輕中型公務機翼型設計特點選擇原則和設計方法研究

趙富榮 鐘浩浩

關鍵詞：公務機;翼型;設計特點;選擇原則;設計方法

0 ?引言

一款公務機是否能取得商業成功，巡航效率對此有非常重要的影響。因此，氣動性能優異的機翼往往是飛機氣動設計師追求的目標，而翼型設計是機翼設計中的重要部分，也是最基本的要素。本文主要通過機型數據、技術文獻和工程經驗對翼型的設計特點、選擇原則和設計方法進行了研究。

1 ?輕中型公務機翼型設計特點

通過Adam Aircraft A700，Aerostar FJ-100，Beechcraft Premier I，Cessna Citation Bravo，Cessna CJ1，Honda R&D HondaJet和VisionAire Vantage七個飛機的氣動特性可以總結出來的這些飛機機翼翼型的設計指標，對這些指標進行分析，可以看出這些翼型設計的兩個主要目標，一個是使翼梢站位翼型地最大升力系數在Ma=0.1，Re=3×106時至少達到1.55。這樣設計是當上下表面轉捩固定在前緣的時候最大升力系數不會陡降，且翼型應該具有緩和的失速特性;第二個設計目標是在升力系數從0.2（Ma=0.65，，基于翼根弦長、巡航狀態）到0.4（Ma=0.3，，基于翼根弦長、爬升狀態）的過程中都有低型阻系數。在翼根弦長、最大速度條件下（Cl=0.25，），阻力發散馬赫數要大于0.7。一個主要的約束就是翼型厚度要大于弦長的15%。

這里簡單分析Honda Jet自然層流翼型的設計特點。公務機越來越成為一種方便、高效、普遍的運輸工具，而小型公務機由于其高效性和經濟性變得更受歡迎。Honda Jet的設計目標是設計一款比同類公務機具有更大客艙容積、更低的燃油消耗率、更高巡航速度的輕型公務機。為了提高這類飛行器的氣動效率，有必要進行減阻設計。而自然層流翼型NLF airfoil 會成為一種合適的選擇。

NLF翼型發展已久，早在20世紀40年代，NASA發展了6系列層流翼型，然而，由于前緣污染導致的層流損失通常會使最大Cl大幅下降，這會進一步惡化起飛和著陸特性，而這一點對于公務機來說尤為關鍵，因為安全問題是首要問題。之后，NASA又設計出一些先進層流翼型比如NLF（1）-0215F和NLF（1）-0414F翼型族。而這類翼型雖然減阻明顯，但是低頭力矩較大且阻力發散馬赫數較低，這兩點當然也不適用于公務機翼型設計。

而一種適用于公務機設計的NLF翼型是NASA HSNLF（1）-0213翼型，此翼型有較高的阻力發散馬赫數、小的低頭力矩。然而在低雷諾數下最大Cl相對較低。而且，13%的厚度限制了機翼內攜帶燃油的體積。

為了最大限度提升公務機特性，15%厚度、自然層流翼型SHM-1用于滿足輕型公務機Honda Jet 的設計要求。此翼型有較高的阻力發散馬赫數，較小的低頭力矩，巡航狀態阻力較小。并且此翼型不僅有較高的最大Cl，而且失速緩和，對由前緣污染導致的最大Cl的損失不敏感。翼型的厚度保證了飛機無需增加機翼面積就能攜帶足夠的燃油，當然，這從另一方面也導致了阻力的增加。

此翼型最終設計的阻力發散馬赫數在定Cl=0.38下要高于0.7。如下圖翼型和其典型壓力分布可以看出，上翼面的順壓梯度長達42%c，之后是一個凹形壓力恢復，代表了在最大Cl、低頭力矩、阻力發散特性之間的妥協。下翼面的順壓梯度長達63%c，減阻效果明顯，之后是一個較陡的凹形壓力恢復。翼型前緣設計后使得在大攻角下轉捩位置靠近前緣，以此減小由于湍流導致的最大Cl的損失。而上翼面后緣被設計來產生一個陡峭的逆壓梯度以限制大攻角下分離從后緣向前移動從而在低速條件下產生了較高的最大Cl。

在對幾個翼型特征參數進行研究并結合文獻調研后，大致總結了低速高升力翼型升力系數隨特征參數的變化規律，例如以GAW-1作為基準翼型來進行參數影響分析會發現：在正迎角范圍內，隨著翼型前緣半徑減小，翼型升力系數減小，而前緣半徑增大時，翼型升力系數也增大;亦即隨著翼型前緣半徑增大，翼型的升力線斜率增大，反之，前緣半徑減小，升力線斜率也減小。翼型前緣半徑減小時，翼型的最大升力系數減小。翼型彎度位置向前移動，翼型各迎角下的升力系數減小，最大升力系數也減小;彎度位置向后移動時，翼型各迎角下的升力系數增大，最大升力系數也增大。彎度位置變化時，失速迎角不變。翼型厚度位置向前移動，翼型升力系數增大，厚度位置向后移動，升力系數減小;在大迎角時，翼型厚度位置向前或者向后移動，翼型升力系數均減小，而且最大升力系數和失速迎角也都減小，厚度位置向后移動時，最大升力系數比向前移動時更小。在各迎角狀態下，基準翼型后緣厚度減小時，翼型的升力系數和最大升力系數均減小;后緣厚度增大時，升力系數和最大升力系數增大;后緣厚度增大時，翼型的失速迎角不變?；鶞室硇秃缶壓穸葴p小時，升力線斜率減小，反之，后緣厚度增大，升力線斜率增大。

2 ?輕中型公務翼型選擇原則

結合一些同類型公務機翼型的設計指標，不難總結出，對于高亞音速輕中型公務機，一般選擇層流翼型或超臨界翼型作為初始翼型進行設計，考慮到機翼攜帶一定體積的燃油，需要保證翼型有一定的厚度。同時，翼型應該具有較小的低頭力矩，較高的最大升力系數，翼型失速緩和，對前緣污染不敏感，在巡航點應具有較小的阻力，以達到較高的巡航效率。

提高翼型升力系數和最大升力系數的有效手段：適當增加翼型彎度、適當增加翼型頭部半徑;適當前移最大彎度位置也可以提高翼型最大升力系數，最大彎度進一步靠后，最大升力系數降低，但可以得到較為和緩的失速特性[1][2]。

對于跨聲速飛機或者高亞音速飛機，一個突出的問題是如何使阻力發散馬赫數提高，使翼型在超臨界狀態下正常工作，超臨界翼型是最佳選擇。

翼型的選擇受飛機要完成的總任務的影響，例如飛行速度范圍限制了翼型參數的選擇。亞音速飛機可在相對厚度為10%～15%之間進行選擇。

由于平直翼和后掠翼根部流動特性的不同，對平直翼使用的翼型對后掠翼則不適用。大展弦比機翼，為了防止翼尖失速而造成飛機安全問題，在翼梢處應選擇最大升力系數更大的翼型。

除了氣動方面考慮外，還必須考慮減輕結構重量，并為燃油、主起落架、機械操縱系統和其他可能的組件提供足夠的內部空間。

在飛機整個使用范圍內，翼型必須具有良好的巡航性能，其中包括氣動效率M*L/D高，阻力發散馬赫數Mdd高，壓縮性阻力增量不得大于0.002等。具有足夠的抖振邊界。由所設計的翼型構成的機翼在其設計巡航馬赫數M3D和升力系數CL3D下飛行馬赫數達到M3D+0.02時也不出現抖振。后加載產生的低頭力矩控制在一定的范圍內，以降低配平阻力和尾翼載荷。高的最大升力系數，以簡化增升裝置的設計。

3 ?輕中型公務翼型設計方法

XFOIL是美國麻省理工大學Mark Drela博士開發的亞音速飛機翼型設計和分析程序。如下圖所示，XFOIL程序可以通過修改最大厚度/彎度、前緣半徑、后緣厚度、中弧線、外部輪廓等參數對翼型進行重新設計，也可以通過修改表面速度分布進行翼型的反設計工作。

目前對翼型進行反設計方法，主要是使用軟件XFOIL對設計工況下的壓力分布參照目標壓力分布進行直接修改。

在翼型氣動性能評估方面，XFOIL軟件可以通過附面層模擬技術處理粘性/無粘流動問題，粘性流動計算可以使用自由轉捩和固定轉捩模擬附面層轉捩位置，計算結果可以提供升阻力系數、翼面壓力分布、摩阻分布等主要參數，是低速翼型設計的常用工具。

通過反運算來修改翼型幾何和翼型表面壓力分布。優化設計中，我們使用該模塊不斷修改翼型的速度型，得到新翼型的壓力分布和氣動參數來進行進一步優化和設計。

目前工程經驗設計方法，主要針對翼型低速最大升力系數指標，使用軟件XFOIL對翼型幾何參數如最大厚度/彎度、前緣半徑、最大厚度/彎度位置、后加載、等參數進行修改，從而滿足低速指標。

4 ?結論

本文通過相關文獻的研究和輕中型公務機機型數據的分析，總結了此類飛機機翼翼型的設計特點和翼型選擇時遵循的基本原則，以此為約束和指，結合翼型設計軟件，形成此類翼型的設計方法。

參考文獻：

[1]飛機設計手冊 第5冊 民用飛機總體設計

[2]飛機設計手冊 第6冊 氣動設計