某民机尾翼布局对全机稳定性影响分析

2014-10-11李鹏飞陈雅丽魏文建万俊明

教练机 2014年2期

李鹏飞，陈雅丽，魏文建，万俊明

（中航工业洪都，江西南昌330024）

0 引言

现代民用飞机对安全性、经济性、舒适性以及环保性提出了更高的要求，其中，安全性指标是决定民机研制成败的首要因素。在飞机设计过程中，满足安全性要求需要考虑多方面因素的影响，稳定性对飞机安全性非常关键，而尾翼对全机的稳定性又具有决定性作用。常规布局的飞机其纵向力矩平衡需要靠平尾来实现，对于尾吊发动机短舱的布局，其尾翼布局一般采用低置平尾的“+”型尾翼布局或高置平尾的“T”型尾翼布局。某民机设计了两种不同的尾翼布局形式，本文通过数值计算的手段分析两种尾翼布局对全机纵向、航向稳定性的影响。

1 尾翼参数设计

某民机的机翼是下单翼、发动机尾吊布局，设计时进行了两种不同布局形式的尾翼设计，分别为“+”型尾翼和“T”型尾翼布局。“T”型尾翼由于垂尾存在后掠角，平尾的力臂相对“+”型尾翼长，为保证两种布局的平尾尾容量的基本一致，设计时“T”型尾翼的平尾面积比“+”型尾翼小20%，垂尾面积一致。应用面元法对两种构型进行了计算，“+”型尾翼和“T”型尾翼计算模型见图1，计算结果表明两种构型的纵向稳定性基本保持一致，最终确定“+”型尾翼的平尾面积6.3m2,“T”型尾翼的平面面积5.36m2，此两种尾翼设计结果作为CFD计算分析的外形基础，尾翼外形见图2。

2 CFD数值计算方法

近三十年来CFD分析方法已有巨大飞跃，从面元法、全速势方法、欧拉方法，到考虑粘性计算的纳维尔-斯托克斯（Navier-Stokes,NS）方法，基于NS方程的数值计算手段从上世纪九十年代以来有了突跃式发展，逐渐成为流场分析的主要手段。

图1 “+”型尾翼和"T"型尾翼面元法计算模型

图2 “+”型尾翼和"T"型尾翼外形

2.1 数值计算控制方程

应用有限体积法对于复杂外形绕流进行数值模拟，控制方程采用雷诺平均N-S方程组，无量纲化参数为：密度ρ∞，速度a∞，压力和能量温度γ(γ-1)T∞，长度L，时间L/a∞，粘性系数μ∞。

三维任意坐标系下层流NS方程组可表示为：

其中：

2.2 数值计算湍流模型

在2006年第36届AIAA流体力学大会上，来自波音公司的湍流模型大师Spalart声称，一方程的SA（Spalart-ALLmaras）和两方程的SST （Shear Stress Transport）模型“统治”了航空航天界。本文CFD计算采用SST两方程湍流模型,该模型是Menter为了进一步提高在强逆压梯度分离流时的计算能力，发展K－ω模型而得到的。控制方程如下：

其中：

k-ωSST二方程模型通过混合函数将k-ω和k-ω二方程模型结合起来，利用混合函数改进涡团粘性系数在壁面逆压流动区域的结果，充分发挥了k-ω模型处理自由流，k-ω模型处理壁面约束流动的特长，是目前广泛采用的两方程湍流模型。

2.3 计算软件验证

为验证本文数值计算所采用的软件的可靠性，对第一届NASA高升力大会的标模进行了计算评估，图3为高升力标模计算网络，图4为试验和计算结果对比。从图4可见，计算结果与试验结果吻合较好。

为了使评估结果可靠有效，本文计算评估采用统一的网格尺寸及规模，半模网格数在700万左右。

图3 NASA高升力标模计算网格

图4 NASA高升力标模计算对比验证

3 不同尾翼纵向稳定性研究

对“+”型尾翼和“T”型尾翼进行了纵向CFD计算，计算模型的机翼、机身和发动机短舱都不变，计算工况为：M=0.2。相对于全机，平尾产生的升力贡献较小，因此平尾面积变化对全机升力特性及失速迎角影响很小，图5为不同平尾布局的全机升力曲线。图6不同平尾布局的全机纵向力矩曲线。

图5 不同平尾布局的全机升力曲线

由图6可见，不同的尾翼布局主要影响了俯仰力矩特性的形态，“+”型尾翼全机俯仰力矩曲线在14°迎角时发生了拐折，纵向失稳，而“T”型尾翼全机力矩曲线在14°迎角变得较为平缓，但随着迎角增大，力矩曲线未发生拐折，纵向未出失稳现象。俯仰力矩线性段 “+” 型尾翼的maz为-0.0164，“T” 型尾翼的maz为-0.0168，两者基本相当，这说明在保证相同的纵向稳定裕度的时候，“T”尾面积可比“+”尾面积减少20%，但从图6也可以看出，“T”型尾翼全机的俯仰力矩曲线相对于“+”型尾翼有一个往下的平移，这主要是由于平尾相对机翼高度不同，使机翼对平尾的下洗影响不同而产生的，这也可以从平尾的升力曲线看出。图7为平尾的升力曲线，图8为平尾的俯仰力矩曲线。“T”型尾翼平尾的升力曲线相对于“+”型尾翼有一个往上的平移，机翼对“T”型尾翼平尾和“+”型尾翼平尾的下洗影响相差1.5°左右。

图6 不同平尾布局的全机纵向力矩曲线

图7 平尾的升力曲线

“+”型尾翼全机俯仰力矩曲线在14°迎角时发生拐折的主要原因是平尾在14°以后效率急剧下降，从图7的平尾升力曲线及图8的平尾俯仰力矩曲线可以看出，“+”型尾翼平尾的俯仰力矩曲线及升力曲线在15°迎角发生拐折，而“T”型尾翼平尾未出现此现象，检查16°迎角时“+"尾翼平尾上的流场，图9为“+”型尾翼平尾流线。平尾并未失速，而升力曲线及力矩曲线发生拐折，其原因是此时“+”型尾翼平尾正处于机翼下洗最强区。而“T”型尾翼平尾位置相对下单翼较高，此时平尾还未进入机翼的强下洗区，因此“T”型尾翼平尾的俯仰力矩曲线未发生拐折，平尾在机翼失速后依然具有高效率，但可以预料，随着迎角进一步提高，“T”型尾翼平尾也将进入机翼的强下洗区。

图8 平尾的俯仰力矩曲线

图9 a=16°，“+”型尾翼平尾流线

4 不同尾翼航向稳定性研究

影响飞机航向稳定性的主要部件是垂尾，两种尾翼布局的垂尾面积一致，但布局形式不同会影响垂尾效率，图10为不同尾翼布局的偏航力矩曲线，图11为不同尾翼垂尾的速度矢量图。“T”型尾翼全机mβy值为-0.00231，“+” 型尾翼全机mβy值为-0.00144，在相同的垂尾面积下， “T”型尾翼的垂尾效率比“+”型尾翼高将近40%，这主要是 “T”型尾翼的平尾在垂尾的端部，起到了端板效应，在只需同样的垂尾效率时，“T”型尾翼设计能减小垂尾的面积。