某教練機失速特性分析及改進措施研究

黃笑秋，李鵬飛

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引言

與作戰(zhàn)飛機強調(diào)高性能、高機動性不同，教練機更強調(diào)的是訓(xùn)練性、安全性。 據(jù)統(tǒng)計，很多航空事故都是由失速引起的，為了保證飛機的飛行安全，教練機在方案氣動布局時應(yīng)該根據(jù)有關(guān)適航要求， 著重在飛機失速方面進行氣動分析與設(shè)計， 以獲得滿意的失速特性。

本文以某教練機為例，對它的失速特性、產(chǎn)生根源進行了分析研究， 分析表明失速根源關(guān)鍵在于機翼，通過對其機翼翼型和平面形狀進行氣動優(yōu)化，改善了全機的失速特性， 相關(guān)改進方法也適用于其他氣動特性類似的機型。

1 失速現(xiàn)象及分析

某教練機采用下單翼、 前緣有轉(zhuǎn)折等常規(guī)布局形式。 圖1、圖2是該機的模型試驗縱向結(jié)果，從曲線圖上看，飛機失速迎角較小，最大升力系數(shù)不大，失速后俯仰力矩曲線急劇上仰；偏轉(zhuǎn)前緣縫翼，失速迎角基本不變，俯仰力矩曲線上仰現(xiàn)象得到明顯抑制，失速后曲線走勢非線性。 由試驗結(jié)果可知， 該教練機的失速迎角較小， 最大升力系數(shù)不高， 失速性能不理想。

從該教練機失速過程的翼面氣流流動情況分析，某中等迎角時，翼面流動分離從機翼轉(zhuǎn)折處開始迅速向外翼發(fā)展，迎角增大，外翼段大部分區(qū)域已顯著分離（如圖3），導(dǎo)致參考重心后的升力貢獻迅速降低，產(chǎn)生抬頭力矩，俯仰力矩曲線急劇上仰；偏轉(zhuǎn)前緣縫翼后，機翼外翼段由于布置了前緣縫翼，其氣流分離得到了很好的控制， 機翼轉(zhuǎn)折處發(fā)展出的氣流分離則向內(nèi)翼逐步擴展，雖然未能改善失速迎角，但是力矩上仰得到緩和。

綜合上述可知， 機翼翼面流動分離是導(dǎo)致該教練機失速特性不好的根源， 從轉(zhuǎn)折處開始的氣流分離會迅速擴大到整個翼面，導(dǎo)致飛機失速；前緣縫翼雖然能夠有效地抑制氣流分離， 但是該機僅在外翼段前緣布置縫翼， 內(nèi)翼氣流分離不能得到這種有效控制。

圖1 試驗升力曲線

圖2 試驗俯仰力矩曲線

圖3 試驗流動絲線圖

2 改進措施研究

以上試驗分析結(jié)果顯示， 該教練機的失速根源關(guān)鍵在于機翼， 機翼失速的初始位置及其發(fā)展決定了全機失速迎角、俯仰力矩曲線趨勢等。 因此改善飛機的失速性能，最首要的是對機翼進行氣動優(yōu)化，提高機翼的失速特性。 本文主要從機翼氣動設(shè)計角度來研究怎樣改善飛機的失速特性， 包括對機翼平面形狀、翼剖面特性的改進與優(yōu)化。

該教練機的機翼優(yōu)化改進措施包括以下兩個方面：

1)取消機翼的前緣轉(zhuǎn)折。

按橢圓環(huán)量機翼設(shè)計要求， 轉(zhuǎn)折處翼型的設(shè)計升力系數(shù)比較大，是較易出現(xiàn)氣流分離的地方。 在模型試驗中也發(fā)現(xiàn)，隨著迎角增大，機翼前緣轉(zhuǎn)折處最先出現(xiàn)流動分離，并迅速誘導(dǎo)整個翼面失速，升力系數(shù)急劇下降。 為了延遲分離，考慮取消轉(zhuǎn)折，圖4是CFD計算的轉(zhuǎn)折取消前后同一迎角下翼面壓力分布圖，從圖上可以看到，有轉(zhuǎn)折時失速已經(jīng)擴展到內(nèi)翼段，無轉(zhuǎn)折時仍只是機翼外翼段失速，且失速發(fā)展得較為平緩，由此可見，取消轉(zhuǎn)折能在一定程度上推遲整個翼面的流動分離，改善機翼的失速特性。

2)翼型優(yōu)化。

展向控制翼型優(yōu)化是提高機翼失速特性的重要手段之一， 從低速失速特性和高速升阻特性等方面來衡量優(yōu)化結(jié)果。 翼型優(yōu)化設(shè)計工作主要以Isight軟件為平臺，結(jié)合計算軟件MSES和XFoil來進行，優(yōu)化計算流程如圖5所示。

圖4 某迎角時前緣有無轉(zhuǎn)折的翼面壓力分布圖

圖5 翼型優(yōu)化流程圖

該教練機展向某位置的翼型優(yōu)化后如圖6所示，最大厚度比原來增大0.47%。 從圖7、圖8MSES計算結(jié)果曲線可以看到，低速（M=0.2,Re=1000000）時，優(yōu)化后的翼型較原翼型最大升力系數(shù)略有增加， 失速迎角增大1度，阻力在中等迎角以后優(yōu)勢明顯，低頭力矩略有減小， 優(yōu)化后的翼型低速性能較原翼型性能提升明顯；高速（M=0.74，Re=6500000）時，最大升阻比提高了3左右，優(yōu)化后的翼型高速性能比原翼型略有提高。 綜合翼型的高低速性能，展向某位置優(yōu)化后的翼型較原翼型具有優(yōu)勢。

從該教練機的試驗結(jié)果可知， 機翼分離主要是從外翼段開始， 因此內(nèi)翼段翼型只做高速升阻特性的優(yōu)化， 外翼段翼型做低速失速特性和高速升阻特性的多目標(biāo)優(yōu)化。圖9、圖10是優(yōu)化前后機翼的CFD計算縱向?qū)Ρ惹€圖，從圖中可以看出，優(yōu)化后可用升力系數(shù)范圍增大，失速迎角比原來提高了2度。

總的來說， 取消前緣轉(zhuǎn)折和翼型優(yōu)化設(shè)計在改善機翼失速特性方面取得了一定的效果。

圖6 展向某位置優(yōu)化翼型

圖7 翼型低速曲線

圖8 翼型高速曲線

圖9 升力對比計算曲線圖

3 結(jié)語

當(dāng)飛機超過臨界迎角后，翼型上表面邊界層將發(fā)生嚴(yán)重的分離，升力急劇下降，飛機失速而不能保持正常飛行，為了飛行安全，飛機必須有滿意的失速性能。 該教練機的失速特性氣動分析結(jié)果表明，飛機的失速性能取決于真實飛機對機翼發(fā)生顯著流動分離的響應(yīng)， 因此受機翼氣動設(shè)計影響很大， 無論如何， 流動分離不得引起會導(dǎo)致尾旋自轉(zhuǎn)的陡然上仰或偏航運動， 飛機對流動分離的響應(yīng)應(yīng)該是有利的或者是易于為飛行員控制的。

[1]程澤蔭. 民航飛機適航飛行品質(zhì)初探[J]. 飛行力學(xué)，1994,3.

[2]顧誦芬等譯.運輸類飛機的空氣動力設(shè)計[M].上海：上海交通大學(xué)出版社，2010.

[3]方寶瑞. 飛機氣動布局設(shè)計[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1997.