王超，呂莉莉，杜麥勝，劉毅

(中航飛機(jī)股份有限公司研發(fā)中心總體氣動設(shè)計研究所，陜西漢中723000)

0 引言

減小飛機(jī)阻力是提高空氣動力效率的一個關(guān)鍵因素，誘導(dǎo)阻力是飛機(jī)阻力的重要組成部分。一般來說，飛機(jī)巡航時的誘導(dǎo)阻力占總阻力的30%左右［1］，在低速大迎角飛行時所占的比重更大。因此，減小誘阻以提高空氣動力效率的研究受到高度的重視［2］?？諝鈩恿W(xué)的機(jī)翼理論指出，增大機(jī)翼的展弦比能減小誘導(dǎo)阻力，但大展弦比對結(jié)構(gòu)不利，機(jī)場環(huán)境對機(jī)翼展長也有一定的限制;因此，通過翼尖設(shè)計以及加裝翼梢裝置來改善翼尖區(qū)的氣流流動和減阻是減小誘阻的重要手段。

多年來，國內(nèi)外學(xué)者從理論計算、風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)等方面對各類翼梢裝置作了大量的基礎(chǔ)性及應(yīng)用性研究，一些研究成果投入實(shí)際應(yīng)用并取得了明顯的效果［2］。NASA 研究表明［3］，KC-135 加裝翼梢小翼使飛機(jī)總阻力下降7%，升阻比提高5% ～8%。B737-800加裝融合式翼梢小翼［4］使航程增加約240～350 km。但國內(nèi)外研究多集中于中等及小展弦比機(jī)翼的翼梢裝置研究，未見對大展弦比(10以上)機(jī)翼飛機(jī)加裝翼梢裝置的研究及使用報告。

某四發(fā)渦槳飛機(jī)采用了低速大展弦比的機(jī)翼布局，展弦比約為12，升阻比約為15。由于高空/高原動力裝置功率衰減大，極大地限制了高原機(jī)場的起降能力和航路越障能力，而動力裝置研制周期長，短期有效的方法是提高飛機(jī)的升阻比。根據(jù)理論分析［5］，翼梢裝置對大展弦比飛機(jī)的效果不如小展弦比飛機(jī)明顯，但由于該型機(jī)巡航升力系數(shù)較大，誘導(dǎo)阻力正比于升力系數(shù)的二次方，故飛機(jī)仍具有采用翼梢裝置減阻的潛力。本文研究了在大展弦比飛機(jī)采用翼梢裝置的可行性，提出翼梢裝置設(shè)計優(yōu)化方法，并以風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為依據(jù)，對大展弦比機(jī)翼飛機(jī)的飛行性能提升進(jìn)行計算驗(yàn)證并尋找最優(yōu)方案。

1 翼梢裝置設(shè)計及氣動效率分析

1.1 翼梢裝置提高氣動效率原理

飛機(jī)飛行中的阻力主要有壓差阻力、粘滯阻力和誘導(dǎo)阻力。壓差阻力和粘滯阻力會很快轉(zhuǎn)化為熱能，可以改變的只有誘導(dǎo)阻力。而機(jī)翼所產(chǎn)生的升力，一部分用于消除誘導(dǎo)阻力，另一部分用于提供升力。誘導(dǎo)阻力越小，則提供的升力越大。減小誘導(dǎo)阻力最直接的方法是通過增加機(jī)翼的翼展來實(shí)現(xiàn)的，但對于部分大展弦比機(jī)翼，過多的增加機(jī)翼的翼展將帶來如結(jié)構(gòu)重量、氣動彈性等問題［6］。

翼梢裝置的主要功能是減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力。加裝優(yōu)化設(shè)計的翼梢裝置，機(jī)翼有效展弦比提高，升阻比增加。翼梢裝置應(yīng)用于展弦比A值較小的飛機(jī)顯然具有更大的減阻潛力，對于低速大展弦比機(jī)翼的飛機(jī)仍能有效減小誘導(dǎo)阻力、提高升阻比，從而提高飛機(jī)的起飛性能、爬升性能和續(xù)航性能。

1.2 影響飛行性能的因素

對起飛性能影響較大的因素包括動力裝置的可用拉力、飛機(jī)的升阻特性、飛機(jī)的失速速度等。簡化的起飛滑跑距離計算公式［7］為:

式中:LTOB為起飛滑跑距離;VLOF為起飛離地速度;g為重力加速度;T/W為起飛推重比;f為摩擦系數(shù);K為升阻比。在其他狀態(tài)相同的情況下，升阻比越大，離地速度越小(最大升力系數(shù)越大)，起飛滑跑距離越短。

影響飛機(jī)爬升性能的主要因素是飛機(jī)的剩余功率和爬升方式。

式中:P為爬升功率;W為爬升重量;V為爬升速度;θ為爬升角。爬升方式一定時，升阻比K增大，飛機(jī)爬升率增加，飛機(jī)的升限也有所提高。

巡航性能直接受小時耗油量qh=WqNh/K的影響，航程 L、航時 t計算公式［8］為:

式中:m1，m2為巡航開始和結(jié)束時的重量;Wav為平均巡航重量;Vcru為巡航速度;qNh為單位小時耗油率。巡航狀態(tài)升阻比增大，航程、航時均有所提高。

1.3 翼梢裝置設(shè)計

長期以來，人們一直力圖通過改變機(jī)翼翼尖處的幾何形狀，研究減小誘導(dǎo)阻力的有效方法。展向延伸機(jī)翼翼尖是方法之一，還有修改翼尖形狀和改變其位置等其他措施［9］。研究發(fā)現(xiàn)，用非平面的翼梢升力系統(tǒng)比簡單的翼尖延伸設(shè)計能達(dá)到更好地減小誘導(dǎo)阻力的效果，如翼梢小翼。翼尖設(shè)計可分為翼尖修形和加裝翼梢裝置兩類，前者主要有剪切翼尖、拋物翼尖和雙曲翼尖等;翼梢裝置又分為主動式和被動式，如加裝渦流裝置和翼梢小翼。翼梢裝置的重量對結(jié)構(gòu)和機(jī)翼彎矩不利，此外翼梢裝置的存在還會對飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性有影響，特別是方向穩(wěn)定性［10］。

結(jié)合某型飛機(jī)大展弦比機(jī)翼(見圖1)的特點(diǎn)，在最大程度提高升阻比的前提下，按照對機(jī)翼根部彎矩增加量相同的原則，充分考慮翼梢裝置對重量及橫航向的影響，設(shè)計了不同的翼梢裝置外形方案，通過對比分析，尋找最佳方案。

圖1 原機(jī)翼Fig.1 Original wing model

方案1:通過在翼尖加裝翼梢小翼(見圖2)，使機(jī)翼的半翼展增加10%，外傾角為15°，前緣后掠角為40°，小翼根弦前端位于機(jī)翼尖弦長33%處，避開機(jī)翼尖弦最大厚度位置，以期提高小翼效率。翼梢小翼翼型彎度大于機(jī)翼翼型，翼型厚度小于機(jī)翼翼型，這樣既可以提高低速升力特性，也可以提高有效的法向力，使小翼氣流分離遲于機(jī)翼。

圖2 翼梢小翼Fig.2 Winglet model

方案2:取消原機(jī)翼翼尖，機(jī)翼沿肋等百分線展長增加5%，展弦比增加7%，將原翼尖按照比例縮放，安裝在新的機(jī)翼梢部(見圖3)。通過增加展弦比增大氣動效率。

圖3 機(jī)翼翼尖延伸Fig.3 Wingtip extension model

方案3:取消原機(jī)翼翼尖，設(shè)計新的低阻翼尖方案(見圖4)，展長增加4.2%，展弦比增加6.5%。通過將原梯形的翼尖外形修成曲線外形(三次曲線)改善機(jī)翼翼尖的氣動效能。

圖4 減阻翼尖Fig.4 Drag-reduction winglet model

最后通過風(fēng)洞試驗(yàn)對不同方案的氣動效果進(jìn)行了驗(yàn)證，改善效果如表1所示。

表1 氣動改善效果Table 1 Effect of aerodynamics improvement

2 翼梢裝置對飛行性能的影響

2.1 性能特性影響

加裝翼梢裝置的主要功效在于通過有效減小誘導(dǎo)阻力和提高升阻比，從而提高飛機(jī)的飛行性能。特別對于高原高溫條件下的起飛有著明顯的改善作用。

高原機(jī)場空氣密度小，加之高原機(jī)場地面輻射熱的影響，場面氣溫高，起飛和滑跑距離會增加1.5～2.0倍［11］。發(fā)動機(jī)起動較平原機(jī)場困難，不同高度、溫度下動力裝置推力變化較大，隨著溫度、高度增加，發(fā)動機(jī)扭矩和拉力值減小，起飛著陸滑跑距離、爬升率和實(shí)用升限均減小。因此，可通過計算分析高原高溫條件下加裝翼梢裝置的性能變化，對各優(yōu)化設(shè)計的翼梢裝置方案進(jìn)行有效評估。

2.2 起飛滑跑距離

以機(jī)場標(biāo)高3 000 m、起飛重量65 t，大氣溫度22.5°C為例，采用式(1)計算不同方案對起飛滑跑距離的影響(見圖5)。某型飛機(jī)原機(jī)翼方案的起飛滑跑距離為4 988 m，而加裝了“翼梢裝置”后，起飛滑跑距離縮短了275～620 m，特別是加裝優(yōu)化設(shè)計的低阻翼尖后，起飛性能提升明顯。

圖5 不同翼梢裝置對L TOB的影響Fig.5 Influence of different wing tip device on L TOB

2.3 跑道長度限制的最大起飛重量

以機(jī)場標(biāo)高3 000 m、大氣溫度22.5°C、機(jī)場跑道長度4 000 m為例計算飛機(jī)的平衡場長和起飛限重(機(jī)場起飛限重見圖6)，其中原機(jī)翼起飛重量限制為59 t，安裝“翼梢裝置”后，起飛重量增加2～3 t，特別是加裝優(yōu)化設(shè)計的減阻翼尖后，最大起飛重量達(dá)到62.5 t。

圖6 不同翼梢裝置對最大起飛重量的影響Fig.6 Influence of different wing tip device on maximum take-off weight

2.4 航線最低安全高度限制的最大起飛重量

對于飛越高山地區(qū)的航線，航線最低安全高度會限制飛機(jī)的最大起飛重量，這是因?yàn)檠埠綍r一臺發(fā)動機(jī)停車后，飛機(jī)的改平高度降低。CCAR121部和相關(guān)軍用標(biāo)準(zhǔn)均要求多發(fā)飛機(jī)航路飛行時必須考慮到一臺發(fā)動機(jī)故障停車的可能性，要求單發(fā)停車后的改平高度(升限)大于航路最低安全高度，單發(fā)停車后升限越高，飛機(jī)任務(wù)執(zhí)行能力/運(yùn)載力越強(qiáng)。采用式(2)及數(shù)值積分的方法，計算了大氣溫度ISA+30°C、某型機(jī)不同方案飛機(jī)單發(fā)停車后的實(shí)用升限(見圖7)。計算結(jié)果表明，安裝“翼梢裝置”后，飛機(jī)單發(fā)失效后實(shí)用升限提高了120～270 m，相對于同樣的航路最低安全高度，飛機(jī)的最大起飛重量提高約2 t，顯著提高了飛機(jī)在高原航線、高溫季節(jié)執(zhí)行任務(wù)的能力。

圖7 不同翼梢裝置對單發(fā)失效爬升高度的影響Fig.7 Influence of different wing tip device on climb height with one engine failed

2.5 續(xù)航性能

飛機(jī)的續(xù)航性能直接關(guān)系到飛機(jī)營運(yùn)經(jīng)濟(jì)性和營運(yùn)能力，采用式(3)和式(4)計算了某型機(jī)加裝翼梢裝置的續(xù)航性能(見表2)。計算結(jié)果表明，翼尖加裝翼梢裝置以小重量的代價增加飛機(jī)的升阻比，提高了巡航效率、降低了油耗，航程與航時均提高了2%左右。

表2 續(xù)航性能改善Table 2 Improvement of endurance performance

3 結(jié)束語

本文對大展弦比機(jī)翼的低速飛機(jī)加裝翼梢裝置的可行性進(jìn)行了研究。研究結(jié)果表明，大展弦比機(jī)翼的低速飛機(jī)加裝翼梢裝置可有效減小誘導(dǎo)阻力、提高升阻比，從而提高飛機(jī)的起飛性能、航路越障限制的最大起飛重量和續(xù)航能力，不失為改善飛行性能的有效手段。通過對不同翼梢裝置的特性分析，為進(jìn)一步優(yōu)化翼梢裝置提供了技術(shù)基礎(chǔ)。

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