轻中型公务机翼型设计特点选择原则和设计方法研究

赵富荣 钟浩浩

关键词：公务机;翼型;设计特点;选择原则;设计方法

0  引言

一款公务机是否能取得商业成功，巡航效率对此有非常重要的影响。因此，气动性能优异的机翼往往是飞机气动设计师追求的目标，而翼型设计是机翼设计中的重要部分，也是最基本的要素。本文主要通过机型数据、技术文献和工程经验对翼型的设计特点、选择原则和设计方法进行了研究。

1  轻中型公务机翼型设计特点

通过Adam Aircraft A700，Aerostar FJ-100，Beechcraft Premier I，Cessna Citation Bravo，Cessna CJ1，Honda R&D HondaJet和VisionAire Vantage七個飞机的气动特性可以总结出来的这些飞机机翼翼型的设计指标，对这些指标进行分析，可以看出这些翼型设计的两个主要目标，一个是使翼梢站位翼型地最大升力系数在Ma=0.1，Re=3×106时至少达到1.55。这样设计是当上下表面转捩固定在前缘的时候最大升力系数不会陡降，且翼型应该具有缓和的失速特性;第二个设计目标是在升力系数从0.2（Ma=0.65，，基于翼根弦长、巡航状态）到0.4（Ma=0.3，，基于翼根弦长、爬升状态）的过程中都有低型阻系数。在翼根弦长、最大速度条件下（Cl=0.25，），阻力发散马赫数要大于0.7。一个主要的约束就是翼型厚度要大于弦长的15%。

这里简单分析Honda Jet自然层流翼型的设计特点。公务机越来越成为一种方便、高效、普遍的运输工具，而小型公务机由于其高效性和经济性变得更受欢迎。Honda Jet的设计目标是设计一款比同类公务机具有更大客舱容积、更低的燃油消耗率、更高巡航速度的轻型公务机。为了提高这类飞行器的气动效率，有必要进行减阻设计。而自然层流翼型NLF airfoil 会成为一种合适的选择。

NLF翼型发展已久，早在20世纪40年代，NASA发展了6系列层流翼型，然而，由于前缘污染导致的层流损失通常会使最大Cl大幅下降，这会进一步恶化起飞和着陆特性，而这一点对于公务机来说尤为关键，因为安全问题是首要问题。之后，NASA又设计出一些先进层流翼型比如NLF（1）-0215F和NLF（1）-0414F翼型族。而这类翼型虽然减阻明显，但是低头力矩较大且阻力发散马赫数较低，这两点当然也不适用于公务机翼型设计。

而一种适用于公务机设计的NLF翼型是NASA HSNLF（1）-0213翼型，此翼型有较高的阻力发散马赫数、小的低头力矩。然而在低雷诺数下最大Cl相对较低。而且，13%的厚度限制了机翼内携带燃油的体积。

为了最大限度提升公务机特性，15%厚度、自然层流翼型SHM-1用于满足轻型公务机Honda Jet 的设计要求。此翼型有较高的阻力发散马赫数，较小的低头力矩，巡航状态阻力较小。并且此翼型不仅有较高的最大Cl，而且失速缓和，对由前缘污染导致的最大Cl的损失不敏感。翼型的厚度保证了飞机无需增加机翼面积就能携带足够的燃油，当然，这从另一方面也导致了阻力的增加。

此翼型最终设计的阻力发散马赫数在定Cl=0.38下要高于0.7。如下图翼型和其典型压力分布可以看出，上翼面的顺压梯度长达42%c，之后是一个凹形压力恢复，代表了在最大Cl、低头力矩、阻力发散特性之间的妥协。下翼面的顺压梯度长达63%c，减阻效果明显，之后是一个较陡的凹形压力恢复。翼型前缘设计后使得在大攻角下转捩位置靠近前缘，以此减小由于湍流导致的最大Cl的损失。而上翼面后缘被设计来产生一个陡峭的逆压梯度以限制大攻角下分离从后缘向前移动从而在低速条件下产生了较高的最大Cl。

在对几个翼型特征参数进行研究并结合文献调研后，大致总结了低速高升力翼型升力系数随特征参数的变化规律，例如以GAW-1作为基准翼型来进行参数影响分析会发现：在正迎角范围内，随着翼型前缘半径减小，翼型升力系数减小，而前缘半径增大时，翼型升力系数也增大;亦即随着翼型前缘半径增大，翼型的升力线斜率增大，反之，前缘半径减小，升力线斜率也减小。翼型前缘半径减小时，翼型的最大升力系数减小。翼型弯度位置向前移动，翼型各迎角下的升力系数减小，最大升力系数也减小;弯度位置向后移动时，翼型各迎角下的升力系数增大，最大升力系数也增大。弯度位置变化时，失速迎角不变。翼型厚度位置向前移动，翼型升力系数增大，厚度位置向后移动，升力系数减小;在大迎角时，翼型厚度位置向前或者向后移动，翼型升力系数均减小，而且最大升力系数和失速迎角也都减小，厚度位置向后移动时，最大升力系数比向前移动时更小。在各迎角状态下，基准翼型后缘厚度减小时，翼型的升力系数和最大升力系数均减小;后缘厚度增大时，升力系数和最大升力系数增大;后缘厚度增大时，翼型的失速迎角不变。基准翼型后缘厚度减小时，升力线斜率减小，反之，后缘厚度增大，升力线斜率增大。

2  轻中型公务翼型选择原则

结合一些同类型公务机翼型的设计指标，不难总结出，对于高亚音速轻中型公务机，一般选择层流翼型或超临界翼型作为初始翼型进行设计，考虑到机翼携带一定体积的燃油，需要保证翼型有一定的厚度。同时，翼型应该具有较小的低头力矩，较高的最大升力系数，翼型失速缓和，对前缘污染不敏感，在巡航点应具有较小的阻力，以达到较高的巡航效率。

提高翼型升力系数和最大升力系数的有效手段：适当增加翼型弯度、适当增加翼型头部半径;适当前移最大弯度位置也可以提高翼型最大升力系数，最大弯度进一步靠后，最大升力系数降低，但可以得到较为和缓的失速特性[1][2]。

对于跨声速飞机或者高亚音速飞机，一个突出的问题是如何使阻力发散马赫数提高，使翼型在超临界状态下正常工作，超临界翼型是最佳选择。

翼型的选择受飞机要完成的总任务的影响，例如飞行速度范围限制了翼型参数的选择。亚音速飞机可在相对厚度为10%～15%之间进行选择。

由于平直翼和后掠翼根部流动特性的不同，对平直翼使用的翼型对后掠翼则不适用。大展弦比机翼，为了防止翼尖失速而造成飞机安全问题，在翼梢处应选擇最大升力系数更大的翼型。

除了气动方面考虑外，还必须考虑减轻结构重量，并为燃油、主起落架、机械操纵系统和其他可能的组件提供足够的内部空间。

在飞机整个使用范围内，翼型必须具有良好的巡航性能，其中包括气动效率M*L/D高，阻力发散马赫数Mdd高，压缩性阻力增量不得大于0.002等。具有足够的抖振边界。由所设计的翼型构成的机翼在其设计巡航马赫数M3D和升力系数CL3D下飞行马赫数达到M3D+0.02时也不出现抖振。后加载产生的低头力矩控制在一定的范围内，以降低配平阻力和尾翼载荷。高的最大升力系数，以简化增升装置的设计。

3  轻中型公务翼型设计方法

XFOIL是美国麻省理工大学Mark Drela博士开发的亚音速飞机翼型设计和分析程序。如下图所示，XFOIL程序可以通过修改最大厚度/弯度、前缘半径、后缘厚度、中弧线、外部轮廓等参数对翼型进行重新设计，也可以通过修改表面速度分布进行翼型的反设计工作。

目前对翼型进行反设计方法，主要是使用软件XFOIL对设计工况下的压力分布参照目标压力分布进行直接修改。

在翼型气动性能评估方面，XFOIL软件可以通过附面层模拟技术处理粘性/无粘流动问题，粘性流动计算可以使用自由转捩和固定转捩模拟附面层转捩位置，计算结果可以提供升阻力系数、翼面压力分布、摩阻分布等主要参数，是低速翼型设计的常用工具。

通过反运算来修改翼型几何和翼型表面压力分布。优化设计中，我们使用该模块不断修改翼型的速度型，得到新翼型的压力分布和气动参数来进行进一步优化和设计。

目前工程经验设计方法，主要针对翼型低速最大升力系数指标，使用软件XFOIL对翼型几何参数如最大厚度/弯度、前缘半径、最大厚度/弯度位置、后加载、等参数进行修改，从而满足低速指标。

4  结论

本文通过相关文献的研究和轻中型公务机机型数据的分析，总结了此类飞机机翼翼型的设计特点和翼型选择时遵循的基本原则，以此为约束和指，结合翼型设计软件，形成此类翼型的设计方法。

参考文献：

[1]飞机设计手册 第5册 民用飞机总体设计

[2]飞机设计手册 第6册 气动设计