熊永臻

摘 要：在針對(duì)下一代低噪音、低污染民用航空器的設(shè)計(jì)中，翼身融合布局（BWB）結(jié)合分布式推進(jìn)系統(tǒng)被認(rèn)為是最有可能替代傳統(tǒng)客機(jī)的設(shè)計(jì)方案。結(jié)合NASA提出的N3-X下一代BWB飛行器，首先建立了BWB飛行器模型，隨后針對(duì)該模型在有無分布式動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)的工作狀態(tài)下的氣動(dòng)性能進(jìn)行了CFD計(jì)算。通過對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析，發(fā)現(xiàn)采用分布式動(dòng)力的BWB飛行器相比傳統(tǒng)不考慮動(dòng)力與翼面氣動(dòng)耦合的飛行器其升力更高，升阻比更高。此種構(gòu)型的飛行器對(duì)降低能源消耗、提高飛行都產(chǎn)生了積極影響。

關(guān)鍵詞：翼身融合飛行器;分布式動(dòng)力;耦合布局

中圖分類號(hào)：TB 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：Adoi：10.19311/j.cnki.1672-3198.2019.11.105

1 研究背景

在人類歷史上對(duì)飛行器的研究過程中大部分時(shí)間都處于將拆散了的各個(gè)部分（如：發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)身、機(jī)翼及起落架等）進(jìn)行組裝及設(shè)計(jì)階段，總覺得這樣設(shè)計(jì)與生產(chǎn)飛機(jī)是比較可取的方法。再后來，隨著飛行器的性能越來越強(qiáng)，部分與整體之間的矛盾顯現(xiàn)出來了?？傮w來說，從20世紀(jì)到21世紀(jì)，人類設(shè)計(jì)出的飛行器性能雖有不小進(jìn)步，但受限于技術(shù)水平與設(shè)計(jì)理念，傳統(tǒng)飛行器的效率很難再有突破性的提高。這個(gè)問題主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：首先是民用飛機(jī)由于布局局限導(dǎo)致的氣動(dòng)性能較差、燃料消耗率高、飛行成本更高，進(jìn)而使得傳統(tǒng)布局的飛行器有效載荷受限;而在軍用飛行器設(shè)計(jì)方面，效率與安全性問題之間的矛盾則尤為突出。

隨著民航客機(jī)對(duì)低油耗、低噪聲、高效率的不斷追求，“筒體-機(jī)翼”構(gòu)型飛行器可挖掘的潛力已經(jīng)越來越小。在亞音速民用飛行器“動(dòng)力-機(jī)體”耦合設(shè)計(jì)方面，為了進(jìn)一步提高效率，降低污染，大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)運(yùn)而生，涵道比的增加帶來了理論熱循環(huán)效率的極大提升。但同時(shí)，涵道比過大也會(huì)使得飛行器的最大飛行速度受到限制。最新一代的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)直徑已經(jīng)超過3米，繼續(xù)通過增大進(jìn)口風(fēng)扇尺寸來提高效率已經(jīng)沒有太多潛力可挖。

在此基礎(chǔ)上，飛行器設(shè)計(jì)工作者們提出了“分布式推進(jìn)”這一新概念航空動(dòng)力形式。分布式動(dòng)力構(gòu)型相對(duì)簡(jiǎn)單，結(jié)合電齒輪后理論涵道比遠(yuǎn)超目前已有的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，極大地拓展了噴氣式航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)效率進(jìn)一步挖潛的可能。同時(shí)，翼身融合飛行器作為一種先進(jìn)的理念比以往的“筒體-機(jī)翼”構(gòu)型飛行器擁有更高的效率與安全性。

針對(duì)“分布式動(dòng)力”這個(gè)概念，如何設(shè)計(jì)與構(gòu)思新型的飛行器，并保證其具有優(yōu)良的氣動(dòng)性能是目前航空領(lǐng)域的一個(gè)比較前沿的研究方向。本文主要針對(duì)采用分布式動(dòng)力的翼身融合構(gòu)型飛行器的氣動(dòng)性能進(jìn)行研究，探究采用分布式涵道風(fēng)扇取代傳統(tǒng)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于翼身融合構(gòu)型飛行器氣動(dòng)性能的影響。

2 分布式動(dòng)力翼身融合飛行器模型設(shè)計(jì)

結(jié)合飛行器設(shè)計(jì)中的翼身融合這一概念，分布式動(dòng)力對(duì)于翼身融合式飛行器（BWB）的整機(jī)氣動(dòng)性能提升有著很大的潛力。因此本文首先根據(jù)NASA公布的N3-X概念建立翼身融合飛行器模型，并在此基礎(chǔ)上對(duì)不同布置形式的涵道風(fēng)扇參數(shù)對(duì)于飛行器的氣動(dòng)性能影響進(jìn)行研究。

2.1 飛行器CFD模型

根據(jù)NASA提出的BWB飛行器概念，本研究首先建立了分布式推進(jìn)系統(tǒng)與翼身融合（BWB）布局飛行器模型。該飛行器氣動(dòng)外形由中心體、融合段、外翼段以及推進(jìn)系統(tǒng)組成，其分布式電推進(jìn)系統(tǒng)位于中心體后段上表面，主要目的是為了在保證飛行器配平的情況下盡可能多地利用分布式電涵道的抽吸作用推遲機(jī)身上的附面層分離，從而提高飛行器的升阻比。其中飛行器長(zhǎng)45m，翼展72m，最大起飛重量230噸，設(shè)計(jì)座位數(shù)在350左右，尺寸上滿足NASA對(duì)于下一代民運(yùn)飛行器的設(shè)計(jì)要求。同時(shí)，為了對(duì)比有無分布式推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)于BWB飛行器的氣動(dòng)性能影響，本研究分別建立了有無涵道的飛行器模型，用來進(jìn)行計(jì)算對(duì)比。其三維幾何模型如圖1所示。

2.2 CFD計(jì)算模型介紹

對(duì)于本研究中設(shè)計(jì)的分布式動(dòng)力飛行器的氣動(dòng)性能研究是采用商用CFD軟件Fluent進(jìn)行計(jì)算。采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分流場(chǎng)區(qū)域。此模型結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，經(jīng)網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，綜合考慮計(jì)算資源及計(jì)算精度后，選取網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)約為270萬可以兼顧計(jì)算精度和計(jì)算速度。計(jì)算模型的邊界條件為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，壓力遠(yuǎn)場(chǎng)為邊長(zhǎng)為270m的矩形，壓力值為101325Pa，溫度為300K。飛行器的飛行速度范圍在0.3Ma～0.8Ma之間。湍流模型選取k-e二階方程，第一層壁面網(wǎng)格尺寸為0.1mm。在水平恒定來流的情況下進(jìn)行多組計(jì)算，變量包括飛行器的迎角、飛行速度。通過統(tǒng)計(jì)計(jì)算所得的升力、阻力、升阻比等數(shù)據(jù)，對(duì)不同工況下的飛行器氣動(dòng)性能進(jìn)行對(duì)比分析。

針對(duì)有涵道的模型，由于分布式動(dòng)力涵道風(fēng)扇各個(gè)動(dòng)力單元性能近似，布置緊湊，進(jìn)出口均為矩形。為簡(jiǎn)化計(jì)算網(wǎng)格數(shù)量，采用矩形截面進(jìn)出口邊界條件代替涵道風(fēng)扇葉片網(wǎng)格進(jìn)行設(shè)置計(jì)算。其中涵道進(jìn)口設(shè)置為進(jìn)口壓力邊界條件，為101325Pa;參考出口設(shè)置為出口噴流速度邊界條件，相對(duì)速度為40m/s。

3 分布式動(dòng)力翼身融合飛行器計(jì)算結(jié)果分析

通過對(duì)干凈翼身融合構(gòu)型和帶涵道的翼身融合構(gòu)型在0°、3°和5°迎角;不同來流速度（0.3Ma-0.8Ma）下進(jìn)行計(jì)算，共計(jì)算12個(gè)不同工況的模型。接下來將對(duì)計(jì)算所得結(jié)果進(jìn)行分析及對(duì)比。

3.1 分布式動(dòng)力對(duì)構(gòu)型升力、阻力的影響

首先是BWB飛行器在3°迎角下涵道動(dòng)力與不帶動(dòng)力BWB飛行器升力阻力對(duì)比，如圖2所示。進(jìn)一步對(duì)飛行器在上述工作狀態(tài)下升阻比進(jìn)行對(duì)比，繪制升阻比曲線如圖3所示。

當(dāng)迎角為3°，馬赫數(shù)為0.4Ma時(shí)，升力為47.1噸，阻力為22.7噸，此時(shí)升阻比為2.02。當(dāng)馬赫數(shù)增加時(shí)，升力與阻力也在增加升阻比也在緩慢增加直到馬赫數(shù)為0.6-0.7Ma之間，升阻比在迎角為3°時(shí)最大約在2.85左右。當(dāng)機(jī)身迎角為5°時(shí)，當(dāng)馬赫數(shù)在0.3-0.7Ma內(nèi)時(shí)，隨著速度的增加，升力大幅增加，阻力小幅增加，升阻比急劇增加，最高升阻比約為103。當(dāng)馬赫數(shù)超過0.7Ma時(shí)，升力急劇下降。由此可知當(dāng)機(jī)身迎角為5°時(shí)，升阻比最大時(shí)馬赫數(shù)約為0.7Ma。

通過數(shù)據(jù)對(duì)比可知涵道機(jī)翼與干凈機(jī)身在相同工況時(shí)，阻力有小幅度升高，如迎角為3°時(shí)，馬赫數(shù)為04Ma時(shí)，帶涵道的飛行器其升力可達(dá)87.1噸，阻力為26.8噸，升阻比為3.24。相比于相同工況下干凈機(jī)身的升阻比為2.02，帶涵道的飛行器升阻比更高。當(dāng)迎角為5°，馬赫數(shù)為0.4Ma時(shí)，帶涵道的飛行器其升力為246.5噸，同條件下干凈機(jī)身時(shí)升力為189.4噸。根據(jù)第二章提出的本飛行器設(shè)計(jì)最大起飛重量230噸的要求，飛行器起飛時(shí)采用5°迎角工況?？紤]到本文計(jì)算模型未能將襟翼在起降階段的增升效果進(jìn)行模擬，因而該飛行器在實(shí)際5°迎角、0.4Ma工況的起飛狀態(tài)時(shí)，其所獲得的升力應(yīng)該會(huì)更大。這也就保證了該飛行器的最小離地速度不高于350km/h。

3.2 流動(dòng)特性的影響

進(jìn)一步對(duì)上述飛行器工況的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，截取涵道動(dòng)力與不帶動(dòng)力BWB飛行器航向速度分布云圖，如圖4所示。

由上圖可知，機(jī)頭處干凈機(jī)身與涵道機(jī)翼氣流速度圖像幾乎吻合。干凈機(jī)身時(shí)機(jī)身處空氣流動(dòng)速度較高，但在上下機(jī)身處又有不同。機(jī)身上表面流速明顯高于下表面，因?yàn)闄C(jī)翼上表面曲線的形狀和附面層擴(kuò)展的影響而導(dǎo)致靠近后緣處氣流發(fā)生分離，流動(dòng)速度明顯較低，影響了BWB構(gòu)型飛行器上表面的吸力分布，導(dǎo)致飛行器抬頭力矩增大。

當(dāng)為涵道機(jī)翼時(shí)，可以看出機(jī)身部氣流速度與干凈機(jī)身時(shí)大致相似，但是由于機(jī)身上表面靠近后緣位置布置一排分布式涵道風(fēng)扇，其工作時(shí)產(chǎn)生的抽吸作用對(duì)BWB飛行器機(jī)翼上表面的附面層起到了抽吸加速的作用。同時(shí)，涵道風(fēng)扇后部的噴流效應(yīng)也使得其后部的機(jī)翼氣體流速相對(duì)于干凈機(jī)翼明顯增高。兩種飛行器在低速區(qū)的比較上涵道動(dòng)力飛行器明顯低速區(qū)更小，尤其是它的機(jī)翼上表面的低速區(qū)，相比較于不帶動(dòng)力的干凈飛行器明顯縮小。

4 結(jié)論

本文通過對(duì)涵道動(dòng)力與不帶動(dòng)力BWB飛行器進(jìn)行設(shè)計(jì)和CFD氣動(dòng)仿真計(jì)算。在限定了相同的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件包含壓力、來流馬赫數(shù)、來流迎角等，通過對(duì)計(jì)算結(jié)果中的升力、阻力、升阻比和機(jī)身附近氣流流動(dòng)速度進(jìn)行分析比較，得到了如下結(jié)論：

（1）針對(duì)本文設(shè)計(jì)的符合NASA提出的N3-X飛行器，采用了分布式涵道動(dòng)力后，相同速度相同迎角下，飛行器的升力明顯增大，阻力略有增大，升阻比有明顯提升。

（2）涵道動(dòng)力與不帶動(dòng)力BWB飛行器翼型表面空氣的流向速度分布方面，帶涵道動(dòng)力的高速流動(dòng)區(qū)覆蓋的弦長(zhǎng)區(qū)域相對(duì)較大，并且由于涵道的抽吸、噴流協(xié)同作用使得低速流動(dòng)區(qū)域所占的弦長(zhǎng)范圍明顯減小。這兩種因素疊加在共同使得帶分布式涵道動(dòng)力的BWB飛行器的升力和升阻比均比不帶動(dòng)力的干凈BWB飛行器更大。

（3）采用分布式動(dòng)力的BWB飛行器相比傳統(tǒng)不考慮動(dòng)力與翼面氣動(dòng)耦合的飛行器其升力更高，升阻比更高，從而在相同工況下減輕了發(fā)動(dòng)機(jī)推力以及功率的負(fù)擔(dān)。對(duì)于資源的有效利用及新一代飛行器更高效率的實(shí)現(xiàn)都產(chǎn)生了積極影響。

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