動力系統布置對于翼身融合飛機氣動特性的影響

賈媛，楊玉騰，吳江浩

(北京航空航天大學 交通科學與工程學院，北京 100191)

翼身融合布局飛機概念由Liebeck[1]提出，相對于傳統布局的飛機來說，翼身融合飛機具有結構質量輕、升阻比高、燃油消耗低等優勢[2-4]。

為了進一步減小噪音，降低污染物排放，美國航 空 航 天 局（National Aeronautics and Space Administration ，NASA）提出一種帶分布式驅動的翼身融合構型[5]。麻省理工大學(Massachusetts Institute of Technology , MIT)在第3 代靜音飛機SAX-40[6]上采用了分布式動力[7-9], 其推進方式為一臺核心機驅動3 個風扇。SAX-40 在設計中采用分布式動力與翼身融合耦合布局方式，將分布式推進系統半埋于機身上表面后部，通過邊界層吸入（boundary layer ingestion, BLI）提高氣動性能，達到降低燃油消耗的目的。目前，NASA 聯合Boeing 及研究機構，提出了分布式推進系統與帶有BLI 的翼身融合（blendedwing-body, BWB）布局耦合設計的概念[9-13]，結果表明該設計將使推進效率提升2%。分布式推進系統和翼身融合布局耦合的新概念飛機將有效提升飛機性能，具有廣闊的發展前景[14]。南京航空航天大學的陳青等[15]進行了類似X48-B 飛機的三維重建與氣動分析，戴浩和余雄慶[16]進行了翼身融合布局飛機幾何參數化的研究。

對于分布式動力翼身融合布局飛機，核心機用于提供電力，不作為主要推力提供部件，所以大部分研究很少考慮核心機對氣動特性的影響。為了更接近真實的幾何模型和邊界層吸入效果，本文以350 座分布式動力的翼身融合飛機（BWB-350）為構型，研究了分布式動力系統參數（核心機展向位置，動力系統弦向、展向排布方式）對分布式動力翼身融合客機的氣動影響規律?？偨Y其影響機理，篩選出性能較優的構型，探究其起飛、巡航狀態下的氣動特性規律。

1 模型與方法

1.1 模型定義

本文研究對象為具有分布式推進系統和翼身融合布局的中遠程旅客運輸機（BWB-350），選自閆萬方等[4]的研究。飛機座位數為352，航程為14 760 km，巡航高度為11 000 m，巡航馬赫數為0.85，最大起飛重量為232 000 kg，巡航升阻比不低于23。

該新型客機分為中心體、融合段、外翼段三部分。其中，中心體部分布置客艙、貨艙，如圖1 所示，客艙區域最小高度為2.5 m，貨艙高度為1.63 m，中心體展長設置為21 m。飛機平面展長為74.52 m，對稱面弦長為44.6 m，參考面積約為560 m2，參考長度約為10.6 m，重心位置位于距離機頭27.3 m處，平面幾何構型如圖2 所示。

圖1 BWB-350 客機中心體布置Fig.1 BWB-350 airliner center body arrangement

圖2 帶有邊界層吸入的翼身融合飛機Fig.2 Wing-body fusion aircraft with boundary layer suction

本文推進系統主要由9 臺風扇和2 臺核心機組成，核心機和風扇分布在中心體上表面，核心機采用渦軸發動機，核心機的內部具體構型如圖3 所示。本文主要研究分布式推進翼身融合布局飛機的氣動特性，動力系統內部復雜流動情況可忽略，所以將分布式推進系統簡化為帶進氣和排氣平面的簡化模型，保留對機身表面的邊界層抽吸作用，如圖4 所示。

圖3 核心機內部示意圖Fig.3 Internal diagram of the core machine

圖4 分布式推進系統簡化示意圖Fig.4 Simplified schematic of the distributed propulsion system

風扇系統起飛和巡航狀態下的工作參數如表1和表2 所示。

表1 巡航狀態風扇系統參數Table 1 Fan system parameters of cruise state

表2 起飛狀態風扇系統參數Table 2 Fan system parameters of takeoff state

核心機的工作參數如表3 和表4 所示。

表3 巡航狀態核心機參數Table 3 Core parameters of cruise state

表4 起飛狀態核心機參數Table 4 Core parameters of takeoff state

1.2 數值計算和網格驗證

1.2.1 數值計算方法及邊界條件

本文選用半模進行縱向氣動參數數值計算，以三維定常雷諾Navier-Stokes 平均方程(Reynoldsaveraged Navier-Stokes, RANS)作為控制方程，選用基于壓力的隱式耦合求解方法的二階精度求解，湍流模型為S-A（spalart-allmaras）模型，采用壓力遠場邊界條件和無滑移的絕熱壁面條件。推進系統入口條件為壓力出口，推進系統出口條件為質量流量入口。

1.2.2 網格模型及無關性驗證

模型采用C-H 型結構網格，在飛機前后緣、機體表面、整流罩表面網格及其法向進行加密處理，遠場弦向和側向邊界均選取40 倍機身長度。如表5和表6 所示，在馬赫數Ma為0.85，迎角α為3.2°時進行第1 層網格高度y+和網格數量無關性驗證。其中，CL為升力系數，Cd為阻力系數。因此，考慮到計算精度和時間成本，最終選取第1 層網格高度為1×10?5（y+max≈2），網格數量為310 萬的網格進行后續計算。

表5 不同 y+max網格的計算結果比較（Ma=0.85, α=3.2°）Table 5 Comparison of calculation results of differenty+max grids (Ma=0.85, α=3.2°)

表6 不同網格數量計算結果比較（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 飛行條件

本文在起飛和巡航狀態下的計算條件如表7 所示。

表7 巡航和起飛狀態下的計算條件Table 7 Calculation conditions in cruise and take-off

2 動力系統排布方式對氣動特性的影響

同時考慮風扇和核心機的影響，研究巡航狀態下核心機展向位置、動力系統弦向和展向分布方式對氣動特性的影響，通過對不同構型的流場分析，得到起飛和巡航狀態下氣動性能較優的構型。

2.1 核心機展向位置的影響

保證風扇的面積和流量不變，在動力系統中考慮核心機的作用，將核心機和風扇均勻排布在中心體上翼面，探究核心機的展向位置對氣動特性的影響規律。圖5 為核心機安裝方案，將核心機分別安裝在①、②、③、④、⑤的位置，計算結果分別用case1、case2、case3、case4、case5 表示。巡航狀態下，迎角為3.2°，結果如表8 所示，其中，case0 為只考慮風扇影響的構型，CM為俯仰力矩系數，K為升阻比。

表8 核心機不同布置方案計算結果Table 8 Calculation results for different core arrangements

圖5 核心機安裝方案Fig.5 Installation schemes of core machine

圖6 為case0 方案和case1 方案飛機上表面的壓力分布對比圖?？芍?，考慮核心機的影響后，中心體上翼面在動力系統入口處前段低壓區減小，高壓區增大，導致飛機升力減小，阻力減小，抬頭力矩增加；由于噴流作用，尾噴管出口后的中心體上翼面部分，低壓區減小，使得升力減小，阻力減小。動力系統的變化導致整流罩上表面低壓區增大，升力和阻力都略有增加，但相對于整個飛機來說，整流罩面積占比小，對氣動特性的影響小于機體表面壓力變化的影響。對于融合段部分，上翼面低壓區減小明顯，升力減小。外翼段前緣部分低壓區也略有減小，使得升力略有減小。因此，同時考慮風扇系統和核心機的影響使飛機升力系數、阻力系數減小，抬頭力矩增加，升阻比基本不變。

圖6 有無核心機構型上表面壓力分布對比Fig.6 Comparison of surface pressure distribution on models with and without core mechanism

由case1～case5 的計算結果可知，核心機的展向位置對升力系數、阻力系數、升阻比影響較小，考慮到拓撲結構和程序化的易實現性，選取case1方案作為下一步的基礎構型，即將核心機布置在中心體展向最外側。

2.2 動力系統弦向位置的影響

以2.1 節case1 布置方案為基礎，針對動力系統后掠角 θ和弦向布置位置L?f（對稱面處動力系統進氣位置到機頭的距離與飛機翼根弦長的比值）2 個設計參數，分析不同弦向排布方式對飛機氣動特性的影響。

圖7 為本節設計的推進系統不同后掠角的布置方案，圖中灰色區域為風扇動力系統，黑色區域為核心機位置。固定對稱面處風扇位置，改變中心體外側核心機位置，動力系統后掠角θ分別設為?30°、?20°、?12°；固定中心體外側核心機安裝位置，改變對稱面處風扇系統的位置，動力系統后掠角θ分別設為0°、4.5°、13°和22°。

圖7 動力系統不同后掠角布置方案Fig.7 Power system with different swept-back angles

巡航狀態下，迎角為3.2°，得到飛機的氣動特性隨動力系統弦向后掠角變化的規律，計算結果如表9 所示。

表9 動力系統不同后掠角計算結果Table 9 Calculation results for different swept-back angles of power system

圖8 為不同后掠角排布方式的上翼面壓力分布對比?？芍?，當固定對稱面處風扇的位置，隨著核心機位置前移，中心體上表面前緣部分低壓區減小，動力系統入口處翼面的高壓區減小，導致升力減小，阻力增加。整流罩表面隨著核心機的前移，高壓區增加，低壓區減小，導致升力阻力均減小。動力系統的變化對飛機外翼段部分的影響較小，可忽略不計。

圖8 不同布置方案的上翼面壓力分布對比Fig.8 Comparison of pressure distribution on the upper airfoil for different arrangements

綜合來看，核心機的前移導致飛機整體氣動性能變化為升力減小、阻力增加、升阻比下降、抬頭力矩增加。通過對比可知，當后掠角θ為?12°時，該布置方案氣動性能較好。

固定中心體外側核心機的位置時，隨著對稱面處風扇位置的前移，中心體上表面動力系統入口前的低壓區和高壓區逐漸減小，動力系統后部的中心體上翼面高壓區不斷擴大，使得飛機升力減小、阻力減小。對于整流罩部分，隨著對稱面動力系統前移，整流罩表面低壓區面積逐漸擴大，導致升力增加、阻力增加。動力系統位置的變化對飛機外翼段影響較小。隨著對稱面處風扇位置前移，飛機整體巡航升力不斷減小，阻力先減小后增加，升阻比減小，抬頭力矩逐漸增加。后掠角θ為?12°時，動力系統位置相對其他構型更加靠近中心體后緣，綜合考慮中心體和整流罩，其上表面背風區域低壓區相對較大且力臂長，產生低頭力矩較大。

圖9 為氣動系數隨著動力系統后掠角的變化曲線，隨后掠角的變化，升阻比先提升趨于穩定后下降，考慮到該構型飛機在巡航條件下的約束條件，即升力系數CL為0.362，俯仰力矩系數滿足|CM|≤0.005，綜合對比以上不同后掠角的方案，當后掠角θ為?12°，即與中心體后緣后掠角一致時，升阻比相對較高，且近似滿足約束條件，因此，選用該構型作為下一步研究的基礎構型。

圖9 巡航氣動參數隨后掠角的變化曲線Fig.9 Variation curves of cruise aerodynamic parameters with swept-back angle

以動力系統的后掠角θ為?12°時的構型為基礎，選取L?f分別為0.75、0.78、0.80、0.82，如圖10 所示。

圖10 動力系統不同弦向位置排布方式Fig.10 Different chord positions of power system

巡航狀態下，迎 角為3.2°，得到飛機的氣動特性隨動力系統弦向位置變化的規律，計算結果如表10 所示。

表10 動力系統不同弦向位置方案計算結果Table 10 Calculation results for different chordal position of power system

圖11 為動力系統在不同弦向位置構型的上表面壓力分布對比?？芍?，隨著動力系統的整體前移，中心體上表面迎風區域低壓區減小，背風區域高壓區減小，整流罩上表面，前緣部分低壓區增加，后緣部分高壓區減小，綜合來看，上表面高壓區減小導致升力增加、阻力增加。融合段部分，隨著動力系統弦向位置前移，融合段背風面低壓區增加，使得阻力增加。外翼段部分迎風區域低壓區減小，背風區域低壓區增加，導致阻力增加。綜上可得，動力系統整體前移導致飛機升力增加，阻力增加，升阻比減小，低頭力矩增加。圖12 為各個氣動參數隨著動力系統弦向位置的變化曲線，考慮到該構型飛機在巡航條件下的約束條件，即升力系數CL為0.362，俯仰力矩系數滿足 |CM|≤0.005，當L?f為0.80時近似滿足約束條件，且升阻比較大。

圖11 動力系統不同弦向位置方案上表面壓力分布對比Fig.11 Comparison of surface pressure distribution on different chordal positions for power system

圖12 巡航氣動參數隨弦向位置的變化曲線Fig.12 Variation curve of cruise aerodynamic parameters with chordal position

2.3 動力系統展向位置的影響

根據2.2 節確定的后掠角θ為?12°，弦向位置L?f為0.80 構型為基礎分析推進系統沿機身展向的不同分布方式對氣動特性的影響。如圖13 所示，case A 是將核心機和風扇看成一個連貫整體，展向上占據中心體整個上表面。case B 為將核心機和風扇分開，單獨置于中心體兩側，整流罩也分為風扇和核心機兩部分。case C 為在保證推進系統進出口面積不變的情況下縮短其展向占比。

圖13 動力系統不同展向排布方式Fig.13 Different spanwise configurations of power system

巡航狀態下，迎角為3.2°，計算得到不同展向分布構型的氣動參數，如表11 所示。

表11 動力系統不同展向布置方案計算結果Table 11 Calculation results for different spanwise configurations of power system

圖14 為動力系統不同展向分布方案的上表面壓力分布對比，圖15 為3 種方案不同特征截面的壓力系數Cp分布曲線?？芍?，case A 和case B 上表面壓力分布基本相同，根據特征截面的壓力分布曲線可以看出，case A 和case B 方案只在整流罩上表面和動力系統進口位置處壓力分布存在較小區別，該部分影響較小，所以case A 和case B 的升力系數、阻力系數、升阻比等氣動參數基本相同。case A和case C 相比，隨著動力系統展向占比減小，推進系統入口處翼面高壓區增加，由特征截面壓力分布可以看出，case C 的整流罩上表面低壓區明顯減小，使得升力減小、阻力減小。因此，減小動力系統展向占比會使得飛機巡航升力減小、阻力減小、升阻比下降。綜合考慮約束條件，case A 的動力系統展向排布方式較為合理，在盡可能滿足約束條件的情況，升阻比也相對較高。

圖14 動力系統不同展向布置方案上翼面壓力分布對比Fig.14 Comparison of airfoil pressure distribution on different spanwise configurations of power system

圖15 不同方案各特征截面翼型壓力分布對比Fig.15 Comparison of pressure distribution in each characteristic section airfoil

2.4 典型構型氣動特性分析

本節針對2.3 節得到的較優構型case A 進行了不同飛行狀態下的氣動特性分析，圖16 為case A構型巡航狀態下各氣動系數隨迎角的變化規律?？芍?，在0°～5°迎角下，升力系數CL隨迎角增大線性增加；5°～8°迎角下，升力系數仍逐漸增加，升力線斜率減小，在8°迎角下，升力線斜率減小為0；之后繼續增大迎角，升力系數先減小后增加。阻力系數Cd隨著迎角的增加呈現先減小后增大，在迎角1.5°左右時阻力系數達到最小，約為0.010 9。隨著迎角的增加，巡航升阻比K先增大后減小，在小迎角范圍內，升力線斜率大于阻力系數的增長率，所以升阻比K呈增大趨勢，當迎角大于4°時，阻力系數增長率逐漸提高，導致升阻比K隨迎角增加逐漸減小，當迎角為3.2°左右時，升阻比近似達到最大值，約為22.39。0°～5°迎角下，俯仰力矩系數CM隨著迎角增大，低頭力矩逐漸增加，具有靜穩定性；在6°～8°迎角下，隨著迎角增大，飛機的抬頭力矩逐漸增加；當迎角大于8°時，俯仰力矩系數在0 附近出現波動?？傮w來看，飛機在巡航迎角3.2°左右，具有最大升阻比，且升力系數為0.366 8，滿足巡航升力需求，俯仰力矩系數較小，滿足配平條件。

圖16 巡航氣動特性曲線Fig.16 Cruise aerodynamic characteristics curves

圖17 為case A 構型在起飛狀態下各氣動系數隨迎角的變化曲線?？芍?，升力系數CL隨迎角的增加增大，在0°～8°迎角下，升力系數呈線性增加；8°迎角時，出現局部失速，升力線斜率變??；迎角在10°以上時，升力系數隨著迎角增大線性增大，相比于小迎角狀態，該段升力線斜率較小，在10°迎角下，升力系數可達到1.054 1，滿足起飛時升力系數的需求。阻力系數Cd隨著迎角增大不斷上升，整體呈拋物線形狀。起飛時升阻比K隨著迎角增加先增大后減小，當迎角在4°左右時，升阻比近似達到最大值，約為13.15。俯仰力矩系數方面，當在0°～10°時，隨著迎角增加，飛機抬頭力矩逐漸增加，迎角在10°～15°范圍內，俯仰力矩系數在0.3 左右波動。

圖17 起飛氣動特性曲線Fig.17 Take-off aerodynamic characteristic curves

3 結 論

1）在風扇構型的基礎上，增加了核心機的影響后，由于動力系統邊界層吸入作用減弱，上翼面后緣高壓區增大，使得巡航狀態下飛機升阻力均減小，升阻比基本不變，飛機抬頭力矩增加。另外，核心機展向位置不同，主要對整流罩表面和進氣位置處翼面的壓力分布有影響且區別較小，氣動性能差別不大。

2）考慮約束條件的要求，當后掠角θ為?12°，弦向位置L?f為0.8 時，飛機的巡航性能相對最優，升阻比達到22.39。推進系統進口位置后移，有利于提高升阻比，同時增大抬頭力矩，不利于飛機配平。

3）在動力系統面積和流量不變的情況下，縮小其展向寬度會導致升力減小、阻力減小、升阻比下降，抬頭力矩增加。另外，核心機是否獨立于風扇放置對巡航氣動特性基本沒有影響。

4）飛機巡航迎角為3.2°，且升阻比在該點達到最大值，約為22.39，俯仰力矩系數為?0.005 6，有利于飛機配平；起飛狀態下，在10°迎角下，升力系數CL達到1.054 1，滿足起飛時的升力系數要求。