顧文婷，趙振山，周翰瑋, 馮劍，譚兆光, 李棟

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 航空工業(yè) 空氣動(dòng)力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034 3. 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

翼身融合布局(Blended-Wing-Body, BWB)民機(jī)是未來綠色航空發(fā)展的熱點(diǎn)[1-3]，發(fā)動(dòng)機(jī)布置及短艙設(shè)計(jì)是亟需解決的關(guān)鍵技術(shù)之一[4-5]。針對“綠色航空”降低噪聲和排放，提高經(jīng)濟(jì)性以及盡早進(jìn)入市場的下一代大型民用飛機(jī)發(fā)展目標(biāo)，BWB采用背部發(fā)動(dòng)機(jī)布置，利用機(jī)體遮蔽發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，有利于安裝尺寸更大、效率更高的高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)[6-7]。BWB民機(jī)常見的發(fā)動(dòng)機(jī)布局有背撐式和半埋式[8-9]。半埋式布局利用發(fā)動(dòng)機(jī)吸入機(jī)體附面層低能量氣流，可以減小沖壓阻力、浸濕面積、結(jié)構(gòu)重量，提高氣動(dòng)效率，實(shí)現(xiàn)低排放、高經(jīng)濟(jì)性目標(biāo)。然而，半埋式發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的附面層氣流會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)低、流場畸變大等問題[10-11]，對發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提出更多挑戰(zhàn)。采用背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局，附面層吸入帶來的進(jìn)氣道流場品質(zhì)下降問題相對較少，但立足現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展BWB民機(jī)，也面臨機(jī)體-發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)干擾問題[12-13]，對機(jī)體和短艙設(shè)計(jì)均提出新的更高要求。本文擬解決背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局的動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)問題，為BWB布局的飛機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)匹配奠定基礎(chǔ)。

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)是提供容納整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)且對發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)性能影響最小的流線外形[14]。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙設(shè)計(jì)問題涉及氣動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)、結(jié)構(gòu)等多學(xué)科[15]。其設(shè)計(jì)往往需要權(quán)衡各設(shè)計(jì)目標(biāo)，設(shè)計(jì)過程耗時(shí)耗力，且難以獲得最佳設(shè)計(jì)方案。為了提高飛機(jī)巡航性能，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)的主要目標(biāo)是減小氣動(dòng)阻力，同時(shí)，為保證非設(shè)計(jì)點(diǎn)流場進(jìn)氣品質(zhì)，要求進(jìn)氣道總壓損失和流場畸變小。為了體現(xiàn)背部發(fā)動(dòng)機(jī)布置的優(yōu)勢，BWB背撐式布局需要解決機(jī)體-發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)干擾問題，動(dòng)力短艙不僅要滿足氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求，還要使短艙外部流動(dòng)對機(jī)體影響小，在進(jìn)行單獨(dú)短艙設(shè)計(jì)時(shí)，需要從降低飛機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)干擾方面提出設(shè)計(jì)目標(biāo)和約束條件。

針對民機(jī)翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局，國內(nèi)外學(xué)者對動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)開展了許多研究，總結(jié)了短艙的氣動(dòng)和幾何設(shè)計(jì)要求，短艙設(shè)計(jì)方法主要有直接設(shè)計(jì)方法[16]、反設(shè)計(jì)方法[17-18]、優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[19-20]，并提出可以減小短艙表面摩擦阻力的層流短艙[21-22]。對背撐式BWB布局，研究熱點(diǎn)集中在采用優(yōu)化設(shè)計(jì)方法減小背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)對機(jī)體的干擾，而對短艙外形設(shè)計(jì)及其對機(jī)體的影響研究較少。

本文基于CFD分析手段，采用多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，開展BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局的動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)研究。首先，建立了動(dòng)力短艙參數(shù)化建模方法，采用較少的參數(shù)準(zhǔn)確表示風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道幾何外形；其次，通過分析BWB背撐式布局的流場特征和機(jī)體-短艙流動(dòng)干擾成因，提出了以減小短艙外部流動(dòng)對機(jī)體影響為核心的背撐式短艙設(shè)計(jì)思想和初始方案，并研究初始方案的基本流動(dòng)現(xiàn)象，獲得短艙流動(dòng)特征與氣動(dòng)性能和進(jìn)氣道效率的關(guān)系；再次，通過研究短艙參數(shù)影響規(guī)律，確定優(yōu)化設(shè)計(jì)原則，采用多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，獲得了滿足BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力短艙多點(diǎn)設(shè)計(jì)要求的設(shè)計(jì)方案；最后，以外流性能最優(yōu)的短艙C作為動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)方案，對短艙安裝狀態(tài)流場進(jìn)行分析，高速巡航狀態(tài)機(jī)體和短艙之間的流動(dòng)干擾得到了抑制，低速大迎角狀態(tài)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)可以滿足設(shè)計(jì)要求。

1 研究方法

1.1 參數(shù)化建模

參數(shù)化建模是短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)的前提和重要組成部分。建模方法需使用盡量少的參數(shù)和足夠高的精度來定義幾何外形，提高設(shè)計(jì)效率。本文動(dòng)力短艙參數(shù)化建模由兩部分組成：基本幾何參數(shù)選取、風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道型面建模及參數(shù)化。

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的基本幾何參數(shù)有：短艙入口直徑Dhl、喉道直徑Dth、風(fēng)扇直徑Df、最大直徑Dm、風(fēng)扇整流罩總長Lov、進(jìn)氣道長度Lin、前段長度Lf、中段長度Lc、后段長度La、后段半徑Ra、尾錐角βTE、外涵道噴管出口直徑D9，如圖1所示。風(fēng)扇整流罩可分為前段、中段和后段，前段從進(jìn)氣道入口到最大直徑，后段從最大直徑到噴管出口，中段連接前段和后段。前段采用NACA-1方法[16]設(shè)計(jì)，后段為圓弧外形，中段通常為圓柱形。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙幾何參數(shù)示意圖Fig.1 Schematic diagram of geometry parameters of engine nacelle

(1)

式中：R為氣體常數(shù)；T0、P0、Ma分別為某一截面處流場的總溫、總壓和馬赫數(shù)；γ為比熱比。根據(jù)式(1)，可以確定喉道和風(fēng)扇的面積。

進(jìn)氣道唇口采用超橢圓設(shè)計(jì)，收縮比CR的定義為

(2)

式中：Ahl為進(jìn)氣道入口面積；Ath為喉道面積。

根據(jù)CR的定義及其取值范圍1.25～1.35，可以確定Dhl=(1.095～1.162)Dth。從喉道到風(fēng)扇入口為擴(kuò)壓段，減小擴(kuò)壓段的擴(kuò)散損失是提高總壓恢復(fù)的關(guān)鍵，文獻(xiàn)[16]給出了巡航馬赫數(shù)為0.8的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要求，進(jìn)氣道長度應(yīng)滿足Lin≥0.62Df。

其次，確定Dm和Lf。0°迎角且流量比小于1時(shí)，前段阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mad,f由直徑比Dhl/Dm、長徑比Lf/Dm確定:

(3)

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)典型的Dhl/Dm=0.8～0.9, 若Mad,f>0.85, 則Lf/Dm>0.5。

最后，確定Ra、βTE、La。半徑Ra對后段阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mad,a的影響由式(4)給出，Ra增大對提高M(jìn)ad,a有利，但Ra過大會(huì)增加浸濕面積產(chǎn)生較大的摩擦阻力。通常，尾錐角βTE不大于16°，選取原則是避免短艙后段出現(xiàn)流動(dòng)分離。D9通常由發(fā)動(dòng)機(jī)零維模型[23]確定，進(jìn)而可根據(jù)式(5)得到La?？傞LLov可以由推力相近的發(fā)動(dòng)機(jī)確定。

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

(4)

La=(D9-Dm)/(2tan(β/2))

(5)

大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)短艙設(shè)計(jì)要求和發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件約束決定了基本幾何參數(shù)取值范圍。為了進(jìn)一步研究短艙幾何外形對內(nèi)外流性能的影響，進(jìn)行動(dòng)力短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，需要對短艙風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道進(jìn)行參數(shù)化。

本文通過改進(jìn)Kulfan[24-25]提出的類別形狀函數(shù)變換法(Class Shape Transformation, CST)對短艙幾何外形進(jìn)行參數(shù)化。CST方法使用一個(gè)類別函數(shù)C(ψ)和一個(gè)形狀函數(shù)S(ψ)來參數(shù)化幾何外形：

ξi(ψ)=C(ψ)Si(ψ)i=1,2

(6)

式中：ξi=y/(xi-x0),ψ=(x-x0)/(xi-x0)，x、y分別為橫、縱坐標(biāo)值，x0、xi分別為幾何外形前后緣點(diǎn)橫坐標(biāo)。

本文選用表示NACA系列翼型的類別函數(shù)，并使用Bernstein多項(xiàng)式作為形狀函數(shù)的基函數(shù)[26]。為了表示前后緣點(diǎn)分別在(x0,y0)和(xi,yi)的短艙幾何外形，將式(6)修改為

yi(ψ)=y0+ξi(ψ)+(yi-y0)ψi=1,2

(7)

Bernstein多項(xiàng)式系數(shù)無法直觀地描述短艙幾何外形，因此，本文對CST方法提出改進(jìn)，將一些系數(shù)用具有幾何意義的參數(shù)代替。為了保證短艙前緣曲率連續(xù)，將系數(shù)A0、B0用頭部前緣半徑RLE表示，系數(shù)AN、BN分別用尾緣角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:下標(biāo)1代表風(fēng)扇整流罩(紅線);下標(biāo)2代表進(jìn)氣道(藍(lán)線),如圖2所示。

風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道末端點(diǎn)分別由風(fēng)扇噴管出口和風(fēng)扇入口流動(dòng)參數(shù)通過零維模型[23]確定，因此，x1、y1、x2、y2為常數(shù)。取6階Bernstein多項(xiàng)式，共15個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)，參數(shù)的向量表示形式為

p=[RLE,x0,y0,A1,A2,A3,A4,A5,β1,B1,B2,

B3,B4,B5,β2]T

(11)

采用改進(jìn)的CST方法對某短艙進(jìn)行參數(shù)化，參數(shù)化前后相對誤差均在0.2% 以下，如圖3所示，參數(shù)化精度滿足單獨(dú)短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)需求。

圖2 CST模型示意圖Fig.2 Schematic diagram of CST model

圖3 參考短艙CST參數(shù)化誤差Fig.3 CST parameterization errors of reference nacelle

1.2 數(shù)值模擬方法

動(dòng)力短艙氣動(dòng)性能由守恒形式的三維可壓縮雷諾平均Navier-Stokes(Reynolds Averaged Navier-Stokes，RANS)方程求解，湍流模型為SST(Shear Stress Transport)模型。軸對稱發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的數(shù)值模擬，通過在1°圓周切片上施加周期性邊界條件[27]實(shí)現(xiàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力效應(yīng)，通過進(jìn)排氣邊界條件確定。本文在風(fēng)扇進(jìn)氣邊界給定質(zhì)量流量，在內(nèi)涵和外涵出口邊界給定總壓、總溫和流動(dòng)方向[28-29]。

選取日本航空宇航技術(shù)研究所“NAL-AERO-02-01”TPS (Turbine Powered Simulation) 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚30]對本文采用的數(shù)值方法進(jìn)行驗(yàn)證，計(jì)算狀態(tài)為：來流馬赫數(shù)Ma∞=0.801，迎角α=0°，雷諾數(shù)Re=1.0×106(基于發(fā)動(dòng)機(jī)最大直徑)。高速巡航狀態(tài)，進(jìn)氣流量為12.663 kg/s，相應(yīng)進(jìn)氣質(zhì)量流比(MFR)為0.523，MFR為遠(yuǎn)場捕獲流管截面積與進(jìn)氣道入口面積之比。外涵出口邊界總壓、總溫分別為115 064.5 Pa、361.345 K，內(nèi)涵出口邊界總壓、總溫分別為90 461.2 Pa、194.531 K。本文采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)生成網(wǎng)格，圖4為短艙子午面網(wǎng)格，在近壁面區(qū)域使用“C”型網(wǎng)格拓?fù)浔ＷC網(wǎng)格正交性，在流場其他區(qū)域使用“H”型網(wǎng)格拓?fù)洹D5給出了模型子午面壓力分布數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比(圖中Cp為壓力系數(shù))，從圖中可以看出，計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合良好，壓力峰值位置、大小模擬準(zhǔn)確。表明本文對動(dòng)力短艙數(shù)值模擬采用的網(wǎng)格劃分策略、進(jìn)排氣邊界條件、計(jì)算方法合理可靠。

圖4 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥游缑婢W(wǎng)格Fig.4 Grid on meridian plane of wind tunnel test model

圖5 子午面壓力分布計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對比Fig.5 Comparison of pressure distribution on meridian plane between calculated and test results

1.3 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

本文構(gòu)建的動(dòng)力短艙優(yōu)化框架主要由分析模塊和優(yōu)化模塊構(gòu)成，如圖6所示。分析模塊首先采用1.1節(jié)所述改進(jìn)CST方法對發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道參數(shù)化，再通過商業(yè)軟件的腳本文件自動(dòng)生成網(wǎng)格，最后采用CFD方法分析動(dòng)力短艙不同工作狀態(tài)下的性能。優(yōu)化模塊將Kriging[31]代理模型與Pareto遺傳算法結(jié)合，可以大大減小計(jì)算量，提高優(yōu)化效率。為了避免采用代理模型的設(shè)計(jì)結(jié)果偏離真實(shí)最優(yōu)解，本文采用了松散式代理模型管理框架[32]。

圖6 優(yōu)化流程圖Fig.6 Flowchart of optimization process

2 背撐式短艙設(shè)計(jì)

2.1 BWB流場特征

首先研究無動(dòng)力裝置BWB構(gòu)型(以下簡稱干凈構(gòu)型)的流場特征。圖7和圖8分別給出了干凈構(gòu)型高速巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(高度H=11.58 km,Ma∞=0.85, 升力系數(shù)CL=0.2)和低速大迎角狀態(tài)(H=0 km,Ma∞=0.20,α=10°～12.0°)的三維流場，其中總壓比PR定義為流場當(dāng)?shù)乜倝号c自由來流總壓之比，采用該參數(shù)可以更直觀地反映流動(dòng)的耗散程度。從圖中可以看出：高速巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)全機(jī)保持附著流動(dòng)，外翼存在弱激波，而中央機(jī)體為無激波設(shè)計(jì)，且中央機(jī)體空間流線平直；低速大迎角狀態(tài)，10°迎角外翼后緣轉(zhuǎn)折位置開始出現(xiàn)流動(dòng)分離，隨著迎角增大流動(dòng)分離向外翼和過渡段發(fā)展，但中央機(jī)體始終保持良好的附著流動(dòng)。干凈構(gòu)型高低速典型狀態(tài)的流動(dòng)特征表明，BWB中央機(jī)體是背撐發(fā)動(dòng)機(jī)的理想安裝位置。

圖7 干凈構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)流態(tài)Fig.7 Flow pattern of clean configuration at cruise design point

圖8 干凈構(gòu)型低速大迎角流態(tài)Fig.8 Flow pattern of clean configuration at low speed with high angle of attack

在干凈構(gòu)型中央機(jī)體后部上方布置通氣短艙(以下簡稱通氣構(gòu)型)，研究飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間的流動(dòng)干擾。選取常規(guī)布局寬體客機(jī)短艙作為研究對象，短艙幾何外形如圖9所示，入口斜切，下部采用收縮比較大即相對厚度較大的唇口，外罩下表面較平緩，幾何外形左右對稱，橫截面近似圓形。為保持通氣短艙順氣流布置，具有3.2°的俯仰安裝角。

圖10(a)給出了通氣構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)表面流態(tài)，通氣構(gòu)型在短艙下方的后體上表面形成以激波終止的低壓區(qū)，并誘發(fā)邊界層分離；后體上表面沿展向存在壓力梯度，流線向短艙兩側(cè)偏折。圖10(b)給出了短艙對稱面空間流態(tài)，可以看出，短艙安裝高度大于后體附面層高度，而巡航工作狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量流比小于1，因此，機(jī)體附面層不會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣。盡管來流迎角不為0°(CL= 0.2對應(yīng)迎角α≈ 1.5°)，短艙入口流線與短艙軸線平行，如圖10(c)所示，短艙入口流動(dòng)與短艙對稱軸的夾角可視為0°。短艙表面幾乎全部為超聲速流動(dòng)，機(jī)體與短艙下表面之間構(gòu)成收縮-擴(kuò)張通道，短艙表面超聲速流動(dòng)在通道內(nèi)進(jìn)一步加速形成以強(qiáng)激波終止的超聲速區(qū)，誘發(fā)后體和短艙下表面流動(dòng)分離。圖10(d)給出了短艙水平面馬赫數(shù)云圖，兩個(gè)短艙之間的內(nèi)側(cè)區(qū)域，同樣具有較弱的收縮-擴(kuò)張通道流動(dòng)特征，由于流動(dòng)空間變狹窄，加速效應(yīng)明顯，形成的超聲速區(qū)范圍和激波強(qiáng)度明顯高于外側(cè)，并誘發(fā)了外罩內(nèi)側(cè)后緣的流動(dòng)分離。

圖9 通氣短艙幾何外形Fig.9 Profile of flow through nacelle

圖10 通氣構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)流態(tài)Fig.10 Flow pattern of flow through nacelle configuration at cruise design point

圖11給出了通氣構(gòu)型總壓切片、空間流線和短艙入口流線局部放大圖，可以看出，低速大迎角狀態(tài)，通氣構(gòu)型流動(dòng)分離形態(tài)與干凈構(gòu)型相同，雖然外翼及過渡段出現(xiàn)較大范圍流動(dòng)分離，但低能的分離氣流并未流入通氣短艙，同時(shí)長而平直的中央機(jī)體對來流起到校直作用，使大迎角自由來流無法直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣，短艙入口氣流仍然保持均勻穩(wěn)定的狀態(tài)，實(shí)際進(jìn)氣口的流場迎角可視為0°。

上述研究表明，對BWB布局，傳統(tǒng)翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙可基本滿足低速飛行狀態(tài)要求，但在高速巡航狀態(tài)下，短艙表面及其臨近機(jī)體表面以超聲速流動(dòng)為主，易產(chǎn)生激波并誘發(fā)流動(dòng)分離。因此，翼吊式短艙不適用于BWB布局，針對BWB布局開展背撐式動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)十分必要。

針對本文研究的BWB背撐式布局，設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是解決機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的激波干擾問題，研究團(tuán)隊(duì)主要從3方面出發(fā)解決這一問題：① 研究適合BWB背撐式布局的動(dòng)力短艙外形；② 尋找最佳短艙位置和安裝角[33]；③ 進(jìn)行飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配設(shè)計(jì)。本文擬解決背撐發(fā)動(dòng)機(jī)布局的動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)問題。

圖11 通氣構(gòu)型低速大迎角流態(tài)Fig.11 Flow pattern of flow through nacelle configuration at low speed with high angle of attack

2.2 短艙設(shè)計(jì)思想

2.1節(jié)的研究表明，本文所研究的BWB布局中央機(jī)體上表面具有良好的高低速性能，高低速兩種狀態(tài)下，短艙安裝位置附近均能保持均勻穩(wěn)定的流動(dòng)狀態(tài)，且迎角變化對該流場和短艙表面流動(dòng)影響很小。可見，如選取合適的安裝角就可使短艙處于機(jī)體上表面的均勻流場中，使短艙入口處的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)迎角為0°。因此，在進(jìn)行單獨(dú)短艙設(shè)計(jì)時(shí)，短艙設(shè)計(jì)迎角可取為0°。

傳統(tǒng)布局翼吊短艙較大厚度下唇口及下部扁平設(shè)計(jì)[34]，會(huì)使BWB布局機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間的流動(dòng)通道更狹窄，從而加劇機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的流動(dòng)干擾，不利于通過機(jī)體上表面-發(fā)動(dòng)機(jī)短艙三維集成設(shè)計(jì)方法解決機(jī)體與短艙之間的激波干擾問題。這種不利流動(dòng)干擾現(xiàn)象，如采用圓截面、甚至下部收縮設(shè)計(jì)將會(huì)得到明顯改善，如圖12 所示，然而，下部收縮橫截面會(huì)對進(jìn)氣品質(zhì)帶來不利影響，因此，最佳選擇應(yīng)是圓或近似圓截面短艙。

2.1節(jié)研究也表明，除短艙下表面與機(jī)體形成的流動(dòng)通道外，兩個(gè)短艙之間同樣具有較弱收縮-擴(kuò)張通道，左右短艙之間形成強(qiáng)激波并誘導(dǎo)外罩內(nèi)側(cè)后緣流動(dòng)分離。對于背撐式短艙，BWB布局的流動(dòng)特征對短艙下部和內(nèi)側(cè)的設(shè)計(jì)均提出了不同于常規(guī)翼吊短艙的設(shè)計(jì)要求，即短艙下部和內(nèi)側(cè)型面設(shè)計(jì)主要針對高速工況的超聲速流動(dòng)及其干擾問題進(jìn)行，因此，采用軸對稱短艙進(jìn)行設(shè)計(jì)研究可以提高設(shè)計(jì)效率，最后驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案是否滿足側(cè)風(fēng)起飛狀態(tài)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要求。

對軸對稱短艙的設(shè)計(jì)，必須依據(jù)BWB背撐布局的流場特性。中央機(jī)體為短艙提供了良好的安裝環(huán)境，使短艙在高低速兩種工況下均具有均勻穩(wěn)定的流動(dòng)環(huán)境；因此，軸對稱動(dòng)力短艙的設(shè)計(jì)應(yīng)主要針對高速工況的超聲速流動(dòng)及其干擾問題進(jìn)行。高速巡航狀態(tài)下，短艙設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是通過合理的外罩型面設(shè)計(jì)，減小背撐式短艙外部流動(dòng)對機(jī)體的干擾。具體要求可歸納為：短艙外表面頭部超聲速區(qū)應(yīng)限制在較小的軸向范圍內(nèi)，同時(shí)減小超聲速區(qū)最大馬赫數(shù)和激波強(qiáng)度，并控制波后流動(dòng)的馬赫數(shù)不形成二次超聲速區(qū)，以保證短艙超聲速區(qū)不在機(jī)體上表面形成激波。低速狀態(tài)下，流入進(jìn)氣道的空氣質(zhì)量流比很大，使得進(jìn)氣道馬赫數(shù)較高、內(nèi)流損失較大，損失程度用進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ度量，定義為進(jìn)氣道出口截面總壓與進(jìn)口前自由流總壓之比，總壓恢復(fù)系數(shù)越大，進(jìn)氣道效率越高。對于亞聲速民機(jī)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)要求在0.99以上，因此，需要通過進(jìn)氣道型面設(shè)計(jì)來保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)。

圖12 短艙橫截面形狀示意圖Fig.12 Schematic diagram of nacelle cross-section shape

2.3 初始短艙設(shè)計(jì)和流動(dòng)機(jī)理

通常，民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)是巡航狀態(tài)。從圖7(b)可以看出，飛機(jī)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)短艙安裝位置附近環(huán)境馬赫數(shù)約為0.8，保持飛機(jī)推阻平衡所需的發(fā)動(dòng)機(jī)推力為44 kN，因此，單獨(dú)動(dòng)力短艙的設(shè)計(jì)條件為：Ma∞=0.8，H=11.58 km，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，進(jìn)氣物理流量為391.156 kg/s，換算流量為1 155.479 kg/s，由高壓轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的高壓壓氣機(jī)和由低壓轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的風(fēng)扇百分比相對物理轉(zhuǎn)速分別為100%和91%，相對物理轉(zhuǎn)速的定義為真實(shí)轉(zhuǎn)速與設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速之比。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道無總溫總壓損失，根據(jù)式(1)可得Ath= 5.12～5.47 m2,Dth=2.55～2.64 m, 風(fēng)扇面積Af=5.469 2～6.04 m2,Df= 2.64～2.774 m。

發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中主要的非設(shè)計(jì)點(diǎn)是地面低速狀態(tài)、大迎角和大側(cè)風(fēng)狀態(tài)，由于BWB中央機(jī)體的流場特征可以使背撐式短艙不受迎角變化影響，因此，本文暫不考慮大迎角和大側(cè)風(fēng)情況，僅針對0°迎角、0°側(cè)滑地面低速狀態(tài)開展非設(shè)計(jì)點(diǎn)短艙設(shè)計(jì)。當(dāng)?shù)孛鏍顟B(tài)和巡航狀態(tài)高壓壓氣機(jī)相對轉(zhuǎn)速相等時(shí)，滿足共同工作條件的風(fēng)扇相對轉(zhuǎn)速僅為81%，換算流量為909.631 kg/s，比巡航狀態(tài)小21%，該狀態(tài)進(jìn)氣流量和推力較小，與減推力起飛(飛機(jī)起飛重量較低)時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)對應(yīng)，稱為“全推力狀態(tài)”。當(dāng)?shù)孛鏍顟B(tài)與巡航狀態(tài)風(fēng)扇相對轉(zhuǎn)速相等時(shí)，對應(yīng)高壓壓氣機(jī)相對轉(zhuǎn)速為105%，換算流量為1 061.623 kg/s，該狀態(tài)進(jìn)氣流量和推力最大，與飛機(jī)正常起飛時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)對應(yīng)，稱為“最大推力狀態(tài)”。

基于上述短艙設(shè)計(jì)思想和設(shè)計(jì)條件，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)零維模型[23]得到的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)工作參數(shù)和短艙參數(shù)化建模方法，提出具有較小最大直徑和較小喉道馬赫數(shù)的初始短艙設(shè)計(jì)方案。選取初始設(shè)計(jì)參數(shù)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)確定的初始短艙幾何參數(shù)如表1所示，據(jù)此確定短艙風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道型線。初始短艙幾何外形如圖13所示，短艙前段厚度和最大直徑較小，有利于降低短艙外表面馬赫數(shù)。

采用1.2節(jié)所述數(shù)值方法分析初始短艙在高速巡航、低速全推力和最大推力狀態(tài)的流動(dòng)現(xiàn)象，計(jì)算條件如表2所示。

初始短艙巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)表面壓力分布和子午面馬赫數(shù)云圖如圖14所示，圖中橫坐標(biāo)x/c為以短艙外罩長度c歸一化的截面坐標(biāo)。從圖中可以看出，在巡航狀態(tài)，由于進(jìn)氣質(zhì)量流比較小，經(jīng)過短艙外表面的氣流增加，外表面超聲速區(qū)的最大馬赫數(shù)達(dá)到1.36，超聲速區(qū)沿軸向范圍較小，超聲速區(qū)外的流動(dòng)馬赫數(shù)均小于0.86。進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流首先在喉道附近加速到最大馬赫數(shù)約0.75，再經(jīng)過擴(kuò)散段減速，在風(fēng)扇入口達(dá)到馬赫數(shù)0.58，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.996 8，滿足進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要求。外涵道處于超臨界狀態(tài)，噴管出口馬赫數(shù)等于1.0，而內(nèi)涵道處于亞臨界狀態(tài)，噴管出口馬赫數(shù)約為0.7。大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道流量大、靜壓高，推力主要由外涵噴流提供。

表1 初始短艙幾何參數(shù)Table 1 Geometrical parameters of initial nacelle

圖13 初始短艙幾何外形Fig.13 Profile of initial nacelle

表2 計(jì)算條件Table 2 Calculation conditions

參數(shù)數(shù)值巡航狀態(tài)全推力狀態(tài)最大推力狀態(tài)馬赫數(shù)0.800.130.13高度/km11.5800迎角/(°)000進(jìn)氣物理流量/(kg·s-1)391.156919.0481072.62進(jìn)氣換算流量/(kg·s-1)1155.479909.6311061.623進(jìn)氣質(zhì)量流比0.742.523.02外涵道出口總壓/Pa48438.8137165.5151507.5外涵道出口總溫/K275.5318.0327.6內(nèi)涵道出口總壓/Pa31228.8113107.7121074.7內(nèi)涵道出口總溫/K639.5723.0778.7

圖14 巡航狀態(tài)初始短艙流動(dòng)特性Fig.14 Flow characteristics of initial nacelle at cruise condition

不同進(jìn)氣流量下地面低速狀態(tài)初始短艙表面壓力分布和子午面馬赫數(shù)云圖如圖15所示。由于自由來流速度很低，動(dòng)壓較小，而進(jìn)氣流量比很大，在進(jìn)氣道唇口附近出現(xiàn)很高的負(fù)壓峰，最大推力狀態(tài)負(fù)壓峰值接近-30，相應(yīng)地，該位置處馬赫數(shù)高，全推力和最大推力狀態(tài)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.992 1、0.991 2，進(jìn)氣道唇口未發(fā)生流動(dòng)分離，滿足設(shè)計(jì)要求。從進(jìn)氣流管可以看出兩種推力狀態(tài)下進(jìn)氣流量的變化，流量越大，唇口負(fù)壓峰值越高、馬赫數(shù)越大，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)越低。短艙在不同進(jìn)氣流量下的流動(dòng)特征具有相似性，后續(xù)工作以全推力狀態(tài)作為低速研究狀態(tài)，而后驗(yàn)證最大推力狀態(tài)下進(jìn)氣道性能。此時(shí)，外涵道和內(nèi)涵道噴管均處于亞臨界狀態(tài)，噴管出口馬赫數(shù)均小于1，但外涵噴管出口流量和速度較大，推力主要由外涵噴流提供。

圖15 不同進(jìn)氣流量下低速狀態(tài)初始短艙流動(dòng)特性Fig.15 Flow characteristics of initial nacelle with different intake mass flow at low speed condition

2.4 短艙參數(shù)影響規(guī)律

風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道幾何參數(shù)直接影響動(dòng)力短艙氣動(dòng)性能和進(jìn)氣道效率，為了確定優(yōu)化設(shè)計(jì)原則，首先采用數(shù)值方法，研究短艙入口直徑和前緣半徑、進(jìn)氣道長度、尾緣角等參數(shù)對高速巡航狀態(tài)短艙外表面最大馬赫數(shù)(簡記為MaH1，H代表高速巡航狀態(tài)，1代表短艙外表面)、低速全推力狀態(tài)進(jìn)氣道表面最大馬赫數(shù)(簡記為MaL2，L代表低速全推力狀態(tài)，2代表進(jìn)氣道表面)的影響規(guī)律，同時(shí)進(jìn)行設(shè)計(jì)參數(shù)的篩選，并給出優(yōu)化設(shè)計(jì)空間。

根據(jù)幾何參數(shù)對內(nèi)外流性能影響的差異，可以將主要設(shè)計(jì)參數(shù)分為兩類： ① 作用相反類，包括短艙入口直徑、尾緣角；② 作用相同類，主要是頭部前緣半徑。在參數(shù)敏感性方面，按照影響程度排序依次是：短艙入口直徑、前緣半徑、進(jìn)氣道長度、尾緣角。

圖16 幾何參數(shù)對設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的影響Fig.16 Influence of geometrical parameters on design point performance

2.5 優(yōu)化設(shè)計(jì)原則

根據(jù)參數(shù)影響規(guī)律研究結(jié)果，確定優(yōu)化設(shè)計(jì)原則為：短艙頭部參數(shù)(短艙入口直徑、前緣半徑、進(jìn)氣道長度)是影響氣動(dòng)性能和進(jìn)氣道效率的主要參數(shù)。短艙入口直徑需要設(shè)計(jì)者在兩個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)之間進(jìn)行權(quán)衡，因此它是短艙綜合設(shè)計(jì)的核心參數(shù)。前緣半徑對設(shè)計(jì)目標(biāo)具有相同的作用效果，可根據(jù)設(shè)計(jì)約束，直接取最佳值或進(jìn)行單學(xué)科優(yōu)化，從而減少優(yōu)化設(shè)計(jì)的變量個(gè)數(shù)提高設(shè)計(jì)效率。進(jìn)氣道長度對設(shè)計(jì)目標(biāo)影響規(guī)律非單調(diào)，需要同時(shí)考慮兩個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)和設(shè)計(jì)約束。

具體的設(shè)計(jì)參數(shù)空間選擇如下，短艙入口直徑對內(nèi)外流性能敏感性最高，且作用相反，在優(yōu)化設(shè)計(jì)中y0可以選取0.8～1.2倍基礎(chǔ)值，以提升最優(yōu)解性能。由于風(fēng)扇入口位置固定，進(jìn)氣道入口位置直接反映進(jìn)氣道長度變化，初始短艙Lin=0.62Df，為滿足進(jìn)氣道長度約束，Lin取值范圍為1.0～1.2倍基礎(chǔ)值；減小頭部前緣半徑，對內(nèi)外流性能均有利，RLE取值范圍為0.8～1.0倍基礎(chǔ)值；而對短艙內(nèi)外流性能影響較小的尾緣角β1、β2取值范圍為0.9～1.1倍基礎(chǔ)值，有利于縮減設(shè)計(jì)空間。

3 短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)

基于初始短艙方案，開展兼顧內(nèi)外流的多點(diǎn)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化目標(biāo)是降低巡航狀態(tài)短艙外表面最大馬赫數(shù)MaH1和全推力狀態(tài)進(jìn)氣道最大馬赫數(shù)MaL2。

參數(shù)化方法采用6階Bernstein多項(xiàng)式，共15個(gè)設(shè)計(jì)變量。2.5節(jié)研究確定了5個(gè)與短艙幾何參數(shù)有關(guān)的設(shè)計(jì)變量取值范圍，其余10個(gè)多項(xiàng)式系數(shù)取值范圍為0.9～1.1倍基礎(chǔ)值。在所選設(shè)計(jì)空間內(nèi)通過拉丁超立方(LHS)方法生成200個(gè)樣本點(diǎn)，用于構(gòu)建Kriging代理模型。

優(yōu)化設(shè)計(jì)中的約束條件由幾何約束、氣動(dòng)約束和壓力分布約束組成。幾何約束使優(yōu)化外形滿足參數(shù)化建模中的基本幾何參數(shù)選取要求，主要包含收縮比、短艙頭部阻力發(fā)散馬赫數(shù)約束。氣動(dòng)約束是為了使優(yōu)化結(jié)果巡航狀態(tài)進(jìn)氣道效率和全推力狀態(tài)氣動(dòng)性能優(yōu)于初始方案，即巡航狀態(tài)進(jìn)氣道最大馬赫數(shù)MaH2和全推力狀態(tài)短艙外表面最大馬赫數(shù)MaL1比初始方案相應(yīng)值低。壓力分布約束根據(jù)短艙設(shè)計(jì)思想，對風(fēng)扇整流罩表面超過臨界壓力系數(shù)區(qū)域的軸向范圍進(jìn)行限制，其他區(qū)域壓力系數(shù)應(yīng)高于-0.3，保證短艙頭部超聲速區(qū)范圍小、非超聲速區(qū)馬赫數(shù)小于0.9。

動(dòng)力短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)和約束為

(12)

圖17給出了以無量綱形式表示的單獨(dú)短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果，Pareto前沿面上給出了3種典型的設(shè)計(jì)方案A、B和C，沿著前沿面由短艙A到短艙C，巡航狀態(tài)短艙外表面最大馬赫數(shù)逐漸減小，全推力狀態(tài)進(jìn)氣道最大馬赫數(shù)逐漸增大。圖18和圖19分別給出了初始短艙和典型設(shè)計(jì)方案的幾何外形、巡航和全推力狀態(tài)短艙外表面和進(jìn)氣道表面壓力分布。表3分別給出了初始短艙和典型方案的目標(biāo)和氣動(dòng)約束值。結(jié)果表明，通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，在滿足BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局的動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)思想及保證短艙基本性能的幾何約束下，可以獲得兼顧內(nèi)外流性能的短艙幾何外形。設(shè)計(jì)方案在頭部敏感區(qū)域變化明顯，具有如下主要特征：前緣半徑減小，進(jìn)氣道入口半徑變化較大。前緣半徑減小使短艙外表面和進(jìn)氣道流動(dòng)加速減緩，由于空氣流量不變，進(jìn)氣道入口半徑變化實(shí)質(zhì)上起到了改變進(jìn)氣質(zhì)量流比的作用，從而對內(nèi)外流影響相反，進(jìn)氣道長度受幾何約束影響基本不變。

圖17 多點(diǎn)優(yōu)化結(jié)果Fig.17 Multipoint optimization results

圖18 短艙幾何外形比較Fig.18 Nacelle shape comparison

圖19 短艙表面壓力分布對比Fig.19 Comparison of surface pressure distributions of nacelle

表4給出了初始短艙與優(yōu)化短艙的設(shè)計(jì)點(diǎn)性能，其中CD,f和CD,p分別為摩擦阻力系數(shù)和壓差阻力系數(shù)。對比表3和表4結(jié)果，短艙巡航阻力、全推力狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)與所選優(yōu)化目標(biāo)具有良好的一致性，巡航阻力減小主要是壓差阻力分量貢獻(xiàn)，摩擦阻力分量基本不變。

表3 初始短艙與優(yōu)化短艙的目標(biāo)與約束值

表4 初始短艙與優(yōu)化短艙設(shè)計(jì)點(diǎn)性能

圖20和圖21分別給出了優(yōu)化方案巡航狀態(tài)對稱面馬赫數(shù)云圖和全推力狀態(tài)風(fēng)扇面徑向總壓比分布(P0∞為來流總壓)。圖19～圖21的結(jié)果表明，3種短艙具有不同的內(nèi)外流性能側(cè)重，可供不同設(shè)計(jì)要求選擇。其中，短艙A在兩個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)氣道馬赫數(shù)均最小，低速全推力狀態(tài)風(fēng)扇面徑向總壓比分布最均勻，總壓恢復(fù)系數(shù)和進(jìn)氣道效率最高，同時(shí)高速巡航狀態(tài)短艙外表面流動(dòng)滿足設(shè)計(jì)約束。短艙C巡航狀態(tài)外表面最大馬赫數(shù)和頭部超聲速區(qū)最小，激波強(qiáng)度最弱，短艙壓差阻力最小，摩擦阻力略有增加，在背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局中短艙外部流動(dòng)對機(jī)體的干擾最小，同時(shí)低速全推力狀態(tài)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)滿足進(jìn)氣道效率要求。短艙B是短艙A和短艙C的折中，兩個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)短艙外流和內(nèi)流性能均提高。

圖20 優(yōu)化短艙巡航狀態(tài)對稱面馬赫數(shù)云圖Fig.20 Mach number contours on symmetry plane of optimized nacelles at cruise condition

圖21 全推力狀態(tài)風(fēng)扇面徑向總壓比對比Fig.21 Comparison of total pressure ratio along radial fan face at full thrust condition

接著驗(yàn)證優(yōu)化方案最大推力狀態(tài)性能，如表5 和圖22所示。可以看出，全推力狀態(tài)的優(yōu)化結(jié)果在更大換算流量狀態(tài)下仍然可靠，3個(gè)典型方案進(jìn)氣道最大馬赫數(shù)均有不同程度降低，風(fēng)扇面徑向總壓比分布更均勻，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。

最后以內(nèi)流性能最差的短艙C為研究對象，分析側(cè)風(fēng)起飛狀態(tài)(H=0 km,Ma∞=0.05, 側(cè)滑角β=45°)進(jìn)氣道性能，側(cè)風(fēng)方向從右至左。該狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣換算流量為1 061.39 kg/s，與最大推力狀態(tài)相當(dāng)。圖23給出了短艙C風(fēng)扇面總壓比云圖和表面極限流線，可以看出，由于近壁面氣流受黏性損失的影響而造成總壓降低，低總壓區(qū)主要分布在壁面附近,背風(fēng)面進(jìn)氣道保持附著流動(dòng)，短艙C在側(cè)風(fēng)起飛狀態(tài)下進(jìn)氣畸變較小，可以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作要求。

表5 初始短艙與優(yōu)化短艙最大推力狀態(tài)性能

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

參數(shù)數(shù)值初始短艙短艙A短艙B短艙C進(jìn)氣道最大Ma0.82720.74030.78010.8264Ma變化量/%-10.51-5.69-0.10最大推力狀態(tài)σ0.99120.99220.99180.9912σ變化量/%0.100.060

圖22 優(yōu)化短艙最大推力狀態(tài)性能Fig.22 Performance of optimized nacelles at maximum thrust condition

圖23 優(yōu)化短艙C側(cè)風(fēng)起飛狀態(tài)進(jìn)氣性能Fig.23 Intake performance of optimized Nacelle C at takeoff condition with crosswind

4 動(dòng)力短艙安裝狀態(tài)流場分析

本節(jié)選取外流性能最優(yōu)的短艙C作為動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)方案，對典型飛行狀態(tài)下帶動(dòng)力裝置的全機(jī)流場(以下簡稱“動(dòng)力構(gòu)型”)進(jìn)行數(shù)值模擬，分析機(jī)體和動(dòng)力短艙之間的相互影響，其中發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置和機(jī)體上表面局部修型方案基于團(tuán)隊(duì)研究成果確定[33]。

動(dòng)力短艙構(gòu)型高速巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(H=11.58 km,Ma∞=0.85,CL=0.2)的三維流場如圖24所示。從圖24(a)可以看出，經(jīng)過動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)和機(jī)體上表面局部修型的動(dòng)力構(gòu)型方案，消除了后體表面的低壓區(qū)和強(qiáng)激波，使短艙和后體表面均保持良好的附著流動(dòng)，機(jī)體和短艙之間較強(qiáng)的流動(dòng)干擾得到了抑制。從圖24(b)可以看出，短艙安裝高度大于所在位置機(jī)體附面層高度，由于發(fā)動(dòng)機(jī)巡航工作狀態(tài)進(jìn)氣質(zhì)量流比小于1，進(jìn)氣流管為擴(kuò)張流管，安裝短艙進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.994 5，小于單獨(dú)短艙，但仍滿足進(jìn)氣品質(zhì)要求；和單獨(dú)動(dòng)力短艙計(jì)算結(jié)果相似，安裝短艙僅在頭部較小區(qū)域存在超聲速區(qū)，受機(jī)體流動(dòng)干擾影響，短艙下表面頭部最大馬赫數(shù)高于單獨(dú)動(dòng)力短艙，達(dá)到1.32，但并未在機(jī)體表面形成激波。對比圖7和圖24可知，動(dòng)力短艙進(jìn)氣效應(yīng)會(huì)前傳1倍 風(fēng)扇直徑，對機(jī)體表面流動(dòng)產(chǎn)生影響，使機(jī)身中部超聲速區(qū)強(qiáng)度增加并以一道弱激波終止。

圖24 動(dòng)力短艙構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)流態(tài)Fig.24 Flow pattern of powered-on nacelle configuration at cruise design point

動(dòng)力短艙構(gòu)型低速大迎角狀態(tài)(H=0 km,Ma∞=0.20,α=10°～12°)的空間流線、總壓切片和短艙入口流線局部放大圖如圖25所示，該飛行狀態(tài)為正常起飛狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大推力工作狀態(tài)，入口物理流量和換算流量分別為1 093.71 kg/s和1 067.86 kg/s，高壓壓氣機(jī)和風(fēng)扇的相對物理轉(zhuǎn)速分別為105%和92%。動(dòng)力構(gòu)型與干凈構(gòu)型流動(dòng)分離形態(tài)相同，迎角12°時(shí)，外翼和過渡段流動(dòng)分離并未影響發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣，由于發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力工作狀態(tài)進(jìn)氣質(zhì)量流比遠(yuǎn)大于1，進(jìn)氣流管為收縮流管，但低能的附面層和分離氣流并未被進(jìn)氣道吸入，安裝狀態(tài)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.991 7，滿足進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要求。盡管自由來流迎角很大，但發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流管與短艙軸線基本平行，機(jī)體可以為短艙提供均勻穩(wěn)定的進(jìn)氣。圖26給出了干凈構(gòu)型和動(dòng)力構(gòu)型短艙對稱面所在機(jī)體截面的馬赫數(shù)云圖對比，可以看出，動(dòng)力短艙進(jìn)氣效應(yīng)對進(jìn)氣道前部流動(dòng)產(chǎn)生抽吸作用，使機(jī)身上表面流動(dòng)速度增加、壓力減小，機(jī)體升力相應(yīng)增加。

對動(dòng)力短艙安裝狀態(tài)的流場分析表明：高速巡航飛行狀態(tài)，本文設(shè)計(jì)的短艙C方案，結(jié)合團(tuán)隊(duì)機(jī)體上表面修型研究成果，可以有效解決背撐發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和機(jī)體之間的強(qiáng)激波和后體流動(dòng)分離問題；低速大迎角正常起飛狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)為最大推力工作狀態(tài)，考慮機(jī)體外流的情況下，短艙C進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)仍然滿足設(shè)計(jì)要求，機(jī)體能夠?yàn)槎膛撎峁┝己玫倪M(jìn)氣環(huán)境。

圖25 動(dòng)力短艙構(gòu)型低速大迎角流態(tài)Fig.25 Flow pattern of powered-on nacelle configuration at low speed with high angle of attack

圖26 短艙對稱面馬赫數(shù)云圖和空間流線對比Fig.26 Comparison of Mach number contours and space streamlines at nacelle symmetry plane

5 結(jié) 論

1) 建立了軸對稱短艙參數(shù)化建模方法，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件確定短艙基本幾何外形，采用改進(jìn)的CST方法對風(fēng)扇整流罩和進(jìn)氣道參數(shù)化，建模方法參數(shù)少、精度高。

2) 根據(jù)BWB背撐式布局的流場特征，提出動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)思想：采用可以減輕機(jī)體-短艙流動(dòng)干擾的軸對稱短艙，外罩型面降低頭部最大馬赫數(shù)，同時(shí)限制超聲速區(qū)軸向范圍和波后流動(dòng)的馬赫數(shù)不形成二次超聲速區(qū)，進(jìn)氣道型面降低喉道馬赫數(shù)，提高進(jìn)氣道效率。

3) 短艙頭部參數(shù)對內(nèi)外流性能影響敏感性高，應(yīng)作為短艙設(shè)計(jì)的主要參數(shù)，且根據(jù)參數(shù)影響規(guī)律，采用不同的優(yōu)化設(shè)計(jì)策略。

4) 基于BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)思想，開展兼顧內(nèi)外流的短艙綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，優(yōu)化方案巡航狀態(tài)短艙外表面頭部超聲速區(qū)軸向范圍小、速度低、激波強(qiáng)度弱，全推力狀態(tài)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)高、進(jìn)氣道效率高，并且在最大推力和側(cè)風(fēng)起飛狀態(tài)也具有良好的進(jìn)氣道性能。

5) 以外流性能最優(yōu)的短艙C作為動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)方案，對短艙安裝狀態(tài)流場進(jìn)行數(shù)值分析，高速巡航狀態(tài)消除了短艙和機(jī)體之間的強(qiáng)激波和后體流動(dòng)分離，低速大迎角狀態(tài)機(jī)體可以為發(fā)動(dòng)機(jī)提供均勻穩(wěn)定的進(jìn)氣，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。