翼身融合布局中央机体翼型设计研究

李沛峰, 张彬乾, 陶于金, 陈真利, 李栋

(1.西北工业大学 无人机研究所, 陕西 西安 710065;2.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

翼身融合布局(blended wing body，简称BWB)作为一种综合性能突出的新型布局形式，将成为未来军民用航空领域飞行器发展的必然趋势[1-2]。突出高升阻比、高巡航效率的BWB布局与常规布局有很大的不同。一方面，需要追求高升阻比以提高飞机的巡航效率；另一方面，需要追求飞行边界内的安全特性，特别是巡航状态下的力矩配平特性。从气动力设计角度，这两个问题往往是相互矛盾的。为了兼顾高升阻比与配平及操纵能力，则必须从气动布局形式和翼型设计两方面去加以权衡。在布局形式确定的前提下，翼型与机翼设计是提高飞机升阻比的最主要途径。

常规布局飞机利用圆柱型机身提供装载，通过尾翼解决稳定性和操纵性问题。BWB布局如何解决这些问题，中央机体翼型设计是关键[3-4]。首先，翼型厚度要满足客货舱等布置要求，同时还要避免产生强激波；其次，BWB布局外翼通常为具有中等或较大后掠角的超临界机翼[5-6]，要求中央机体翼型的低头力矩要小。

目前，BWB中央机体翼型主要采用大厚度的后卸载翼型(或反弯翼型)、前加载翼型和其他类翼型。大厚度后卸载翼型(相对厚度大于15%)可提供抬头力矩，但导致气动效率下降且易于产生激波[7-9]。前加载翼型适用于中央机体"窄长"的混合翼身融合布局(hybrid wing body，简称HWB)，如静音系列飞机[10-12]，通过中央机体前部加载实现巡航状态下的静稳定和配平设计，并可在弱力矩约束条件下，进行高性能外翼设计[13]。在其他类翼型方面，如日本东北大学的BWB布局[14]、法宇航和空客法国的BWB布局[15]、多伦多大学的BWB布局[16]，这类BWB布局中央机体所采用的翼型具有前缘无加载、后缘加载明显的特点，研究表明采用以上翼型的BWB布局会以损失较大的升阻比代价来满足纵向配平要求，无法体现BWB布局高升阻比的气动优势。

基于此，针对150座级BWB布局中央机体翼型设计，采用计算流体力学方法，在满足总体装载的约束条件下，系统研究对称翼型、后卸载翼型、前加载翼型、前加载-后卸载翼型的影响规律，在此基础上开展应用研究。

1 CFD方法及验证

控制方程为三维积分形式的非定常雷诺平均N-S方程：

∂∂t∭Qdv+∬f·nds=0(1)

式中，v为控制体体积，s为控制体表面，n为表面外法向单位矢量，Q为守恒量，f为通过s的无黏通量和黏性通量之和。无黏项采用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法进行离散，黏性项采用中心差分格式离散，时间方向采用隐式近似因子分解方法进行推进求解，选取Spalart-Allmaras湍流模型。采用多重网格技术加速收敛，多重网格采用FAS(full approximation storage，全近似存储)方法，循环方式为W型。以某翼身融合飞翼布局为对象验证本文流场求解程序的可靠性，计算状态：Ma=0.7、Re=8.0×106。网格总数约为200万，表面网格见图1。图2给出的计算结果与风洞试验结果吻合良好，表明本文采用的CFD方法满足研究需要。

图1 表面网格示意图图2 计算和试验结果对比

2 中央机体翼型气动特性影响研究

以150座级BWB布局为基础，在Ma=0.8、H=11 km状态下，研究中央机体采用对称翼型、后卸载翼型、前加载翼型、前加载-后卸载翼型设计对布局气动性能的影响规律。图3给出了BWB布局几何模型示意图，沿展向布置10个控制翼型，1～6剖面为中央机体，6～8剖面为过渡段，8～10剖面为外翼段，通过各剖面间的线性插值构造BWB布局三维几何构型。中央机体构造根据总体装载约束条件，以相对厚度为13%的剖面1翼型为基准，对其相对厚度进行缩放得到2～6剖面的控制翼型。研究中，保证过渡段和外翼段翼型不变，气动力系数均基于全投影面积。

图3 BWB布局几何示意图

2.1 对称翼型

图4给出了剖面1所采用的对称翼型，图5给出了3种(twist1,twist2和twist3)不同几何扭转角沿展向的分布。以对称翼型为基础，分别构建基于以上扭转分布的3种BWB构型。

图4 对称翼型示意图

图6给出了twist2和twist3方案相对于twist1方案的升阻比变化量。twist2和twist3由于较大的外翼负扭转角，使得全机有效迎角减小，表现为小迎角附着流状态下升阻比下降，随迎角增大，a>3°时，较大的外翼负扭转角可减小外翼激波强度并推迟由激波诱导的流动分离，使得升阻比略有增加。

由图7给出的3种方案的俯仰特性可见，仅twist3方案才能实现正零升力矩。分析原因可知，对称翼型自身产生的抬头力矩有限，为实现静稳定设计状态下的巡航点自配平，要求零升力矩大于零，因此，需通过增加外翼负几何扭转角实现。但采用较大负几何扭转角会导致升阻比下降，不能体现BWB布局高升阻比的优势。从俯仰特性亦可见，采用较大的负扭转角可改善力矩的非线性上仰特性，twist3方案在CL>0.4时才出现轻微的力矩上仰。

图5 几何扭转角沿展向分布 图6 不同几何扭转角分布的升阻比变化量 图7 不同几何扭转角分布的俯仰力矩特性

2.2 后卸载翼型

对2.1节所述的对称翼型后缘进行几何修形，得到reflex1,reflex2和reflex3 3种后卸载翼型，3种翼型及其弯度线分布见图8。以几何扭转角分布twist1为基础，分别构建基于以上后卸载翼型的3种BWB构型。

图8 后卸载翼型几何及弯度分布示意图

图9给出了reflex1,reflex2和reflex3相对于twist1的升阻比变化量。翼型后卸载使得升力降低并导致升阻比下降。由图可见，升阻比降幅随后卸载量的增大而增加，然而3者的最大降幅均小于twist2和twist3构型。

中央机体翼型后卸载可产生抬头力矩，增大零升力矩。由图10所示的俯仰特性可见，零升力矩随后卸载量的增大而增加。采用较小后卸载的reflex1方案不满足零升力矩大于零的设计要求。采用较大后卸载的reflex2和reflex3方案的零升力矩分别为0.003 3和0.008 1，满足零升力矩大于0的设计要求。

图9 不同后卸载翼型的升阻比变化量

图10 不同后卸载翼型的俯仰力矩特性

2.3 前加载翼型

对2.1节所述的对称翼型前缘进行几何修形，得到lec1,lec2和lec3前加载翼型，3种翼型及其弯度线分布见图11。以几何扭转角分布twist1为基础，分别构建基于以上前加载翼型的3种BWB构型。

图11 前加载翼型几何及弯度分布示意图

图12给出了lec1,lec2和lec3相对于twist1的升阻比变化量。采用前加载使得升阻比降低，且前加载量越大损失越为明显。结合空气动力学原理可知，采用类似于Hileman等人[10]所提出的前缘下表面“内凹”形式的前加载翼型，可在前缘下表面产生的较大正压区，进而产生抬头力矩，但同时也带来了附加的压差阻力并导致升阻比下降。

图12 不同前加载翼型的升阻比变化量

由图13给出的俯仰特性可见，零升力矩随着前加载量的增大而增加，但采用3种前加载翼型的BWB布局的零升力矩均小于零。分析原因可知，大后掠中央机体的前部加载区域较小、且力臂沿展向逐渐缩短，所产生的抬头力矩不足以平衡大后掠超临界机翼产生的低头力矩。因此，受BWB布局平面形状限制，即使采用较大的前加载翼型也不一定能获得正零升力矩。此外，较大的前加载将直接导致中央机体前部空间降低，不利于与客货舱及前起落架布置。

图13 不同前加载翼型的俯仰力矩特性

2.4 前加载-后卸载翼型

对2.1节所述的对称翼型前缘及后缘进行几何修形，得到2种(lr1,lr2)前加载-后卸载翼型，2种翼型及其弯度线分布见图14。以几何扭转角分布twist1为基础，分别构建基于以上前加载-后卸载翼型的2种BWB构型。

图14 前加载-后卸载翼型几何及弯度分布示意图

图15给出了lr1和lr2相对于twist1的升阻比变化量。采用前加载-后卸载翼型必然会导致升阻比降低，图中lr1和lr2升阻比最大降低量分别约为3.1和2.5。翼型前加载使得阻力增加、后卸载使得升力降低是导致升阻比下降的主要原因。由图亦可见，lr1前加载大于lr2,lr2后卸载大于lr1，但lr1升阻比降低量大于lr2，表明前加载产生的阻力增量对升阻比的影响更为显著。

图15 不同前加载-后卸载翼型的升阻比变化量

图16给出了俯仰特性对比，通过较小的前加载和后卸载，可实现静稳定设计状态下的正零升力矩。

图16 不同前加载-后卸载翼型的俯仰力矩特性

2.5 结果分析

上述研究表明，中央机体翼型选择与BWB布局平面形状特征密切相关，在满足总体装载约束前提下，合理优化后卸载或前加载的区域及大小可获得理想的气动设计结果。针对150座级BWB布局，受布局平面形状限制，采用上述前加载翼型均不能获得正零升力矩。基于对称翼型的twist3构型、基于后卸载翼型的reflex2和reflex3构型、基于前加载-后卸载翼型的lr1和lr2构型均满足零升力矩大于零的设计要求，但reflex2和lr2 2种构型升阻特性最优(见图17)，表明了中央机体采用后卸载翼型或前加载-后卸载翼型均适合于该布局的气动设计。

图17 不同构型的升阻特性对比

3 应用研究

以上研究成果已应用于多类翼身融合布局的气动设计，文献[17]将前加载-后卸载翼型应用于300座级BWB布局的优化设计，文献[18]研究了小展弦比翼身融合无人机的后卸载翼型设计。为了进一步拓展本文研究的应用领域，针对大展弦比翼身融合飞翼布局无人机隐身设计需求，采用类似于B-2轰炸机的气动-隐身一体化设计思路，在无人机的中央机体前缘开展具有前加载特征的“鹰勾”隐身前缘改型设计研究。结合飞行器外形隐身设计相关原则[19]，相比于常规的圆前缘，采用“鹰勾”前缘可进一步降低无人机的RCS，但对其气动特性的影响有待分析。因此，研究目标是在采用“鹰勾”前缘提高无人机隐身特性的基础上，保证其气动特性不降低。图18给出了原始构型与最终设计构型的对比，其中原始构型中央机体前缘为圆前缘。

图18 原始构型与设计构型对比

图19 气动特性对比

以下重点针对改型设计前后的气动特性进行比较分析，设计状态为Ma=0.6、H=15 km。图19给出了原始构型和设计构型的气动特性对比。同前加载翼型的气动特性影响研究，受无人机平面形状限制，在中央机体前缘有限区域内采用具有前加载特征的“鹰勾”前缘设计，设计构型的俯仰力矩略大于原始构型，升阻比基本与原始构型保持一致，表明了具有前加载特征的“鹰勾”前缘设计对无人机的气动性能影响较小，使得该无人机的隐身性能和气动性能同时得到兼顾。

4 结 论

本文开展了翼身融合布局中央机体翼型设计及相关应用研究，结论如下：

1) 150座级BWB布局中央机体翼型设计研究表明，采用自身抬头力矩有限的对称翼型时，需通过较大的外翼负几何扭转角实现静稳定设计状态下的正零升力矩，但升阻特性损失较大，不能体现BWB布局的高气动效率优势。采用前加载翼型时，仅通过中央机体前缘有限区域的前加载不足以平衡大后掠外翼所产生的低头力矩。采用后卸载翼型或前加载-后卸载翼型时，可在升阻特性损失较小的前提下，实现正零升力矩。综合分析表明，在满足纵向力矩配平的设计要求下，reflex2和lr2构型升阻特性最优。

2) 针对大展弦比翼身融合飞翼布局无人机，开展了具有前加载特征的"鹰勾"前缘改型设计研究，获得了同时兼顾隐身性能和气动性能的设计结果。

3) 在实际设计问题中，应综合总体和气动等设计要求，结合布局形状特点，对后卸载或前加载的区域及大小进行优化，以提高零升力矩、降低升阻比损失，实现翼身融合布局的高升阻比切实可用。

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