趙長輝 宋 凱 王 猛 趙 婷 任璐璐

(中航沈飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司工程研發(fā)事業(yè)部，沈陽 110169)

0 引言

氣動力設(shè)計是單通道窄體客機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，對飛機(jī)性能影響重大。單通道窄體客機(jī)目前已經(jīng)發(fā)展到了第三代，每一代飛機(jī)的氣動力設(shè)計技術(shù)都有一定突破，保證飛機(jī)性能的全面提升。

本文主要梳理和初步分析窄體客機(jī)的氣動力設(shè)計技術(shù)，主要方法是典型機(jī)型的實例研究和相關(guān)數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析，內(nèi)容包括機(jī)翼氣動力設(shè)計、增升裝置、翼梢小翼和CFD技術(shù)應(yīng)用等。

1 機(jī)翼氣動力設(shè)計

1.1 重要性和設(shè)計要求

機(jī)翼氣動力設(shè)計至關(guān)重要，飛機(jī)氣動效率和性能提升很大程度上取決于機(jī)翼氣動力設(shè)計。各代各型窄體客機(jī)設(shè)計上的進(jìn)步突出體現(xiàn)在機(jī)翼氣動力設(shè)計上。

飛機(jī)各飛行階段單發(fā)失效最小爬升梯度等安全性要求，巡航、續(xù)航、起降、爬升和高度等關(guān)鍵性能，與機(jī)翼面積、展弦比、后掠角、相對厚度等主要參數(shù)選擇，三維氣動外形設(shè)計，增升裝置(高升力系統(tǒng))、操縱面以及翼梢小翼設(shè)計密切相關(guān)。

高亞聲速窄體客機(jī)機(jī)翼設(shè)計要具有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd和巡航馬赫數(shù)、巡航效率因子M(L/D)max和抖振邊界。

據(jù)統(tǒng)計，目前窄體客機(jī)Mdd達(dá)到0.90左右，最大使用馬赫數(shù)MMO0.82以上，設(shè)計巡航馬赫數(shù)約M0.78～0.80，相較于之前的M0.74～0.76有所提高。例如波音737 Classic飛機(jī)遠(yuǎn)程巡航速度為M0.745，737NG飛機(jī)提高到M0.785[1]。

1.2 設(shè)計實例和統(tǒng)計數(shù)據(jù)

窄體客機(jī)機(jī)翼設(shè)計一般分成兩側(cè)外翼+中央翼(中機(jī)身內(nèi))，機(jī)翼整體油箱設(shè)計上要滿足飛機(jī)載油量要求，需要提供大的內(nèi)部裝油空間。

窄體客機(jī)外翼平面布置見圖1，各型飛機(jī)機(jī)翼基本平面外形和布置相似度較高。

(a)波音737NG

波音737前兩代機(jī)型采用尖峰翼型，波音737NG機(jī)翼外側(cè)采用超臨界翼型。A320采用D57S超臨界翼型，相對厚度與A310相同，但是后梁之后的厚度加大30%，以便有足夠空間容納襟翼及其操縱系統(tǒng)。A220、MC-21和C919飛機(jī)普遍采用新一代超臨界翼型。

窄體客機(jī)機(jī)翼平面形狀都為雙梯形，內(nèi)段為直角梯形，外段為高向尺寸較大的斜梯形，內(nèi)段和外段分界是發(fā)動機(jī)短艙。內(nèi)段通常布置小彎度(甚至反彎度)翼型，外段布置基本工作翼型。從整體上看是平直后掠前緣；后緣帶有轉(zhuǎn)折，內(nèi)段平直(無后掠角)，外段后掠。中等后掠角，1/4弦線后掠角(Λ1/4)和前緣后掠角一般分別為25°和28°。上反角約5°～6°。展弦比約9～12。增大展弦比可以有效提高氣動效率，但是受到結(jié)構(gòu)設(shè)計和翼展限制，隨著結(jié)構(gòu)技術(shù)進(jìn)步，特別是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)機(jī)翼可以采用更大展弦比。

直角梯形機(jī)翼內(nèi)段氣動上的好處是后緣襟翼無后掠角，效率提高，升阻特性改善。根弦加長，減小了根部上表面的相對厚度，并使最大厚度弦向位置前移，這些對高速流動特性的改善，足以抵消因后掠減小對Mdd的影響。這種平面形狀還可變換成根部翼型或切面外形的后緣修形，使之有利于升阻比的提高。從結(jié)構(gòu)角度，這種形狀有利于結(jié)構(gòu)和起落架布置，改善受力形式和增大根部有效空間。

機(jī)翼前后緣有增升裝置(高升力系統(tǒng))和操縱面。增升裝置一般為前緣縫翼和后緣襟翼(內(nèi)側(cè)和中部)。后緣外側(cè)為副翼。后緣襟翼(一般分為內(nèi)外兩段)前緣布置4塊～5塊擾流板，內(nèi)側(cè)擾流板用作減速板，外側(cè)擾流板用于輔助副翼進(jìn)行滾轉(zhuǎn)操縱，著陸階段擾流板一起用作減速板。

系列化機(jī)型的機(jī)翼一般采用基本相同的機(jī)翼，實現(xiàn)高通用性。A321飛機(jī)相對于A320飛機(jī)，最大起飛重量增大約20%，將單縫襟翼增加后緣子翼成為雙縫襟翼，擴(kuò)大機(jī)翼面積，同時調(diào)整操縱面、增升裝置布局，以滿足起降性能要求。

表1給出幾種窄體客機(jī)的機(jī)翼和飛機(jī)性能參數(shù)數(shù)據(jù)，可以初略看出新研機(jī)型機(jī)翼氣動力設(shè)計優(yōu)于老一代機(jī)型。

表1 窄體客機(jī)機(jī)翼參數(shù)和飛機(jī)性能參數(shù)

1.3 一些設(shè)計難點(diǎn)問題

機(jī)翼內(nèi)段-翼根區(qū)域氣動設(shè)計的好壞對整機(jī)氣動特性特別是升阻特性有很大影響。高馬赫數(shù)以后，設(shè)計得不好將使根部區(qū)域的等壓線后掠角大為減小，在比較小的迎角下就出現(xiàn)激波并引起復(fù)雜的激波—邊界層干擾，導(dǎo)致分離抖振，使整機(jī)性能惡化。在高M(jìn)數(shù)、低CL(快速下降)狀態(tài)下，短艙內(nèi)側(cè)機(jī)翼下表面可能出現(xiàn)局部流速過高而引發(fā)一系列問題。

對于翼吊發(fā)動機(jī)布局，發(fā)動機(jī)短艙及吊掛與機(jī)翼一體化設(shè)計是一個重要問題，也是飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計的重要內(nèi)容，在這一領(lǐng)域世界領(lǐng)先飛機(jī)企業(yè)、研究機(jī)構(gòu)等開展了大量研究工作，取得重要成果，有力支撐先進(jìn)民用客機(jī)產(chǎn)品發(fā)展[2-6]。

發(fā)動機(jī)短艙-吊掛與機(jī)翼一體設(shè)計高度復(fù)雜，設(shè)計不好會降低飛機(jī)氣動特性和飛行性能，甚至造成重大問題，這方面不成功的例子是波音737max飛機(jī)。波音737max飛機(jī)為安裝大直徑、高涵道比發(fā)動機(jī)，不得不將短艙安裝位置前移和上移，見圖2，結(jié)果帶來復(fù)雜的氣動力和操穩(wěn)特性變化問題，保證穩(wěn)定性的MACS控制系統(tǒng)設(shè)計不完善導(dǎo)致嚴(yán)重事故。

圖2 波音737max短艙吊掛設(shè)計更改

氣動和結(jié)構(gòu)綜合優(yōu)化設(shè)計、氣動-結(jié)構(gòu)耦合設(shè)計是機(jī)翼設(shè)計近期重要研究內(nèi)容，國內(nèi)外學(xué)術(shù)界做了很多研究工作[7-8]。

2 增升裝置

增升裝置(高升力系統(tǒng))是飛機(jī)起降性能和爬升性能的重要保證，在起飛、爬升、進(jìn)場、著陸等階段提供足夠高的升力系數(shù)，以實現(xiàn)起飛著陸性能要求和適航要求，例如單發(fā)失效條件的爬升梯度等要求，噪聲要求。

增升裝置設(shè)計和布局上要與機(jī)翼氣動力設(shè)計、結(jié)構(gòu)設(shè)計和飛機(jī)總體設(shè)計充分協(xié)調(diào)。帶有增升裝置的多段翼型要進(jìn)行精細(xì)優(yōu)化設(shè)計，機(jī)翼翼型后緣區(qū)域厚度充分考慮后緣襟翼系統(tǒng)形式選擇和布置要求。后緣較薄的超臨界翼型不利于后緣襟翼布置，A320系列飛機(jī)機(jī)翼后緣進(jìn)行增厚處理。機(jī)翼發(fā)動機(jī)吊掛-短艙布置展向阻斷增升裝置，發(fā)動機(jī)尾噴流對襟翼氣動特性和噪聲特性有直接影響。發(fā)動機(jī)反推力裝置工作狀態(tài)下與襟翼的相互作用也比較復(fù)雜[9-10]。

前后緣增升裝置都需要作動系統(tǒng)，作動系統(tǒng)不能過于復(fù)雜，應(yīng)做到使用維護(hù)簡單，維修保障成本相對較低。尺寸要適當(dāng)小、重量輕，包容運(yùn)動機(jī)構(gòu)的整流罩的數(shù)量盡可能少，減小阻力代價。

窄體客機(jī)增升裝置設(shè)計上在保證各方面要求的前提下，呈現(xiàn)逐步簡單化的趨勢。

波音737第一代和第二代機(jī)型采用三縫襟翼+克魯格襟翼(短艙內(nèi)側(cè))+前緣縫翼(短艙外側(cè))設(shè)計，盡管效率較高，但是系統(tǒng)復(fù)雜。第三代的波音737NG飛機(jī)采用雙縫襟翼(主翼+后部子翼)+前緣克魯格襟翼(內(nèi)側(cè)，1段)和縫翼(外側(cè)，4塊)的設(shè)計，增升裝置進(jìn)行全面優(yōu)化，取得了滿意的效果。波音737NG飛機(jī)增升裝置設(shè)計見圖3。

(a)平面圖

A320飛機(jī)采用富勒式單縫襟翼(內(nèi)外兩段)+前緣縫翼(5段)設(shè)計。A321改為富勒式雙縫襟翼(主翼+后部子翼)+前緣縫翼(5段)。A321增升系統(tǒng)有效提升了CL0和CLmax，保證飛機(jī)性能。A320和A321飛機(jī)增升裝置設(shè)計見圖4。

(a)A320

A320和A321飛機(jī)的單縫襟翼和雙縫襟翼前部(弦向)有較大部分處于固定后緣和擾流板下方，具有富勒式襟翼的一些特征和特性，因此稱之為富勒式單縫-雙縫襟翼。A321XLR最新改型飛機(jī)的內(nèi)側(cè)襟翼改為單縫式，簡單化設(shè)計的目的是減重和降低維護(hù)成本。設(shè)計上借助CFD技術(shù)獲得最佳設(shè)計方案，并借鑒了A350的設(shè)計。

A220、MC-21和C919飛機(jī)采用與A320近似的增升裝置設(shè)計[11]。

3 翼梢小翼

窄體客機(jī)機(jī)翼普遍安裝翼梢小翼來減小誘導(dǎo)阻力，提高氣動效率。翼梢小翼作用機(jī)理：1)端板效應(yīng)，阻擋機(jī)翼下表面擾流，削弱翼尖渦強(qiáng)度，增大機(jī)翼有效展長/展弦比；2)耗散主翼翼尖渦效應(yīng)；3)增大機(jī)翼升力及前向推力，改變機(jī)翼展向升力分布，增大升力，小翼升力有前向推力分量；4)推遲翼尖氣流過早分離，提高失速迎角。加裝翼梢小翼后，機(jī)翼載荷分布發(fā)生變化，機(jī)翼相關(guān)結(jié)構(gòu)要進(jìn)行加強(qiáng)。

A320飛機(jī)最初裝比較特殊的尺寸，是相對較小的翼梢端板，與翼梢小翼相比，翼梢端板在非設(shè)計狀態(tài)仍有較好地減阻效果，側(cè)風(fēng)進(jìn)場時不會失速。

波音737NG和A320neo采用尺寸較大的融合式翼梢小翼，減阻效果約3%～4%[12-13]。波音737max飛機(jī)采用與MDXX飛機(jī)(原麥道公司1990年代的設(shè)計方案)相近的雙羽小翼，小翼有上下兩片，下翼片尺寸小、外傾角大。與融合式翼梢小翼相比，雙羽小翼上下翼片氣動力更好平衡，展向分布改善，再加上自然層流技術(shù)的采用，減阻約1.5%～1.8%。

波音公司和空中客車公司的相關(guān)資料，給出了翼梢小翼的減阻效果數(shù)據(jù)，見圖5。

(a)波音737NG

波音737雙羽翼梢小翼、融合式翼梢小翼改善機(jī)翼展向升力分布的效果見圖6。

圖6 翼梢小翼改善機(jī)翼展向升力分布

4 CFD技術(shù)應(yīng)用

CFD技術(shù)在現(xiàn)代飛機(jī)氣動設(shè)計方面發(fā)揮越來越大的作用，CFD技術(shù)水平的高低可以說對民用飛機(jī)產(chǎn)品氣動性能有決定性的影響。美國和歐洲的CFD技術(shù)一直處于世界領(lǐng)先水平。波音公司、空中客車公司兩大巨頭在民用客機(jī)CFD氣動力設(shè)計領(lǐng)域行業(yè)領(lǐng)先，龐巴迪、巴航工業(yè)的CFD技術(shù)水平也較高[14-19]。

1980年代，波音737Classic飛機(jī)改裝大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，開發(fā)近距耦合發(fā)動機(jī)短艙安裝設(shè)計解決方案。通過CFD技術(shù)，成功揭示出氣動機(jī)理。短艙-吊掛與機(jī)翼之間的干擾阻力是由于短艙-吊掛改變了機(jī)翼展向載荷分布因而產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力和渦阻力造成的。通過CFD技術(shù)優(yōu)化短艙-吊掛外形設(shè)計，有效消除不利影響和降低阻力，取得了非常滿意的結(jié)果。如果采用傳統(tǒng)的風(fēng)洞試驗技術(shù)，耗時很長耗費(fèi)巨大且不一定能取得滿意結(jié)果。此后，波音公司的波音777、737NG和787不斷擴(kuò)大CFD技術(shù)的應(yīng)用范圍。波音公司CFD技術(shù)應(yīng)用情況見圖7。

圖7 波音公司客機(jī)CFD技術(shù)發(fā)展應(yīng)用

空客公司A320、A330/340、A380、A350等飛機(jī)項目上的CFD技術(shù)應(yīng)用水平持續(xù)提高，有力支撐這些飛機(jī)實現(xiàn)氣動性能行業(yè)領(lǐng)先。

我國C919飛機(jī)研制的各個階段都廣泛采用CFD技術(shù)，通過全國協(xié)作技術(shù)攻關(guān)，CFD技術(shù)達(dá)到較高水平，保證了飛機(jī)設(shè)計目標(biāo)的實現(xiàn)。C919飛機(jī)CFD技術(shù)應(yīng)用情況見圖8[20]。

(a)精細(xì)化計算

5 結(jié)論

本文初步梳理和簡要總結(jié)了單通道窄體客機(jī)的氣動力設(shè)計技術(shù)，給出多種機(jī)型的氣動力設(shè)計實例，并進(jìn)行簡單對比分析。