摘要：遠(yuǎn)程寬體客機(jī)實(shí)際飛行狀態(tài)下機(jī)翼變彎度有效減阻可以提升客機(jī)性能和飛行品質(zhì)。以全機(jī)配平構(gòu)型為研究對象，基于襟翼、擾流板偏轉(zhuǎn)建立變彎度模型;采用RANS方程實(shí)現(xiàn)阻力的精確求解并建立響應(yīng)面模型，對不同升力系數(shù)、馬赫數(shù)的多個飛行狀態(tài)進(jìn)行變彎度減阻優(yōu)化;在此基礎(chǔ)上，對實(shí)際飛行過程中變彎度操作需求及綜合減阻性能進(jìn)行分析，并采用布雷蓋公式評估機(jī)翼變彎度后全航段綜合巡航效率。結(jié)果表明：在巡航馬赫數(shù)飛行時，采用兩次變彎度設(shè)置即可在較寬的升力系數(shù)范圍內(nèi)獲得減阻收益;在10km定高巡航時，機(jī)翼變彎度可使整個航段綜合減阻1.9cts(阻力系數(shù)單位)，航時、航程提高0.72%;在8和10km進(jìn)行一次階梯巡航，機(jī)翼變彎度可使整個航段綜合減阻2.9cts，航時、航程提高1.19%。

　　關(guān)鍵詞：可變彎度機(jī)翼;寬體客機(jī);減阻;配平特性;優(yōu)化設(shè)計(jì)

　　引言

　　降低巡航阻力是民用客機(jī)氣動設(shè)計(jì)追求的重要目標(biāo)。機(jī)翼的阻力占民機(jī)總阻力的一半左右，對性能和飛行品質(zhì)有著至關(guān)重要的影響。傳統(tǒng)民用客機(jī)超臨界機(jī)翼氣動設(shè)計(jì)通常需要兼顧非設(shè)計(jì)點(diǎn)或其他要求，導(dǎo)致飛機(jī)最優(yōu)巡航氣動效率損失。此外，隨著民航業(yè)繁榮發(fā)展，空域越來越擁擠，飛機(jī)難以在整個巡航階段按照設(shè)計(jì)狀態(tài)飛行，在一定程度上增加了燃油消耗。

　　如何使民用客機(jī)在非設(shè)計(jì)狀態(tài)仍能保持較高的升阻比是進(jìn)一步提高飛機(jī)巡航效率所必須解決的問題。可變彎度機(jī)翼無論是從基礎(chǔ)空氣動力學(xué)還是實(shí)際飛行應(yīng)用的角度都具有巨大潛力，已成功應(yīng)用于軍用飛機(jī)[1-2]。由于民用客機(jī)要考慮低成本、高可靠性等要求，工業(yè)界對該技術(shù)進(jìn)行了長期的探索和論證[3-7]。NASADryden飛行研究中心基于L-1011飛機(jī)首次開展了可變彎度機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用于民機(jī)的減阻收益研究[8]。

　　Boeing和Airbus從20世紀(jì)80年代開始評估變彎度概念，前者在B777-200ER上進(jìn)行了后緣變彎度飛行試驗(yàn)[9]，后者針對A330/340開展了變彎度預(yù)設(shè)計(jì)[10]。最終成功將該技術(shù)應(yīng)用于新一代遠(yuǎn)程寬體客機(jī)B787和A350，在巡航時通過小角度偏轉(zhuǎn)襟翼與擾流板，改變機(jī)翼后緣彎度，改善氣動載荷分布，優(yōu)化了巡航狀態(tài)的阻力特性[11]。國內(nèi)對變彎度機(jī)翼技術(shù)的研究起步較晚，隨著國產(chǎn)遠(yuǎn)程寬體客機(jī)論證及立項(xiàng)，國內(nèi)高校、科研院所也相繼開展了變彎度機(jī)翼氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

　　梁煜等[12]針對大型民用運(yùn)輸機(jī)，開展了超臨界翼型后緣變彎度優(yōu)化研究，郭同彪、白俊強(qiáng)等[13-14]基于自由型面變形技術(shù)建立后緣連續(xù)變彎度參數(shù)化模型，研究了后緣連續(xù)變彎度對跨聲速翼型及機(jī)翼氣動特性的影響;王斌等[15]基于展向控制翼型建立了一種簡化的理想變彎度模型，對超臨界機(jī)翼變彎度減阻原理進(jìn)行了研究;郭同彪等[16]采用伴隨技術(shù)對翼-身-平尾構(gòu)型后緣連續(xù)變彎度減阻進(jìn)行了優(yōu)化。目前國內(nèi)的研究工作多針對二維翼型[17-18]或采用基于控制截面翼型變彎度的簡化模型，與實(shí)際工程中機(jī)翼變彎度實(shí)現(xiàn)形式有一定差距。此外，變彎度優(yōu)化均針對特定飛行狀態(tài)進(jìn)行，而在實(shí)際飛行中氣動力特性不斷變化，如何實(shí)施有效的變彎度操作以獲得理想的減阻效果仍需要進(jìn)一步研究。

　　針對上述問題，本文充分考慮實(shí)際工程約束，基于襟翼、擾流板運(yùn)動建立變彎度模型，以全機(jī)配平構(gòu)型為研究對象，研究機(jī)翼后緣彎度變化對平尾配平特性產(chǎn)生的影響;采用RANS方程作為數(shù)值求解方法，建立響應(yīng)面模型，對包括不同升力系數(shù)、馬赫數(shù)的多個飛行狀態(tài)進(jìn)行變彎度減阻優(yōu)化;對實(shí)際飛行過程中變彎度操作需求及綜合減阻性能進(jìn)行分析。

　　1變彎度研究模型

　　研究表明，機(jī)翼后緣變彎度將影響平尾配平特性[19]。為充分考慮這種影響帶來的不利因素，本文以翼身組合體-短艙-吊掛-垂平尾構(gòu)型為研究對象，該構(gòu)型巡航馬赫數(shù)Ma=0.85，升力系數(shù)CL=0.48。襟翼展長為機(jī)翼翼展的75%，相對弦長為機(jī)翼當(dāng)?shù)叵议L的10%~25%。采用鉸鏈機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)襟翼偏轉(zhuǎn)，通過小角度偏轉(zhuǎn)內(nèi)、外襟翼實(shí)現(xiàn)機(jī)翼彎度變化[11]。擾流板簡化為內(nèi)、外兩塊，隨襟翼偏轉(zhuǎn)而運(yùn)動。通過偏轉(zhuǎn)升降舵實(shí)現(xiàn)不同狀態(tài)變彎度外形的配平。

　　2數(shù)值優(yōu)化方法

　　2.1數(shù)值模擬方法

　　本文計(jì)算采用可壓縮流動Reynolds平均Navi⁃er-Stokes方程。為精確計(jì)算機(jī)翼彎度改變前后的氣動力變化情況，采用點(diǎn)對點(diǎn)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，半模網(wǎng)格數(shù)量為1900萬。計(jì)算域內(nèi)近壁面第一層網(wǎng)格高度為5×10-6m，保證壁面Y+<1。本文采用k-ω-SST模型[20]。計(jì)算中使用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。為保證計(jì)算精度，對數(shù)值方法進(jìn)行了較為全面的驗(yàn)證，具體方法見文獻(xiàn)[21-22]。

　　2.2基于代理模型的優(yōu)化方法

　　本文以全機(jī)配平構(gòu)型為研究對象，以內(nèi)、外襟翼偏角為優(yōu)化對象，全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)。其中，內(nèi)襟翼偏轉(zhuǎn)范圍為[-1°，3°]，外襟翼偏轉(zhuǎn)范圍為[-2°，3°]，向下偏轉(zhuǎn)為正。考慮到實(shí)際飛行時，襟翼可偏轉(zhuǎn)最小角度間隔為0.5°，因此，采用打靶法生成樣本點(diǎn)。基本樣本點(diǎn)在內(nèi)、外襟翼偏轉(zhuǎn)范圍內(nèi)，各1°偏角間隔。根據(jù)基本樣本點(diǎn)結(jié)果，選取局部區(qū)域以0.5°偏角間隔進(jìn)行加密。基于樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果，采用響應(yīng)面(Re⁃sponseSurfaceMethodology，簡稱RSM)方法建立代理模型[23]。該方法利用多項(xiàng)式函數(shù)擬合設(shè)計(jì)空間，通過較少的試驗(yàn)在局部范圍內(nèi)比較精確的逼近函數(shù)關(guān)系，具有良好的魯棒性。基于響應(yīng)面模型，采用遺傳算法對襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化，最后，采用CFD數(shù)值模擬對優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行校核，獲得精確減阻量。

　　3可變彎度機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)

　　3.1巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)：Ma=0.85，CL=0.48首先對基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型氣動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。采用阻力系數(shù)單位“cts”(阻力系數(shù)單位，1cts=0.0001)表示阻力系數(shù)大小，給出了基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配平構(gòu)型阻力差量云圖，橫坐標(biāo)為內(nèi)襟翼偏角，縱坐標(biāo)為外襟翼偏角。

　　可以看出，在內(nèi)襟翼[-1°，1°]、外襟翼[0°，1.5°]范圍內(nèi)，阻力差為負(fù)值，具有減阻潛力。根據(jù)基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果，在[0°，1°]范圍內(nèi)增加了4個樣本點(diǎn)，樣本點(diǎn)中阻力最小點(diǎn)對應(yīng)的內(nèi)、外襟翼偏角均為0.5°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力系數(shù)降低0.82cts。以33個樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)對內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化得到的內(nèi)、外襟翼偏角分別為0.41°和0.61°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力降低0.91cts。

　　可以看出，在拐折和外襟翼區(qū)域，激波強(qiáng)度輕微減弱;后緣變彎度使中外翼區(qū)域載荷有所增大。3.2非設(shè)計(jì)點(diǎn)1：Ma=0.85，CL=0.52基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配在內(nèi)襟翼[0°，2°]、外襟翼[0°，2°]范圍內(nèi)，阻力差量為負(fù)值，具有減阻潛力。

　　根據(jù)基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果，在[0°，2°]范圍內(nèi)增加了7個樣本點(diǎn)。樣本點(diǎn)中阻力最小點(diǎn)對應(yīng)的內(nèi)、外襟翼分別為1.5°和1.0°，相比未變彎度狀態(tài)，配平后阻力降低3.88cts。以36個樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)對內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化得到的內(nèi)、外襟翼偏角分別為1.24°和1.22°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力降低3.93cts。樣本點(diǎn)最優(yōu)阻力與優(yōu)化結(jié)果相差不到0.1cts。

　　3.3非設(shè)計(jì)點(diǎn)2：Ma=0.85，CL=0.45樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配平構(gòu)型阻力差量云圖。從中可以看出：在整個變化范圍內(nèi)，沒有阻力降低的樣本點(diǎn)。在基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果基礎(chǔ)上在[-0.5°，1°]范圍內(nèi)增加了7個樣本點(diǎn)。樣本點(diǎn)中阻力最小點(diǎn)對應(yīng)的內(nèi)、外襟翼分別為-0.5°和0.0°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力增加0.05cts。

　　該狀態(tài)的展向壓力分布，以36個樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)對內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化得到的內(nèi)、外襟翼偏角分別為-0.15°和0.13°，相比未變彎度狀態(tài)，配平后阻力降低0.07cts。

　　4變彎度操作需求及綜合減阻分析

　　根據(jù)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果可以看出，基于工程約束考慮的最優(yōu)樣本點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的減阻量基本相當(dāng)。在巡航馬赫數(shù)，除小升力系數(shù)情況，后緣變彎度均能帶來減阻收益;在Ma=0.8，后緣變彎度也能帶來減阻收益。每一個狀態(tài)所對應(yīng)的襟翼偏角均不同。本節(jié)對實(shí)際飛行中進(jìn)行變彎度操作次數(shù)的需求進(jìn)行了分析。根據(jù)Ma=0.85，CL為0.48、0.52兩個狀態(tài)的變彎度優(yōu)化結(jié)果，對內(nèi)/外襟翼偏轉(zhuǎn)分別為0.5°/0.5°以及1.5°/1°時的全機(jī)配平構(gòu)型升阻特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。

　　綠色曲線為內(nèi)、外襟翼分別偏轉(zhuǎn)0.5°時全機(jī)配平構(gòu)型升阻比隨升力系數(shù)變化，藍(lán)色曲線為內(nèi)、外襟翼分別偏轉(zhuǎn)1.5°和1°時全機(jī)配平構(gòu)型升阻比隨升力系數(shù)變化。可以看出：當(dāng)CL<0.46時，變彎度無法獲得減阻收益，應(yīng)保持原有巡航構(gòu)型飛行;為保持高升阻比特性，飛機(jī)需增加巡航高度;當(dāng)CL>0.46時，采用巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)的變彎度設(shè)置可實(shí)現(xiàn)減阻，獲得比增加巡航高度更多的減阻收益;當(dāng)CL=0.50時內(nèi)/外襟翼0.5°/0.5°以及1.5°/1°的兩個變彎度設(shè)置，配平后阻力特性幾乎無差異，均可減阻1.7cts;當(dāng)CL>0.50時，后者變彎度減阻效果優(yōu)于前者。故在Ma=0.85時，采用兩種變彎度設(shè)置即可在CL為0.48~0.55范圍內(nèi)或得較大減阻收益，CL=0.55時可使阻力降低6.7cts，CL=0.50可做為兩個變彎度設(shè)置的過渡點(diǎn)。

　　傳統(tǒng)民用客機(jī)通常通過階梯巡航使飛機(jī)保持在設(shè)計(jì)狀態(tài)飛行，變彎度機(jī)翼能夠在一定升力系數(shù)范圍(CL為0.48~0.55)內(nèi)實(shí)現(xiàn)與未變彎度機(jī)翼巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)相當(dāng)甚至更優(yōu)的升阻比特性，因此可以獲得比傳統(tǒng)民用客機(jī)階梯巡航更多的減阻收益。

　　5結(jié)論

　　(1)采用以0.5°偏角為最小間隔的打靶法獲得的最優(yōu)阻力與所建立的代理模型優(yōu)化結(jié)果減阻量差別小于0.1cts，能夠滿足考慮工程約束的優(yōu)化設(shè)計(jì)需求。(2)在巡航馬赫數(shù)，除小升力系數(shù)情況，后緣變彎度均能帶來減阻收益;在較低馬赫數(shù)(Ma=0.8)，后緣變彎度也能帶來減阻收益。每一個狀態(tài)所對應(yīng)的襟翼偏角均不同。

　　(3)在Ma=0.85時，采用兩種變彎度設(shè)置即可在升力系數(shù)為0.48~0.55范圍內(nèi)獲得減阻收益，變彎度機(jī)翼能夠在一定升力系數(shù)范圍內(nèi)保持與巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)相當(dāng)甚至更優(yōu)的升阻比特性，并且優(yōu)于傳統(tǒng)階梯巡航所獲得的收益。在較低馬赫數(shù)(Ma=0.8)時，采用巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)的變彎度設(shè)置仍可實(shí)現(xiàn)減阻。

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　　作者：郝璇，張青青，蘇誠，王斌