加装失速条对失速特性影响研究

钟 园，方 阳，周诗睿

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

民用飞机失速特性的优劣直接影响飞机的低速性能和安全性[1-2]。中国民用航空规章CCAR25在第25.201条失速演示、第25.203条失速特性及第25.207条失速警告条例中对失速的进入及进入失速后的操纵等有明确的规定[3]。为满足这些操纵要求，以及出于安全性和最低可接受的飞行品质的要求，失速特性不好的飞机必须对可使用的迎角进行限制，致使飞机实际可使用的最大迎角小于失速迎角。最大可使用迎角的受限会严重影响飞机的起降性能。

国内学者对失速特性进行了大量的研究。白俊强等[4]研究了发房导流片对翼面分离的改善作用，刘毅等[5]研究了加装失速条对某运输机滚转特性的改善作用，王继明等[6]研究了民用飞机俯仰力矩特性“上仰”的物理机理。然而关于失速特性改善[7-8]的相关研究较少。

本文研究了某民用尾吊式布局飞机加装失速条对其失速特性的影响。

1 物理模型

本文以某民用尾吊式布局飞机为研究对象，研究了失速特性改善的措施——加装失速条。如图1所示，图1(a)为某尾吊式布局飞机的全机着陆构型，包含机身、机翼主翼、缝翼、襟翼、翼梢小翼、短舱、挂架和垂平尾；图1(b)为在飞机内侧缝翼前缘加装了失速条。

图1 全机着陆构型和失速条示意图

2 数值计算方法验证

数值计算采用的软件为ANSYS CFX，这是一个基于有限体积方法的CFD(computational fluid dynamics，计算流体力学)求解器，采用的控制方程是三维雷诺平均Navier-Stokes方程。湍流模型采用的是SST(shear-stress transport，剪切应力输运)模型。在流场计算中监测全流场的残差和全机的升阻力系数、俯仰力矩系数，收敛判断标准为：残差下降至10-6以下或继续迭代时残差保持稳定,同时升阻力系数和俯仰力矩系数不再变化。

利用ANSYS ICEM CFD软件对全机着陆构型全三维流场生成结构化网格。图2给出了全机着陆构型的表面计算网格。为了保证计算的准确性，计算远场设置为100倍的平均气动弦长。为了准确捕捉到分离流，对边界层内的网格进行了加密处理，离开固壁表面的无量纲距离y+保持在1左右，网格增长比不超过1.25。另外，对襟翼前后缘、缝翼前后缘、机翼前后缘、翼根翼尖、垂平尾前后缘以及短舱前后缘等几何曲率较大或流场变化剧烈的区域进行适当的加密。全三维流场的计算网格总数约为2 600万。

图2 全机着陆构型表面计算网格示意图

图3为此民用飞机着陆构型数值计算与风洞试验结果的升力系数和俯仰力矩系数随迎角变化曲线的对比。风洞试验马赫数为0.2，雷诺数为650万；数值计算的马赫数和雷诺数与风洞试验一致。

图3 数值计算与风洞试验结果比较

从图3可知，无论是数值上还是曲线的形态上，数值计算和风洞试验结果都吻合得很好。由此可知，本文所采用的数值计算方法是可靠的。

3 失速条设计与试验验证

采用数值模拟的方法对某民用尾吊式布局飞机(以下简称某民用飞机)的着陆构型进行分析，根据其流场特点设计失速条，并进行风洞试验验证。

3.1 某民用飞机着陆构型分析

图4和图5分别为某民用飞机着陆构型纵向失速和30°转弯失速的机翼表面摩擦阻力系数(简称摩阻系数)云图。图中深灰色区域的顺流向摩阻系数小于零，即出现流动分离。

图4 某民用飞机着陆构型纵向失速翼面摩阻系数云图

图5 某民用飞机着陆构型转弯失速翼面摩阻系数云图

从图4和图5可知，无论纵向失速还是转弯失速，某民用飞机的翼面流动分离均发生在外侧机翼处。

3.2 失速条的设计研究

外翼分离是此民用飞机失速特性欠佳的主要原因，为改善失速特性，需使流动分离发生在内侧机翼处。

失速条是一种可以诱导机翼分离的装置。图6给出了设计的失速条加装在前缘的二维示意图。

图6 二维失速条示意图

图7为加装失速条后多段翼的压强系数分布。由图可知，加装失速条后缝翼的吸力峰明显变高，这意味着更大的逆压梯度，从而使流动分离提前出现。

图7 二维失速条压强系数分布

根据对二维失速条的研究，设计了3种三维失速条方案。失速条在缝翼上的安装位置如图8所示，3种失速条方案如图9所示。其中失速条方案1(Cun1)长1 743 mm，内、外侧底部宽度均为15 mm，内侧高度为10 mm，外侧高度为15 mm；失速条方案2(Cun2)长1 743 mm，内、外侧底部宽度均为15 mm，内、外侧高度均为10 mm；失速条方案3(Cun3)长1 173 mm，内、外侧底部宽度均为15 mm，内、外侧高度均为10 mm。

图8 失速条在缝翼上的安装

图9 3种失速条方案

图10为3种失速条方案的升力系数和俯仰力矩系数曲线的数值计算结果，Base代表无失速条。由图可知，相比无失速条，3种失速条方案最大升力系数均有所降低，长度最小的方案3最大升力系数的降低幅度最小。方案1和方案2都可使俯仰力矩曲线在失速迎角之后继续下偏，方案3并没有改变原着陆构型俯仰力矩曲线“上仰”的现象。

图10 3种失速条方案的对比

3.3 设计方案的风洞试验验证

由于数值计算方法采用的是全湍流模型，而风洞试验为自由转捩，故相比数值计算，在风洞试验中同一失速条对升力和俯仰力矩的影响会更大。因此，风洞试验选取方案2(Cun2)和方案3(Cun3)来进行验证。

图11为方案2和方案3的风洞试验结果。风洞试验雷诺数为700万。

图11 方案2和方案3的试验结果

从图11可知，方案2和方案3均可改善俯仰力矩特性，且方案3的最大升力系数和失速迎角损失比方案2小得多；方案3最大升力系数损失约为0.026，失速迎角降低1°。而数值计算中仅方案2有改善效果。风洞试验结果和数值计算结果的对比证明了预测的正确性：风洞试验中失速条的影响更大。

图12为方案3的纵向滚转力矩系数与原构型的试验数据比较，图中上部两曲线为升力系数曲线，下部两曲线为滚转力矩系数曲线。由图可知，失速条可以较明显地推迟纵向失速时急剧滚转的出现，加装失速条后的滚转发散迎角远大于失速迎角。

图12 方案3纵向滚转力矩系数的试验结果

图13为方案3的转弯失速滚转力矩系数与原构型的试验数据的比较，其中beta10代表侧滑角10°。风洞试验中，用侧滑角为10°时的纵向状态来模拟30°转弯失速。由图可知，基本着陆构型30°转弯失速的滚转力矩发散迎角明显小于其纵向失速迎角。加装失速条后，其30°转弯失速滚转力矩发散迎角稍微大于纵向失速迎角。这表明加装失速条后飞机的失速在横向发散之前发生，飞机的失速形态由纵向失速决定。

图13 方案3转弯失速滚转力矩系数的试验结果

可见，加装失速条之后，某民用飞机失速特性得到了明显的改善，纵向特性和横向特性也都有明显的改善。

4 结论

通过本文的研究工作，初步得到以下几点结论：

1)加装失速条可以改变机翼的流动分离位置，其原理是失速条增大了前缘吸力峰，进而增大了逆压梯度，从而使此处的翼面分离提前。

2)在机翼内侧前缘加装失速条可以促使内侧翼面提前分离。相比数值计算结果，试验结果的影响更大，其原因可能是因评估方法的不同。数值计算采用的是全湍流模型，而风洞试验则是自由转捩。

3)采用失速条方案3之后，某民用飞机的纵向力矩特性、纵向滚转力矩特性和30°转弯失速滚转力矩特性均得到了明显的改善，同时最大升力系数和失速迎角降低量较小(分别仅0.026和1°)。失速条使纵向力矩从“上仰”变为“下偏”，同时纵向滚转和30°滚转发散均在失速迎角之后。飞机的纵向特性和横向特性得到明显改善，且纵向特性决定了飞机的失速形态。加装失速条方案明显改善了飞机的失速特性。

下一步的工作将对失速条的形状和大小做进一步的优化，同时考虑转捩对计算结果的影响。