民用運輸機著陸構型縱向失速特性改善研究

劉岳鋒, 段卓毅, 劉 南, 陳迎春, 李亞林, 魯岱曉

(1. 中航工業第一飛機設計研究院, 陜西 西安 710089；2. 西北工業大學, 陜西 西安 710072; 3. 上海飛機設計研究院, 上海 200232)

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民用運輸機著陸構型縱向失速特性改善研究

劉岳鋒1,*, 段卓毅1, 劉 南2, 陳迎春3, 李亞林3, 魯岱曉3

(1. 中航工業第一飛機設計研究院, 陜西 西安 710089；2. 西北工業大學, 陜西 西安 710072; 3. 上海飛機設計研究院, 上海 200232)

采用經風洞試驗驗證的CFD計算方法和網格生成策略，研究某大型民用運輸機著陸構型縱向失速特性的改善措施，將全機分為七大部件：機身、內翼段、中翼段、外翼段、翼梢、短艙和平尾，分別分析各部件的影響。研究結果表明：內中翼段對全機俯仰力矩曲線上拐的貢獻為負，惡化其氣動性能可以在一定程度上改善全機力矩特性，但是與此同時會降低最大升力系數和失速迎角；翼梢小翼在低速大迎角時發生大面積分離，對全機俯仰力矩曲線上拐的貢獻為正，修形后構型的翼梢前緣產生很強的空間渦，很好地抑制分離區的產生和發展，改善了全機俯仰力矩特性，但是簡單的翼梢修形會增大巡航時的誘導阻力，需要在高/低速之間進行權衡；平尾對全機俯仰力矩曲線上拐的貢獻為正，其中內襟翼翼根渦對平尾當地來流的影響最為顯著，通過修形整流包可以很好地解決這個問題，使全機俯仰力矩曲線上拐迎角增加4°。

增升裝置；失速特性；俯仰力矩；內翼段；中翼段；翼梢小翼；平尾

0 引 言

據統計，大型民用運輸機的起飛和著陸階段是最容易引發飛行事故的階段[1-3]，所以對增升裝置而言，不僅僅要得到較高的升力系數，同時還要獲得滿意的失速特性，其中主要包括縱向失速特性以及橫向失速特性兩方面[4]。本文主要針對大型民用運輸機著陸構型的縱向失速特性進行研究。

適航管理條例FAR25以及CCAR25等對飛機起降時的縱向失速特性有著非常嚴格的要求。例如參考文獻[3]中提到為了保證飛機的飛行安全，關鍵是要保證飛機具有良好的大迎角失速特性，特別是在“進場—著陸”階段更要具有良好的失速特性。CCAR25.201中規定典型的失速現象為“不能即刻阻止的機頭下沉”；在CCAR25.203中規定可接受的失速特性為“直到飛機失速時為止，不得出現異常的機頭上仰”。機頭下沉、上仰等現象與飛機的縱向俯仰力矩特性有著直接的關系。

將增升裝置打開至著陸位置時由于機翼環量大大增加，對平尾會產生很強的下洗作用，從而降低平尾的升力系數，所以著陸構型相對于后重心的全機縱向靜安定度最低，是飛機安全性要求需要關注的一個問題。例如，在DC-9-10飛機的設計過程中，設計人員通過風洞試驗數據發現相對于后重心的縱向力矩曲線在失速迎角附近出現嚴重的非線性現象，最終通過在機翼下表面添加“旋渦支架”很好地解決了這個問題[5-7]。

空客A300飛機在設計過程中遇到若干低速俯仰力矩問題，通過填堵縫翼縫隙使內側機翼升力較外側減小，觸發內側機翼先失速，從而獲得了滿意的縱向俯仰特性[7]。

國內對增升裝置的研究文獻也有不少[8-11]，但主要的研究方向在追求最大升力系數、升阻比以及可用升力系數方面，有關失速問題的研究較少，本文針對這一現狀，采用經風洞試驗驗證的CFD數值模擬技術和網格生成策略，就某型民用運輸機的縱向俯仰力矩特性在一定迎角時出現非線性現象問題，進行了具體分析并提出改進方法，總結出若干三維增升裝置設計準則。

1 計算方法及可靠性驗證

1.1 RANS方程和網格生成

目前雷諾平均Navier-Stokes方程(Reynolds Average Navier-Stokes，RANS)已被廣泛應用于飛機精細設計中，其具體方程如下所示：

上述方程的離散采用有限體積法，空間離散格式為二階迎風Roe格式，時間推進采用LU-SGS時間格式。由于上述方程不封閉，引入k-ωSST湍流模型[12]。

本文的計算模型為某大型客機三段增升裝置著陸構型(命名為Model A)，如圖1(a)所示。網格生成軟件采用ICEM CFD，計算網格采用點對接結構網格，如圖1(b)所示。為了準確模擬附面層內的流動，物面采用O型網格，第一層網格和物面之間的距離為平均氣動弦長的1×10-5，O網格生長率約為1.2。在流場參數(如速度、密度等)梯度較大的區域，如機翼前緣處、襟翼和縫翼的縫道附近、機翼尾跡區、短艙渦流片所誘導的空間渦附近、翼根處和翼梢處等，需要適當加密網格以準確捕捉流場結構，最終網格量約為4000萬。

(a) Model A構型

(b) Model A計算網格

1.2 計算可靠性驗證

為了驗證本文所采用的計算方法和網格生成策略對問題的可靠性，對構型Model A風洞試驗狀態進行了CFD模擬。在風洞試驗工況(Ma=0.2，Re=1.5×106)下，計算結果與風洞試驗結果之間的對比如圖2所示。計算結果表明：CFD計算結果能夠準確預測全機最大升力系數、失速迎角以及線性段升力系數，基本能夠精確捕捉影響較大的流場結構，而且其對全機力矩變化情況的捕捉也較為精確，能夠預測力矩上拐和下拐的迎角，但是對中等迎角下力矩絕對值的預測稍顯不足，原因可能在于CFD無法捕捉流場中的微小細節，及風洞試驗中出現的層流區域。不過圖2可見，本文所采用的CFD計算方法和網格生成策略對增升裝置升力和力矩特性的捕捉是可信的，完全可用于增升裝置設計中。

(b) 俯仰力矩系數

2 全機各部件力矩特性影響分析

由于影響全機俯仰力矩特性的因素非常復雜，所以將全機分為七大部件(如圖3所示，各部件以顏色區分)：機身(包括機身與垂尾)、平尾、短艙(包括發動機短艙、掛架以及渦流片)、內翼段、中翼段、外翼段以及翼梢，分別分析以上各部件的力矩特性。計算工況為Ma=0.2，Re=1.9×107。Model A構型的全機和各部件縱向俯仰力矩曲線如圖4所示。

由圖4(b)可見，全機力矩曲線在迎角α1(比全機失速迎角小8°)時發生上拐，導致縱向靜安定度為負，使飛機著陸時的操縱難度增加，危險性上升，分解到各個部件的力矩曲線可見，機身、短艙對全機力矩曲線拐折的貢獻很小，可以忽略不計；內翼段和中翼段的力矩曲線下拐，其作用是使飛機低頭；而外翼段、平尾以及翼梢的力矩曲線在α1發生上拐，其作用是使飛機抬頭，其中以平尾的貢獻最大。

圖3 部件劃分Fig.3 Partition of each components

(a) Model A升力系數

(b) Model A俯仰力矩系數

(c) 機身俯仰力矩系數

(d) 內翼段力矩系數

(e) 中翼段力矩系數

(f) 短艙俯仰力矩系數

(g) 平尾力矩系數

(h) 外翼段力矩系數

(i) 翼梢力矩系數

圖4 modelA構型全機以及各部件氣動特性
Fig.4 Lift coefficient of entire aircraft and pitch moment coeffiecient of each components of configuration Model A

為了分析和改善Model A構型的縱向失速特性，本文主要針對以下問題進行研究：

1) 減小內翼段和中翼段的失速迎角和線性段迎角范圍，增大其對飛機低頭的貢獻；

2) 增加外翼段和翼梢處的線性段迎角范圍，從而減小其對飛機抬頭的貢獻；

3) 增加平尾的線性段迎角范圍，從而減小其對飛機抬頭的貢獻。

3 內中翼段的影響分析

在構型基本固定的情況下，影響內翼段和中翼段氣動性能的幾何細節主要包括縫翼犄角、短艙渦流片以及掛架與內縫翼之間的縫隙等，以下分別對其進行討論研究。

3.1 縫翼犄角影響研究

根據參考文獻[13-14]所述，縫翼犄角和翼根楔臺可以改善翼根處的流動，減小翼根處的分離區，提高內翼段的失速迎角。從而作出修型方案Model B如下：在Model A構型的基礎上，將主翼翼根前緣的一部分隨縫翼一起偏轉至著陸構型，而且偏轉之后的主翼前緣形狀需要認真修形處理，這部分不做詳細闡述。圖5(a)和圖5(b)分別為修形前后的主翼翼根前緣和縫翼翼根的對比。

圖6為Model A和Model B構型翼根處的空間流場，Model B構型中縫翼內端面誘導的空間渦明顯增強，并向上移動，而且翼根楔臺修形削弱了主翼翼根前緣臺階所誘導的空間渦，提高了內翼段的氣動性能。因此，如圖7所示，Model B構型的升力特性有所提高，但是該構型在α1時的上仰趨勢增強，進一步惡化了全機力矩特性。因此，需要根據實際情況進行選擇是否進行翼根修形。

(a) Model A

(b) Model B

3.2 掛架處幾何細節影響研究

由圖8(a)可見，構型Model A的掛架經過修形，使內縫翼在打開過程中與掛架之間的縫隙很小，可以有效地改善機翼中段的流場，從而提高全機升力特性。為了分析這種修形方法對力矩特性的影響，本文在Model A的基礎上將掛架重新修形，得到構型Model C，如圖8(b)所示。在失速迎角狀態時Model A和Model C構型中翼段的空間流場對比如圖9所示，Model C構型的流場中氣流從掛架和內縫翼之間的縫隙流至機翼上表面，這部分氣流能量較低、迎角較大，容易引發流動分離，而Model A構型的流場中短艙渦流片所誘導空間渦可以很好地抑制掛架拖出的低速尾跡，提高失速迎角。

(a) Model A

(b) Model B

(a) 升力系數

(b) 俯仰力矩系數

(a) Model A

(b) Model C

(a) Model A

(b) Model C

從圖10中全機升力和力矩曲線可見，掛架和縫翼之間的縫隙可以略微改善全機力矩特性，減小力矩上拐的幅度，但是會使失速迎角減小2°，最大升力系數下降超過0.1，所以該措施弊大于利。因此，在很多現役民用運輸機中，內縫翼和掛架之間是沒有縫隙的，Boeing系列飛機一般采用Krueger襟翼，而空客系列飛機一般采用掛架修形，并將這種形狀的掛架稱作“Beret Basque”[15]。

(a) 升力系數

(b) 俯仰力矩系數

4 翼梢影響研究

原始構型Model A中采用先進的鯊魚鰭式小翼，可以提高巡航狀態時的升阻比，但是翼梢小翼的力矩系數在α1時出現很強的上拐現象，由圖11的流場分析可知，在迎角α1狀態時，Model A構型的翼梢小翼上表面出現分離區，隨著迎角增加至α2時，整個翼梢上表面全部發生分離，翼梢處升力系數和低頭力矩明顯減小，而且兩側小翼分離的不對稱性也會使飛機產生很大的滾轉力矩。

由圖11可見，在迎角α1時出現分離的原因在于，Model A構型中氣流從外縫翼翼梢與主翼之間的縫隙流至翼梢上表面，該部分氣流能量較低，在翼梢后緣誘導出較大范圍的分離區，而翼梢前緣誘導的空間渦較弱且距分離區較遠，無法對分離區形成有效的抑制作用。因此可以通過將翼梢前緣渦向機翼內側移動并增加其強度的方法來改善翼梢的分離特性。

綜上所述，做出如下改進修形，在Model A構型的基礎上去掉小翼，并將翼梢處修形，得到Model D構型。Model D構型的翼梢前緣在迎角α1時誘導出很強的空間旋渦，對翼梢處的分離起到了很好的抑制作用(圖12)。這兩個構型全機升力和力矩曲線對比如圖13所示。當然這種改進會增大巡航時的誘導阻力，需要在巡航升阻比和低速失速特性之間進行權衡。

(a) Model A翼梢小翼

(b) 迎角α1時的流場

(c) 迎角α2時的流場

(a) Model D翼梢小翼

(b) 迎角α1時的流場

(a) 升力系數

(b) 俯仰力矩系數

5 平尾影響研究

由Model A構型各部件力矩曲線可知，平尾是導致全機力矩上拐的一個重要因素。

由圖14(b)可見，在迎角等于α1時，Model A構型平尾翼根附近(Standpoint A)的當地動壓發生劇烈變化，并且隨著迎角的增大，這種變化趨勢擴展到平尾外側流場，但是圖14(c)可見，各個截面處的當地迎角變化不大，所以平尾力矩曲線出現非線性現象的原因是其當地來流能量的降低。

(a) Model A平尾站位點

(b) 當地動壓

(c) 當地迎角

由于平尾的力臂很長(相對于力矩參考點)，所以一旦平尾出現分離或當地流場發生變化，全機縱向俯仰力矩就會受到很大的影響。在增升裝置打開至著陸構型時，內翼段在平尾當地流場誘導一個很強的下洗(各站位點處的下洗角大約為8°左右)，大大減小平尾的升力，降低全機的靜安定度；而且增升裝置打開后會產生很多的空間渦，雖然由于空氣的粘性作用，大部分空間渦耗散很快，對平尾當地流場影響較小，但是襟翼翼根端面誘導和內外襟翼之間的空間渦，如圖15所示，前者的渦核正好在α1時掃過平尾，由于渦核處的能量較低，所以平尾內翼段當地流場處(Standpoint A)的動壓大大減小，從而使平尾的升力和力矩曲線出現非線性現象。而且隨著迎角的增大，內外襟翼之間的空間渦也會掃過平尾，但是其對平尾當地流場影響較小(站位點D和E處當地迎角和動壓變化不大)。因此，在增升裝置設計中主要削弱襟翼翼根端面拖出的空間渦。

(a) 機翼尾跡對平尾的影響

(b) 襟翼翼根分離渦

(c) 內外襟翼連接處的分離渦

在Boeing757飛機，內襟翼翼根處安裝有襟翼的滑軌整流罩，可以在一定程度上起到小翼的作用，阻止襟翼下表面氣流流至上表面，從而抑制襟翼翼根渦[16]；而空客A320飛機中翼根整流包的形狀比較平坦，內襟翼在打開時與整流包之間的縫隙較小，并用橡膠堵死[17]，這同樣可以抑制襟翼的翼根渦。本文參照A320飛機修改整流包形狀的方法，形成Model E構型，如圖16所示。兩構型氣動特性對比如圖17所示，可見，Model E的失速迎角減小1°，最大升力系數基本保持不變，力矩上拐迎角增大4°左右。

(b) Model E整流包

(a) 升力系數

(b) 俯仰力矩系數

6 總 結

文章利用高精度CFD方法對民用運輸機失速特性開展研究，為了了解各部件對失速特性的影響，文章將飛機劃分為7個部件分別進行分析，結論如下：

1) 提高內翼段和中翼段氣動特性的方法主要是削弱翼根、掛架等誘導的空間渦對其的影響，但是與此同時勢必會增強全機的抬頭趨勢，因此為了改善全機失速特性，必須惡化內翼段和中翼段的氣動特性，但是這種措施往往不能從根本上解決問題，而且會導致全機升力特性的惡化，得不償失。

2) 翼梢處的設計準則總結為：巡航狀態時翼梢應能阻止下表面氣流上卷，抑制翼梢渦的發展；低速大迎角狀態時翼梢前緣應能誘導很強的空間渦，并使該渦靠近外縫翼翼梢和主翼臺階誘導的分離區，從而對分離區起到很好的抑制作用。

3) 平尾是全機縱向俯仰失速特性影響最大的一個部件，機翼的尾跡對平尾的當地來流影響很大，主要影響當地迎角和當地動壓，其中內襟翼翼根誘導的空間渦的影響最為顯著。本文采用修形整流包的方法，修形后構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

劉岳鋒*(1986-),男,湖南人, 工程師,研究方向:空氣動力學,飛行力學. E-mail:lyfcrazy@163.com

劉岳鋒, 段卓毅, 劉南, 等. 民用運輸機著陸構型縱向失速特性改善研究[J]. 空氣動力學學報, 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