大型客機(jī)增升構(gòu)型縫翼除冰狀態(tài)失速特性

黃雄，曲仕茹，張恒，陳顯調(diào)

1．西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，西安 710072

2．中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

3．清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084

起降階段結(jié)冰是威脅大型客機(jī)飛行安全的重要因素，以前緣縫翼為代表的增升部件結(jié)冰對(duì)全機(jī)飛行性能和邊界特性均存在嚴(yán)重影響［1-2］。作為簽發(fā)民機(jī)適航證書的權(quán)威機(jī)構(gòu)，美國聯(lián)邦航空 管 理 局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）新近頒布的121修正案針對(duì)起降階段結(jié)冰適航認(rèn)證制定了更嚴(yán)格和細(xì)致的規(guī)范，關(guān)于結(jié)冰后飛行性能、操穩(wěn)驗(yàn)證等方面提出了多項(xiàng)新要求［3］。

為應(yīng)對(duì)起降階段可能存在的結(jié)冰環(huán)境，現(xiàn)代大型客機(jī)在主翼前緣均配備了較完善的翼面防/除冰系統(tǒng)［4］。從飛行安全角度考慮，自然希望防/除冰系統(tǒng)能遍及所有可能的結(jié)冰位置、盡可能長時(shí)間工作、完全除去所有表面積冰。但從現(xiàn)代民機(jī)型號(hào)的發(fā)展歷程看，實(shí)用的防/除冰系統(tǒng)均呈現(xiàn)防護(hù)區(qū)域逐漸減縮、除冰殘留量更大、能量消耗不斷降低的共同特點(diǎn)［5］。決定上述發(fā)展趨勢的關(guān)鍵因素首先是目前廣泛采用的熱氣、電熱防/除冰裝置均為直接加熱蒙皮達(dá)到防護(hù)效果，能耗巨大，直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能，反而使可用推力降低、起降性能惡化。隨著對(duì)結(jié)冰后飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)特性研究的逐步深入，基于部件結(jié)冰對(duì)全機(jī)氣動(dòng)力影響的關(guān)聯(lián)及機(jī)制，能在氣動(dòng)性能損失可接受的前提下通過發(fā)揮本體容冰特性、防/除冰系統(tǒng)、飛行控制律等綜合效能實(shí)現(xiàn)容冰安全飛行［6-7］。此外由于結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)布局及空間限制，縫翼間隙、翼梢附近及小翼等區(qū)域均難以配備防/除冰裝置。

綜上所述，在保證飛行安全前提下盡量縮減防/除冰系統(tǒng)冗余量從而提升總體氣動(dòng)性能是現(xiàn)代民機(jī)先進(jìn)設(shè)計(jì)能力的體現(xiàn)［8］。因此當(dāng)大型客機(jī)起降過程中產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象時(shí)，出于對(duì)飛行安全及能源消耗的綜合考慮，防/除冰系統(tǒng)沒有必要也無法去除所有積冰，縫翼等部件表面仍存在部分積冰殘留。而殘余積冰對(duì)全機(jī)氣動(dòng)性能的影響程度正是評(píng)價(jià)防/除冰系統(tǒng)工作性能是否達(dá)標(biāo)、全機(jī)氣動(dòng)性能是否滿足適航條款的直接判斷依據(jù)。但由于幾何特征和分離流場的雙重復(fù)雜性，針對(duì)全機(jī)三維增升構(gòu)型結(jié)冰狀態(tài)下的氣動(dòng)特性和分離流場分析研究還相對(duì)較少，主要局限于簡單機(jī)翼或翼身組合體模型，且通?；诜?除冰系統(tǒng)完全失效前提下的全翼展結(jié)冰狀態(tài)開展，現(xiàn)階段關(guān)于除冰后氣動(dòng)特性變化開展系統(tǒng)分析的公開研究成果還較為罕見［9］。

隨計(jì)算流體力學(xué)方法的發(fā)展，數(shù)值模擬已成為結(jié)冰影響分析研究的主要手段，相對(duì)于風(fēng)洞試驗(yàn)/飛行試驗(yàn)，數(shù)值模擬研究周期短、費(fèi)用相對(duì)較低、測量參數(shù)種類更多、能更全面地反映全機(jī)或部件結(jié)冰的失速分離特性［9］。但如前所述，目前國內(nèi)外對(duì)全機(jī)增升構(gòu)型除冰狀態(tài)氣動(dòng)特性及分離流場的研究還較為缺乏，研究對(duì)象仍以完全結(jié)冰狀態(tài)下的多段翼型和翼身組合體為主。San?kar等［10］較早地給出了結(jié)冰條件下多段翼型升阻特性及分離特性的變化情況；Rakowitz等［11］評(píng)估了結(jié)冰對(duì)翼身組合體增升構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響；Prince Raj等［12］對(duì)比了過冷大水滴與常規(guī)粒徑水滴結(jié)冰對(duì)多段翼型宏觀流場的影響差異；Lee等［13］分析了過冷大水滴結(jié)冰對(duì)多段翼型部件間流動(dòng)干擾的作用機(jī)制。近年來中國桑為民等［14-15］開展了縫翼結(jié)冰對(duì)多段翼型和增升構(gòu)型壓力分布形態(tài)的影響研究。張辰［16-17］和李冬［18］等評(píng)估了過冷大水滴結(jié)冰對(duì)多段翼型分離流場非定常特性的影響。張恒等［19］針對(duì)大迎角下縫翼前緣角狀冰誘導(dǎo)的失速分離復(fù)雜流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。肖茂超等［20］分析了30P30N多段翼型縫翼前緣結(jié)冰觸發(fā)多尺度旋渦結(jié)構(gòu)的精細(xì)演化過程。上述研究工作為全機(jī)增升構(gòu)型除冰狀態(tài)下的氣動(dòng)特性分析研究提供了重要參考。

本文針對(duì)中外翼重點(diǎn)防護(hù)的防/除冰方案，基于數(shù)值模擬方法關(guān)于大型客機(jī)增升構(gòu)型未結(jié)冰、未除冰、除冰狀態(tài)下的全機(jī)失速分離特性變化情況開展對(duì)比分析研究，以期厘清機(jī)翼結(jié)冰防護(hù)對(duì)失速特性特別是力矩安定性的改善機(jī)制，明確防護(hù)前后局部分離特征與失速特性之間的關(guān)聯(lián)，為防/除冰系統(tǒng)工作效能分析、防護(hù)區(qū)域設(shè)計(jì)優(yōu)化及大型客機(jī)結(jié)冰適航取證驗(yàn)證提供理論依據(jù)。

1 數(shù)值模擬方法及驗(yàn)證

對(duì)結(jié)冰狀態(tài)大型客機(jī)增升構(gòu)型的多工況計(jì)算分析而言，雷諾平均（Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS）方法在計(jì)算成本和效率方面具備顯著優(yōu)勢，具備模擬后掠翼結(jié)冰狀態(tài)宏觀失速特性的能力［21］，同時(shí)也是當(dāng)前國內(nèi)外民機(jī)設(shè)計(jì)研發(fā)采用的主要結(jié)冰影響分析評(píng)估手段［22-23］。

參考類似構(gòu)型數(shù)值模擬方法［22，24］，采用格心格式有限體積法［25］求解可壓縮RANS方程，無黏通量通過Roe差分分裂格式［26］求解，單元界面上插值模板為三階MUSCL格式［27］，黏性通量采用中心差分格式進(jìn)行離散，湍流模型采用一方程S-A（Spalart-Allmaras）模型［28］，時(shí)間推進(jìn)采用隱式近似因子分解算法［29］，使用多重網(wǎng)格和網(wǎng)格序列技術(shù)加速收斂。

由于公開發(fā)布的多段翼型及增升構(gòu)型結(jié)冰狀態(tài)幾何構(gòu)型及風(fēng)洞測力試驗(yàn)數(shù)據(jù)較為缺乏，因此選取AIAA HiLiftPW-1構(gòu)型［30］驗(yàn)證三維高升力構(gòu)型失速特性的模擬可靠性。HiLiftPW-1構(gòu)型是由30°偏角前緣縫翼和25°偏角后緣襟翼組成的三段增升裝置，按AIAA網(wǎng)格生成指南生成網(wǎng)格量 分 別 為7×106、2×107和5×107的3套不 同密度多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格開展敏感性分析，采用H型拓?fù)?、O型拓?fù)浞謩e處理遠(yuǎn)場網(wǎng)格和近壁面網(wǎng)格以保證當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格具有良好的正交性，同時(shí)控制壁面首層網(wǎng)格法向尺寸相對(duì)平均氣動(dòng)弦長為10×10?5量級(jí)以保證y+≤1。密網(wǎng)格構(gòu)型如圖1所示。

圖1 HiLiftPW-1構(gòu)型表面網(wǎng)格Fig.1 Surface grid of HiLiftPW-1 configuration

圖2 氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果Fig.2 Calculation results of aerodynamic performances

基于風(fēng)洞試驗(yàn)條件的計(jì)算分析狀態(tài)為Ma=0.20、Re=4.63×106、溫度T=520R，其中R為蘭金溫標(biāo)。圖2給出了計(jì)算與試驗(yàn)氣動(dòng)特性結(jié)果的對(duì)比，其中CL為升力系數(shù)，Cm為力矩系數(shù)，α為迎角，可見小迎角下不同網(wǎng)格密度升力曲線與試驗(yàn)值均吻合良好，大迎角下粗網(wǎng)格獲得的最大升力系數(shù)及失速迎角與試驗(yàn)值之間有明顯差距，中網(wǎng)格及密網(wǎng)格失速特性計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值均較接近。雖不同密度網(wǎng)格獲得的力矩系數(shù)均與試驗(yàn)值之間存在一定平移量，但變化趨勢基本一致。相對(duì)于升力特性，網(wǎng)格密度對(duì)力矩特性影響較大。

圖3給出了縱向力矩中立安定狀態(tài)下α=13°時(shí)數(shù)值模擬獲得的展向壓力分布與試驗(yàn)值對(duì)比，其中Cp為壓力系數(shù)，X為流向長度占比?？梢娬瓜?5%站位內(nèi)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)差距很小，表明數(shù)值模擬方法能較為準(zhǔn)確地捕捉基本壓力形態(tài)特征，同時(shí)反映縫道效應(yīng)明顯的前緣襟翼、主翼前緣及后緣襟翼上表面附近壓力峰值計(jì)算精確度與網(wǎng)格密度正相關(guān)。

圖3 力矩中立安定狀態(tài)壓力分布計(jì)算結(jié)果Fig.3 Calculation results of pressure distribution with moment neutral stability state

就圖2和圖3而言，采用的數(shù)值方法對(duì)三維高升力構(gòu)型失速特性分析較準(zhǔn)確，能為大型客機(jī)結(jié)冰狀態(tài)增升構(gòu)型的失速特性分析研究提供支撐。綜合考慮計(jì)算精度與效率要求，在全機(jī)增升構(gòu)型計(jì)算分析中基于中網(wǎng)格密度進(jìn)行網(wǎng)格生成。

2 結(jié)冰狀態(tài)全機(jī)增升構(gòu)型及計(jì)算網(wǎng)格

2.1 全機(jī)增升構(gòu)型及結(jié)冰模型構(gòu)造

分析研究的大型客機(jī)全機(jī)增升形式與現(xiàn)役窄體單通道雙發(fā)干線客機(jī)接近，采用前緣縫翼-主翼-后緣襟翼三段增升裝置。翼面前緣布置5段縫翼，短艙內(nèi)側(cè)為1號(hào)縫翼，短艙外側(cè)依次為2、3、4、5號(hào)縫翼。圖4為增升構(gòu)型布局形式示意圖。

圖4 增升構(gòu)型三維模型Fig.4 Three-dimensional model of high-lift configuration

結(jié)合典型結(jié)冰環(huán)境下的冰風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果構(gòu)造縫翼前緣結(jié)冰冰形。試驗(yàn)于中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心3 m×2 m冰風(fēng)洞［31］展開，數(shù)值模擬基于FENSAP-ICE程序展開。結(jié)冰條件為來流速度120 m/s、來流迎角2°、過冷水滴粒徑20 μm、液態(tài)水含量0.45 g/m3、結(jié)冰溫度263.15 K、結(jié)冰時(shí)長22.5 min。參考CRM65后掠翼前緣冰條構(gòu)造方式［32］，針對(duì)1號(hào)縫翼、2號(hào)縫翼、5號(hào)縫翼、翼梢小翼及外翼間隙翼型獲得5組二維冰形，根據(jù)不同防/除冰狀態(tài)沿展向?qū)ι鲜霰芜M(jìn)行光順連接，生成連續(xù)冰條曲面后與干凈構(gòu)型接合形成用于空氣動(dòng)力學(xué)特性影響分析的機(jī)翼結(jié)冰構(gòu)型。冰形具備顯著的角狀凸起特征，由于前緣半徑展向分布及后掠三維效應(yīng)，外側(cè)縫翼結(jié)冰程度較內(nèi)側(cè)更強(qiáng)，上冰角高度沿展向由0.1c增 長 到0.3c左 右，其 中c為 弦 長，這 與 國 外后掠翼風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果類似，能表征真實(shí)飛行條件下的增升構(gòu)型結(jié)冰狀態(tài)［32］。

針對(duì)未結(jié)冰、未除冰、除冰3種狀態(tài)開展計(jì)算分析。定義未除冰構(gòu)型為縫翼全翼展前緣帶冰構(gòu)型。除冰構(gòu)型定義為短艙內(nèi)外側(cè)縫翼前緣及翼梢區(qū)域均不設(shè)置防/除冰系統(tǒng)，只在中外翼區(qū)域重點(diǎn)防護(hù)，即1、2號(hào)縫翼、5號(hào)縫翼外側(cè)與翼梢小翼前緣不除冰，3、4、5號(hào)縫翼前緣除冰；此外由于縫翼展向間斷區(qū)域無法配備防/除冰裝置，因此保留當(dāng)?shù)匦《伍g隙冰。圖5給出了除冰狀態(tài)下1、2號(hào)縫翼、小翼及間隙冰形，相對(duì)于現(xiàn)役同類別機(jī)型設(shè)置的縫翼結(jié)冰防護(hù)區(qū)域進(jìn)一步縮?。?］。

2.2 計(jì)算網(wǎng)格生成

圖5 除冰狀態(tài)縫翼冰形Fig.5 Ice shapes on slat under de-icing condition

針對(duì)增升構(gòu)型生成半模結(jié)構(gòu)化多塊點(diǎn)對(duì)接計(jì)算網(wǎng)格。計(jì)算域遠(yuǎn)場流向取30倍機(jī)身長，展向取20倍半展長，法向取15倍機(jī)身長。首先完成干凈構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格生成，生成策略與HiLiftPW-1高升力構(gòu)型維持一致，翼面關(guān)注區(qū)域網(wǎng)格分布與中網(wǎng)格構(gòu)型接近，全場網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)約為7.0×107。圖6給出了干凈構(gòu)型表面網(wǎng)格。之后在干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上修改結(jié)冰位置網(wǎng)格拓?fù)浼坝成?，使之與冰形的角狀幾何特征匹配，同時(shí)對(duì)冰角后網(wǎng)格進(jìn)行加密，即可較為準(zhǔn)確地模擬縫翼前緣結(jié)冰觸發(fā)的分離流動(dòng)特征，生成結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格［19］。圖7給出了結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格典型空間截面。

圖6 干凈構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格Fig.6 Calculation grid of clean configuration

圖7 結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格截面Fig.7 Grid section of icing configuration

3 未結(jié)冰、未除冰、除冰構(gòu)型失速特性對(duì)比

3.1 宏觀失速特性

未結(jié)冰、未除冰、除冰狀態(tài)下的增升構(gòu)型升力/力矩特性對(duì)比如圖8所示，表明縫翼前緣結(jié)冰對(duì)中小迎角附近的氣動(dòng)力影響相對(duì)有限，主要導(dǎo)致較大迎角下的失速特性發(fā)生本質(zhì)改變。未結(jié)冰構(gòu)型具備較大的失速邊界，臨界迎角附近縱向力矩靜安定性良好，能產(chǎn)生較大的恢復(fù)力矩，體現(xiàn)了期望的大型客機(jī)增升構(gòu)型氣動(dòng)特性［33］。縫翼全翼展結(jié)冰使失速迎角提前6°以上，最大升力系數(shù)減小約0.4，臨界迎角附近縱向力矩特性由靜安定退化為范圍超過4°的中立安定區(qū)域，且中立現(xiàn)象先于失速點(diǎn)出現(xiàn)，進(jìn)一步限制了可用升力系數(shù)，全機(jī)失速特性全面惡化。中外翼縫翼除冰使失速迎角拓展2°以上，最大升力系數(shù)提升0.2，獲得了相對(duì)和緩的失速形態(tài)，特別是基本消除了臨界迎角附近的力矩中立安定現(xiàn)象，有效保證了結(jié)冰狀態(tài)下的全機(jī)操穩(wěn)安全。

圖8 不同狀態(tài)全機(jī)失速特性對(duì)比Fig.8 Stall performance comparison of whole configu?ration under different conditions

由于短艙外側(cè)翼面是當(dāng)前結(jié)冰防護(hù)關(guān)注的重點(diǎn)區(qū)域，圖9進(jìn)一步提取了外翼的局部升力/力矩特性變化情況。升力特性對(duì)比情況表明中外翼除冰對(duì)部件失速迎角的改善量大于全機(jī)，達(dá)4°左右；最大升力系數(shù)貢獻(xiàn)約0.1，小于全機(jī)增量；這表明中外翼結(jié)冰防護(hù)對(duì)失速特性的改善機(jī)制不僅在于直接提升當(dāng)?shù)匾砻姹倔w的最大升力系數(shù)，同時(shí)也通過拓展失速迎角增加了內(nèi)翼、機(jī)身、平尾等其余部件的升力邊界。此外未除冰構(gòu)型外翼失速點(diǎn)先于全機(jī)出現(xiàn)，而未結(jié)冰/除冰構(gòu)型外翼失速點(diǎn)與全機(jī)基本匹配，表明由于外翼當(dāng)?shù)乇螏缀纬叽缂昂舐有?yīng)的雙重作用，結(jié)冰對(duì)當(dāng)?shù)貧鈩?dòng)特性的影響大于全機(jī)。除冰對(duì)外翼縱向力矩特性的改善效果不僅體現(xiàn)于推后了上仰點(diǎn)，且顯著改善了上仰點(diǎn)之后的力矩發(fā)散特性，從而基本消除了失速臨界迎角附近的中立安定現(xiàn)象，但上仰點(diǎn)與未結(jié)冰構(gòu)型之間仍然存在一定差距。

圖9 不同構(gòu)型外側(cè)機(jī)翼部件力對(duì)比Fig.9 Force comparison of outboard wing components of different configurations

3.2 失速分離特性

圖10以表面極限流線和摩阻分布的形式給出了失速點(diǎn)附近迎角相同狀態(tài)下不同構(gòu)型的翼面分離流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，其中Cf為摩阻系數(shù)，圖11進(jìn)一步以摩阻云圖的形式對(duì)比了外翼流動(dòng)形態(tài)特征，其中分離位置及強(qiáng)度以低摩阻區(qū)形式指示。對(duì)未結(jié)冰構(gòu)型而言該工況屬于失速前狀態(tài)，翼面總體能維持良好的附著流動(dòng)特性，分離流動(dòng)發(fā)展變化處于起始階段，大致可劃分為翼身交界區(qū)域、短艙后緣、副翼3部分，影響范圍局限于部件當(dāng)?shù)兀磳?dǎo)致顯著的升力/力矩?fù)p失現(xiàn)象。

圖10 不同構(gòu)型機(jī)翼表面流線-摩阻云圖對(duì)比Fig.10 Comparison of surface streamline-friction distributions on wing of different configurations

圖11 不同構(gòu)型外翼摩阻云圖對(duì)比Fig.11 Friction distribution comparison of outboard wing of different configurations

未除冰構(gòu)型此時(shí)已進(jìn)入過失速狀態(tài)，前緣結(jié)冰在縫翼當(dāng)?shù)赜|發(fā)了顯著的分離現(xiàn)象，導(dǎo)致內(nèi)翼外側(cè)、外翼外側(cè)也伴隨產(chǎn)生了后緣分離，表明此時(shí)大部分縫翼增升效能已基本喪失。但由于翼身交界區(qū)域、短艙外側(cè)位于展向分離渦結(jié)構(gòu)的卷起位置［34］，在下洗流動(dòng)-后掠橫流效應(yīng)的綜合影響下分離流動(dòng)的弦向擴(kuò)張過程相對(duì)較弱，導(dǎo)致短艙外側(cè)的2號(hào)縫翼在一定程度上保持了附著流動(dòng)特征，因而仍然能體現(xiàn)增升效果，未在當(dāng)?shù)刂饕砗缶売|發(fā)分離。此外由于翼身交界區(qū)域的三維流動(dòng)效應(yīng)影響，1號(hào)縫翼內(nèi)側(cè)結(jié)冰誘導(dǎo)的分離強(qiáng)度也相對(duì)較弱。

除冰構(gòu)型對(duì)應(yīng)接近失速點(diǎn)的臨界失速狀態(tài)，表明3、4、5號(hào)縫翼除冰不僅有效抑制了當(dāng)?shù)厍熬壏蛛x，同時(shí)顯著改善了主翼后緣分離特征，外翼整體流動(dòng)形態(tài)接近干凈構(gòu)型，縫翼增升效能得以恢復(fù)。盡管2號(hào)縫翼未作結(jié)冰防護(hù)，但由于上述下洗-橫流綜合影響機(jī)制，分離區(qū)域發(fā)展滯止于縫翼外側(cè)。由于此時(shí)內(nèi)翼分離仍較顯著，反而使整體流動(dòng)拓?fù)浣咏Ｒ?guī)布局民機(jī)期望獲得的內(nèi)側(cè)始發(fā)分離形態(tài)［33］。

此外由于小翼前緣并未除冰，當(dāng)?shù)爻尸F(xiàn)完全分離狀態(tài)，但作為誘導(dǎo)阻力相關(guān)部件升力效應(yīng)相對(duì)較弱，流動(dòng)特征對(duì)全機(jī)失速特性的影響仍屬于二階量。雖縫翼間隙冰也會(huì)觸發(fā)局部弦向分離，但由于展向長度相對(duì)縫翼較小，此時(shí)基本不影響整體流動(dòng)形態(tài)。

圖12以馬赫數(shù)云圖的形式對(duì)比了失速點(diǎn)附近迎角相同狀態(tài)下40%、60%展向站位結(jié)冰前后的空間流場速度分布，其中x為流向長度，y為法向長度，表明干凈構(gòu)型各站位縫翼上表面及主翼前緣附近均存在大范圍加速區(qū)，體現(xiàn)了縫翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的彎度-縫道增升效應(yīng)。60%站位結(jié)冰狀態(tài)下縫翼上表面存在長度與部件尺寸相當(dāng)?shù)牡湫腿址蛛x泡，具備空間大范圍回流特征，產(chǎn)生了顯著的動(dòng)能衰減效應(yīng)，導(dǎo)致主翼前緣加速區(qū)嚴(yán)重退化。由于該站位冰角高度相對(duì)較大、前緣擾動(dòng)誘導(dǎo)分離效應(yīng)較強(qiáng)，且位于展向大渦結(jié)構(gòu)充分發(fā)展的中外翼位置，因而是結(jié)冰防護(hù)必須涉及的重點(diǎn)區(qū)域。

圖12 結(jié)冰前后縫翼附近流場速度分布對(duì)比Fig.12 Velocity distribution comparison of flowfield near slat before and after icing

但對(duì)于靠近短艙外側(cè)的40%站位而言，由于大迎角狀態(tài)短艙下洗作用明顯，即使縫翼前緣冰角高度較大也并未觸發(fā)全局分離，速度衰減現(xiàn)象僅產(chǎn)生于冰角后方近壁面及縫翼尾跡區(qū)域，縫翼-主翼前緣仍存在大范圍連片加速區(qū)，當(dāng)?shù)乜p道加速效應(yīng)仍能維持，動(dòng)能損失相對(duì)不明顯，因而增升效能基本能維持，因此進(jìn)行結(jié)冰防護(hù)意義相對(duì)有限，可取消相應(yīng)區(qū)域的防/除冰措施。

圖13進(jìn)一步給出了除冰構(gòu)型2號(hào)縫翼下表面駐點(diǎn)流線的分布情況，表明在下洗-后掠三維綜合效應(yīng)的影響下縫翼內(nèi)側(cè)來流駐點(diǎn)相對(duì)靠近前緣，沿展向向外駐點(diǎn)位置逐漸向后推進(jìn)，直到縫翼外側(cè)移動(dòng)至鉤尖位置，總體而言迎角效應(yīng)相對(duì)較弱，很大程度上抑制了結(jié)冰誘導(dǎo)前緣分離泡的發(fā)展和擴(kuò)張。

圖13 除冰狀態(tài)2號(hào)縫翼下表面駐點(diǎn)流線Fig.13 Stagnation point streamline on lower surface of Slat 2 under de-icing condition

圖14給出了不同構(gòu)型外翼等百分比站位的壓力分布形態(tài)對(duì)比情況，其中SPAN為站位百分比。由于40%截面位于圖11所示的分離起始區(qū)域，結(jié)冰后仍能基本維持與干凈構(gòu)型類似的壓力分布形態(tài)，但由于當(dāng)?shù)厝醴蛛x仍對(duì)增升效能有一定影響，主翼前緣吸力峰值略有降低。50%~80%截面位于防/除冰區(qū)域內(nèi)，不同于未除冰構(gòu)型縫翼壓力峰完全消失、主翼前緣吸力大幅損失、平臺(tái)特征顯著、增升效能下降明顯的特點(diǎn)，除冰后各截面壓力分布形態(tài)基本得到恢復(fù)，不過50%及60%截面主翼前緣吸力峰值仍略低于未結(jié)冰構(gòu)型。上述現(xiàn)象表明雖當(dāng)?shù)胤e冰已完全去除，但由于后掠翼展向流動(dòng)效應(yīng)影響，2號(hào)縫翼位置分離仍會(huì)對(duì)外側(cè)流動(dòng)產(chǎn)生干擾，該效應(yīng)在50%截面處最為明顯，隨展向距離增加逐漸減弱。而對(duì)于翼梢附近的90%截面而言，由于當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)三維效應(yīng)影響強(qiáng)烈，縫翼結(jié)冰對(duì)壓力分布特征的影響并不顯著，因而存在進(jìn)一步減縮防護(hù)面積的可能性［5］，可在后續(xù)研究工作中進(jìn)一步研究縮減5號(hào)縫翼防護(hù)面積的收益。

圖14 展向40%~90%站位剖面壓力分布對(duì)比Fig.14 Comparison of profile pressure distribution at 40%~90% position of outboard wing

4 除冰構(gòu)型失速點(diǎn)附近分離流動(dòng)發(fā)展過程

圖15 除冰構(gòu)型失速點(diǎn)附近分離流動(dòng)形態(tài)發(fā)展變化過程Fig.15 Development process of separation pattern near stall point of de-icing configuration

圖15以表面極限流線及摩阻云圖的形式對(duì)比了除冰構(gòu)型臨界失速、失速點(diǎn)、過失速狀態(tài)下的分離流動(dòng)發(fā)展過程，表明分離流場結(jié)構(gòu)隨來流迎角的變化較為穩(wěn)定，其中內(nèi)翼后緣分離發(fā)展變化具備沿弦向逐漸向前擴(kuò)張、強(qiáng)度不斷提高的特點(diǎn)，在過失速狀態(tài)下表現(xiàn)出顯著的回流特征。外翼則呈現(xiàn)出與前緣縫翼排布位置一一對(duì)應(yīng)的帶間斷后緣分離形態(tài)，推測與縫翼縫隙位置前緣殘留冰誘導(dǎo)有關(guān)，但直到過失速狀態(tài)主翼表面極限流線仍能維持附著，僅在縫翼當(dāng)?shù)伢w現(xiàn)了局部回流特征。雖副翼區(qū)域在臨界失速狀態(tài)下即存在初始分離，但影響范圍并未隨迎角急劇擴(kuò)張。失速分離過程總體符合內(nèi)翼始發(fā)分離、外翼分離沿展向逐次擴(kuò)張的理想梯次順序［33］。

圖16給出了除冰構(gòu)型失速過程中展向各站位壓力分布形態(tài)的變化情況?？梢娤鄬?duì)臨界失速狀態(tài)，失速點(diǎn)除內(nèi)翼25%站位及翼梢附近90%站位縫翼-主翼吸力有所降低外，其余各站位均呈現(xiàn)縫翼上表面負(fù)壓區(qū)微幅增加的共同特征，與失速點(diǎn)之前的升力-力矩蠕增現(xiàn)象相對(duì)應(yīng)。

圖16 除冰構(gòu)型失速過程展向各站位剖面壓力分布Fig.16 Pressure distribution of spanwise stations during stall process of de-icing configuration

過失速狀態(tài)下的上翼面負(fù)壓損失則主要體現(xiàn)于縫翼前緣未防護(hù)的60%站位以內(nèi)翼面，主翼上表面產(chǎn)生了顯著的吸力峰退化-壓力平臺(tái)特征，與當(dāng)?shù)睾缶壏蛛x現(xiàn)象相對(duì)應(yīng)，但中外翼防護(hù)區(qū)域壓力分布形態(tài)仍然能維持，因而失速形態(tài)及縱向力矩發(fā)散相對(duì)和緩。

由于結(jié)冰狀態(tài)下內(nèi)外翼存在弦向-展向分離模式差異，因此內(nèi)翼區(qū)域縫翼-主翼吸力同步降低，而外翼縫翼前緣吸力峰值能夠維持，壓力損失主要體現(xiàn)在主翼位置。此外各站位襟翼后緣也均產(chǎn)生了局部壓力平臺(tái)特征，指示了此時(shí)潛在的當(dāng)?shù)胤蛛x現(xiàn)象。

圖17 除冰構(gòu)型失速過程空間流線Fig.17 Space streamlines during stall process of deicing configuration

圖17以空間流線形式直觀給出了除冰構(gòu)型失速過程中分離流場結(jié)構(gòu)的變化情況，表明內(nèi)翼-外翼內(nèi)側(cè)相繼卷起了兩個(gè)空間大尺度旋渦，共同削弱了后方流場下洗效應(yīng)，使平尾力矩恢復(fù)效能得以提升。雖中外翼呈現(xiàn)出了一定程度的展向流動(dòng)趨勢，但總體能維持良好的附著形態(tài)。因而當(dāng)前結(jié)冰防護(hù)策略能在維持外翼縱向力矩不上仰的同時(shí)強(qiáng)化內(nèi)翼始發(fā)分離特征，從而改善臨界迎角附近的縱向安定性。

5 結(jié) 論

針對(duì)中外翼重點(diǎn)防護(hù)的大型客機(jī)增升構(gòu)型防/除冰方案完成了除冰狀態(tài)下的全機(jī)失速分離特性數(shù)值模擬分析，得到主要結(jié)論如下：

1）后掠翼結(jié)冰狀態(tài)下的失速分離演化過程由展向大渦結(jié)構(gòu)的空間掃掠效應(yīng)主導(dǎo)，因而大渦初始卷起位置冰角擾動(dòng)的影響量相對(duì)較弱，這是削減當(dāng)?shù)亟Y(jié)冰防護(hù)區(qū)域的流體力學(xué)依據(jù)。

2）短艙外側(cè)區(qū)域在上述后掠橫流效應(yīng)的綜合影響下起始駐點(diǎn)位置距縫翼前緣較近，迎角效應(yīng)相對(duì)較弱，因而能抑制結(jié)冰誘導(dǎo)前緣分離泡的弦向擴(kuò)張，仍能體現(xiàn)縫翼增升效果。

3）當(dāng)前結(jié)冰防護(hù)策略在維持外翼縱向力矩不上仰的同時(shí)強(qiáng)化了內(nèi)翼始發(fā)分離-當(dāng)?shù)叵孪礈p弱-平尾安定效能增加的耦合特征，因而改善了臨界迎角附近的安定性。

4）基于當(dāng)前防/除冰系統(tǒng)方案，在防護(hù)區(qū)域較同類民機(jī)型號(hào)有所縮減的前提下仍能有效改善增升構(gòu)型分離流動(dòng)形態(tài)、拓展失速邊界，保證結(jié)冰狀態(tài)下的飛行安全。

現(xiàn)階段主要從工程應(yīng)用角度出發(fā)，先期對(duì)比分析除冰狀態(tài)下典型民機(jī)構(gòu)型宏觀失速特性；下一步將在此基礎(chǔ)上結(jié)合更為細(xì)致和精確的數(shù)值模擬方法及更為豐富和完備的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，針對(duì)翼面結(jié)冰及除冰狀態(tài)蘊(yùn)含的復(fù)雜流動(dòng)演化機(jī)制進(jìn)行更為系統(tǒng)深入的剖析和挖掘。