份有限公司研發中心，西安710089)

為改善某運輸機著陸襟翼構型失速急劇滾轉問題，采用數值計算和風洞實驗方法優選了機翼失速條的外形參數，并對氣動力和流場特性進行了研究分析。以失速條高度H和安裝位置距離前緣的長度S為設計變量，采用求解RANS方程的方法研究了失速條對著陸構型翼型二維特性的影響，表明S越小(即越靠近上翼面)失速迎角提前越多，H增大也能使失速迎角提前但敏感性小于S。失速條后方產生了分離氣泡且隨迎角增加而逐漸增大增長，在破裂后導致翼型失速提前，使升力線出現圓弧形的失速特征。設計了4種失速條在機翼上的平面布局方案，通過縮比模型風洞實驗驗證表明:40%半展長處展向長度2m，S=0的失速條使升力線由急劇失速變為平頂型失速并消除了失速后的不對稱滾轉力矩，將此失速條展長縮小一半的2種方案也不同程度地改善了失速形態，15%半展長處失速條對失速特性無明顯改善，主要原因是氣流分離從約40%半展長處開始發生，失速條安裝在這一展向位置時才能發揮作用。

失速條;失速特性;急劇滾轉;分離氣泡;計算流體力學;風洞實驗

Keywords：stall strips；stall characteristics；violent roll motion；separation bubble；CFD；wind tunnel test

0 引 言

運輸類飛機良好的失速特性是保證飛行安全的基礎，其中的重要參數之一是失速及改出過程中飛機出現的滾轉角度，根據中國民用航空規章第25部要求：“對于機翼水平失速，在失速和完成改出之間發生的滾轉大約不得超過20°左右”［1］。飛機的失速特性主要受機翼影響，緩和的失速特性通常比最大升力系數的量值更為重要，避免外翼失速是控制飛機失速滾轉并保持大迎角副翼操縱效率的有效手段，最佳的失速起始位置一般在40%半展長處［2－4］。由于失速特性難以通過數值計算或風洞實驗準確預測，往往在飛機進入試飛階段后才發現失速特性問題，此時盡量采取局部改進設計的方式來進行調整，例如采用翼型前緣下垂、前緣縫翼、翼刀和失速條等。在外翼加裝前緣縫翼或翼型下垂使外翼氣流分離推遲能夠獲得更大的升力系數，但設計改動量較大且仍然存在左右機翼失速不對稱的可能性。

失速條是一種安裝在機翼前緣的固定式流動控制裝置，一般對稱安裝在左右機翼靠內側，強制使左右內側機翼提前對稱地分離失速，從而獲得滿意的失速特性［5－8］。失速條的發現源于結冰翼型失速提前并具有緩和形態的現象，其應用可追溯至20世紀30年代，但其設計研究通常采用試湊法，沒有嚴格的設計準則和依據［9－10］。20世紀50～60年代德哈維蘭公司的彗星4C和DH125飛機均加裝了失速條；70年代在S－3A反潛機上加裝失速條的研究表明，失速條保證了左右機翼大迎角時的流場對稱性，值得注意的是上述3型飛機的失速條均加裝在機翼40%半展長附近［5］。20世紀90年代美國的F／A－18E／F戰機在跨聲速機動時出現了急劇滾轉問題，為此NASA系統地研究了通過CFD或風洞實驗預測此類問題的可行性，表明傳統的靜態升力特性和CFD結果能夠與失速滾轉特性相關［11－15］。

某運輸機在失速試飛過程中發現，隨著襟翼偏度增加，失速后出現的滾轉角度逐漸增大，在著陸襟翼構型時滾轉角通常大于20°，不滿足適航標準要求。前期研究表明，縮比模型靜態測力試驗中升力線失速的急劇程度以及失速區域滾轉力矩系數的偏離情況與試飛現象中滾轉的強弱有正比關系，若使升力線失速緩和、滾轉力矩在失速區域偏離減小，有可能解決試飛中的失速急劇滾轉問題［16］。為了以盡量小的代價改善飛機著陸構型失速特性，提高飛機安全性，采用失速條方案是較為簡單有效的方法。

1 二維特性數值計算研究

1．1 失速條二維參數設計

借鑒國內外飛機失速條的設計經驗，失速條二維剖面外形通常為尖銳的三角形，安裝在翼型前緣附近使其失速提前。本文所研究的失速條設計工作點為著陸襟翼高升力狀態，前緣流場特性相對巡航構型有較大變化，對失速條的高度和剖面安裝位置的設計提出了挑戰。

將失速條的2個關鍵幾何參數即高度H和安裝位置S（定義見圖1）在可能的取值范圍內組成參數矩陣進行了系統地分析研究，失速條前緣角固定為60°。對參數H范圍20～40mm，S范圍－60～60mm進行組合形成了多個失速條方案，從中得到了可行的失速條二維參數，同時獲得了以上2個參數對著陸襟翼二維翼型失速特性的影響規律。

圖1 失速條參數H、S定義Fig．1 Definition of stall strip parameters H and S

1．2 數值計算方法

數值計算采用了基于有限體積法求解RANS方程的方法進行。采用結構化網格對著陸構型襟翼二維剖面及失速條的繞流流域進行了離散，物面第一層網格高度在10－5m量級以滿足y＋≈1的條件，對流場參數變化劇烈的區域進行了網格加密，相鄰網格間的尺度比例小于1．2，總網格數在6×105左右，網格示意圖如圖2所示。不同失速條剖面方案僅對前緣局部網格進行適應性修改，使各方案網格條件盡可能對等。計算域在翼型的前方和上下為30倍弦長，在后方為45倍弦長，邊界條件均為速度入口。數值求解在FLUENT中完成，采用壓力與速度同時求解的耦合解法，對流項采用二階迎風格式進行離散，湍流模型為一方程的SA模型，渦粘性采用一階迎風格式離散。

為驗證建模和計算方法的可靠性，對相似構型的某多段翼型二元特性進行了計算并與實驗結果進行了對比（見圖3），可見在升力失速以前計算值與實驗值吻合良好，對失速迎角和最大升力系數2個關鍵參數也給出了較好的估計值，但對失速后的升力線形態未能準確模擬。由于加裝失速條后誘發的前緣氣泡現象及氣動力拐點均出現在失速迎角之前，因此所采用的計算方法是較為合理可信的，可以作為失速條初步選型分析的工具。

圖2 帶失速條翼型的二維網格Fig．2 Two dimensional grids of the airfoil section with stall strip

圖3 多段翼型升力特性計算值與實驗值對比Fig．3 The comparison between calculation and test of the lift of a multi－element airfoil

1．3 失速條對翼型二維氣動特性的影響

飛機著陸構型加裝不同失速條方案的二元升力特性如圖4和5所示。從計算結果可見，各失速條方案使原始翼型的失速迎角有不同程度的提前，多數情況下失速形態從急劇失速改變為圓弧形的緩和失速，失速迎角隨參數H、S有規律地變化。

失速條距離前緣位置參數S對失速特性的影響很大，隨著S減小（即逐漸向上翼面移動）失速迎角顯著降低，S＝0mm時二元剖面失速迎角約為3°，而原始構型失速迎角約為14°。失速條高度H對升力失速迎角也有影響，H越大失速提前越多，但高度20～40mm之間的失速條均能使失速提前。計算結果與理論分析的規律是吻合的，即失速條越靠近上翼面，高度越大，觸發氣流分離的迎角越早，且氣流分離發生前對升力特性的影響不大。計算獲得的定量結果還表明，失速特性對參數S的敏感性高于H，即失速條在二維剖面安裝位置的選擇對觸發翼型氣流分離失速更加重要。需要注意的是，失速條在三維機翼上的展向長度通常不大，且受到相鄰的無失速條翼段壓力分布傳遞的影響，因此安裝到機翼后失速特性的變化量會顯著低于二維情況。

圖4 失速條參數S對升力特性的影響Fig．4 The impact of stall strip parameter S on the lift characteristics

圖5 失速條參數H對升力特性的影響Fig．5 The impact of stall strip parameter H on the lift characteristics

對加裝失速條后翼型的流場特性進行了研究，結果如圖6所示。可以看出，由于失速條的尖銳外形使氣流強制分離，在其后方形成了分離氣泡。在小迎角時氣泡局限在失速條后方很小的區域內，隨著迎角增加氣泡在長度和高度方向逐漸增大，最終氣泡破裂并產生較大的分離區。氣泡的增長過程類似于薄翼失速，但氣泡能夠發展的長度相對較小，通常不超過剖面15%弦長即出現升力失速。不同失速條位置均有類似的氣泡流動結構，但出現的迎角時機不同，S越大氣泡出現的迎角越遲。

根據計算結果確定了開展風洞實驗驗證的主要參數為S，其取值范圍應當小于30mm，根據風洞實驗驗證的結果進行調整。H的變化沒有導致失速特性的顯著變化，可固定為30mm。另外三維失速條的展向長度和布置位置也是主要因素，需要結合機翼流場特性進行試湊來確定。

圖6 失速條后方分離氣泡的發展（H＝30mm，S＝0mm）Fig．6 The development of the separation bubble after the stall strip（H＝30mm，S＝0mm）

2 機翼加裝失速條實驗研究

2．1 風洞實驗概況

飛機模型加裝失速條的風洞實驗驗證在中國空氣動力與發展中心的FL－12風洞中完成，該風洞為單回流閉口式風洞，風洞截面尺寸為4m×3m，空風洞最大風速為100m／s，湍流度小于0．12%。實驗模型比例為0．07，基于飛機平均氣動弦長的雷諾數為1×106。飛機模型材質為金屬，失速條為木質的縮比模型，粘接在機翼前緣指定位置，失速條安裝在飛機模型上的照片如圖7所示。模型機翼采用自由轉捩，考慮到機翼翼型為厚翼型不存在前緣氣泡，且前緣邊界層很薄接近無粘流動狀態，因此模型機翼前緣附近的流態與真實飛機是接近的。

圖7 失速條風洞試驗模型Fig．7 Test model of the stall strip

2．2 失速條在機翼上的平面布置

為了給失速條布局設計提供參考，采用絲線法進行了飛機襟翼35°構型上翼面流場測試，結果如圖8所示。從流譜照片可見，飛機失速發生和發展出現在外側發動機以內大約為40%半展長處，而外翼后緣雖然有局部氣流分離但隨迎角增加發展緩慢。結合飛機機翼設計的一般經驗，在40%半展長處開始失速較為理想，但著陸襟翼構型由于內側機翼剖面升力大，若左右機翼失速不對稱則產生的滾轉力矩仍然較高，因此在40%半展長以內對稱地加裝失速條使機翼在一定迎角強制對稱失速，有可能改善飛機失速滾轉問題。

根據上述分析設計了4種失速條布局方案如圖9所示，實際尺寸失速條長度有1和2m這2種方案，高度均為30mm，外側失速條中心點大致位于40%半展長，內側失速條中心點在15%半展長。風洞實驗時失速條同樣采用了0．07的縮尺比。

圖8 著陸構型機翼上翼面流場特性Fig．8 Flow characteristics of the upper wing at landing configuration

圖9 失速條平面布置方案Fig．9 Planform arrangement plans of stall strips

2．3 失速條布局方案1氣動特性

以失速條布局方案1進行了變參數S的氣動特性影響實驗，結果如圖10～12所示。從升力特性可見，隨著S降低，最大升力系數逐漸降低，失速迎角提前，S＝15mm和S＝0mm狀態的升力線在失速前出現了非線性區，失速形態變得緩和，S＝0mm狀態的升力特性呈平頂形。S＝0mm的失速條對升力失速特性改善明顯，但最大升力系數降低了0．15，降低了飛機的低速性能。

圖10 失速條參數S對飛機升力特性的影響（布局1）Fig．10 The impact of stall strip parameter S on the lift characteristics of aircraft（arrangement 1）

圖11 失速條參數S對飛機滾轉力矩特性的影響（布局1）Fig．11 The impact of stall strip parameter S on the roll moment of aircraft（arrangement 1）

圖12 失速條參數S對飛機阻力特性的影響（布局1）Fig．12 The impact of stall strip parameter S on the drag of aircraft（arrangement 1）

無側滑的滾轉力矩曲線表明，S＝30mm時Cl仍較大，S＝15mm時Cl明顯降低，S＝0mm時Cl隨迎角增大基本無波動，表明飛機左右機翼失速對稱性顯著改善。原始構型的實驗模型由于左右機翼模型的微小偏差或流場不對稱性等因素出現不對稱滾轉力矩，真實飛機出現不對稱滾轉力矩的原因雖然不完全相同，但S＝0mm的失速條通過產生左右對稱的、顯著的局部氣流分離足以遮蔽外界擾動的影響，將機翼的氣流分離形態固化，從而消除了隨機的不對稱滾轉力矩。隨著S量值增大，上述效應減弱，不對稱滾轉力矩峰值也逐漸增大，不能起到預期的作用。

從阻力曲線可見，小迎角時各失速條沒有產生明顯的阻力增加，在接近失速點后阻力增大，S越小阻力增量越大。結合二維流場特性分析，這一現象是由于一方面失速條尺寸很小基本不增加飛機的摩擦阻力，另一方面小迎角時分離氣泡局限在較小的范圍內，不會顯著改變機翼的壓力分布，產生的壓差阻力也較小，直到氣流分離點后才會出現阻力的激增。

2．4 失速條布局方案2、3、4氣動特性

位于2個發動機之間的失速條布局方案1、2、3的氣動特性對比如圖13和14所示。從升力曲線對比可知，失速條縮短長度后對失速特性的影響變弱，靠外的布局3的升力失速優于布局2，結合圖8分析，其原因是此處更加接近原始構型氣流分離的嚴重區。從無側滑滾轉力矩曲線可見，布局3產生的滾轉力矩也小于布局2。

圖13 失速條不同布局方案的升力特性Fig．13 The lift characteristics of different stall strip arrangement plans

圖14 失速條不同布局方案的滾轉力矩特性Fig．14 The roll moment of different stall strip arrangement plans

布局方案4的升力曲線和滾轉力矩曲線如圖15和16所示，可見在S＝－15～30mm之間變化時僅使最大升力系數略有降低，但失速形態基本不變，滾轉力矩的偏離沒有明顯變化，沒有起到改善失速特性的作用，同時也說明失速條在機翼平面內的布置位置是改善飛機失速特性的關鍵參數。

圖15 失速條布局方案4的升力特性Fig．15 The lift characteristics of stall strip arrangement plan 4

圖16 失速條布局方案4的滾轉力矩特性Fig．16 The roll moment of stall strip arrangement plan 4

3 結 論

采用CFD計算方法對失速條二元方案進行了選型，獲取了能夠使失速迎角提前的失速條高度和剖面布置位置范圍，并通過流動顯示發現了失速條后方的氣泡流動結構。通過風洞實驗對4種失速條布局方案進行了驗證，結果表明，失速條安裝在氣流分離起始位置并選擇合適的剖面參數時能夠有效改善失速特性，使升力曲線由急劇失速變為平頂型失速，同時消除或削弱無側滑條件大迎角的滾轉力矩。在失速迎角之前，加裝失速條后的飛機構型阻力沒有明顯增加。

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Research on aerodynam ic characteristics of transport aircraft w ith stall strips

Liu Yi*，Zhao Xiaoxia，Ouyang Shaoxiu，Yuan Zhimin
(Research and Development Center，Avcation Industry Corporation of China Aircraft Co．Ltd．，Xi’an 710089，China)

In order to alleviate the violent rollmotion during stall of a transport aircraftwith landing flap configuration，the geometric parameters of stall strips are optimized and selected by numerical simulations and wind tunnel tests，and the aerodynamic force and flow field characteristics are studied．The height H and the install distance S from the leading edge are selected as design parameters for stall strips，and are evaluated by solving Reynolds Averaged Navior-Stokes(RANS)equations for the airfoil section of the landing flap configuration．The calculation indicates that smaller S value(installed closer to the upper surface)promotes earlier stall，while the larger H has similar butweaker effect．Separation bubble emerges after the stall stripswhen the angle of attack(AOA)of the airfoil becomes large，which grows larger and longer with increasing AOA．The bubble bursts eventually and causes the airfoil to stall earlier，leading to the rounded shape of the lift curve．The effect of the stall strips installed on thewing is studied by scaled model in wind tunnel tests，which shows that its spanwise length and arrangement have significant impact on the performance besides the cross section geometry．Four planform arrangements of stall strips are advanced and evaluated．Keeping the S parameter equal to 0，the stall trips installed at40%half span with spanwise length of 2m change the abrupt stall of the lift curve to a flat roof type one，and eliminate the asymmetric rollmoment after stall．The spanwise length of the stall strips is halved to form 2 new arrangements，which also ameliorate the stall of the lift curve and rollmoment to some extent．The stall trips installed at 15%half span have no obvious effects on the stall characteristics．The suggested explanation is that the flow separation starts at about40%half span of thewing at landing configuration，where the stall strips have the best performance．

V211．7

A

（編輯：李金勇）

1672-9897(2016)05-0036-06

10．11729/syltlx20160012

2016-01-12;

2016-04-20

*通信作者E-mail:evanliuyi@hotmail．com

Liu Y，Zhao X X，Ouyang S X，etal．Research on aerodynam ic charac teristics of transportairc raftw ith stallstrips．Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2016，30(5):36-41．劉毅，趙曉霞，歐陽紹修，等．某運輸機加裝失速條氣動特性研究．實驗流體力學，2016，30(5):36-41．

劉 毅（1982－），男，四川資陽人，碩士，高級工程師。研究方向：飛機氣動力設計。通信地址：陜西省漢中市五一路陜飛大廈（723000）。E－mail：evanliuyi＠hotmail．com