大型客机两段翼型着陆滑跑气动性能数值研究

王文虎 刘沛清 / WANG Wenhu LIU Peiqing

(北京航空航天大学，北京 100191)



大型客机两段翼型着陆滑跑气动性能数值研究

王文虎 刘沛清 / WANG Wenhu LIU Peiqing

(北京航空航天大学，北京 100191)

采用非定常数值模拟方法对包含前缘下垂、后缘铰链襟翼和上偏扰流板的两段翼型在着陆滑跑时的气动性能进行了研究。计算结果表明：①扰流板大角度上偏产生了明显的增阻效果，两段翼型的阻力系数在0.33以上，远大于一般的多段翼型(30P30N三段翼型不超过0.05)；②两段翼型的总升力系数始终为负值，其中前缘下垂、主翼和扰流板均提供负升力，而铰链襟翼提供正升力；③在两段翼型的铰链襟翼上翼面有一对脱体涡，会随着升力/阻力系数的周期性变化而扩张、收缩、消亡和再生，并随着来流向下游移动。

着陆滑跑；前缘下垂；铰链襟翼；上偏扰流板；数值模拟

0 引言

大型客机着陆过程中，一旦飞机安全落地，会立即使扰流板大角度上偏，以达到增大阻力和减小升力的效果[1-2]。扰流板大角度上偏不但增加了气动阻力，也使整个机翼由正升力变为负升力，进而增加了机轮的地面摩擦阻力。气动阻力和地面摩擦阻力的共同作用，再加上发动机反推力装置的配合，使得着陆滑跑距离显著缩短。

目前，对扰流板上偏气动性能的数值研究主要集中在单段翼型和机翼上。Kim和Rho[3]研究了单段翼型扰流板静态上偏和在上偏位置附近周期性震荡时的气动性能和流场结构。Choi等[4-5]则研究了单段翼型扰流板快速上偏时的非定常升力效应以及相应的流场变化。孙静等[6]对带有上偏扰流板的RA16SC超临界翼型进行了非定常数值模拟，并分析了流动结构。Gand[7]使用ZDES方法对带有上偏扰流板的巡航翼身组合体进行了数值模拟，并细致分析了三维非定常流场结构。上述研究对象均是单段的巡航翼型和机翼，然而实际大型客机在着陆滑跑时不但扰流板上偏，而且前后缘增升装置也处于打开状态。对于这类带有上偏扰流板的高升力构型气动性能的数值研究很少。

大型客机的增升装置经过几十年的发展，从早期追求极致的高升力气动性能，到后期追求兼顾气动性能与机构复杂度，再到今天进一步要求低气动噪声，前后缘增升装置的形式也在不断优化改进。最新型的空客A350XWB大型客机采用了如图1所示的增升装置设计方案：内段机翼前缘增升装置为前缘下垂，外段机翼前缘增升装置为前缘缝翼，内段机翼和外段机翼的后缘增升装置均为“先进铰链襟翼”。在这三种增升装置中，前缘缝翼是传统大型客机常用的成熟设计方案，前缘下垂则是空客公司为提升起飞升阻比和降低气动噪声而研制的新型装置[8]，如图2所示。而“先进铰链襟翼”实际上是耦合了扰流板主动控制的铰链襟翼[9]，其扰流板在高升力状态时配合铰链襟翼下偏，如图3所示，而在着陆滑跑时则大角度上偏，如图4所示。由于空客公司严格的技术保密，外界难以对前缘下垂和先进铰链襟翼构型的高升力气动性能进行深入了解，而对此类构型在着陆滑跑时的气动性能更是知之甚少。

图1 空客A350XWB增升装置

图2 前缘下垂示意图

图3 高升力状态的先进铰链襟翼

图4 着陆滑跑时的先进铰链襟翼

本文对类似于A350XWB内段机翼剖面的两段翼型(包含前缘下垂、后缘铰链襟翼和大角度上偏的扰流板)在着陆滑跑时的气动性能进行了非定常数值模拟，并系统分析了翼面压力分布和流场涡系结构的周期性变化规律。

1 数值方法与验证

为确保对带有上偏扰流板的两段翼型进行数值模拟的可靠性，本文选择GA(W)-2两段翼型[10]进行数值验证。GA(W)-2两段翼型收起后的弦长为c=0.61m，其后缘襟翼弦长为0.25c，扰流板弦长为0.1c。后缘襟翼和扰流板有多种偏角组合，此处选择后缘襟翼下偏角为30°、扰流板上偏角为60°的构型，如图5所示。

图5 GA(W)-2两段翼型外形

本文采用ANSYS FLUENT 14.0中的RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)求解器进行非定常数值模拟，湍流模型采用S-A (Spalart-Allmaras)模型。来流马赫数为0.13，基于收起弦长的雷诺数为2.2×106，时间步长为0.000 7s。网格划分采用二维结构网格，如图6所示。网格总数为11万，壁面第一层网格高度为1.6×10-6c。

图6 GA(W)-2两段翼型结构网格

图7比较了GA(W)-2两段翼型在-4°、0°和4°三个迎角下风洞试验和数值模拟的时均升力系数及时均阻力系数。可以看出时均升力系数的数值模拟结果与风洞试验结果非常接近，而时均阻力系数的数值模拟结果相对风洞试验结果偏大但其变化趋势是一致的。因此，本文将采用上述数值模拟方法以及相应的结构网格划分标准来进行着陆滑跑两段翼型气动性能的研究。

图7 GA(W)-2两段翼型时均升力/阻力系数对比

2 着陆滑跑两段翼型外形设计

本文选择SC(2)-0410超临界翼型[11]作为着陆滑跑两段翼型的收起构型，如图8所示。超临界翼型弦长设为c*。

图8 SC(2)-0410超临界翼型外形

如图9所示，前缘下垂转轴(图中黑点处)位于超临界翼型下翼面，距离前缘点0.125c*。将弦长为0.125c*的超临界翼型前缘绕此转轴刚性下偏30°，再将上翼面的缺口用圆弧滑轨填补就得到了完整的前缘下垂外形。

图9 前缘下垂外形设计

后缘铰链襟翼以GA(W)-2两段翼型的25%弦长襟翼翼型为基础，在保持襟翼弦长为0.25c*的前提下，修改襟翼头部外形以适应超临界翼型的轮廓。扰流板的弦长为0.125c*，其转轴位于超临界翼型上翼面，距离前缘点0.69c*。收起状态的襟翼和扰流板如图10所示。

图10 后缘铰链襟翼和扰流板外形设计

如图11所示，铰链襟翼转轴(图中黑点处)位于超临界翼型弦线下方0.084c*处，距离前缘点0.764c*。将铰链襟翼绕其转轴下偏30°，再将扰流板绕其转轴上偏60°，便得到了着陆滑跑两段翼型的最终外形。

图11 着陆滑跑两段翼型最终外形

3 着陆滑跑两段翼型气动性能分析

本文根据150座干线客机的典型尺寸来确定着陆滑跑两段翼型的弦长和离地高度。考虑到150座干线客机的平均气动弦长为4m左右，主起落架高度为3m左右，因此设定两段翼型收起弦长(也即上节中的超临界翼型弦长)为c*=4m，超临界翼型弦线距离地面高度为h=3m。由此生成的着陆滑跑两段翼型结构网格如图12所示。

图12 着陆滑跑两段翼型结构网格

着陆滑跑两段翼型非定常数值模拟的来流马赫数为0.2，迎角为0°。基于收起弦长的雷诺数为2.2×107，时间步长为0.003s。地面边界条件设定为移动壁面，移动速度和方向与自由来流完全相同。CFD计算得到完全收敛后的升力系数和阻力系数随时间的周期性变化如图13所示。

图13 着陆滑跑两段翼型升力/阻力系数收敛解

3.1 翼面压力分布的周期性变化

图14展示了着陆滑跑两段翼型的典型翼面压力分布。图中的不同线段分别表示前缘下垂、主翼、扰流板和铰链襟翼四个翼段的值；而每个翼段的上翼面和下翼面则分别由空心和实心符号来表达。由此可知，前缘下垂、主翼和扰流板上的升力均为负值，而铰链襟翼上的升力为正值。

图14 着陆滑跑两段翼型典型翼面压力分布

图15则比较了各个翼段在一个升力系数变化周期内4个相位上的翼面压力分布。A、B、C和D这4个相位分别代表负升力绝对值最小、负升力绝对值增大、负升力绝对值最大和负升力绝对值减小这4个典型状态。

图15(b)比较了前缘下垂在4个相位上的翼面压力分布。可以看出，4个相位除了在前缘吸力峰值上有明显区别外，其余的上/下翼面压力分布则非常接近。由于前缘下垂为负升力，因此其前缘吸力峰越大则负升力绝对值越大。从相位A到B，前缘吸力峰增大，负升力绝对值增大；从相位B到C，前缘吸力峰继续增大，负升力绝对值达到最大；从相位C到D，前缘吸力峰减小，负升力绝对值减小；从相位D到A，前缘吸力峰继续减小，负升力绝对值达到最小。这与着陆滑跑两段翼型整体的升力系数变化趋势是一致的。

图15(c)比较了主翼在4个相位上的翼面压力分布。可以看出，4个相位的上翼面压力分布(既有压力也有吸力)非常接近，而下翼面压力分布(全部为吸力)则有明显区别。由于主翼为负升力，因此下翼面的吸力越大则负升力绝对值越大。从相位A到B，下翼面前半段吸力接近而后半段吸力增大，负升力绝对值增大；从相位B到C，下翼面后半段吸力接近而前半段吸力增大，负升力绝对值达到最大；从相位C到D，下翼面前半段吸力接近而后半段吸力减小，负升力绝对值减小；从相位D到A，下翼面后半段吸力接近而前半段吸力减小，负升力绝对值达到最小。这与着陆滑跑两段翼型整体的升力系数变化趋势也是一致的。

图15 着陆滑跑两段翼型各个翼段在一个升力系数变化周期内4个相位上的翼面压力分布变化

图15(d)比较了扰流板在4个相位上的翼面压力分布。可以看出，4个相位的上/下翼面压力分布略有差别但不明显，进一步考虑到扰流板的弦长占整个两段翼型弦长的比例很小，扰流板的翼面压力分布变化对着陆滑跑两段翼型整体的升力系数变化趋势影响很小，因此不作详细讨论。

图15(e)比较了铰链襟翼在4个相位上的翼面压力分布。可以看出，4个相位的前缘吸力峰值非常接近，而主要差别在于上翼面中后半段的吸力。由于铰链襟翼为正升力，因此上翼面中后半段的吸力越大则正升力越大。从相位A到B，上翼面中后半段的吸力减小，正升力减小；从相位B到C，上翼面中后半段的吸力继续减小，正升力达到最小；从相位C到D，上翼面中后半段的吸力增大，正升力增大；从相位D到A，上翼面中后半段的吸力继续增大，正升力达到最大。这与着陆滑跑两段翼型整体的升力系数变化趋势依然是一致的。

3.2 流场涡系结构的周期性变化

图16展示了着陆滑跑两段翼型的典型流场涡系结构。两段翼型的前缘驻点位于前缘下垂的上翼面靠近前缘位置，流场中一共有五个涡。位于前缘下垂下翼面和扰流板上/下翼面的三个涡为附着涡，在整个升力/阻力系数变化周期内只有强弱变化而无位移。位于铰链襟翼上翼面的一对双涡则是脱体涡，会在一个升力/阻力系数变化周期内此消彼长，并随着来流向下游移动。

图16 着陆滑跑两段翼型典型流场涡系结构

图17则细致分析了铰链襟翼上翼面的脱体双涡结构在一个阻力系数变化周期内12个相位上的演变过程。

相位1为阻力系数最大的状态。此时铰链襟翼上翼面从前缘开始的绝大部分弦长被一个顺时针旋转的大涡占据，而尾缘则被一个逆时针旋转的小涡占据。双涡均紧贴壁面。

相位2～6为阻力系数减小的过程。在此过程中，铰链襟翼上翼面双涡中的大涡开始脱离壁面并随着来流向下游移动，且在移动的同时不断缩小；而双涡中的小涡则以铰链襟翼尾缘为起点，沿着上翼面不断向前缘扩张，体积越来越大。

相位1双涡中的大涡在相位5时已经变得很小，到相位6时则完全消失，解散为一组弯曲流线；但与此同时，相位5时铰链襟翼前缘上方空间中的弯曲流线在相位6时重新聚集成一个顺时针旋转的小涡。因此，从相位5到相位6的演变过程，伴随着一个顺时针旋转涡的消灭和另一个顺时针旋转涡的新生。

相位7为阻力系数最小的状态。此时相位6中新生的顺时针旋转涡已经急速扩大，并占据了铰链襟翼上翼面从前缘开始的大半部分弦长；而从相位1开始就一直存在并持续扩张的逆时针旋转涡此时也达到了最大体积，并占据了铰链襟翼上翼面从尾缘开始的小半部分弦长。双涡均紧贴壁面。

相位8～12为阻力系数增大的过程。在此过程中，相位7双涡中的逆时针旋转涡开始脱离壁面并随着来流向下游移动，且在移动的同时不断缩小；而双涡中的顺时针旋转涡则沿着铰链襟翼上翼面不断向尾缘扩张，体积越来越大。

相位7双涡中的逆时针旋转涡在相位11时已经变得很小，到相位12时则完全消失，解散为一组弯曲流线；但与此同时，相位11时紧贴铰链襟翼上翼面尾缘的弯曲流线在相位12时重新聚集成一个逆时针旋转的小涡。因此，从相位11到相位12的演变过程，伴随着一个逆时针旋转涡的消灭和另一个逆时针旋转涡的新生。

相位12中新生的逆时针旋转涡进一步稍稍扩大后，就成为了相位1双涡中的小涡；而从相位7就一直存在并持续扩张的顺时针旋转涡则继续演变为相位1双涡中的大涡。这样从相位1到相位12再到相位1，就经历了一个完整的阻力系数变化周期，如此周而复始，不断循环。

图17 着陆滑跑两段翼型在一个阻力系数变化周期内12个相位上的后缘脱体双涡结构演变

4 结论

本文采用非定常数值模拟对包含前缘下垂、后缘铰链襟翼和上偏扰流板的两段翼型在着陆滑跑时的气动性能进行了研究，并系统分析了翼面压力分布和流场涡系结构的周期性变化规律。主要结论如下：1)扰流板大角度上偏产生了明显的增阻效果，两段翼型的阻力系数在0.33以上，远大于一般的多段翼型(30P30N三段翼型不超过0.05)；

2)两段翼型的总升力系数始终为负值，其中前缘下垂、主翼和扰流板均提供负升力，而铰链襟翼提供正升力；

3)在两段翼型的铰链襟翼上翼面有一对脱体涡，会随着升力/阻力系数的周期性变化而扩张、收缩、消亡和再生，并随着来流向下游移动。

[1] 《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第5册：民用飞机总体设计[M]. 北京: 航空工业出版社，2001.

[2] 《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第6册：气动设计[M]. 北京: 航空工业出版社， 2001.

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[11]Harris CD. NASA Supercritical Airfoils—a Matrix of Family-Related Airfoils[R]. US: NASA TP-2969, 1990.

Numerical Study on the Aerodynamic Characteristics of a Two-Element Airfoil During Braked Ground Run for a Large Airliner

(Beijing University of Aeronautics and Astronautics， Beijing 100191，China)

By using unsteady numerical simulations, this paper concentrates on the aerodynamic characteristics of a two-element airfoil consisting of a leading edge droop nose, a trailing edge hinge flap as well as a largely upward deflecting spoiler during braked ground run. The results show three points: ①The upward deflection of the spoiler increases drag remarkably. The drag coefficient of the two-element airfoil is beyond 0.33, which is much larger than those of general multi-element airfoils (the 30P30N three-element airfoil no more than 0.05). ②The total lift coefficient of the two-element airfoil is always negative during its periodic oscillation. The droop nose, the main wing and the spoiler provide negative lift, while the hinge flap provides positive lift. ③There is a pair of shedding vortices on the upper surface of the hinge flap, which grow, shrink, disappear and regenerate, while floating downstream during the lift/drag coefficient period.

braked ground run; droop nose; hinge flap; upward deflecting spoiler; numerical simulation

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.03.004

V211.41

A