民用飛機(jī)增升裝置載荷設(shè)計(jì)技術(shù)研究

劉曉晨 胡贊遠(yuǎn)

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210）

0 引言

機(jī)翼增升裝置是指機(jī)翼上用來(lái)改善氣流狀態(tài)和增加升力的一套活動(dòng)面板[1]?？稍陲w機(jī)的起飛、著陸、爬升或低速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)增加機(jī)翼剖面彎曲度及有效迎角，從而可以顯著增加升力。一般來(lái)講，飛機(jī)的升力主要和其飛行的速度以及迎角變化有很大關(guān)系[2]。在小速度飛行的情況下，飛機(jī)必須有相對(duì)較大的升力系數(shù)和攻角，這樣才能產(chǎn)生足夠大的升力來(lái)保持其正常飛行。用增加迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)是有限的，最終會(huì)受到臨界迎角最大升力系數(shù)的限制。因此有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置，以此來(lái)保證飛機(jī)在起飛和著陸期間仍然能夠產(chǎn)生足夠的升力。目前使用比較廣泛的有前緣縫翼和后緣襟翼等。因此，增升裝置氣動(dòng)和慣性載荷計(jì)算成為民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)中的主要工作之一。一般來(lái)說，增升裝置相對(duì)普通翼面形狀較復(fù)雜且尺寸較小，CFD計(jì)算中流場(chǎng)較為復(fù)雜，而測(cè)壓試驗(yàn)中測(cè)壓點(diǎn)相對(duì)較少[4]，這些都是增升裝置載荷設(shè)計(jì)中主要面對(duì)的難題。

增升裝置是飛機(jī)重要的操縱面，為了滿足嚴(yán)苛的低速氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求，現(xiàn)代大型運(yùn)輸類飛機(jī)一般在機(jī)翼前緣和后緣分別設(shè)計(jì)形狀和機(jī)構(gòu)較為復(fù)雜的前緣縫翼和后緣襟翼[5]。當(dāng)增升裝置放下時(shí)，飛機(jī)氣動(dòng)特性發(fā)生很大變化，尤其翼面壓力分布變化很大，因此增升裝置放下時(shí)應(yīng)作為飛機(jī)的一種構(gòu)型來(lái)處理[6]。襟翼是在機(jī)翼后緣安裝的活動(dòng)翼面，平時(shí)緊貼在機(jī)翼下表面上。使用時(shí)，襟翼沿下翼面安裝的滑軌后退，同時(shí)下偏用來(lái)提高全機(jī)升力系數(shù)?？p翼位于機(jī)翼前緣，打開時(shí)，向前推出與機(jī)翼形成一條縫隙，機(jī)翼下面的氣流經(jīng)過縫隙流到上表面，增加上翼面氣流的速度，延緩氣流層的分離，提高升力系數(shù)，降低失速速度[7]。根據(jù)不同的飛行階段(待機(jī)、起飛、巡航、進(jìn)場(chǎng)和著陸等)需要，襟縫翼的偏度一般可劃分為0、1(1 和1+F)、2、3 和FULL卡位。在增升裝置的氣動(dòng)載荷計(jì)算中，根據(jù)設(shè)計(jì)階段不同可分別通過工程估算[8]、CFD計(jì)算[9]或者風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)[10]等手段計(jì)算其最大升力系數(shù)[11]。在增升裝置設(shè)計(jì)初期，一般通過CFD計(jì)算或工程估算等方法得到不同飛行姿態(tài)角、動(dòng)壓和增升裝置偏度的表面壓力分布并積分，從而得到襟縫翼的不同剖面載荷和升力系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)。在詳細(xì)設(shè)計(jì)中，可將CFD數(shù)據(jù)替換為測(cè)壓試驗(yàn)或試飛實(shí)測(cè)壓力數(shù)據(jù)載荷[12]，通過插值得到相應(yīng)嚴(yán)重工況的襟縫氣動(dòng)翼載荷。增升裝置慣性載荷的計(jì)算相對(duì)簡(jiǎn)單，在確定了機(jī)翼部分的重量分布后，通過重心相對(duì)距離和相應(yīng)工況的過載、角速度和角加速度即可確定。

1 增升裝置載荷設(shè)計(jì)依據(jù)

根據(jù)CCAR-25 部§25.345 和§25.459 規(guī)定，增升裝置作為民機(jī)低速構(gòu)型的主要?dú)鈩?dòng)操縱面，載荷設(shè)計(jì)必須由試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定。在實(shí)際工程設(shè)計(jì)中，一般在初步和詳細(xì)設(shè)計(jì)階段分別采用CFD方法和風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)來(lái)確定增升裝置的載荷。

在實(shí)際的工程設(shè)計(jì)中，增升裝置的載荷設(shè)計(jì)一般流程如下：

(1)機(jī)動(dòng)仿真模擬。按照CCAR-25-R4 中的§25.321 條款確定計(jì)算的原始數(shù)據(jù)，包括全機(jī)幾何參數(shù)、重量數(shù)據(jù)、計(jì)算高度、飛行速度、氣動(dòng)數(shù)據(jù)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力數(shù)據(jù)等，其中前兩項(xiàng)來(lái)自上游相關(guān)專業(yè)，飛行高度和飛行速度中條款規(guī)定必須在海平面至最大飛行高度之間選擇足夠多的高度，并與各種速度組合形成各個(gè)計(jì)算狀態(tài)。飛行速度主要包括設(shè)計(jì)襟翼速度VF、襟翼標(biāo)牌速度VFE和VF+9(§25.697 條款)等特征飛行速度，計(jì)算高度一般對(duì)應(yīng)海平面高度、飛機(jī)起降溫度包線限制高度、座艙壓力高度和低速構(gòu)型最大使用高度。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行全機(jī)動(dòng)力學(xué)方程建模仿真，求解得出全機(jī)的姿態(tài)結(jié)果。

(2)分布載荷求解。在確定了總載荷機(jī)動(dòng)仿真結(jié)果后，即可得到全機(jī)飛行高度、速度、迎角、過載以及襟縫翼卡位等參數(shù)，結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)壓力分布數(shù)據(jù)庫(kù)或CFD壓力分布數(shù)據(jù)庫(kù)，即可進(jìn)行氣動(dòng)分布載荷的計(jì)算，同時(shí)根據(jù)重量數(shù)據(jù)庫(kù)計(jì)算可得到配套的慣性分布載荷。

根據(jù)CCAR-25 部§25.459 條款規(guī)定，最終的襟縫翼載荷通過飛行載荷增升裝置試飛進(jìn)行驗(yàn)證。本文以某型民用飛機(jī)襟縫翼的載荷設(shè)計(jì)為例進(jìn)行研究。

2 增升裝置氣動(dòng)載荷計(jì)算方法

2.1 CFD計(jì)算方法

在增升裝置的載荷初步設(shè)計(jì)中，一般采用工程估算或CFD方法得到不同飛行姿態(tài)角、動(dòng)壓和增升裝置偏度的表面壓力分布，根據(jù)載荷設(shè)計(jì)的相關(guān)要求對(duì)各剖面的載荷系數(shù)和襟縫翼各分塊的載荷和壓心分別積分處理，從而得到增升裝置在不同工況下的受力情況。圖1 為某民用飛機(jī)的表面氣動(dòng)網(wǎng)格劃分，采用全機(jī)半模空間網(wǎng)格，共1 700 萬(wàn)網(wǎng)格單元。通過網(wǎng)格質(zhì)量判據(jù)檢查，計(jì)算網(wǎng)格正交性好、過渡連續(xù)且密度分布合理。采用ANSYS CFX商業(yè)軟件求解流場(chǎng)，采用隱式守恒的有限體積離散RANS方程，雷諾應(yīng)力通過SST兩方程湍流模型和自動(dòng)壁面處理來(lái)計(jì)算。其增升裝置在Ma=0.2 時(shí)三個(gè)方向載荷系數(shù)的積分結(jié)果如圖2 所示，其中x為機(jī)頭指向機(jī)尾方向，y豎直向上，z遵循右手法則指向飛機(jī)左側(cè)(本文后續(xù)部分所用坐標(biāo)系均同上)。

圖1 某民機(jī)增升裝置CFD計(jì)算全機(jī)表面網(wǎng)格分布

圖2 某民機(jī)增升裝置(縫翼)三個(gè)方向載荷系數(shù) 攻角圖

2.2 風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)方法

在增升裝置載荷設(shè)計(jì)詳細(xì)階段，需要進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)確定表面壓力分布和相應(yīng)載荷。增升裝置測(cè)壓試驗(yàn)需要在襟縫翼上下表面打測(cè)壓點(diǎn)，然后在風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)得到不同構(gòu)型不同狀態(tài)下的壓力數(shù)據(jù)。試驗(yàn)完成后一般需要對(duì)壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，對(duì)原始測(cè)壓數(shù)據(jù)的處理原則為：在尊重試驗(yàn)結(jié)果本身的前提下，對(duì)明顯不符合經(jīng)驗(yàn)規(guī)律甚至是錯(cuò)誤的測(cè)壓點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正；對(duì)與經(jīng)驗(yàn)規(guī)律相比誤差不大或無(wú)足夠理論依據(jù)說明其不正確的數(shù)據(jù)采用保留試驗(yàn)結(jié)果的處理方法。

經(jīng)過處理后即可對(duì)表面壓力系數(shù)進(jìn)行積分。增升裝置中，襟縫翼的截面形狀相對(duì)典型升力面比較復(fù)雜，在測(cè)壓試驗(yàn)中分上下表面分別處理。某民機(jī)增升裝置示意圖如圖3 所示。其測(cè)壓剖面的位置如圖4 所示。

圖3 某民機(jī)測(cè)壓模型襟縫翼截面形狀

圖4 某民機(jī)增升裝置測(cè)壓剖面分布圖

3 數(shù)據(jù)處理方法

對(duì)增升裝置每一分塊先進(jìn)行積分求解，第i個(gè)剖面對(duì)應(yīng)的三個(gè)方向的載荷系數(shù)分別為：

則單塊襟翼(縫翼)的三個(gè)方向的載荷系數(shù)分別為：

第i分塊的三個(gè)方向的力矩系數(shù)(忽略z方向載荷小量)分別為：

則單塊襟翼(縫翼)三個(gè)方向的鉸鏈力矩系數(shù)分別為：

其中，Cpj上、Cpk下為上下表面的壓力系數(shù)，Δlj為第j-1 和j+1 測(cè)壓點(diǎn)之間長(zhǎng)度的一半，li為第i個(gè)測(cè)壓剖面所在擾流板外表面總長(zhǎng)度，li·di為剖面對(duì)應(yīng)分塊的面積，x0、y、z0為鉸鏈軸特征點(diǎn)距原點(diǎn)距離，Sw為機(jī)翼面積，λi、γi分別為第i個(gè)剖面處的部件后掠角和上反角。實(shí)際上得到的積分結(jié)果Cn、Cm是襟縫翼偏角、動(dòng)壓、迎角的函數(shù)，記為Cn(δs，q，α)、Cm(δs，q，α)。

某民機(jī)典型CFD計(jì)算和測(cè)壓試驗(yàn)在Ma=0.2以及攻角分別在1、1 +F、2、3 和FULL卡位時(shí)的襟翼載荷系數(shù)對(duì)比見圖5，其他小Ma 情況趨勢(shì)類似?？梢钥闯?，CFD計(jì)算得到的載荷系數(shù)相對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)偏保守，初步分析有兩方面原因：1)CFD計(jì)算時(shí)氣動(dòng)網(wǎng)格基于全機(jī)真實(shí)幾何外形，低速構(gòu)型中雷諾數(shù)和實(shí)際飛行雷諾數(shù)比較接近，一般都在2 000 萬(wàn)量級(jí)，而風(fēng)洞試驗(yàn)由于條件限制，雷諾數(shù)一般在200 萬(wàn)左右，遠(yuǎn)小于實(shí)際情況，其氣流分離特性也會(huì)比真實(shí)情況來(lái)的更早也更劇烈，因此失速攻角相對(duì)偏后；2)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖鄬?duì)CFD中的理想氣動(dòng)網(wǎng)格模型表面相比，更加粗糙，類似的能量損失也會(huì)使風(fēng)洞試驗(yàn)中過早失速。同時(shí)，這也從另一方面說明初步設(shè)計(jì)階段利用CFD計(jì)算表面壓力系數(shù)結(jié)果得到增升裝置載荷是合理的。

4 增升裝置慣性載荷計(jì)算方法

一般情況，增升裝置的慣性載荷相對(duì)氣動(dòng)載荷是小量，其大小主要通過確定飛機(jī)質(zhì)量分布以及相應(yīng)工況的過載、角速度和角加速度進(jìn)行計(jì)算。根據(jù)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程，可以得到每塊分塊質(zhì)量對(duì)應(yīng)的過載系數(shù)、慣性力以及附加慣性矩如下：

其中，tcgx、tcgy和tcgz分別為全機(jī)x、y、z方向的重心，tnx、tny和tnz分別為全機(jī)重心處x、y、z方向的過載系數(shù)，w1、w2、w3分別為滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰角速度，對(duì)應(yīng)的導(dǎo)數(shù)分別為滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰角加速度，cgx、cgy和cgz分別為質(zhì)量分塊x、y、z方向的重心，nx、ny和nz分別為質(zhì)量分塊處x、y、z方向的過載系數(shù)，F(xiàn)x、Fy、Fz分別為質(zhì)量分塊x、y、z方向的慣性力，Mx、My、Mz分別為質(zhì)量分塊x、y、z方向的附加慣性矩。

5 結(jié)論

民用飛機(jī)增升裝置作為機(jī)上重要的活動(dòng)面，對(duì)于提升飛機(jī)著陸、起飛和爬升等各項(xiàng)性能，包括控制飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)姿態(tài)等方面具有非常重要的影響[7]。飛機(jī)在低速起降中需要盡可能降低飛行速度，縮短滑跑距離，達(dá)到較高的升力系數(shù)，這就意味著增升裝置此時(shí)也具有較大的偏度，作用在上面的載荷也會(huì)比較大。因此，大型運(yùn)輸類飛機(jī)增升裝置的氣動(dòng)載荷計(jì)算是其設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵工作之一。在民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)過程中，對(duì)不同高度、重量、速度和增升裝置偏度等參數(shù)下的襟縫翼載荷進(jìn)行準(zhǔn)確或偏保守的計(jì)算，并對(duì)嚴(yán)重情況進(jìn)行篩選提供強(qiáng)度校核異常重要。本文主要介紹了增升裝置氣動(dòng)和慣性載荷的一般工程計(jì)算方法，其中氣動(dòng)載荷中，分別從CFD計(jì)算和風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)方面進(jìn)行描述并對(duì)兩種方法進(jìn)行比較分析，為民機(jī)增升裝置的載荷設(shè)計(jì)工作提供了理論支持和原理分析，同時(shí)對(duì)后續(xù)的飛行載荷增升裝置試飛科目提供了技術(shù)儲(chǔ)備，提升了整個(gè)載荷設(shè)計(jì)工作的效率。