翼身融合背撑发动机布局的动力短舱设计

2019-09-25顾文婷赵振山周翰玮冯剑谭兆光李栋

航空学报 2019年9期

顾文婷，赵振山，周翰玮, 冯剑，谭兆光, 李栋

1. 西北工业大学航空学院，西安 710072 2. 航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034 3. 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海 201210

翼身融合布局(Blended-Wing-Body, BWB)民机是未来绿色航空发展的热点[1-3]，发动机布置及短舱设计是亟需解决的关键技术之一[4-5]。针对“绿色航空”降低噪声和排放，提高经济性以及尽早进入市场的下一代大型民用飞机发展目标，BWB采用背部发动机布置，利用机体遮蔽发动机噪声，有利于安装尺寸更大、效率更高的高涵道比涡扇发动机[6-7]。BWB民机常见的发动机布局有背撑式和半埋式[8-9]。半埋式布局利用发动机吸入机体附面层低能量气流，可以减小冲压阻力、浸湿面积、结构重量，提高气动效率，实现低排放、高经济性目标。然而，半埋式发动机吸入的附面层气流会导致进气道总压恢复系数低、流场畸变大等问题[10-11]，对发动机和进气道设计提出更多挑战。采用背撑式发动机布局，附面层吸入带来的进气道流场品质下降问题相对较少，但立足现有发动机技术发展BWB民机，也面临机体-发动机流动干扰问题[12-13]，对机体和短舱设计均提出新的更高要求。本文拟解决背撑式发动机布局的动力短舱设计问题，为BWB布局的飞机-发动机匹配奠定基础。

发动机短舱设计的主要目标是提供容纳整个发动机且对发动机和飞机性能影响最小的流线外形[14]。发动机短舱设计问题涉及气动、发动机、结构等多学科[15]。其设计往往需要权衡各设计目标，设计过程耗时耗力，且难以获得最佳设计方案。为了提高飞机巡航性能，发动机短舱在巡航设计点的主要目标是减小气动阻力，同时，为保证非设计点流场进气品质，要求进气道总压损失和流场畸变小。为了体现背部发动机布置的优势，BWB背撑式布局需要解决机体-发动机流动干扰问题，动力短舱不仅要满足气动和发动机性能要求，还要使短舱外部流动对机体影响小，在进行单独短舱设计时，需要从降低飞机-发动机干扰方面提出设计目标和约束条件。

针对民机翼吊发动机布局，国内外学者对动力短舱设计开展了许多研究，总结了短舱的气动和几何设计要求，短舱设计方法主要有直接设计方法[16]、反设计方法[17-18]、优化设计方法[19-20]，并提出可以减小短舱表面摩擦阻力的层流短舱[21-22]。对背撑式BWB布局，研究热点集中在采用优化设计方法减小背撑式发动机对机体的干扰，而对短舱外形设计及其对机体的影响研究较少。

本文基于CFD分析手段，采用多点优化设计方法，开展BWB背撑式发动机布局的动力短舱设计研究。首先，建立了动力短舱参数化建模方法，采用较少的参数准确表示风扇整流罩和进气道几何外形；其次，通过分析BWB背撑式布局的流场特征和机体-短舱流动干扰成因，提出了以减小短舱外部流动对机体影响为核心的背撑式短舱设计思想和初始方案，并研究初始方案的基本流动现象，获得短舱流动特征与气动性能和进气道效率的关系；再次，通过研究短舱参数影响规律，确定优化设计原则，采用多点优化设计方法，获得了满足BWB背撑式发动机动力短舱多点设计要求的设计方案；最后，以外流性能最优的短舱C作为动力短舱设计方案，对短舱安装状态流场进行分析，高速巡航状态机体和短舱之间的流动干扰得到了抑制，低速大迎角状态进气道总压恢复系数可以满足设计要求。

1 研究方法

1.1 参数化建模

参数化建模是短舱优化设计的前提和重要组成部分。建模方法需使用尽量少的参数和足够高的精度来定义几何外形，提高设计效率。本文动力短舱参数化建模由两部分组成：基本几何参数选取、风扇整流罩和进气道型面建模及参数化。

发动机短舱的基本几何参数有：短舱入口直径Dhl、喉道直径Dth、风扇直径Df、最大直径Dm、风扇整流罩总长Lov、进气道长度Lin、前段长度Lf、中段长度Lc、后段长度La、后段半径Ra、尾锥角βTE、外涵道喷管出口直径D9，如图1所示。风扇整流罩可分为前段、中段和后段，前段从进气道入口到最大直径，后段从最大直径到喷管出口，中段连接前段和后段。前段采用NACA-1方法[16]设计，后段为圆弧外形，中段通常为圆柱形。

图1 发动机短舱几何参数示意图Fig.1 Schematic diagram of geometry parameters of engine nacelle

(1)

式中：R为气体常数；T0、P0、Ma分别为某一截面处流场的总温、总压和马赫数；γ为比热比。根据式(1)，可以确定喉道和风扇的面积。

进气道唇口采用超椭圆设计，收缩比CR的定义为

(2)

式中：Ahl为进气道入口面积；Ath为喉道面积。

根据CR的定义及其取值范围1.25～1.35，可以确定Dhl=(1.095～1.162)Dth。从喉道到风扇入口为扩压段，减小扩压段的扩散损失是提高总压恢复的关键，文献[16]给出了巡航马赫数为0.8的发动机短舱进气道设计要求，进气道长度应满足Lin≥0.62Df。

其次，确定Dm和Lf。0°迎角且流量比小于1时，前段阻力发散马赫数Mad,f由直径比Dhl/Dm、长径比Lf/Dm确定:

(3)

涡扇发动机典型的Dhl/Dm=0.8～0.9, 若Mad,f>0.85, 则Lf/Dm>0.5。

最后，确定Ra、βTE、La。半径Ra对后段阻力发散马赫数Mad,a的影响由式(4)给出，Ra增大对提高Mad,a有利，但Ra过大会增加浸湿面积产生较大的摩擦阻力。通常，尾锥角βTE不大于16°，选取原则是避免短舱后段出现流动分离。D9通常由发动机零维模型[23]确定，进而可根据式(5)得到La。总长Lov可以由推力相近的发动机确定。

Ra/Dm=0.04/(1-Mad,a)2

(4)

La=(D9-Dm)/(2tan(β/2))

(5)

大涵道比发动机短舱设计要求和发动机工作条件约束决定了基本几何参数取值范围。为了进一步研究短舱几何外形对内外流性能的影响，进行动力短舱优化设计研究，需要对短舱风扇整流罩和进气道进行参数化。

本文通过改进Kulfan[24-25]提出的类别形状函数变换法(Class Shape Transformation, CST)对短舱几何外形进行参数化。CST方法使用一个类别函数C(ψ)和一个形状函数S(ψ)来参数化几何外形：

ξi(ψ)=C(ψ)Si(ψ)i=1,2

(6)

式中：ξi=y/(xi-x0),ψ=(x-x0)/(xi-x0)，x、y分别为横、纵坐标值，x0、xi分别为几何外形前后缘点横坐标。

本文选用表示NACA系列翼型的类别函数，并使用Bernstein多项式作为形状函数的基函数[26]。为了表示前后缘点分别在(x0,y0)和(xi,yi)的短舱几何外形，将式(6)修改为

yi(ψ)=y0+ξi(ψ)+(yi-y0)ψi=1,2

(7)

Bernstein多项式系数无法直观地描述短舱几何外形，因此，本文对CST方法提出改进，将一些系数用具有几何意义的参数代替。为了保证短舱前缘曲率连续，将系数A0、B0用头部前缘半径RLE表示，系数AN、BN分别用尾缘角β1、β2表示：

(8)

AN=y1-y0-(x1-x0)tanβ1β1<0°

(9)

BN=y2-y0-(x2-x0)tanβ2β2>0°

(10)

式(8)～式(10)中:下标1代表风扇整流罩(红线);下标2代表进气道(蓝线),如图2所示。

风扇整流罩和进气道末端点分别由风扇喷管出口和风扇入口流动参数通过零维模型[23]确定，因此，x1、y1、x2、y2为常数。取6阶Bernstein多项式，共15个设计参数，参数的向量表示形式为

p=[RLE,x0,y0,A1,A2,A3,A4,A5,β1,B1,B2,

B3,B4,B5,β2]T

(11)

采用改进的CST方法对某短舱进行参数化，参数化前后相对误差均在0.2% 以下，如图3所示，参数化精度满足单独短舱优化设计需求。

图2 CST模型示意图Fig.2 Schematic diagram of CST model

图3 参考短舱CST参数化误差Fig.3 CST parameterization errors of reference nacelle

1.2 数值模拟方法

动力短舱气动性能由守恒形式的三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds Averaged Navier-Stokes，RANS)方程求解，湍流模型为SST(Shear Stress Transport)模型。轴对称发动机短舱的数值模拟，通过在1°圆周切片上施加周期性边界条件[27]实现。发动机的动力效应，通过进排气边界条件确定。本文在风扇进气边界给定质量流量，在内涵和外涵出口边界给定总压、总温和流动方向[28-29]。

选取日本航空宇航技术研究所“NAL-AERO-02-01”TPS (Turbine Powered Simulation) 风洞试验模型[30]对本文采用的数值方法进行验证，计算状态为：来流马赫数Ma∞=0.801，迎角α=0°，雷诺数Re=1.0×106(基于发动机最大直径)。高速巡航状态，进气流量为12.663 kg/s，相应进气质量流比(MFR)为0.523，MFR为远场捕获流管截面积与进气道入口面积之比。外涵出口边界总压、总温分别为115 064.5 Pa、361.345 K，内涵出口边界总压、总温分别为90 461.2 Pa、194.531 K。本文采用多块结构网格技术生成网格，图4为短舱子午面网格，在近壁面区域使用“C”型网格拓扑保证网格正交性，在流场其他区域使用“H”型网格拓扑。图5给出了模型子午面压力分布数值模拟与风洞试验结果的对比(图中Cp为压力系数)，从图中可以看出，计算值与试验值吻合良好，压力峰值位置、大小模拟准确。表明本文对动力短舱数值模拟采用的网格划分策略、进排气边界条件、计算方法合理可靠。

图4 风洞试验模型子午面网格Fig.4 Grid on meridian plane of wind tunnel test model

图5 子午面压力分布计算与试验结果的对比Fig.5 Comparison of pressure distribution on meridian plane between calculated and test results

1.3 优化设计方法

本文构建的动力短舱优化框架主要由分析模块和优化模块构成，如图6所示。分析模块首先采用1.1节所述改进CST方法对发动机风扇整流罩和进气道参数化，再通过商业软件的脚本文件自动生成网格，最后采用CFD方法分析动力短舱不同工作状态下的性能。优化模块将Kriging[31]代理模型与Pareto遗传算法结合，可以大大减小计算量，提高优化效率。为了避免采用代理模型的设计结果偏离真实最优解，本文采用了松散式代理模型管理框架[32]。

图6 优化流程图Fig.6 Flowchart of optimization process

2 背撑式短舱设计

2.1 BWB流场特征

首先研究无动力装置BWB构型(以下简称干净构型)的流场特征。图7和图8分别给出了干净构型高速巡航设计点(高度H=11.58 km,Ma∞=0.85, 升力系数CL=0.2)和低速大迎角状态(H=0 km,Ma∞=0.20,α=10°～12.0°)的三维流场，其中总压比PR定义为流场当地总压与自由来流总压之比，采用该参数可以更直观地反映流动的耗散程度。从图中可以看出：高速巡航设计点全机保持附着流动，外翼存在弱激波，而中央机体为无激波设计，且中央机体空间流线平直；低速大迎角状态，10°迎角外翼后缘转折位置开始出现流动分离，随着迎角增大流动分离向外翼和过渡段发展，但中央机体始终保持良好的附着流动。干净构型高低速典型状态的流动特征表明，BWB中央机体是背撑发动机的理想安装位置。

图7 干净构型巡航设计点流态Fig.7 Flow pattern of clean configuration at cruise design point

图8 干净构型低速大迎角流态Fig.8 Flow pattern of clean configuration at low speed with high angle of attack

在干净构型中央机体后部上方布置通气短舱(以下简称通气构型)，研究飞机与发动机短舱之间的流动干扰。选取常规布局宽体客机短舱作为研究对象，短舱几何外形如图9所示，入口斜切，下部采用收缩比较大即相对厚度较大的唇口，外罩下表面较平缓，几何外形左右对称，横截面近似圆形。为保持通气短舱顺气流布置，具有3.2°的俯仰安装角。

图10(a)给出了通气构型巡航设计点表面流态，通气构型在短舱下方的后体上表面形成以激波终止的低压区，并诱发边界层分离；后体上表面沿展向存在压力梯度，流线向短舱两侧偏折。图10(b)给出了短舱对称面空间流态，可以看出，短舱安装高度大于后体附面层高度，而巡航工作状态发动机的质量流比小于1，因此，机体附面层不会影响发动机进气。尽管来流迎角不为0°(CL= 0.2对应迎角α≈ 1.5°)，短舱入口流线与短舱轴线平行，如图10(c)所示，短舱入口流动与短舱对称轴的夹角可视为0°。短舱表面几乎全部为超声速流动，机体与短舱下表面之间构成收缩-扩张通道，短舱表面超声速流动在通道内进一步加速形成以强激波终止的超声速区，诱发后体和短舱下表面流动分离。图10(d)给出了短舱水平面马赫数云图，两个短舱之间的内侧区域，同样具有较弱的收缩-扩张通道流动特征，由于流动空间变狭窄，加速效应明显，形成的超声速区范围和激波强度明显高于外侧，并诱发了外罩内侧后缘的流动分离。

图9 通气短舱几何外形Fig.9 Profile of flow through nacelle

图10 通气构型巡航设计点流态Fig.10 Flow pattern of flow through nacelle configuration at cruise design point

图11给出了通气构型总压切片、空间流线和短舱入口流线局部放大图，可以看出，低速大迎角状态，通气构型流动分离形态与干净构型相同，虽然外翼及过渡段出现较大范围流动分离，但低能的分离气流并未流入通气短舱，同时长而平直的中央机体对来流起到校直作用，使大迎角自由来流无法直接影响发动机进气，短舱入口气流仍然保持均匀稳定的状态，实际进气口的流场迎角可视为0°。

上述研究表明，对BWB布局，传统翼吊发动机短舱可基本满足低速飞行状态要求，但在高速巡航状态下，短舱表面及其临近机体表面以超声速流动为主，易产生激波并诱发流动分离。因此，翼吊式短舱不适用于BWB布局，针对BWB布局开展背撑式动力短舱设计十分必要。

针对本文研究的BWB背撑式布局，设计的关键是解决机体与发动机之间的激波干扰问题，研究团队主要从3方面出发解决这一问题：① 研究适合BWB背撑式布局的动力短舱外形；② 寻找最佳短舱位置和安装角[33]；③ 进行飞机与发动机的匹配设计。本文拟解决背撑发动机布局的动力短舱设计问题。

图11 通气构型低速大迎角流态Fig.11 Flow pattern of flow through nacelle configuration at low speed with high angle of attack

2.2 短舱设计思想

2.1节的研究表明，本文所研究的BWB布局中央机体上表面具有良好的高低速性能，高低速两种状态下，短舱安装位置附近均能保持均匀稳定的流动状态，且迎角变化对该流场和短舱表面流动影响很小。可见，如选取合适的安装角就可使短舱处于机体上表面的均匀流场中，使短舱入口处的当地流动迎角为0°。因此，在进行单独短舱设计时，短舱设计迎角可取为0°。

传统布局翼吊短舱较大厚度下唇口及下部扁平设计[34]，会使BWB布局机体与发动机短舱之间的流动通道更狭窄，从而加剧机体与发动机之间的流动干扰，不利于通过机体上表面-发动机短舱三维集成设计方法解决机体与短舱之间的激波干扰问题。这种不利流动干扰现象，如采用圆截面、甚至下部收缩设计将会得到明显改善，如图12 所示，然而，下部收缩横截面会对进气品质带来不利影响，因此，最佳选择应是圆或近似圆截面短舱。

2.1节研究也表明，除短舱下表面与机体形成的流动通道外，两个短舱之间同样具有较弱收缩-扩张通道，左右短舱之间形成强激波并诱导外罩内侧后缘流动分离。对于背撑式短舱，BWB布局的流动特征对短舱下部和内侧的设计均提出了不同于常规翼吊短舱的设计要求，即短舱下部和内侧型面设计主要针对高速工况的超声速流动及其干扰问题进行，因此，采用轴对称短舱进行设计研究可以提高设计效率，最后验证设计方案是否满足侧风起飞状态进气道设计要求。

对轴对称短舱的设计，必须依据BWB背撑布局的流场特性。中央机体为短舱提供了良好的安装环境，使短舱在高低速两种工况下均具有均匀稳定的流动环境；因此，轴对称动力短舱的设计应主要针对高速工况的超声速流动及其干扰问题进行。高速巡航状态下，短舱设计的关键是通过合理的外罩型面设计，减小背撑式短舱外部流动对机体的干扰。具体要求可归纳为：短舱外表面头部超声速区应限制在较小的轴向范围内，同时减小超声速区最大马赫数和激波强度，并控制波后流动的马赫数不形成二次超声速区，以保证短舱超声速区不在机体上表面形成激波。低速状态下，流入进气道的空气质量流比很大，使得进气道马赫数较高、内流损失较大，损失程度用进气道总压恢复系数σ度量，定义为进气道出口截面总压与进口前自由流总压之比，总压恢复系数越大，进气道效率越高。对于亚声速民机，进气道总压恢复系数要求在0.99以上，因此，需要通过进气道型面设计来保证发动机进气品质。

图12 短舱横截面形状示意图Fig.12 Schematic diagram of nacelle cross-section shape

2.3 初始短舱设计和流动机理

通常，民用飞机发动机的设计点是巡航状态。从图7(b)可以看出，飞机巡航设计点短舱安装位置附近环境马赫数约为0.8，保持飞机推阻平衡所需的发动机推力为44 kN，因此，单独动力短舱的设计条件为：Ma∞=0.8，H=11.58 km，标准大气压，进气物理流量为391.156 kg/s，换算流量为1 155.479 kg/s，由高压转子驱动的高压压气机和由低压转子驱动的风扇百分比相对物理转速分别为100%和91%，相对物理转速的定义为真实转速与设计转速之比。假设发动机进气道无总温总压损失，根据式(1)可得Ath= 5.12～5.47 m2,Dth=2.55～2.64 m, 风扇面积Af=5.469 2～6.04 m2,Df= 2.64～2.774 m。

发动机设计中主要的非设计点是地面低速状态、大迎角和大侧风状态，由于BWB中央机体的流场特征可以使背撑式短舱不受迎角变化影响，因此，本文暂不考虑大迎角和大侧风情况，仅针对0°迎角、0°侧滑地面低速状态开展非设计点短舱设计。当地面状态和巡航状态高压压气机相对转速相等时，满足共同工作条件的风扇相对转速仅为81%，换算流量为909.631 kg/s，比巡航状态小21%，该状态进气流量和推力较小，与减推力起飞(飞机起飞重量较低)时的发动机工作状态对应，称为“全推力状态”。当地面状态与巡航状态风扇相对转速相等时，对应高压压气机相对转速为105%，换算流量为1 061.623 kg/s，该状态进气流量和推力最大，与飞机正常起飞时的发动机工作状态对应，称为“最大推力状态”。

基于上述短舱设计思想和设计条件，根据发动机零维模型[23]得到的发动机设计点工作参数和短舱参数化建模方法，提出具有较小最大直径和较小喉道马赫数的初始短舱设计方案。选取初始设计参数Math= 0.67,Maf= 0.58, CR = 1.28,Lin= 0.62Df,Dhl/Dm= 0.88,Lf/Dm= 0.68,Ra/Dm= 3.88,βTE= 12°,D9= 2.92 m,Lov= 4.886 m。由式(1)～式(5)确定的初始短舱几何参数如表1所示，据此确定短舱风扇整流罩和进气道型线。初始短舱几何外形如图13所示，短舱前段厚度和最大直径较小，有利于降低短舱外表面马赫数。

采用1.2节所述数值方法分析初始短舱在高速巡航、低速全推力和最大推力状态的流动现象，计算条件如表2所示。

初始短舱巡航设计点表面压力分布和子午面马赫数云图如图14所示，图中横坐标x/c为以短舱外罩长度c归一化的截面坐标。从图中可以看出，在巡航状态，由于进气质量流比较小，经过短舱外表面的气流增加，外表面超声速区的最大马赫数达到1.36，超声速区沿轴向范围较小，超声速区外的流动马赫数均小于0.86。进入进气道的气流首先在喉道附近加速到最大马赫数约0.75，再经过扩散段减速，在风扇入口达到马赫数0.58，进气道总压恢复系数为0.996 8，满足进气道设计要求。外涵道处于超临界状态，喷管出口马赫数等于1.0，而内涵道处于亚临界状态，喷管出口马赫数约为0.7。大涵道比发动机外涵道流量大、静压高，推力主要由外涵喷流提供。

表1 初始短舱几何参数Table 1 Geometrical parameters of initial nacelle

图13 初始短舱几何外形Fig.13 Profile of initial nacelle

表2 计算条件Table 2 Calculation conditions

参数数值巡航状态全推力状态最大推力状态马赫数0.800.130.13高度/km11.5800迎角/(°)000进气物理流量/(kg·s-1)391.156919.0481072.62进气换算流量/(kg·s-1)1155.479909.6311061.623进气质量流比0.742.523.02外涵道出口总压/Pa48438.8137165.5151507.5外涵道出口总温/K275.5318.0327.6内涵道出口总压/Pa31228.8113107.7121074.7内涵道出口总温/K639.5723.0778.7

图14 巡航状态初始短舱流动特性Fig.14 Flow characteristics of initial nacelle at cruise condition

不同进气流量下地面低速状态初始短舱表面压力分布和子午面马赫数云图如图15所示。由于自由来流速度很低，动压较小，而进气流量比很大，在进气道唇口附近出现很高的负压峰，最大推力状态负压峰值接近-30，相应地，该位置处马赫数高，全推力和最大推力状态进气道总压恢复系数分别为0.992 1、0.991 2，进气道唇口未发生流动分离，满足设计要求。从进气流管可以看出两种推力状态下进气流量的变化，流量越大，唇口负压峰值越高、马赫数越大，进气道总压恢复系数越低。短舱在不同进气流量下的流动特征具有相似性，后续工作以全推力状态作为低速研究状态，而后验证最大推力状态下进气道性能。此时，外涵道和内涵道喷管均处于亚临界状态，喷管出口马赫数均小于1，但外涵喷管出口流量和速度较大，推力主要由外涵喷流提供。

图15 不同进气流量下低速状态初始短舱流动特性Fig.15 Flow characteristics of initial nacelle with different intake mass flow at low speed condition

2.4 短舱参数影响规律

风扇整流罩和进气道几何参数直接影响动力短舱气动性能和进气道效率，为了确定优化设计原则，首先采用数值方法，研究短舱入口直径和前缘半径、进气道长度、尾缘角等参数对高速巡航状态短舱外表面最大马赫数(简记为MaH1，H代表高速巡航状态，1代表短舱外表面)、低速全推力状态进气道表面最大马赫数(简记为MaL2，L代表低速全推力状态，2代表进气道表面)的影响规律，同时进行设计参数的筛选，并给出优化设计空间。

根据几何参数对内外流性能影响的差异，可以将主要设计参数分为两类： ① 作用相反类，包括短舱入口直径、尾缘角；② 作用相同类，主要是头部前缘半径。在参数敏感性方面，按照影响程度排序依次是：短舱入口直径、前缘半径、进气道长度、尾缘角。

图16 几何参数对设计点性能的影响Fig.16 Influence of geometrical parameters on design point performance

2.5 优化设计原则

根据参数影响规律研究结果，确定优化设计原则为：短舱头部参数(短舱入口直径、前缘半径、进气道长度)是影响气动性能和进气道效率的主要参数。短舱入口直径需要设计者在两个设计目标之间进行权衡，因此它是短舱综合设计的核心参数。前缘半径对设计目标具有相同的作用效果，可根据设计约束，直接取最佳值或进行单学科优化，从而减少优化设计的变量个数提高设计效率。进气道长度对设计目标影响规律非单调，需要同时考虑两个设计目标和设计约束。

具体的设计参数空间选择如下，短舱入口直径对内外流性能敏感性最高，且作用相反，在优化设计中y0可以选取0.8～1.2倍基础值，以提升最优解性能。由于风扇入口位置固定，进气道入口位置直接反映进气道长度变化，初始短舱Lin=0.62Df，为满足进气道长度约束，Lin取值范围为1.0～1.2倍基础值；减小头部前缘半径，对内外流性能均有利，RLE取值范围为0.8～1.0倍基础值；而对短舱内外流性能影响较小的尾缘角β1、β2取值范围为0.9～1.1倍基础值，有利于缩减设计空间。

3 短舱优化设计

基于初始短舱方案，开展兼顾内外流的多点综合优化设计。优化目标是降低巡航状态短舱外表面最大马赫数MaH1和全推力状态进气道最大马赫数MaL2。

参数化方法采用6阶Bernstein多项式，共15个设计变量。2.5节研究确定了5个与短舱几何参数有关的设计变量取值范围，其余10个多项式系数取值范围为0.9～1.1倍基础值。在所选设计空间内通过拉丁超立方(LHS)方法生成200个样本点，用于构建Kriging代理模型。

优化设计中的约束条件由几何约束、气动约束和压力分布约束组成。几何约束使优化外形满足参数化建模中的基本几何参数选取要求，主要包含收缩比、短舱头部阻力发散马赫数约束。气动约束是为了使优化结果巡航状态进气道效率和全推力状态气动性能优于初始方案，即巡航状态进气道最大马赫数MaH2和全推力状态短舱外表面最大马赫数MaL1比初始方案相应值低。压力分布约束根据短舱设计思想，对风扇整流罩表面超过临界压力系数区域的轴向范围进行限制，其他区域压力系数应高于-0.3，保证短舱头部超声速区范围小、非超声速区马赫数小于0.9。

动力短舱优化设计目标和约束为

(12)

图17给出了以无量纲形式表示的单独短舱优化设计结果，Pareto前沿面上给出了3种典型的设计方案A、B和C，沿着前沿面由短舱A到短舱C，巡航状态短舱外表面最大马赫数逐渐减小，全推力状态进气道最大马赫数逐渐增大。图18和图19分别给出了初始短舱和典型设计方案的几何外形、巡航和全推力状态短舱外表面和进气道表面压力分布。表3分别给出了初始短舱和典型方案的目标和气动约束值。结果表明，通过优化设计，在满足BWB背撑式发动机布局的动力短舱设计思想及保证短舱基本性能的几何约束下，可以获得兼顾内外流性能的短舱几何外形。设计方案在头部敏感区域变化明显，具有如下主要特征：前缘半径减小，进气道入口半径变化较大。前缘半径减小使短舱外表面和进气道流动加速减缓，由于空气流量不变，进气道入口半径变化实质上起到了改变进气质量流比的作用，从而对内外流影响相反，进气道长度受几何约束影响基本不变。

图17 多点优化结果Fig.17 Multipoint optimization results

图18 短舱几何外形比较Fig.18 Nacelle shape comparison

图19 短舱表面压力分布对比Fig.19 Comparison of surface pressure distributions of nacelle

表4给出了初始短舱与优化短舱的设计点性能，其中CD,f和CD,p分别为摩擦阻力系数和压差阻力系数。对比表3和表4结果，短舱巡航阻力、全推力状态总压恢复系数与所选优化目标具有良好的一致性，巡航阻力减小主要是压差阻力分量贡献，摩擦阻力分量基本不变。

表3 初始短舱与优化短舱的目标与约束值

表4 初始短舱与优化短舱设计点性能

图20和图21分别给出了优化方案巡航状态对称面马赫数云图和全推力状态风扇面径向总压比分布(P0∞为来流总压)。图19～图21的结果表明，3种短舱具有不同的内外流性能侧重，可供不同设计要求选择。其中，短舱A在两个设计点进气道马赫数均最小，低速全推力状态风扇面径向总压比分布最均匀，总压恢复系数和进气道效率最高，同时高速巡航状态短舱外表面流动满足设计约束。短舱C巡航状态外表面最大马赫数和头部超声速区最小，激波强度最弱，短舱压差阻力最小，摩擦阻力略有增加，在背撑式发动机布局中短舱外部流动对机体的干扰最小，同时低速全推力状态进气道总压恢复系数满足进气道效率要求。短舱B是短舱A和短舱C的折中，两个设计点短舱外流和内流性能均提高。

图20 优化短舱巡航状态对称面马赫数云图Fig.20 Mach number contours on symmetry plane of optimized nacelles at cruise condition

图21 全推力状态风扇面径向总压比对比Fig.21 Comparison of total pressure ratio along radial fan face at full thrust condition

接着验证优化方案最大推力状态性能，如表5 和图22所示。可以看出，全推力状态的优化结果在更大换算流量状态下仍然可靠，3个典型方案进气道最大马赫数均有不同程度降低，风扇面径向总压比分布更均匀，进气道总压恢复系数满足设计要求。

最后以内流性能最差的短舱C为研究对象，分析侧风起飞状态(H=0 km,Ma∞=0.05, 侧滑角β=45°)进气道性能，侧风方向从右至左。该状态下，发动机进气换算流量为1 061.39 kg/s，与最大推力状态相当。图23给出了短舱C风扇面总压比云图和表面极限流线，可以看出，由于近壁面气流受黏性损失的影响而造成总压降低，低总压区主要分布在壁面附近,背风面进气道保持附着流动，短舱C在侧风起飞状态下进气畸变较小，可以满足发动机正常工作要求。

表5 初始短舱与优化短舱最大推力状态性能

Table 5 Performances of initial and optimized nacelles at maximum thrust conditions

参数数值初始短舱短舱A短舱B短舱C进气道最大Ma0.82720.74030.78010.8264Ma变化量/%-10.51-5.69-0.10最大推力状态σ0.99120.99220.99180.9912σ变化量/%0.100.060

图22 优化短舱最大推力状态性能Fig.22 Performance of optimized nacelles at maximum thrust condition

图23 优化短舱C侧风起飞状态进气性能Fig.23 Intake performance of optimized Nacelle C at takeoff condition with crosswind

4 动力短舱安装状态流场分析

本节选取外流性能最优的短舱C作为动力短舱设计方案，对典型飞行状态下带动力装置的全机流场(以下简称“动力构型”)进行数值模拟，分析机体和动力短舱之间的相互影响，其中发动机安装位置和机体上表面局部修型方案基于团队研究成果确定[33]。

动力短舱构型高速巡航设计点(H=11.58 km,Ma∞=0.85,CL=0.2)的三维流场如图24所示。从图24(a)可以看出，经过动力短舱设计和机体上表面局部修型的动力构型方案，消除了后体表面的低压区和强激波，使短舱和后体表面均保持良好的附着流动，机体和短舱之间较强的流动干扰得到了抑制。从图24(b)可以看出，短舱安装高度大于所在位置机体附面层高度，由于发动机巡航工作状态进气质量流比小于1，进气流管为扩张流管，安装短舱进气道总压恢复系数为0.994 5，小于单独短舱，但仍满足进气品质要求；和单独动力短舱计算结果相似，安装短舱仅在头部较小区域存在超声速区，受机体流动干扰影响，短舱下表面头部最大马赫数高于单独动力短舱，达到1.32，但并未在机体表面形成激波。对比图7和图24可知，动力短舱进气效应会前传1倍风扇直径，对机体表面流动产生影响，使机身中部超声速区强度增加并以一道弱激波终止。

图24 动力短舱构型巡航设计点流态Fig.24 Flow pattern of powered-on nacelle configuration at cruise design point

动力短舱构型低速大迎角状态(H=0 km,Ma∞=0.20,α=10°～12°)的空间流线、总压切片和短舱入口流线局部放大图如图25所示，该飞行状态为正常起飞状态，发动机处于最大推力工作状态，入口物理流量和换算流量分别为1 093.71 kg/s和1 067.86 kg/s，高压压气机和风扇的相对物理转速分别为105%和92%。动力构型与干净构型流动分离形态相同，迎角12°时，外翼和过渡段流动分离并未影响发动机进气，由于发动机最大推力工作状态进气质量流比远大于1，进气流管为收缩流管，但低能的附面层和分离气流并未被进气道吸入，安装状态进气道总压恢复系数为0.991 7，满足进气道设计要求。尽管自由来流迎角很大，但发动机进气流管与短舱轴线基本平行，机体可以为短舱提供均匀稳定的进气。图26给出了干净构型和动力构型短舱对称面所在机体截面的马赫数云图对比，可以看出，动力短舱进气效应对进气道前部流动产生抽吸作用，使机身上表面流动速度增加、压力减小，机体升力相应增加。

对动力短舱安装状态的流场分析表明：高速巡航飞行状态，本文设计的短舱C方案，结合团队机体上表面修型研究成果，可以有效解决背撑发动机短舱和机体之间的强激波和后体流动分离问题；低速大迎角正常起飞状态，发动机为最大推力工作状态，考虑机体外流的情况下，短舱C进气道总压恢复系数仍然满足设计要求，机体能够为短舱提供良好的进气环境。