大型民機(jī)擾流板對后緣襟翼載荷影響試飛研究

胡贊遠(yuǎn),符梁棟

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210)

現(xiàn)代大型民用飛機(jī)的起飛總重一直在增加,但跑道長度、機(jī)場周邊建筑高度等客觀環(huán)境約束,因此民用飛機(jī)一般會裝備增升裝置,使飛機(jī)具有較好的起降性能,以減少對自身子系統(tǒng)以及地面設(shè)施的依賴[1-3]。后緣襟翼是一種典型的飛機(jī)增升裝置,大型民機(jī)的襟翼結(jié)構(gòu)形式通常為后退式,即富勒襟翼(Fowler flaps)。富勒襟翼不僅增加了機(jī)翼的彎度,還增加了機(jī)翼的面積,并且擁有氣流縫,可為上表面邊界層充能,具有更高的氣動(dòng)效率[4-5]。

氣流縫的形態(tài)對襟翼表面壓力分布形態(tài)有著顯著的影響,其直接影響襟翼氣動(dòng)載荷。氣流縫的形態(tài)受多種因素的影響,主要包括結(jié)構(gòu)變形、擾流板偏度和襟翼偏度。由于富勒襟翼打開后氣流縫顯著增大,因此結(jié)構(gòu)變形對氣流縫的影響在增升構(gòu)型下可以忽略不計(jì)。擾流板通常位于襟翼前緣上方,在空中時(shí)用于減速或者輔助滾轉(zhuǎn)。擾流板打開使主翼面和襟翼間形成氣流縫,從而產(chǎn)生上洗氣流,增大襟翼當(dāng)?shù)赜?因此對后緣襟翼氣動(dòng)載荷特性的研究離不開對擾流板偏度影響的分析[6]。不同襟翼偏度下,襟翼和主翼面呈現(xiàn)不同的角度和距離,以某大型民機(jī)為例,增升構(gòu)型包括襟翼偏度為10°、19°和25°等。根據(jù)型號載荷設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)可知,不同襟翼偏度下襟翼氣動(dòng)特性顯著不同。

一般通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得襟翼表面壓力分布數(shù)據(jù),隨后通過積分得到部件力系數(shù),最后乘以對應(yīng)工況的速壓,得到襟翼氣動(dòng)載荷[7]。為了確認(rèn)襟翼載荷計(jì)算方法和結(jié)果的有效性,同時(shí)驗(yàn)證襟翼載荷計(jì)算方法能否滿足大型運(yùn)輸機(jī)的適航條例要求,民用飛機(jī)在適航取證階段會開展載荷試飛驗(yàn)證工作[8-9]。壓力分布測量是研究運(yùn)輸類飛機(jī)襟翼氣動(dòng)分布特性的重要方式,采用試驗(yàn)件打孔法進(jìn)行壓力分布飛行實(shí)測可以為襟翼的載荷驗(yàn)證提供有效的數(shù)據(jù)支持[10]。

本文結(jié)合某大型民機(jī)載荷試飛數(shù)據(jù)對帶擾流板偏度后緣襟翼氣動(dòng)載荷特性進(jìn)行研究,對文獻(xiàn)[6]的研究內(nèi)容進(jìn)行補(bǔ)充驗(yàn)證,同時(shí)拓展分析維度,考慮擾流板偏度、襟翼偏度的影響,進(jìn)一步完善襟翼氣動(dòng)載荷計(jì)算方法,對后續(xù)開展襟翼載荷設(shè)計(jì)具有很高的實(shí)用性。

1 襟翼載荷測壓試飛

襟翼載荷測壓試飛的測量系統(tǒng)包括襟翼測壓試驗(yàn)件、掃描閥、測壓系統(tǒng)機(jī)柜、機(jī)載記錄設(shè)備和配套的測壓管、電纜。測量系統(tǒng)工作原理如圖1所示,襟翼測壓剖面位置和測點(diǎn)分布如圖2和圖3所示。氣流經(jīng)過襟翼表面流速改變,局部靜壓即壓力信號通過蒙皮測壓孔內(nèi)的測壓氣管傳導(dǎo)至掃描閥,掃描閥將壓力信號轉(zhuǎn)換為電信號發(fā)送給測壓系統(tǒng)機(jī)柜,并最終被機(jī)載記錄設(shè)備記錄。

圖3 襟翼測壓剖面測點(diǎn)分布示意圖

襟翼載荷測壓試飛時(shí),通過完成一系列設(shè)計(jì)的飛行機(jī)動(dòng)動(dòng)作測量飛機(jī)機(jī)動(dòng)過程中的襟翼壓力分布,然后通過積分得到試飛測量的襟翼載荷,并與飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中采用計(jì)算方法得到的載荷進(jìn)行對比,驗(yàn)證載荷計(jì)算方法的有效性。試飛狀態(tài)點(diǎn)選取時(shí)應(yīng)覆蓋不同卡位、速度、過載,通常選擇機(jī)動(dòng)平衡(過載范圍0.25g～1.60g)和1.00g平飛工況作為典型的襟翼載荷試飛狀態(tài)點(diǎn),典型的機(jī)身迎角和法向過載隨時(shí)間歷程變化曲線如圖4所示。

圖4 試飛點(diǎn)時(shí)間歷程示意圖

襟翼氣動(dòng)載荷對比分析的重點(diǎn)是其表面壓力分布特性和部件載荷。對表面壓力分布特性的分析可以通過研究測壓剖面弦向壓力分布形態(tài)來展開,對部件載荷的分析通常使用網(wǎng)格向量法和站位積分法。本文采用計(jì)算效率更高的站位積分法對襟翼部件載荷進(jìn)行分析,通過求解各測壓剖面弦向積分和部件展向積分獲得部件力系數(shù),具體計(jì)算公式如下:

(1)

(2)

式中:CNj為襟翼第j個(gè)剖面升力系數(shù),Cpij為第j個(gè)測壓剖面第i個(gè)測壓點(diǎn)壓力系數(shù),ΔXij為第j個(gè)測壓剖面第i個(gè)測壓點(diǎn)弦向長度,角標(biāo)上和下分別表示第j個(gè)剖面的上、下表面,cj為第j個(gè)測壓剖面弦長,CN為襟翼部件力系數(shù),ΔZj為第j個(gè)測壓剖面展長,S為參考面積。

2 不同擾流板偏度情況襟翼氣動(dòng)載荷特性

某大型民用飛機(jī)開展了不同襟翼構(gòu)型下擾流板0°到滿偏度情況1.00g平飛襟翼載荷測壓試飛,試飛中飛行員階梯式調(diào)節(jié)減速板手柄從0°開始直至滿偏,在多個(gè)階梯位置停留并配平飛機(jī)進(jìn)行平飛。對試飛測量的襟翼壓力分布數(shù)據(jù)進(jìn)行積分,得到襟翼部件力系數(shù)CN隨擾流板偏度δsp變化特性,如圖5所示。

圖5 襟翼部件力系數(shù)隨擾流板偏度變化曲線

由圖可知,擾流板偏轉(zhuǎn)對襟翼部件力系數(shù)有顯著的影響。當(dāng)襟翼偏度為10°時(shí),襟翼部件力系數(shù)隨擾流板偏度增加而顯著增大;當(dāng)襟翼偏度為19°時(shí),襟翼部件力系數(shù)隨擾流板偏度增加而增大,但當(dāng)擾流板偏度達(dá)到7°后,襟翼部件力系數(shù)變化很小;當(dāng)襟翼偏度為25°時(shí),襟翼部件力系數(shù)隨擾流板偏度增加先增大后減小。

上述變化規(guī)律從襟翼測壓剖面的弦向壓力分布也可以得到驗(yàn)證,襟翼某剖面的表面壓力系數(shù)Cp隨弦向比例x/c變化的曲線如圖6～圖8所示,其中x為剖面弦向長度,c為剖面弦長。由圖可以發(fā)現(xiàn),擾流板偏度對襟翼剖面弦向壓力分布影響區(qū)域集中在襟翼上表面前緣區(qū)域。襟翼偏度為10°時(shí),擾流板打開后襟翼前緣形成吸力峰,擾流板偏度越大,吸力峰值越大,襟翼部件力系數(shù)也越大;襟翼偏度為19°時(shí),擾流板打開后同樣在襟翼前緣形成吸力峰,但擾流板角度打開到一定值后,吸力峰值保持穩(wěn)定;襟翼偏度為25°時(shí),擾流板打開后在襟翼前緣形成吸力峰,但打開角度超過一定值后,襟翼前緣吸力峰顯著減弱,部分前緣區(qū)域壓力系數(shù)降低到擾流板關(guān)閉時(shí)的壓力系數(shù)值以下,襟翼上表面呈現(xiàn)出氣流分離后的壓力分布特性。

圖6 襟翼偏轉(zhuǎn)10°不同擾流板偏度典型襟翼剖面弦向壓力分布 圖7 襟翼偏轉(zhuǎn)19°不同擾流板偏度典型襟翼剖面弦向壓力分布 圖8 襟翼偏轉(zhuǎn)25°不同擾流板偏度典型襟翼剖面弦向壓力分布

這個(gè)結(jié)論和風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果在襟翼偏度為10°時(shí)是一致的,但當(dāng)襟翼偏度為19°時(shí),規(guī)律則不一樣[6]。如圖9所示,風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明,襟翼偏度為19°時(shí),襟翼部件力系數(shù)隨擾流板偏度的增加先增大后減小,更接近襟翼偏度為25°時(shí)的規(guī)律,而不是先增大后保持。這主要是因?yàn)轱L(fēng)洞試驗(yàn)的雷諾數(shù)較低,氣流分離較試飛結(jié)果提前引起的。

圖9 襟翼偏轉(zhuǎn)19°部件力系數(shù)在不同擾流板偏度時(shí)隨迎角變化曲線(風(fēng)洞試驗(yàn)) 圖10 擾流板滿偏情況襟翼部件力系數(shù)隨迎角變化曲線 圖11 襟翼偏轉(zhuǎn)25°典型襟翼剖面弦向壓力分布

3 擾流板滿偏情況襟翼氣動(dòng)載荷特性

某大型民用飛機(jī)開展了擾流板滿偏情況下機(jī)動(dòng)平衡襟翼載荷測壓試飛,試飛中當(dāng)飛機(jī)速度達(dá)到目標(biāo)速度時(shí),緩慢拉桿,執(zhí)行0.25g～1.60g過載機(jī)動(dòng)平衡試飛。對試飛測得的襟翼壓力分布數(shù)據(jù)進(jìn)行積分,得到襟翼部件力系數(shù)CN隨迎角α變化的規(guī)律,如圖10所示。

由圖可知,襟翼偏度為10°或19°時(shí),擾流板滿偏情況下襟翼部件力系數(shù)隨著迎角的增加而增大;而當(dāng)襟翼偏度為25°時(shí),襟翼部件力系數(shù)在小迎角時(shí)隨著迎角的增加而增大,但當(dāng)迎角增加到5°時(shí)襟翼部件力系數(shù)呈現(xiàn)下降趨勢。圖11展示了該狀態(tài)下的襟翼典型測壓剖面弦向壓力分布曲線,可見襟翼部件力系數(shù)的下降是由于襟翼前緣吸力峰值減小造成的。

圖12給出了擾流板關(guān)閉和滿偏時(shí)不同襟翼偏度情況下襟翼部件力系數(shù)隨迎角變化曲線,其中δsp,Full表示擾流板滿偏,δsp,0表示擾流板關(guān)閉。由圖可知,襟翼部件力系數(shù)在擾流板關(guān)閉和滿偏的情況下變化趨勢是一致的,擾流板偏轉(zhuǎn)造成的襟翼氣動(dòng)特性增量與氣流分離前基本一致。在設(shè)計(jì)襟翼載荷時(shí),可認(rèn)為擾流板偏轉(zhuǎn)引起的襟翼增量載荷主要和擾流板偏度有關(guān),跟迎角關(guān)系較小。

圖12 襟翼部件力系數(shù)隨迎角變化曲線

結(jié)合圖5和圖12可以看出,擾流板偏轉(zhuǎn)引起的襟翼載荷增量是非常顯著的。當(dāng)擾流板偏度較大、迎角角度較大時(shí),襟翼中小偏度(10°、19°)情況下的升力系數(shù)與大偏度情況下的升力系數(shù)差異明顯減小,再疊加小偏度時(shí)更大的襟翼設(shè)計(jì)速度和速壓,中小偏度情況下的襟翼載荷很有可能構(gòu)成襟翼的限制載荷。因此,在襟翼載荷設(shè)計(jì)中必須充分考慮擾流板打開帶來的襟翼增量載荷。

4 結(jié)論

本文基于某大型民用飛機(jī)襟翼載荷測壓試飛數(shù)據(jù),對比分析了不同襟翼偏度情況下擾流板偏度對襟翼氣動(dòng)分布特性影響,得到以下結(jié)論:

1)擾流板偏轉(zhuǎn)對襟翼氣動(dòng)載荷有顯著的影響,其上洗效應(yīng)使襟翼上表面前緣形成吸力峰,從而增大襟翼部件力系數(shù),擾流板偏轉(zhuǎn)對襟翼載荷的影響跟襟翼偏度有關(guān);

2)擾流板偏轉(zhuǎn)對襟翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律在一定的迎角范圍內(nèi)是一致的,在襟翼載荷設(shè)計(jì)時(shí),可認(rèn)為擾流板偏轉(zhuǎn)引起的襟翼增量載荷主要和擾流板偏度有關(guān),跟迎角關(guān)系較小;

3)擾流板偏轉(zhuǎn)帶來的襟翼載荷增量,可能導(dǎo)致襟翼中小偏度情況下氣動(dòng)載荷成為限制載荷,在襟翼載荷設(shè)計(jì)中務(wù)必重視。