大型客機兩段翼型著陸滑跑氣動性能數(shù)值研究

王文虎 劉沛清 / WANG Wenhu LIU Peiqing

(北京航空航天大學，北京 100191)

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大型客機兩段翼型著陸滑跑氣動性能數(shù)值研究

王文虎 劉沛清 / WANG Wenhu LIU Peiqing

(北京航空航天大學，北京 100191)

采用非定常數(shù)值模擬方法對包含前緣下垂、后緣鉸鏈襟翼和上偏擾流板的兩段翼型在著陸滑跑時的氣動性能進行了研究。計算結果表明：①擾流板大角度上偏產(chǎn)生了明顯的增阻效果，兩段翼型的阻力系數(shù)在0.33以上，遠大于一般的多段翼型(30P30N三段翼型不超過0.05)；②兩段翼型的總升力系數(shù)始終為負值，其中前緣下垂、主翼和擾流板均提供負升力，而鉸鏈襟翼提供正升力；③在兩段翼型的鉸鏈襟翼上翼面有一對脫體渦，會隨著升力/阻力系數(shù)的周期性變化而擴張、收縮、消亡和再生，并隨著來流向下游移動。

著陸滑跑；前緣下垂；鉸鏈襟翼；上偏擾流板；數(shù)值模擬

0 引言

大型客機著陸過程中，一旦飛機安全落地，會立即使擾流板大角度上偏，以達到增大阻力和減小升力的效果[1-2]。擾流板大角度上偏不但增加了氣動阻力，也使整個機翼由正升力變?yōu)樨撋?，進而增加了機輪的地面摩擦阻力。氣動阻力和地面摩擦阻力的共同作用，再加上發(fā)動機反推力裝置的配合，使得著陸滑跑距離顯著縮短。

目前，對擾流板上偏氣動性能的數(shù)值研究主要集中在單段翼型和機翼上。Kim和Rho[3]研究了單段翼型擾流板靜態(tài)上偏和在上偏位置附近周期性震蕩時的氣動性能和流場結構。Choi等[4-5]則研究了單段翼型擾流板快速上偏時的非定常升力效應以及相應的流場變化。孫靜等[6]對帶有上偏擾流板的RA16SC超臨界翼型進行了非定常數(shù)值模擬，并分析了流動結構。Gand[7]使用ZDES方法對帶有上偏擾流板的巡航翼身組合體進行了數(shù)值模擬，并細致分析了三維非定常流場結構。上述研究對象均是單段的巡航翼型和機翼，然而實際大型客機在著陸滑跑時不但擾流板上偏，而且前后緣增升裝置也處于打開狀態(tài)。對于這類帶有上偏擾流板的高升力構型氣動性能的數(shù)值研究很少。

大型客機的增升裝置經(jīng)過幾十年的發(fā)展，從早期追求極致的高升力氣動性能，到后期追求兼顧氣動性能與機構復雜度，再到今天進一步要求低氣動噪聲，前后緣增升裝置的形式也在不斷優(yōu)化改進。最新型的空客A350XWB大型客機采用了如圖1所示的增升裝置設計方案：內(nèi)段機翼前緣增升裝置為前緣下垂，外段機翼前緣增升裝置為前緣縫翼，內(nèi)段機翼和外段機翼的后緣增升裝置均為“先進鉸鏈襟翼”。在這三種增升裝置中，前緣縫翼是傳統(tǒng)大型客機常用的成熟設計方案，前緣下垂則是空客公司為提升起飛升阻比和降低氣動噪聲而研制的新型裝置[8]，如圖2所示。而“先進鉸鏈襟翼”實際上是耦合了擾流板主動控制的鉸鏈襟翼[9]，其擾流板在高升力狀態(tài)時配合鉸鏈襟翼下偏，如圖3所示，而在著陸滑跑時則大角度上偏，如圖4所示。由于空客公司嚴格的技術保密，外界難以對前緣下垂和先進鉸鏈襟翼構型的高升力氣動性能進行深入了解，而對此類構型在著陸滑跑時的氣動性能更是知之甚少。

圖1 空客A350XWB增升裝置

圖2 前緣下垂示意圖

圖3 高升力狀態(tài)的先進鉸鏈襟翼

圖4 著陸滑跑時的先進鉸鏈襟翼

本文對類似于A350XWB內(nèi)段機翼剖面的兩段翼型(包含前緣下垂、后緣鉸鏈襟翼和大角度上偏的擾流板)在著陸滑跑時的氣動性能進行了非定常數(shù)值模擬，并系統(tǒng)分析了翼面壓力分布和流場渦系結構的周期性變化規(guī)律。

1 數(shù)值方法與驗證

為確保對帶有上偏擾流板的兩段翼型進行數(shù)值模擬的可靠性，本文選擇GA(W)-2兩段翼型[10]進行數(shù)值驗證。GA(W)-2兩段翼型收起后的弦長為c=0.61m，其后緣襟翼弦長為0.25c，擾流板弦長為0.1c。后緣襟翼和擾流板有多種偏角組合，此處選擇后緣襟翼下偏角為30°、擾流板上偏角為60°的構型，如圖5所示。

圖5 GA(W)-2兩段翼型外形

本文采用ANSYS FLUENT 14.0中的RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)求解器進行非定常數(shù)值模擬，湍流模型采用S-A (Spalart-Allmaras)模型。來流馬赫數(shù)為0.13，基于收起弦長的雷諾數(shù)為2.2×106，時間步長為0.000 7s。網(wǎng)格劃分采用二維結構網(wǎng)格，如圖6所示。網(wǎng)格總數(shù)為11萬，壁面第一層網(wǎng)格高度為1.6×10-6c。

圖6 GA(W)-2兩段翼型結構網(wǎng)格

圖7比較了GA(W)-2兩段翼型在-4°、0°和4°三個迎角下風洞試驗和數(shù)值模擬的時均升力系數(shù)及時均阻力系數(shù)?？梢钥闯鰰r均升力系數(shù)的數(shù)值模擬結果與風洞試驗結果非常接近，而時均阻力系數(shù)的數(shù)值模擬結果相對風洞試驗結果偏大但其變化趨勢是一致的。因此，本文將采用上述數(shù)值模擬方法以及相應的結構網(wǎng)格劃分標準來進行著陸滑跑兩段翼型氣動性能的研究。

圖7 GA(W)-2兩段翼型時均升力/阻力系數(shù)對比

2 著陸滑跑兩段翼型外形設計

本文選擇SC(2)-0410超臨界翼型[11]作為著陸滑跑兩段翼型的收起構型，如圖8所示。超臨界翼型弦長設為c*。

圖8 SC(2)-0410超臨界翼型外形

如圖9所示，前緣下垂轉軸(圖中黑點處)位于超臨界翼型下翼面，距離前緣點0.125c*。將弦長為0.125c*的超臨界翼型前緣繞此轉軸剛性下偏30°，再將上翼面的缺口用圓弧滑軌填補就得到了完整的前緣下垂外形。

圖9 前緣下垂外形設計

后緣鉸鏈襟翼以GA(W)-2兩段翼型的25%弦長襟翼翼型為基礎，在保持襟翼弦長為0.25c*的前提下，修改襟翼頭部外形以適應超臨界翼型的輪廓。擾流板的弦長為0.125c*，其轉軸位于超臨界翼型上翼面，距離前緣點0.69c*。收起狀態(tài)的襟翼和擾流板如圖10所示。

圖10 后緣鉸鏈襟翼和擾流板外形設計

如圖11所示，鉸鏈襟翼轉軸(圖中黑點處)位于超臨界翼型弦線下方0.084c*處，距離前緣點0.764c*。將鉸鏈襟翼繞其轉軸下偏30°，再將擾流板繞其轉軸上偏60°，便得到了著陸滑跑兩段翼型的最終外形。

圖11 著陸滑跑兩段翼型最終外形

3 著陸滑跑兩段翼型氣動性能分析

本文根據(jù)150座干線客機的典型尺寸來確定著陸滑跑兩段翼型的弦長和離地高度?？紤]到150座干線客機的平均氣動弦長為4m左右，主起落架高度為3m左右，因此設定兩段翼型收起弦長(也即上節(jié)中的超臨界翼型弦長)為c*=4m，超臨界翼型弦線距離地面高度為h=3m。由此生成的著陸滑跑兩段翼型結構網(wǎng)格如圖12所示。

圖12 著陸滑跑兩段翼型結構網(wǎng)格

著陸滑跑兩段翼型非定常數(shù)值模擬的來流馬赫數(shù)為0.2，迎角為0°?；谑掌鹣议L的雷諾數(shù)為2.2×107，時間步長為0.003s。地面邊界條件設定為移動壁面，移動速度和方向與自由來流完全相同。CFD計算得到完全收斂后的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨時間的周期性變化如圖13所示。

圖13 著陸滑跑兩段翼型升力/阻力系數(shù)收斂解

3.1 翼面壓力分布的周期性變化

圖14展示了著陸滑跑兩段翼型的典型翼面壓力分布。圖中的不同線段分別表示前緣下垂、主翼、擾流板和鉸鏈襟翼四個翼段的值；而每個翼段的上翼面和下翼面則分別由空心和實心符號來表達。由此可知，前緣下垂、主翼和擾流板上的升力均為負值，而鉸鏈襟翼上的升力為正值。

圖14 著陸滑跑兩段翼型典型翼面壓力分布

圖15則比較了各個翼段在一個升力系數(shù)變化周期內(nèi)4個相位上的翼面壓力分布。A、B、C和D這4個相位分別代表負升力絕對值最小、負升力絕對值增大、負升力絕對值最大和負升力絕對值減小這4個典型狀態(tài)。

圖15(b)比較了前緣下垂在4個相位上的翼面壓力分布。可以看出，4個相位除了在前緣吸力峰值上有明顯區(qū)別外，其余的上/下翼面壓力分布則非常接近。由于前緣下垂為負升力，因此其前緣吸力峰越大則負升力絕對值越大。從相位A到B，前緣吸力峰增大，負升力絕對值增大；從相位B到C，前緣吸力峰繼續(xù)增大，負升力絕對值達到最大；從相位C到D，前緣吸力峰減小，負升力絕對值減??；從相位D到A，前緣吸力峰繼續(xù)減小，負升力絕對值達到最小。這與著陸滑跑兩段翼型整體的升力系數(shù)變化趨勢是一致的。

圖15(c)比較了主翼在4個相位上的翼面壓力分布?？梢钥闯?，4個相位的上翼面壓力分布(既有壓力也有吸力)非常接近，而下翼面壓力分布(全部為吸力)則有明顯區(qū)別。由于主翼為負升力，因此下翼面的吸力越大則負升力絕對值越大。從相位A到B，下翼面前半段吸力接近而后半段吸力增大，負升力絕對值增大；從相位B到C，下翼面后半段吸力接近而前半段吸力增大，負升力絕對值達到最大；從相位C到D，下翼面前半段吸力接近而后半段吸力減小，負升力絕對值減小；從相位D到A，下翼面后半段吸力接近而前半段吸力減小，負升力絕對值達到最小。這與著陸滑跑兩段翼型整體的升力系數(shù)變化趨勢也是一致的。

圖15 著陸滑跑兩段翼型各個翼段在一個升力系數(shù)變化周期內(nèi)4個相位上的翼面壓力分布變化

圖15(d)比較了擾流板在4個相位上的翼面壓力分布?？梢钥闯?，4個相位的上/下翼面壓力分布略有差別但不明顯，進一步考慮到擾流板的弦長占整個兩段翼型弦長的比例很小，擾流板的翼面壓力分布變化對著陸滑跑兩段翼型整體的升力系數(shù)變化趨勢影響很小，因此不作詳細討論。

圖15(e)比較了鉸鏈襟翼在4個相位上的翼面壓力分布?？梢钥闯觯?個相位的前緣吸力峰值非常接近，而主要差別在于上翼面中后半段的吸力。由于鉸鏈襟翼為正升力，因此上翼面中后半段的吸力越大則正升力越大。從相位A到B，上翼面中后半段的吸力減小，正升力減??；從相位B到C，上翼面中后半段的吸力繼續(xù)減小，正升力達到最小；從相位C到D，上翼面中后半段的吸力增大，正升力增大；從相位D到A，上翼面中后半段的吸力繼續(xù)增大，正升力達到最大。這與著陸滑跑兩段翼型整體的升力系數(shù)變化趨勢依然是一致的。

3.2 流場渦系結構的周期性變化

圖16展示了著陸滑跑兩段翼型的典型流場渦系結構。兩段翼型的前緣駐點位于前緣下垂的上翼面靠近前緣位置，流場中一共有五個渦。位于前緣下垂下翼面和擾流板上/下翼面的三個渦為附著渦，在整個升力/阻力系數(shù)變化周期內(nèi)只有強弱變化而無位移。位于鉸鏈襟翼上翼面的一對雙渦則是脫體渦，會在一個升力/阻力系數(shù)變化周期內(nèi)此消彼長，并隨著來流向下游移動。

圖16 著陸滑跑兩段翼型典型流場渦系結構

圖17則細致分析了鉸鏈襟翼上翼面的脫體雙渦結構在一個阻力系數(shù)變化周期內(nèi)12個相位上的演變過程。

相位1為阻力系數(shù)最大的狀態(tài)。此時鉸鏈襟翼上翼面從前緣開始的絕大部分弦長被一個順時針旋轉的大渦占據(jù)，而尾緣則被一個逆時針旋轉的小渦占據(jù)。雙渦均緊貼壁面。

相位2～6為阻力系數(shù)減小的過程。在此過程中，鉸鏈襟翼上翼面雙渦中的大渦開始脫離壁面并隨著來流向下游移動，且在移動的同時不斷縮小；而雙渦中的小渦則以鉸鏈襟翼尾緣為起點，沿著上翼面不斷向前緣擴張，體積越來越大。

相位1雙渦中的大渦在相位5時已經(jīng)變得很小，到相位6時則完全消失，解散為一組彎曲流線；但與此同時，相位5時鉸鏈襟翼前緣上方空間中的彎曲流線在相位6時重新聚集成一個順時針旋轉的小渦。因此，從相位5到相位6的演變過程，伴隨著一個順時針旋轉渦的消滅和另一個順時針旋轉渦的新生。

相位7為阻力系數(shù)最小的狀態(tài)。此時相位6中新生的順時針旋轉渦已經(jīng)急速擴大，并占據(jù)了鉸鏈襟翼上翼面從前緣開始的大半部分弦長；而從相位1開始就一直存在并持續(xù)擴張的逆時針旋轉渦此時也達到了最大體積，并占據(jù)了鉸鏈襟翼上翼面從尾緣開始的小半部分弦長。雙渦均緊貼壁面。

相位8～12為阻力系數(shù)增大的過程。在此過程中，相位7雙渦中的逆時針旋轉渦開始脫離壁面并隨著來流向下游移動，且在移動的同時不斷縮?。欢p渦中的順時針旋轉渦則沿著鉸鏈襟翼上翼面不斷向尾緣擴張，體積越來越大。

相位7雙渦中的逆時針旋轉渦在相位11時已經(jīng)變得很小，到相位12時則完全消失，解散為一組彎曲流線；但與此同時，相位11時緊貼鉸鏈襟翼上翼面尾緣的彎曲流線在相位12時重新聚集成一個逆時針旋轉的小渦。因此，從相位11到相位12的演變過程，伴隨著一個逆時針旋轉渦的消滅和另一個逆時針旋轉渦的新生。

相位12中新生的逆時針旋轉渦進一步稍稍擴大后，就成為了相位1雙渦中的小渦；而從相位7就一直存在并持續(xù)擴張的順時針旋轉渦則繼續(xù)演變?yōu)橄辔?雙渦中的大渦。這樣從相位1到相位12再到相位1，就經(jīng)歷了一個完整的阻力系數(shù)變化周期，如此周而復始，不斷循環(huán)。

圖17 著陸滑跑兩段翼型在一個阻力系數(shù)變化周期內(nèi)12個相位上的后緣脫體雙渦結構演變

4 結論

本文采用非定常數(shù)值模擬對包含前緣下垂、后緣鉸鏈襟翼和上偏擾流板的兩段翼型在著陸滑跑時的氣動性能進行了研究，并系統(tǒng)分析了翼面壓力分布和流場渦系結構的周期性變化規(guī)律。主要結論如下：1)擾流板大角度上偏產(chǎn)生了明顯的增阻效果，兩段翼型的阻力系數(shù)在0.33以上，遠大于一般的多段翼型(30P30N三段翼型不超過0.05)；

2)兩段翼型的總升力系數(shù)始終為負值，其中前緣下垂、主翼和擾流板均提供負升力，而鉸鏈襟翼提供正升力；

3)在兩段翼型的鉸鏈襟翼上翼面有一對脫體渦，會隨著升力/阻力系數(shù)的周期性變化而擴張、收縮、消亡和再生，并隨著來流向下游移動。

[1] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第5冊：民用飛機總體設計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第6冊：氣動設計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社， 2001.

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Numerical Study on the Aerodynamic Characteristics of a Two-Element Airfoil During Braked Ground Run for a Large Airliner

(Beijing University of Aeronautics and Astronautics， Beijing 100191，China)

By using unsteady numerical simulations, this paper concentrates on the aerodynamic characteristics of a two-element airfoil consisting of a leading edge droop nose, a trailing edge hinge flap as well as a largely upward deflecting spoiler during braked ground run. The results show three points: ①The upward deflection of the spoiler increases drag remarkably. The drag coefficient of the two-element airfoil is beyond 0.33, which is much larger than those of general multi-element airfoils (the 30P30N three-element airfoil no more than 0.05). ②The total lift coefficient of the two-element airfoil is always negative during its periodic oscillation. The droop nose, the main wing and the spoiler provide negative lift, while the hinge flap provides positive lift. ③There is a pair of shedding vortices on the upper surface of the hinge flap, which grow, shrink, disappear and regenerate, while floating downstream during the lift/drag coefficient period.

braked ground run; droop nose; hinge flap; upward deflecting spoiler; numerical simulation

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.03.004

V211.41

A