大型飛機增升裝置氣動機構一體化設計軟件及其應用

戴佳驊 劉沛清 欒博語 李慶輝 夏 慧 張雅璇

(北京航空航天大學，北京 100191)

0 引言

增升裝置，對于提高大型飛機性能尤其是起降性能尤為重要，是飛機設計中的一項重要技術。為了提高飛機巡航馬赫數且不超出機場跑道的限制，增升裝置需要提供較高的額外升力系數，在起飛構型下還需要保證整機有足夠的升阻比，因此傳統增升裝置主要以滿足氣動性能為目標進行設計，其理論最早由A.M.O.Smith[1]整理并總結。

如今的增升裝置設計，在氣動性能要求不降的前提下，還需要考慮機構可實現性、結構可靠性、噪聲較低等多方面因素，將綜合性能最優視為最終目的[2-3]。以新一代遠程寬體客機波音787和A350XWB為例，其前緣增升裝置分別應用了密封縫翼和前緣下垂，后緣增升裝置均采用了鉸鏈襟翼[4-5]，同時利用擾流板來控制縫道以提供更好性能。這些新形式的增升裝置帶來了各方面優勢，但或多或少對氣動外形和氣動位置的設計提出了較大約束，極大提升了設計的難度。

傳統的設計方法一般采取先氣動后機構的串行設計流程，期間會經歷多次的反復迭代，使各設計目標不斷妥協。這會消耗大量時間和資源，因此，國內外增升裝置的設計逐漸采用并行的一體化設計。C.P.Van Dam[2]闡述了增升裝置氣動和機構的設計方法，指出了兩者結合設計的必要性。R.S.Pepper等人[6]將結構重量和制造成本作為約束引入氣動設計中。Daniel Reckzeh[7]和H.Strueber[8]以A380、A400M和A350XWB增升裝置的設計經驗為例，從多角度闡述了一體化的設計方法可能帶來的經濟、安全收益。

本文基于增升裝置氣動機構一體化設計理念，介紹了陸士嘉實驗室所開發的一款大型飛機增升裝置氣動機構一體化設計軟件。該軟件包括翼身組合體設計、巡航構型設計、起降構型設計和機構設計模塊，旨在降低增升裝置的設計難度，提升設計效率。

1 氣動機構一體化設計軟件

1.1 軟件功能概述

根據增升裝置氣動機構一體化設計流程，可分為翼身組合體設計、巡航構型設計、起降構型設計和機構設計四個步驟，其所包含的具體設計功能如圖1所示，對應的軟件主界面如圖2所示。

圖1 軟件功能結構

圖2 軟件主界面

軟件主要基于VB 6.0環境，結合Catia進行二次開發。其中機構設計部分又調用Qt Creator和C++環境來編寫。

1.2 翼身組合體設計模塊

該模塊用于生成機身、機翼以及相應整流罩，界面如圖3所示。用戶導入相應的機身或機翼截面，并在窗口中調整相應位置，軟件會自動調用Catia生成模型。其中生成機翼曲面時，考慮到常見商用客機內翼段和外翼段的尾緣后掠角相差較大，因此在kink處應設計圓滑過渡，以避免形成尖角。整流罩設計中，軟件定義了兩組四個變量，分別表示了流向位置、高度和外擴角，均在圖中說明了具體的含義。

圖3 翼身組合體設計界面

1.3 巡航構型設計模塊

1.3.1 前緣下垂

空客公司最早在其A380內段增升裝置上應用了前緣下垂設計。由于不存在縫道，提升了升阻比，降低了噪聲。同時前緣下垂沒有了縫翼的齒條，降低了結構重量并提升了可靠性。

前緣下垂的外形設計較為簡單，其軌跡為圓錐面，旋轉軸處于前緣下翼面附近。設計過程中主要是求解合適的旋轉軸線，形成銜接曲面。在軟件中，用兩個平面各四個參數來描述，具體含義在窗口中都有示意圖。用戶點擊“切割”后，Catia中會自動生成相應編號的前緣下垂曲面和銜接面，并標注出旋轉軸線。前緣下垂的設計界面如圖4所示?？紤]到不同飛機可能存在多塊前緣下垂，因此在界面正上方，由用戶輸入操縱面數量和當前開始設計的編號。

圖4 前緣下垂巡航構型設計界面

1.3.2 前緣縫翼

前緣縫翼是最為常見的前緣增升裝置，能有效提升失速迎角。主翼前緣外形一般為不規則曲面，因此先在二維平面內進行切割曲線設計。對于普通縫翼，切割曲線采用上下兩條與原翼型相切的NURBS曲線，其具有光滑度高、能局部修改的優點。波音公司在最新的787機型外側縫翼起飛位置設計上，將縫翼尾緣與主翼上表面相接觸，形成密封構型。該構型消除了縫翼尾緣脫落渦產生的駝峰噪聲，消弱了縫道高速氣流撞擊縫翼下表面產生的多重離散尖頻噪聲?？p翼運動軌跡為定軸旋轉，因此要實現從巡航位置到起飛位置縫翼尾緣一直搭在主翼上，該段主翼前緣曲面必須為圓錐面。切割曲線設計上，在NURBS上部再銜接一條圓弧線。兩種切割曲線對比如圖5所示。

(a)普通縫翼

切割曲線設計界面如圖6所示。左上角“基本參數”區域，用戶將設置縫翼上下表面相對干凈機翼弦長的長度，點“切剖面”后軟件自動識別縫翼位置。左下角“曲線形狀”區域，用戶通過調整各控制點的位置和曲線次數，來修改切割曲線的外形。用戶點“計算曲線”后，可在窗口正下方預覽當前曲線，右側按鍵還可放大/縮小以及平移曲線?；贜URBS曲線的性質，還可在右上方窗口中調整控制點的權重，進一步修改曲線。如果要求前緣縫翼在起飛卡位時能夠密封縫道，則需要在窗口右側輸入相應的轉軸。如果轉軸位置未知，可按不密封步驟設計，待后續找到合適轉軸后再返回該處設計密封縫翼。

圖6 前緣縫翼切割曲線設計界面

縫翼切割界面如圖7所示。每段縫翼由內外側兩個平面的切割曲線控制。軟件會根據用戶設置，自動生成主翼前緣面并修剪。

圖7 縫翼切割設計界面

1.3.3 后緣襟翼

后緣襟翼的切割方式和縫翼類似，也是采用兩條NURBS曲線來描述，控制點數量也相同。圖8為襟翼切割界面，其中包括了擾流板的切割。

圖8 后緣襟翼切割設計界面

1.4 起降構型設計模塊

在該功能中，將根據不同的運動方式，設計各增升裝置在起飛和著陸狀態的卡位。

1.4.1 前緣下垂

前緣下垂起降位置設計界面如圖9所示。其運動軌跡為定軸旋轉，且轉軸一般在靠近下翼面的位置，在外形設計中已經確定。只需再給定起飛和著陸的偏角，就能確定位置。

圖9 前緣下垂起降位置設計界面

1.4.2 前緣縫翼

前緣縫翼采用齒輪齒條機構驅動，要求定軸旋轉，只能滿足巡航起飛或巡航著陸兩個卡位，因此在軟件中提供了四種設計方式，如圖10所示。第一種為自定義轉軸的方式，即用戶提供確定轉軸和偏角。此外根據用戶關心的展向位置，可提供縫道參數以供參考。

圖10 縫翼自定義方式設計起降位置界面

第二種方式為按起飛構型設計，即主要關注縫翼的起飛性能，界面如圖10所示。對于起降位置設計，縫道寬度Gap和重疊量Overlap是兩個主要的設計參數，由用戶通過氣動設計的經驗給出?？p翼外形為復雜曲面，為求出滿足縫道參數的旋轉軸，軟件采用迭代的方式近似求解。迭代基于三個假設：

1)旋轉軸的外側軸點只影響外側縫道參數；

2)軸點的X坐標(流向)只影響縫道寬度Gap，Y坐標(高度方向)只影響重疊量Overlap；

3)線性假設，即縫道寬度改變量正比于X坐標改變量，縫道重疊量改變量正比于Y坐標改變量。

縫翼旋轉軸的位置一般位于其尾緣的正下方，因此根據當地弦長計算初始轉軸，設置合理的迭代次數與迭代精度，軟件會自動尋找滿足要求的縫翼位置。在窗口的最下方會顯示當前迭代步下的旋轉軸參數。此外給定著陸偏角，軟件能計算出在當前旋轉軸下，著陸位置的縫道參數。第三種方式為按著陸構型設計，其本質和第二種方式類似。

圖11 縫翼按起飛位置設計起降位置界面

第四種方式為起飛、著陸位置協調設計。該方法為平衡兩者的實際需求，界面如圖12所示。用戶給定起飛和著陸性能的需求權重，軟件計算出介于兩者中的旋轉軸，并提供兩個剖面的縫道參數以供參考。

圖12 縫翼按起飛著陸協調設計起降位置界面

1.4.3 后緣襟翼

目前寬體客機常采用的鉸鏈襟翼，運動軌跡也為定軸旋轉，前四種設計方式，與縫翼相似，但加入了擾流板偏轉的功能，按起飛構型設計界面如圖13所示。

圖13 襟翼按起飛位置設計起降位置界面

對于富勒襟翼，其可同時滿足巡航、起飛、著陸三個卡位的需求。其運動軌跡不再是定軸旋轉，因此起飛和著陸位置的旋轉軸可以不是同一根，且可有軸向位移。第五種方式即為此情況考慮，界面如圖14所示，軟件通過迭代依次求解滿足縫道參數的起飛、著陸位置。

圖14 襟翼按軸位移方式設計起降位置界面

1.5 機構設計模塊

1.5.1 剖面信息導出

以縫翼為例，如圖15所示，用戶輸入展向位置后，軟件會自動切割出相應的翼型，以供機構設計模塊使用。

圖15 縫翼機構剖面翼型導出

1.5.2 機構設計

在本文的機構求解中，增升裝置的起飛、巡航位置所對應的旋轉軸均已知，因此可通過有限螺旋矩陣進行計算，如式(1)所示。打開狀態下與增升裝置固聯的任意一點坐標(X2,Y2,Z2)可由其巡航位置(X1,Y1,Z1)用式(2)求得。機構設計通過桿件長度不變約束建立非線性方程組求解，采用牛頓迭代法計算。

(1)

[X2,Y2,Z2,1]T=[RH][X1,Y1,Z1,1]T

(2)

四套機構設計界面如圖16所示。其中前緣采用RSSR空間連桿設計，前緣縫翼為齒輪齒條機構[9]驅動。簡單鉸鏈襟翼為RSSR空間連桿[10]，復雜鉸鏈襟翼為RR4S-5RS[11]。在給定機構平面翼型和相應機構參數后，“計算結果”區域將會顯示求解結果。其中包括了機構各桿件的長度(對于縫翼來說則是齒圈高度)，以及機構點在巡航、起飛、著陸三位置的坐標。

(a)前緣下垂

2 設計實例

為驗證軟件功能完整運行，且對各式構型飛機均有通用性，本文選取三種飛機進行切割試驗，包括某上單平直翼構型通用飛機，某下單后掠翼構型商用飛機，以及某翼身組合體構型飛機，采用的增升裝置及其機構設計方案如表1所示。

表1 切割實例所用增升裝置構型及機構

其中通用飛機構型機翼平面形狀接近平直翼，采用前緣縫翼+尾緣簡單鉸鏈襟翼的組合進行設計；商用飛機為考慮起飛升阻比和噪聲需求，前緣內段為鉸鏈下垂，外側為密封縫翼。其機翼內段尾緣平直，采用簡單鉸鏈襟翼，而外段有較大后掠角，采用了復雜鉸鏈襟翼設計，內外段均設計了擾流板聯合下偏以控制縫道；翼身融合體構型前緣采用縫翼設計，尾緣中段為鉸鏈襟翼，內外側為復雜鉸鏈襟翼。

(a)某通用飛機切割實例

根據起降位置的設計進行機構設計。圖18展示了縫翼和襟翼的設計結果，經過運動仿真，在著陸位置誤差分別為0.182 mm和0.112 mm，基本滿足機構設計需求。

(a)前緣縫翼

3 結論

本文針對大型飛機增升裝置的快速設計目標，結合了氣動外形的設計需求和機構設計的約束，基于Catia、VB、Qt等環境開發了軟件。軟件包括的翼身組合體、巡航構型、起降構型、機構設計等模塊，能夠根據縫道參數經驗值和機構約束設計出合適的起飛、著陸卡位，并配以機構，實現了對任意飛機的增升裝置進行快速設計。突破了一般采取先氣動后機構的串行設計流程的傳統設計方法，避免了設計期間會經歷的多次反復迭代，節約了大量時間和資源，大大降低增升裝置的設計難度，提升了設計效率。經過多項不同飛機的實例驗證，功能運行正常，具有廣泛的通用性，實現了現代大型飛機先進增升裝置多目標綜合最優的設計目標。