外吹式襟翼動(dòng)力增升效果評(píng)估方法

張聲偉， 王偉

中航工業(yè)第一飛機(jī)研究院， 西安 710089

外吹式襟翼動(dòng)力增升效果評(píng)估方法

張聲偉*， 王偉

中航工業(yè)第一飛機(jī)研究院， 西安 710089

外吹式動(dòng)力增升襟翼可以有效地縮短運(yùn)輸類飛機(jī)的起降距離，其增升效果評(píng)估方法是運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力增升設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文采用基準(zhǔn)氣動(dòng)力耦合速度修正方法，發(fā)展了一套適用于外吹式襟翼動(dòng)力增升效果快速評(píng)估的計(jì)算方法；該方法充分考慮了動(dòng)力增升飛機(jī)性能計(jì)算對(duì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的需求，解決了傳統(tǒng)推力系數(shù)法的小速度大推力系數(shù)求解限制問(wèn)題、無(wú)法準(zhǔn)確求解離地速度以及多速度點(diǎn)氣動(dòng)力求解引起的計(jì)算效率問(wèn)題。以某運(yùn)輸機(jī)為例，分析了其氣動(dòng)力及起飛性能，對(duì)其外吹式襟翼動(dòng)力增升效果進(jìn)行了評(píng)估，驗(yàn)證了方法的正確性。研究表明：通過(guò)優(yōu)化動(dòng)力增升襟翼偏轉(zhuǎn)角，起飛滑跑距離最大減小量可達(dá)到25%；過(guò)大的襟翼偏轉(zhuǎn)角將顯著地增加飛機(jī)阻力，不利于縮短起飛滑跑距離。研究工作對(duì)運(yùn)輸機(jī)的外吹式動(dòng)力增升襟翼設(shè)計(jì)，具有一定的工程指導(dǎo)價(jià)值。

外吹式襟翼； 動(dòng)力增升； 氣動(dòng)力計(jì)算； 性能收益評(píng)估； 襟翼構(gòu)型優(yōu)化

短距起降是現(xiàn)代軍用飛機(jī)設(shè)計(jì)追求的重要性能指標(biāo)之一。對(duì)于大中型運(yùn)輸機(jī)而言，短距起降與高速巡航是飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中一對(duì)難以兼容的性能指標(biāo)。美軍C-17運(yùn)輸機(jī)采用下蒙皮外吹式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)，有效協(xié)調(diào)了這一設(shè)計(jì)矛盾。C-17A運(yùn)輸機(jī)翼載荷高達(dá)751.7 kg/m2，巡航速度為0.77馬赫數(shù)，是飛行速度最快的一款現(xiàn)役大型軍用運(yùn)輸機(jī)。采用外吹式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)，高翼載并未使其起飛與著陸的場(chǎng)域性能惡化，反而相對(duì)于常規(guī)大型軍用運(yùn)輸機(jī)的起降性能有了明顯的改善。由此可見(jiàn)，動(dòng)力增升技術(shù)對(duì)于大中型軍用運(yùn)輸機(jī)性能提升具有重要意義。

國(guó)內(nèi)外關(guān)于動(dòng)力增升技術(shù)的研究主要集中在模擬動(dòng)力影響的風(fēng)洞試驗(yàn)[1-5]、考慮動(dòng)力影響的CFD數(shù)值仿真計(jì)算[6-12]與飛機(jī)氣動(dòng)布局對(duì)動(dòng)力增升效果的影響[13-14]3個(gè)方面，關(guān)于動(dòng)力增升效果評(píng)估技術(shù)的研究相對(duì)較少。動(dòng)力增升飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)在起降場(chǎng)域性能計(jì)算與評(píng)估方法上存在顯著差異，主要體現(xiàn)在氣動(dòng)力與起降場(chǎng)域性能計(jì)算方法兩個(gè)方面。動(dòng)力增升飛機(jī)的布局形式，使其氣動(dòng)力系數(shù)在起降階段受發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響很大，滑跑階段全機(jī)氣動(dòng)特性曲線隨推力系數(shù)CT變化顯著。動(dòng)力增升效果評(píng)估是短距起降運(yùn)輸機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)技術(shù)之一。

常規(guī)飛機(jī)起降性能計(jì)算僅需一套起降構(gòu)型的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，而動(dòng)力增升飛機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)隨速度的動(dòng)態(tài)變化特性使得用于起飛性能計(jì)算的關(guān)鍵參數(shù)：最大升力系數(shù)CLmax、抬前輪速度vR、離地速度vlof與安全速度v2均難以確定，性能積分運(yùn)算無(wú)法進(jìn)行。本文采用理論分析、風(fēng)洞試驗(yàn)、CFD數(shù)值仿真計(jì)算與算例飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證相結(jié)合的方法，對(duì)外吹式襟翼動(dòng)力增升飛機(jī)低速構(gòu)型的氣動(dòng)力與性能計(jì)算方法進(jìn)行了系統(tǒng)研究，建立了一套動(dòng)力增升飛機(jī)性能評(píng)估的方法與程序。以某型運(yùn)輸機(jī)為算例，計(jì)算并分析了由于動(dòng)力增升所產(chǎn)生的起飛性能收益，驗(yàn)證了方法的正確性；研究了不同襟翼偏角對(duì)起飛滑跑距離的影響,推重比與起飛重量對(duì)動(dòng)力增升運(yùn)輸機(jī)起飛場(chǎng)域性能的影響,為襟翼偏轉(zhuǎn)角優(yōu)化方法提供參考。

1 氣動(dòng)力計(jì)算

氣動(dòng)力數(shù)值模擬仿真計(jì)算與基于推力系數(shù)概念的工程計(jì)算[15-16]是當(dāng)前國(guó)際主流的動(dòng)力增升飛機(jī)氣動(dòng)力計(jì)算方法。推力系數(shù)法具有計(jì)算效率高、計(jì)算結(jié)果可信度好的優(yōu)點(diǎn)，因此更適用于快速評(píng)估動(dòng)力增升飛機(jī)的氣動(dòng)特性，但其也存在一定的缺陷，如使用限制問(wèn)題。在規(guī)定的推力系數(shù)范圍(0.48≤CT≤5.5)內(nèi)該方法計(jì)算較準(zhǔn)確，但在小速度大推力系數(shù)下無(wú)法使用，不能滿足飛機(jī)起降性能計(jì)算全速度區(qū)域積分運(yùn)算的需要。

針對(duì)傳統(tǒng)推力系數(shù)法存在的使用限制問(wèn)題，本文提出一套改進(jìn)的氣動(dòng)力計(jì)算方法，解決了傳統(tǒng)算法在小速度下氣動(dòng)力發(fā)散，多速度點(diǎn)氣動(dòng)力求解帶來(lái)的計(jì)算效率嚴(yán)重下降的問(wèn)題?；舅枷胧牵豪猛屏ο禂?shù)法計(jì)算某一速度(該速度位于可用范圍內(nèi))的氣動(dòng)力，以該套氣動(dòng)力作為基準(zhǔn)氣動(dòng)數(shù)據(jù)，利用不同速度點(diǎn)氣動(dòng)力之間的函數(shù)關(guān)系，通過(guò)修正方法得到其他速度點(diǎn)的氣動(dòng)力。

1.1 基準(zhǔn)氣動(dòng)力計(jì)算

動(dòng)力增升效應(yīng)產(chǎn)生的氣動(dòng)力增量由噴流直接力與襟翼繞流兩部分組成。

1) 噴流直接力產(chǎn)生的氣動(dòng)增量計(jì)算

(1)

式中：CLpush與CDpush分別為發(fā)動(dòng)機(jī)噴流打在襟翼上產(chǎn)生的升力系數(shù)增量與阻力系數(shù)增量，是機(jī)身迎角α、噴流偏轉(zhuǎn)角θJ、噴流機(jī)身軸線夾角θe與推進(jìn)效率因子ηJ的函數(shù)，θJ與發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置、機(jī)翼安裝角θwin、襟翼偏轉(zhuǎn)角θf(wàn)lap、當(dāng)?shù)貦C(jī)翼相對(duì)弦長(zhǎng)有關(guān)，推進(jìn)效率因子ηJ是噴流最大理論偏角與噴流中機(jī)翼浸濕面積的函數(shù)。飛機(jī)構(gòu)型確定后，噴流直接力產(chǎn)生的氣動(dòng)力只與發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力有關(guān)。

2) 襟翼繞流產(chǎn)生的氣動(dòng)增量計(jì)算

機(jī)翼下表面的發(fā)動(dòng)機(jī)高速噴流經(jīng)襟翼縫道，加速繞流到襟翼上表面，進(jìn)一步加大了襟翼上下表面的壓力差，由此產(chǎn)生的氣動(dòng)增量計(jì)算比較復(fù)雜。以升力系數(shù)計(jì)算為例，該部分升力系數(shù)增量由兩部分組成。其一是襟翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力系數(shù)CLbθ，另一部分來(lái)自于迎角變化產(chǎn)生的升力系數(shù)CLbα。該部分氣動(dòng)增量計(jì)算涉及到多個(gè)參數(shù)，為適應(yīng)本文計(jì)算方法，將計(jì)算公式分解成與推力系數(shù)相關(guān)與無(wú)關(guān)的兩類函數(shù)：

(2)

式(2)表明：襟翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力系數(shù)對(duì)推力系數(shù)比較敏感。與推力系數(shù)無(wú)關(guān)的函數(shù)fbθ與fbα只與飛機(jī)構(gòu)型參數(shù)有關(guān)，如：機(jī)翼展弦比AR、噴流軸線處襟翼放出機(jī)翼的相對(duì)弦長(zhǎng)C′、噴流對(duì)機(jī)翼展向影響因子φ、機(jī)翼后緣上表面的下傾角θf(wàn)。迎角變化產(chǎn)生的升力系數(shù)主要由飛機(jī)構(gòu)型決定，在小迎角狀態(tài)下，如起飛的滑跑階段，其產(chǎn)生的氣動(dòng)力較小。

氣動(dòng)力影響產(chǎn)生的阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)變化與升力系數(shù)變化機(jī)理相同，計(jì)算方法相似，具體計(jì)算公式可參見(jiàn)文獻(xiàn)[17]。

1.2 修正函數(shù)

推力系數(shù)法使用受限的原因是采用了推力系數(shù)的概念。當(dāng)速度趨于零時(shí)，其對(duì)應(yīng)的推力系數(shù)趨于無(wú)窮大。本文引入修正函數(shù)以描述不同速度氣動(dòng)力之間的函數(shù)關(guān)系。以升力增量計(jì)算為例, 根據(jù)1.1節(jié)關(guān)于升力系數(shù)增量計(jì)算的分析，可將升力系數(shù)增量分解成與推力系數(shù)相關(guān)與無(wú)關(guān)的兩部分,即分解成與速度相關(guān)與無(wú)關(guān)的兩部分：

ΔCL=CLaer+CLpush=CT(KLbθ+KLpush)+CLbα

(3)

式中：CLaer為襟翼繞流產(chǎn)生的升力系數(shù)。與速度相關(guān)的參數(shù)為：襟翼繞流產(chǎn)生的升力系數(shù)計(jì)算因子KLbθ與噴流直接力產(chǎn)生的升力系數(shù)計(jì)算因子KLpush。將升力系數(shù)增量計(jì)算公式轉(zhuǎn)化為升力增量ΔL計(jì)算，即

ΔL=T(KLbθ+KLpush)+qSCLbα

(4)

式中：T為推力；q為速壓；S為機(jī)翼參考面積。

由式(4)可知，當(dāng)飛機(jī)的構(gòu)型與迎角確定后，參數(shù)KLbθ、KLpush與CLbα為定值。將升力增量計(jì)算公式對(duì)速度求導(dǎo)可得

(5)

式中：v為速度；ρ為空氣密度。

當(dāng)速度由vi增加到vi+1時(shí)，全機(jī)的升力增量可表示為

(6)

式(6)表明：得到某一速度點(diǎn)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，則可計(jì)算出其相鄰速度點(diǎn)的氣動(dòng)力，依次類推即可得到所有速度點(diǎn)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力增量。如此即可解決傳統(tǒng)方法存在的計(jì)算速度盲區(qū)的問(wèn)題。

氣動(dòng)力的速度修正函數(shù)來(lái)自于發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)速度的微分函數(shù)。典型的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推力速度曲線一般均可擬合成速度的多次函數(shù)。通過(guò)對(duì)擬合函數(shù)的求導(dǎo)，用微分解析的方法計(jì)算其他速度點(diǎn)的氣動(dòng)力。若發(fā)動(dòng)機(jī)的推力速度曲線不規(guī)則，可通過(guò)輸入發(fā)動(dòng)機(jī)的推力速度數(shù)據(jù)，采用插值方法得到推力速度曲線在某速度點(diǎn)的曲率，以計(jì)算相鄰速度點(diǎn)的氣動(dòng)力。

2 起飛性能計(jì)算

動(dòng)力增升技術(shù)在提高飛機(jī)最大升力系數(shù)的同時(shí)，氣動(dòng)阻力也大大增加，升阻比下降。這種高升高阻的氣動(dòng)特性有利于實(shí)現(xiàn)短距著陸，但對(duì)于起飛則是既有利也有弊。如阻力過(guò)大，可能造成起飛距離增大，單發(fā)失效與復(fù)飛情況下的爬升能力無(wú)法滿足設(shè)計(jì)規(guī)范或適航條例的要求，影響飛行安全。需要對(duì)起飛構(gòu)型進(jìn)行優(yōu)化，以協(xié)調(diào)升力與阻力之間的矛盾，因此本文重點(diǎn)研究起飛構(gòu)型的性能計(jì)算。

2.1 起飛受力分析與性能積分計(jì)算

圖1 動(dòng)力增升飛機(jī)起飛過(guò)程受力示意圖Fig.1 Sketch of forces on powered high-lift aircraft in takeoff

吹氣襟翼式動(dòng)力增升飛機(jī)起飛過(guò)程受力情況見(jiàn)圖1。圖中Lpof與Dpof分別為算例飛機(jī)無(wú)動(dòng)力影響下的升力與阻力，Lpush與Dpush分別為發(fā)動(dòng)機(jī)噴流直接力產(chǎn)生的升力與阻力增量，Laer與Daer分別為噴流襟翼繞流產(chǎn)生的升力與阻力增量，F(xiàn)為飛機(jī)滑跑產(chǎn)生的摩擦力,N為地面支撐力,θ為飛機(jī)爬升航跡角，W為飛機(jī)重量。

相對(duì)于常規(guī)飛機(jī)，動(dòng)力增升飛機(jī)縱向與法向分別多出了兩項(xiàng)力：Dpush、Daer與Lpush、Laer，由發(fā)動(dòng)機(jī)噴流直接力與襟翼繞流作用產(chǎn)生。根據(jù)受力分析與氣動(dòng)力增量計(jì)算公式，得出地面滑跑、抬前輪至離地與離地爬升到安全高度3個(gè)起飛階段的積分表達(dá)式為

(7)

式中：μ為滾動(dòng)摩擦系數(shù)；發(fā)動(dòng)機(jī)噴流變化修正系數(shù)E為發(fā)動(dòng)機(jī)推力T與來(lái)流速度v的函數(shù)。

2.2 性能計(jì)算存在的問(wèn)題與解決方法

國(guó)外關(guān)于動(dòng)力增升飛機(jī)性能計(jì)算方法公開(kāi)發(fā)表的研究論文不多，主要內(nèi)容見(jiàn)文獻(xiàn)[18-19]，這些方法在工程應(yīng)用中存在以下問(wèn)題需要解決：

1) 離地速度的計(jì)算

動(dòng)力增升技術(shù)通過(guò)減小離地速度，以縮短起飛距離。準(zhǔn)確的離地速度是準(zhǔn)確計(jì)算起飛性能的保障。動(dòng)力增升飛機(jī)最大升力系數(shù)隨速度變化顯著，因此離地速度無(wú)法按常規(guī)方法計(jì)算。

由于升力隨速度非線性增大，以較大的速度作為初始計(jì)算速度vcp，采用二分法或切線法，通過(guò)循環(huán)迭代逐步減小計(jì)算速度，數(shù)值求解可用的離地速度。計(jì)算表明：用無(wú)動(dòng)力狀態(tài)的最大升力系數(shù)計(jì)算的離地速度作為初始計(jì)算速度，計(jì)算收斂的速度較快。數(shù)值求解的收斂條件為：以離地速度計(jì)算得到的升力等于飛機(jī)起飛離地時(shí)的重力，并且將計(jì)算速度與離地速度差值的相對(duì)量控制在1%以內(nèi)。收斂條件的意義是：使解算得到的離地速度與計(jì)算速度所對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)保持一致，保證以離地速度計(jì)算的升力Llof等于飛機(jī)離地瞬間的重力Wlof，同時(shí)還要防止計(jì)算速度偏大，導(dǎo)致離地速度與起飛距離的計(jì)算值偏大。

根據(jù)設(shè)計(jì)規(guī)范中抬前輪速度、安全速度與離地速度的相對(duì)關(guān)系，可得到vR與v2的值。

2) 性能計(jì)算中氣動(dòng)數(shù)據(jù)的使用

動(dòng)力增升飛機(jī)性能計(jì)算的基本方法與常規(guī)飛機(jī)無(wú)異，只是在氣動(dòng)數(shù)據(jù)的使用上存在顯著差異。性能計(jì)算與氣動(dòng)計(jì)算聯(lián)系更緊密，也更復(fù)雜。由于存在多個(gè)推力系數(shù)對(duì)應(yīng)的多套氣動(dòng)數(shù)據(jù)，性能計(jì)算中氣動(dòng)數(shù)據(jù)使用不便，計(jì)算效率很低。通過(guò)采用基準(zhǔn)氣動(dòng)力耦合速度修正的方法，使起降性能計(jì)算只需一套基準(zhǔn)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)與一個(gè)修正函數(shù)，有效地提高了性能計(jì)算效率。將氣動(dòng)計(jì)算分解成多個(gè)模塊，并將其嵌入在性能計(jì)算相應(yīng)的位置，起飛性能計(jì)算流程見(jiàn)圖2，Wto為起飛質(zhì)量。

圖2 動(dòng)力增升飛機(jī)起飛性能計(jì)算流程 Fig.2 Compute process for takeoff performance of powered high-lift aircraft

根據(jù)圖2所示的離地速度計(jì)算流程可得到準(zhǔn)確可用的離地速度，并以該速度點(diǎn)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)作為基準(zhǔn)數(shù)據(jù)。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力速度曲線數(shù)據(jù)，采用解析或插值方法得到推力對(duì)速度的微分函數(shù)或曲線斜率插值，依次計(jì)算相鄰速度點(diǎn)的氣動(dòng)力，直到完成性能計(jì)算所覆蓋的速度區(qū)域。最終通過(guò)性能計(jì)算程序完成飛機(jī)起飛性能的計(jì)算。圖2所示的計(jì)算流程由兩部分組成：氣動(dòng)計(jì)算模塊提供了抬前輪速度、離地速度、安全速度與氣動(dòng)力計(jì)算所需的基準(zhǔn)數(shù)據(jù)；性能計(jì)算模塊使用本文性能計(jì)算積分公式與計(jì)算方法完成起飛場(chǎng)域性能的計(jì)算。

3 算例分析與驗(yàn)證

算例飛機(jī)采用下蒙皮吹風(fēng)式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)。機(jī)翼面積為353 m2,翼展為50.29 m，展弦比為7.2，機(jī)翼1/4弦線后掠角為25°，梢根比為0.22。起飛構(gòu)型：前緣縫翼偏角為15°，襟翼偏角為25°。內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)展向安裝位置為32.2%的半展長(zhǎng)，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)展向安裝位置為58%的半展長(zhǎng)。

飛機(jī)機(jī)翼下吊掛4臺(tái)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，每臺(tái)推力185.5 kN。發(fā)動(dòng)機(jī)推力軸線相對(duì)于當(dāng)?shù)貦C(jī)翼弦線的偏角為-5°。發(fā)動(dòng)機(jī)噴口距機(jī)翼前緣1.6 m，與機(jī)翼前緣垂直距離為0.9 m。算例飛機(jī)構(gòu)型數(shù)據(jù)來(lái)源于文獻(xiàn)[20]，發(fā)動(dòng)機(jī)起飛狀態(tài)的推力速度曲線數(shù)據(jù)參考了推力為189.5 kN的 RB211-535E4-Bs大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

3.1 氣動(dòng)力與起飛性能計(jì)算

當(dāng)無(wú)法得到飛機(jī)的真實(shí)氣動(dòng)數(shù)據(jù)時(shí)，通過(guò)性能計(jì)算來(lái)間接驗(yàn)證氣動(dòng)力計(jì)算值的準(zhǔn)確性是飛機(jī)設(shè)計(jì)常用的方法。起飛場(chǎng)域性能計(jì)算條件包括：標(biāo)準(zhǔn)大氣，無(wú)風(fēng)，機(jī)場(chǎng)高度為0 m，起飛質(zhì)量為265.35 t。算例飛機(jī)無(wú)動(dòng)力狀態(tài)起飛構(gòu)型最大升力系數(shù)計(jì)算值為2.15，離地速度為86 m/s。以此速度作為初始計(jì)算速度，經(jīng)過(guò)6次循環(huán)迭代，得到可用的離地速度。收斂時(shí)的計(jì)算速度與所得離地速度相對(duì)差量為0.5%，相關(guān)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。

離地速度對(duì)應(yīng)的主要參數(shù)：推力系數(shù)為0.523，推進(jìn)效率因子為0.886，噴流偏轉(zhuǎn)角為15.3°，翼型后緣動(dòng)量系數(shù)為0.71，該速度離地迎角為8.1°，氣動(dòng)力產(chǎn)生的氣動(dòng)增量數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。

海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境下，算例飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力速度擬合函數(shù)為

T=0.000 25v2-0.29v+185.5

(8)

推力的速度微分函數(shù)為

(9)

全機(jī)升力增量對(duì)速度的微分函數(shù)為

0.001 3v-0.776 8

(10)

由此可計(jì)算得到性能計(jì)算速度區(qū)域內(nèi)的升力，阻力計(jì)算與升力計(jì)算方法相同。

表1 收斂速度對(duì)應(yīng)的相關(guān)數(shù)據(jù)

表2離地速度下氣動(dòng)力產(chǎn)生的氣動(dòng)力增量

Table2Aerodynamicforceincrementofpoweredhigh-liftataircrafttakeoffspeed

Lpush/kNLaer/kNDpush/kNDaer/kN290．9251．6121．352．6

圖3 推力與法向力隨速度變化Fig.3 Thrust and vertical force vs velocity

圖4 推力與縱向力隨速度變化Fig.4 Thrust and longitudinal force vs velocity

離地速度計(jì)算收斂時(shí)，算例飛機(jī)起飛失速速度為67.5 m/s，抬前輪速度為70.85 m/s，安全高度速度為81 m/s。根據(jù)性能積分計(jì)算式(7)，得到算例飛機(jī)起飛階段的各項(xiàng)數(shù)據(jù)：滑跑距離為1 850.6 m,起飛距離為2 296.7 m，文獻(xiàn)[20]給出的起飛距離為2 360 m,計(jì)算誤差小于3%。圖3 與圖4為算例飛機(jī)起飛過(guò)程中各項(xiàng)力計(jì)算值隨速度的變化曲線。圖中曲線表明：氣動(dòng)力影響產(chǎn)生的氣動(dòng)力增量隨速度連續(xù)平緩變化，這與氣動(dòng)力系數(shù)隨推力系數(shù)或速度的變化曲線完全不同。風(fēng)洞試驗(yàn)表明：隨著推力系數(shù)的增大，最大升力系數(shù)可達(dá)到9,甚至更高。大推力系數(shù)對(duì)應(yīng)的小速壓乘以升力系數(shù)所得升力的變化量遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于升力系數(shù)的變化量。動(dòng)力增升飛機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)曲線會(huì)給人造成一種錯(cuò)覺(jué)，因此僅通過(guò)升力系數(shù)無(wú)法準(zhǔn)確評(píng)價(jià)動(dòng)力增升的效果。

用于研究動(dòng)力增升運(yùn)輸機(jī)氣動(dòng)特性的模擬動(dòng)力影響的風(fēng)洞試驗(yàn)、氣動(dòng)力CFD數(shù)值模擬計(jì)算與工程估算表明：CFD計(jì)算數(shù)據(jù)在升力與力矩方面與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)在某些狀態(tài)點(diǎn)上吻合得較好，有些點(diǎn)則比較差，阻力計(jì)算值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)差別較大。工程估算方法計(jì)算的阻力更接近于試驗(yàn)數(shù)據(jù)，升力與力矩計(jì)算數(shù)據(jù)較CFD計(jì)算數(shù)據(jù)精度差些，但計(jì)算數(shù)據(jù)比較穩(wěn)定，在各狀態(tài)下計(jì)算誤差相差不大，計(jì)算效率明顯比CFD高。

3.2 算例飛機(jī)氣動(dòng)特性分析

增升效果評(píng)估需要從氣動(dòng)與性能2個(gè)方面進(jìn)行評(píng)估。本文計(jì)算了算例飛機(jī)無(wú)動(dòng)力影響與不同推力系數(shù)下的氣動(dòng)力。表3為不同速度下飛機(jī)起飛過(guò)程中的主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)計(jì)算數(shù)據(jù),CD α0為零迎角阻力系數(shù)，Kα0為零迎角升阻比。圖5與圖6顯示出不同推力系數(shù)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

當(dāng)推力、機(jī)翼面積與大氣密度確定后，推力系數(shù)僅取決于來(lái)流速度。表3數(shù)據(jù)表明速度對(duì)最大升力系數(shù)影響非常大，25 m/s速度對(duì)應(yīng)的最大升力系數(shù)是80 m/s速度的2.26倍，是無(wú)動(dòng)力影響最大升力系數(shù)的2.8倍。25 m/s速度對(duì)應(yīng)的零迎角升阻比比80 m/s速度下降了94.6%。圖7與圖8曲線表明最大升力系數(shù)與零迎角升阻比隨速度呈非線性變化，且變化梯度很大。

表3 主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)計(jì)算值Table 3 Main aerodynamic parameters calculation data

圖5 動(dòng)力對(duì)升力曲線的影響Fig.5 Lift curves under powered high-lift effects

圖6 動(dòng)力對(duì)極曲線的影響Fig.6 Polar curves under powered high-lift effects

表4為算例飛機(jī)0° 迎角，0.84推力系數(shù)下動(dòng)力對(duì)氣動(dòng)系數(shù)的影響量，表5將氣動(dòng)增量進(jìn)行了分解。表4中:ΔCL與ΔCD分別為升力與阻力系數(shù)的增量。計(jì)算表明：動(dòng)力影響使飛機(jī)升力系數(shù)增加了76.9%，阻力系數(shù)增大了170.9%。阻力系數(shù)的增量明顯高于升力系數(shù)，升阻比減小了35.2%。性能計(jì)算表明：盡管動(dòng)力影響會(huì)使升阻比下降，但如果將阻力增量控制在一定范圍內(nèi)，使升力增量產(chǎn)生的性能收益大于升阻比下降帶來(lái)的性能損失,仍然可以達(dá)到縮短起飛距離的目的。螺旋槳飛機(jī)出色的起降場(chǎng)域性能也可說(shuō)明這一問(wèn)題。

表5數(shù)據(jù)表明:升力系數(shù)增量中的40.9%來(lái)自于噴流直接力，而直接力產(chǎn)生的阻力系數(shù)增量高達(dá)83.7%。由此可見(jiàn)，減小噴流直接力所占比重，有利于提高動(dòng)力影響帶來(lái)的氣動(dòng)效益。直接力產(chǎn)生的阻力系數(shù)是推進(jìn)效率因子的函數(shù)，而襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)推進(jìn)效率因子的影響顯著。通過(guò)優(yōu)化起飛構(gòu)型的襟翼偏轉(zhuǎn)角，可有效提高動(dòng)力增升效果。

圖7 最大升力系數(shù)隨速度變化曲線Fig.7 Max lift coefficient curve vs velocity

圖8 零迎角升阻比隨速度變化曲線 Fig.8 Lift-drag-ratio of 0° angle of attack curve vsvelocity

Table4Aerodynamicforceduetopower(CT=0.84,α=0°)

ΔCLΔCLincrement/%ΔCDΔCDincre?ment/%0．4876．90．1342170．9

表5氣動(dòng)力系數(shù)增量分解(CT=0.84,α=0°)

Table5Decomposeofaerodynamiccoefficientsincrement(CT=0.84,α=0°)

CLaerCLpushCDaerCDpush0．28820．18910．02180．1123

動(dòng)力增升所產(chǎn)生的氣動(dòng)特性變化與飛機(jī)的構(gòu)型密切相關(guān)。主要構(gòu)型參數(shù)包括：發(fā)動(dòng)機(jī)展向安裝位置、推力線安裝角度、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的下沉量與前伸量、飛機(jī)前后緣襟翼形式及其偏角。這些參數(shù)直接影響噴流展向干擾因子、襟翼浸濕因子、發(fā)動(dòng)機(jī)推力效率因子與動(dòng)力產(chǎn)生的氣動(dòng)力系數(shù)各分量所占比列。通過(guò)調(diào)整這些敏感構(gòu)型參數(shù)，可以優(yōu)化飛機(jī)起飛構(gòu)型。

3.3 起飛場(chǎng)域性能評(píng)估

使用本文方法計(jì)算算例飛機(jī)在同一襟翼偏角的起飛滑跑距離Lrun，并與不考慮動(dòng)力影響計(jì)算所得起飛滑跑距離進(jìn)行對(duì)比，用于評(píng)估動(dòng)力增升技術(shù)對(duì)起飛性能的影響。圖9與表6反映出外吹式襟翼動(dòng)力增升飛機(jī)不同推重比T/W與不同起飛重量計(jì)算所得的起飛場(chǎng)域性能數(shù)據(jù)。

表6數(shù)據(jù)表明：動(dòng)力增升技術(shù)對(duì)起飛滑跑距離性能收益ΔLrun隨起飛重量Wto與推重比非線性增大。當(dāng)推重比為0.48時(shí)，算例飛機(jī)的起飛滑跑距離最大減小量可達(dá)到25%。

圖9 起飛性能收益隨推重比的變化曲線Fig.9 Takeoff performance curves vs thrust-weight ratio

表6 起飛重量對(duì)起飛滑跑距離的影響量Table 6 Takeoff running distance vs takeoff weight

3.4 起飛構(gòu)型評(píng)估優(yōu)化

動(dòng)力增升技術(shù)所帶來(lái)的氣動(dòng)效益和性能收益與飛機(jī)構(gòu)型密切相關(guān)。通過(guò)調(diào)整襟翼偏轉(zhuǎn)角，計(jì)算飛機(jī)不同襟翼偏轉(zhuǎn)角構(gòu)型的氣動(dòng)力與起飛場(chǎng)域性能，用以評(píng)估對(duì)象飛機(jī)起飛構(gòu)型的優(yōu)劣。表7給出飛機(jī)4款起飛構(gòu)型的起飛性能計(jì)算結(jié)果，表中θf(wàn)lap為襟翼后緣上表面的下傾角。

表7數(shù)據(jù)表明：襟翼下偏25° 時(shí)，對(duì)象飛機(jī)起飛距離Lto最小。高速大型運(yùn)輸機(jī)起飛構(gòu)型襟翼偏轉(zhuǎn)角一般在30° 左右。動(dòng)力增升飛機(jī)起飛構(gòu)型襟翼偏轉(zhuǎn)角小于常規(guī)飛機(jī)，因?yàn)樵龃蠼笠砥D(zhuǎn)角，動(dòng)力影響產(chǎn)生的阻力迅速增大，飛機(jī)的升阻比顯著減小，不利于縮短起飛滑跑距離。

表7多構(gòu)型起飛性能計(jì)算數(shù)據(jù)

Table7Takeoffperformancecalculationdataofmulti-configuration

θf(wàn)lap/(°)Lrun/mLto/mvlof/(m·s-1)CLmax201972241583．22．31251851229777．62．65302002245274．42．88352115253368．63．39

4 結(jié) 論

1) 外吹式襟翼動(dòng)力增升評(píng)估方法充分考慮了動(dòng)力增升飛機(jī)的性能計(jì)算對(duì)氣動(dòng)力的需求，解決了傳統(tǒng)推力系數(shù)法的使用限制問(wèn)題。

2) 離地速度計(jì)算方法與性能計(jì)算中氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的使用方法，解決了工程應(yīng)用中存在的問(wèn)題，有效地提高了計(jì)算效率。

3) 優(yōu)化運(yùn)輸機(jī)的動(dòng)力增升襟翼偏轉(zhuǎn)角，可有效地縮短起飛滑跑距離，改善起飛性能。

4) 增大推重比會(huì)使動(dòng)力增升效應(yīng)所獲得的性能收益增大。對(duì)于前線機(jī)場(chǎng)或高原機(jī)場(chǎng)，可通過(guò)減小起飛重量，增加性能收益來(lái)滿足起飛場(chǎng)域需求。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

Method for evaluating powered high-lift effects ofexternally blown flap

ZHANGShengwei*,WANGWei

TheFirstAircraftInstituteofAVIC,Xi’an710089,China

Externally blown flaps are usually adopted to shorten the takeoff and land distance of transport aircrafts, and the method for evaluating the powered high-lift effect of the externally blown flap is one of the most important techniques in the design of transport aircrafts. A method for rapidly evaluating the powered high-lift effect of the externally blown flap is developed by coupling basic aerodynamics with the velocity correction technique. The proposed method takes into consideration the requirements for aerodynamic data in the performance computation of powered high-lift aircrafts, and can overcome disadvantages of classical trust coefficient method, such as low speed, limits of large thrust coefficient computation, low precision in solving unstick speed, and inefficiency of solving the problem of aerodynamic loading at multi-velocity point. The aerodynamic and takeoff performance of a transport aircraft are analyzed and the powered high-lift effects of the externally blown flaps are evaluated to validate the proposed method. The results show that the takeoff running distance can be shortened by 25% by deflecting the flaps rationally. However, with too large deflection angle of powered high-lift flaps, the aircraft drag will increase dramatically to go against shortening the takeoff running distance. The research results would provide some guidance for the design of externally blown flaps.

externally blown flap; powered high-lift; aerodynamics computation; performance earning evaluation; flap configuration optimization

2016-08-19；Revised2016-09-14；Accepted2016-10-10；Publishedonline2016-10-241051

2016-08-19；退修日期2016-09-14；錄用日期2016-10-10； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-10-241051

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161024.1051.004.html

*

.E-mail13325381298@163.com

張聲偉， 王偉． 外吹式襟翼動(dòng)力增升效果評(píng)估方法J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(6):220689.ZHANGSW,WANGW.Methodforevaluatingpoweredhigh-lifteffectsofexternallyblownflapJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):220689.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0272

V211.12； V22.11

A

1000-6893(2017)06-220689-09

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161024.1051.004.html

*Correspondingauthor.E-mail13325381298@163.com