王 斌, 郝 璇, 郭少杰, 蘇 誠

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

商用飛機提高燃油效率及降低運營成本，很大程度上取決于發(fā)動機性能和外形氣動效率。根據(jù)Breguet航程公式，高巡航因子(MaL/D,馬赫數(shù)與升阻比的乘積)一直是巡航氣動設計追求的一個重要目標。然而，傳統(tǒng)民機氣動外形即使是采用先進的超臨界機翼，仍要承受因兼顧非設計點或其他要求而導致的氣動效率損失，主要在于：當前執(zhí)行的空中交通管制要求飛機在巡航過程中必須采用階梯巡航方式，這意味著等高定速飛行時，隨著燃油減少升力系數(shù)逐漸減小，飛行難以保持在恒定的升阻狀態(tài)；適航條例中對抖振邊界的規(guī)定要求飛機應能夠在大于經(jīng)濟巡航狀態(tài)的較大速度和升力范圍內(nèi)安全飛行，這使得機翼設計時必須兼顧這些狀態(tài)下的激波強度控制；巡航外形接近橢圓的展向升力分布有利于降低誘導阻力，而此時較大的翼根彎矩也增大了機翼的結(jié)構(gòu)重量，故總體設計要在氣動與重量之間做出權(quán)衡；型號系列化發(fā)展往往通過延長機身、加強結(jié)構(gòu)和增加發(fā)動機推力來實現(xiàn)，這要求機翼在較寬升力范圍內(nèi)均具有足夠高的氣動潛力，特別是抖振邊界特性。除此之外，氣動設計考慮減小配平阻力而對力矩產(chǎn)生限制,或保證干凈機翼具有較好的高低速分離特性等因素，都或多或少對巡航升阻比造成影響。因此，傳統(tǒng)巡航外形經(jīng)過多個設計考慮進行折中后并未達到理想的氣動效率，并且只有在特定的飛行剖面下才能獲得接近實際最優(yōu)的性能。

多年來燃油價格的增長以及航空市場對載荷、航程等性能要求的不斷提高，持續(xù)的系列化發(fā)展對飛機設計提出了更高的要求。國外多個大型飛機制造廠商和研究機構(gòu)開展了多項變形技術(shù)研究，目的就是尋求可經(jīng)濟地提高飛機氣動效率和操縱性的潛在技術(shù)，其中具有代表性的就是可變彎度機翼技術(shù)[1-5]。機翼的可變彎度概念是指在整個飛行過程中，隨飛行狀態(tài)的改變而不斷改變前后緣裝置的位置，使翼剖面的幾何形狀(彎度)不斷調(diào)整，使其在整個飛行范圍內(nèi)都具有接近最佳的氣動特性[6]。分析表明，變彎度機翼可以降低燃油消耗和運行成本，特別是對于長航程飛機，可以節(jié)約成本3.5%左右[7]。

可變彎度機翼，無論是從基礎(chǔ)空氣動力學理論還是實際飛行應用的角度來看，都具有巨大潛力。變彎度技術(shù)最初在軍用飛機上得到了比較廣泛的應用，為提高作戰(zhàn)飛機機動性而進行的技術(shù)研究帶動了大量變彎度概念的驗證和應用，具有代表性的有AFTI-F111、F-18及X-29A等[8-14]。民用運輸機在起降過程中利用前后緣裝置增大機翼彎度的增升技術(shù)早在20世紀20年代已基本成熟，而巡航階段通過變彎度來改善“非設計點”性能則是到20世紀后期才開始取得應用[2]。20世紀70年代，NASA Dryden飛行研究中心評估了現(xiàn)代寬體運輸機L-1011，采用可變彎度機翼技術(shù)在名義巡航飛行狀態(tài)可獲得1%～3%的減阻收益，并開展了飛行驗證試驗[4-5]。波音和空客公司從20世紀80年代開始評估變彎度概念，前者在B777-200ER上進行了后緣變彎度飛行試驗[15]，后者針對A330/A340開展了變彎度預設計[16]。據(jù)報道,最新一代的寬體客機B787和A350均采用了可變彎度機翼技術(shù)，在保證低速性能的同時改善了巡航狀態(tài)的阻力特性[17]。

國內(nèi)目前正開展遠程寬體客機的研究工作。鑒于在此方面缺乏實際工程經(jīng)驗，且可變彎度機翼技術(shù)多進行二維理論研究[18-21]，有必要在下一代寬體遠程客機研制初期，對國外先進飛機的關(guān)鍵氣動技術(shù)進行研究，形成一定的技術(shù)儲備。因此，針對寬體客機可變彎度機翼，參照傳統(tǒng)鉸鏈形式的操縱面建立了機翼前后緣變彎度研究模型并對其合理性進行了驗證。在此基礎(chǔ)上，采用數(shù)值計算手段分析了變彎度減阻原理，并結(jié)合數(shù)值優(yōu)化技術(shù)探索了機翼變彎度對巡航階段氣動效率的影響規(guī)律。本文在三維機翼上開展的研究工作，有助于進一步加深對巡航機翼變彎度減阻原理的認識，同時形成的高效研究分析手段可為后續(xù)工作奠定基礎(chǔ)。

1 變彎度研究模型

1.1 變彎度模型

目前商用客機上變彎度技術(shù)的應用幾乎都基于已有的襟、副翼和擾流板，這樣不會過多地增加系統(tǒng)重量。如圖1所示，巡航飛行時，內(nèi)、外襟翼按照一定策略和運動方式進行小角度偏轉(zhuǎn)，擾流板會自動搭接到偏轉(zhuǎn)后的襟翼上,達到改變機翼內(nèi)段和中段彎度的目的，而外翼附近彎度的變化可通過副翼定軸旋轉(zhuǎn)來實現(xiàn)。其中，僅使用襟翼和擾流板的變彎度形式居多。

圖1 商用飛機變彎度示意

僅從變彎度減阻原理研究的角度來看，上述模型存在兩個不利因素：一是襟翼、擾流板偏轉(zhuǎn)后，翼面局部存在臺階或縫隙，相鄰偏轉(zhuǎn)面的交接處形成“剪刀叉”，雖然考慮這些干擾在評估變彎度工程收益時具有實際意義，但對于原理性研究難以量化區(qū)分彎度變化對氣動力的具體影響；二是變彎度后復雜的型面使得計算網(wǎng)格難于自動、快速生成，影響研究分析效率。為克服這兩個問題，本文建立了一種簡化的變彎度模型。如圖2所示，針對總體布局,對后緣襟翼、擾流板、副翼及前緣縫翼的具體布置，在各操縱面兩端提取干凈機翼的控制翼型，根據(jù)操縱面的弦向占比設定控制翼型的可變范圍。其中，如站位6處的情況可進行平均處理。

每個站位控制翼型的彎度變化通過偏轉(zhuǎn)前后緣來實現(xiàn)，如圖3所示。為使偏轉(zhuǎn)后的前后緣與主翼連續(xù)過渡，設定一定弦長的過渡段，以3次曲線形式描述。為便于研究，統(tǒng)一將前后緣偏轉(zhuǎn)參照點設置在初始翼型的弦線上且位于過渡段中點。

圖2 控制翼型布置

當給定前后緣偏轉(zhuǎn)角度時，按照以上定義可獲得所有站位偏轉(zhuǎn)之后的控制翼型數(shù)據(jù)，再基于這些控制翼型即可生成改變彎度后的機翼CAD數(shù)模。

1.2 模型可信度分析

以翼身組合體為研究對象，分析圖1中的變彎度模型(Model1)在其后緣操縱面上/下偏轉(zhuǎn)2°時的氣動力變化，并與本文所建的變彎度模型(Model2)進行對比。需要指出，由于兩個模型變彎度轉(zhuǎn)軸位置及偏轉(zhuǎn)形式不同，比較時為使偏轉(zhuǎn)后的翼面盡量接近，本文建立模型的偏轉(zhuǎn)角度略小，基本在1.5°左右。

氣動力計算采用點對點對接方式生成的多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，半模網(wǎng)格數(shù)約為600萬。Model2由于變彎度時前后緣偏轉(zhuǎn)角度較小且經(jīng)過連續(xù)處理，所以不影響網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格質(zhì)量，可利用程序來實現(xiàn)不同偏轉(zhuǎn)變形后的網(wǎng)格自動生成。數(shù)值計算基于三維積分形式的雷諾平均N-S方程求解，湍流模型采用S-A一方程模型。程序經(jīng)過大量的試驗數(shù)據(jù)驗證[22,23]，具有較好的計算精度和效率。篇幅所限，這里不再贅述。

從圖4的對比情況來看，本文建立的變彎度研究模型能夠準確地反映氣動力隨后緣偏轉(zhuǎn)的變化趨勢，尤其是由于激波誘導分離導致的升力和力矩系數(shù)曲線轉(zhuǎn)折?？梢?，簡化后的模型可近似模擬真實操縱面的偏轉(zhuǎn)特性，并且機翼表面無型面質(zhì)量干擾，有利于實現(xiàn)數(shù)模和網(wǎng)格的自動生成，提高變彎度減阻原理研究效率。

(a)CL～α

(b)Cm～CL

(c)L/D～CL

圖4Ma=0.85,Re=5×107時氣動力曲線

Fig.4 Aerodynamic characteristics atMa=0.85 andRe=5×107

2 變彎度對氣動力的影響研究

為分析機翼彎度變化對氣動力的具體影響，在寬體客機典型標模CRM(Common Research Model)[24-25]的翼身組合體上建立變彎度研究模型，分析前后緣分別上/下偏轉(zhuǎn)2°范圍內(nèi)的氣動力、壓力分布和展向載荷分布的變化。

參照氣動布局一般經(jīng)驗布置前后緣操縱面，即機翼前后緣可變范圍，據(jù)此沿機翼展向選取8個控制翼型，如圖5所示。

1)前緣變化范圍為站位1(當?shù)叵议L的10%)線性過渡到站位8(當?shù)叵议L的18%)，由站位4將前緣分為內(nèi)外兩段。設定站位1、站位4和站位8的前緣可獨立偏轉(zhuǎn)，其他站位的偏轉(zhuǎn)角通過線性差值獲得。

2)后緣變化范圍為站位1至站位7，共分三段，分別模擬內(nèi)襟翼、外襟翼和副翼。站位1、站位4、站位6和站位7獨立偏轉(zhuǎn)，其他站位的偏轉(zhuǎn)角同樣通過線性差值獲得。弦向可變部分內(nèi)翼段保持等絕對弦長，站位4至站位7均為25%弦長。

3)前后緣與主翼之間的過渡段范圍設定為當?shù)叵议L的5%。

圖5 機翼變彎度范圍

2.1 后緣變彎度

如圖6所示，隨著機翼后緣彎度增加，翼身組合體升力系數(shù)、低頭力矩增大。在較大升力系數(shù)時后緣彎度變化對升阻比產(chǎn)生顯著影響，后緣下偏時升阻比增大。按力矩曲線發(fā)生拐折來判別，抖振起始升力系數(shù)在后緣下偏1°達到最大值。

從圖7中可以看出，雖然機翼后緣僅作微小偏轉(zhuǎn)，但對上下翼面的壓力分布均產(chǎn)生明顯的影響，尤其是上翼面的激波位置和強度。來流迎角不變時，后緣下偏除了增加控制翼型的彎度，實際上也類似于增大了當?shù)貛缀闻まD(zhuǎn)角，故前緣駐點后移，前緣吸力峰及上翼面超聲速范圍增大，激波位置后移，且波阻增大。內(nèi)外翼前緣吸力峰增長幅度不同應與當?shù)仄拭鎻澏攘考壱约巴瑯悠钱a(chǎn)生的當?shù)貜澏仍隽坎町愑嘘P(guān)。而某一升力系數(shù)時，后緣彎度增加，來流迎角減小，前緣吸力峰降低。由此可見，來流迎角與上翼面后端偏轉(zhuǎn)相結(jié)合，可使得某些狀態(tài)下激波減弱，這是變后緣彎度可降低波阻、改善激波誘導分離的原因。

圖8中展向升力系數(shù)(CL0)及升力載荷系數(shù)(LLoad=CL0c/(CLcA))分布顯示，由于各控制翼型的彎度不同，即使后緣各偏轉(zhuǎn)角相同，但仍可改變機翼的展向升力分布。這說明機翼變彎度可有效調(diào)整機翼環(huán)量分布，降低誘導阻力。

2.2 前緣變彎度

如圖9所示，隨著前緣彎度增大，氣動力和力矩系數(shù)變化并不顯著，在計算范圍內(nèi)僅在偏大迎角時稍有影響。同樣，按力矩曲線發(fā)生拐折來判別抖振起始升力系數(shù)，可知其最大值出現(xiàn)在前緣上偏0.5°時。

從圖10中弦向壓力分布可以看出，前緣偏轉(zhuǎn)可降低上翼面的波前馬赫數(shù)，改善激波誘導分離。而圖11顯示，前緣偏轉(zhuǎn)導致的壓力分布變化并未明顯改變展向載荷系數(shù)分布。由此可見，前緣變彎度主要作用在阻力組成的波阻分量上，而對誘導阻力影響較小。

(a)CL～α

(b)cm～CL

(c)L/D～CL

圖6Ma=0.85,Re=4×107時氣動力曲線

Fig.6 Aerodynamic characteristics atMa=0.85 andRe=4×107

3 變彎度減阻優(yōu)化研究

3.1 研究方法

為獲得巡航速度下最佳的變彎度減阻策略，將參數(shù)化建模、高效氣動力計算及數(shù)值尋優(yōu)相結(jié)合，建立變彎度減阻優(yōu)化研究方法，如圖12所示。對巡航速度下各個指定升力系數(shù)狀態(tài)進行前后緣偏轉(zhuǎn)優(yōu)化，所得到結(jié)果集合可形成最優(yōu)升阻比包絡。

(a)α=2°

(b)CL=0.6

圖8 CL=0.6時展向氣動載荷分布

(a)CL～α

(b)Cm～CL

(c)L/D～CL

(a)α=2°

(b)CL=0.6

圖11 CL=0.6時展向氣動載荷分布

圖12 優(yōu)化流程

優(yōu)化過程中的氣動力計算基于附面層理論的守恒型全速勢方程求解[26-27]，可考慮黏性和輕度分離的影響，能夠準確地給出氣動力的變化趨勢和壓力分布形態(tài)。圖13為Ma=0.85、α=2°時前緣上偏1.5°及后緣下偏2°速勢程序(VP)與前文N-S數(shù)值方法在弦向壓力分布的對比，其中“TE”代表后緣偏轉(zhuǎn)狀態(tài)，“LE”代表前緣偏轉(zhuǎn)狀態(tài)?？梢娫摮绦蚰軌驕蚀_模擬前后緣小角度偏轉(zhuǎn)時的壓力分布變化。速勢程序可自動生成計算網(wǎng)格，計算速度快，可顯著提高優(yōu)化效率。為保證準確反映氣動力系數(shù)的變化情況，采用N-S求解器對優(yōu)化結(jié)果再進行評估。

(a)η=25%

(b)η=65%

3.2 巡航速度下變彎度減阻優(yōu)化

選取Ma=0.85時CL=0.30、0.45、0.50、0.55、0.60和0.65共6個狀態(tài)進行減阻優(yōu)化。采用單獨變后緣(Trailing Edge Variable Camber, TVC)及同時變前后緣(Leading and Trailing Edge Variable Camber, LTVC)彎度兩種方式。前者的優(yōu)化目標為升阻比最大、力矩增量最??；后者的優(yōu)化目標為升阻比最大，約束低頭力矩不大于初始值。兩種情況下優(yōu)化變量的取值范圍均為-3°～3°。

從兩種工況優(yōu)化后的前后緣偏轉(zhuǎn)情況來看，為減小CRM機翼阻力，小升力系數(shù)時后緣上偏，而大升力系數(shù)時內(nèi)翼下偏、外翼上偏。N-S方法計算的氣動系數(shù)結(jié)果分別見表1～表3。數(shù)據(jù)顯示：

1)相比于未變彎度，變彎度后小升力系數(shù)時對應的迎角增大，而大升力系數(shù)對應的迎角減小，即變彎度有等效于改變升力線斜率的作用。

2)在控制低頭力矩增量的情況下，當升力系數(shù)不大于設計升力系數(shù)(0.5)時，變彎度獲得的減阻量不超過0.000 05。隨著升力系數(shù)增大，誘導阻力和波阻值增加，而此時變彎度的減阻幅度也增大，可達0.0010以上。

3)相比于變后緣彎度，在較小升力系數(shù)時，同時變前后緣彎度未帶來額外減阻收益，而較大升力系數(shù)時減阻量顯著增加，并且低頭力矩增長也得到了進一步抑制。

表1 未變彎度時的氣動力系數(shù)

表2 后緣變彎度氣動力系數(shù)

表3 前/后緣變彎度氣動力系數(shù)

圖14為65%半翼展處各升力系數(shù)下變彎度前后弦向壓力分布的變化?？梢?，CL=0.3時，變彎度增大了前緣吸力峰。CL>0.5時，變彎度或改變了激波位置或降低了波前馬赫數(shù)，而改變前后緣彎度降低激波強度的效果更加顯著，并且正是因為前緣吸力峰的增加和激波位置前移而進一步減小了低頭力矩。

圖15顯示了CL=0.65變彎度優(yōu)化前后構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)曲線，圖16給出了上翼面極限流線的對比?？梢钥吹?，力矩曲線拐折起始點后移，上翼面分離區(qū)明顯減小，這說明變彎度提高了抖振起始升力系數(shù)。

圖17為機翼變彎度前后展向升力載荷系數(shù)分布變化對比。可以看到，CL=0.3時，變彎度減小了內(nèi)翼的升力系數(shù)，增大了外翼的升力系數(shù)。而CL=0.65時，變彎度發(fā)揮了相反的作用，即此時對誘導阻力的控制是有損失的。結(jié)合前文表1～表3中具體減阻量數(shù)值可知，變彎度減阻效果在小升力系數(shù)時取決于誘導阻力，而較大升力系數(shù)時則是波阻和誘導阻力的綜合。另外還可以看到，在抖振起始升力系數(shù)附近，變彎度使得外翼大幅卸載，這既可緩解外翼過早發(fā)生大面積激波誘導分離進而改善抖振特性，也可有效減小翼根彎矩從而有利于降低機翼結(jié)構(gòu)重量。

(a)CL=0.30

(b)CL=0.45

(c)CL=0.50

(d)CL=0.55

(e)CL=0.60

(f)CL=0.65

圖14 壓力分布變化,η=65%

Fig.14 Variation of sectional surface pressure,η=65%

圖15 Ma=0.85, Re=4×107時俯仰力矩系數(shù)曲線

圖16 CL=0.65時上翼面極限流線

(a)CL=0.3

(c)CL=0.65

4 結(jié) 論

本文以CRM機翼為對象，研究了寬體客機巡航階段機翼變彎度減阻的技術(shù)原理，獲得以下主要結(jié)論：

1)后緣下偏，在增大升力系數(shù)和低頭力矩的同時，會在較大升力系數(shù)附近獲得一定的升阻比提高，而抖振起始升力系數(shù)并非隨彎度增加而單調(diào)增大。

2)前緣上偏，升力系數(shù)、低頭力矩變化不大，激波移動幅度相對較小，但強度會有所降低。

3)一定升力系數(shù)下，變彎度引起的機翼展向當?shù)赜行в桥c彎度分布的變化，可減小激波阻力或誘導阻力，從而提高升阻比。

4)在約束低頭力矩增量的情況下，小于巡航升力系數(shù)的狀態(tài)由于不存在激波或激波較弱，且誘導阻力相對較小，變彎度減阻效果不顯著；而較大升力系數(shù)時變彎度可有效降低波阻和翼根彎矩，改善激波誘導分離。

5)在大升力系數(shù)狀態(tài)，相對于單獨變后緣彎度，同時偏轉(zhuǎn)前后緣可進一步抑制低頭力矩的增長，并獲得更大的阻力降低。

從CRM機翼變彎度減阻特性不難看出，巡航階段變彎度減阻能力很大程度上取決于基準機翼的展向升力分布和機翼壓力分布形態(tài)，這意味著不同機翼的變彎度效果可能差異很大。因此，型號研制過程中應針對具體構(gòu)型進行具體分析，這樣才能更準確地評估可變彎度機翼技術(shù)應用的氣動收益，為總體作綜合權(quán)衡提供支撐。