大型運輸類飛機后緣襟翼氣動載荷特性分析

熊 磊, 劉 洋, 毛 俊

(上海飛機設(shè)計研究院 總體氣動部,上海 201210)

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大型運輸類飛機后緣襟翼氣動載荷特性分析

熊 磊*, 劉 洋, 毛 俊

(上海飛機設(shè)計研究院 總體氣動部,上海 201210)

后緣襟翼氣動載荷計算是大型運輸類飛機增升裝置設(shè)計工作中的關(guān)鍵步驟之一。在新型民用運輸機的研制與適航取證工作中，發(fā)現(xiàn)現(xiàn)有的襟翼載荷計算方法在某些特殊工況下并非足夠保守。某型支線客機襟翼測壓試飛中測得其巡航構(gòu)型下襟翼氣動載荷相對計算值有較為明顯的增加。在分析對比了試飛與風(fēng)洞試驗的壓力分布數(shù)據(jù)，并借助CFD工具進行定性分析后，最終證明氣動載荷的增加主要由襟翼艙的密封失效所造成。以往載荷計算時，襟翼艙內(nèi)部的襟翼表面壓力通常賦值為0，這在襟翼艙保持密封時是可靠的；但在實際飛行中，襟翼艙處襟翼與機翼主翼面后緣之間的密封裝置通常會由于制造或受載變形等原因失效，此外該位置附近的擾流板也會在飛行時浮動或偏轉(zhuǎn)，這些都會導(dǎo)致襟翼艙內(nèi)部氣壓降低到當(dāng)?shù)赝饨绲撵o壓值，使得巡航構(gòu)型襟翼壓力分布在頭部有一個較為明顯的平臺式增加。另一型單通道干線客機通過低速風(fēng)洞測壓試驗發(fā)現(xiàn)在小襟翼偏度構(gòu)型時襟翼的法向氣動力系數(shù)有明顯增加，采用該試驗結(jié)果作為輸入，計算得到的考慮擾流板偏轉(zhuǎn)影響的小襟翼偏度構(gòu)型襟翼氣動載荷，甚至超過了擾流板未偏轉(zhuǎn)時所有增升構(gòu)型下的襟翼最嚴(yán)重載荷。通過對壓力分布數(shù)據(jù)及CFD計算得到的二維流場的分析，證明擾流板偏轉(zhuǎn)造成襟翼載荷增加的主要原因是前者對后者的上洗效應(yīng)。擾流板的偏轉(zhuǎn)將增加其下游襟翼處的當(dāng)?shù)赜牵沟煤笳咴谛∑葧r就接近其在大偏度時的法向力系數(shù)，之后由于小襟翼偏度構(gòu)型時更大的襟翼設(shè)計速度與對應(yīng)速壓最終造成了載荷增加。針對上述兩個問題提出了符合客觀流動規(guī)律的方法進行補充和修正：在計算巡航構(gòu)型襟翼載荷時，可在原有測壓試驗得到襟翼壓力分布的基礎(chǔ)上補充平頂型前緣分布作為載荷計算輸入；而在計算小襟翼偏度增升構(gòu)型襟翼載荷時，則可以采用工程方法預(yù)估擾流板偏轉(zhuǎn)帶來的載荷增量。上述方法已在實際工作中得到驗證和應(yīng)用。

大型運輸機；后緣襟翼；氣動載荷；飛行試驗；風(fēng)洞試驗；數(shù)值模擬

0 引 言

現(xiàn)代大型運輸類飛機的起飛總重一直在不斷增長。但由于跑道長度、機場周邊建筑高度等客觀條件的約束，飛機在起飛、著陸過程中的飛行空間總是有限的。這就要求大型飛機必須具有優(yōu)異的低空低速性能，以降低對自身子系統(tǒng)以及地面設(shè)施的依賴[1-3]，并適應(yīng)越來越嚴(yán)格的適航條例[4]。

為了滿足嚴(yán)苛的低速性能要求，大型運輸類飛機的機翼上一般設(shè)計有較為復(fù)雜的后緣襟翼(下文簡稱襟翼)增升裝置[5-6]。其位于機翼后緣區(qū)域，通過向下偏轉(zhuǎn)一定角度和后退來增加翼型彎度和有效弦長，結(jié)合翼段間縫隙的縫道效應(yīng)來提高整體升力系數(shù)。襟翼的法向力系數(shù)隨迎角變化并不明顯，呈典型的平臺式曲線。在初步計算氣動載荷時可以先通過工程估算[7]、CFD計算[7-9]或者風(fēng)洞測壓試驗[10]等方法預(yù)估設(shè)計偏度下襟翼的最大升力系數(shù)，然后乘以可能遭遇的最大速壓，即得襟翼載荷[11-12]。

然而，隨著載荷計算與分析工作的深入，特別是更為詳盡的風(fēng)洞試驗以及載荷試飛工作[13-15]的加入，發(fā)現(xiàn)以往的襟翼氣動載荷計算方法難以滿足現(xiàn)代大型運輸類飛機的設(shè)計工作，尤其對于需要快速完成詳細(xì)設(shè)計流程并通過適航條例審查的民航類客機，必須考慮更為復(fù)雜并貼近真實使用條件的情況。本文通過風(fēng)洞與試飛試驗，以及相應(yīng)的CFD計算分析，對工程實際中遇到的此類問題進行了分析與修正，一定程度上完善了襟翼氣動載荷計算方法。

1 巡航構(gòu)型襟翼氣動載荷

在飛機收起增升裝置時，襟翼位于襟翼艙中，其外露部分與機翼主翼面一起構(gòu)成巡航機翼外形。由于存在成本、尺寸、剛度等一系列約束，風(fēng)洞測壓試驗的巡航機翼模型大都為整體單塊結(jié)構(gòu)，因此在計算巡航構(gòu)型的襟翼氣動載荷時，只有外露部分的測壓數(shù)據(jù)可供使用。對于襟翼被主翼面遮蔽而沒有測壓試驗數(shù)據(jù)的部分，通常的處理方法是壓力系數(shù)全部賦零，這主要是考慮到巡航構(gòu)型時主翼面與襟翼間通常會有各種整流裝置和密封條隔離，內(nèi)部壓力將近似與來流靜壓相等。

然而，根據(jù)某型支線客機載荷試飛中的實測結(jié)果，巡航構(gòu)型襟翼氣動載荷比采用風(fēng)洞測壓數(shù)據(jù)作為輸入的傳統(tǒng)方法計算值大20%以上。如此大的不保守量造成強度重新校核，耽誤了寶貴的適航取證時間。如圖1所示，實線部分FT與WT分別為馬赫數(shù)0.82、迎角1°時襟翼某展向位置處剖面試飛測量與風(fēng)洞測壓試驗測得的弦向壓力分布。

圖1 測壓試驗與試飛測量壓力分布對比Fig.1 Comparison for pressure distributions of WT and FT

初步分析認(rèn)為，造成該非保守量的主要原因在于真實機翼各氣動部件的相互連接與密封問題。機翼主翼面上表面后緣處由于制造、受載變形等因素，無法保證與襟翼上翼面之間完全貼合。此外，主翼面上表面后緣沿展向布置有多塊擾流板，由于偏轉(zhuǎn)、上浮等因素造成飛行中總是有氣流竄入理想狀態(tài)下應(yīng)該密封的襟翼艙內(nèi)。上述兩個問題現(xiàn)階段無法通過設(shè)計、制造等方法解決，因此可以認(rèn)為真實飛機的襟翼艙與外界大氣始終保持完全連通。

借鑒文獻[16-17]的思路采用CFD工具對飛行過程中襟翼艙與外界大氣連通情況下的壓力分布進行定性分析，選取了典型客機巡航構(gòu)型機翼內(nèi)翼段某展向位置處的翼型剖面，在二維環(huán)境下分別模擬了擾流板與主翼面(圖2中點1)、襟翼與主翼面(點2)以及襟翼與擾流板之間的間隙(點3)的影響。圖3展示了3種較為可能的間隙組合結(jié)果，分別為Config1(點1、2、3未封閉)、Config2(點2、3未封閉)、Config3(點3未封閉)，可以看到所有組合的壓力分布形態(tài)均與試飛實測數(shù)據(jù)(見圖2)非常相似。這表明，即使是最為理想的只有襟翼與擾流板之間存在間隙的情況，也會由于襟翼上表面外露處前緣點位置處的壓力差(3號點，此位置在中大迎角下一般為負(fù)壓)對襟翼艙的抽吸效果而改變該遮蔽部分的襟翼表面壓力分布。該壓力分布比傳統(tǒng)的賦零法在襟翼艙遮蔽部分多出一部分氣動載荷，使得襟翼的真實載荷比計算載荷偏大，且壓心前移。需要注意的是，由于艙內(nèi)氣流相對靜止、氣壓值處處相等，整個襟翼艙的總積分力近似為0，因此并不會引起整個機翼法向力的變化，也就不需對全機氣動導(dǎo)數(shù)進行修正。

圖2 真實飛機某展向站位處襟翼艙位置外形Fig.2 2D sketch of flap cabin on real airliner

圖3 CFD計算的不同間隙組合下襟翼壓力分布Fig.3 Pressure distributions of different flap cabin gaps

通過上述分析可以得出結(jié)論：在計算巡航構(gòu)型襟翼氣動載荷時，只考慮其外露部分的氣動載荷并不完整。由于無法保證襟翼艙的密封，巡航時襟翼被遮蔽部分存在受力情況，這在考核襟翼靜強度及疲勞強度時是必須考慮的。在缺乏試飛數(shù)據(jù)支撐的設(shè)計初期階段，可以將CFD或風(fēng)洞測壓所得的襟翼外露部分最前緣處的壓力系數(shù)值向襟翼艙內(nèi)等值延伸，形成一個壓力分布平臺，以模擬上述氣動特性，如圖1中虛線部分所示。處理后的壓力分布與實際飛行中巡航構(gòu)型的襟翼壓力分布將更加接近。

2 擾流板打開時襟翼氣動載荷

文獻[12]指出，擾流板偏轉(zhuǎn)會在襟翼上帶來載荷增量，但并未給出評估方法。為了定量分析該氣動效應(yīng)，某型干線客機在詳細(xì)設(shè)計階段全機低速測壓試驗中的所有增升構(gòu)型都加入了擾流板偏轉(zhuǎn)組合。對試驗測得的壓力分布積分，得到的襟翼法向力系數(shù)隨迎角及擾流板偏度變化特性如圖4至圖6所示。

圖4 10°襟翼CN～α曲線Fig.4 Normal force coefficients of flap with 10° deflection

圖5 19°襟翼CN～α曲線Fig.5 Normal force coefficients of flap with 19° deflection

圖6 34°襟翼CN～α曲線Fig.6 Normal force coefficients of flap with 34° deflection

觀察曲線可以看到，擾流板偏轉(zhuǎn)(其偏度定義為繞自身鉸鏈軸轉(zhuǎn)動的角度)對襟翼最大法向力系數(shù)的影響是顯著的，襟翼10°偏度(襟翼偏轉(zhuǎn)后其翼型弦線與巡航構(gòu)型時翼型弦線之間的近似夾角)時擾流板偏轉(zhuǎn)帶來的增量甚至達(dá)到了近50%。但襟翼不同偏度下的影響規(guī)律又并不相同。10°偏度時，襟翼最大法向力系數(shù)隨擾流板偏度的增加近似單調(diào)遞增；34°偏度時，其最大法向力系數(shù)隨擾流板偏度的增加近似單調(diào)遞減；19°偏度時，襟翼最大法向力系數(shù)將隨擾流板偏轉(zhuǎn)角度的增加先遞增后遞減。

為了分析上述變化規(guī)律的原因，選取了某型飛機的一個典型翼型剖面，包括有主翼面、擾流板和襟翼，通過組合擾流板偏度與襟翼偏度，在二維環(huán)境下定性分析了其局部流場的變化。圖7與圖8顯示的是其中最為典型的結(jié)果。

圖7 6°迎角下襟翼10°、擾流板10°時流線圖Fig.7 Streamlines (α=6°，spoiler deflection 10°， flap deflection 10°)

圖8 6°迎角下襟翼10°、擾流板50°時流線圖Fig.8 Streamlines (α=6°，spoiler deflection 50°， flap deflection 10°)

對比計算結(jié)果可以看到，擾流板偏轉(zhuǎn)使得襟翼載荷增加的主要原因是前者對后者的上洗效應(yīng)。當(dāng)擾流板偏度增大時，對襟翼當(dāng)?shù)赜堑纳舷葱?yīng)在不斷增強；當(dāng)?shù)赜遣粩嘣龃髮?dǎo)致其法向力系數(shù)也不斷增加；但當(dāng)襟翼自身偏度足夠大時，擾流板未偏轉(zhuǎn)或偏轉(zhuǎn)很小角度后襟翼就已經(jīng)失速，此后即使擾流板繼續(xù)偏轉(zhuǎn)，襟翼的法向力系數(shù)也將由于進入深失速而開始減小。這很好地解釋了風(fēng)洞試驗結(jié)果的規(guī)律。另一個次要原因是擾流板偏轉(zhuǎn)后其與襟翼之間縫道效應(yīng)增強帶來的氣動載荷增量，但這只在擾流板與襟翼距離很近的情況下發(fā)生，因此影響有限。

此外選取風(fēng)洞測壓試驗中10°襟翼50°擾流板(實線)與34°襟翼0°擾流板(虛線)最大法向力系數(shù)下襟翼某展向站位處的弦向壓力分布，如圖9所示。對兩者進行了對比，可以看到上表面的分布形態(tài)非常近似，這從另一個側(cè)面證明了上述結(jié)論。

基于上述流動機理，可以給出一套簡單的中小偏度下擾流板偏轉(zhuǎn)后的襟翼最大法向力系數(shù)估算公式：

圖9 測壓試驗實測襟翼壓力分布對比Fig.9 Comparison for flap pressure distributions of WT

(1)

式中，CN·δMax為該偏度下襟翼最大法向力系數(shù)；CN·δ為該偏度下擾流板關(guān)閉時襟翼最大法向力系數(shù)；CN·TMax為所有偏度下襟翼的最大法向力系數(shù)；SFC為上游處無擾流板的襟翼區(qū)域面積；SFS為上游處有擾流板的襟翼區(qū)域面積；SF為襟翼總面積，SF=SFC+SFS。SFC、SFS如圖10所示。

圖10 面積參數(shù)示意圖Fig.10 Illustration for parameters

表1是采用該公式對某型飛機襟翼中等偏度下擾流板偏轉(zhuǎn)后最大法向力系數(shù)進行估算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進行的對比?？梢钥吹接嬎憬Y(jié)果相對偏保守，但這可能是由于試驗的擾流板偏度間隔較大，未能較好捕捉外襟翼法向力最大值所致。公式的組成項顯示，擾流板偏轉(zhuǎn)造成的襟翼最大法向力系數(shù)不應(yīng)超過襟翼最大偏度時的最大法向力系數(shù)，但由于在中小偏度下可能遭遇更大的速壓，因此最終襟翼載荷將會有較明顯的增加。需要指出的是，由于現(xiàn)代客機的襟翼設(shè)計非常接近，該公式對現(xiàn)有的單縫后退式襟翼將有較好的適用性，而對于多縫襟翼則需要進一步的工作驗證。

表1 估算公式與風(fēng)洞試驗結(jié)果對比Table 1 Comparison of formula estimations and WTT results

綜上所述，擾流板偏轉(zhuǎn)引起的襟翼載荷增量非常顯著，必須將其作為所有中小偏度下襟翼的限制載荷。由于擾流板偏轉(zhuǎn)帶來的收斂問題，CFD計算較難得到理想的結(jié)果，較好的方式是進行詳盡的風(fēng)洞試驗。但在缺乏時間、經(jīng)費條件的初步設(shè)計階段，可以采用工程估算方式近似計算擾流板偏轉(zhuǎn)帶來的襟翼附加氣動載荷。

3 結(jié)束語

本文分析了以往大型運輸類飛機襟翼載荷計算工作中可能疏漏但影響較大的兩類特殊氣動特性：巡航構(gòu)型襟翼氣動載荷和擾流板打開時襟翼氣動載荷。通過CFD計算、風(fēng)洞試驗、試飛實測等多種手段證明，采用傳統(tǒng)方法計算得到的襟翼氣動載荷可能被低估，反映在以下兩方面：

1) 在飛機巡航構(gòu)型下，由于始終與外界大氣保持聯(lián)通，襟翼艙內(nèi)氣壓將趨近于相鄰的襟翼上表面外露處前緣位置的負(fù)壓值，相對以往的襟翼艙賦零處理法將有較明顯的載荷增加及壓心前移效應(yīng)。

2) 擾流板偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致襟翼氣動載荷增加的最主要因素是前者對后者的上洗效應(yīng)，使得襟翼中小偏度構(gòu)型下的最大氣動載荷可能超過擾流板未偏轉(zhuǎn)時襟翼所能達(dá)到的最大氣動載荷。

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Analysis of flight load characteristics of transport aircraft flap

XIONG Lei*, LIU Yang, MAO Jun

(GeneralConfigurationandAerodynamicsDepartment,ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai201210,China)

Flight load calculation has great importance to flap design of transport aircraft.Having been used for decades, traditional method is not sufficient for further design and type certification.According to the results of flight test (FT) and wind tunnel test (WT), it has been discovered that the design load of flap is not conservative in cruise and spoiler deflection configuration.For both situations, flap load is distinctly larger than traditional result, which will cause redesign works and certification issues.By analyzing test data, and using CFD tools, key reasons to both problems have finally been found.For cruise configuration, pressure coefficient of flap cabin was often set to zero approximately in previous design, however, in real conditions, the airproof measure between flap and main wing trailing edge often fails in spite of elaborately design and manufacture; moreover, the spoilers installed before the flap may drift and deflect slightly during the flight.These can cause the flap cabin pressure coefficient less than zero and

lead to a flight load increment.As to the other problem, the spoiler deflection in high-lift configuration can result in an upwash to the flap.As a result, the flap load, especially for small flap deflection configuration, increases significantly, which may be even greater than maximum flap load with non-deflection spoiler.Improved methods, which have been proved in the latest airliner design program, are given in this paper to correct the traditional flight load calculation.The key point of new methods is to simulate the pressure distribution in flap cabin more accurately for the first problem, and estimate flap load increment caused by spoiler deflection based on maximum normal force of different flap deflections for the other problem.The results, based on new methods, comply with physical rules and real flight conditions more relevantly.

transport aircraft; flap; flight load; flight test; wind tunnel test; numerical simulation

0258-1825(2017)03-0399-05

2015-06-08;

2015-09-07

熊磊*(1985-)，男，江西省南昌市人，碩士，工程師，研究方向:飛行載荷計算與試飛分析.E-mail: xionglei@comac.cc

熊磊, 劉洋, 毛俊.大型運輸類飛機后緣襟翼氣動載荷特性分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(3): 399-403.

10.7638/kqdlxxb-2015.0072 XIONG L, LIU Y, MAO J.Analysis of flight load characteristics of transport aircraft flap[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 399-403.

V215.1

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0072