外吹式襟翼動(dòng)力增升效果評(píng)估方法

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1、航空學(xué)報(bào)ActaAeronauticaetAstrOnauticaSinicaJun．252017VoI．38No．6SSN1000—6893CN11-1929／Vhttp：∥hkxb．buaa．edu．cnhkxb《螢buaa．edu．cn外吹式襟翼動(dòng)力增升效果評(píng)估方法張聲偉*，王偉中航工業(yè)第一飛機(jī)研究院，西安710089摘要：外吹式動(dòng)力增升襟翼可以有效地縮短運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)的起降距離，其增升效果評(píng)估方法是運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力增升設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文采用基準(zhǔn)氣動(dòng)力耦合速度修正方法，發(fā)展了一套適用于外吹式襟翼動(dòng)力增

2、升效果快速評(píng)估的計(jì)算方法；該方法充分考慮了動(dòng)力增升飛機(jī)性能計(jì)算對(duì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的需求，解決了傳統(tǒng)推力系數(shù)法的小速度大推力系數(shù)求解限制問(wèn)題、無(wú)法準(zhǔn)確求解離地速度以及多速度點(diǎn)氣動(dòng)力求解引起的計(jì)算效率問(wèn)題。以某運(yùn)輸機(jī)為例，分析了其氣動(dòng)力及起飛性能，對(duì)其外吹式襟翼動(dòng)力增升效果進(jìn)行了評(píng)估，驗(yàn)證了方法的正確性。研究表明：通過(guò)優(yōu)化動(dòng)力增升襟翼偏轉(zhuǎn)角，起飛滑跑距離最大減小量可達(dá)到25％；過(guò)大的襟翼偏轉(zhuǎn)角將顯著地增加飛機(jī)阻力，不利于縮短起飛滑跑距離。研究工作對(duì)運(yùn)輸機(jī)的外吹式動(dòng)力增升襟翼設(shè)計(jì)，具有一定的工程指導(dǎo)價(jià)值。關(guān)鍵詞：外

3、吹式襟翼；動(dòng)力增升；氣動(dòng)力計(jì)算；性能收益評(píng)估；襟翼構(gòu)型優(yōu)化中圖分類(lèi)號(hào)：V211．12；V22．11文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1000一6893(2017)06—220689一09短距起降是現(xiàn)代軍用飛機(jī)設(shè)計(jì)追求的重要性能指標(biāo)之一。對(duì)于大中型運(yùn)輸機(jī)而言，短距起降與高速巡航是飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中一對(duì)難以兼容的性能指標(biāo)。美軍C一17運(yùn)輸機(jī)采用下蒙皮外吹式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)，有效協(xié)調(diào)了這一設(shè)計(jì)矛盾。C_17A運(yùn)輸機(jī)翼載荷高達(dá)751．7kg／m2，巡航速度為0．77馬赫數(shù)，是飛行速度最快的一款現(xiàn)役大型軍用運(yùn)輸機(jī)。采用外吹

4、式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)，高翼載并未使其起飛與著陸的場(chǎng)域性能惡化，反而相對(duì)于常規(guī)大型軍用運(yùn)輸機(jī)的起降性能有了明顯的改善。由此可見(jiàn)，動(dòng)力增升技術(shù)對(duì)于大中型軍用運(yùn)輸機(jī)性能提升具有重要意義。國(guó)內(nèi)外關(guān)于動(dòng)力增升技術(shù)的研究主要集中在模擬動(dòng)力影響的風(fēng)洞試驗(yàn)[1。5]、考慮動(dòng)力影響的CFD數(shù)值仿真計(jì)算[6。12]與飛機(jī)氣動(dòng)布局對(duì)動(dòng)力增升效果的影響[13‘14]3個(gè)方面，關(guān)于動(dòng)力增升效果評(píng)估技術(shù)的研究相對(duì)較少。動(dòng)力增升飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)在起降場(chǎng)域性能計(jì)算與評(píng)估方法上存在顯著差異，主要體現(xiàn)在氣動(dòng)力與起降場(chǎng)域性能計(jì)算方法兩個(gè)方面。動(dòng)

5、力增升飛機(jī)的布局形式，使其氣動(dòng)力系數(shù)在起降階段受發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響很大，滑跑階段全機(jī)氣動(dòng)特性曲線(xiàn)隨推力系數(shù)C丁變化顯著。動(dòng)力增升效果評(píng)估是短距起降運(yùn)輸機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)技術(shù)之一。常規(guī)飛機(jī)起降性能計(jì)算僅需一套起降構(gòu)型的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，而動(dòng)力增升飛機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)隨速度的動(dòng)態(tài)變化特性使得用于起飛性能計(jì)算的關(guān)鍵參數(shù)：最大升力系數(shù)Ch。、抬前輪速度口。、離地速度‰t與安全速度鉚：均難以確定，性能積分運(yùn)算無(wú)法進(jìn)行。本文采用理論分析、風(fēng)洞試驗(yàn)、CFD數(shù)值仿真計(jì)算與算例飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證相結(jié)合的方法，對(duì)外吹式襟翼動(dòng)力增升飛機(jī)低速構(gòu)型的

6、氣動(dòng)力與性能計(jì)算方法進(jìn)行了系統(tǒng)研究，建立了一套動(dòng)力增升飛機(jī)性能評(píng)估的方法與程序。以某型運(yùn)收稿日期：2016—08—19；退修日期：2016-09·14；錄用日期：2016·10-10；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016—10-2410：51網(wǎng)絡(luò)出版地址：www．cnki．net／kcms／deta¨／11．1929．v．20161024．1051．004．htmI*通訊作者．E-mail：13325381298@163．com弓l用格武l張聲偉．I偉．外吹武襟翼動(dòng)力增升效果評(píng)估方法!J]．航空學(xué)報(bào)．2017．38(

7、6)：220689．zHANGsw，WANGwiMethodforeva

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12、ao[Jj．ActaAeronaullcaetAstronaullcaS{nIca．2017．38(6)：220689．航空學(xué)報(bào)輸機(jī)為算例，計(jì)算并分析了由于動(dòng)力增升所產(chǎn)生的起飛性能收益，驗(yàn)證了方法的正確性；研究了不同襟翼偏角對(duì)起飛滑跑距離的影響，推重比與起飛重量對(duì)動(dòng)力增升運(yùn)輸機(jī)起飛場(chǎng)域性能的影響，為襟翼偏轉(zhuǎn)角優(yōu)化方法提供參考。1氣動(dòng)力計(jì)算氣動(dòng)力數(shù)值模

13、擬仿真計(jì)算與基于推力系數(shù)概念的工程計(jì)算[15。明是當(dāng)前國(guó)際主流的動(dòng)力增升飛機(jī)氣動(dòng)力計(jì)算方法。推力系數(shù)法具有計(jì)算效率高、計(jì)算結(jié)果可信度好的優(yōu)點(diǎn)，因此更適用于快速評(píng)估動(dòng)力增升飛機(jī)的氣動(dòng)特性，但其也存在一定的缺陷，如使用限制問(wèn)題。在規(guī)定的推力系數(shù)范圍(o．48≤C丁≤5．5)內(nèi)該方法計(jì)算較準(zhǔn)確，但在小速度大推力系數(shù)下無(wú)法使用，不能滿(mǎn)足飛機(jī)起降性能計(jì)算全速度區(qū)域積分運(yùn)算的需要。針對(duì)傳統(tǒng)推力系數(shù)法存在的使用限制問(wèn)題，本文提出一套改進(jìn)的氣動(dòng)力計(jì)算方法，