小型通用飛機翼根氣動性能及流動機理研究

(中國民用航空飛行學院 飛行技術(shù)學院， 四川 廣漢 618307)

引言

通用航空在航空培訓、生產(chǎn)性服務(wù)、應(yīng)急救援、醫(yī)療救助、短途運輸、私人飛行等方面有著重要的作用。隨著低空空域的開發(fā)，通用航空迎來了快速發(fā)展的黃金時期。“十三五”時期我國經(jīng)濟將保持6.5%左右中高速增長，為通用航空發(fā)展帶來持續(xù)增量?！按蟊妱?chuàng)業(yè)、萬眾創(chuàng)新”將大大釋放通用航空企業(yè)發(fā)展?jié)撃?，個性化、多層次、大眾化等消費趨勢，促進通用航空文化、旅游、休閑娛樂等消費業(yè)態(tài)蓬勃發(fā)展。加強保障和改善民生，使通用航空應(yīng)急救援、短途運輸迎來重要發(fā)展機遇。中國民航局2016年發(fā)布的通用航空“十三五”發(fā)展規(guī)劃中提出，到2020年， 我國通用航空器將達到5000架。受到用戶特點和運行成本限制，通用飛機通常需要采用相對簡單的增升系統(tǒng)及自身良好的氣動性能，以滿足起飛和著陸階段的安全和效益的匹配要求，這些飛行狀態(tài)涉及飛機的大迎角空氣動力學特性。而機翼和機身的連接部位所引起的流動分離是影響大迎角氣動性能的主要因素之一[1]。因此，開展通用飛機機翼和機身連接部位處的氣動特性及流動機理研究，降低通航小飛機的設(shè)計成本，對改善通用飛機的大迎角性能具有重要的工程應(yīng)用價值,也為我國能夠設(shè)計出卓越的、具有自主知識產(chǎn)權(quán)的通航飛機奠定基礎(chǔ)。

本研究采用數(shù)值模擬的方法，選取某一典型的通用飛機的外形，針對增升構(gòu)型(取著陸構(gòu)型)下的翼根處的氣動特性及流動機理進行研究，給出翼根流動分離的物理機理，為翼根的整流外形方案設(shè)計提供理論基礎(chǔ)。

1 研究模型

目前，全球大部分的固定翼通用小型飛機的機翼均為矩形翼。本研究選取典型的某一通用小型飛機的外形為研究對象，并選取一大迎角飛行狀態(tài)——著陸構(gòu)型，研究其氣動性能以及機翼-機身干擾所引起的流動分離機理，研究模型如圖1所示。

圖1 氣動模型(著陸構(gòu)型)

2 研究方法

一方面考慮到增升構(gòu)型和流動的復雜性，如包含分離泡、縫道流動、尾跡摻混等多種復雜流動，另一方面，計算的雷諾數(shù)較低，因此，采用有限體積法數(shù)值求解雷諾平均N-S方程(RANS)，采用能夠高精度預測流動分離的k-ε兩方程湍流模型。采用的時間推進方法為隱式方法[1-9]。

2.1 計算條件

計算條件為：速度為250 km/h,高度為標準海平面高度，以機翼平均氣動弦為參考長度的雷諾數(shù)Re=1.5×106，氣動力系數(shù)以各自的機翼參考面積為基準給出[2-11]。

2.2 湍流模型

本研究采用兩方程SSTk-ε的湍流模型，國內(nèi)外大量研究表明, 該湍流模型對分離流動具有較強的適應(yīng)能力[3-10]。

2.3 網(wǎng)格生成

本研究選用六面體網(wǎng)格，基本構(gòu)型計算網(wǎng)格總數(shù)500萬，第一層網(wǎng)格尺寸為10-5cA(cA為全機的平均氣動弦長)，附面層增長比率為1.16。機翼上表面及翼根處等流動變化劇烈的地方進行了網(wǎng)格加密，以期更好的把握流場的劇烈變化[4-12]，計算該飛機所用網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 網(wǎng)格模型

3 著陸構(gòu)型下的氣動性能及流動特性分析

3.1 氣動性能分析

圖3給出了某一典型通用飛機在著陸構(gòu)型下的氣動特性數(shù)據(jù)。通過圖3a升力特性曲線可知，該構(gòu)型的最大升系數(shù)為1.5，臨界迎角為16°，升力系數(shù)曲線的線性段較短，失速平緩，迎角超過8°時，非線性明顯；最大升阻比在4°迎角時出現(xiàn)，為9。數(shù)值模擬計算得到的升力曲線在線性段與實驗結(jié)果符合良好，在迎角超過10°后，計算結(jié)果略大于風洞試驗結(jié)果。通過圖3b阻力特性曲線可知，其阻力變化趨勢與試驗結(jié)果一致，具體迎角下的數(shù)值略有偏差。

圖3 著陸構(gòu)型下氣動特性

通常，小型飛機起飛和著陸時的迎角在8°～12°之間，而本文研究模型無論是從數(shù)值計算結(jié)果還是風洞試驗結(jié)果，都可見升力曲線線性段較短且最大升力偏小，起降安全性不足，需要延長升力線性段，提高最大升力。

3.2 流動特性分析

圖4給出著陸構(gòu)型下6°～16°迎角之間機翼表面及翼根處的流線圖。

圖4 著陸構(gòu)型機翼表面及翼根處流線分布

由圖可見，當α<6°，全機表面無明顯流動分離；當迎角超過6°后，翼根流動分離隨迎角的增加而增強。從機身上的渦可以看出，剛開始流動分離僅出現(xiàn)在翼根表面，隨迎角增大，分離渦在空間的尺寸越來越大，并不斷沿機翼的展向和弦向擴大。

4 翼根處流動機理分析

由上述氣動性能分析可知，對于著陸構(gòu)型，當迎角為6°時，翼根無明顯流動分離；迎角達到8°時，翼根流動分離明顯。因此，研究該迎角范圍的流動特性有助于了解翼根流動分離的原因。

通過對著陸構(gòu)型下單獨機翼和翼身組合體的數(shù)值模擬可知，單獨機翼時，α≤8°，機翼固定段后緣無明顯流動分離；翼身組合體時，α=6°，翼根無明顯流動分離；α=8°，翼根流動分離已發(fā)展到翼根弦向中段，形成了邊角渦，此邊角渦的形成與翼根前緣的馬蹄渦有關(guān)，流態(tài)如圖5所示。

圖5 單獨機翼和翼身組合體的流態(tài)

由圖6給出的翼根截面處的壓力分布可見，與無機身相比，兩個迎角下，加機身后，翼根前緣吸力峰值明顯提高。α=6°，機身影響使翼根前緣吸力峰值從-2.4增加到-3.0；α=8°，從-3.0提高到-4.0?？梢?，機身影響使機翼前緣吸力峰增高，過高的吸力峰將使逆壓梯度增大，導致后緣流動分離提前，隨迎角增加，分離將更快的向前緣發(fā)展[5]。

圖6 單獨機翼與翼身結(jié)合體翼根剖面處的壓力分布

通過圖7給出的單獨機翼與翼身組合體的附面層及總壓分布圖可知，單獨機翼展向附面層厚度分布均勻，差異較小。翼身組合體翼根銳角過渡處有明顯的機翼和機身附面層摻混堆積現(xiàn)象[6]?？倝悍植家脖砻?，單獨機翼沿流向總壓變化較小，而翼身組合體在翼根處出現(xiàn)較為嚴重的總壓損失。附面層形態(tài)和總壓分布從兩個方面進一步提示了翼根處附面層摻混和堆積是造成翼根流動分離的另一個重要原因[1-9]。

圖7 單獨機翼與翼身組合體的附面層及總壓分布

翼身組合體中后段形狀的變化對于翼根流動也有一定的影響。為了便于分析翼根中后段形狀對流動分離的影響，采用沿流向的空間截面積分布來描述翼根中后段型面的變化?？紤]到描述方法的工程適用性和直觀性，空間截面采用如下方法確定：內(nèi)邊界為機身的外輪廓線；下邊界由機翼上表面及其后緣的流向延伸面構(gòu)成；上邊界由整流允許的最大高度來確定，通常，高度方向的整流不會超過機身型面外側(cè)點，因此，上邊界由過機身外側(cè)點的水平面構(gòu)成；外邊界由展向最大允許整流范圍確定，通常，取襟翼內(nèi)側(cè)為外邊界[1-7]。由上述邊界構(gòu)成可流空間，沿流向截取，即可得到某流向位置的空間截面積，見圖8。

圖8 空間截面邊界示意

圖9給出了8°迎角下翼根空間截面積分布S1及其變化率dS1/dx。由圖可見，在翼根中后段x為4.8～5.2 m范圍內(nèi)，截面積分布曲線不光順，變化率曲線出現(xiàn)振蕩，表明翼身型面在機翼尾緣處存在局部收縮過快的現(xiàn)象，易導致流動在此處產(chǎn)生較大的逆壓梯度，不利于附面層穩(wěn)定[8]。

圖9 翼根空間截面積分布及變化率

5 結(jié)論

本研究選取某一典型的通用飛機外形，通過數(shù)值模擬的方法分析了著陸構(gòu)型下的氣動性能及翼根處的流動機理，摸清了翼根處的流動分離情況，得出如下結(jié)論：

(1) 翼根流動分離的原因主要是：受機身影響，使得機翼根部前緣吸力峰增高，使逆壓梯度增大，導致后緣流動分離提前；機翼阻滯機身附面層發(fā)展，產(chǎn)生馬蹄渦，對下游流動產(chǎn)生不利影響；機翼與機身銳角連接，造成附面層摻混堆積，增加附面層流動的不穩(wěn)定性；翼身接合部后段型面局部收縮過快，外加上述3點共同作用，機翼后緣形成類似邊角渦的分離流動；

(2) 為了延緩翼根處的氣流分離，根據(jù)上述翼根流動分離機理，可通過以下方法進行整流設(shè)計，如降低機翼翼根前緣吸力峰；減小由于機翼的外形突變而引起的逆壓梯度的大小與范圍，消弱或消除機翼前緣的流動分離；阻止翼根前緣馬蹄渦的形成，從而消除因馬蹄渦而引起的非定常流動對翼根下游流動穩(wěn)定性的影響，減小因馬蹄渦尾跡而引起的流動尾跡的不均勻；減小壁面相交處的壓力梯度和壓力波動，增加流動穩(wěn)定性，以減少附面層的摻混、堆積和扭曲，防止下游流動過早分離或形成邊角渦?？偟膩碚f可以通過前緣整流、展向整流和中后段整流3個方面進行，可為后續(xù)整流設(shè)計方案提供理論指導。