翼身融合布局低速风洞试验研究

李沛峰，张彬乾，陶于金， 李栋

(1.西北工业大学 第365研究所，西安 710065)(2.西北工业大学 航空学院，西安 710072)

0 引 言

随着未来民用航空对减小噪声、氮氧化物排放和降低燃油消耗等要求的不断提高，现有常规布局飞机设计技术已难以满足[1]。翼身融合布局(Blended Wing Body，简称BWB)技术，以其特有的综合优势正逐渐被业内所认可，NASA、Boeing、ONEAR、MIT和DLR等均开展了广泛的研究[2]。国内，西北工业大学、中国商用飞机有限责任公司、南京航空航天大学、中国空气动力研究与发展中心等也开展了相关研究[3-6]。相对于常规布局，BWB布局由于采用高度翼身融合设计，浸湿面积和质量大幅减小[7]，具备了更高的气动效率和更小的燃油消耗，有效减小了氮氧化物排放；同时，将发动机置于机身尾部上表面，遮蔽发动机噪声，进而减小噪声水平。

深入掌握BWB布局的空气动力学特点及流动机理是开展BWB布局设计研究的基础。基于CFD的优化设计和反设计方法已广泛应用于BWB布局的气动设计[3,8-10]。然而，基于CFD的气动设计方法还存在一定的局限性，对于非常规的BWB布局，现有CFD方法是否有效可靠、是否能准确地揭示其流动机理，已成为备受关注的热点问题。因此，采用风洞试验方法开展BWB布局研究十分必要。

国外在BWB布局风洞试验方面开展了大量研究，NASA Langley、DLR、ONEAR等研究机构针对BWB-450、N2A、VELA1、VELA2等多种BWB构型开展了系列化的低、高速风洞试验研究[11-17]，通过大量的测力、测压及流动显示试验，构建了完备的BWB布局气动数据库，验证了现有概念设计方法及CFD设计方法的可靠性。国内关于BWB布局风洞试验方面的研究仍鲜有报道。

针对基于CFD方法设计的300座级BWB布局概念性方案[3](以下简称BWB-1)，采用风洞试验方法，研究BWB布局的低速气动特性、流动机理及通气发动机短舱的气动特性影响，并验证CFD方法的可靠性。

1 试验设备及模型

试验在西北工业大学NF-3低速风洞中进行，该风洞是一座低速直流式风洞，三元试验段尺寸3.5 m(宽)×2.5 m(高)×12.0 m(长)，空风洞最大风速可达130 m/s，湍流度为0.078%，相关风洞细节可参见文献[18]。

BWB-1布局三视图及1∶25缩比试验模型如图1所示，该布局相关细节可参见文献[3]。同NASA Langley、DLR等相关BWB布局风洞试验研究[12-13]一样，试验模型采用腹部支撑方式。试验风速为50 m/s，基于全机平均气动弦长的雷诺数为3.2×106(平均气动弦长基于布局全投影面积)。采用全模型测力、丝线流动显示技术开展布局气动特性与流动机理研究。

(a) 布局三视图

(b) 试验模型

2 低速气动特性及流动机理

2.1 纵向气动特性

BWB-1布局风洞试验结果、NASA Langley研究中心的BWB布局(以下简称Early BWB)风洞试验结果[11]以及波音BWB布局(以下简称N2A)风洞试验结果[14]的对比如图2所示。Early BWB、N2A试验风速分别为Ma=0.25和Ma=0.20，相关风洞、模型及试验细节可参见文献[11,14]。三种布局均为舵面不偏转、不带发动机短舱的干净构型。

为了便于分析BWB-1布局的纵向气动特性及流动机理、检验CFD方法的可靠性，本文采用基于雷诺平均的N-S流场求解程序、SA 湍流模型进行纵向气动特性数值模拟，数值模拟方法参见文献[3]。气动力系数均基于布局全投影面积(Early BWB布局原始气动数据基于梯形机翼，本文进行相应转换)。

(a) 升力特性

(b) 阻力特性

(c) 俯仰力矩特性

BWB-1布局具有良好的升阻、俯仰与失速等低速特性，从图2可以看出：

①BWB-1布局升力线斜率及最大升力(CLmax=0.65)与N2A相当，失速特性和缓，但两者升力均低于Early BWB。

②CL<0.4时，三种布局阻力差异不大；CL>0.4时，存在较大差异。

③BWB-1布局零升力矩(CM0=0.001 6)介于Early BWB与N2A之间，大迎角下的俯仰力矩非线性上仰特性优于其他两种布局，直到α>16°时，俯仰力矩才出现剧烈的非线性上仰。

综上所述，BWB-1布局的低速气动特性优于其他两种布局。与Early BWB相比，BWB-1升阻特性略差，但Early BWB低头力矩明显偏大，且俯仰力矩在α=9°时即产生了强烈的非线性上仰，过大的低头力矩和过早的力矩非线性上仰是无尾布局难以接受的；与N2A相比，BWB-1最大升阻比略有优势(两者最大升阻比差量约为0.73)，且大迎角下俯仰力矩上仰更为和缓。

同时，通过BWB-1 布局CFD计算结果与风洞试验结果对比，验证了所采用的CFD方法的可靠性。中小迎角下，CFD计算的升力、阻力以及俯仰力矩与试验差别较小；大迎角下，由于CFD在计算流动分离方面的局限性，计算结果与试验结果差别较大，但仍能较为准确地反映气动力的变化趋势。

2.2 纵向流动机理分析

迎角α在0～20°范围内典型状态丝线流动显示结果如图3所示，对应状态的CFD计算结果如图4所示。

(a) α=4°

(b) α=8°

(c) α=10°

(d) α=12°

(e) α=14°

(f) α=16°

(a)α=4° (b)α=8°

(c)α=10° (d)α=12°

(e)α=14° (f)α=16°

图4 CFD计算的表面极限流线

Fig.4 CFD computed surface steak-lines

从图3～图4可以看出：

α=4°时，流动保持附着，丝线及CFD计算的表面极限流线均反映出大后掠中央机体产生的展向流动对中央机体与机翼之间的过渡段区域影响小。

α=8°时，丝线和CFD计算结果仍表明全机处于附着流态，但大后掠中央机体产生的展向流动对过渡段的影响已逐渐显现，此区域流动已开始失稳。

α=10°时，随着展向流动加强，并且受翼身结合部的转折点影响，中央机体与机翼结合的转折处前缘首先出现了局部的分离区域；同时，过渡段边界层稳定性变差，丝线向外翼摆动幅度加大，但机翼仍能保持附着。CFD计算的表面极限流线发展趋势与丝线结果基本一致。

α为12°～16°时，随着迎角增大，机翼上表面丝线流动显示表明流动分离区域迅速向翼尖处发展，在此过程中，中央机体后部的上表面外侧局部区域亦出现了流动分离，但可产生升力的中央机体绝大部分区域仍能保持附着流态，这也是大迎角状态下布局失速特性和缓的原因。CFD模拟流动分离存在局限性，甚至无法捕捉中央机体后部上表面外侧局部区域的流动分离，但其计算结果仍可反映出大迎角状态下的机翼流动分离发展趋势。

综上所述，过渡段首先出现流动分离不仅与机体的展向流动有关，也与翼身转折点影响有关。因此，大后掠中央机体产生的展向流动与翼身结合部的转折点影响的叠加是导致过渡段首先出现流动分离的物理原因。随着迎角增大，流动分离区域向外翼不断拓展，但由于中央机体流动特性良好、仍可提供升力，全机在大迎角下失速特性和缓。

2.3 横航向气动特性

BWB-1布局采用无尾设计，其横航向气动特性关系着该布局用于工程实际的可行性。BWB-1布局的横航向静稳定导数如图5所示。

(a) 横向静稳定导数

(b) 航向静稳定导数

从图5可以看出：横向具有静稳定性，且横向静稳定导数随着迎角的增大而增加，这与后掠翼自身的横向特性一致。正侧滑，迎风侧机翼有效后掠角减小，升力增大；背风侧机翼有效后掠角增大，升力减小，综合效果是产生稳定的滚转力矩。

由于取消了垂尾，航向静不稳定。α≤8°时，航向静不稳定性随着迎角的增大而增加；α>8°时，航向静不稳定性随着迎角的增大而减小，但静不稳定性量值较小，降低了航向增稳与控制的难度。之所以出现航向静不稳定，主要是取消了提供稳定性的垂尾；此外，尽管采用了“翼型”形式的机体设计，但中央机体仍与圆柱机身一样会产生航向静不稳定性力矩；迎风侧机翼由于有效后掠角减小，该侧机翼的升力和阻力均较背风侧机翼大，虽可提供一定的阻力型航向静稳定性力矩，但中小迎角时，量值较小，不足以克服中央机体产生的航向静不稳定性力矩；迎角较大后，迎风侧机翼分离更早且更为严重，阻力型航向恢复力矩增大，使全机航向静不稳定性减小，航向静稳定性开始恢复。

综上，BWB-1布局横向静稳定和航向静不稳定特性反映了后掠翼无尾布局固有的特征。针对该布局的航向控制问题，李路路等[19]提出了嵌入式阻力舵与襟副翼组合的航向操纵舵面设计方案，可有效解决无尾布局的航向操纵问题。

3 发动机短舱影响

为了屏蔽发动机风扇及排气噪声，BWB-1布局将发动机短舱布置于中央机体后部上表面。通过风洞试验研究发动机短舱的影响，如图6所示，试验中发动机短舱为通气状态。

图6 BWB-1布局加通气发动机短舱

有无发动机短舱的升阻和俯仰力矩变化量如图7所示，可以看出：发动机短舱对升力的线性段区域影响较小，大迎角使得升力略有增加，最大增量可达0.032；在所研究的迎角范围内使阻力增加，最大增量可达0.026；发动机短舱产生低头力矩，α<10°时，所产生的低头力矩增量约为0.002。

图7 升力、阻力、俯仰力矩变化量

有无发动机短舱的横航向静稳定导数变化量如图8所示。

图8 横航向静稳定导数变化量

从图8可以看出：由于发动机短舱远离机翼，对横向静稳定性影响较小；置于中央机体后部的发动机短舱可起到类似垂尾的作用，提供航向恢复性力矩，使航向静不稳定性减小。

4 结 论

(1) 低速风洞试验验证了BWB-1布局具有优于Early BWB与N2A布局的纵向气动性能，其和缓的俯仰力矩非线性上仰特性尤其突出。丝线流动显示试验揭示了大后掠中央机体产生的展向流动与翼身结合部的转折点影响的叠加是诱导过渡段首先产生流动分离的物理原因；然而，较大迎角下，中央机体流动特性良好，是全机仍可保持和缓失速特性的主要原因。

(2) BWB-1布局横向静稳定、航向静不稳定体现了后掠翼无尾布局的固有特征，但航向静不稳定性量值不大，控制难度较小。

(3) 发动机短舱有利于提高最大升力，但使得阻力和低头力矩增加；对横向静稳定性影响较小，但可增加航向静稳定性。

(4) 验证了CFD方法的可靠性，计算得到的纵向气动力变化趋势及流态与试验基本一致。