翼身融合布局飞机总体参数对气动性能的影响

蒋瑾， 钟伯文， 符松

1. 中国商飞北京民用飞机技术研究中心 总体论证研究部， 北京　102211

2. 清华大学 航天航空学院， 北京　100084



翼身融合布局飞机总体参数对气动性能的影响

蒋瑾1, 2， 钟伯文1, *， 符松2

1. 中国商飞北京民用飞机技术研究中心 总体论证研究部， 北京102211

2. 清华大学 航天航空学院， 北京100084

摘要:翼身融合布局是一种极具潜力和竞争力的新布局型式，该种布局型式飞机的总体参数对其自身的气动性能有重要影响，有必要开展相关的影响规律研究。本文基于某一翼身融合布局飞机概念方案，采用快速数值方法模拟了不同气动外形的高速流动，分析了总体参数(主要包括机翼面积、展弦比和外翼前缘后掠角)等对飞机高速气动性能的影响。结果表明,可以通过改变展弦比和机翼面积显著地改善气动性能，但未发现外翼前缘后掠角的改变与气动性能的改善有明显的关联。

关键词:翼身融合布局； 总体参数； 气动性能； 飞机； 概念设计

民用航空运输业目前处于一个快速发展期，随着乘客数量和货运量的增长[1]，受限于现有机场的运营能力(年起降架次、地面保障等)与空中管制技术水平，机场拥堵与航班延误将愈来愈严重。因此，除了发展先进的空管技术与理念外，发展超大型飞机来满足市场需求也不失为一种选择。同时考虑到未来燃油的价格、污染物排放与噪声等环保方面的要求，未来民用飞机的性能必须比现有飞机有较大提高[2]。但是常规布局飞机在性能方面的提升空间有限，即使通过技术改造与升级，也很难达到期望值，因而有必要突破常规构型的约束，开展新构型/新布局型式技术潜力和应用前景方面的探索性研究。

翼身融合布局 (Blended-Wing-Body, BWB)民机概念方案由麦道公司[3]于1988年首先提出，经过近30年的发展，国外的飞机制造商、高校与研究机构等已经在气动设计与优化[4-8]、结构分析与客舱设计[9-12]、新型动力装置的设计与集成[13-19]、操稳特性评估[8,20]、风洞试验[21-22]、多学科优化设计[23-31]等诸多方面开展了有益的尝试与探索，并取得了较大的进展。翼身融合布局具有气动效率高、重量轻、燃油消耗低、排放少、噪声低、结构效率高、内部装载空间大等优点，是一个极具潜力和竞争力、可能替代现有常规布局飞机的新布局型式。但在实际设计和制造、适航取证及后续市场运营中可能会面临诸多难题，包括中央机身(承压舱)复合材料的成型制造、飞行控制的复杂性与未知性、乘客的接受度与乘坐舒适性、高低速性能的匹配、适航条例的符合性、机场适应性等。虽然军机已经采用了该种布局型式(如B-2隐形轰炸机)，但其技术成熟度尚未达到民机所需要的程度。只有通过系统、深入地研究，掌握其气动、操稳、结构等特性，评估其技术、适航、管理和运营上的潜在风险，在设计约束允许范围内经过细致设计与各方面/学科的权衡，才有可能得到一个切实可行并具有竞争力的方案。其中总体构型和气动布局设计是保证飞机总体性能的关键，也是决定飞机安全性、经济性、环保性与舒适性的关键性因素。

文献[5,6,32]研究了扭转分布、翼型优化、机翼前缘后掠角等对气动、结构等的影响，得到了一些影响气动与稳定性的规律，有助于进一步的气动设计，但不同策略带来的改善效果不一,需要通过多学科优化设计来实现最终目标；此外, 激波阻力所占比例相较于常规布局飞机要高，使得最优展向环量分布不再是椭圆分布，这将会改变整个设计思路。本文根据所提出的设计要求与目标进行了某翼身融合布局飞机气动布局与外形的方案设计，然后采用数值模拟方法研究了该气动外形主要总体参数(包括机翼面积、展弦比和外翼前缘后掠角等)对其高速气动性能的影响，并分析了单一参数各自的影响规律，以期为后续的设计工作提供参考与数据支持。

1翼身融合布局方案初步设计

本文进行一翼身融合布局飞机方案设计，主要设计要求与目标为：250座级,每座标准商载103 kg，设计航程6 500 nmile(1 nmile=185 2 m)，巡航马赫数Ma=0.80，巡航升阻比不低于22，巡航高度不低于35 000 ft (1 ft=0.304 8 m)，起降场长分别不超过3 000 m和2 100 m。

本设计根据客舱座椅宽度、排距和过道宽度等的要求确定客舱段所需宽度与长度，然后进行客舱内部布置确定实际座位数。再通过重量估算、翼载荷以及推重比的权衡分析(具体过程与结论详见文献[33])，考虑到机场适应性并参考波音公司翼身融合布局飞机的设计方案[34]，确定本翼身融合布局飞机的平面形状如图1所示：中央机身对称面处长40 m，翼展长b=60 m；中央机身展向宽度(18.6 m)约占展长的31.2%，内翼前缘后掠角为65°，外翼前缘后掠角为45°，等效梯形翼的面积为489 m2，1/4弦线后掠角为43°，展弦比AR = 7.36，梢根比λ=0.292，平均气动弦长MAC=8.967 m；机身坐标系原点放置在机头最前缘处，力矩参考点(x,y,z)ref=(21.565 m, 0 m, 0 m)。

图1翼身融合布局气动外形
Fig. 1Aerodynamic configuration of a BWB aircraft

中央机身段的翼型主要由装载、安全、配平等因素决定；外翼段的翼型则需考虑油箱容积与布置、升力提供、操纵面安装等方面的要求。根据气动计算与设计确定布局方案的气动外形如图2所示。本文主要考虑机翼几何参数的影响，并未考虑其他设计因素，如起落架、动力装置与垂尾等。

图2BWB模型初始方案三视图
Fig. 2Three-views of baseline BWB model

2数值方法与验证

本文中的流场计算采用MGAERO软件[35]与自行开发的MBFVNS3D求解器[33]。为了保证软件的应用可行性及计算的可靠性，本章将对这2个软件进行数值验证。

2.1数值方法

MGAERO软件是一个可用于任意构型、可压缩、带边界层修正的Euler方程求解器，采用基于笛卡儿结构化网格的多重网格算法，网格生成简单、快捷，避免了复杂外形贴体网格生成时会遇到的诸多困难；计算耗时短。

MBFVNS3D为多块结构化网格三维Navier-Stokes方程有限体积求解器，对流项采用Roe′sFDS格式[36]，黏性项采用中心格式，时间推进采用隐式LU-SGS格式[37]，湍流模型采用的是SST模型[38]。为了加速收敛、减少计算耗时，引入了当地时间步长和多重网格算法[37,39]，并实现了基于MPI的并行。

2.2数值验证

采用2.1节所述2种数值方法分别模拟了

DPW-II标模DLR F6翼身组合体的跨声速流动，计算来流条件为:Ma∞=0.75，α=0.5°，基于平均气动弦长的Re=3×106，机翼平面参数见文献[40-41]。MBFVNS3D采用的是一个中等规模的网格，总的单元数是5 715 968，共27块；MGAERO计算采用9层多重网格，网格点总数2084 446。图3给出了2种算法得到的不同展向位置处的机翼表面压力分布和试验值[42]的比较，可以看出：MGAERO模拟给出的机翼上表面激波位置普遍靠前(升力值会偏小)；在外翼段,特别是靠近翼尖处的机翼前缘位置处的压力波动比较大，且出现了双激波，这会使得激波(压差)阻力增加。

图3DLR F6机翼表面压力分布和试验值的比较(不同展向位置处)[42]
Fig. 3Computed surface pressure of DLR F6 at different span-wise locations versus test data[42]

MBFVNS3D程序显示出了良好的激波捕捉能力。MGAERO网格生成便捷、计算耗时相对较少，比较适于多方案比较或工程快速估算；其计算需要较多的人工干预。从表面压力分布来看，MBFVNS3D的结果更接近试验值，优于MGAERO的结果；从气动力的预测值和试验值的比较(见表1)来看，2种算法都存在一定的偏差，但满足当前阶段所需的计算精度与要求，可用于方案概念设计阶段或初步设计阶段的评估。

表1　气动力比较

3总体参数影响分析

3.1初始方案的高速气动特性

采用第2节中的2种计算流体力学(CFD)方法分别模拟了初始方案高速巡航条件下的流动状况，来流马赫数Ma∞=0.80，基于MAC的雷诺数Re=56.45×106，迎角变化范围α=0°,0.5°,1°,1.5°,2°,2.5°,3°和4°。

图4给出了2种算法分别计算得到的不同气动力参数的比较：可以看到MGAERO给出的表面摩擦阻力要比MBFVNS3D小15个阻力单位(1阻力单位= 0.000 1)左右；计算得到的升力(相同迎角)要低，导致升致(诱导)阻力较小。随着升力(迎角)的增加，低头力矩也随之加大且比常规布局飞机要更大一些，由于翼身融合布局飞机的尾力臂较短，因此大迎角飞行时要在配平/操纵上付出更高的代价。阻力对升阻比的影响要大于升力的影响，使得2种算法给出的升阻比存在一定的差异：MGAERO计算给出的最大升阻比为22.49(α=1°)，要略高于MBFVNS3D的21.82(α=1.5°)。

图4MGAERO和MBFVNS3D方案气动力及升阻比比较
Fig. 4Comparison of aerodynamic forces and lift-to-drag ratio between MGAERO and MBFVNS3D

MBFVNS3D的计算网格总点数为3 451 776，共72块；MGAERO计算网格点数为2 877 296，共8层。MBFVNS3D的计算采用4个计算核(Intel i3处理器，主频3.30 GHz)，达到力系数收敛大致每工况要4.8 h；采用MGAERO进行单个工况的求解需要40 min左右，会随着实际流态或网格数目的变化略有不同。从计算耗时上来看，MGAERO还是具有比较明显的优势。从初始方案的计算结果分析来看，MGAERO的模拟结果和CFD结果相比：升、阻力偏低，力矩相当，升阻比偏高，可以用于相关流场和气动特性的计算与(定性)分析。为了实现快速评估的目的，本文后续研究中的数值计算均采用MGAERO。

3.2外翼前缘后掠角的影响

考察了不同外翼前缘后掠角θLE(以初始方案为基准，分别增加或减小1°、2°和3°)，保持梯形翼的面积、展弦比和梢根比不变。图5是不同外翼前缘后掠角对应的气动力和升阻比，从图中可以看出：随着后掠角的增大，升力线斜率减小,阻力下降，最终的升阻比会有所提高，力矩略有增加；从气动性能上看，前缘后掠角减少1°的方案升力与升阻比均有所提高，同时后掠角的减少还可以带来结构重量的减少，这是优于初始方案的。外翼前缘后掠角变化引起的气动性能的变化在一定范围内表现出了和常规布局相一致的变化规律：后掠角增加使得升力线斜率下降，升致阻力减小；同时会减缓激波阻力的增长；能提高升阻比。但并没有呈现出明显的单调关联关系，这主要是由于翼身融合布局的中央机身也是一个升力面，要考虑它对气动的贡献及其与外翼的相互影响。

3.3展弦比的影响

图5不同外翼前缘后掠角对应的气动力及升阻比
Fig. 5Variation of aerodynamic forces and L/D due to variable sweep angles at leading edge of out-wing

保持机翼面积、梢根比和外翼前缘后掠角不变，改变机翼展弦比AR，飞机的平面形状如图6所示。表2和图7是不同展弦比对应的气动力和升阻比，由此可见，随着展弦比的增大，升阻比也随之提高，其变化幅度比较明显。这主要是由于在机翼面积基本相同的情况下(梯形翼面积一样，但其投影面积略有差异)，其摩擦阻力基本相当，但随着展弦比的增大，升致阻力会减小，使得总阻力降低。但展弦比的增大要以结构重量的增加为代价，采用Beltramo等[43]的方法进行估算可知：展弦比缩放到6和9时，对应的使用空重(OEW)相对于初始方案会减少2 462 kg(AR每减小1，OEW减少1 810 kg)或增加1 539 kg(AR每增加1，OEW会增加938 kg)；这会抵消掉部分气动性能提升所带来的好处。

图6不同展弦比对应的飞机平面形状
Fig. 6Variable aircraft planforms at different ARs

图7不同展弦比对应的升阻比
Fig. 7Variable lift-to-drag ratios at different ARs

表2展弦比引起的气动力变化

Table 2Variation of aerodynamic forces with variable aspect ratios

ARParameterα/(°)00.511.522.534AR=6CL0.23400.29210.35070.40920.46820.52780.58520.6975CD0.01200.01380.01610.01910.02270.02690.03210.0451Cm-0.2062-0.2216-0.2374-0.2531-0.2688-0.2847-0.2981-0.3228L/D19.5721.1221.8421.4420.6719.618.2415.46Increment/%-3.20-3.63-2.89-3.15-2.63-2.08-1.44-0.22BaselineL/D20.2121.9122.4922.1421.2320.0118.5115.49AR=9CL0.29310.36630.43740.51060.58080.65260.72090.8479CD0.01360.01580.01850.02180.02620.03150.03780.0539Cm-0.3018-0.3278-0.3489-0.3751-0.3946-0.4155-0.4319-0.4519L/D21.4823.2323.6823.4022.1420.7319.0515.72Increment/%6.296.035.295.694.303.612.921.50

3.4机翼面积的影响

本文研究了不同梯形翼面积下的气动特性，改变机翼面积时保证机翼展弦比、梢根比和外翼前缘后掠角不变，对应的平面形状如图8所示。机翼面积的增加会对气动性能的改善与提高发挥一定的作用。但由于中央机身也是一个升力面，如果只是单纯调整等效梯形翼的面积所引起的整个机翼平面面积的改变不是很明显，例如,从初始方案的489 m2变化到510 m2，机翼平面面积只增加了约12 m2,从914 m2变成了926 m2，因此气动性能的变化没有改变展弦比引起的变化那么显著，详细比较见图9和表3。

图8不同机翼面积对应的平面形状
Fig. 8Different aircraft planforms with variable wing
areas

图9不同机翼面积对应的升阻比变化
Fig. 9Lift-to-drag ratios with different wing areas

表3机翼面积变化引起的升阻比变化

Table 3Variation of lift-to-drag ratio with different trapezoidal wing areas(STrap)

STrapParameterα/(°)00.511.522.534STrap=470m2L/D19.4721.3022.1321.8721.0919.9618.5015.56Increment/%-3.66-2.78-1.60-1.22-0.66-0.25-0.050.45BaselineL/D20.2121.9122.4922.1421.2320.0118.5115.49STrap=510m2L/D20.6122.322.8722.521.5620.318.7515.67Increment/%1.981.781.691.631.551.451.301.16L/D21.1622.7323.1522.8221.820.4618.8915.79STrap=530m2Increment/%4.703.742.933.072.682.252.051.94

3.5扭转分布的影响

图10是BWB模型初始方案(α=1°，CL≈0.39)的展向环量分布和升力分布(图中，Γ为不同展向位置处的环量，ρ∞和u∞分别为来流密度和来流速度),从图中看出：当前构型的展向环量与升力分布离预想的(介于椭圆分布和三角分布之间)还是有较大偏离。中央机身段的升力值偏低；在外翼段翼根(中央机身和机翼过渡面)处，由于翼型厚度和气动特性的不同导致该处的环量/升力有个陡升，对外翼上的环量分布形态有一定的影响；翼尖处的升力又偏高，会使得力矩加大，结构所需承受的载荷也会增加。

图10BWB模型初始方案的展向环量和升力分布(α=1°)
Fig. 10Span-wise circulation and lift distributions of baseline BWB model (α=1°)

针对初始方案的环量分布形态引入图11所示的展向扭转分布进行气动外形的调整，图12给出了调整后的气动参数与初始方案的比较，可以看到：改变展向扭转分布对气动性能的改善具有比较明显的效果，虽然总的升力略有下降，但相同升力对应的总阻力和力矩都会降低不少，有利于提高气动巡航效率,改善飞行性能与操纵品质。

图13是扭转分布设计后表面压力分布与初始方案的比较，由图可见，中央机身段几何扭转引起的流动状态的改变是比较微弱的，但正扭转使得当地翼型的迎角增大,升力系数有所提高；外翼段的扭转设计可以比较明显地改变当地的流动状态，使得外翼前缘的激波强度减弱,激波阻力降低。

图14给出了扭转分布引起的展向环量和升力分布的变化，通过展向几何扭转分布设计可以达到调整当地升力系数、进而改变整个环量/升力(气动载荷)分布的目的。为了达到期望的分布形态，还要结合翼型的合理选择与设计，这会是一个非常耗时的过程，主要是因为设计目标与约束比较多，包括厚度分布(装载空间、激波阻力)、扭转分布、后掠角、当地弦长等多参数间的权衡，还要考虑高、低速气动性能的匹配，结构重量的变化与影响等。

图11展向扭转分布
Fig. 11Span-wise twist distribution

图12扭转引起的气动力变化
Fig. 12Variation of aerodynamic forces caused by twist distribution

图13扭转分布设计后表面压力分布与初始方案的比较
Fig. 13Comparison of surface pressure at different span-wise locations between baseline and after twist design

图14迎角1°时扭转分布设计后的展向环量和升力分布与初始方案的比较
Fig. 14Comparison of span-wise circulation and lift distributions at α=1° between baseline and after twist design

4结论

基于某翼身融合布局飞机方案气动外形的设计，采用数值方法研究了该构型主要总体参数对其高速气动性能的影响分析，得到的主要结论如下：

1) 当展弦比和机翼面积增大时，气动性能会得到改善，其中展弦比的影响尤为明显，这和常规构型的变化规律基本一致。

2) 外翼前缘后掠角的改变与气动性能的改善并未表现出明显的单调关联关系，需考虑中央机身对气动的贡献,将其影响一并加以考察。

3) 通过展向扭转分布设计可以实现提高升阻比、减少力矩(有利于增稳)、改善流动状态及展向气动载荷等目的。

在后续研究中，有必要采用多学科优化方法研究气动、结构、操稳特性等的相互约束与影响，实现飞机总体参数的最优化。

致谢

感谢中国商飞北京民用飞机技术研究中心气动与声学研究部的孙学卫分享了MGAERO软件的使用经验；此外还要感谢中国商飞北京民用飞机技术研究中心总体论证研究部的夏明对文稿提出了宝贵的修改意见。

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蒋瑾男， 博士。主要研究方向： 计算空气动力学。

Tel: 010-57808780

E-mail: smartdingo@163.com

钟伯文男， 博士， 研究员。主要研究方向： 飞机总体设计， 计算空气动力学。

Tel: 010-57808802

E-mail: zhongbowen@comac.cc

Received： 2015-10-21; Revised: 2015-10-26; Accepted: 2015-11-04; Published online: 2015-11-209:24

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151120.0924.004.html

Influence of overall configuration parameters on aerodynamic characteristics of a blended-wing-body aircraft

JIANG Jin1,2, ZHONG Bowen1,*, FU Song2

1. Department of Aircraft Configuration Studies, Beijing Aeronautical Science & Technology Research Institute of COMAC, Beijing 102211, China; 2. School of Aerospace Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China

Abstract:As an potential and competent contender, overall configuration parameters of Blend-Wing-Body(BWB)aircraft play an important role in its aerodynamic characteristics. So it is necessary to reveal the trends of the influence of overall parameters on its performance. In this paper, the influence of some aerodynamic configuration parameters, including trapezoidal wing area, aspect ratio, sweep angle of outer-wing leading edge, on the high-speed aerodynamic characteristics of a conceptual BWB civil aircraft was analyzed using fast numerical simulation method. Results show that aspect ratio and trapezoidal wing area are of particular significance in the improvement of aerodynamic performance while variation on sweep of out-wing leading edge leads to slight performance change and does not identify a clear changing relationship.

Key words:blended-wing-body; overall configuration parameters; aerodynamic characteristics; aircraft; conceptual design

*Corresponding author. Tel.： 010-57808802E-mail: zhongbowen@comac.cc

作者简介：

中图分类号：V211

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0278-12

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0301

*通讯作者.Tel.： 010-57808802E-mail: zhongbowen@comac.cc

收稿日期：2015-10-21; 退修日期: 2015-10-26; 录用日期: 2015-11-04; 网络出版时间: 2015-11-209:24

网络出版地址: www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151120.0924.004.html

引用格式： 蒋瑾, 钟伯文, 符松. 翼身融合布局飞机总体参数对气动性能的影响[J]. 航空学报, 2016, 37(1): 278-289. JIANG J, ZHONG B W, FU S. Influence of overall configuration parameters on aerodynamic characteristics of a blended-wing-body civil aircraft[J]． Acta Aeronaution et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 278-289.

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