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民用飞机ADHF构型升阻特性研究

  • 刘苍松1

    机 构：

    1. 上海飞机设计研究院,上海 201210

    ×
  • ，刘沛清2

    机 构：

    2. 北京航空航天大学,北京 100191

    ×

1. 上海飞机设计研究院,上海 201210；
2. 北京航空航天大学,北京 100191；

Lift-drag characteristics of ADHF configuration for civil aircraft

  • LIU Cangsong1

    Affiliation：

    1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210 , China

    ×
  • ，LIU Peiqing2

    Affiliation：

    2. Beihang University, Beijing 10083, China

    ×

1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210 , China；
2. Beihang University, Beijing 10083, China；

作者简介:

刘苍松,男,硕士,工程师。主要研究方向:飞机设计。E-mail:liucangsong@comac.cc;

刘沛清,男,博士,教授,博士生导师。主要研究方向:流体力学。E-mail:lpq@buaa.edu;

通讯作者:

刘苍松,E-mail:liucangsong@comac.cc

中图分类号:V224+.5

文献标识码:A

DOI:10.19416/j.cnki.1674-9804.2022.04.005

参考文献 1
《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册:第6册气动设计[M].北京:航空工业出版社,2002.
查找原文
参考文献 2
DAM V C P.The aerodynamic design of multi-element high-lift systems for transport airplanes[M].[S.l.]:Progress in Aerospace Sciences 2002.
查找原文
参考文献 3
RECKZEH D,SCHLIPF B,ANDREANI L,et al.Advanced trailing edge control surface on the wing of an aircraft:US08336829B2[P].2012-12-25.
查找原文
参考文献 4
STRÜBER H.The aerodynamic design of the A350 XWB-900 high lift system[C]//29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences.St.Petersburg:ICAS,2014.
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参考文献 5
RECKZEH D.Multifunctional wing movables design of the A350XWB and the way to future concepts[C]//29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences.St.Petersburg:ICAS,2014.
查找原文
参考文献 6
徐琳,田云,刘沛清,等.大型飞机后缘铰链襟翼与扰流板下偏联合主动控制的二维绕流数值研究[J].民用飞机设计与研究,2014(1):52-57.
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参考文献 7
刘江,郑隆乾,白俊强,等.扰流板下偏对增升装置气动性能的影响及流动机理研究[J].西北工业大学学报,2017,35(5):813-820.
查找原文
参考文献 8
刘苍松,刘沛清,毛俊,等.民用飞机ADHF构型扰流板下偏气动特性研究[J].航空计算技术,2021(5):84-86;91.
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参考文献 9
KLAUSMEYER S M,LIN J C.Comparative results from a CFD challenge over a 2D three-element high-lift airfoil[R].Hampton:NASA Langley Technical Report Server,1997.
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参考文献 10
HARRIS C D.NASA supercritical airfoils:a matrix of family-related airfoils:NASA Technical Paper 2969[R].Houston:NASA,1990.
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目录contents

    摘要

    采用计算流体力学方法,针对伴随扰流板下偏铰链襟翼典型二维多段翼进行数值模拟,研究了扰流板下偏对小襟翼起飞构型多段翼气动升阻特性的影响。结果表明:在所研究范围内,1)固定扰流板偏度及缝道,增大襟翼偏度,可明显提升多段翼升力,并增加1.13VSR-1.25VSR升力范围内的阻力;2)固定襟翼位置,增加扰流板偏度,可产生机翼弯度增大与缝隙量减小两个效果;3)机翼弯度增大,可提升多段翼小迎角下的升力,但最大升力影响有限,弯度增加效应可明显降低1.13VSR ~1.25VSR升力范围内的阻力;4)在0.3%c~1.3%c范围内,减小缝隙量,各迎角下升力均随之下降,但减小缝隙量也可明显降低1.13VSR~1.25VSR升力范围内的阻力;5)固定襟翼,随着扰流板下偏,升力在小迎角下有所提升,进失速段呈现下降现象,而阻力在1.13VSR~1.25VSR升力范围内可明显降低。

    Abstract

    Using the computational fluid dynamics method, the numerical simulation of a typical two-dimensional multi segment wing with adaptive drooped hinge flags(ADHF) was carried out, and the effect of spoiler deflection on the aerodynamic lift and drag characteristics of a multi-segment wing with a small flap take-off configuration was investigated. The results show that: within the research scope of this paper, 1) Fixing the spoiler deflection and gap, and increasing the flap deflection can significantly improve the lift of the multi-segment wing and increase the drag in the lift range of 1.13VSR~1.25VSR; 2) Fixing the flap position and increasing the spoiler deflection can produce two effects of increasing the wing curvature and decreasing the gap; 3) Increasing the curvature of the wing can improve the lift of the multi-segment wing at a small angle of attack, but have a limited effect on the maximum lift, while increasing the curvature significantly reduces the drag of the multi-segment wing in the 1.13VSR~1.25VSR lift range; 4) In the range of 0.3%c to 1.3%c, reducing the gap decreases the lift at all angles, but it also significantly reduces the drag in the lift range of 1.13VSR~1.25VSR; 5) Fixed flap position, with the spoiler downward deflection, the lift increases at small angles and decreases in the near-stall section, while the drag is significantly reduced in the 1.13VSR~1.25VSR lift range.

  • 0 引言

  • 民用飞机巡航状态与起降状态适用场景区别较大。巡航状态速度较高，要求跨音速流态下的阻力更低; 起飞状态因飞机重量、机场跑道长度及二阶段爬升梯度约束，更关注升力特性与升阻特性; 着陆卡位要求飞机具有高升力高阻力特性。民用飞机需针对性的设计不同构型以适应以上各个场景。增升装置就是用于起降构型的气动部件。民用飞机常见的增升装置包括前缘增升装置与后缘增升装置，前缘装置主要作用为推迟失速迎角，后缘增升装置主要用于提升线性段升力[1-2]。单缝襟翼为典型的后缘增升装置，驱动单缝襟翼可以有多种机构实现，铰链式襟翼在可靠性、机构复杂性与机构重量方面都有非常明显的优势。但铰链式襟翼在多卡位协同有天然的劣势。因此伴随扰流板下偏铰链式襟翼（ADHF）被提出。空客在A350XWB采用了ADHF方案[3-5]，针对这一构型的气动特征，国内进行了一些相关研究，徐琳等[6]将扰流板偏度作为优化参数，进行了多段翼方案优化; 刘江等[7]进一步进行了相同缝道参数下扰流板对着陆构型的影响并分析其机理; 刘苍松等[8]研究了ADHF构型升力特性在大迎角区线性度下降的原因，并给出了设计建议。以上文献均说明扰流板下偏可以提升增升多段翼升力，但扰流板下偏对升阻特性的影响并未作相关研究，本文针对二维多段翼进行CFD模拟，研究扰流板偏度与缝道参数的组合，分析了扰流板偏度及缝道参数对升阻特性的影响。

  • 1 数值方法及相关气动验证

  • 1.1 控制方程

  • 基于雷诺平均的Navier-Stokes（RANS）方程的流体求解方法因其在计算精度与计算资源消耗上达到一个较好的平衡而在工业领域广泛应用。RANS控制方程如公式（1）所示:

  • ∂U∂t+∂F∂x+∂G∂y+∂H∂z=J
    (1)

  • 式中:U为解向量，F、G、H为通量，J为源项。基于软件FLUENT17.0进行求解。湍流模型采用Spalart-Allmaras Model。

  • 1.2 标模验证

  • 数值方法采用标模30P30N[9]三段翼作为标模加以验证。参考弦长Cref=1.9 m，计算状态为:马赫数Ma =0.2，雷诺数Re=9×109，使用混合网格，总网格量为25万。第一层网格厚度为10-6倍弦长，采用压力基+COUPLE耦合，对流项采用二阶迎风格式，扩散项为中心差分，计算收敛精度为10-6。计算结果如图1所示。从图中可以看出，升力与部件升力与结果对标较好。

  • 图1 30P30N计算与试验升力系数对比

  • 2 数值模拟

  • 2.1 模型及网格说明

  • 多段翼基于超临界翼型标模SC（2）-0410[10]设计，缝翼弦长为0.15c，襟翼弦长为0.2c，扰流板弦长为0.126c。增升设计中对比了襟翼缝道、同缝道下扰流板偏度以及襟翼位置固定扰流板下偏影响。部件外形如图2所示。

  • 图2 不同增升构型

  • 各部件偏度及缝道参数如表1~表5所示。表1为各状态前缘的偏度及缝道参数; 表2展示缝隙量影响，扰流板偏度4°，襟翼偏度16°，搭接量5%c，缝隙量依次增大，对应图2第一组; 表3展示同缝隙量下扰流板偏转影响，襟翼偏度16°，缝道缝隙量0.5%c，搭接量5%c，扰流板偏度从0°增至5°，对应图2第二组; 表4展示扰流板下偏影响，固定襟翼位置偏度16°，搭接量5%c，扰流板从0°增至5°，缝道随之减小，对应图2第三组; 表5展示襟翼偏度影响，固定扰流板位置偏度4°，搭接量5%c，缝隙量0.5%c，襟翼从10°增至20°，对应图2第四组。

  • 表1 前缘部件缝道设置

  • 表2 后缘襟翼缝隙量设置

  • 表3 缝隙量固定（0.5%c）扰流板偏转设置

  • 表4 襟翼固定扰流板偏转设置

  • 表5 襟翼固定扰流板偏转设置

  • 2.2 网格无关性验证

  • 针对襟翼12°，扰流板下偏3°方案进行了网格无关性的验证，对比网格量为11万、22万、35万。表6为各网格量下升力差量，8°迎角下，粗网格与中网格偏差约在0.2%，但细网格与中网格偏差为0.04%; 随着迎角的增大，粗网格与中网格偏差升至0.5%~0.7%，但细网格与中网格偏差在0.03左右。结合计算量与计算精度，选取22万网格量中网格作为后续计算网格。网格如图3所示。

  • 表6 各卡位缝道设置

  • 图3 网格示意

  • 3 扰流板下偏对升阻特性影响

  • 参数弦长Cref =1 m，雷诺数Re =9×109，速度Ma =0.2。表7、表8与图4展示了四个不同因素对最大升力系数的影响。

  • 表7 参数影响升力特性（CL@AOA =8°）

  • 表8 参数影响升力特性（CL-MAX）

  • 由表及图所示:1）扰流板位置固定为4°，减小缝道缝隙量，小迎角升力与最大升力系数均产生下降效果，如图4（a）; 2）缝隙量固定（0.5%c），增大扰流板偏转角度，小迎角下升力有所提升，最大升力系数几乎没有影响，如图4（b）; 3）襟翼固定为 16°，随着扰流板偏转增大，同时缝隙量减小，小迎角下升力系数提升，但缝隙量小到一定程度后效果减弱，最大升力系数下降，二者约在15°左右交叉，如图4（c）。4）扰流板固定，缝道固定后，襟翼偏度增大，在小迎角区与近失速段区都可以产生较为可观的升力系数提升，如图4（d）。

  • 图4 多段翼升力规律

  • CCAR-25-R4第25.107条起飞速度条款所示，对无措施使一台发动机不工作带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机，V2MIN不得小于1.13VSR，不失一般性地取用1.13VSR~1.25VSR速度下升力用于爬升阶段，升力系数范围在1.7~2.3（迎角范围6°~12°），关注该阶段下升阻特性。图5展示了三组参数变化对阻力的影响。横坐标为升力，纵坐标为阻力，图5（a）中展示了缝隙量对阻力影响，从结果看影响较为有限，但缝隙量与阻力呈现负相关关系; 图5（b）展示了同缝隙量（0.5%c）下，扰流板偏转的影响，从结果看扰流板下偏角度将与阻力正相关; 图5（c）显示了前两组综合的影响，襟翼位置不变，扰流板向下偏转会明显降低阻力; 图5（d）展示了襟翼影响，随着襟翼偏度增加，同升力下阻力明显提升。综合来看，扰流板下偏产生的两个结果，即弯度增大与缝隙减小，均可对减阻产生正面作用; 而襟翼偏转主要体现为以升力与阻力体现为负相关关系。对比图5中第二组与第四组，同样是增加机翼弯度，扰流板偏度增加会产生减阻效果，但襟翼偏度增加阻力增加。

  • 图5（1.13VSR~1.25VSR）可用升力下阻力规律

  • 为进一步了解这一现象，将部件阻力分类讨论。以CL = 2.0为例，图6展示了缝道参数、扰流板偏度及二者对各个增升部件阻力影响。为统一数据范围，图中纵坐标为相对横坐标最左值阻力Cd的阻力差量ΔCd。随着缝道减小，主翼阻力逐渐增大，缝翼与扰流板阻力逐渐减小，襟翼阻力体现为先增大后减小，总阻力逐渐减小，见图6（a）; 缝隙量一致，随着扰流板偏度增加，缝翼和扰流板部件阻力逐渐增大，主翼和襟翼阻力逐渐减小，总阻力减小，见图6（b）; 襟翼固定，扰流板偏转，扰流板偏度与缝道共同起作用，缝翼和襟翼阻力先增后减，主翼和襟翼阻力先减后增，总阻力体现为减小，见图6（c）; 扰流板固定，随着襟翼角度增大，缝翼与襟翼阻力增大，主翼与扰流板阻力减小，总阻力增大，见图6（d）。对比图6（a）与图6（d），规律一致的部件为缝翼与主翼，扰流板偏度增加时，扰流板阻力增大，襟翼阻力减小，二者量级接近，总阻力减小; 襟翼偏度增加时，扰流板阻力微弱减小，襟翼阻力增大，总阻力增大。部件阻力分配一定程度上解释了为何同是弯度增大，扰流板偏转与襟翼偏转的阻力特性相反。

  • 图6 不同参数对阻力增量的影响

  • 增升部件间相对关系一般体现为前缘对后缘部件产生下洗作用，降低后缘部件当地迎角; 后缘部件对前缘产生上洗作用，增加当地迎角。扰流板下偏的作用，增大了前方部件即缝翼与主翼当地迎角，增大其载荷; 同时降低了襟翼当地迎角，降低其载荷。扰流板与襟翼间缝道射流速度大于远场流速，在襟翼后方形成尾迹，图7展示了8°迎角下，各参数变化后襟翼后侧尾迹区的大小。涂色区域为速度Ma＜0.12的低速区。从图中可以看出，扰流板下偏对尾迹区的影响，主要体现在减小缝隙量上。

  • 图7 襟翼后方尾迹面积（Ma ＜0.12）

  • 4 结论

  • 1）固定扰流板偏度及缝道，增大襟翼偏度，可明显提升多段翼升力，并增加1.13VSR~1.25VSR升力范围内的阻力;

  • 2）固定襟翼位置，增加扰流板偏度，可产生机翼弯度增大与缝隙量减小两个效果;

  • 3）机翼弯度增大，可提升多段翼小迎角下的升力，但最大升力影响有限，弯度增加效应可明显降低1.13VSR~1.25VSR升力范围内的阻力;

  • 4）在0.3%c到1.3%c范围内减小缝隙量，各迎角下升力均随之下降，但减小缝隙量也可明显降低1.13VSR~1.25VSR升力范围内的阻力;

  • 5）固定襟翼，随着扰流板下偏，升力在小迎角下有所提升，进失速段呈现下降现象，而阻力在1.13VSR~1.25VSR升力范围内得到明显降低。

  • 参考文献

    • [1] 《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册:第6册气动设计[M].北京:航空工业出版社,2002.

    • [2] DAM V C P.The aerodynamic design of multi-element high-lift systems for transport airplanes[M].[S.l.]:Progress in Aerospace Sciences 2002.

    • [3] RECKZEH D,SCHLIPF B,ANDREANI L,et al.Advanced trailing edge control surface on the wing of an aircraft:US08336829B2[P].2012-12-25.

    • [4] STRÜBER H.The aerodynamic design of the A350 XWB-900 high lift system[C]//29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences.St.Petersburg:ICAS,2014.

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    • [9] KLAUSMEYER S M,LIN J C.Comparative results from a CFD challenge over a 2D three-element high-lift airfoil[R].Hampton:NASA Langley Technical Report Server,1997.

    • [10] HARRIS C D.NASA supercritical airfoils:a matrix of family-related airfoils:NASA Technical Paper 2969[R].Houston:NASA,1990.

  • 基本信息

    中图分类号: V224+.5
    文献标识码: A
    DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2022.04.005

    基金信息

    引用信息

    刘苍松,刘沛清.民用飞机ADHF构型升阻特性研究[J].民用飞机设计与研究,2022(4):27-33.

    LIU C S, LIU P Q. Lift-drag characteristics of ADHF configuration for civil aircraft[J].Civil Aircraft Design and Research,2022(4):27-33(in Chinese).

    稿件历史

  • 参考文献

    • [1] 《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册:第6册气动设计[M].北京:航空工业出版社,2002.

    • [2] DAM V C P.The aerodynamic design of multi-element high-lift systems for transport airplanes[M].[S.l.]:Progress in Aerospace Sciences 2002.

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    • [10] HARRIS C D.NASA supercritical airfoils:a matrix of family-related airfoils:NASA Technical Paper 2969[R].Houston:NASA,1990.

    • 出版刊物

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