低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

2015-06-23赵晓霞江宗辉任庆祝

实验流体力学 2015年1期

关键词：小翼风洞试验升力

刘毅, 赵晓霞, 江宗辉, 任庆祝

(1. 中航飞机股份有限公司研发中心, 陕西汉中 723000; 2. 中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司, 陕西汉中 723000)

低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

刘毅1,2, 赵晓霞1,2, 江宗辉1,2, 任庆祝1,2

(1. 中航飞机股份有限公司研发中心, 陕西汉中 723000; 2. 中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司, 陕西汉中 723000)

针对某四发涡桨飞机飞行速度较低，巡航升力系数较大的特点，通过加装翼梢小翼改善翼尖流场特性而提高巡航升阻比。经数值计算和风洞试验验证表明，几何参数优化后的小翼，可以使飞机久航点升阻比提高8%，远航点升阻比提高4.8%。加装翼梢小翼气动特性的CFD数值计算和风洞试验结果吻合良好，可作为小翼外形进一步优化后快捷、经济的验证手段。

翼梢小翼；升阻比；诱导阻力；CFD数值计算；风洞试验

0 引言

升阻比是评价飞机气动效能的主要参数，增大升阻比是提升飞行性能的有效途径。增加机翼翼展可提高升阻比但会导致机翼根部弯矩及结构重量的增加，而翼梢小翼可在不明显增加机翼根部弯矩的前提下增大飞机的有效展弦比，进而提高升阻比，因此在现代军用及民用飞机设计中得到了广泛应用，例如湾流Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ，波音737-800、747-400，空客A340、A380，麦道MD-11、C-17等。

美国的R.T.Whitcomb于1976年首先对翼梢小翼的设计理论进行了系统研究并进行了风洞试验验证，表明在相同结构重量代价的前提下可提供两倍于翼展加长的升阻比增量。翼梢小翼在商用运输机和军用高亚声速运输类飞机上得到广泛研究[2-4]，文献总结了这类应用表明，减阻量在3%～6.2%之间。在低速飞机领域，B.S.Mattos指出在EMB-202农业飞机、Pilatus PC-12通用飞机和ERJ145预警机等速度低且升力系数大的机型使用翼梢小翼，起到了提高巡航升阻比、提高爬升率和降低失速速度的作用。

某四发涡桨飞机采用了低速大展弦比的机翼布局，展弦比约为12，巡航M数约为0.5，典型的远航升力系数为0.8，久航升力系数为1.0。根据理论分析[7]，翼梢小翼对大展弦比飞机的效果不如小展弦比飞机，但该型机由于巡航使用升力系数较大，而诱导阻力正比于升力系数的二次方，故飞机仍具有采用翼梢小翼减阻的潜力。本课题研究了在该型飞机上采用上翘式翼梢小翼的可行性，其设计和优化分为2个阶段：第一阶段为少量外形方案的CFD数值计算和风洞试验摸底，用于验证小翼提高飞机升阻比的可行性以及数值计算的可信度；第二阶段进一步对小翼主要外形参数如展长、后掠角、安装角、扭转角等进行敏感性分析，进行数值计算验证并寻找最优组合。

1 翼梢小翼设计及分析

1.1 翼梢小翼提高飞机气动效率的原理

翼梢小翼的主要功效是减小飞机的诱导阻力。通过合适的小翼弯扭设计，绕过机翼翼尖的涡流将在小翼上产生向内的升力，该升力的前向分量抵消了部分飞机的阻力从而起到减阻的作用，因此在小翼上产生尽量大的向内的升力是小翼外形优化的主要目标。D.P.Raymer[7]认为优化设计的翼梢小翼有望使飞机有效展长增量达到小翼高度的2倍，对某型机而言加装高度为10%半展长的翼梢小翼可相当于将机翼有效展弦比A从12提高到13.1。根据诱导阻力CDi和飞机阻力CD的计算公式可知：

(1)

(2)

(3)

其中：CL为升力系数，e为Oswald效率因子，CD0为零升阻力系数，L/D为升阻比。

根据公式(3)进行的简单估算结果见图1，可见某型机加装小翼后在远航点和久航点升阻比有望增加约4%和5%，该结果与风洞试验得到的数据量级相当。从公式(1)也可看出，翼梢小翼应用于展弦比A值较小的飞机显然具有更大的减阻潜力，但对于低速大展弦比飞机，如果巡航使用升力系数足够大，仍能有效减小诱导阻力和提高升阻比。

图1 翼梢小翼对升阻比贡献的工程估算

飞机巡航状态升阻比的提升将以相同的比例影响飞机的航程和航时，这一点可以从Breguet航程和航时公式中得出：

(4)

(5)

式中：R为航程，E为航时，C为耗油率，V为飞行速度，Wi、Wi+1分别为巡航段开始和结束时的飞机重量。

1.2 小翼外形参数设计

上翘式翼梢小翼构型的基本几何参数在文献[5,7]中均给出了大致范围，一般认为小翼高度不超过半翼展的10%，后掠角不小于机翼，外倾角15°～25°，具有负的安装角等，但公开资料中一般不给出翼型和翼面参数的详细数据。目前高亚声速客机上采用翼稍小翼较多，但与低速飞机相比其优化设计点可能存在差异，因此须摸索出适宜于课题对象的小翼外形参数。

结合某型机机翼的特点，选用了较大弯度的层流翼型，根据设计经验选取展长、外倾角、后掠角和安装角作为关键参数变量在一定量值范围内进行组合寻优。翼梢小翼各参数的优选过程中，设计了10余种不同的小翼外形方案，最后通过数值计算对各方案气动特性进行了验证和评估。

图2 翼梢小翼外形参数的定义

2 CFD数值计算和风洞试验

2.1 CFD数值计算

数值计算采用了商业计算软件ANSYS CFX，计算网格是由ICEM CFD生成的非结构网格，在物面上按照ANSYS官方的推荐设置了足够层数的三棱柱网格以满足求解附面层的需求，湍流计算采用了二方程的SST模型。CFD数值模拟在机翼部件上完成，忽略了远离小翼的机身、尾翼等部件以提高计算效率。为考察数值计算的可信度，采用与风洞试验相同的几何尺寸及雷诺数完成了对应状态的数值计算，后续则采用相同的网格和求解设置参数计算分析了10余种小翼外形方案，均相对不加装小翼的原始状态求得升力和阻力系数的增量，将此增量叠加到原始状态的试验值上得到了加装小翼方案的气动特性，从后文与风洞试验结果的对比来看，这种外形简化方法和数据增量法是合理可行的。

2.2 风洞试验

某型机翼梢小翼第一阶段设计的外形方案在中国空气动力研究与发展中心FL-12 (4m×3m)低速风洞中进行了风洞试验验证，对加装小翼前后进行了对比测力风洞试验。试验模型为1∶15全金属模型，试验雷诺数约为106。

图3 翼梢小翼CFD数值模拟的网格

图4 翼梢小翼风洞试验模型

3 结果与分析

3.1 CFD计算结果与风洞试验值的对比

(a)

(b)

(c)

3.2 小翼外形参数对气动特性的影响

采用CFD计算方法对小翼外形参数进行了敏感性研究(结果见图6),可得到以下结论：

(a) 小翼展长是影响升阻比的主要因素，但二者并不是线性关系，展长增加到一定程度后对升阻比提升的效果变缓，同时可能导致升阻比的不规则变化。对某型机机翼特定构型而言展长取为1.7m较为合适，大致等于10%半展长。

(b) 小翼适宜选择较大的后掠角，虽然某型机采用了直机翼，但后掠角增加后可在较大升力系数时保持较高的升阻比增量。当然过大的后掠角会带来结构设计的困难，故折衷的后掠角可选为30°。

(d)小翼安装角对小翼的效率影响不大，采用0°安装角具有稍好的结果，主要考虑到小翼采用了较大弯度的翼型，本身具有一个负的气动安装角。

图6 翼梢小翼几何参数对升阻比的影响

需要注意的是上述结论均是在某型机机翼特定的翼型和平面形状的条件下获得的，对不同外形和参数的机翼其结论只具有参考价值。

3.3 优化小翼外形的升阻比

图7给出了优化选型后确定的翼梢小翼带来的升阻比变化量，在典型远航升力系数0.8，升阻比提升约6%，而在典型久航升力系数1.0时，提升的比例达到10%。考虑到CFD计算值偏乐观的情况，这2个增量预期的试验值应不低于4.8%和8%，这些比例大致可等价于航程和航时提高，对飞行性能的提升是非常显著的。

需要注意的是当升力系数小于0.5，本课题提出的翼梢小翼方案对提高升阻比几乎没有效果，原因是当升力系数过小时诱导阻力占飞机总阻力的比例偏小，翼梢小翼的优势难以体现。

图7 优化翼梢小翼的升阻比(CFD计算值)

4 结论

本研究结果表明，对于大展弦比低速飞机，翼梢小翼仍可明显提高飞机的升阻比，从而提高飞机的航程和航时。某型机由于翼载较高且飞行速度较低，使得机翼工作于较高的升力系数，也为翼梢小翼作用的发挥提供了有利条件。

对机翼部件的CFD数值计算结果求得的升阻力系数增量与风洞试验值吻合良好，为翼梢小翼优化设计提供了一种快捷、经济的验证手段。通过对外形参数的敏感性研究表明，对于某型机的机翼配置而言，采用展长适中、后掠角较大的翼梢小翼可获得较优的效果，翼梢小翼外倾角和安装角对升阻比的影响相对较小。

[1] Whitcomb R T. A design approach and selected wind-tunnel results at high subsonic speeds for wing-tip mounted winglets[R]. NASA TN D-8260, 1976.

[2] Flechner S G, Jacobs P F. Experimental results of winglets on first, second, and third generation jet transports[R]. NASA TM-72674, 1978.

[3] Halpert J F, Prescott D H, Thomas R Y, et al. Aerodynamic optimization and evaluation of KC-135R winglets, raked wingtips, and a wingspan extension[R]. AIAA 2010-57.

[4] Ning S A, Kroo I. Multidisciplinary considerations in the design of wings and wing tip devices[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(2): 534-543.

[5] 程不时, 李云军, 王智宇, 等. 飞机设计手册(第五册)[M]. 北京: 航空工业出版社, 2005.

[6] Mattos B S. Considerations about winglet design[R]. AIAA 2003-3502.

[7] Raymer D P. Aircraft design: a conceptual approach[M]. AIAA, Reston, VA, 2006: 69-71.

(编辑：李金勇)

The computational and experimental investigation on winglets of a low speed aircraft

Liu Yi, Zhao Xiaoxia, Jiang Zonghui, Ren Qingzhu

(1. Research and Development Center, AVIC Aircraft Co., LTD., Hanzhong Shaanxi 723000, China; 2. Hanzhong Branch AVIC Aircraft Co., LTD, Hanzhong Shaanxi 723000, China)

An aircraft with four turbo-propeller engines is characterized by low speed and relative high cruise lift coefficient. Winglets are utilized to improve the flow condition around the wing tips and increase the lift-to-drag ratio. CFD calculation and wind tunnel tests show that the lift-to-drag ratio at endurance cruise can be increased by 8%, while the lift-to-drag ratio at range cruise can be increased by 4.8% after the optimization of geometric parameters. The results of CFD simulation about the aerodynamic characteristics of the winglet agree well with wind tunnel test results, which could be a convenient and economic method for further optimization of winglet geometry.

winglet; lift-to-drag ratio; induced drag; CFD simulation; wind tunnel test

1672-9897(2015)01-0055-05

10.11729/syltlx20130039

2014-01-06

2014-06-07

LiuY,ZhaoXX,JiangZH,etal.Thecomputationalandexperimentalinvestigationonwingletsofalowspeedaircraft.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 55-59. 刘毅, 赵晓霞, 江宗辉, 等. 低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究. 实验流体力学, 2015, 29(1): 55-59.

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