大飞机机翼气动设计技术

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1、大飞机机翼气动设计技术AerodynamicDesignTechnologyofLargeCommercialAircraftWing中国航天空气动力技术研究院王斌张卫民杜绵银郭少杰王斌毕业于北京航空航天大学航空科学与工程学院飞行器设计专业，现任中国航天空气动力技术研究院第二研究所空气动力技术应用研究发展中心工程师．主要从事飞行器布局设计与优化工作．参加了中国商飞上海飞机设计研究院大型客机联合工程队的机翼气动设计工作。机翼是提供升力的主要部件，其阻力占飞机总阻力的一半以上，而其他部件如翼梢小翼、发动机、增升装置、翼根整流等的气动设计都与机翼

2、直接相关，这些都是机翼气动设计的主要内容。在大型飞机的研制过程中，机翼气动设计和优化是一项基础任务。如何实现气动与结构、部件与全机的综合考虑，如何满足气动上对设计点与非设计点、高速与低速、气动力与气动力矩兼顾的工程需要，这54航空制造技术·2010年第24期就目前情况而言，CFD技术在大飞机设计中的大规模应用(包括大网格量级的计算和大批量的状态计算)，都需要借助并行计算技术，如何在计算量增加的同时，提高并行计算效率是一个重要的研究课题。些都是气动设计所要解决的难点问题。在中国大型飞机的研制过程中，计算流体力学(ComputationalFl

3、uidDynamics，CFD)技术为解决关键气动问题提供了一种经济、高效的分析和设计手段。但是，CFD技术在工程化应用中还面临着很多问题：(1)物理模型和方程求解所带来的可信度问题。采用数值离散求解方程，不可避免地会产生截断误差。另外，目前湍流模型和转捩模型仍不完善，当出现分离、转捩和湍流等复杂流动时，数值模拟同风洞试验、真实飞行结果问存在差异。同时，无论对于风洞试验还是数值模拟，高雷诺数效应都是严峻的挑战，此外还有计算网格影响等因素，这些都会造成计算结果的不确定性。(2)复杂的飞机外形和庞大的计算量所带来的时效性问题。对真实外形的仿真要

4、求的不断提高，同时失速后机翼表面的流动分离又要降低人力资源和时间的花费，因此对高效网格生成技术、复杂外形网格生成技术提出了相当大的挑战。虽然分区结构化网格计算的结果精度相对更高，但是对于复杂外形来讲，生成分区结构化网格变得非常困难。而非结构网格生成技术特别是笛卡尔贴体网格生成技术尽管具有极大的优越性，但是在计算的准确度和精度等问题上还需要进一步提高。Digita}Destgnand№咖咖n9数字化设计制造就目前情况而言，CFD技术在大飞机设计中的大规模应用(包括大网格量级的计算和大批量的状态计算)，都需要借助并行计算技术，如何在计算量增加的

5、同时，提高并行计算效率是一个重要的研究课题。(3)气动设计核心问题和优化方法所带来的适用性问题。CFD技术在大飞机设计上的核心问题就是布局优化，而阻力预测的精度意义尤为重要，涉及到流场激波、流动粘性、流动分离、气动干扰等一系列复杂的非线性流动问题，这些都直接影响到飞机最终的真实气动特性。飞机气动外形的设计面临着越来越多、越来越高的要求与约束，设计过程中将面临更多的矛盾，设计空间受到越来越多的限制。因此，气动外形优化设计需要能够满足精细化、多学科、多目标的设计要求。超临界机翼设计现代干线飞机巡航性能的一个衡量参数就是“巡航效率”，即巡航马赫数

6、与升阻比的乘积，它反映了近年来民用客机设计对巡航飞行速度及燃油效率的综合考虑，而实现这一动向的有效途径就是在后掠机翼上配置超临界翼型。超临界翼型概念是由美国NASA兰利研究中心于1967年首先提出的，这种翼型基于局部超音速气流的等熵再压缩，在常规高速翼型的基础上增大了前缘半径，减小了上表面的弯度，同时增大了后弯度，从而既保证了升力又降低了由上翼面带入气流中的扰动，进一步提高了临界马赫数。因此，使用超临界翼型可以在相同的最大相对厚度条件下提高阻力发散马赫数或者保持相同的阻力发散马赫数时使用厚度更大的翼型来增大机翼展弦比。传统飞机设计发展到今天

7、取得的重大进步，突出地表现在两个方面：设计周期和设计精细程度。由于对飞机性能和燃油效率的要求提高，气动设计问题已经变得更加复杂，以数值分析为主要手段的气动设计需要考虑更多的影响因素，但是对不同学科或者同一学科不同侧重点的考虑都可能造成相反的影响，因此在设计时应遵循一定的设计准则。根据超临界翼型和跨音速后掠翼气动特性，高巡航效率(即阻力蠕增小、设计点升阻比大、阻力发散马赫数高)机翼气动设计可参考的设计准则有最小诱导阻力准则、巡航状态下最低波阻准则、上翼面直等压线准则、抖振边界要求准则、纵向稳定性准则等等，同时还需要考虑非设点气动特性变化、低速

8、失速特性、机翼几何要求等因素。对于现代商用飞机所采用的传统后掠翼布局，当机翼平面参数确定后，超临界机翼设计的主要内容就是沿机翼展向的几何扭转分布、厚度分布及控制剖面形状三部分，也