民用飛機(jī)低速俯仰力矩特性改善研究

鐘 園楊小權(quán)劉凱禮吳大衛(wèi)司江濤

(中國(guó)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)

0 引 言

民用飛機(jī)低速氣動(dòng)力設(shè)計(jì)必須滿足安全性和飛機(jī)性能的需求,這不僅要求最大升力系數(shù)盡可能大,還要求有較好的俯仰力矩特性[1-2]。俯仰力矩特性的好壞是評(píng)判民用飛機(jī)低速氣動(dòng)力設(shè)計(jì)優(yōu)劣的重要判據(jù)之一。

民用飛機(jī)適航規(guī)章要求:直到飛機(jī)失速時(shí)為止,飛機(jī)不得出現(xiàn)異常的機(jī)頭上仰[3]。盡管大部分現(xiàn)代民用飛機(jī)在起飛降落時(shí)(即低速狀態(tài))都使用迎角限制器,但為保證飛機(jī)在喪失迎角保護(hù)功能時(shí),其本體仍具有合適的失速特性[4-5],飛機(jī)必須具備良好的俯仰力矩特性。如果飛機(jī)的低速俯仰力矩特性較差,俯仰力矩在失速迎角之后會(huì)出現(xiàn)上仰現(xiàn)象。出于安全性和最低可接受的飛行品質(zhì)的要求,必須使用具有迎角保護(hù)功能的裝置如推桿器等對(duì)最大可使用的迎角進(jìn)行限制；使得實(shí)際使用的最大迎角要小于失速迎角。實(shí)際可用的最大迎角的減小降低了起降時(shí)的最大可用升力系數(shù),會(huì)較大地降低飛機(jī)性能尤其是起降性能。同時(shí)由于使用了迎角保護(hù)裝置,出于安全性上的考慮,就必須降低迎角限制系統(tǒng)的失效概率,使其“不可能”失效。某民用尾吊飛機(jī)就是由于其俯仰力矩出現(xiàn)上仰現(xiàn)象而對(duì)最大可使用迎角進(jìn)行了限制,設(shè)計(jì)時(shí)便將迎角限制了2°,使得最大可使用升力系數(shù)大為降低。最大可使用升力系數(shù)的大為降低使其進(jìn)場(chǎng)著陸和起飛的速度都不得不大幅度增加,起飛和著陸場(chǎng)長(zhǎng)也隨之增加；這嚴(yán)重影響了此飛機(jī)的性能尤其是起降性能。在高原機(jī)場(chǎng)時(shí),迎角使用的大幅度限制帶來(lái)的問(wèn)題更嚴(yán)重,甚至?xí)绊懘孙w機(jī)在高原機(jī)場(chǎng)的使用。

國(guó)內(nèi)外對(duì)失速的研究開展的較多。日本的Hiroyuki Kato等學(xué)者[6-9]研究了發(fā)房導(dǎo)流片對(duì)改善翼面分離從而提高失速迎角及最大升力系數(shù),并取得了明顯的成效。國(guó)內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)的白俊強(qiáng)等也進(jìn)行了民用運(yùn)輸機(jī)短艙導(dǎo)流片的設(shè)計(jì)研究[10],劉毅[11]等研究了在某運(yùn)輸機(jī)上加裝失速條改善滾轉(zhuǎn)特性,王繼明[12]等研究了民用飛機(jī)俯仰力矩特性上仰的現(xiàn)象。但關(guān)于俯仰力矩特性改善措施的相關(guān)研究較少。

傳統(tǒng)的改善失速特性的方法有渦流發(fā)生器、渦流發(fā)生架等[13-15]。這些措施可以增大最大升力系數(shù)和推遲流動(dòng)分離,但并不能改變俯仰力矩的形態(tài)。空客在其最新的寬體客機(jī)A350XWB上使用了內(nèi)側(cè)縫翼截短的技術(shù)來(lái)改善其低速俯仰力矩特性。本文以某民用尾吊式布局飛機(jī)為研究對(duì)象,對(duì)其著陸構(gòu)型和使用內(nèi)側(cè)縫翼截短技術(shù)的改善構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值研究,分析了內(nèi)側(cè)縫翼截短技術(shù)改善俯仰力矩特性的流動(dòng)機(jī)理。同時(shí),由于此尾吊式飛機(jī)采用機(jī)翼發(fā)動(dòng)機(jī)的近距耦合式氣動(dòng)布局,機(jī)翼內(nèi)側(cè)的改動(dòng)可能會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣產(chǎn)生影響,因此本文還對(duì)內(nèi)側(cè)縫翼截短技術(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣的影響進(jìn)行了研究。相關(guān)的研究方法和成果可為民用飛機(jī)的低速氣動(dòng)優(yōu)化等工作提供技術(shù)基礎(chǔ)。

1 物理模型

本文以某民用尾吊式布局飛機(jī)為基礎(chǔ),研究了改善俯仰力矩特性的措施——內(nèi)側(cè)縫翼截短技術(shù)。如圖1所示,左圖(a)為某尾吊式布局飛機(jī)的全機(jī)著陸構(gòu)型,包含了機(jī)身、機(jī)翼主翼、縫翼、襟翼、翼梢小翼、短艙、掛架和垂平尾；右圖(b)為在圖(a)的基礎(chǔ)上改變了內(nèi)側(cè)縫翼的長(zhǎng)度,相應(yīng)的主翼部分也跟隨著改變。

圖1 全機(jī)著陸構(gòu)型和內(nèi)側(cè)縫翼截短示意圖Fig.1 Schematic diagram of landing and shorter slat configuration

2 計(jì)算方法與計(jì)算條件

數(shù)值模擬采用的CFD軟件為ANSYS CFX,這是一個(gè)基于有限體積方法的CFD求解器。本文計(jì)算中的控制方程是三維雷諾平均Navier-Stokes方程,時(shí)間離散選用了全隱式時(shí)間推進(jìn)格式,空間離散采用了高階迎風(fēng)格式,湍流模型為兩方程的k-wSST(shear stress transport)模型。在流場(chǎng)計(jì)算中監(jiān)測(cè)全流場(chǎng)的殘差和全機(jī)的升阻力和俯仰力矩系數(shù),收斂以各殘差下降6個(gè)數(shù)量級(jí)或繼續(xù)迭代殘差不再下降同時(shí)升阻力和俯仰力矩系數(shù)保持穩(wěn)定為準(zhǔn)。

利用ANSYS ICEM CFD軟件對(duì)全機(jī)著陸構(gòu)型全三維流場(chǎng)生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。圖2給出了全機(jī)著陸構(gòu)型的表面計(jì)算網(wǎng)格。為了保證計(jì)算的準(zhǔn)確性,計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng)距離設(shè)置為100倍的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)。為了準(zhǔn)確的捕捉到分離流,附面層內(nèi)的網(wǎng)格都進(jìn)行了加密處理,近壁面y＋保持在1左右,網(wǎng)格增長(zhǎng)比不超過(guò)1.25。另外,對(duì)襟縫翼頭部和尾部、機(jī)翼前后緣、翼根翼尖、垂平尾前后緣以及短艙前后緣等幾何曲率較大或流場(chǎng)變化劇烈的區(qū)域進(jìn)行了適當(dāng)?shù)募用?。全流?chǎng)三維的計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)約為2600萬(wàn)。

圖2 全機(jī)著陸構(gòu)型表面網(wǎng)格示意圖Fig.2 Computational grids on landing configuration surface

如圖3所示,在邊界條件設(shè)置方面,計(jì)算域遠(yuǎn)方的邊界相應(yīng)的施加進(jìn)口(inlet)和出口(outlet)邊界條件,側(cè)方施加自由邊界條件(opening),側(cè)方的另一邊為半模的對(duì)稱面(sym)；飛機(jī)表面采用無(wú)滑移壁面邊界條件(wall)。

圖3 邊界條件設(shè)置示意圖Fig.3 Boundary conditions

本文對(duì)進(jìn)氣畸變[16-18]的評(píng)價(jià)主要采用周向畸變指數(shù)(),相關(guān)定義如下公式所示:

式中p為流場(chǎng)中氣流總壓,下標(biāo)av為參數(shù)平均值,下標(biāo)ring表示流場(chǎng)中徑向分區(qū)環(huán)的參數(shù),下標(biāo)min為流場(chǎng)中的參數(shù)最小值。本文采用的氣流畸變指數(shù)計(jì)算方法為在風(fēng)扇平面的周向按規(guī)律選取一系列數(shù)值監(jiān)測(cè)點(diǎn),從CFD結(jié)果處理中對(duì)這些監(jiān)測(cè)點(diǎn)的進(jìn)氣道氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行采樣,進(jìn)而進(jìn)行畸變指數(shù)計(jì)算[19-20]。

3 計(jì)算結(jié)果與討論

采用數(shù)值模擬的方法對(duì)某民用尾吊式布局飛機(jī)的著陸構(gòu)型和內(nèi)側(cè)縫翼截短構(gòu)型處于大迎角下的流場(chǎng)進(jìn)行研究,分析了兩構(gòu)型的流場(chǎng)特征和內(nèi)側(cè)縫翼截短技術(shù)對(duì)俯仰力矩改善的流動(dòng)機(jī)理。

3.1 數(shù)值計(jì)算方法的驗(yàn)證

此民用飛機(jī)的低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果為數(shù)值驗(yàn)證提供了試驗(yàn)數(shù)據(jù)。本文將根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果來(lái)驗(yàn)證計(jì)算網(wǎng)格和計(jì)算方法的適用性和可靠性。

圖4為此民用飛機(jī)著陸構(gòu)型數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的升力和俯仰力矩系數(shù)的對(duì)比,圖中紅色曲線為風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù),綠色曲線為數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)。風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)馬赫數(shù)為0.2,雷諾數(shù)為650萬(wàn)。計(jì)算的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)一致。

圖4 升力和俯仰力矩特性與試驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.4 Comparison of numerical and experimental lift coefficients and pitching moment lift coefficients

從圖4中升力和俯仰力矩系數(shù)曲線的對(duì)比結(jié)果來(lái)看,無(wú)論數(shù)值上還是曲線的形態(tài)上,計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的升力和俯仰力矩系數(shù)都符合的很好。因此,本文所采用的數(shù)值計(jì)算方法是可靠的。

3.2 內(nèi)側(cè)縫翼截短形式及截短量研究

如圖5,內(nèi)側(cè)縫翼截短的形式有兩種:垂直于前緣截短和順流向截短；截短量定義分別如圖所示。

圖6給為兩種截短方式截短500 mm時(shí)的升力曲線對(duì)比。同樣,計(jì)算的自由流馬赫數(shù)為0.2,基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為650萬(wàn)。其中ALL代表全縫翼構(gòu)型,CUT500P代表順流向截短500 mm,CUT500V代表垂直于前緣截短500 mm。

圖5 縫翼截短形式Fig.5 Forms of slat shorter configuration

圖6 兩種縫翼截短形式截短500 mm升力曲線對(duì)比Fig.6 Comparison of lift curves of two forms

從圖6可知,截短量相同時(shí),垂直于前緣截短無(wú)論失速迎角還是最大升力系數(shù)均小于順流向截短；因此本文采用順流向截短的方式來(lái)進(jìn)行研究。

圖7為順流向截短時(shí)不同截短量的升力曲線和俯仰力矩曲線的變化。

圖7 全縫翼構(gòu)型和不同截短量的截短縫翼構(gòu)型的比較Fig.7 Comparison of all slat configuration and slat shorter configuration with different lengths

由圖7可見,當(dāng)截短量為400 mm時(shí),升力和力矩曲線形態(tài)不變,數(shù)值上幾乎和全縫翼構(gòu)型相同。當(dāng)截短量為500 mm時(shí),最大升力系數(shù)相比有一定程度的降低,降低約0.05,失速迎角幾乎不變,線性段相比也無(wú)變化,但其俯仰力矩特性得到明顯的改善；在失速迎角之后,截短縫翼構(gòu)型的俯仰力矩特性已經(jīng)由全縫翼構(gòu)型的上仰現(xiàn)象改善為下偏。而截短量為600 mm時(shí),盡管俯仰力矩特性得到改善,但最大升力系數(shù)和失速迎角均明顯降低。

盡管截短內(nèi)側(cè)縫翼500 mm會(huì)導(dǎo)致最大升力系數(shù)下降0.05,但由于其俯仰力矩特性的改善,可以使最大可使用迎角不再受到限制,實(shí)際可使用的最大升力系數(shù)反而增加。

當(dāng)截短400 mm時(shí),升力和力矩曲線在數(shù)值上出現(xiàn)變化；而截短500 mm時(shí),俯仰力矩得到明顯改善。由此可見,對(duì)尾吊式布局的民用飛機(jī)而言,合適的縫翼截短量應(yīng)在400 mm至500 mm之間。

本文以縫翼截短500 mm構(gòu)型來(lái)分析俯仰力矩特性改善的原因。

3.3 內(nèi)側(cè)縫翼截短構(gòu)型機(jī)翼分析

圖8給出了隨迎角變化時(shí)兩個(gè)構(gòu)型機(jī)翼表面摩阻系數(shù)云圖。圖中紅色區(qū)域的摩擦阻力系數(shù)為高值,綠色區(qū)域摩擦阻力系數(shù)為低值,并且小于零。

圖8 兩個(gè)構(gòu)型的翼表面摩阻云圖Fig.8 The wing's C fx-distribution of all slat configuration and slat shorter 500 mm configuration

從圖8可以看出,隨迎角增大,全縫翼構(gòu)型翼面的流動(dòng)分離從機(jī)翼外側(cè)開始并擴(kuò)展；截短縫翼500 mm構(gòu)型翼面的流動(dòng)分離從內(nèi)側(cè)開始并擴(kuò)展,當(dāng)內(nèi)翼完全分離后,外翼才開始出現(xiàn)分離。分析認(rèn)為,流動(dòng)分離從內(nèi)側(cè)開始是縫翼截短構(gòu)型的俯仰力矩特性改善的主要原因,并且內(nèi)翼分離能推遲機(jī)翼外翼的分離。

圖9給出了兩個(gè)構(gòu)型在失速迎角時(shí)4個(gè)不同展向展位的壓力分布,圖10給出了失速迎角時(shí)兩個(gè)構(gòu)型的機(jī)翼的環(huán)量分布。紅色代表全縫翼構(gòu)型,綠色代表縫翼截短500 mm構(gòu)型。

圖9 兩個(gè)構(gòu)型4個(gè)展向站位的壓力分布Fig.9 The C p-distribution of four span sections of all slat configuration and slat shorter configuration

圖10 兩構(gòu)型機(jī)翼的環(huán)量分布Fig.10 TheГ-distribution of four span sections of all slat configuration and slat shorter configuration

從圖9可以看出,展向站位30%時(shí)全縫翼構(gòu)型的機(jī)翼各部段具有更高的吸力峰；展向站位45%時(shí)全縫翼構(gòu)型機(jī)翼各部段的吸力峰仍然較高,但兩構(gòu)型的差值已經(jīng)減小；展向站位60%時(shí)兩構(gòu)型的壓力分布幾乎一致；展向站位75%時(shí)兩構(gòu)型的縫翼和主翼的壓力基本一致,縫翼截短構(gòu)型的兩段襟翼具有更高的壓力分布。從圖10可以看出,全縫翼構(gòu)型的內(nèi)側(cè)機(jī)翼提供了更多的升力,而縫翼截短構(gòu)型的內(nèi)側(cè)機(jī)翼提供的升力相對(duì)減小。

對(duì)后掠翼飛機(jī)而言,展向流動(dòng)是機(jī)翼外翼出現(xiàn)流動(dòng)分離的一個(gè)重要原因。縫翼截短構(gòu)型內(nèi)側(cè)機(jī)翼產(chǎn)生的升力的減少,減弱了機(jī)翼的展向流動(dòng)；這是縫翼截短構(gòu)型外側(cè)機(jī)翼流動(dòng)分離推遲的主要原因。

3.4 不帶平尾的對(duì)比

通過(guò)對(duì)不帶平尾的兩個(gè)構(gòu)型的對(duì)比分析,可以得出縫翼截短對(duì)機(jī)翼本身俯仰力矩特性的影響。

圖11給出了不帶平尾的兩個(gè)構(gòu)型的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線；紅色曲線為全縫翼不帶平尾構(gòu)型,藍(lán)色曲線為縫翼截短500 mm不帶平尾構(gòu)型。

不帶平尾構(gòu)型主要體現(xiàn)的是機(jī)翼的貢獻(xiàn)量。從圖11可知,全縫翼不帶平尾構(gòu)型的機(jī)翼提供的俯仰力矩隨迎角增大逐漸上偏,即機(jī)翼本身隨迎角增大而“抬頭”；縫翼截短不帶平尾構(gòu)型機(jī)翼提供的俯仰力矩在失速迎角之后先下偏,然后再上偏,但絕對(duì)值相比要小得多。由于內(nèi)側(cè)機(jī)翼升力的作用點(diǎn)在力矩參考點(diǎn)之前,而外側(cè)機(jī)翼升力的作用點(diǎn)在力矩參考點(diǎn)之后。分析認(rèn)為,縫翼截短導(dǎo)致的內(nèi)翼分離使內(nèi)側(cè)機(jī)翼產(chǎn)生的升力減小,相當(dāng)于內(nèi)側(cè)機(jī)翼上額外出現(xiàn)了一個(gè)向下的力,這會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼本身低頭；當(dāng)外翼出現(xiàn)分離后,相當(dāng)于外側(cè)機(jī)翼上額外出現(xiàn)一個(gè)向下的力,因此機(jī)翼又會(huì)抬頭。但整體上,內(nèi)翼先分離會(huì)使機(jī)翼本身“低頭”。

圖11 全縫翼構(gòu)型和縫翼截短構(gòu)型不帶平尾的比較Fig.11 Comparison of all slat configuration and slat shorter configuration without horizontal tail

3.5 單獨(dú)平尾的對(duì)比

平尾對(duì)全機(jī)俯仰力矩特性有著較大的影響。本小節(jié)分析了分離從內(nèi)側(cè)開始對(duì)平尾的影響。

圖12給出了兩個(gè)構(gòu)型的單獨(dú)平尾的升力曲線和俯仰力矩曲線。紅色曲線為全縫翼構(gòu)型的單獨(dú)平尾,黑色曲線為縫翼截短500 mm構(gòu)型的單獨(dú)平尾。

由圖12可知,在失速迎角之后,縫翼截短構(gòu)型的平尾產(chǎn)生的升力增大,其提供的低頭力矩也增大。

取平尾展向站位25%、45%、65%和85%四個(gè)截面的升力系數(shù)隨迎角變化的曲線,如圖13所示。紅色代表全縫翼構(gòu)型,綠色代表縫翼截短500 mm構(gòu)型。

圖12 全縫翼構(gòu)型和縫翼截短構(gòu)型單獨(dú)平尾的比較Fig.12 Comparison of the horizontal tail of all slat configuration and slat shorter configuration

從圖13可知,在失速迎角之后,縫翼截短構(gòu)型的平尾沿展向從內(nèi)到外的四個(gè)截面的升力系數(shù)相比全縫翼構(gòu)型均增大；且隨迎角增大,增量亦變大。

圖13 平尾4個(gè)展向站位的升力系數(shù)比較Fig.13 Comparison of four span sections'lift coefficient of horizontal tail

圖14 給出了平尾上述四個(gè)截面前方的四個(gè)觀測(cè)點(diǎn)。四個(gè)觀測(cè)點(diǎn)距離相應(yīng)截面前緣的距離相同。圖15給出了基于觀測(cè)點(diǎn)的不同截面的當(dāng)?shù)赜请S機(jī)身迎角的變化。

圖15 平尾4個(gè)展向站位的當(dāng)?shù)赜荈ig.15 The local angle of four span sections of horizontal tail

從圖15中可以看出,在失速迎角之后,縫翼截短構(gòu)型平尾的當(dāng)?shù)赜窍啾热p翼構(gòu)型增大,并隨機(jī)身迎角的增加增量亦變大?？梢?縫翼截短構(gòu)型機(jī)翼對(duì)平尾的下洗相對(duì)較小。因此,縫翼截短構(gòu)型平尾提供更大的低頭力矩的原因是因?yàn)閮?nèi)翼分離降低了機(jī)翼對(duì)平尾的下洗,使得平尾的當(dāng)?shù)赜窃龃?從而平尾提供了更大的升力和低頭力矩。

圖16 不帶平尾與帶平尾俯仰力矩的對(duì)比Fig.16 The pitching moment of all slat configuration and slat shorter configuration without horizontal tail

圖16 給出了兩構(gòu)型不帶平尾與帶平尾的俯仰力矩曲線的對(duì)比；紅色為全縫翼構(gòu)型,藍(lán)色為縫翼截短構(gòu)型,上部?jī)汕€為兩構(gòu)型不帶平尾的俯仰力矩曲線,下部曲線為兩構(gòu)型帶平尾的俯仰力矩曲線。從圖16可以看出,縫翼截短構(gòu)型不帶平尾時(shí)的俯仰力矩在失速之后下偏,但在失速迎角1°之后又重新上偏；而縫翼截短構(gòu)型帶平尾時(shí)俯仰力矩曲線始終保持下偏的姿態(tài)?？梢?機(jī)翼本身對(duì)俯仰力矩的改變并不是全機(jī)俯仰力矩改善的主要原因,因受到下洗的減小而導(dǎo)致的平尾效率的提高才是全機(jī)俯仰力矩改善的主要原因。

3.6 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣影響研究

對(duì)尾吊式布局的民用飛機(jī)而言,由于發(fā)動(dòng)機(jī)布置在內(nèi)側(cè)機(jī)翼之后,內(nèi)側(cè)機(jī)翼的分離會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣產(chǎn)生影響。本文通過(guò)通流短艙進(jìn)氣截面的總壓恢復(fù)系數(shù)和周向畸變指數(shù)兩個(gè)指標(biāo)來(lái)研究?jī)?nèi)翼分離對(duì)尾吊式布局飛機(jī)的進(jìn)氣影響。

圖17給出了失速迎角時(shí)兩構(gòu)型的總壓恢復(fù)分布,兩構(gòu)型在失速迎角時(shí)短艙進(jìn)氣截面的總壓恢復(fù)系數(shù)幾乎一致。圖18給出了兩構(gòu)型短艙進(jìn)氣截面的周向畸變指數(shù)隨迎角的變化。由圖18可知,在失速迎角之后,縫翼截短500 mm構(gòu)型短艙進(jìn)氣截面的周向畸變指數(shù)相比有一定程度的增大,但遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變的限制?？梢?使用縫翼截短方法并不會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣造成不可接受的影響。

圖18 兩構(gòu)型周向畸變指數(shù)Fig.18 The of the two configurations

4 結(jié)論與展望

通過(guò)本文的研究工作,初步有以下幾點(diǎn)結(jié)論:

1)內(nèi)側(cè)縫翼截短到一定程度可以改善飛機(jī)的俯仰力矩特性,并不會(huì)影響線性段的升力和俯仰力矩,失速迎角也幾乎不變,但最大升力系數(shù)會(huì)有一定程度的降低?？紤]到因?yàn)楦┭隽靥匦缘母纳茙?lái)的最大使用迎角限制的取消,采取縫翼截短之后實(shí)際可用的最大升力系數(shù)是提高的；

2)縫翼截短量的大小對(duì)俯仰力矩的改善有著重要的影響,并且順流向截短縫翼的最大升力系數(shù)和失速迎角損失更小。對(duì)民用尾吊式布局飛機(jī)而言,當(dāng)順流向截短縫翼時(shí),合適的截短量在400 mm至500 mm之間。

3)截短內(nèi)側(cè)縫翼改善俯仰力矩特性的原因是因?yàn)槭沽鲃?dòng)分離從內(nèi)側(cè)開始。內(nèi)翼分離不僅改善了機(jī)翼本身的俯仰力矩特性,并且降低了機(jī)翼對(duì)平尾的下洗,使平尾提供了更大的低頭力矩；

4)盡管內(nèi)翼分離使得機(jī)翼本身的俯仰力矩特性得到改善,但因?yàn)槭艿较孪吹臏p小而導(dǎo)致的平尾效率的提高才是全機(jī)俯仰力矩特性得到改善的主要原因；

5)失速迎角之前,內(nèi)側(cè)機(jī)翼使用縫翼截短措施對(duì)尾吊式布局飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣幾乎沒有影響；在失速迎角之后,盡管縫翼截短會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變由一定程度的增高,但遠(yuǎn)小于發(fā)動(dòng)機(jī)允許的最大畸變值。

在下一步的研究中,將考慮動(dòng)力短艙的進(jìn)氣畸變以及帶動(dòng)力短艙對(duì)改善效果的影響。