民機標模高升力構型CAE-AVM-HL設計及驗證

鐘 敏，華 俊，王 浩，白俊強

(1. 中國航空研究院，北京 100012；2. 西北工業(yè)大學，西安 710072)

0 引言

當前計算流體力學（CFD）已日益成為飛機設計中不可或缺的主力研發(fā)工具，但由于求解器技術、網(wǎng)格依賴性、數(shù)值計算精度、轉捩位置與湍流模型的選擇等各方面因素的影響，導致了計算結果的不確定性[1]。因此通過評估不同的計算參數(shù)和物理計算模型來檢查驗證CFD求解器的可信度已成為其開發(fā)和應用中的一項重要工作。

2001年以來，國際上由美國航空航天學會（AIAA）牽頭舉辦了六屆阻力預測研討會 （Drag Prediction Workshop，DPW）[2-7]。第七屆阻力預測會議計劃于2022年6月在美國芝加哥舉辦，其計算研究的模型主要為飛行器巡航構型。

借鑒DPW系列會議的經(jīng)驗，2010年起，AIAA牽頭舉辦了三屆高升力預測會議（High Lift Prediction Workshop，HiLiftPW）[8-9]，每屆公布了不同的研究模型。第一屆發(fā)布了美國國家航空航天局（NASA）的Trap Wing翼身組合體三段翼高升力構型及風洞試驗數(shù)據(jù)，研究內容包括網(wǎng)格收斂性、后緣襟翼偏轉導致的氣動特性、前緣縫翼和后緣襟翼的連接裝置影響。第二屆發(fā)布了德國宇航院提供的DLR-F11翼身組合體三段翼高升力構型和試驗數(shù)據(jù)，研究內容包括網(wǎng)格收斂性、雷諾數(shù)效應、帶測壓管束風洞試驗模型的數(shù)值仿真以及二維凸起物外形的湍流模型。第三屆發(fā)布了美國波音公司設計的高升力構型、NASA的HL-CRM[10-11]和日本宇宙航空研究開發(fā)機構（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）的JSM高升力構型，研究內容包括網(wǎng)格收斂性、短艙安裝研究、湍流模型驗證等。第四屆高升力預測會議計劃于2022年1月7日在美國加利福尼亞舉辦，研究模型仍是HL-CRM，研究內容包括襟翼偏度的影響、最大升力系數(shù)預測、湍流模型驗證。

目前，國內研究機構還主要采用上述國際上發(fā)布的高升力標準模型和算例開展CFD軟件驗證和風洞測試能力的研究。但國際上公布的標準模型和試驗數(shù)據(jù)的完備性以及模型和試驗細節(jié)等缺乏詳細描述，且非自主可控。

為此，中國航空研究院于2012年設計研發(fā)了空氣動力學驗證模型CAE-AVM（Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model）[12-19]，設計馬赫數(shù)0.85。2018年在該巡航構型的基礎上設計了高升力構型并開展了風洞試驗。高升力構型的布局采用了“前緣變彎下垂 + 前緣縫翼 + 單縫后緣富勒襟翼”的創(chuàng)新式方案。本文將重點介紹高升力構型CAE-AVM-HL（Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model-High Lift）的氣動設計、風洞試驗驗證及應用情況。

1 總體方案設計

1.1 設計要求和目標

高升力裝置用于改善飛機的低速起降特性，通過提高飛機的最大升力系數(shù)可以降低飛機對起飛和著陸跑道長度的要求。高升力裝置的設計對飛機飛行安全、起降性能和裝載能力都具有關鍵影響，同時，其噪聲特性也成為當前民機環(huán)保和舒適性的一項關注要點。參考飛機設計手冊[20]中富勒襟翼增升裝置機翼的典型最大升力系數(shù)，針對CAE-AVM類后掠角構型其最大升力系數(shù)范圍一般為1.6～2.3，這也是當前主流公務飛機的最大升力系數(shù)范圍。而對于波音737-800、波音777、空客A320和A330等現(xiàn)代大型運輸類飛機，著陸構型的最大升力系數(shù)為2.5～2.6[21]。

前緣縫翼和后緣襟翼弦長的選擇，應綜合考慮增升效率和結構等方面的影響因素。弦長太小，氣動效率低；弦長增加，氣動效率增加，但其長度受到機翼前、后梁位置的影響（前、后梁的位置一般分配在根弦的15%和65%）。后緣襟翼的展向位置受到滾轉操縱面選擇的制約，通常位于機身側面和副翼之間，襟翼外側位于展向60%～80%位置。

因此高升力構型CAE-AVM-HL的設計目標定為：1）最大升力系數(shù)不低于2.3；2）失速迎角不低于18°；3）前緣縫翼占當?shù)叵议L不大于15%，后緣襟翼占當?shù)叵议L不大于30%；4）襟翼外側展向位置為展長的60%～80%。

1.2 優(yōu)化算法

飛行器優(yōu)化設計中常見的優(yōu)化方法有基于梯度的優(yōu)化方法和基于代理模型的優(yōu)化方法?；谔荻鹊膬?yōu)化方法又可以分為傳統(tǒng)梯度法和伴隨梯度法。伴隨梯度法與求解器耦合，計算效率高，但靈活性相對較小，容易陷入局部最優(yōu)。基于代理模型的優(yōu)化方法獨立于求解器，計算效率與設計變量的個數(shù)有關，設計變量越多則計算速度越慢，但該方法有較高的靈活性，全局尋優(yōu)能力較強。

本文采用基于代理模型的優(yōu)化算法，優(yōu)化流程包括：1）利用拉丁超立方方法建立樣本空間；2）幾何外形參數(shù)化；3）采用自主研發(fā)的CFD求解器AVICFD-Y獲取流場信息；4）根據(jù)已獲得的氣動數(shù)據(jù)利用神經(jīng)網(wǎng)絡建立代理模型；5）利用遺傳算法尋優(yōu)。具體流程如圖1所示。

圖1 優(yōu)化流程Fig. 1 Flowchat of the optimization process

1.3 前緣縫翼方案設計

前緣縫翼是通過機翼前緣部分繞一鉸鏈軸向下偏轉一定角度來增加機翼的彎度，改善翼面壓力分布，從而把流動分離推遲到更大的迎角（即增加失速迎角），因而增加最大升力系數(shù)。本文高升力構型采用橢圓方程法生成前緣縫翼外形[20]，縫道參數(shù)包括前緣縫翼偏角δL、縫道寬度DGap和重疊量O/L，如圖2所示。

圖2 前緣縫翼縫道參數(shù)示意圖Fig. 2 Schematic of the leading-edge slat parameters

傳統(tǒng)的前緣縫翼凹槽區(qū)將產(chǎn)生明顯的噪聲[22]。為探索降低噪聲的先進增升裝置設計方案，本文高升力構型在內翼段采用了前緣連續(xù)變彎的下垂形式，如圖3所示。綜合分析國內外前緣變彎作動機構的研究現(xiàn)狀，在變彎前緣設計上采用了表面弧長不變的幾何約束。

圖3 前緣連續(xù)變彎下垂Fig. 3 Variable camber droop-nose leading edge

1.4 后緣襟翼方案設計

在線性段升力范圍內，后緣襟翼偏轉時，由于改變了基本翼型的彎度和有效迎角，因此產(chǎn)生了升力增量。后緣襟翼頭部外形采用橢圓方程法生成[20]，縫道參數(shù)包括襟翼偏角δF、縫道寬度DGap和重疊量O/L，如圖4所示。在CAE-AVM標模機翼上選取四個控制剖面，生成沿展向分成三段的后緣襟翼，每個剖面展向位置如圖5所示，最外側的第四剖面位于展向70%位置。基于所建立的優(yōu)化算法，對每個剖面的襟翼頭部形狀和縫道參數(shù)開展優(yōu)化，尋得最優(yōu)解。

圖4 后緣襟翼縫道參數(shù)示意圖Fig. 4 Schematic of the trailing-edge flap parameters

圖5 四個翼型剖面示意圖Fig. 5 Schematic of the four airfoil profiles

以第二剖面縫道參數(shù)優(yōu)化為例，設計變量包括襟翼偏轉角、襟翼x方向位移、襟翼y方向位移。設計變量變化范圍見表1。代理模型所需樣本為30個，另外選取10個測試樣本驗證代理模型的可信性。以最大升力系數(shù)為優(yōu)化目標，采用遺傳算法迭代200代，最終優(yōu)化前后的速度矢量對比見圖6。優(yōu)化后，襟翼與主翼的相互作用更強，縫道內的流速增加，減弱了襟翼外表面的分離流，使得流動能更好地附著于襟翼上表面，襟翼的環(huán)量增強，多段翼型總升力增加。其他剖面也采用類似方法展開了優(yōu)化，各剖面外形如圖7所示。

表1 設計變量變化空間Table 1 Design parameter variation space

圖6 優(yōu)化前后速度矢量圖Fig. 6 Velocity vector diagrams before and after optimization

圖7 優(yōu)化后的四個襟翼控制剖面外形Fig. 7 Optimized flap profiles

1.5 高升力構型總體布局

基于前面所設計的前緣變彎下垂、前緣縫翼和后緣襟翼，CAE-AVM高升力構型最終方案如圖8所示。機翼前緣采用了“前緣連續(xù)變彎下垂 + 前緣縫翼”的組合形式，機翼后緣沿展向采用三段單縫富勒襟翼。前緣下垂展向占比30%，后緣襟翼展向占比70%。

圖8 高升力構型CAE-AVM-HL示意圖Fig. 8 Schematic of the high-lift configuration CAE-AVM-HL

2 數(shù)值仿真與風洞試驗驗證

2.1 數(shù)值仿真方法

高升力構型設計過程中均采用求解器AVICFD-Y（其為中國航空研究院主持開發(fā)的一種結構網(wǎng)格并行計算軟件），并采用RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）方法作為求解器控制方程，計算湍流模型為SST。高升力構型的計算網(wǎng)格如圖9所示。根據(jù)高升力裝置計算經(jīng)驗和網(wǎng)格密度影響研究，主要采用9×107網(wǎng)格點的中密度網(wǎng)格開展全機氣動特性分析，邊界層內第一層網(wǎng)格高度為2×10?6m，y+接近1，增長率為1.2。

圖9 CAE-AVM-HL的計算網(wǎng)格Fig. 9 Computational mesh of CAE-AVM-HL

2.2 風洞試驗模型設計和制造

高升力構型風洞試驗模型由德國Deharde公司設計，各部件如圖10所示。機身分為四段，其中兩段前機身用于放置迎角傳感器和壓力掃描閥等設備，中機身用于放置風洞測試天平艙，中機身也是機翼安裝主承力件。模型的發(fā)動機短艙和尾翼為可裝配設計，便于單獨開展翼身組合體等不同外形的組合測試。模型機翼沿展向20%～95%共布置了9個測壓剖面，其中6個測壓剖面與巡航構型的高速風洞試驗模型一致。9個剖面共設置了450個測壓孔，包括了前緣變彎、前緣縫翼和后緣襟翼，如圖11所示。

圖10 模型各部件Fig. 10 Model components

圖11 測壓孔分布Fig. 11 Pressure measurement hole distribution

為了減小襟翼和縫翼連接件及測壓管線束對流動的影響，希望采用盡量少的連接件，且測壓管線束全由連接件內部引入主翼。同時連接件需具有足夠強度和剛度，保證最大載荷狀態(tài)下模型襟翼的偏度變形量不超過0.8°～1.0°。因此在模型設計中，基于CFD方法得到的氣動載荷開展了有限元分析，對于襟翼和縫翼的連接件數(shù)量和截面形狀進行了優(yōu)化，優(yōu)化結果如圖12所示。優(yōu)化后，前緣縫翼連接件由11個減少為8個，后緣襟翼與主翼連接件由4個減少為3個。對風洞測試模型各部件和連接方式均做了強度校核，均滿足材料許用值和強度、剛度要求。圖13為縫翼和襟翼的應力分布。同時，為了在風洞試驗過程中便于調整后緣襟翼縫道位置，設計了一種靈活的襟翼與主翼連接方式，可在不取下襟翼的情況下快速沿x方向和z方向調整襟翼位置，由此產(chǎn)生9種縫道寬度。后緣襟翼可移動的位置示意圖見圖14。

圖12 前緣縫翼和后緣襟翼連接件分布Fig. 12 Bracket distribution of leading-edge slats and trailing-edge flaps

圖13 前緣縫翼和后緣襟翼應力分布Fig. 13 Stress distribution of leading-edge slats and trailing-edge flaps

圖14 后緣襟翼可移動的位置示意圖Fig. 14 Schematic of the movable position of the trailing-edge flap

在風洞試驗前，根據(jù)CFD提供的載荷，對機翼和襟翼變形做了預評估，結果如圖15所示。最大載荷狀態(tài)下翼尖法向位移為35 mm，滿足設計要求。

圖15 主翼法向靜彈性變形分布Fig. 15 Normal static elastic deformation distribution of the main wing

高升力構型風洞試驗模型在德國Deharde公司完成制造，模型縮比1∶5.6，翼展5.39 m。前緣縫翼、襟縫翼連接件、主承力件等采用高強度鋼材，其他部件材料采用鋁合金。圖16為試驗模型照片。

圖16 CAE-AVM-HL風洞試驗模型Fig. 16 Wind tunnel test model of CAE-AVM-HL

2.3 風洞試驗

風洞試驗在德-荷大型低速風洞DNW-LLF完成，該風洞試驗段橫截面為8 m × 6 m。試驗內容包括全機、翼身組合體、有無短艙等外形的測力、測壓、變形測量試驗，以及絲線、彩色油流、PIV等流動顯示試驗。試驗條件為馬赫數(shù)Ma= 0.2、雷諾數(shù)Re= 3.0×106、迎角范圍α= ?5°～25°。9個測壓剖面沿展向分別位于20%～95%。圖17為CAE-AVM-HL在DNW-LLF風洞的彩色熒光油流試驗照片。

圖17 CAE-AVM-HL在DNW-LLF風洞試驗照片F(xiàn)ig. 17 Snapshot of CAE-AVM-HL under test at DNW-LLF wind tunnel

為了提供CFD精細化分析和驗證所需的高質量數(shù)據(jù)，風洞試驗中進行了主翼和襟翼的變形測量，其中襟翼變形測量為該風洞中首次開展，為此設置了專用的記錄設備和相應的熒光測量點，如圖18所示。圖19為迎角18°附近主翼和襟翼法向位移量測量值，最大變形約為30 mm，與前期CFD預評估的35 mm相近。圖20為扭轉角變化情況，機翼扭轉角最大變化量0.5°，襟翼扭轉角最大變化量0.6°，均小于預估值，而不同車次測量重復性很高，滿足設計要求。

圖18 CAE-AVM-HL進行機翼和襟翼變形測量Fig. 18 Wing and flap deformation measurement of CAE-AVM-HL

圖19 迎角18°時主翼和襟翼法向位移量Fig. 19 Normal displacements of the main wing and flap at an angle of attack 18°

圖20 迎角18°時主翼和襟翼扭轉角變化量Fig. 20 Twisting angle variation of the main wing and flap at an angle of attack 18°

試驗中研究了轉捩帶布置在前緣變彎段2%、5%、10%弦長位置的影響。經(jīng)與全湍流CFD預估壓力分布數(shù)據(jù)對比，最終確定轉捩帶設置在10%弦長位置。

2.4 數(shù)值仿真與風洞測試結果對比分析

圖21為CFD數(shù)值仿真與風洞試驗結果對比，可以看出，升力系數(shù)數(shù)值和斜率均吻合較好。在迎角14°左右，CFD和試驗結果均出現(xiàn)一個拐折，這主要是由于前緣變彎下垂和前緣縫翼交界處的流動干擾，使得機翼上表面提前出現(xiàn)局部分離（圖22），圖中紅圈表示了該交界處的分離起始點和渦量。圖23為展向剖面20%處的壓力分布，數(shù)值仿真結果與風洞試驗結果吻合較好。

圖21 CFD數(shù)值仿真和風洞試驗的升力系數(shù)曲線對比Fig. 21 Lift coefficients comparison between CFD and wind tunnel test

圖22 前緣變彎下垂和前緣縫翼交界處渦量圖Fig. 22 Vorticity isosurface around the leading-edge droop and leading-edge slat

圖23 CFD數(shù)值仿真和風洞試驗的壓力分布對比Fig. 23 Pressure distribution comparison between CFD and wind tunnel test

針對前緣變彎下垂和前緣縫翼之間相互干擾造成的上翼面提前分離，設計了抗流動分離的構型，即在原構型基礎上增加了抗流動分離小片，示意圖見圖24，其第一流動隔離片（藍色小片）弦向占比10%，第二流動隔離片（綠色小片）弦向占比30%。第一流動隔離片的作用是阻擋前緣縫翼和主翼之間的縫道高速氣流沿展向向內沖擊到變彎前緣的上表面，第二流動隔離片的作用是阻擋變彎下垂前緣的下表面高壓氣流沿展向向外翻轉到交接部上表面，從而推遲兩股氣流相交造成的干擾分離。圖25顯示了第二流動隔離片引導下表面氣流轉向下游的CFD分析和試驗流譜，證實了其有效性?；谠摌嬓偷娘L洞試驗結果顯示，迎角14°時升力曲線拐折消失，失速迎角提高到19°，最大升力系數(shù)達到2.56（圖26）。

圖24 抗流動分離構型Fig. 24 Anti-flow separation configuration

圖25 抗流動分離構型的作用Fig. 25 Effect of anti-flow separation configuration

圖26 抗流動分離構型升力系數(shù)曲線Fig. 26 Lift coefficient for the anti-flow separation configuration

為驗證本文優(yōu)化方法設計的襟翼縫道參數(shù)是否為最佳，在風洞試驗中圍繞襟翼優(yōu)化位置的前后上下共移動了8個位置。圖27中紅色實線為原始優(yōu)化縫道位置，可以看出，其他各縫道位置均未表現(xiàn)出更好的升力性能—當升力系數(shù)線性段數(shù)值提高，則失速提前，最大升力系數(shù)損失；當最大升力系數(shù)略高，則線性段升力系數(shù)損失。試驗結果驗證了本文縫道優(yōu)化算法的可信度。

圖27 不同縫道參數(shù)升力系數(shù)曲線Fig. 27 Lift coefficient curves for different slot parameters

3 應用研究

民機氣動標模CAE-AVM在2014年珠海航展展出，并在第19屆中俄學術會議上向全行業(yè)發(fā)布及推廣。目前已在新風洞試驗能力測試、CFD軟件驗證等方面得到大量應用。其高升力構型CAE-AVM-HL也在變彎度結構研究中得到應用，并計劃用于先進增升裝置的氣動噪聲測試研究。

3.1 在前后緣變彎度結構中的應用

變彎度技術可以減少巡航阻力，提升燃油經(jīng)濟性，降低飛機增升系統(tǒng)噪聲[23]。高升力構型CAEAVM-HL內翼段采用了前緣變彎下垂，其氣動性能得到風洞試驗驗證。為開展機翼變彎結構和測控項目研究，基于高升力構型CAE-AVM-HL提取了典型剖面（圖28）。基于該翼型剖面，前緣開展了多連桿機構、柔性結構研究，后緣開展了偏心軸、多關節(jié)和柔性結構研究[24-25]（圖29）。并基于該典型翼剖面構造了等直翼段驗證件，翼段尺寸弦向4.3 m，展向3 m，如圖30。前緣變形機構已在風洞試驗中進行了全尺寸驗證，后緣變形機構將通過地面加載驗證。

圖28 CAE-AVM-HL典型翼剖面Fig. 28 Typical wing profile of CAE-AVM-HL

圖29 前后緣變彎結構實現(xiàn)形式Fig. 29 Structure realization of the variable camber wing around the leading and trailing edges

圖30 變彎結構驗證翼段Fig. 30 Flexural structure of the wing segment

3.2 先進高升力系統(tǒng)氣動噪聲研究

采用前緣變彎度技術的CAE-AVM-HL高升力構型和風洞試驗模型計劃用于氣動噪聲測試，其前緣可以比較連續(xù)變彎與常規(guī)縫翼的噪聲差別，后緣可用于不同縫道位置噪聲影響研究，以及加裝其他降噪方案。高升力構型的噪聲數(shù)據(jù)庫也可以用于數(shù)值計算方法的研發(fā)和驗證。

4 結論

采用基于代理模型的優(yōu)化設計方法，完成了民機標模高升力構型CAE-AVM-HL的設計方案。設計的高升力構型采用了“前緣連續(xù)變彎下垂+前緣縫翼+后緣富勒襟翼”，通過CFD數(shù)值仿真和風洞試驗驗證了其氣動性能。研究得到以下結論：

1）采用所建立的增升裝置氣動設計方法，完成了民機標模高升力構型CAE-AVM-HL方案，并在德-荷大型低速風洞DNW-LLF完成風洞試驗，結果顯示，高升力構型CAE-AVM-HL最大升力系數(shù)2.56，失速迎角19°，滿足設計要求。

2）針對大攻角狀態(tài)下前緣下垂和前緣縫翼交界處的流動分離，提出了抗流動分離設計方案，即在原構型基礎上增加了抗流動分離小片。經(jīng)風洞試驗CFD仿真方法驗證，該設計方案有助于緩解前緣變彎下垂和前緣縫翼間的流動干擾，延緩失速，提高最大升力系數(shù)。

3）風洞試驗中前后左右共移動9個后緣襟翼位置，原優(yōu)化位置兼顧了升力系數(shù)線性段特性和最大升力系數(shù)值，證實了原優(yōu)化縫道參數(shù)為最佳位置，驗證了所建立的優(yōu)化方法的可信度。

4）高升力構型CAE-AVM-HL已應用于變彎度機翼結構研究，實現(xiàn)前后緣結構方案設計及加載測試。同時，該構型計劃應用于氣動噪聲等方面研究。

致謝：感謝中國航空研究院鄭遂、王鋼林、張國鑫、孫俠生、李巖、李小飛，以及西北工業(yè)大學邱亞松等國內外相關協(xié)作單位和專家的支持。