大展弦比机翼翼梢装置性能特性研究

王超，吕莉莉，杜麦胜，刘毅

(中航飞机股份有限公司研发中心总体气动设计研究所，陕西汉中723000)

0 引言

减小飞机阻力是提高空气动力效率的一个关键因素，诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分。一般来说，飞机巡航时的诱导阻力占总阻力的30%左右［1］，在低速大迎角飞行时所占的比重更大。因此，减小诱阻以提高空气动力效率的研究受到高度的重视［2］。空气动力学的机翼理论指出，增大机翼的展弦比能减小诱导阻力，但大展弦比对结构不利，机场环境对机翼展长也有一定的限制;因此，通过翼尖设计以及加装翼梢装置来改善翼尖区的气流流动和减阻是减小诱阻的重要手段。

多年来，国内外学者从理论计算、风洞试验、飞行试验等方面对各类翼梢装置作了大量的基础性及应用性研究，一些研究成果投入实际应用并取得了明显的效果［2］。NASA 研究表明［3］，KC-135 加装翼梢小翼使飞机总阻力下降7%，升阻比提高5% ～8%。B737-800加装融合式翼梢小翼［4］使航程增加约240～350 km。但国内外研究多集中于中等及小展弦比机翼的翼梢装置研究，未见对大展弦比(10以上)机翼飞机加装翼梢装置的研究及使用报告。

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，升阻比约为15。由于高空/高原动力装置功率衰减大，极大地限制了高原机场的起降能力和航路越障能力，而动力装置研制周期长，短期有效的方法是提高飞机的升阻比。根据理论分析［5］，翼梢装置对大展弦比飞机的效果不如小展弦比飞机明显，但由于该型机巡航升力系数较大，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装置减阻的潜力。本文研究了在大展弦比飞机采用翼梢装置的可行性，提出翼梢装置设计优化方法，并以风洞试验数据为依据，对大展弦比机翼飞机的飞行性能提升进行计算验证并寻找最优方案。

1 翼梢装置设计及气动效率分析

1.1 翼梢装置提高气动效率原理

飞机飞行中的阻力主要有压差阻力、粘滞阻力和诱导阻力。压差阻力和粘滞阻力会很快转化为热能，可以改变的只有诱导阻力。而机翼所产生的升力，一部分用于消除诱导阻力，另一部分用于提供升力。诱导阻力越小，则提供的升力越大。减小诱导阻力最直接的方法是通过增加机翼的翼展来实现的，但对于部分大展弦比机翼，过多的增加机翼的翼展将带来如结构重量、气动弹性等问题［6］。

翼梢装置的主要功能是减小飞机的诱导阻力。加装优化设计的翼梢装置，机翼有效展弦比提高，升阻比增加。翼梢装置应用于展弦比A值较小的飞机显然具有更大的减阻潜力，对于低速大展弦比机翼的飞机仍能有效减小诱导阻力、提高升阻比，从而提高飞机的起飞性能、爬升性能和续航性能。

1.2 影响飞行性能的因素

对起飞性能影响较大的因素包括动力装置的可用拉力、飞机的升阻特性、飞机的失速速度等。简化的起飞滑跑距离计算公式［7］为:

式中:LTOB为起飞滑跑距离;VLOF为起飞离地速度;g为重力加速度;T/W为起飞推重比;f为摩擦系数;K为升阻比。在其他状态相同的情况下，升阻比越大，离地速度越小(最大升力系数越大)，起飞滑跑距离越短。

影响飞机爬升性能的主要因素是飞机的剩余功率和爬升方式。

式中:P为爬升功率;W为爬升重量;V为爬升速度;θ为爬升角。爬升方式一定时，升阻比K增大，飞机爬升率增加，飞机的升限也有所提高。

巡航性能直接受小时耗油量qh=WqNh/K的影响，航程 L、航时 t计算公式［8］为:

式中:m1，m2为巡航开始和结束时的重量;Wav为平均巡航重量;Vcru为巡航速度;qNh为单位小时耗油率。巡航状态升阻比增大，航程、航时均有所提高。

1.3 翼梢装置设计

长期以来，人们一直力图通过改变机翼翼尖处的几何形状，研究减小诱导阻力的有效方法。展向延伸机翼翼尖是方法之一，还有修改翼尖形状和改变其位置等其他措施［9］。研究发现，用非平面的翼梢升力系统比简单的翼尖延伸设计能达到更好地减小诱导阻力的效果，如翼梢小翼。翼尖设计可分为翼尖修形和加装翼梢装置两类，前者主要有剪切翼尖、抛物翼尖和双曲翼尖等;翼梢装置又分为主动式和被动式，如加装涡流装置和翼梢小翼。翼梢装置的重量对结构和机翼弯矩不利，此外翼梢装置的存在还会对飞机的稳定性和操纵性有影响，特别是方向稳定性［10］。

结合某型飞机大展弦比机翼(见图1)的特点，在最大程度提高升阻比的前提下，按照对机翼根部弯矩增加量相同的原则，充分考虑翼梢装置对重量及横航向的影响，设计了不同的翼梢装置外形方案，通过对比分析，寻找最佳方案。

图1 原机翼Fig.1 Original wing model

方案1:通过在翼尖加装翼梢小翼(见图2)，使机翼的半翼展增加10%，外倾角为15°，前缘后掠角为40°，小翼根弦前端位于机翼尖弦长33%处，避开机翼尖弦最大厚度位置，以期提高小翼效率。翼梢小翼翼型弯度大于机翼翼型，翼型厚度小于机翼翼型，这样既可以提高低速升力特性，也可以提高有效的法向力，使小翼气流分离迟于机翼。

图2 翼梢小翼Fig.2 Winglet model

方案2:取消原机翼翼尖，机翼沿肋等百分线展长增加5%，展弦比增加7%，将原翼尖按照比例缩放，安装在新的机翼梢部(见图3)。通过增加展弦比增大气动效率。

图3 机翼翼尖延伸Fig.3 Wingtip extension model

方案3:取消原机翼翼尖，设计新的低阻翼尖方案(见图4)，展长增加4.2%，展弦比增加6.5%。通过将原梯形的翼尖外形修成曲线外形(三次曲线)改善机翼翼尖的气动效能。

图4 减阻翼尖Fig.4 Drag-reduction winglet model

最后通过风洞试验对不同方案的气动效果进行了验证，改善效果如表1所示。

表1 气动改善效果Table 1 Effect of aerodynamics improvement

2 翼梢装置对飞行性能的影响

2.1 性能特性影响

加装翼梢装置的主要功效在于通过有效减小诱导阻力和提高升阻比，从而提高飞机的飞行性能。特别对于高原高温条件下的起飞有着明显的改善作用。

高原机场空气密度小，加之高原机场地面辐射热的影响，场面气温高，起飞和滑跑距离会增加1.5～2.0倍［11］。发动机起动较平原机场困难，不同高度、温度下动力装置推力变化较大，随着温度、高度增加，发动机扭矩和拉力值减小，起飞着陆滑跑距离、爬升率和实用升限均减小。因此，可通过计算分析高原高温条件下加装翼梢装置的性能变化，对各优化设计的翼梢装置方案进行有效评估。

2.2 起飞滑跑距离

以机场标高3 000 m、起飞重量65 t，大气温度22.5°C为例，采用式(1)计算不同方案对起飞滑跑距离的影响(见图5)。某型飞机原机翼方案的起飞滑跑距离为4 988 m，而加装了“翼梢装置”后，起飞滑跑距离缩短了275～620 m，特别是加装优化设计的低阻翼尖后，起飞性能提升明显。

图5 不同翼梢装置对L TOB的影响Fig.5 Influence of different wing tip device on L TOB

2.3 跑道长度限制的最大起飞重量

以机场标高3 000 m、大气温度22.5°C、机场跑道长度4 000 m为例计算飞机的平衡场长和起飞限重(机场起飞限重见图6)，其中原机翼起飞重量限制为59 t，安装“翼梢装置”后，起飞重量增加2～3 t，特别是加装优化设计的减阻翼尖后，最大起飞重量达到62.5 t。

图6 不同翼梢装置对最大起飞重量的影响Fig.6 Influence of different wing tip device on maximum take-off weight

2.4 航线最低安全高度限制的最大起飞重量

对于飞越高山地区的航线，航线最低安全高度会限制飞机的最大起飞重量，这是因为巡航时一台发动机停车后，飞机的改平高度降低。CCAR121部和相关军用标准均要求多发飞机航路飞行时必须考虑到一台发动机故障停车的可能性，要求单发停车后的改平高度(升限)大于航路最低安全高度，单发停车后升限越高，飞机任务执行能力/运载力越强。采用式(2)及数值积分的方法，计算了大气温度ISA+30°C、某型机不同方案飞机单发停车后的实用升限(见图7)。计算结果表明，安装“翼梢装置”后，飞机单发失效后实用升限提高了120～270 m，相对于同样的航路最低安全高度，飞机的最大起飞重量提高约2 t，显著提高了飞机在高原航线、高温季节执行任务的能力。

图7 不同翼梢装置对单发失效爬升高度的影响Fig.7 Influence of different wing tip device on climb height with one engine failed

2.5 续航性能

飞机的续航性能直接关系到飞机营运经济性和营运能力，采用式(3)和式(4)计算了某型机加装翼梢装置的续航性能(见表2)。计算结果表明，翼尖加装翼梢装置以小重量的代价增加飞机的升阻比，提高了巡航效率、降低了油耗，航程与航时均提高了2%左右。

表2 续航性能改善Table 2 Improvement of endurance performance

3 结束语

本文对大展弦比机翼的低速飞机加装翼梢装置的可行性进行了研究。研究结果表明，大展弦比机翼的低速飞机加装翼梢装置可有效减小诱导阻力、提高升阻比，从而提高飞机的起飞性能、航路越障限制的最大起飞重量和续航能力，不失为改善飞行性能的有效手段。通过对不同翼梢装置的特性分析，为进一步优化翼梢装置提供了技术基础。

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