民机标模高升力构型CAE-AVM-HL设计及验证

2022-08-23白俊强

空气动力学学报 2022年4期

钟敏，华俊，王浩，白俊强

(1. 中国航空研究院，北京 100012；2. 西北工业大学，西安 710072)

0 引言

当前计算流体力学（CFD）已日益成为飞机设计中不可或缺的主力研发工具，但由于求解器技术、网格依赖性、数值计算精度、转捩位置与湍流模型的选择等各方面因素的影响，导致了计算结果的不确定性[1]。因此通过评估不同的计算参数和物理计算模型来检查验证CFD求解器的可信度已成为其开发和应用中的一项重要工作。

2001年以来，国际上由美国航空航天学会（AIAA）牵头举办了六届阻力预测研讨会（Drag Prediction Workshop，DPW）[2-7]。第七届阻力预测会议计划于2022年6月在美国芝加哥举办，其计算研究的模型主要为飞行器巡航构型。

借鉴DPW系列会议的经验，2010年起，AIAA牵头举办了三届高升力预测会议（High Lift Prediction Workshop，HiLiftPW）[8-9]，每届公布了不同的研究模型。第一届发布了美国国家航空航天局（NASA）的Trap Wing翼身组合体三段翼高升力构型及风洞试验数据，研究内容包括网格收敛性、后缘襟翼偏转导致的气动特性、前缘缝翼和后缘襟翼的连接装置影响。第二届发布了德国宇航院提供的DLR-F11翼身组合体三段翼高升力构型和试验数据，研究内容包括网格收敛性、雷诺数效应、带测压管束风洞试验模型的数值仿真以及二维凸起物外形的湍流模型。第三届发布了美国波音公司设计的高升力构型、NASA的HL-CRM[10-11]和日本宇宙航空研究开发机构（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）的JSM高升力构型，研究内容包括网格收敛性、短舱安装研究、湍流模型验证等。第四届高升力预测会议计划于2022年1月7日在美国加利福尼亚举办，研究模型仍是HL-CRM，研究内容包括襟翼偏度的影响、最大升力系数预测、湍流模型验证。

目前，国内研究机构还主要采用上述国际上发布的高升力标准模型和算例开展CFD软件验证和风洞测试能力的研究。但国际上公布的标准模型和试验数据的完备性以及模型和试验细节等缺乏详细描述，且非自主可控。

为此，中国航空研究院于2012年设计研发了空气动力学验证模型CAE-AVM（Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model）[12-19]，设计马赫数0.85。2018年在该巡航构型的基础上设计了高升力构型并开展了风洞试验。高升力构型的布局采用了“前缘变弯下垂 + 前缘缝翼 + 单缝后缘富勒襟翼”的创新式方案。本文将重点介绍高升力构型CAE-AVM-HL（Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model-High Lift）的气动设计、风洞试验验证及应用情况。

1 总体方案设计

1.1 设计要求和目标

高升力装置用于改善飞机的低速起降特性，通过提高飞机的最大升力系数可以降低飞机对起飞和着陆跑道长度的要求。高升力装置的设计对飞机飞行安全、起降性能和装载能力都具有关键影响，同时，其噪声特性也成为当前民机环保和舒适性的一项关注要点。参考飞机设计手册[20]中富勒襟翼增升装置机翼的典型最大升力系数，针对CAE-AVM类后掠角构型其最大升力系数范围一般为1.6～2.3，这也是当前主流公务飞机的最大升力系数范围。而对于波音737-800、波音777、空客A320和A330等现代大型运输类飞机，着陆构型的最大升力系数为2.5～2.6[21]。

前缘缝翼和后缘襟翼弦长的选择，应综合考虑增升效率和结构等方面的影响因素。弦长太小，气动效率低；弦长增加，气动效率增加，但其长度受到机翼前、后梁位置的影响（前、后梁的位置一般分配在根弦的15%和65%）。后缘襟翼的展向位置受到滚转操纵面选择的制约，通常位于机身侧面和副翼之间，襟翼外侧位于展向60%～80%位置。

因此高升力构型CAE-AVM-HL的设计目标定为：1）最大升力系数不低于2.3；2）失速迎角不低于18°；3）前缘缝翼占当地弦长不大于15%，后缘襟翼占当地弦长不大于30%；4）襟翼外侧展向位置为展长的60%～80%。

1.2 优化算法

飞行器优化设计中常见的优化方法有基于梯度的优化方法和基于代理模型的优化方法。基于梯度的优化方法又可以分为传统梯度法和伴随梯度法。伴随梯度法与求解器耦合，计算效率高，但灵活性相对较小，容易陷入局部最优。基于代理模型的优化方法独立于求解器，计算效率与设计变量的个数有关，设计变量越多则计算速度越慢，但该方法有较高的灵活性，全局寻优能力较强。

本文采用基于代理模型的优化算法，优化流程包括：1）利用拉丁超立方方法建立样本空间；2）几何外形参数化；3）采用自主研发的CFD求解器AVICFD-Y获取流场信息；4）根据已获得的气动数据利用神经网络建立代理模型；5）利用遗传算法寻优。具体流程如图1所示。

图1 优化流程Fig. 1 Flowchat of the optimization process

1.3 前缘缝翼方案设计

前缘缝翼是通过机翼前缘部分绕一铰链轴向下偏转一定角度来增加机翼的弯度，改善翼面压力分布，从而把流动分离推迟到更大的迎角（即增加失速迎角），因而增加最大升力系数。本文高升力构型采用椭圆方程法生成前缘缝翼外形[20]，缝道参数包括前缘缝翼偏角δL、缝道宽度DGap和重叠量O/L，如图2所示。

图2 前缘缝翼缝道参数示意图Fig. 2 Schematic of the leading-edge slat parameters

传统的前缘缝翼凹槽区将产生明显的噪声[22]。为探索降低噪声的先进增升装置设计方案，本文高升力构型在内翼段采用了前缘连续变弯的下垂形式，如图3所示。综合分析国内外前缘变弯作动机构的研究现状，在变弯前缘设计上采用了表面弧长不变的几何约束。

图3 前缘连续变弯下垂Fig. 3 Variable camber droop-nose leading edge

1.4 后缘襟翼方案设计

在线性段升力范围内，后缘襟翼偏转时，由于改变了基本翼型的弯度和有效迎角，因此产生了升力增量。后缘襟翼头部外形采用椭圆方程法生成[20]，缝道参数包括襟翼偏角δF、缝道宽度DGap和重叠量O/L，如图4所示。在CAE-AVM标模机翼上选取四个控制剖面，生成沿展向分成三段的后缘襟翼，每个剖面展向位置如图5所示，最外侧的第四剖面位于展向70%位置。基于所建立的优化算法，对每个剖面的襟翼头部形状和缝道参数开展优化，寻得最优解。

图4 后缘襟翼缝道参数示意图Fig. 4 Schematic of the trailing-edge flap parameters

图5 四个翼型剖面示意图Fig. 5 Schematic of the four airfoil profiles

以第二剖面缝道参数优化为例，设计变量包括襟翼偏转角、襟翼x方向位移、襟翼y方向位移。设计变量变化范围见表1。代理模型所需样本为30个，另外选取10个测试样本验证代理模型的可信性。以最大升力系数为优化目标，采用遗传算法迭代200代，最终优化前后的速度矢量对比见图6。优化后，襟翼与主翼的相互作用更强，缝道内的流速增加，减弱了襟翼外表面的分离流，使得流动能更好地附着于襟翼上表面，襟翼的环量增强，多段翼型总升力增加。其他剖面也采用类似方法展开了优化，各剖面外形如图7所示。

表1 设计变量变化空间Table 1 Design parameter variation space

图6 优化前后速度矢量图Fig. 6 Velocity vector diagrams before and after optimization

图7 优化后的四个襟翼控制剖面外形Fig. 7 Optimized flap profiles

1.5 高升力构型总体布局

基于前面所设计的前缘变弯下垂、前缘缝翼和后缘襟翼，CAE-AVM高升力构型最终方案如图8所示。机翼前缘采用了“前缘连续变弯下垂 + 前缘缝翼”的组合形式，机翼后缘沿展向采用三段单缝富勒襟翼。前缘下垂展向占比30%，后缘襟翼展向占比70%。

图8 高升力构型CAE-AVM-HL示意图Fig. 8 Schematic of the high-lift configuration CAE-AVM-HL

2 数值仿真与风洞试验验证

2.1 数值仿真方法

高升力构型设计过程中均采用求解器AVICFD-Y（其为中国航空研究院主持开发的一种结构网格并行计算软件），并采用RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）方法作为求解器控制方程，计算湍流模型为SST。高升力构型的计算网格如图9所示。根据高升力装置计算经验和网格密度影响研究，主要采用9×107网格点的中密度网格开展全机气动特性分析，边界层内第一层网格高度为2×10−6m，y+接近1，增长率为1.2。

图9 CAE-AVM-HL的计算网格Fig. 9 Computational mesh of CAE-AVM-HL

2.2 风洞试验模型设计和制造

高升力构型风洞试验模型由德国Deharde公司设计，各部件如图10所示。机身分为四段，其中两段前机身用于放置迎角传感器和压力扫描阀等设备，中机身用于放置风洞测试天平舱，中机身也是机翼安装主承力件。模型的发动机短舱和尾翼为可装配设计，便于单独开展翼身组合体等不同外形的组合测试。模型机翼沿展向20%～95%共布置了9个测压剖面，其中6个测压剖面与巡航构型的高速风洞试验模型一致。9个剖面共设置了450个测压孔，包括了前缘变弯、前缘缝翼和后缘襟翼，如图11所示。

图10 模型各部件Fig. 10 Model components

图11 测压孔分布Fig. 11 Pressure measurement hole distribution

为了减小襟翼和缝翼连接件及测压管线束对流动的影响，希望采用尽量少的连接件，且测压管线束全由连接件内部引入主翼。同时连接件需具有足够强度和刚度，保证最大载荷状态下模型襟翼的偏度变形量不超过0.8°～1.0°。因此在模型设计中，基于CFD方法得到的气动载荷开展了有限元分析，对于襟翼和缝翼的连接件数量和截面形状进行了优化，优化结果如图12所示。优化后，前缘缝翼连接件由11个减少为8个，后缘襟翼与主翼连接件由4个减少为3个。对风洞测试模型各部件和连接方式均做了强度校核，均满足材料许用值和强度、刚度要求。图13为缝翼和襟翼的应力分布。同时，为了在风洞试验过程中便于调整后缘襟翼缝道位置，设计了一种灵活的襟翼与主翼连接方式，可在不取下襟翼的情况下快速沿x方向和z方向调整襟翼位置，由此产生9种缝道宽度。后缘襟翼可移动的位置示意图见图14。

图12 前缘缝翼和后缘襟翼连接件分布Fig. 12 Bracket distribution of leading-edge slats and trailing-edge flaps

图13 前缘缝翼和后缘襟翼应力分布Fig. 13 Stress distribution of leading-edge slats and trailing-edge flaps

图14 后缘襟翼可移动的位置示意图Fig. 14 Schematic of the movable position of the trailing-edge flap

在风洞试验前，根据CFD提供的载荷，对机翼和襟翼变形做了预评估，结果如图15所示。最大载荷状态下翼尖法向位移为35 mm，满足设计要求。

图15 主翼法向静弹性变形分布Fig. 15 Normal static elastic deformation distribution of the main wing

高升力构型风洞试验模型在德国Deharde公司完成制造，模型缩比1∶5.6，翼展5.39 m。前缘缝翼、襟缝翼连接件、主承力件等采用高强度钢材，其他部件材料采用铝合金。图16为试验模型照片。

图16 CAE-AVM-HL风洞试验模型Fig. 16 Wind tunnel test model of CAE-AVM-HL

2.3 风洞试验

风洞试验在德-荷大型低速风洞DNW-LLF完成，该风洞试验段横截面为8 m × 6 m。试验内容包括全机、翼身组合体、有无短舱等外形的测力、测压、变形测量试验，以及丝线、彩色油流、PIV等流动显示试验。试验条件为马赫数Ma= 0.2、雷诺数Re= 3.0×106、迎角范围α= −5°～25°。9个测压剖面沿展向分别位于20%～95%。图17为CAE-AVM-HL在DNW-LLF风洞的彩色荧光油流试验照片。

图17 CAE-AVM-HL在DNW-LLF风洞试验照片Fig. 17 Snapshot of CAE-AVM-HL under test at DNW-LLF wind tunnel

为了提供CFD精细化分析和验证所需的高质量数据，风洞试验中进行了主翼和襟翼的变形测量，其中襟翼变形测量为该风洞中首次开展，为此设置了专用的记录设备和相应的荧光测量点，如图18所示。图19为迎角18°附近主翼和襟翼法向位移量测量值，最大变形约为30 mm，与前期CFD预评估的35 mm相近。图20为扭转角变化情况，机翼扭转角最大变化量0.5°，襟翼扭转角最大变化量0.6°，均小于预估值，而不同车次测量重复性很高，满足设计要求。

图18 CAE-AVM-HL进行机翼和襟翼变形测量Fig. 18 Wing and flap deformation measurement of CAE-AVM-HL

图19 迎角18°时主翼和襟翼法向位移量Fig. 19 Normal displacements of the main wing and flap at an angle of attack 18°

图20 迎角18°时主翼和襟翼扭转角变化量Fig. 20 Twisting angle variation of the main wing and flap at an angle of attack 18°

试验中研究了转捩带布置在前缘变弯段2%、5%、10%弦长位置的影响。经与全湍流CFD预估压力分布数据对比，最终确定转捩带设置在10%弦长位置。

2.4 数值仿真与风洞测试结果对比分析

图21为CFD数值仿真与风洞试验结果对比，可以看出，升力系数数值和斜率均吻合较好。在迎角14°左右，CFD和试验结果均出现一个拐折，这主要是由于前缘变弯下垂和前缘缝翼交界处的流动干扰，使得机翼上表面提前出现局部分离（图22），图中红圈表示了该交界处的分离起始点和涡量。图23为展向剖面20%处的压力分布，数值仿真结果与风洞试验结果吻合较好。

图21 CFD数值仿真和风洞试验的升力系数曲线对比Fig. 21 Lift coefficients comparison between CFD and wind tunnel test

图22 前缘变弯下垂和前缘缝翼交界处涡量图Fig. 22 Vorticity isosurface around the leading-edge droop and leading-edge slat

图23 CFD数值仿真和风洞试验的压力分布对比Fig. 23 Pressure distribution comparison between CFD and wind tunnel test

针对前缘变弯下垂和前缘缝翼之间相互干扰造成的上翼面提前分离，设计了抗流动分离的构型，即在原构型基础上增加了抗流动分离小片，示意图见图24，其第一流动隔离片（蓝色小片）弦向占比10%，第二流动隔离片（绿色小片）弦向占比30%。第一流动隔离片的作用是阻挡前缘缝翼和主翼之间的缝道高速气流沿展向向内冲击到变弯前缘的上表面，第二流动隔离片的作用是阻挡变弯下垂前缘的下表面高压气流沿展向向外翻转到交接部上表面，从而推迟两股气流相交造成的干扰分离。图25显示了第二流动隔离片引导下表面气流转向下游的CFD分析和试验流谱，证实了其有效性。基于该构型的风洞试验结果显示，迎角14°时升力曲线拐折消失，失速迎角提高到19°，最大升力系数达到2.56（图26）。

图24 抗流动分离构型Fig. 24 Anti-flow separation configuration

图25 抗流动分离构型的作用Fig. 25 Effect of anti-flow separation configuration

图26 抗流动分离构型升力系数曲线Fig. 26 Lift coefficient for the anti-flow separation configuration

为验证本文优化方法设计的襟翼缝道参数是否为最佳，在风洞试验中围绕襟翼优化位置的前后上下共移动了8个位置。图27中红色实线为原始优化缝道位置，可以看出，其他各缝道位置均未表现出更好的升力性能—当升力系数线性段数值提高，则失速提前，最大升力系数损失；当最大升力系数略高，则线性段升力系数损失。试验结果验证了本文缝道优化算法的可信度。

图27 不同缝道参数升力系数曲线Fig. 27 Lift coefficient curves for different slot parameters

3 应用研究

民机气动标模CAE-AVM在2014年珠海航展展出，并在第19届中俄学术会议上向全行业发布及推广。目前已在新风洞试验能力测试、CFD软件验证等方面得到大量应用。其高升力构型CAE-AVM-HL也在变弯度结构研究中得到应用，并计划用于先进增升装置的气动噪声测试研究。

3.1 在前后缘变弯度结构中的应用

变弯度技术可以减少巡航阻力，提升燃油经济性，降低飞机增升系统噪声[23]。高升力构型CAEAVM-HL内翼段采用了前缘变弯下垂，其气动性能得到风洞试验验证。为开展机翼变弯结构和测控项目研究，基于高升力构型CAE-AVM-HL提取了典型剖面（图28）。基于该翼型剖面，前缘开展了多连杆机构、柔性结构研究，后缘开展了偏心轴、多关节和柔性结构研究[24-25]（图29）。并基于该典型翼剖面构造了等直翼段验证件，翼段尺寸弦向4.3 m，展向3 m，如图30。前缘变形机构已在风洞试验中进行了全尺寸验证，后缘变形机构将通过地面加载验证。