加裝失速條對失速特性影響研究

鐘 園，方 陽，周詩睿

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

民用飛機(jī)失速特性的優(yōu)劣直接影響飛機(jī)的低速性能和安全性[1-2]。中國民用航空規(guī)章CCAR25在第25.201條失速演示、第25.203條失速特性及第25.207條失速警告條例中對失速的進(jìn)入及進(jìn)入失速后的操縱等有明確的規(guī)定[3]。為滿足這些操縱要求，以及出于安全性和最低可接受的飛行品質(zhì)的要求，失速特性不好的飛機(jī)必須對可使用的迎角進(jìn)行限制，致使飛機(jī)實(shí)際可使用的最大迎角小于失速迎角。最大可使用迎角的受限會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的起降性能。

國內(nèi)學(xué)者對失速特性進(jìn)行了大量的研究。白俊強(qiáng)等[4]研究了發(fā)房導(dǎo)流片對翼面分離的改善作用，劉毅等[5]研究了加裝失速條對某運(yùn)輸機(jī)滾轉(zhuǎn)特性的改善作用，王繼明等[6]研究了民用飛機(jī)俯仰力矩特性“上仰”的物理機(jī)理。然而關(guān)于失速特性改善[7-8]的相關(guān)研究較少。

本文研究了某民用尾吊式布局飛機(jī)加裝失速條對其失速特性的影響。

1 物理模型

本文以某民用尾吊式布局飛機(jī)為研究對象，研究了失速特性改善的措施——加裝失速條。如圖1所示，圖1(a)為某尾吊式布局飛機(jī)的全機(jī)著陸構(gòu)型，包含機(jī)身、機(jī)翼主翼、縫翼、襟翼、翼梢小翼、短艙、掛架和垂平尾；圖1(b)為在飛機(jī)內(nèi)側(cè)縫翼前緣加裝了失速條。

圖1 全機(jī)著陸構(gòu)型和失速條示意圖

2 數(shù)值計(jì)算方法驗(yàn)證

數(shù)值計(jì)算采用的軟件為ANSYS CFX，這是一個(gè)基于有限體積方法的CFD(computational fluid dynamics，計(jì)算流體力學(xué))求解器，采用的控制方程是三維雷諾平均Navier-Stokes方程。湍流模型采用的是SST(shear-stress transport，剪切應(yīng)力輸運(yùn))模型。在流場計(jì)算中監(jiān)測全流場的殘差和全機(jī)的升阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)，收斂判斷標(biāo)準(zhǔn)為：殘差下降至10-6以下或繼續(xù)迭代時(shí)殘差保持穩(wěn)定,同時(shí)升阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)不再變化。

利用ANSYS ICEM CFD軟件對全機(jī)著陸構(gòu)型全三維流場生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。圖2給出了全機(jī)著陸構(gòu)型的表面計(jì)算網(wǎng)格。為了保證計(jì)算的準(zhǔn)確性，計(jì)算遠(yuǎn)場設(shè)置為100倍的平均氣動(dòng)弦長。為了準(zhǔn)確捕捉到分離流，對邊界層內(nèi)的網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，離開固壁表面的無量綱距離y+保持在1左右，網(wǎng)格增長比不超過1.25。另外，對襟翼前后緣、縫翼前后緣、機(jī)翼前后緣、翼根翼尖、垂平尾前后緣以及短艙前后緣等幾何曲率較大或流場變化劇烈的區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)?shù)募用?。全三維流場的計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)約為2 600萬。

圖2 全機(jī)著陸構(gòu)型表面計(jì)算網(wǎng)格示意圖

圖3為此民用飛機(jī)著陸構(gòu)型數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線的對比。風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.2，雷諾數(shù)為650萬；數(shù)值計(jì)算的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)一致。

圖3 數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較

從圖3可知，無論是數(shù)值上還是曲線的形態(tài)上，數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果都吻合得很好。由此可知，本文所采用的數(shù)值計(jì)算方法是可靠的。

3 失速條設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證

采用數(shù)值模擬的方法對某民用尾吊式布局飛機(jī)(以下簡稱某民用飛機(jī))的著陸構(gòu)型進(jìn)行分析，根據(jù)其流場特點(diǎn)設(shè)計(jì)失速條，并進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。

3.1 某民用飛機(jī)著陸構(gòu)型分析

圖4和圖5分別為某民用飛機(jī)著陸構(gòu)型縱向失速和30°轉(zhuǎn)彎失速的機(jī)翼表面摩擦阻力系數(shù)(簡稱摩阻系數(shù))云圖。圖中深灰色區(qū)域的順流向摩阻系數(shù)小于零，即出現(xiàn)流動(dòng)分離。

圖4 某民用飛機(jī)著陸構(gòu)型縱向失速翼面摩阻系數(shù)云圖

圖5 某民用飛機(jī)著陸構(gòu)型轉(zhuǎn)彎失速翼面摩阻系數(shù)云圖

從圖4和圖5可知，無論縱向失速還是轉(zhuǎn)彎失速，某民用飛機(jī)的翼面流動(dòng)分離均發(fā)生在外側(cè)機(jī)翼處。

3.2 失速條的設(shè)計(jì)研究

外翼分離是此民用飛機(jī)失速特性欠佳的主要原因，為改善失速特性，需使流動(dòng)分離發(fā)生在內(nèi)側(cè)機(jī)翼處。

失速條是一種可以誘導(dǎo)機(jī)翼分離的裝置。圖6給出了設(shè)計(jì)的失速條加裝在前緣的二維示意圖。

圖6 二維失速條示意圖

圖7為加裝失速條后多段翼的壓強(qiáng)系數(shù)分布。由圖可知，加裝失速條后縫翼的吸力峰明顯變高，這意味著更大的逆壓梯度，從而使流動(dòng)分離提前出現(xiàn)。

圖7 二維失速條壓強(qiáng)系數(shù)分布

根據(jù)對二維失速條的研究，設(shè)計(jì)了3種三維失速條方案。失速條在縫翼上的安裝位置如圖8所示，3種失速條方案如圖9所示。其中失速條方案1(Cun1)長1 743 mm，內(nèi)、外側(cè)底部寬度均為15 mm，內(nèi)側(cè)高度為10 mm，外側(cè)高度為15 mm；失速條方案2(Cun2)長1 743 mm，內(nèi)、外側(cè)底部寬度均為15 mm，內(nèi)、外側(cè)高度均為10 mm；失速條方案3(Cun3)長1 173 mm，內(nèi)、外側(cè)底部寬度均為15 mm，內(nèi)、外側(cè)高度均為10 mm。

圖8 失速條在縫翼上的安裝

圖9 3種失速條方案

圖10為3種失速條方案的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線的數(shù)值計(jì)算結(jié)果，Base代表無失速條。由圖可知，相比無失速條，3種失速條方案最大升力系數(shù)均有所降低，長度最小的方案3最大升力系數(shù)的降低幅度最小。方案1和方案2都可使俯仰力矩曲線在失速迎角之后繼續(xù)下偏，方案3并沒有改變原著陸構(gòu)型俯仰力矩曲線“上仰”的現(xiàn)象。

圖10 3種失速條方案的對比

3.3 設(shè)計(jì)方案的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

由于數(shù)值計(jì)算方法采用的是全湍流模型，而風(fēng)洞試驗(yàn)為自由轉(zhuǎn)捩，故相比數(shù)值計(jì)算，在風(fēng)洞試驗(yàn)中同一失速條對升力和俯仰力矩的影響會(huì)更大。因此，風(fēng)洞試驗(yàn)選取方案2(Cun2)和方案3(Cun3)來進(jìn)行驗(yàn)證。

圖11為方案2和方案3的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)為700萬。

圖11 方案2和方案3的試驗(yàn)結(jié)果

從圖11可知，方案2和方案3均可改善俯仰力矩特性，且方案3的最大升力系數(shù)和失速迎角損失比方案2小得多；方案3最大升力系數(shù)損失約為0.026，失速迎角降低1°。而數(shù)值計(jì)算中僅方案2有改善效果。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對比證明了預(yù)測的正確性：風(fēng)洞試驗(yàn)中失速條的影響更大。

圖12為方案3的縱向滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與原構(gòu)型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較，圖中上部兩曲線為升力系數(shù)曲線，下部兩曲線為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線。由圖可知，失速條可以較明顯地推遲縱向失速時(shí)急劇滾轉(zhuǎn)的出現(xiàn)，加裝失速條后的滾轉(zhuǎn)發(fā)散迎角遠(yuǎn)大于失速迎角。

圖12 方案3縱向滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果

圖13為方案3的轉(zhuǎn)彎失速滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與原構(gòu)型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較，其中beta10代表側(cè)滑角10°。風(fēng)洞試驗(yàn)中，用側(cè)滑角為10°時(shí)的縱向狀態(tài)來模擬30°轉(zhuǎn)彎失速。由圖可知，基本著陸構(gòu)型30°轉(zhuǎn)彎失速的滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)散迎角明顯小于其縱向失速迎角。加裝失速條后，其30°轉(zhuǎn)彎失速滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)散迎角稍微大于縱向失速迎角。這表明加裝失速條后飛機(jī)的失速在橫向發(fā)散之前發(fā)生，飛機(jī)的失速形態(tài)由縱向失速?zèng)Q定。

圖13 方案3轉(zhuǎn)彎失速滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果

可見，加裝失速條之后，某民用飛機(jī)失速特性得到了明顯的改善，縱向特性和橫向特性也都有明顯的改善。

4 結(jié)論

通過本文的研究工作，初步得到以下幾點(diǎn)結(jié)論：

1)加裝失速條可以改變機(jī)翼的流動(dòng)分離位置，其原理是失速條增大了前緣吸力峰，進(jìn)而增大了逆壓梯度，從而使此處的翼面分離提前。

2)在機(jī)翼內(nèi)側(cè)前緣加裝失速條可以促使內(nèi)側(cè)翼面提前分離。相比數(shù)值計(jì)算結(jié)果，試驗(yàn)結(jié)果的影響更大，其原因可能是因評(píng)估方法的不同。數(shù)值計(jì)算采用的是全湍流模型，而風(fēng)洞試驗(yàn)則是自由轉(zhuǎn)捩。

3)采用失速條方案3之后，某民用飛機(jī)的縱向力矩特性、縱向滾轉(zhuǎn)力矩特性和30°轉(zhuǎn)彎失速滾轉(zhuǎn)力矩特性均得到了明顯的改善，同時(shí)最大升力系數(shù)和失速迎角降低量較小(分別僅0.026和1°)。失速條使縱向力矩從“上仰”變?yōu)椤跋缕?，同時(shí)縱向滾轉(zhuǎn)和30°滾轉(zhuǎn)發(fā)散均在失速迎角之后。飛機(jī)的縱向特性和橫向特性得到明顯改善，且縱向特性決定了飛機(jī)的失速形態(tài)。加裝失速條方案明顯改善了飛機(jī)的失速特性。

下一步的工作將對失速條的形狀和大小做進(jìn)一步的優(yōu)化，同時(shí)考慮轉(zhuǎn)捩對計(jì)算結(jié)果的影響。