动力系统布置对于翼身融合飞机气动特性的影响

2023-06-10贾媛杨玉腾吴江浩

北京航空航天大学学报 2023年5期

贾媛，杨玉腾，吴江浩

(北京航空航天大学交通科学与工程学院，北京 100191)

翼身融合布局飞机概念由Liebeck[1]提出，相对于传统布局的飞机来说，翼身融合飞机具有结构质量轻、升阻比高、燃油消耗低等优势[2-4]。

为了进一步减小噪音，降低污染物排放，美国航空航天局（National Aeronautics and Space Administration ，NASA）提出一种带分布式驱动的翼身融合构型[5]。麻省理工大学(Massachusetts Institute of Technology , MIT)在第3 代静音飞机SAX-40[6]上采用了分布式动力[7-9], 其推进方式为一台核心机驱动3 个风扇。SAX-40 在设计中采用分布式动力与翼身融合耦合布局方式，将分布式推进系统半埋于机身上表面后部，通过边界层吸入（boundary layer ingestion, BLI）提高气动性能，达到降低燃油消耗的目的。目前，NASA 联合Boeing 及研究机构，提出了分布式推进系统与带有BLI 的翼身融合（blendedwing-body, BWB）布局耦合设计的概念[9-13]，结果表明该设计将使推进效率提升2%。分布式推进系统和翼身融合布局耦合的新概念飞机将有效提升飞机性能，具有广阔的发展前景[14]。南京航空航天大学的陈青等[15]进行了类似X48-B 飞机的三维重建与气动分析，戴浩和余雄庆[16]进行了翼身融合布局飞机几何参数化的研究。

对于分布式动力翼身融合布局飞机，核心机用于提供电力，不作为主要推力提供部件，所以大部分研究很少考虑核心机对气动特性的影响。为了更接近真实的几何模型和边界层吸入效果，本文以350 座分布式动力的翼身融合飞机（BWB-350）为构型，研究了分布式动力系统参数（核心机展向位置，动力系统弦向、展向排布方式）对分布式动力翼身融合客机的气动影响规律。总结其影响机理，筛选出性能较优的构型，探究其起飞、巡航状态下的气动特性规律。

1 模型与方法

1.1 模型定义

本文研究对象为具有分布式推进系统和翼身融合布局的中远程旅客运输机（BWB-350），选自闫万方等[4]的研究。飞机座位数为352，航程为14 760 km，巡航高度为11 000 m，巡航马赫数为0.85，最大起飞重量为232 000 kg，巡航升阻比不低于23。

该新型客机分为中心体、融合段、外翼段三部分。其中，中心体部分布置客舱、货舱，如图1 所示，客舱区域最小高度为2.5 m，货舱高度为1.63 m，中心体展长设置为21 m。飞机平面展长为74.52 m，对称面弦长为44.6 m，参考面积约为560 m2，参考长度约为10.6 m，重心位置位于距离机头27.3 m处，平面几何构型如图2 所示。

图1 BWB-350 客机中心体布置Fig.1 BWB-350 airliner center body arrangement

图2 带有边界层吸入的翼身融合飞机Fig.2 Wing-body fusion aircraft with boundary layer suction

本文推进系统主要由9 台风扇和2 台核心机组成，核心机和风扇分布在中心体上表面，核心机采用涡轴发动机，核心机的内部具体构型如图3 所示。本文主要研究分布式推进翼身融合布局飞机的气动特性，动力系统内部复杂流动情况可忽略，所以将分布式推进系统简化为带进气和排气平面的简化模型，保留对机身表面的边界层抽吸作用，如图4 所示。

图3 核心机内部示意图Fig.3 Internal diagram of the core machine

图4 分布式推进系统简化示意图Fig.4 Simplified schematic of the distributed propulsion system

风扇系统起飞和巡航状态下的工作参数如表1和表2 所示。

表1 巡航状态风扇系统参数Table 1 Fan system parameters of cruise state

表2 起飞状态风扇系统参数Table 2 Fan system parameters of takeoff state

核心机的工作参数如表3 和表4 所示。

表3 巡航状态核心机参数Table 3 Core parameters of cruise state

表4 起飞状态核心机参数Table 4 Core parameters of takeoff state

1.2 数值计算和网格验证

1.2.1 数值计算方法及边界条件

本文选用半模进行纵向气动参数数值计算，以三维定常雷诺Navier-Stokes 平均方程(Reynoldsaveraged Navier-Stokes, RANS)作为控制方程，选用基于压力的隐式耦合求解方法的二阶精度求解，湍流模型为S-A（spalart-allmaras）模型，采用压力远场边界条件和无滑移的绝热壁面条件。推进系统入口条件为压力出口，推进系统出口条件为质量流量入口。

1.2.2 网格模型及无关性验证

模型采用C-H 型结构网格，在飞机前后缘、机体表面、整流罩表面网格及其法向进行加密处理，远场弦向和侧向边界均选取40 倍机身长度。如表5和表6 所示，在马赫数Ma为0.85，迎角α为3.2°时进行第1 层网格高度y+和网格数量无关性验证。其中，CL为升力系数，Cd为阻力系数。因此，考虑到计算精度和时间成本，最终选取第1 层网格高度为1×10−5（y+max≈2），网格数量为310 万的网格进行后续计算。

表5 不同 y+max网格的计算结果比较（Ma=0.85, α=3.2°）Table 5 Comparison of calculation results of differenty+max grids (Ma=0.85, α=3.2°)

表6 不同网格数量计算结果比较（Ma=0.85, α=3.2°）Table 6 Comparison of calculation results of different overall grid densities (Ma=0.85, α=3.2°)

1.2.3 飞行条件

本文在起飞和巡航状态下的计算条件如表7 所示。

表7 巡航和起飞状态下的计算条件Table 7 Calculation conditions in cruise and take-off

2 动力系统排布方式对气动特性的影响

同时考虑风扇和核心机的影响，研究巡航状态下核心机展向位置、动力系统弦向和展向分布方式对气动特性的影响，通过对不同构型的流场分析，得到起飞和巡航状态下气动性能较优的构型。

2.1 核心机展向位置的影响

保证风扇的面积和流量不变，在动力系统中考虑核心机的作用，将核心机和风扇均匀排布在中心体上翼面，探究核心机的展向位置对气动特性的影响规律。图5 为核心机安装方案，将核心机分别安装在①、②、③、④、⑤的位置，计算结果分别用case1、case2、case3、case4、case5 表示。巡航状态下，迎角为3.2°，结果如表8 所示，其中，case0 为只考虑风扇影响的构型，CM为俯仰力矩系数，K为升阻比。

表8 核心机不同布置方案计算结果Table 8 Calculation results for different core arrangements

图5 核心机安装方案Fig.5 Installation schemes of core machine

图6 为case0 方案和case1 方案飞机上表面的压力分布对比图。可知，考虑核心机的影响后，中心体上翼面在动力系统入口处前段低压区减小，高压区增大，导致飞机升力减小，阻力减小，抬头力矩增加；由于喷流作用，尾喷管出口后的中心体上翼面部分，低压区减小，使得升力减小，阻力减小。动力系统的变化导致整流罩上表面低压区增大，升力和阻力都略有增加，但相对于整个飞机来说，整流罩面积占比小，对气动特性的影响小于机体表面压力变化的影响。对于融合段部分，上翼面低压区减小明显，升力减小。外翼段前缘部分低压区也略有减小，使得升力略有减小。因此，同时考虑风扇系统和核心机的影响使飞机升力系数、阻力系数减小，抬头力矩增加，升阻比基本不变。

图6 有无核心机构型上表面压力分布对比Fig.6 Comparison of surface pressure distribution on models with and without core mechanism

由case1～case5 的计算结果可知，核心机的展向位置对升力系数、阻力系数、升阻比影响较小，考虑到拓扑结构和程序化的易实现性，选取case1方案作为下一步的基础构型，即将核心机布置在中心体展向最外侧。

2.2 动力系统弦向位置的影响

以2.1 节case1 布置方案为基础，针对动力系统后掠角 θ和弦向布置位置L∗f（对称面处动力系统进气位置到机头的距离与飞机翼根弦长的比值）2 个设计参数，分析不同弦向排布方式对飞机气动特性的影响。

图7 为本节设计的推进系统不同后掠角的布置方案，图中灰色区域为风扇动力系统，黑色区域为核心机位置。固定对称面处风扇位置，改变中心体外侧核心机位置，动力系统后掠角θ分别设为−30°、−20°、−12°；固定中心体外侧核心机安装位置，改变对称面处风扇系统的位置，动力系统后掠角θ分别设为0°、4.5°、13°和22°。

图7 动力系统不同后掠角布置方案Fig.7 Power system with different swept-back angles

巡航状态下，迎角为3.2°，得到飞机的气动特性随动力系统弦向后掠角变化的规律，计算结果如表9 所示。

表9 动力系统不同后掠角计算结果Table 9 Calculation results for different swept-back angles of power system

图8 为不同后掠角排布方式的上翼面压力分布对比。可知，当固定对称面处风扇的位置，随着核心机位置前移，中心体上表面前缘部分低压区减小，动力系统入口处翼面的高压区减小，导致升力减小，阻力增加。整流罩表面随着核心机的前移，高压区增加，低压区减小，导致升力阻力均减小。动力系统的变化对飞机外翼段部分的影响较小，可忽略不计。

图8 不同布置方案的上翼面压力分布对比Fig.8 Comparison of pressure distribution on the upper airfoil for different arrangements

综合来看，核心机的前移导致飞机整体气动性能变化为升力减小、阻力增加、升阻比下降、抬头力矩增加。通过对比可知，当后掠角θ为−12°时，该布置方案气动性能较好。

固定中心体外侧核心机的位置时，随着对称面处风扇位置的前移，中心体上表面动力系统入口前的低压区和高压区逐渐减小，动力系统后部的中心体上翼面高压区不断扩大，使得飞机升力减小、阻力减小。对于整流罩部分，随着对称面动力系统前移，整流罩表面低压区面积逐渐扩大，导致升力增加、阻力增加。动力系统位置的变化对飞机外翼段影响较小。随着对称面处风扇位置前移，飞机整体巡航升力不断减小，阻力先减小后增加，升阻比减小，抬头力矩逐渐增加。后掠角θ为−12°时，动力系统位置相对其他构型更加靠近中心体后缘，综合考虑中心体和整流罩，其上表面背风区域低压区相对较大且力臂长，产生低头力矩较大。

图9 为气动系数随着动力系统后掠角的变化曲线，随后掠角的变化，升阻比先提升趋于稳定后下降，考虑到该构型飞机在巡航条件下的约束条件，即升力系数CL为0.362，俯仰力矩系数满足|CM|≤0.005，综合对比以上不同后掠角的方案，当后掠角θ为−12°，即与中心体后缘后掠角一致时，升阻比相对较高，且近似满足约束条件，因此，选用该构型作为下一步研究的基础构型。

图9 巡航气动参数随后掠角的变化曲线Fig.9 Variation curves of cruise aerodynamic parameters with swept-back angle

以动力系统的后掠角θ为−12°时的构型为基础，选取L∗f分别为0.75、0.78、0.80、0.82，如图10 所示。

图10 动力系统不同弦向位置排布方式Fig.10 Different chord positions of power system

巡航状态下，迎角为3.2°，得到飞机的气动特性随动力系统弦向位置变化的规律，计算结果如表10 所示。

表10 动力系统不同弦向位置方案计算结果Table 10 Calculation results for different chordal position of power system

图11 为动力系统在不同弦向位置构型的上表面压力分布对比。可知，随着动力系统的整体前移，中心体上表面迎风区域低压区减小，背风区域高压区减小，整流罩上表面，前缘部分低压区增加，后缘部分高压区减小，综合来看，上表面高压区减小导致升力增加、阻力增加。融合段部分，随着动力系统弦向位置前移，融合段背风面低压区增加，使得阻力增加。外翼段部分迎风区域低压区减小，背风区域低压区增加，导致阻力增加。综上可得，动力系统整体前移导致飞机升力增加，阻力增加，升阻比减小，低头力矩增加。图12 为各个气动参数随着动力系统弦向位置的变化曲线，考虑到该构型飞机在巡航条件下的约束条件，即升力系数CL为0.362，俯仰力矩系数满足 |CM|≤0.005，当L∗f为0.80时近似满足约束条件，且升阻比较大。

图11 动力系统不同弦向位置方案上表面压力分布对比Fig.11 Comparison of surface pressure distribution on different chordal positions for power system

图12 巡航气动参数随弦向位置的变化曲线Fig.12 Variation curve of cruise aerodynamic parameters with chordal position

2.3 动力系统展向位置的影响

根据2.2 节确定的后掠角θ为−12°，弦向位置L∗f为0.80 构型为基础分析推进系统沿机身展向的不同分布方式对气动特性的影响。如图13 所示，case A 是将核心机和风扇看成一个连贯整体，展向上占据中心体整个上表面。case B 为将核心机和风扇分开，单独置于中心体两侧，整流罩也分为风扇和核心机两部分。case C 为在保证推进系统进出口面积不变的情况下缩短其展向占比。

图13 动力系统不同展向排布方式Fig.13 Different spanwise configurations of power system

巡航状态下，迎角为3.2°，计算得到不同展向分布构型的气动参数，如表11 所示。

表11 动力系统不同展向布置方案计算结果Table 11 Calculation results for different spanwise configurations of power system

图14 为动力系统不同展向分布方案的上表面压力分布对比，图15 为3 种方案不同特征截面的压力系数Cp分布曲线。可知，case A 和case B 上表面压力分布基本相同，根据特征截面的压力分布曲线可以看出，case A 和case B 方案只在整流罩上表面和动力系统进口位置处压力分布存在较小区别，该部分影响较小，所以case A 和case B 的升力系数、阻力系数、升阻比等气动参数基本相同。case A和case C 相比，随着动力系统展向占比减小，推进系统入口处翼面高压区增加，由特征截面压力分布可以看出，case C 的整流罩上表面低压区明显减小，使得升力减小、阻力减小。因此，减小动力系统展向占比会使得飞机巡航升力减小、阻力减小、升阻比下降。综合考虑约束条件，case A 的动力系统展向排布方式较为合理，在尽可能满足约束条件的情况，升阻比也相对较高。

图14 动力系统不同展向布置方案上翼面压力分布对比Fig.14 Comparison of airfoil pressure distribution on different spanwise configurations of power system

图15 不同方案各特征截面翼型压力分布对比Fig.15 Comparison of pressure distribution in each characteristic section airfoil

2.4 典型构型气动特性分析

本节针对2.3 节得到的较优构型case A 进行了不同飞行状态下的气动特性分析，图16 为case A构型巡航状态下各气动系数随迎角的变化规律。可知，在0°～5°迎角下，升力系数CL随迎角增大线性增加；5°～8°迎角下，升力系数仍逐渐增加，升力线斜率减小，在8°迎角下，升力线斜率减小为0；之后继续增大迎角，升力系数先减小后增加。阻力系数Cd随着迎角的增加呈现先减小后增大，在迎角1.5°左右时阻力系数达到最小，约为0.010 9。随着迎角的增加，巡航升阻比K先增大后减小，在小迎角范围内，升力线斜率大于阻力系数的增长率，所以升阻比K呈增大趋势，当迎角大于4°时，阻力系数增长率逐渐提高，导致升阻比K随迎角增加逐渐减小，当迎角为3.2°左右时，升阻比近似达到最大值，约为22.39。0°～5°迎角下，俯仰力矩系数CM随着迎角增大，低头力矩逐渐增加，具有静稳定性；在6°～8°迎角下，随着迎角增大，飞机的抬头力矩逐渐增加；当迎角大于8°时，俯仰力矩系数在0 附近出现波动。总体来看，飞机在巡航迎角3.2°左右，具有最大升阻比，且升力系数为0.366 8，满足巡航升力需求，俯仰力矩系数较小，满足配平条件。

图16 巡航气动特性曲线Fig.16 Cruise aerodynamic characteristics curves

图17 为case A 构型在起飞状态下各气动系数随迎角的变化曲线。可知，升力系数CL随迎角的增加增大，在0°～8°迎角下，升力系数呈线性增加；8°迎角时，出现局部失速，升力线斜率变小；迎角在10°以上时，升力系数随着迎角增大线性增大，相比于小迎角状态，该段升力线斜率较小，在10°迎角下，升力系数可达到1.054 1，满足起飞时升力系数的需求。阻力系数Cd随着迎角增大不断上升，整体呈抛物线形状。起飞时升阻比K随着迎角增加先增大后减小，当迎角在4°左右时，升阻比近似达到最大值，约为13.15。俯仰力矩系数方面，当在0°～10°时，随着迎角增加，飞机抬头力矩逐渐增加，迎角在10°～15°范围内，俯仰力矩系数在0.3 左右波动。