2019, Vol. 37
商用飞机提高燃油效率及降低运营成本，很大程度上取决于发动机性能和外形气动效率。根据Breguet航程公式，高巡航因子(MaL/D, 马赫数与升阻比的乘积)一直是巡航气动设计追求的一个重要目标。然而，传统民机气动外形即使是采用先进的超临界机翼，仍要承受因兼顾非设计点或其他要求而导致的气动效率损失，主要在于：当前执行的空中交通管制要求飞机在巡航过程中必须采用阶梯巡航方式，这意味着等高定速飞行时，随着燃油减少升力系数逐渐减小，飞行难以保持在恒定的升阻状态；适航条例中对抖振边界的规定要求飞机应能够在大于经济巡航状态的较大速度和升力范围内安全飞行，这使得机翼设计时必须兼顾这些状态下的激波强度控制；巡航外形接近椭圆的展向升力分布有利于降低诱导阻力，而此时较大的翼根弯矩也增大了机翼的结构重量，故总体设计要在气动与重量之间做出权衡；型号系列化发展往往通过延长机身、加强结构和增加发动机推力来实现，这要求机翼在较宽升力范围内均具有足够高的气动潜力，特别是抖振边界特性。除此之外，气动设计考虑减小配平阻力而对力矩产生限制, 或保证干净机翼具有较好的高低速分离特性等因素，都或多或少对巡航升阻比造成影响。因此，传统巡航外形经过多个设计考虑进行折中后并未达到理想的气动效率，并且只有在特定的飞行剖面下才能获得接近实际最优的性能。
多年来燃油价格的增长以及航空市场对载荷、航程等性能要求的不断提高，持续的系列化发展对飞机设计提出了更高的要求。国外多个大型飞机制造厂商和研究机构开展了多项变形技术研究，目的就是寻求可经济地提高飞机气动效率和操纵性的潜在技术，其中具有代表性的就是可变弯度机翼技术[1-5]。机翼的可变弯度概念是指在整个飞行过程中，随飞行状态的改变而不断改变前后缘装置的位置，使翼剖面的几何形状(弯度)不断调整，使其在整个飞行范围内都具有接近最佳的气动特性[6]。分析表明，变弯度机翼可以降低燃油消耗和运行成本，特别是对于长航程飞机，可以节约成本3.5%左右[7]。
可变弯度机翼，无论是从基础空气动力学理论还是实际飞行应用的角度来看，都具有巨大潜力。变弯度技术最初在军用飞机上得到了比较广泛的应用，为提高作战飞机机动性而进行的技术研究带动了大量变弯度概念的验证和应用，具有代表性的有AFTI-F111、F-18及X-29A等[8-14]。民用运输机在起降过程中利用前后缘装置增大机翼弯度的增升技术早在20世纪20年代已基本成熟，而巡航阶段通过变弯度来改善“非设计点”性能则是到20世纪后期才开始取得应用[2]。20世纪70年代，NASA Dryden飞行研究中心评估了现代宽体运输机L-1011，采用可变弯度机翼技术在名义巡航飞行状态可获得1%~3%的减阻收益，并开展了飞行验证试验[4-5]。波音和空客公司从20世纪80年代开始评估变弯度概念，前者在B777-200ER上进行了后缘变弯度飞行试验[15]，后者针对A330/A340开展了变弯度预设计[16]。据报道, 最新一代的宽体客机B787和A350均采用了可变弯度机翼技术，在保证低速性能的同时改善了巡航状态的阻力特性[17]。
国内目前正开展远程宽体客机的研究工作。鉴于在此方面缺乏实际工程经验，且可变弯度机翼技术多进行二维理论研究[18-21]，有必要在下一代宽体远程客机研制初期，对国外先进飞机的关键气动技术进行研究，形成一定的技术储备。因此，针对宽体客机可变弯度机翼，参照传统铰链形式的操纵面建立了机翼前后缘变弯度研究模型并对其合理性进行了验证。在此基础上，采用数值计算手段分析了变弯度减阻原理，并结合数值优化技术探索了机翼变弯度对巡航阶段气动效率的影响规律。本文在三维机翼上开展的研究工作，有助于进一步加深对巡航机翼变弯度减阻原理的认识，同时形成的高效研究分析手段可为后续工作奠定基础。
1 变弯度研究模型 1.1 变弯度模型目前商用客机上变弯度技术的应用几乎都基于已有的襟、副翼和扰流板，这样不会过多地增加系统重量。如图 1所示，巡航飞行时，内、外襟翼按照一定策略和运动方式进行小角度偏转，扰流板会自动搭接到偏转后的襟翼上, 达到改变机翼内段和中段弯度的目的，而外翼附近弯度的变化可通过副翼定轴旋转来实现。其中，仅使用襟翼和扰流板的变弯度形式居多。
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图 1 商用飞机变弯度示意 Fig.1 Sketch of camber variation of commercial aircraft |
仅从变弯度减阻原理研究的角度来看，上述模型存在两个不利因素：一是襟翼、扰流板偏转后，翼面局部存在台阶或缝隙，相邻偏转面的交接处形成“剪刀叉”，虽然考虑这些干扰在评估变弯度工程收益时具有实际意义，但对于原理性研究难以量化区分弯度变化对气动力的具体影响；二是变弯度后复杂的型面使得计算网格难于自动、快速生成，影响研究分析效率。为克服这两个问题，本文建立了一种简化的变弯度模型。如图 2所示，针对总体布局, 对后缘襟翼、扰流板、副翼及前缘缝翼的具体布置，在各操纵面两端提取干净机翼的控制翼型，根据操纵面的弦向占比设定控制翼型的可变范围。其中，如站位6处的情况可进行平均处理。
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图 2 控制翼型布置 Fig.2 Control airfoils distributions |
每个站位控制翼型的弯度变化通过偏转前后缘来实现，如图 3所示。为使偏转后的前后缘与主翼连续过渡，设定一定弦长的过渡段，以3次曲线形式描述。为便于研究，统一将前后缘偏转参照点设置在初始翼型的弦线上且位于过渡段中点。
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图 3 弦向变弯度示意图 Fig.3 Sketch of camber variation |
当给定前后缘偏转角度时，按照以上定义可获得所有站位偏转之后的控制翼型数据，再基于这些控制翼型即可生成改变弯度后的机翼CAD数模。
1.2 模型可信度分析以翼身组合体为研究对象，分析图 1中的变弯度模型(Model1)在其后缘操纵面上/下偏转2°时的气动力变化，并与本文所建的变弯度模型(Model2)进行对比。需要指出，由于两个模型变弯度转轴位置及偏转形式不同，比较时为使偏转后的翼面尽量接近，本文建立模型的偏转角度略小，基本在1.5°左右。
气动力计算采用点对点对接方式生成的多块结构化网格，半模网格数约为600万。Model2由于变弯度时前后缘偏转角度较小且经过连续处理，所以不影响网格拓扑结构和网格质量，可利用程序来实现不同偏转变形后的网格自动生成。数值计算基于三维积分形式的雷诺平均N-S方程求解，湍流模型采用S-A一方程模型。程序经过大量的试验数据验证[22, 23]，具有较好的计算精度和效率。篇幅所限，这里不再赘述。
从图 4的对比情况来看，本文建立的变弯度研究模型能够准确地反映气动力随后缘偏转的变化趋势，尤其是由于激波诱导分离导致的升力和力矩系数曲线转折。可见，简化后的模型可近似模拟真实操纵面的偏转特性，并且机翼表面无型面质量干扰，有利于实现数模和网格的自动生成，提高变弯度减阻原理研究效率。
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图 4 Ma=0.85, Re=5×107时气动力曲线 Fig.4 Aerodynamic characteristics at Ma=0.85 and Re=5×107 |
为分析机翼弯度变化对气动力的具体影响，在宽体客机典型标模CRM(Common Research Model)[24-25]的翼身组合体上建立变弯度研究模型，分析前后缘分别上/下偏转2°范围内的气动力、压力分布和展向载荷分布的变化。
参照气动布局一般经验布置前后缘操纵面，即机翼前后缘可变范围，据此沿机翼展向选取8个控制翼型，如图 5所示。
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图 5 机翼变弯度范围 Fig.5 Variable camber region of the wing |
1) 前缘变化范围为站位1(当地弦长的10%)线性过渡到站位8(当地弦长的18%)，由站位4将前缘分为内外两段。设定站位1、站位4和站位8的前缘可独立偏转，其他站位的偏转角通过线性差值获得。
2) 后缘变化范围为站位1至站位7，共分三段，分别模拟内襟翼、外襟翼和副翼。站位1、站位4、站位6和站位7独立偏转，其他站位的偏转角同样通过线性差值获得。弦向可变部分内翼段保持等绝对弦长，站位4至站位7均为25%弦长。
3) 前后缘与主翼之间的过渡段范围设定为当地弦长的5%。
2.1 后缘变弯度如图 6所示，随着机翼后缘弯度增加，翼身组合体升力系数、低头力矩增大。在较大升力系数时后缘弯度变化对升阻比产生显著影响，后缘下偏时升阻比增大。按力矩曲线发生拐折来判别，抖振起始升力系数在后缘下偏1°达到最大值。
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图 6 Ma=0.85, Re=4×107时气动力曲线 Fig.6 Aerodynamic characteristics at Ma=0.85 and Re=4×107 |
从图 7中可以看出，虽然机翼后缘仅作微小偏转，但对上下翼面的压力分布均产生明显的影响，尤其是上翼面的激波位置和强度。来流迎角不变时，后缘下偏除了增加控制翼型的弯度，实际上也类似于增大了当地几何扭转角，故前缘驻点后移，前缘吸力峰及上翼面超声速范围增大，激波位置后移，且波阻增大。内外翼前缘吸力峰增长幅度不同应与当地剖面弯度量级以及同样偏角产生的当地弯度增量差异有关。而某一升力系数时，后缘弯度增加，来流迎角减小，前缘吸力峰降低。由此可见，来流迎角与上翼面后端偏转相结合，可使得某些状态下激波减弱，这是变后缘弯度可降低波阻、改善激波诱导分离的原因。
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图 7 机翼压力分布, η=65% Fig.7 Sectional surface pressure, η=65% |
图 8中展向升力系数(CL0)及升力载荷系数(LLoad=CL0c/(CLcA))分布显示，由于各控制翼型的弯度不同，即使后缘各偏转角相同，但仍可改变机翼的展向升力分布。这说明机翼变弯度可有效调整机翼环量分布，降低诱导阻力。
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图 8 CL=0.6时展向气动载荷分布 Fig.8 Spanwise loading distribution at CL=0.6 |
如图 9所示，随着前缘弯度增大，气动力和力矩系数变化并不显著，在计算范围内仅在偏大迎角时稍有影响。同样，按力矩曲线发生拐折来判别抖振起始升力系数，可知其最大值出现在前缘上偏0.5°时。
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图 9 Ma=0.85, Re=4×107时气动力曲线 Fig.9 Aerodynamic characteristics at Ma=0.85 and Re=4×107 |
从图 10中弦向压力分布可以看出，前缘偏转可降低上翼面的波前马赫数，改善激波诱导分离。而图 11显示，前缘偏转导致的压力分布变化并未明显改变展向载荷系数分布。由此可见，前缘变弯度主要作用在阻力组成的波阻分量上，而对诱导阻力影响较小。
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图 10 机翼压力分布, η=65% Fig.10 Sectional surface pressure of the wing, η=65% |
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图 11 CL=0.6时展向气动载荷分布 Fig.11 Spanwise loading distribution at CL=0.6 |
为获得巡航速度下最佳的变弯度减阻策略，将参数化建模、高效气动力计算及数值寻优相结合，建立变弯度减阻优化研究方法，如图 12所示。对巡航速度下各个指定升力系数状态进行前后缘偏转优化，所得到结果集合可形成最优升阻比包络。
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图 12 优化流程 Fig.12 Optimization procedure |
优化过程中的气动力计算基于附面层理论的守恒型全速势方程求解[26-27]，可考虑黏性和轻度分离的影响，能够准确地给出气动力的变化趋势和压力分布形态。图 13为Ma=0.85、α=2°时前缘上偏1.5°及后缘下偏2°速势程序(VP)与前文N-S数值方法在弦向压力分布的对比，其中“TE”代表后缘偏转状态，“LE”代表前缘偏转状态。可见该程序能够准确模拟前后缘小角度偏转时的压力分布变化。速势程序可自动生成计算网格，计算速度快，可显著提高优化效率。为保证准确反映气动力系数的变化情况，采用N-S求解器对优化结果再进行评估。
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图 13 速势与N-S解算器对比 Fig.13 Comparison between velocity potential and N-S solver |
选取Ma=0.85时CL=0.30、0.45、0.50、0.55、0.60和0.65共6个状态进行减阻优化。采用单独变后缘(Trailing Edge Variable Camber, TVC)及同时变前后缘(Leading and Trailing Edge Variable Camber, LTVC)弯度两种方式。前者的优化目标为升阻比最大、力矩增量最小；后者的优化目标为升阻比最大，约束低头力矩不大于初始值。两种情况下优化变量的取值范围均为-3°~3°。
从两种工况优化后的前后缘偏转情况来看，为减小CRM机翼阻力，小升力系数时后缘上偏，而大升力系数时内翼下偏、外翼上偏。N-S方法计算的气动系数结果分别见表 1~表 3。数据显示：
| 表 1 未变弯度时的气动力系数 Table 1 Aerodynamic coefficients of CRM wing |
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| 表 2 后缘变弯度气动力系数 Table 2 Aerodynamic coefficients of TVC |
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| 表 3 前/后缘变弯度气动力系数 Table 3 Aerodynamic coefficients of LTVC |
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1) 相比于未变弯度，变弯度后小升力系数时对应的迎角增大，而大升力系数对应的迎角减小，即变弯度有等效于改变升力线斜率的作用。
2) 在控制低头力矩增量的情况下，当升力系数不大于设计升力系数(0.5)时，变弯度获得的减阻量不超过0.000 05。随着升力系数增大，诱导阻力和波阻值增加，而此时变弯度的减阻幅度也增大，可达0.0010以上。
3) 相比于变后缘弯度，在较小升力系数时，同时变前后缘弯度未带来额外减阻收益，而较大升力系数时减阻量显著增加，并且低头力矩增长也得到了进一步抑制。
图 14为65%半翼展处各升力系数下变弯度前后弦向压力分布的变化。可见，CL=0.3时，变弯度增大了前缘吸力峰。CL>0.5时，变弯度或改变了激波位置或降低了波前马赫数，而改变前后缘弯度降低激波强度的效果更加显著，并且正是因为前缘吸力峰的增加和激波位置前移而进一步减小了低头力矩。
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图 14 压力分布变化, η=65% Fig.14 Variation of sectional surface pressure, η=65% |
图 15显示了CL=0.65变弯度优化前后构型俯仰力矩系数曲线，图 16给出了上翼面极限流线的对比。可以看到，力矩曲线拐折起始点后移，上翼面分离区明显减小，这说明变弯度提高了抖振起始升力系数。
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图 15 Ma=0.85, Re=4×107时俯仰力矩系数曲线 Fig.15 Pitching moment coefficient curves |
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图 16 CL=0.65时上翼面极限流线 Fig.16 Streamline on upper surface at CL=0.65 |
图 17为机翼变弯度前后展向升力载荷系数分布变化对比。可以看到，CL=0.3时，变弯度减小了内翼的升力系数，增大了外翼的升力系数。而CL=0.65时，变弯度发挥了相反的作用，即此时对诱导阻力的控制是有损失的。结合前文表 1~表 3中具体减阻量数值可知，变弯度减阻效果在小升力系数时取决于诱导阻力，而较大升力系数时则是波阻和诱导阻力的综合。另外还可以看到，在抖振起始升力系数附近，变弯度使得外翼大幅卸载，这既可缓解外翼过早发生大面积激波诱导分离进而改善抖振特性，也可有效减小翼根弯矩从而有利于降低机翼结构重量。
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图 17 展向气动载荷分布 Fig.17 Spanwise loading distributions |
本文以CRM机翼为对象，研究了宽体客机巡航阶段机翼变弯度减阻的技术原理，获得以下主要结论：
1) 后缘下偏，在增大升力系数和低头力矩的同时，会在较大升力系数附近获得一定的升阻比提高，而抖振起始升力系数并非随弯度增加而单调增大。
2) 前缘上偏，升力系数、低头力矩变化不大，激波移动幅度相对较小，但强度会有所降低。
3) 一定升力系数下，变弯度引起的机翼展向当地有效迎角与弯度分布的变化，可减小激波阻力或诱导阻力，从而提高升阻比。
4) 在约束低头力矩增量的情况下，小于巡航升力系数的状态由于不存在激波或激波较弱，且诱导阻力相对较小，变弯度减阻效果不显著；而较大升力系数时变弯度可有效降低波阻和翼根弯矩，改善激波诱导分离。
5) 在大升力系数状态，相对于单独变后缘弯度，同时偏转前后缘可进一步抑制低头力矩的增长，并获得更大的阻力降低。
从CRM机翼变弯度减阻特性不难看出，巡航阶段变弯度减阻能力很大程度上取决于基准机翼的展向升力分布和机翼压力分布形态，这意味着不同机翼的变弯度效果可能差异很大。因此，型号研制过程中应针对具体构型进行具体分析，这样才能更准确地评估可变弯度机翼技术应用的气动收益，为总体作综合权衡提供支撑。
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