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    輕中型公務(wù)機(jī)翼型設(shè)計(jì)特點(diǎn)選擇原則和設(shè)計(jì)方法研究

    2022-02-22 22:38:55趙富榮鐘浩浩
    科技信息·學(xué)術(shù)版 2022年7期
    關(guān)鍵詞:設(shè)計(jì)特點(diǎn)公務(wù)機(jī)設(shè)計(jì)方法

    趙富榮 鐘浩浩

    關(guān)鍵詞:公務(wù)機(jī);翼型;設(shè)計(jì)特點(diǎn);選擇原則;設(shè)計(jì)方法

    0 ?引言

    一款公務(wù)機(jī)是否能取得商業(yè)成功,巡航效率對(duì)此有非常重要的影響。因此,氣動(dòng)性能優(yōu)異的機(jī)翼往往是飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)師追求的目標(biāo),而翼型設(shè)計(jì)是機(jī)翼設(shè)計(jì)中的重要部分,也是最基本的要素。本文主要通過(guò)機(jī)型數(shù)據(jù)、技術(shù)文獻(xiàn)和工程經(jīng)驗(yàn)對(duì)翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)、選擇原則和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究。

    1 ?輕中型公務(wù)機(jī)翼型設(shè)計(jì)特點(diǎn)

    通過(guò)Adam Aircraft A700,Aerostar FJ-100,Beechcraft Premier I,Cessna Citation Bravo,Cessna CJ1,Honda R&D HondaJet和VisionAire Vantage七個(gè)飛機(jī)的氣動(dòng)特性可以總結(jié)出來(lái)的這些飛機(jī)機(jī)翼翼型的設(shè)計(jì)指標(biāo),對(duì)這些指標(biāo)進(jìn)行分析,可以看出這些翼型設(shè)計(jì)的兩個(gè)主要目標(biāo),一個(gè)是使翼梢站位翼型地最大升力系數(shù)在Ma=0.1,Re=3×106時(shí)至少達(dá)到1.55。這樣設(shè)計(jì)是當(dāng)上下表面轉(zhuǎn)捩固定在前緣的時(shí)候最大升力系數(shù)不會(huì)陡降,且翼型應(yīng)該具有緩和的失速特性;第二個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)是在升力系數(shù)從0.2(Ma=0.65,,基于翼根弦長(zhǎng)、巡航狀態(tài))到0.4(Ma=0.3,,基于翼根弦長(zhǎng)、爬升狀態(tài))的過(guò)程中都有低型阻系數(shù)。在翼根弦長(zhǎng)、最大速度條件下(Cl=0.25,),阻力發(fā)散馬赫數(shù)要大于0.7。一個(gè)主要的約束就是翼型厚度要大于弦長(zhǎng)的15%。

    這里簡(jiǎn)單分析Honda Jet自然層流翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)。公務(wù)機(jī)越來(lái)越成為一種方便、高效、普遍的運(yùn)輸工具,而小型公務(wù)機(jī)由于其高效性和經(jīng)濟(jì)性變得更受歡迎。Honda Jet的設(shè)計(jì)目標(biāo)是設(shè)計(jì)一款比同類(lèi)公務(wù)機(jī)具有更大客艙容積、更低的燃油消耗率、更高巡航速度的輕型公務(wù)機(jī)。為了提高這類(lèi)飛行器的氣動(dòng)效率,有必要進(jìn)行減阻設(shè)計(jì)。而自然層流翼型NLF airfoil 會(huì)成為一種合適的選擇。

    NLF翼型發(fā)展已久,早在20世紀(jì)40年代,NASA發(fā)展了6系列層流翼型,然而,由于前緣污染導(dǎo)致的層流損失通常會(huì)使最大Cl大幅下降,這會(huì)進(jìn)一步惡化起飛和著陸特性,而這一點(diǎn)對(duì)于公務(wù)機(jī)來(lái)說(shuō)尤為關(guān)鍵,因?yàn)榘踩珕?wèn)題是首要問(wèn)題。之后,NASA又設(shè)計(jì)出一些先進(jìn)層流翼型比如NLF(1)-0215F和NLF(1)-0414F翼型族。而這類(lèi)翼型雖然減阻明顯,但是低頭力矩較大且阻力發(fā)散馬赫數(shù)較低,這兩點(diǎn)當(dāng)然也不適用于公務(wù)機(jī)翼型設(shè)計(jì)。

    而一種適用于公務(wù)機(jī)設(shè)計(jì)的NLF翼型是NASA HSNLF(1)-0213翼型,此翼型有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)、小的低頭力矩。然而在低雷諾數(shù)下最大Cl相對(duì)較低。而且,13%的厚度限制了機(jī)翼內(nèi)攜帶燃油的體積。

    為了最大限度提升公務(wù)機(jī)特性,15%厚度、自然層流翼型SHM-1用于滿足輕型公務(wù)機(jī)Honda Jet 的設(shè)計(jì)要求。此翼型有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù),較小的低頭力矩,巡航狀態(tài)阻力較小。并且此翼型不僅有較高的最大Cl,而且失速緩和,對(duì)由前緣污染導(dǎo)致的最大Cl的損失不敏感。翼型的厚度保證了飛機(jī)無(wú)需增加機(jī)翼面積就能攜帶足夠的燃油,當(dāng)然,這從另一方面也導(dǎo)致了阻力的增加。

    此翼型最終設(shè)計(jì)的阻力發(fā)散馬赫數(shù)在定Cl=0.38下要高于0.7。如下圖翼型和其典型壓力分布可以看出,上翼面的順壓梯度長(zhǎng)達(dá)42%c,之后是一個(gè)凹形壓力恢復(fù),代表了在最大Cl、低頭力矩、阻力發(fā)散特性之間的妥協(xié)。下翼面的順壓梯度長(zhǎng)達(dá)63%c,減阻效果明顯,之后是一個(gè)較陡的凹形壓力恢復(fù)。翼型前緣設(shè)計(jì)后使得在大攻角下轉(zhuǎn)捩位置靠近前緣,以此減小由于湍流導(dǎo)致的最大Cl的損失。而上翼面后緣被設(shè)計(jì)來(lái)產(chǎn)生一個(gè)陡峭的逆壓梯度以限制大攻角下分離從后緣向前移動(dòng)從而在低速條件下產(chǎn)生了較高的最大Cl。

    在對(duì)幾個(gè)翼型特征參數(shù)進(jìn)行研究并結(jié)合文獻(xiàn)調(diào)研后,大致總結(jié)了低速高升力翼型升力系數(shù)隨特征參數(shù)的變化規(guī)律,例如以GAW-1作為基準(zhǔn)翼型來(lái)進(jìn)行參數(shù)影響分析會(huì)發(fā)現(xiàn):在正迎角范圍內(nèi),隨著翼型前緣半徑減小,翼型升力系數(shù)減小,而前緣半徑增大時(shí),翼型升力系數(shù)也增大;亦即隨著翼型前緣半徑增大,翼型的升力線斜率增大,反之,前緣半徑減小,升力線斜率也減小。翼型前緣半徑減小時(shí),翼型的最大升力系數(shù)減小。翼型彎度位置向前移動(dòng),翼型各迎角下的升力系數(shù)減小,最大升力系數(shù)也減小;彎度位置向后移動(dòng)時(shí),翼型各迎角下的升力系數(shù)增大,最大升力系數(shù)也增大。彎度位置變化時(shí),失速迎角不變。翼型厚度位置向前移動(dòng),翼型升力系數(shù)增大,厚度位置向后移動(dòng),升力系數(shù)減小;在大迎角時(shí),翼型厚度位置向前或者向后移動(dòng),翼型升力系數(shù)均減小,而且最大升力系數(shù)和失速迎角也都減小,厚度位置向后移動(dòng)時(shí),最大升力系數(shù)比向前移動(dòng)時(shí)更小。在各迎角狀態(tài)下,基準(zhǔn)翼型后緣厚度減小時(shí),翼型的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)均減小;后緣厚度增大時(shí),升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大;后緣厚度增大時(shí),翼型的失速迎角不變?;鶞?zhǔn)翼型后緣厚度減小時(shí),升力線斜率減小,反之,后緣厚度增大,升力線斜率增大。

    2 ?輕中型公務(wù)翼型選擇原則

    結(jié)合一些同類(lèi)型公務(wù)機(jī)翼型的設(shè)計(jì)指標(biāo),不難總結(jié)出,對(duì)于高亞音速輕中型公務(wù)機(jī),一般選擇層流翼型或超臨界翼型作為初始翼型進(jìn)行設(shè)計(jì),考慮到機(jī)翼攜帶一定體積的燃油,需要保證翼型有一定的厚度。同時(shí),翼型應(yīng)該具有較小的低頭力矩,較高的最大升力系數(shù),翼型失速緩和,對(duì)前緣污染不敏感,在巡航點(diǎn)應(yīng)具有較小的阻力,以達(dá)到較高的巡航效率。

    提高翼型升力系數(shù)和最大升力系數(shù)的有效手段:適當(dāng)增加翼型彎度、適當(dāng)增加翼型頭部半徑;適當(dāng)前移最大彎度位置也可以提高翼型最大升力系數(shù),最大彎度進(jìn)一步靠后,最大升力系數(shù)降低,但可以得到較為和緩的失速特性[1][2]。

    對(duì)于跨聲速飛機(jī)或者高亞音速飛機(jī),一個(gè)突出的問(wèn)題是如何使阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高,使翼型在超臨界狀態(tài)下正常工作,超臨界翼型是最佳選擇。

    翼型的選擇受飛機(jī)要完成的總?cè)蝿?wù)的影響,例如飛行速度范圍限制了翼型參數(shù)的選擇。亞音速飛機(jī)可在相對(duì)厚度為10%~15%之間進(jìn)行選擇。

    由于平直翼和后掠翼根部流動(dòng)特性的不同,對(duì)平直翼使用的翼型對(duì)后掠翼則不適用。大展弦比機(jī)翼,為了防止翼尖失速而造成飛機(jī)安全問(wèn)題,在翼梢處應(yīng)選擇最大升力系數(shù)更大的翼型。

    除了氣動(dòng)方面考慮外,還必須考慮減輕結(jié)構(gòu)重量,并為燃油、主起落架、機(jī)械操縱系統(tǒng)和其他可能的組件提供足夠的內(nèi)部空間。

    在飛機(jī)整個(gè)使用范圍內(nèi),翼型必須具有良好的巡航性能,其中包括氣動(dòng)效率M*L/D高,阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd高,壓縮性阻力增量不得大于0.002等。具有足夠的抖振邊界。由所設(shè)計(jì)的翼型構(gòu)成的機(jī)翼在其設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M3D和升力系數(shù)CL3D下飛行馬赫數(shù)達(dá)到M3D+0.02時(shí)也不出現(xiàn)抖振。后加載產(chǎn)生的低頭力矩控制在一定的范圍內(nèi),以降低配平阻力和尾翼載荷。高的最大升力系數(shù),以簡(jiǎn)化增升裝置的設(shè)計(jì)。

    3 ?輕中型公務(wù)翼型設(shè)計(jì)方法

    XFOIL是美國(guó)麻省理工大學(xué)Mark Drela博士開(kāi)發(fā)的亞音速飛機(jī)翼型設(shè)計(jì)和分析程序。如下圖所示,XFOIL程序可以通過(guò)修改最大厚度/彎度、前緣半徑、后緣厚度、中弧線、外部輪廓等參數(shù)對(duì)翼型進(jìn)行重新設(shè)計(jì),也可以通過(guò)修改表面速度分布進(jìn)行翼型的反設(shè)計(jì)工作。

    目前對(duì)翼型進(jìn)行反設(shè)計(jì)方法,主要是使用軟件XFOIL對(duì)設(shè)計(jì)工況下的壓力分布參照目標(biāo)壓力分布進(jìn)行直接修改。

    在翼型氣動(dòng)性能評(píng)估方面,XFOIL軟件可以通過(guò)附面層模擬技術(shù)處理粘性/無(wú)粘流動(dòng)問(wèn)題,粘性流動(dòng)計(jì)算可以使用自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩模擬附面層轉(zhuǎn)捩位置,計(jì)算結(jié)果可以提供升阻力系數(shù)、翼面壓力分布、摩阻分布等主要參數(shù),是低速翼型設(shè)計(jì)的常用工具。

    通過(guò)反運(yùn)算來(lái)修改翼型幾何和翼型表面壓力分布。優(yōu)化設(shè)計(jì)中,我們使用該模塊不斷修改翼型的速度型,得到新翼型的壓力分布和氣動(dòng)參數(shù)來(lái)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化和設(shè)計(jì)。

    目前工程經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法,主要針對(duì)翼型低速最大升力系數(shù)指標(biāo),使用軟件XFOIL對(duì)翼型幾何參數(shù)如最大厚度/彎度、前緣半徑、最大厚度/彎度位置、后加載、等參數(shù)進(jìn)行修改,從而滿足低速指標(biāo)。

    4 ?結(jié)論

    本文通過(guò)相關(guān)文獻(xiàn)的研究和輕中型公務(wù)機(jī)機(jī)型數(shù)據(jù)的分析,總結(jié)了此類(lèi)飛機(jī)機(jī)翼翼型的設(shè)計(jì)特點(diǎn)和翼型選擇時(shí)遵循的基本原則,以此為約束和指,結(jié)合翼型設(shè)計(jì)軟件,形成此類(lèi)翼型的設(shè)計(jì)方法。

    參考文獻(xiàn):

    [1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè) 第5冊(cè) 民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)

    [2]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè) 第6冊(cè) 氣動(dòng)設(shè)計(jì)

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