摘要：遠程寬體客機實際飛行狀態下機翼變彎度有效減阻可以提升客機性能和飛行品質。以全機配平構型為研究對象，基于襟翼、擾流板偏轉建立變彎度模型;采用RANS方程實現阻力的精確求解并建立響應面模型，對不同升力系數、馬赫數的多個飛行狀態進行變彎度減阻優化;在此基礎上，對實際飛行過程中變彎度操作需求及綜合減阻性能進行分析，并采用布雷蓋公式評估機翼變彎度后全航段綜合巡航效率。結果表明：在巡航馬赫數飛行時，采用兩次變彎度設置即可在較寬的升力系數范圍內獲得減阻收益;在10km定高巡航時，機翼變彎度可使整個航段綜合減阻1.9cts(阻力系數單位)，航時、航程提高0.72%;在8和10km進行一次階梯巡航，機翼變彎度可使整個航段綜合減阻2.9cts，航時、航程提高1.19%。

　　關鍵詞：可變彎度機翼;寬體客機;減阻;配平特性;優化設計

　　引言

　　降低巡航阻力是民用客機氣動設計追求的重要目標。機翼的阻力占民機總阻力的一半左右，對性能和飛行品質有著至關重要的影響。傳統民用客機超臨界機翼氣動設計通常需要兼顧非設計點或其他要求，導致飛機最優巡航氣動效率損失。此外，隨著民航業繁榮發展，空域越來越擁擠，飛機難以在整個巡航階段按照設計狀態飛行，在一定程度上增加了燃油消耗。

　　如何使民用客機在非設計狀態仍能保持較高的升阻比是進一步提高飛機巡航效率所必須解決的問題�？勺儚澏葯C翼無論是從基礎空氣動力學還是實際飛行應用的角度都具有巨大潛力，已成功應用于軍用飛機[1-2]。由于民用客機要考慮低成本、高可靠性等要求，工業界對該技術進行了長期的探索和論證[3-7]。NASADryden飛行研究中心基于L-1011飛機首次開展了可變彎度機翼技術應用于民機的減阻收益研究[8]。

　　Boeing和Airbus從20世紀80年代開始評估變彎度概念，前者在B777-200ER上進行了后緣變彎度飛行試驗[9]，后者針對A330/340開展了變彎度預設計[10]。最終成功將該技術應用于新一代遠程寬體客機B787和A350，在巡航時通過小角度偏轉襟翼與擾流板，改變機翼后緣彎度，改善氣動載荷分布，優化了巡航狀態的阻力特性[11]。國內對變彎度機翼技術的研究起步較晚，隨著國產遠程寬體客機論證及立項，國內高校、科研院所也相繼開展了變彎度機翼氣動優化設計研究。

　　梁煜等[12]針對大型民用運輸機，開展了超臨界翼型后緣變彎度優化研究，郭同彪、白俊強等[13-14]基于自由型面變形技術建立后緣連續變彎度參數化模型，研究了后緣連續變彎度對跨聲速翼型及機翼氣動特性的影響;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，對超臨界機翼變彎度減阻原理進行了研究;郭同彪等[16]采用伴隨技術對翼-身-平尾構型后緣連續變彎度減阻進行了優化。目前國內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，與實際工程中機翼變彎度實現形式有一定差距。此外，變彎度優化均針對特定飛行狀態進行，而在實際飛行中氣動力特性不斷變化，如何實施有效的變彎度操作以獲得理想的減阻效果仍需要進一步研究。

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

　　1變彎度研究模型

　　研究表明，機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-垂平尾構型為研究對象，該構型巡航馬赫數Ma=0.85，升力系數CL=0.48。襟翼展長為機翼翼展的75%，相對弦長為機翼當地弦長的10%~25%。采用鉸鏈機構實現襟翼偏轉，通過小角度偏轉內、外襟翼實現機翼彎度變化[11]。擾流板簡化為內、外兩塊，隨襟翼偏轉而運動。通過偏轉升降舵實現不同狀態變彎度外形的配平。

　　2數值優化方法

　　2.1數值模擬方法

　　本文計算采用可壓縮流動Reynolds平均Navi⁃er-Stokes方程。為精確計算機翼彎度改變前后的氣動力變化情況，采用點對點結構網格，半模網格數量為1900萬。計算域內近壁面第一層網格高度為5×10-6m，保證壁面Y+<1。本文采用k-ω-SST模型[20]。計算中使用多重網格技術加速收斂。為保證計算精度，對數值方法進行了較為全面的驗證，具體方法見文獻[21-22]。

　　2.2基于代理模型的優化方法

　　本文以全機配平構型為研究對象，以內、外襟翼偏角為優化對象，全機配平構型阻力最小為優化目標。其中，內襟翼偏轉范圍為[-1°，3°]，外襟翼偏轉范圍為[-2°，3°]，向下偏轉為正�？紤]到實際飛行時，襟翼可偏轉最小角度間隔為0.5°，因此，采用打靶法生成樣本點�；�本樣本點在內、外襟翼偏轉范圍內，各1°偏角間隔。根據基本樣本點結果，選取局部區域以0.5°偏角間隔進行加密�；�于樣本點數值模擬結果，采用響應面(Re⁃sponseSurfaceMethodology，簡稱RSM)方法建立代理模型[23]。該方法利用多項式函數擬合設計空間，通過較少的試驗在局部范圍內比較精確的逼近函數關系，具有良好的魯棒性。基于響應面模型，采用遺傳算法對襟翼偏角進行優化，最后，采用CFD數值模擬對優化結果進行校核，獲得精確減阻量。

　　3可變彎度機翼優化設計

　　3.1巡航設計點：Ma=0.85，CL=0.48首先對基本樣本點全機配平構型氣動特性進行了數值模擬。采用阻力系數單位“cts”(阻力系數單位，1cts=0.0001)表示阻力系數大小，給出了基本樣本點全機配平構型與未變彎度全機配平構型阻力差量云圖，橫坐標為內襟翼偏角，縱坐標為外襟翼偏角。

　　可以看出，在內襟翼[-1°，1°]、外襟翼[0°，1.5°]范圍內，阻力差為負值，具有減阻潛力。根據基本樣本點數值模擬結果，在[0°，1°]范圍內增加了4個樣本點，樣本點中阻力最小點對應的內、外襟翼偏角均為0.5°，相比未變彎度狀態，阻力系數降低0.82cts。以33個樣本點建立2階響應面模型，以全機配平構型阻力最小為優化目標對內、外襟翼偏角進行優化。優化得到的內、外襟翼偏角分別為0.41°和0.61°，相比未變彎度狀態，阻力降低0.91cts。

　　可以看出，在拐折和外襟翼區域，激波強度輕微減弱;后緣變彎度使中外翼區域載荷有所增大。3.2非設計點1：Ma=0.85，CL=0.52基本樣本點全機配平構型與未變彎度全機配在內襟翼[0°，2°]、外襟翼[0°，2°]范圍內，阻力差量為負值，具有減阻潛力。

　　根據基本樣本點數值模擬結果，在[0°，2°]范圍內增加了7個樣本點。樣本點中阻力最小點對應的內、外襟翼分別為1.5°和1.0°，相比未變彎度狀態，配平后阻力降低3.88cts。以36個樣本點建立2階響應面模型，以全機配平構型阻力最小為優化目標對內、外襟翼偏角進行優化。優化得到的內、外襟翼偏角分別為1.24°和1.22°，相比未變彎度狀態，阻力降低3.93cts。樣本點最優阻力與優化結果相差不到0.1cts。

　　3.3非設計點2：Ma=0.85，CL=0.45樣本點全機配平構型與未變彎度全機配平構型阻力差量云圖。從中可以看出：在整個變化范圍內，沒有阻力降低的樣本點。在基本樣本點數值模擬結果基礎上在[-0.5°，1°]范圍內增加了7個樣本點。樣本點中阻力最小點對應的內、外襟翼分別為-0.5°和0.0°，相比未變彎度狀態，阻力增加0.05cts。

　　該狀態的展向壓力分布，以36個樣本點建立2階響應面模型，以全機配平構型阻力最小為優化目標對內、外襟翼偏角進行優化。優化得到的內、外襟翼偏角分別為-0.15°和0.13°，相比未變彎度狀態，配平后阻力降低0.07cts。

　　4變彎度操作需求及綜合減阻分析

　　根據優化設計結果可以看出，基于工程約束考慮的最優樣本點與優化結果的減阻量基本相當。在巡航馬赫數，除小升力系數情況，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。每一個狀態所對應的襟翼偏角均不同。本節對實際飛行中進行變彎度操作次數的需求進行了分析。根據Ma=0.85，CL為0.48、0.52兩個狀態的變彎度優化結果，對內/外襟翼偏轉分別為0.5°/0.5°以及1.5°/1°時的全機配平構型升阻特性進行了數值模擬。

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

　　傳統民用客機通常通過階梯巡航使飛機保持在設計狀態飛行，變彎度機翼能夠在一定升力系數范圍(CL為0.48~0.55)內實現與未變彎度機翼巡航設計點相當甚至更優的升阻比特性，因此可以獲得比傳統民用客機階梯巡航更多的減阻收益。

　　5結論

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

　　(3)在Ma=0.85時，采用兩種變彎度設置即可在升力系數為0.48~0.55范圍內獲得減阻收益，變彎度機翼能夠在一定升力系數范圍內保持與巡航設計點相當甚至更優的升阻比特性，并且優于傳統階梯巡航所獲得的收益。在較低馬赫數(Ma=0.8)時，采用巡航設計點的變彎度設置仍可實現減阻。

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　　作者：郝璇，張青青，蘇誠，王斌