外吹式襟翼动力增升效果评估方法

张声伟， 王伟

中航工业第一飞机研究院， 西安 710089

外吹式襟翼动力增升效果评估方法

张声伟*， 王伟

中航工业第一飞机研究院， 西安 710089

外吹式动力增升襟翼可以有效地缩短运输类飞机的起降距离，其增升效果评估方法是运输机动力增升设计的关键技术之一。本文采用基准气动力耦合速度修正方法，发展了一套适用于外吹式襟翼动力增升效果快速评估的计算方法；该方法充分考虑了动力增升飞机性能计算对气动力数据的需求，解决了传统推力系数法的小速度大推力系数求解限制问题、无法准确求解离地速度以及多速度点气动力求解引起的计算效率问题。以某运输机为例，分析了其气动力及起飞性能，对其外吹式襟翼动力增升效果进行了评估，验证了方法的正确性。研究表明：通过优化动力增升襟翼偏转角，起飞滑跑距离最大减小量可达到25%；过大的襟翼偏转角将显著地增加飞机阻力，不利于缩短起飞滑跑距离。研究工作对运输机的外吹式动力增升襟翼设计，具有一定的工程指导价值。

外吹式襟翼； 动力增升； 气动力计算； 性能收益评估； 襟翼构型优化

短距起降是现代军用飞机设计追求的重要性能指标之一。对于大中型运输机而言，短距起降与高速巡航是飞机气动布局设计中一对难以兼容的性能指标。美军C-17运输机采用下蒙皮外吹式襟翼动力增升技术，有效协调了这一设计矛盾。C-17A运输机翼载荷高达751.7 kg/m2，巡航速度为0.77马赫数，是飞行速度最快的一款现役大型军用运输机。采用外吹式襟翼动力增升技术，高翼载并未使其起飞与着陆的场域性能恶化，反而相对于常规大型军用运输机的起降性能有了明显的改善。由此可见，动力增升技术对于大中型军用运输机性能提升具有重要意义。

国内外关于动力增升技术的研究主要集中在模拟动力影响的风洞试验[1-5]、考虑动力影响的CFD数值仿真计算[6-12]与飞机气动布局对动力增升效果的影响[13-14]3个方面，关于动力增升效果评估技术的研究相对较少。动力增升飞机与常规飞机在起降场域性能计算与评估方法上存在显著差异，主要体现在气动力与起降场域性能计算方法两个方面。动力增升飞机的布局形式，使其气动力系数在起降阶段受发动机喷流的影响很大，滑跑阶段全机气动特性曲线随推力系数CT变化显著。动力增升效果评估是短距起降运输机的关键设计技术之一。

常规飞机起降性能计算仅需一套起降构型的气动力数据，而动力增升飞机气动力系数随速度的动态变化特性使得用于起飞性能计算的关键参数：最大升力系数CLmax、抬前轮速度vR、离地速度vlof与安全速度v2均难以确定，性能积分运算无法进行。本文采用理论分析、风洞试验、CFD数值仿真计算与算例飞机试验数据验证相结合的方法，对外吹式襟翼动力增升飞机低速构型的气动力与性能计算方法进行了系统研究，建立了一套动力增升飞机性能评估的方法与程序。以某型运输机为算例，计算并分析了由于动力增升所产生的起飞性能收益，验证了方法的正确性；研究了不同襟翼偏角对起飞滑跑距离的影响,推重比与起飞重量对动力增升运输机起飞场域性能的影响,为襟翼偏转角优化方法提供参考。

1 气动力计算

气动力数值模拟仿真计算与基于推力系数概念的工程计算[15-16]是当前国际主流的动力增升飞机气动力计算方法。推力系数法具有计算效率高、计算结果可信度好的优点，因此更适用于快速评估动力增升飞机的气动特性，但其也存在一定的缺陷，如使用限制问题。在规定的推力系数范围(0.48≤CT≤5.5)内该方法计算较准确，但在小速度大推力系数下无法使用，不能满足飞机起降性能计算全速度区域积分运算的需要。

针对传统推力系数法存在的使用限制问题，本文提出一套改进的气动力计算方法，解决了传统算法在小速度下气动力发散，多速度点气动力求解带来的计算效率严重下降的问题。基本思想是：利用推力系数法计算某一速度(该速度位于可用范围内)的气动力，以该套气动力作为基准气动数据，利用不同速度点气动力之间的函数关系，通过修正方法得到其他速度点的气动力。

1.1 基准气动力计算

动力增升效应产生的气动力增量由喷流直接力与襟翼绕流两部分组成。

1) 喷流直接力产生的气动增量计算

(1)

式中：CLpush与CDpush分别为发动机喷流打在襟翼上产生的升力系数增量与阻力系数增量，是机身迎角α、喷流偏转角θJ、喷流机身轴线夹角θe与推进效率因子ηJ的函数，θJ与发动机安装位置、机翼安装角θwin、襟翼偏转角θflap、当地机翼相对弦长有关，推进效率因子ηJ是喷流最大理论偏角与喷流中机翼浸湿面积的函数。飞机构型确定后，喷流直接力产生的气动力只与发动机可用推力有关。

2) 襟翼绕流产生的气动增量计算

机翼下表面的发动机高速喷流经襟翼缝道，加速绕流到襟翼上表面，进一步加大了襟翼上下表面的压力差，由此产生的气动增量计算比较复杂。以升力系数计算为例，该部分升力系数增量由两部分组成。其一是襟翼偏转产生的升力系数CLbθ，另一部分来自于迎角变化产生的升力系数CLbα。该部分气动增量计算涉及到多个参数，为适应本文计算方法，将计算公式分解成与推力系数相关与无关的两类函数：

(2)

式(2)表明：襟翼偏转产生的升力系数对推力系数比较敏感。与推力系数无关的函数fbθ与fbα只与飞机构型参数有关，如：机翼展弦比AR、喷流轴线处襟翼放出机翼的相对弦长C′、喷流对机翼展向影响因子φ、机翼后缘上表面的下倾角θf。迎角变化产生的升力系数主要由飞机构型决定，在小迎角状态下，如起飞的滑跑阶段，其产生的气动力较小。

气动力影响产生的阻力系数、俯仰力矩系数变化与升力系数变化机理相同，计算方法相似，具体计算公式可参见文献[17]。

1.2 修正函数

推力系数法使用受限的原因是采用了推力系数的概念。当速度趋于零时，其对应的推力系数趋于无穷大。本文引入修正函数以描述不同速度气动力之间的函数关系。以升力增量计算为例, 根据1.1节关于升力系数增量计算的分析，可将升力系数增量分解成与推力系数相关与无关的两部分,即分解成与速度相关与无关的两部分：

ΔCL=CLaer+CLpush=CT(KLbθ+KLpush)+CLbα

(3)

式中：CLaer为襟翼绕流产生的升力系数。与速度相关的参数为：襟翼绕流产生的升力系数计算因子KLbθ与喷流直接力产生的升力系数计算因子KLpush。将升力系数增量计算公式转化为升力增量ΔL计算，即

ΔL=T(KLbθ+KLpush)+qSCLbα

(4)

式中：T为推力；q为速压；S为机翼参考面积。

由式(4)可知，当飞机的构型与迎角确定后，参数KLbθ、KLpush与CLbα为定值。将升力增量计算公式对速度求导可得

(5)

式中：v为速度；ρ为空气密度。

当速度由vi增加到vi+1时，全机的升力增量可表示为

(6)

式(6)表明：得到某一速度点的气动力数据，则可计算出其相邻速度点的气动力，依次类推即可得到所有速度点对应的气动力增量。如此即可解决传统方法存在的计算速度盲区的问题。

气动力的速度修正函数来自于发动机推力对速度的微分函数。典型的大涵道比涡扇发动机的推力速度曲线一般均可拟合成速度的多次函数。通过对拟合函数的求导，用微分解析的方法计算其他速度点的气动力。若发动机的推力速度曲线不规则，可通过输入发动机的推力速度数据，采用插值方法得到推力速度曲线在某速度点的曲率，以计算相邻速度点的气动力。

2 起飞性能计算

动力增升技术在提高飞机最大升力系数的同时，气动阻力也大大增加，升阻比下降。这种高升高阻的气动特性有利于实现短距着陆，但对于起飞则是既有利也有弊。如阻力过大，可能造成起飞距离增大，单发失效与复飞情况下的爬升能力无法满足设计规范或适航条例的要求，影响飞行安全。需要对起飞构型进行优化，以协调升力与阻力之间的矛盾，因此本文重点研究起飞构型的性能计算。

2.1 起飞受力分析与性能积分计算

图1 动力增升飞机起飞过程受力示意图Fig.1 Sketch of forces on powered high-lift aircraft in takeoff

吹气襟翼式动力增升飞机起飞过程受力情况见图1。图中Lpof与Dpof分别为算例飞机无动力影响下的升力与阻力，Lpush与Dpush分别为发动机喷流直接力产生的升力与阻力增量，Laer与Daer分别为喷流襟翼绕流产生的升力与阻力增量，F为飞机滑跑产生的摩擦力,N为地面支撑力,θ为飞机爬升航迹角，W为飞机重量。

相对于常规飞机，动力增升飞机纵向与法向分别多出了两项力：Dpush、Daer与Lpush、Laer，由发动机喷流直接力与襟翼绕流作用产生。根据受力分析与气动力增量计算公式，得出地面滑跑、抬前轮至离地与离地爬升到安全高度3个起飞阶段的积分表达式为

(7)

式中：μ为滚动摩擦系数；发动机喷流变化修正系数E为发动机推力T与来流速度v的函数。

2.2 性能计算存在的问题与解决方法

国外关于动力增升飞机性能计算方法公开发表的研究论文不多，主要内容见文献[18-19]，这些方法在工程应用中存在以下问题需要解决：

1) 离地速度的计算

动力增升技术通过减小离地速度，以缩短起飞距离。准确的离地速度是准确计算起飞性能的保障。动力增升飞机最大升力系数随速度变化显著，因此离地速度无法按常规方法计算。

由于升力随速度非线性增大，以较大的速度作为初始计算速度vcp，采用二分法或切线法，通过循环迭代逐步减小计算速度，数值求解可用的离地速度。计算表明：用无动力状态的最大升力系数计算的离地速度作为初始计算速度，计算收敛的速度较快。数值求解的收敛条件为：以离地速度计算得到的升力等于飞机起飞离地时的重力，并且将计算速度与离地速度差值的相对量控制在1%以内。收敛条件的意义是：使解算得到的离地速度与计算速度所对应的气动力数据保持一致，保证以离地速度计算的升力Llof等于飞机离地瞬间的重力Wlof，同时还要防止计算速度偏大，导致离地速度与起飞距离的计算值偏大。

根据设计规范中抬前轮速度、安全速度与离地速度的相对关系，可得到vR与v2的值。

2) 性能计算中气动数据的使用

动力增升飞机性能计算的基本方法与常规飞机无异，只是在气动数据的使用上存在显著差异。性能计算与气动计算联系更紧密，也更复杂。由于存在多个推力系数对应的多套气动数据，性能计算中气动数据使用不便，计算效率很低。通过采用基准气动力耦合速度修正的方法，使起降性能计算只需一套基准气动力数据与一个修正函数，有效地提高了性能计算效率。将气动计算分解成多个模块，并将其嵌入在性能计算相应的位置，起飞性能计算流程见图2，Wto为起飞质量。

图2 动力增升飞机起飞性能计算流程 Fig.2 Compute process for takeoff performance of powered high-lift aircraft

根据图2所示的离地速度计算流程可得到准确可用的离地速度，并以该速度点对应的气动力数据作为基准数据。对发动机的推力速度曲线数据，采用解析或插值方法得到推力对速度的微分函数或曲线斜率插值，依次计算相邻速度点的气动力，直到完成性能计算所覆盖的速度区域。最终通过性能计算程序完成飞机起飞性能的计算。图2所示的计算流程由两部分组成：气动计算模块提供了抬前轮速度、离地速度、安全速度与气动力计算所需的基准数据；性能计算模块使用本文性能计算积分公式与计算方法完成起飞场域性能的计算。

3 算例分析与验证

算例飞机采用下蒙皮吹风式襟翼动力增升技术。机翼面积为353 m2,翼展为50.29 m，展弦比为7.2，机翼1/4弦线后掠角为25°，梢根比为0.22。起飞构型：前缘缝翼偏角为15°，襟翼偏角为25°。内侧发动机展向安装位置为32.2%的半展长，外侧发动机展向安装位置为58%的半展长。

飞机机翼下吊挂4台大涵道比涡扇发动机，每台推力185.5 kN。发动机推力轴线相对于当地机翼弦线的偏角为-5°。发动机喷口距机翼前缘1.6 m，与机翼前缘垂直距离为0.9 m。算例飞机构型数据来源于文献[20]，发动机起飞状态的推力速度曲线数据参考了推力为189.5 kN的 RB211-535E4-Bs大涵道比涡扇发动机。

3.1 气动力与起飞性能计算

当无法得到飞机的真实气动数据时，通过性能计算来间接验证气动力计算值的准确性是飞机设计常用的方法。起飞场域性能计算条件包括：标准大气，无风，机场高度为0 m，起飞质量为265.35 t。算例飞机无动力状态起飞构型最大升力系数计算值为2.15，离地速度为86 m/s。以此速度作为初始计算速度，经过6次循环迭代，得到可用的离地速度。收敛时的计算速度与所得离地速度相对差量为0.5%，相关数据见表1。

离地速度对应的主要参数：推力系数为0.523，推进效率因子为0.886，喷流偏转角为15.3°，翼型后缘动量系数为0.71，该速度离地迎角为8.1°，气动力产生的气动增量数据见表2。

海平面标准大气环境下，算例飞机发动机的推力速度拟合函数为

T=0.000 25v2-0.29v+185.5

(8)

推力的速度微分函数为

(9)

全机升力增量对速度的微分函数为

0.001 3v-0.776 8

(10)

由此可计算得到性能计算速度区域内的升力，阻力计算与升力计算方法相同。

表1 收敛速度对应的相关数据

表2离地速度下气动力产生的气动力增量

Table2Aerodynamicforceincrementofpoweredhigh-liftataircrafttakeoffspeed

Lpush/kNLaer/kNDpush/kNDaer/kN290．9251．6121．352．6

图3 推力与法向力随速度变化Fig.3 Thrust and vertical force vs velocity

图4 推力与纵向力随速度变化Fig.4 Thrust and longitudinal force vs velocity

离地速度计算收敛时，算例飞机起飞失速速度为67.5 m/s，抬前轮速度为70.85 m/s，安全高度速度为81 m/s。根据性能积分计算式(7)，得到算例飞机起飞阶段的各项数据：滑跑距离为1 850.6 m,起飞距离为2 296.7 m，文献[20]给出的起飞距离为2 360 m,计算误差小于3%。图3 与图4为算例飞机起飞过程中各项力计算值随速度的变化曲线。图中曲线表明：气动力影响产生的气动力增量随速度连续平缓变化，这与气动力系数随推力系数或速度的变化曲线完全不同。风洞试验表明：随着推力系数的增大，最大升力系数可达到9,甚至更高。大推力系数对应的小速压乘以升力系数所得升力的变化量远远小于升力系数的变化量。动力增升飞机的气动力系数曲线会给人造成一种错觉，因此仅通过升力系数无法准确评价动力增升的效果。

用于研究动力增升运输机气动特性的模拟动力影响的风洞试验、气动力CFD数值模拟计算与工程估算表明：CFD计算数据在升力与力矩方面与风洞试验数据在某些状态点上吻合得较好，有些点则比较差，阻力计算值与试验数据差别较大。工程估算方法计算的阻力更接近于试验数据，升力与力矩计算数据较CFD计算数据精度差些，但计算数据比较稳定，在各状态下计算误差相差不大，计算效率明显比CFD高。

3.2 算例飞机气动特性分析

增升效果评估需要从气动与性能2个方面进行评估。本文计算了算例飞机无动力影响与不同推力系数下的气动力。表3为不同速度下飞机起飞过程中的主要气动参数计算数据,CD α0为零迎角阻力系数，Kα0为零迎角升阻比。图5与图6显示出不同推力系数对飞机气动特性的影响。

当推力、机翼面积与大气密度确定后，推力系数仅取决于来流速度。表3数据表明速度对最大升力系数影响非常大，25 m/s速度对应的最大升力系数是80 m/s速度的2.26倍，是无动力影响最大升力系数的2.8倍。25 m/s速度对应的零迎角升阻比比80 m/s速度下降了94.6%。图7与图8曲线表明最大升力系数与零迎角升阻比随速度呈非线性变化，且变化梯度很大。

表3 主要气动参数计算值Table 3 Main aerodynamic parameters calculation data

图5 动力对升力曲线的影响Fig.5 Lift curves under powered high-lift effects

图6 动力对极曲线的影响Fig.6 Polar curves under powered high-lift effects

表4为算例飞机0° 迎角，0.84推力系数下动力对气动系数的影响量，表5将气动增量进行了分解。表4中:ΔCL与ΔCD分别为升力与阻力系数的增量。计算表明：动力影响使飞机升力系数增加了76.9%，阻力系数增大了170.9%。阻力系数的增量明显高于升力系数，升阻比减小了35.2%。性能计算表明：尽管动力影响会使升阻比下降，但如果将阻力增量控制在一定范围内，使升力增量产生的性能收益大于升阻比下降带来的性能损失,仍然可以达到缩短起飞距离的目的。螺旋桨飞机出色的起降场域性能也可说明这一问题。

表5数据表明:升力系数增量中的40.9%来自于喷流直接力，而直接力产生的阻力系数增量高达83.7%。由此可见，减小喷流直接力所占比重，有利于提高动力影响带来的气动效益。直接力产生的阻力系数是推进效率因子的函数，而襟翼偏转角对推进效率因子的影响显著。通过优化起飞构型的襟翼偏转角，可有效提高动力增升效果。

图7 最大升力系数随速度变化曲线Fig.7 Max lift coefficient curve vs velocity

图8 零迎角升阻比随速度变化曲线 Fig.8 Lift-drag-ratio of 0° angle of attack curve vsvelocity

Table4Aerodynamicforceduetopower(CT=0.84,α=0°)

ΔCLΔCLincrement/%ΔCDΔCDincre⁃ment/%0．4876．90．1342170．9

表5气动力系数增量分解(CT=0.84,α=0°)

Table5Decomposeofaerodynamiccoefficientsincrement(CT=0.84,α=0°)

CLaerCLpushCDaerCDpush0．28820．18910．02180．1123

动力增升所产生的气动特性变化与飞机的构型密切相关。主要构型参数包括：发动机展向安装位置、推力线安装角度、发动机短舱的下沉量与前伸量、飞机前后缘襟翼形式及其偏角。这些参数直接影响喷流展向干扰因子、襟翼浸湿因子、发动机推力效率因子与动力产生的气动力系数各分量所占比列。通过调整这些敏感构型参数，可以优化飞机起飞构型。

3.3 起飞场域性能评估

使用本文方法计算算例飞机在同一襟翼偏角的起飞滑跑距离Lrun，并与不考虑动力影响计算所得起飞滑跑距离进行对比，用于评估动力增升技术对起飞性能的影响。图9与表6反映出外吹式襟翼动力增升飞机不同推重比T/W与不同起飞重量计算所得的起飞场域性能数据。

表6数据表明：动力增升技术对起飞滑跑距离性能收益ΔLrun随起飞重量Wto与推重比非线性增大。当推重比为0.48时，算例飞机的起飞滑跑距离最大减小量可达到25%。

图9 起飞性能收益随推重比的变化曲线Fig.9 Takeoff performance curves vs thrust-weight ratio

表6 起飞重量对起飞滑跑距离的影响量Table 6 Takeoff running distance vs takeoff weight

3.4 起飞构型评估优化

动力增升技术所带来的气动效益和性能收益与飞机构型密切相关。通过调整襟翼偏转角，计算飞机不同襟翼偏转角构型的气动力与起飞场域性能，用以评估对象飞机起飞构型的优劣。表7给出飞机4款起飞构型的起飞性能计算结果，表中θflap为襟翼后缘上表面的下倾角。

表7数据表明：襟翼下偏25° 时，对象飞机起飞距离Lto最小。高速大型运输机起飞构型襟翼偏转角一般在30° 左右。动力增升飞机起飞构型襟翼偏转角小于常规飞机，因为增大襟翼偏转角，动力影响产生的阻力迅速增大，飞机的升阻比显著减小，不利于缩短起飞滑跑距离。

表7多构型起飞性能计算数据

Table7Takeoffperformancecalculationdataofmulti-configuration

θflap/(°)Lrun/mLto/mvlof/(m·s-1)CLmax201972241583．22．31251851229777．62．65302002245274．42．88352115253368．63．39

4 结 论

1) 外吹式襟翼动力增升评估方法充分考虑了动力增升飞机的性能计算对气动力的需求，解决了传统推力系数法的使用限制问题。

2) 离地速度计算方法与性能计算中气动力数据的使用方法，解决了工程应用中存在的问题，有效地提高了计算效率。

3) 优化运输机的动力增升襟翼偏转角，可有效地缩短起飞滑跑距离，改善起飞性能。

4) 增大推重比会使动力增升效应所获得的性能收益增大。对于前线机场或高原机场，可通过减小起飞重量，增加性能收益来满足起飞场域需求。

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(责任编辑： 李明敏)

Method for evaluating powered high-lift effects ofexternally blown flap

ZHANGShengwei*,WANGWei

TheFirstAircraftInstituteofAVIC,Xi’an710089,China

Externally blown flaps are usually adopted to shorten the takeoff and land distance of transport aircrafts, and the method for evaluating the powered high-lift effect of the externally blown flap is one of the most important techniques in the design of transport aircrafts. A method for rapidly evaluating the powered high-lift effect of the externally blown flap is developed by coupling basic aerodynamics with the velocity correction technique. The proposed method takes into consideration the requirements for aerodynamic data in the performance computation of powered high-lift aircrafts, and can overcome disadvantages of classical trust coefficient method, such as low speed, limits of large thrust coefficient computation, low precision in solving unstick speed, and inefficiency of solving the problem of aerodynamic loading at multi-velocity point. The aerodynamic and takeoff performance of a transport aircraft are analyzed and the powered high-lift effects of the externally blown flaps are evaluated to validate the proposed method. The results show that the takeoff running distance can be shortened by 25% by deflecting the flaps rationally. However, with too large deflection angle of powered high-lift flaps, the aircraft drag will increase dramatically to go against shortening the takeoff running distance. The research results would provide some guidance for the design of externally blown flaps.

externally blown flap; powered high-lift; aerodynamics computation; performance earning evaluation; flap configuration optimization

2016-08-19；Revised2016-09-14；Accepted2016-10-10；Publishedonline2016-10-241051

2016-08-19；退修日期2016-09-14；录用日期2016-10-10； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-10-241051

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161024.1051.004.html

*

.E-mail13325381298@163.com

张声伟， 王伟． 外吹式襟翼动力增升效果评估方法J． 航空学报,2017,38(6):220689.ZHANGSW,WANGW.Methodforevaluatingpoweredhigh-lifteffectsofexternallyblownflapJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):220689.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0272

V211.12； V22.11

A

1000-6893(2017)06-220689-09

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161024.1051.004.html

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