輕中型公務(wù)機(jī)翼型設(shè)計(jì)特點(diǎn)選擇原則和設(shè)計(jì)方法研究

趙富榮 鐘浩浩

關(guān)鍵詞：公務(wù)機(jī);翼型;設(shè)計(jì)特點(diǎn);選擇原則;設(shè)計(jì)方法

0 ?引言

一款公務(wù)機(jī)是否能取得商業(yè)成功，巡航效率對(duì)此有非常重要的影響。因此，氣動(dòng)性能優(yōu)異的機(jī)翼往往是飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)師追求的目標(biāo)，而翼型設(shè)計(jì)是機(jī)翼設(shè)計(jì)中的重要部分，也是最基本的要素。本文主要通過(guò)機(jī)型數(shù)據(jù)、技術(shù)文獻(xiàn)和工程經(jīng)驗(yàn)對(duì)翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)、選擇原則和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究。

1 ?輕中型公務(wù)機(jī)翼型設(shè)計(jì)特點(diǎn)

通過(guò)Adam Aircraft A700，Aerostar FJ-100，Beechcraft Premier I，Cessna Citation Bravo，Cessna CJ1，Honda R&D HondaJet和VisionAire Vantage七個(gè)飛機(jī)的氣動(dòng)特性可以總結(jié)出來(lái)的這些飛機(jī)機(jī)翼翼型的設(shè)計(jì)指標(biāo)，對(duì)這些指標(biāo)進(jìn)行分析，可以看出這些翼型設(shè)計(jì)的兩個(gè)主要目標(biāo)，一個(gè)是使翼梢站位翼型地最大升力系數(shù)在Ma=0.1，Re=3×106時(shí)至少達(dá)到1.55。這樣設(shè)計(jì)是當(dāng)上下表面轉(zhuǎn)捩固定在前緣的時(shí)候最大升力系數(shù)不會(huì)陡降，且翼型應(yīng)該具有緩和的失速特性;第二個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)是在升力系數(shù)從0.2（Ma=0.65，，基于翼根弦長(zhǎng)、巡航狀態(tài)）到0.4（Ma=0.3，，基于翼根弦長(zhǎng)、爬升狀態(tài)）的過(guò)程中都有低型阻系數(shù)。在翼根弦長(zhǎng)、最大速度條件下（Cl=0.25，），阻力發(fā)散馬赫數(shù)要大于0.7。一個(gè)主要的約束就是翼型厚度要大于弦長(zhǎng)的15%。

這里簡(jiǎn)單分析Honda Jet自然層流翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)。公務(wù)機(jī)越來(lái)越成為一種方便、高效、普遍的運(yùn)輸工具，而小型公務(wù)機(jī)由于其高效性和經(jīng)濟(jì)性變得更受歡迎。Honda Jet的設(shè)計(jì)目標(biāo)是設(shè)計(jì)一款比同類(lèi)公務(wù)機(jī)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(wù)機(jī)。為了提高這類(lèi)飛行器的氣動(dòng)效率，有必要進(jìn)行減阻設(shè)計(jì)。而自然層流翼型NLF airfoil 會(huì)成為一種合適的選擇。

NLF翼型發(fā)展已久，早在20世紀(jì)40年代，NASA發(fā)展了6系列層流翼型，然而，由于前緣污染導(dǎo)致的層流損失通常會(huì)使最大Cl大幅下降，這會(huì)進(jìn)一步惡化起飛和著陸特性，而這一點(diǎn)對(duì)于公務(wù)機(jī)來(lái)說(shuō)尤為關(guān)鍵，因?yàn)榘踩珕?wèn)題是首要問(wèn)題。之后，NASA又設(shè)計(jì)出一些先進(jìn)層流翼型比如NLF（1）-0215F和NLF（1）-0414F翼型族。而這類(lèi)翼型雖然減阻明顯，但是低頭力矩較大且阻力發(fā)散馬赫數(shù)較低，這兩點(diǎn)當(dāng)然也不適用于公務(wù)機(jī)翼型設(shè)計(jì)。

而一種適用于公務(wù)機(jī)設(shè)計(jì)的NLF翼型是NASA HSNLF（1）-0213翼型，此翼型有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)、小的低頭力矩。然而在低雷諾數(shù)下最大Cl相對(duì)較低。而且，13%的厚度限制了機(jī)翼內(nèi)攜帶燃油的體積。

為了最大限度提升公務(wù)機(jī)特性，15%厚度、自然層流翼型SHM-1用于滿足輕型公務(wù)機(jī)Honda Jet 的設(shè)計(jì)要求。此翼型有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，較小的低頭力矩，巡航狀態(tài)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(duì)由前緣污染導(dǎo)致的最大Cl的損失不敏感。翼型的厚度保證了飛機(jī)無(wú)需增加機(jī)翼面積就能攜帶足夠的燃油，當(dāng)然，這從另一方面也導(dǎo)致了阻力的增加。

此翼型最終設(shè)計(jì)的阻力發(fā)散馬赫數(shù)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(zhǎng)達(dá)42%c，之后是一個(gè)凹形壓力恢復(fù)，代表了在最大Cl、低頭力矩、阻力發(fā)散特性之間的妥協(xié)。下翼面的順壓梯度長(zhǎng)達(dá)63%c，減阻效果明顯，之后是一個(gè)較陡的凹形壓力恢復(fù)。翼型前緣設(shè)計(jì)后使得在大攻角下轉(zhuǎn)捩位置靠近前緣，以此減小由于湍流導(dǎo)致的最大Cl的損失。而上翼面后緣被設(shè)計(jì)來(lái)產(chǎn)生一個(gè)陡峭的逆壓梯度以限制大攻角下分離從后緣向前移動(dòng)從而在低速條件下產(chǎn)生了較高的最大Cl。

在對(duì)幾個(gè)翼型特征參數(shù)進(jìn)行研究并結(jié)合文獻(xiàn)調(diào)研后，大致總結(jié)了低速高升力翼型升力系數(shù)隨特征參數(shù)的變化規(guī)律，例如以GAW-1作為基準(zhǔn)翼型來(lái)進(jìn)行參數(shù)影響分析會(huì)發(fā)現(xiàn)：在正迎角范圍內(nèi)，隨著翼型前緣半徑減小，翼型升力系數(shù)減小，而前緣半徑增大時(shí)，翼型升力系數(shù)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(shí)，翼型的最大升力系數(shù)減小。翼型彎度位置向前移動(dòng)，翼型各迎角下的升力系數(shù)減小，最大升力系數(shù)也減小;彎度位置向后移動(dòng)時(shí)，翼型各迎角下的升力系數(shù)增大，最大升力系數(shù)也增大。彎度位置變化時(shí)，失速迎角不變。翼型厚度位置向前移動(dòng)，翼型升力系數(shù)增大，厚度位置向后移動(dòng)，升力系數(shù)減小;在大迎角時(shí)，翼型厚度位置向前或者向后移動(dòng)，翼型升力系數(shù)均減小，而且最大升力系數(shù)和失速迎角也都減小，厚度位置向后移動(dòng)時(shí)，最大升力系數(shù)比向前移動(dòng)時(shí)更小。在各迎角狀態(tài)下，基準(zhǔn)翼型后緣厚度減小時(shí)，翼型的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)均減小;后緣厚度增大時(shí)，升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大;后緣厚度增大時(shí)，翼型的失速迎角不變?；鶞?zhǔn)翼型后緣厚度減小時(shí)，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(wù)翼型選擇原則

結(jié)合一些同類(lèi)型公務(wù)機(jī)翼型的設(shè)計(jì)指標(biāo)，不難總結(jié)出，對(duì)于高亞音速輕中型公務(wù)機(jī)，一般選擇層流翼型或超臨界翼型作為初始翼型進(jìn)行設(shè)計(jì)，考慮到機(jī)翼攜帶一定體積的燃油，需要保證翼型有一定的厚度。同時(shí)，翼型應(yīng)該具有較小的低頭力矩，較高的最大升力系數(shù)，翼型失速緩和，對(duì)前緣污染不敏感，在巡航點(diǎn)應(yīng)具有較小的阻力，以達(dá)到較高的巡航效率。

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

對(duì)于跨聲速飛機(jī)或者高亞音速飛機(jī)，一個(gè)突出的問(wèn)題是如何使阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高，使翼型在超臨界狀態(tài)下正常工作，超臨界翼型是最佳選擇。

翼型的選擇受飛機(jī)要完成的總?cè)蝿?wù)的影響，例如飛行速度范圍限制了翼型參數(shù)的選擇。亞音速飛機(jī)可在相對(duì)厚度為10%～15%之間進(jìn)行選擇。

由于平直翼和后掠翼根部流動(dòng)特性的不同，對(duì)平直翼使用的翼型對(duì)后掠翼則不適用。大展弦比機(jī)翼，為了防止翼尖失速而造成飛機(jī)安全問(wèn)題，在翼梢處應(yīng)選擇最大升力系數(shù)更大的翼型。

除了氣動(dòng)方面考慮外，還必須考慮減輕結(jié)構(gòu)重量，并為燃油、主起落架、機(jī)械操縱系統(tǒng)和其他可能的組件提供足夠的內(nèi)部空間。

在飛機(jī)整個(gè)使用范圍內(nèi)，翼型必須具有良好的巡航性能，其中包括氣動(dòng)效率M*L/D高，阻力發(fā)散馬赫數(shù)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(shè)計(jì)的翼型構(gòu)成的機(jī)翼在其設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M3D和升力系數(shù)CL3D下飛行馬赫數(shù)達(dá)到M3D+0.02時(shí)也不出現(xiàn)抖振。后加載產(chǎn)生的低頭力矩控制在一定的范圍內(nèi)，以降低配平阻力和尾翼載荷。高的最大升力系數(shù)，以簡(jiǎn)化增升裝置的設(shè)計(jì)。

3 ?輕中型公務(wù)翼型設(shè)計(jì)方法

XFOIL是美國(guó)麻省理工大學(xué)Mark Drela博士開(kāi)發(fā)的亞音速飛機(jī)翼型設(shè)計(jì)和分析程序。如下圖所示，XFOIL程序可以通過(guò)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(shù)對(duì)翼型進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，也可以通過(guò)修改表面速度分布進(jìn)行翼型的反設(shè)計(jì)工作。

目前對(duì)翼型進(jìn)行反設(shè)計(jì)方法，主要是使用軟件XFOIL對(duì)設(shè)計(jì)工況下的壓力分布參照目標(biāo)壓力分布進(jìn)行直接修改。

在翼型氣動(dòng)性能評(píng)估方面，XFOIL軟件可以通過(guò)附面層模擬技術(shù)處理粘性/無(wú)粘流動(dòng)問(wèn)題，粘性流動(dòng)計(jì)算可以使用自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩模擬附面層轉(zhuǎn)捩位置，計(jì)算結(jié)果可以提供升阻力系數(shù)、翼面壓力分布、摩阻分布等主要參數(shù)，是低速翼型設(shè)計(jì)的常用工具。

通過(guò)反運(yùn)算來(lái)修改翼型幾何和翼型表面壓力分布。優(yōu)化設(shè)計(jì)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(dòng)參數(shù)來(lái)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化和設(shè)計(jì)。

目前工程經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法，主要針對(duì)翼型低速最大升力系數(shù)指標(biāo)，使用軟件XFOIL對(duì)翼型幾何參數(shù)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(shù)進(jìn)行修改，從而滿足低速指標(biāo)。

4 ?結(jié)論

本文通過(guò)相關(guān)文獻(xiàn)的研究和輕中型公務(wù)機(jī)機(jī)型數(shù)據(jù)的分析，總結(jié)了此類(lèi)飛機(jī)機(jī)翼翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)和翼型選擇時(shí)遵循的基本原則，以此為約束和指，結(jié)合翼型設(shè)計(jì)軟件，形成此類(lèi)翼型的設(shè)計(jì)方法。

參考文獻(xiàn)：

[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè) 第5冊(cè) 民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)

[2]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè) 第6冊(cè) 氣動(dòng)設(shè)計(jì)