周 星，鐘 園

(中國商用飛機有限責(zé)任公司 上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

現(xiàn)代大展弦比民用飛機競爭非常激烈，除了保證安全性以外，還需要非常好的性能，不光包括巡航效率還有飛機的低速起降特性。著陸構(gòu)型是大飛機氣動設(shè)計中的重點和難點： 一方面需要足夠的最大升力系數(shù)，使飛機的進場速度能夠滿足適航規(guī)章中C類飛機的標(biāo)準(zhǔn)；另一方面要保證飛機的操縱安全。由于前緣縫翼以及后緣襟翼的偏度增大，縫道、彎度、翼面間的干擾以及氣流展向流動的耦合使得流動相當(dāng)復(fù)雜，往往很多飛機在生產(chǎn)試飛后需要對著陸構(gòu)型的失速特性進行優(yōu)化，比如MD82飛機[1-2]，在縫翼前緣安裝渦流發(fā)生架，來改善飛機翼面的分離，增大飛機的可用升力系數(shù)。

失速特性優(yōu)化的方法包括被動和主動控制。被動控制方式有: 改變襟縫翼偏度，優(yōu)化縫道參數(shù)[3]；修改頭部形狀，匹配低速翼型；布置渦流發(fā)生器(Vertex Generator, VG)，補充附面層的能量等。主動控制需要從外界輸入能量，比如射流控制。Shmilovich等[4]使用主翼上表面吹氣的效果增加線性段的升力系數(shù)，推遲失速攻角。馮立好等[5]利用等離子體激勵器發(fā)展了新型環(huán)量增升技術(shù)，并對2維NACA0012翼型繞流實施控制。雖然優(yōu)化的方法很多，但是對于已經(jīng)生產(chǎn)試飛的飛機來說，失速特性的優(yōu)化設(shè)計的約束條件非常多，如: 改變縫道參數(shù)，涉及到飛控系統(tǒng)和軟件的改變；改變翼型頭部形狀，需要修改制造模具工裝，調(diào)整生產(chǎn)線；利用主動控制技術(shù)，雖然能夠達到增升的效果，但是會增加結(jié)構(gòu)重量，調(diào)整結(jié)構(gòu)布置。另外，不管是主動控制技術(shù)還是被動控制技術(shù)，應(yīng)用在飛機上的前提是必須向適航局方表明技術(shù)的成熟度和安全性。這些方法都會給飛機帶來較大的成本代價和時間代價，因此被動控制技術(shù)成了定型生產(chǎn)后飛機優(yōu)化的首要選擇方法。渦流發(fā)生器的流動控制效果明顯，結(jié)構(gòu)簡易且易于維護，重量輕便且易于加工，對飛控系統(tǒng)、航電系統(tǒng)等其他系統(tǒng)幾乎沒有影響，使用其額外成本較少可控。

20世紀(jì)60年代，Pearcey等對渦流發(fā)生器的控制平板湍流附面層的流動機理進行了研究，并提出了渦流向附面層注入新能量。進入20世紀(jì)90年代，渦流發(fā)生器用于飛機部件的流動控制得到了廣泛的研究。Bray等[6]、Cohen等[7]對渦流發(fā)生器的參數(shù)設(shè)計以及控制激波分離做了相關(guān)研究。Lin等[8]在風(fēng)洞試驗中研究了安裝在增升裝置翼型上不同位置的渦流發(fā)生器對線性段升力系數(shù)和最大升力系數(shù)的影響；Shi等[9]、褚胡冰等[10]在增升裝置流動分離控制研究中使用數(shù)值方法對2維和3維增升裝置的氣動特性進行了分析。渦流發(fā)生器的高度僅為附面層厚度(δ)量級，而且亞高度渦流發(fā)生器的高度在0.2δ～0.5δ以內(nèi)，風(fēng)洞試驗和數(shù)值計算的難度還是相當(dāng)大的。上文提到的很多計算研究和試驗研究[11-12]多數(shù)局限于翼型或者小展弦比飛機。國內(nèi)大飛機領(lǐng)域?qū)︼w機進行渦流發(fā)生器的研究較少，技術(shù)積累不多。歐陽紹修等[13]進行了一種水平尾翼流動控制裝置的實驗研究，并將研究結(jié)果應(yīng)用于某型飛機上，改善了水平尾翼的分離和振動。本文通過在大飛機的縫翼以及機翼主翼面上設(shè)計布置渦流發(fā)生器，來改善飛機的分離特性和滾轉(zhuǎn)特性。

1 渦流發(fā)生器設(shè)計

大展弦比飛機由于展向弦長變化比較明顯，雷諾數(shù)逐漸降低，再加上展向流動，中外翼容易發(fā)生分離。這種情況下雖然最大升力系數(shù)還在增加，但是中外翼的分離引起較大的滾轉(zhuǎn)力矩以及一定的抬頭力矩，降低了飛機的操縱穩(wěn)定性。如果這種分離繼續(xù)擴大并且劇烈，甚至?xí)绊懙斤w機的安全。在適航規(guī)章[14]里面明確指出，如果滾轉(zhuǎn)角速度超過30°/s，飛行員產(chǎn)生不可接受的飛行感受，那么飛機的飛行邊界限制在滾轉(zhuǎn)發(fā)散的點。即使隨著迎角增大，最大升力系數(shù)繼續(xù)增大，都不能作為可用最大升力系數(shù)。對于已經(jīng)進入試飛階段的飛機來說，修改翼型外形、改變制造工藝、調(diào)整控制率等難度較大，采用渦流發(fā)生器優(yōu)化飛機的失速特性是比較理想的方法。

渦流發(fā)生器設(shè)計參數(shù)包括平面形狀、相對氣流偏角、展弦比、相對于附面層厚度的高度、空間布置方式、空間間隔等。根據(jù)文獻[15]的結(jié)論和經(jīng)驗，渦流發(fā)生器設(shè)計準(zhǔn)則如下: 展弦比為0.5～1.0；平面形狀為矩形或三角形；高度與附面層厚度相當(dāng)。渦流發(fā)生器在機翼上的安裝需要考慮弦向安裝位置、展向安裝區(qū)域、展向安裝間隔和渦流發(fā)生器陣列方式。弦向安裝位置: 渦流發(fā)生器應(yīng)安裝在分離區(qū)前約4倍渦流發(fā)生器高度的位置處。展向安裝區(qū)域: 渦流發(fā)生器布置在翼面分離附近，展向范圍超過分離區(qū)的展向范圍。圖1為某飛機失速起始迎角(Angle Of Attack, AOA)αAOA的摩擦阻力云圖，可見其分離是從外翼開始，并且是前緣失速和主翼面后緣失速。本文的研究是基于圖1中的分離特性進行渦流發(fā)生器設(shè)計，渦流發(fā)生器的形狀見圖2。

圖1 失速起始迎角的摩擦阻力云圖Fig.1 Friction drag cloud chart at the beginning AOA of stall

圖2 渦流發(fā)生器的形狀Fig.2 The shape of VG

2 計算分析

利用歐洲高升力計劃的HiLift-PW1模型外形對本文所用的數(shù)值計算方法進行驗證，圖3為計算模型和網(wǎng)格。求解器是ANSYS CFX，湍流模型為剪切應(yīng)力傳輸(Shear Stress Transfer, SST)k-ω模型。

圖3 HiLift-PW1模型及網(wǎng)格Fig.3 The model and grid of HiLift-PW1

計算的狀態(tài)為馬赫數(shù)Ma=0.2，迎角αAOA=0°～34°，雷諾數(shù)Re=4.3×106(基于平均氣動弦長)。圖4為計算和試驗的升力系數(shù)(CL)曲線以及俯仰力矩(CM)曲線的對比。從圖4可知，升力曲線的失速迎角和升力形態(tài)與風(fēng)洞試驗結(jié)果一致；力矩曲線和風(fēng)洞試驗結(jié)果在趨勢上是一致的。由此可見，本文所采用的計算手段是可靠的。

圖4 計算和試驗的升力系數(shù)曲線以及俯仰力矩曲線的對比Fig.4 The comparison of the lift and moment curves between the calculation and the test

2.1 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器

縫翼下翼面的附面層高度很薄，這個位置的渦流發(fā)生器設(shè)計主要考慮產(chǎn)生的渦能夠繞到縫翼上表面注入當(dāng)?shù)啬芰?，推遲分離。圖5的流線圖可以看出縫翼前緣存在一個分離氣泡，這個分離氣泡的產(chǎn)生導(dǎo)致了外翼分離的出現(xiàn)?？梢赃@樣設(shè)想，如果能把縫翼上表面的氣流下壓，就能推遲前緣分離氣泡的產(chǎn)生，從而推遲外翼失速。渦流發(fā)生器產(chǎn)生的渦具有強烈的旋轉(zhuǎn)，其一側(cè)可以使氣流下壓。渦流發(fā)生器作用的大小取決于其產(chǎn)生渦的強度。渦流發(fā)生器的面積越大，弧度越大，其產(chǎn)生的渦越強。圖6為渦流發(fā)生器的展向分布，圖7為當(dāng)?shù)販u流發(fā)生器的形狀(半月牙形)。

圖5 縫翼的2維流線Fig.5 The two dimensional stream- line of slat

圖6 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的展向分布Fig.6 The span distribution of VG on downside slat

圖7 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的形狀Fig.7 The shape of VG on downside slat

對縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的位置、展向布置數(shù)量(圖6)以及大小(圖7)進行計算分析可發(fā)現(xiàn): 個別位置可以產(chǎn)生推遲后緣分離的作用(圖8中VG5)，但是縫翼上的分離沒有改善；其他位置不僅沒有推遲分離，反而使失速區(qū)域擴大。經(jīng)分析認為主要原因是渦繞過前緣后打在縫翼上表面，渦破裂導(dǎo)致了縫翼的大面積分離，見圖9。由此可見，渦流發(fā)生器放置在縫翼下翼面設(shè)計難度較大，存在改善分離的可能。

2.2 縫翼上翼面的渦流發(fā)生器

在縫翼的上翼面布置渦流發(fā)生器，計算分析得出上翼面的渦流發(fā)生器沒有推遲分離，反而增大了分離區(qū)域，見圖10。觀察渦量流線發(fā)現(xiàn)渦流發(fā)生器產(chǎn)生的渦流很快破裂，并不能達到推遲外翼分離的目的；另外縫翼上翼面布置渦流發(fā)生器的位置在分離區(qū)內(nèi)，渦流的干擾甚至影響到了襟翼附近上游的流動。因此不進行在縫翼上翼面布置渦流發(fā)生器的研究。

圖8 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器設(shè)計效果對比Fig.8 The comparison of design effect of VG on downside slat

圖9 翼下渦流發(fā)生器產(chǎn)生的渦的空間分布Fig.9 The vortex distribution of VG on downside slat

2.3 主翼面上的渦流發(fā)生器

主翼面上的渦流發(fā)生器用來延緩主翼面后緣的分離，不能對縫翼上的分離產(chǎn)生抑制作用。圖1中分離的起始位置在弦向50%的地方，該區(qū)域型面曲率變化較小，比較平坦，有利于布置渦流發(fā)生器。布置結(jié)果見圖11。某型飛機在主翼面上方也布置了渦流發(fā)生器，解決氣流分離的問題，見圖12。這種布置方案是為了減弱機翼后緣的分離。翼身組合體的計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD)計算結(jié)果見圖13，可見帶渦流發(fā)生器相比于原構(gòu)型升力系數(shù)略有增加，其他沒有不利影響，其中：Cl表示滾轉(zhuǎn)力矩。

圖10 縫翼上翼面的渦流發(fā)生器的 摩擦阻力云圖Fig.10 Friction drag cloud chart of VG on upside slat

圖11 主翼上翼面的渦流發(fā)生器Fig.11 VG on the main wing

圖12 某型飛機主翼面上的渦流發(fā)生器Fig.12 VG on the main wing of an aircraft

圖13 翼身組合體有無渦流發(fā)生器的CFD計算結(jié)果對比Fig.13 Comparison of CFD calculation results of fuselage-wing with or without VG

3 風(fēng)洞試驗

風(fēng)洞試驗在哈爾濱空氣動力研究所FL-9低速風(fēng)洞進行。該風(fēng)洞為增壓高雷諾數(shù)風(fēng)洞，試驗段尺寸為4.5 m(寬)×3.5 m(高)×10.0 m(長)，四壁切角邊長為700 mm，試驗段的面積為14.77 m2。壓力調(diào)節(jié)范圍為常壓～4倍大氣壓，常壓下最大風(fēng)速為130 m/s，最大壓力工況下最大風(fēng)速為90 m/s。圖14為模型在FL-9風(fēng)洞的安裝圖，模型比例為11.5%，機身長3.1 m，展長3.215 m。試驗風(fēng)速為70 m/s，雷諾數(shù)從100萬到700萬。風(fēng)洞試驗研究了縫翼下表面和主翼面上的渦流發(fā)生器，包括數(shù)量、間距、高度以及角度等，從最大升力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩來驗證渦流發(fā)生器的效果。風(fēng)洞試驗的模型比例較小，渦流發(fā)生器的高度尺寸在5 mm以下，為了保證尺寸的準(zhǔn)確性，采用3D金屬增材技術(shù)進行加工。在渦流發(fā)生器的底部設(shè)計了安裝底座，底座寬度不超過渦流發(fā)生器高度的80%，厚度在1 mm左右。試驗中使用膠水將渦流發(fā)生器與金屬翼面粘連。

表1 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的試驗工況

圖14 風(fēng)洞試驗安裝圖Fig.14 The installation of wind tunnel test

圖15 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器試驗Fig.15 The test of VG on downside slat

4 試驗結(jié)果分析

4.1 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的試驗結(jié)果

縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的安裝如圖15所示。因為該區(qū)域范圍較小，試驗主要對渦流發(fā)生器的高度(h)和安裝的偏度(a)進行了研究，試驗工況見表1。圖16(a)的曲線表明，與原構(gòu)型相比，該位置安裝了渦流發(fā)生器后降低了飛機的最大升力系數(shù)。但是從圖16(b)所示的滾轉(zhuǎn)力矩來看普遍抑制了翼面大分離前的小擾動。與不帶渦流發(fā)生器相比，帶渦流發(fā)生器的滾轉(zhuǎn)力矩沒有劇烈跳動，氣動特性比較穩(wěn)定。圖16(c)所示的帶渦流發(fā)生器的俯仰力矩略有提前。以上現(xiàn)象說明渦流發(fā)生器作用在機翼分離點之前迎角，沒有作用在機翼分離的起始迎角，在原分離角度渦流發(fā)生器拖出來的渦在上翼面可能破裂了。因此圖16中的渦流發(fā)生器到了原構(gòu)型機翼失速迎角產(chǎn)生了負面影響。在后續(xù)的研究中對縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的位置進行調(diào)整可以將其迎角作用范圍往后推遲。

圖16 縫翼下翼面的渦流發(fā)生器的氣動曲線Fig.16 Aerodynamic curve of VG on downside slat

4.2 主翼面的渦流發(fā)生器的試驗結(jié)果

主翼面的渦流發(fā)生器安裝在翼面后緣分離區(qū)的上游，見圖17。試驗對該區(qū)域的渦流發(fā)生器做了詳細的研究，包括高度(h)、位置(p)、安裝的偏度(a)和數(shù)量(n)，其中：p=1,2,3,表示在主翼面順氣流方向選擇的3個安裝渦流發(fā)生器的位置，分別為位置1、位置2、位置3；n表示渦流發(fā)生器的數(shù)量，在某一個位置展向放7個或9個渦流發(fā)生器。表2為主翼面渦流發(fā)生器的試驗工況。在常壓試驗中對渦流發(fā)生器的參數(shù)進行了大范圍的交叉選型，選出的相對較優(yōu)的渦流發(fā)生器在高雷諾數(shù)試驗中進一步驗證。

圖17 主翼面的渦流發(fā)生器及其布置位置Fig.17 VG on main wing and its layout position

表2 主翼面的渦流發(fā)生器的試驗工況

圖18(a)中工況h(1.6)a(33)p(1)n(7)、h(2.2)a(33)p(1)n(7)、h(1.6)a(33)p(2)n(7)和h(2.2)a(33)p(2)n(7)的最大升力系數(shù)比無渦流發(fā)生器構(gòu)型的大，其中工況h(1.6)a(33)p(1)n(7)、h(1.6)a(33)p(2)n(7)和h(2.2)a(33)p(2)n(7)的增量達到了0.05左右。圖18(b)中上述4個優(yōu)化方案對滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)散均有抑制作用，其中工況h(1.6)a(33)p(1)n(7)、h(1.6)a(33)p(2)n(7)和h(2.2)a(33)p(2)n(7)推遲無渦流發(fā)生器構(gòu)型的滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)散1°左右。圖18(c)中俯仰力矩也推遲了1°左右上仰。從渦流發(fā)生器的高度來看，2.8 mm對于該區(qū)域產(chǎn)生不利的影響效果，見工況h(2.8)a(33)p(2)n(7)的曲線；渦流發(fā)生器偏28°的作用效果小于33°，見工況h(1.6)a(28)p(3)n(7)的曲線；位置1和位置2可以產(chǎn)生優(yōu)化作用，但是在位置3布置渦流發(fā)生器基本沒有效果；渦流發(fā)生器的數(shù)量決定了渦流發(fā)生器沿機翼展向的間距，當(dāng)數(shù)量從7增加到9時，渦流發(fā)生器之間的距離變小，從工況h(1.6)a(33)p(2)n(9)的曲線看，數(shù)量的變化并沒有產(chǎn)生大的影響。通過上述渦流發(fā)生器的試驗研究，得到的主翼面渦流發(fā)生器的主布置方案為序號1、3和4。該方案的渦流發(fā)生器產(chǎn)生的渦能注入到中外翼后緣的附面層中，改善了中外翼后緣的分離特性，但是并沒有改善縫翼上的分離特性。

圖18 主翼面的渦流發(fā)生器的氣動曲線Fig.18 Aerodynamic curve of VG on the main wing

5 結(jié) 語

本文主要研究了渦流發(fā)生器在大展弦比飛機機翼中的流動控制。針對中外翼前緣分離和后緣分離的情況在縫翼下翼面、縫翼上翼面以及主翼面進行了渦流發(fā)生器的設(shè)計、CFD計算以及風(fēng)洞試驗驗證，得到了對主翼面的渦流發(fā)生器的優(yōu)化設(shè)計，能夠改善飛機大迎角下的失速特性，提高可用最大升力系數(shù)，推遲滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)散，從而降低飛機的著陸進場速度，有利于飛機具有更具競爭性的操縱性和穩(wěn)定性?？p翼下表面的渦流發(fā)生器可以進一步優(yōu)化，從而改善縫翼上表面的分離。另外，本文得到了不同位置對渦流發(fā)生器高度、角度和間距的敏感分析。后續(xù)的研究通過風(fēng)洞試驗結(jié)果和CFD計算方法相互驗證，將模型尺度的渦流發(fā)生器推廣到全尺寸飛機的渦流發(fā)生器，形成一套完整的全尺寸渦流發(fā)生器的設(shè)計和驗證方法。