鐘園，陳勇,*，陳真利，譚兆光，吳大衛(wèi)，司江濤

1.中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210 2.西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072

翼身融合(BWB)布局飛機的機翼和機身融合為一個整體，取消了機身和平尾，大幅度減小了全機的浸潤面積，降低了摩擦阻力和部件間的干擾阻力[1]；同時，由于飛機重量和氣動載荷沿整個機體得到最佳分布，使整個機體都是一個升力體。因此，相比常規(guī)布局飛機，采用翼身融合布局的飛機的氣動效率有明顯提高。該布局不僅是比較理想的無人機氣動布局型式，也是未來民用客機有可能采用的氣動布局型式。

相比常規(guī)布局飛機，翼身融合布局飛機的尾力臂要短得多，且無平尾；其特殊的氣動布局型式造成了翼身融合布局飛機的配平能力和操穩(wěn)特性較差。針對翼身融合布局飛機的氣動特點，必須進行精細的氣動設計，保證飛機在巡航點附近實現(xiàn)自配平；同時須保證飛機具有較小的靜穩(wěn)定裕度，從而使飛機能夠在較大迎角范圍內(nèi)配平。然而，由于其較差的配平能力，導致了翼身融合布局飛機對飛機焦點或重心的變化尤其敏感[2]。

對不使用增升裝置的翼身融合布局飛機而言，較好的設計可以使飛機在高速巡航狀態(tài)和低速狀態(tài)的靜穩(wěn)定裕度幾乎一致，且零升力矩差別不大，但其最大升力系數(shù)較低。對民用飛機而言，翼身融合布局不使用增升裝置并不能達到民機的低速性能要求。此外，由于翼身融合布局飛機的三維效應要比常規(guī)布局飛機更為明顯，低速時未使用增升裝置的翼身融合布局飛機很有可能會出現(xiàn)俯仰力矩上仰和大迎角滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象[3-7]；這個問題只能通過采用增升設計來解決。然而使用增升裝置之后飛機的靜穩(wěn)定裕度可能會出現(xiàn)較大變化，這對翼身融合布局飛機來說是相當致命的，極有可能降低飛機的配平能力或使其在后重心位置變成靜不穩(wěn)定。因此，對翼身融合布局飛機來說，增升設計是一大難題：增升裝置不僅要較大程度地提高最大升力系數(shù)，改善飛機的縱向和橫向特性；同時不能明顯地改變縱向靜穩(wěn)定裕度。

國外對翼身融合布局飛機研究得較多[8-14]，其中波音公司做了大量的工作，也出現(xiàn)了諸多的飛行驗證機，但均無增升裝置。圖1為波音公司的X48C翼身融合布局驗證機。

中國一些高校和科研院所也對翼身融合布局開展了相關的研究工作[15-21]，但基本都處于理論研究的層面，很少涉及驗證機飛行試驗，亦無相關對翼身融合布局增升裝置的研究。圖2為中國商用飛機有限責任公司(COMAC)的翼身融合布局驗證機“火鳳”的模型。

COMAC在“火鳳”驗證機的飛行試驗中發(fā)現(xiàn)，在大迎角爬升過程中飛機出現(xiàn)抬頭現(xiàn)象，同時在大坡度加速轉(zhuǎn)彎過程中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。為了改善飛機的失速特性，必須加裝前緣縫翼。而2016年美國重啟了X48C項目，其最新的風洞試驗模型亦增加了前緣縫翼，如圖3所示。

圖1 波音公司X48C驗證機Fig.1 X48C testing aircraft of Boeing

圖2 中國商用飛機有限責任公司“火鳳”驗證機Fig.2 “Huofeng” testing aircraft of COMAC

圖3 重啟后的X48CFig.3 Redesigned X48C airplane

本文以某翼身融合布局低速驗證機為研究對象，以數(shù)值計算為手段，開展對其前緣縫翼氣動布局方案的設計、二維增升設計以及三維增升設計，并分析縫翼構型的縱向力矩特性和橫向特性。

1 模型及數(shù)值方法驗證

1.1 物理模型

本文以某翼身融合布局低速驗證機為基礎，如圖4所示，其由全機融合設計的翼身組合體、向外傾斜的雙垂尾、尾翼機身整流罩以及翼梢小翼組成。

圖4 某翼身融合布局低速驗證機Fig.4 Low speed testing aircraft of BWB

1.2 數(shù)值方法驗證

利用歐洲高升力計劃HiLift-PW1模型外形對本文所用的數(shù)值計算方法進行驗證，圖5為計算模型和網(wǎng)格。

計算狀態(tài)為馬赫數(shù)Ma=0.2，迎角α=0°～34°，雷諾數(shù)Re=4.3×106(基于平均氣動弦長)。圖6為計算和試驗的升力系數(shù)CL曲線以及俯仰力矩系數(shù)Cm曲線的對比。

從圖6可知，升力曲線在線性段幾乎能和風洞試驗結果相吻合，雖然在最大升力系數(shù)上有差距，但是在失速迎角和升力形態(tài)上與風洞試驗結果還是一致的；力矩曲線和風洞試驗結果在絕對值上有一定的差距，但在趨勢上是一致的。由此可見，本文所采用的計算手段是可靠的。

圖5 HiLift-PW1模型及網(wǎng)格Fig.5 Model and grid of HiLift-PW1

圖6 計算和試驗的升力及俯仰力矩曲線對比Fig.6 Comparison of lift and pitching moment curves between calculation and test

2 前緣縫翼布局方案

圖7為某翼身融合布局低速驗證機的升力曲線和俯仰力矩曲線(取矩點為重心)，圖8為側滑角β=10°時的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl曲線，其計算馬赫數(shù)為0.1，雷諾數(shù)為1×106。

從圖7可知，此驗證機的失速迎角為16°，其俯仰力矩上仰的迎角為10°，遠小于其失速迎角；從圖8可知，側滑角為10°時的滾轉(zhuǎn)力矩在迎角為6°時發(fā)生非線性變化，在迎角為8°時滾轉(zhuǎn)力矩開始急劇增大(絕對量)。俯仰力矩形態(tài)決定了飛機縱向的失速特性；而飛機在存在速率變化時進行大坡度轉(zhuǎn)彎飛行是存在側滑角的，本文保守地使用側滑角10°來衡量存在速率變化時大坡度轉(zhuǎn)彎飛行的失速特性。此翼身融合布局俯仰力矩特性上仰，并且側滑滾轉(zhuǎn)力矩在較小的迎角時便出現(xiàn)較大的增大；這與試飛中出現(xiàn)的現(xiàn)象一致：飛機在起飛拉起過程中出現(xiàn)機頭上仰現(xiàn)象，并且在加速轉(zhuǎn)彎時出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。

圖7 翼身融合低速驗證機的升力和俯仰力矩曲線Fig.7 Lift and pitching moment curves of BWB low speed testing aircraft

圖8 側滑角為10°時的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線Fig.8 Rolling moment coefficient curve with sideslip angle of 10°

取此飛機縱向和橫向表面沿流向的摩擦阻力系數(shù)Cfx云圖，如圖9所示。圖9中綠色的區(qū)域為沿流向摩擦阻力系數(shù)等于或小于0的區(qū)域，顏色越深，摩擦阻力系數(shù)越小。從圖9可知，縱向時，飛機整個中外側機翼的后緣都發(fā)生了流動分離；橫向側滑為10°時，分離區(qū)域仍舊發(fā)生在中外側機翼，但背風側機翼(即機頭右側)的分離區(qū)要比迎風側機翼(機頭左側)大得多。由于分離區(qū)所在的外段機翼全在重心(CG)之后，因此分離后低頭力矩減小，導致俯仰力矩上仰。同時由于分離區(qū)為中外段機翼，分離區(qū)的力臂較長，當側滑存在時，左右機翼不對稱分離會導致滾轉(zhuǎn)力矩迅速增大。

在機翼前設計前緣縫翼可以推遲中外段機翼的流動分離。翼身融合布局的融合式設計決定了前緣縫翼設計無法像常規(guī)布局飛機那樣設計為全翼展縫翼，翼身融合布局前緣必然會存在一段無法設計縫翼的機翼區(qū)域。由于存在縫翼的翼面區(qū)域失速迎角遠大于無縫翼的固定翼區(qū)域，且因展向流動的影響后掠翼沿展向靠外的區(qū)域更容易提前出現(xiàn)流動分離，因此大迎角流動分離發(fā)生的區(qū)域必然會出現(xiàn)在縫翼和無縫翼固定翼交界的區(qū)域?？紤]到分離區(qū)不能影響V尾和發(fā)動機，縫翼設計的區(qū)域為沿展向發(fā)動機軸線靠外的位置(飛機半翼展)至翼尖的區(qū)域，如圖10所示，縫翼布置的區(qū)域均在重心后方。由于縫翼對流動分離的推遲作用，流動分離會發(fā)生在縫翼內(nèi)端面和發(fā)動機之間的機翼區(qū)域。分離區(qū)的內(nèi)翼會降低分離后產(chǎn)生的抬頭力矩，同時由于分離區(qū)距離縱軸更近，側滑時因左右機翼不對稱分離產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩的增量也會減小。

圖9 翼身融合低速驗證機表面摩擦阻力系數(shù)云圖Fig.9 Contours of surface friction drag coefficient of BWB low speed testing aircraft

飛機的縱向靜穩(wěn)定性取決于升力面的面積以及升力面至重心的距離。由于布置縫翼增加的機翼面積較小，且縫翼布置在重心之后，因此會使縱向靜穩(wěn)定裕度略有增大。由于機翼后緣需布置數(shù)量較多的操縱面，一般而言翼身融合布局飛機并不會專門設計開縫襟翼。

圖10 翼身融合低速驗證機前緣縫翼布局方案Fig.10 Slat’s layout for BWB low speed testing aircraft

3 前緣增升設計

3.1 二維增升設計

縫翼所布置的區(qū)域為中外段機翼，此段機翼有半翼展中間站位和翼尖站位兩個位置的控制翼型，如圖11所示。半翼展中間站位和翼尖處采用的翼型基本一致，區(qū)別只是厚度和前緣半徑不同。半翼展中間站位翼型的參數(shù)為：最大厚度位置為28%，最大厚度為14%，最大彎度位置為29%，最大彎度為2.2%，前緣半徑為1.36%；翼尖站位的前緣半徑為0.95%，最大厚度為12%。

本文采用的翼型最大厚度位置比較靠前，且翼型前部彎度較大；同時，在最大厚度之前，翼型曲率變化較小，而在最大厚度之后翼型的厚度迅速變小，在翼型上表面后緣處形成局部的反彎。較為豐滿的頭部、變化較為平緩的曲率和相對靠前的最大厚度位置可以降低前緣的吸力峰，同時迅速拉平乃至反彎的后緣會使后緣處的流動較為穩(wěn)定，但后緣處的壓力也相對較大。此種翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角相對較小，但失速形態(tài)緩和。

圖11 半翼展中間站位和翼尖站位的翼型Fig.11 Airfoils of half-wing mid-station and wing tip station

圖12為半翼展中間站位翼型的升力曲線,由圖可知，半翼展中間站位翼型的失速迎角為12°。

取失速迎角附近的壓力系數(shù)Cp分布，如圖13所示，橫坐標x/c為無量綱弦向位置，c為弦長。在迎角為10°時，在吸力峰之后，上表面壓力系數(shù)以較大的梯度持續(xù)增大直至后緣，即在吸力峰之后氣流在逆壓梯度作用下持續(xù)減速，這會導致較早出現(xiàn)流動分離。迎角11°時后緣壓力已經(jīng)降至0以下，流動分離已經(jīng)產(chǎn)生，但此時升力繼續(xù)增大；至失速迎角12°時，弦向60%之后區(qū)域的壓力分布幾近一個平臺；13°迎角時弦向50%之后的區(qū)域已經(jīng)形成一個負壓較小的壓力平臺。迎角從10°變化至13°，前緣吸力峰仍在繼續(xù)增大，即使在失速迎角之后的13°，其吸力峰仍舊在增加，只是增加的幅度有所降低。從壓力分布可以看出，在失速迎角附近，流動分離出現(xiàn)后并緩慢地從后緣向前發(fā)展，同時前緣吸力峰仍在增加；此種翼型分離形態(tài)緩和，失速特性較好。

此類翼型的失速迎角較小，其主要原因是在吸力峰之后氣流持續(xù)減速，導致氣流動能損失較大從而過早出現(xiàn)流動分離。因此，降低主翼的前緣吸力峰即可降低逆壓梯度，從而降低氣流的動能損失，推遲氣流分離。對傳統(tǒng)的超臨界翼型而言，其最大厚度位置相對靠后，翼型前部彎度較小，在翼型前緣之后曲線曲率迅速變化至平緩。圖14為傳統(tǒng)的超臨界翼型和本文半翼展中間站位翼型的對比。對超臨界翼型而言，由于其曲率變化劇烈的區(qū)域主要在翼型頭部，在頭部之后曲線曲率迅速減小，在縫翼的后緣即翼型弦向20%區(qū)域附近，曲線已近乎拉平。

超臨界翼型低速狀態(tài)典型的壓力分布如圖15 所示，在吸力峰之后超臨界翼型上表面的壓力系數(shù)在弦向20%位置就迅速恢復至-1左右，并在隨后80%的弦長區(qū)域緩慢地增大至來流壓力。由于縫翼一般布置在機翼弦長20%左右的區(qū)域，因而超臨界翼型縫翼后緣的流速可以降低到較低的程度，從而可以明顯地降低主翼面的吸力峰，同時來自縫翼縫道的高速氣流可以補充縫翼后緣氣流的動能損失；兩者綜合作用可極大地推遲主翼面的流動分離。為了降低氣流流經(jīng)縫翼上表面后的動能損失，在超臨界翼型上設計的縫翼一般具有較大的正偏度(逆時針偏轉(zhuǎn)為正)，這樣可以相對降低縫翼上的吸力峰。

圖12 半翼展中間站位翼型的升力曲線Fig.12 Lift curve of half-wing mid-station airfoil

圖13 半翼展中間站位翼型的壓力分布Fig.13 Pressure distribution of half-wing mid-station airfoil

圖14 半翼展中間站位翼型與超臨界翼型的對比Fig.14 Comparison between half-wing mid-station airfoil and supercritical airfoil

此翼身融合布局驗證機所用翼型特點與超臨界翼型完全不同，由于縫翼后緣(弦向20%左右)翼型仍具有較大的曲率，氣流在此處仍將具有較大的流速，若縫翼采用正偏度，縫翼后緣處的流速將會更大；這會導致主翼前緣具有較高的流速，從而導致較高的吸力峰，致使縫翼推遲流動分離的目的不能實現(xiàn)。若對此翼型設計負偏轉(zhuǎn)的縫翼，則縫翼的吸力峰的弦向位置會比較靠前，且縫翼后緣會有較長區(qū)域的減速區(qū)，有助于降低縫翼后緣處的流速，從而降低主翼的吸力峰值。

圖16為針對半翼展中間站位翼型設計的前緣縫翼示意圖。圖17為迎角17°時縫翼偏轉(zhuǎn)-5°

圖15 超臨界翼型的壓力分布(α=11°)Fig.15 Pressure distribution of supercritical airfoil (α=11°)

圖16 半翼展中間站位翼型的縫翼設計Fig.16 Slat design of half-wing mid-station airfoil

和-3°時的壓力分布。從圖17可知，縫翼負偏度越大，縫翼吸力峰越高，主翼的吸力峰就越低；這有助于推遲主翼上的分離。

采用負偏度的縫翼設計可增大縫翼升力，對主翼的下洗作用更大，可降低主翼的當?shù)赜牵兄谕七t失速；但由于受到縫翼上較大的逆壓梯度和表面摩擦力的影響，在縫翼后緣處的氣流會有較大的動能損失。設計較好的縫道可在縫道出口處形成動能強大的射流，改善主翼附面層的流動，推遲主翼失速?？p道參數(shù)間隙值LG及搭接量LO的設計對縫道效應的作用至關重要。

圖18為迎角為13°時縫道參數(shù)變化時的壓力分布。當LO值增大時，縫翼與主翼距離更近，縫翼和主翼之間的相互影響更強，即主翼受到更強的下洗作用，縫翼受到更強的上洗作用，從而導致主翼吸力峰下降，縫翼吸力峰增高；同時LO增大會導致更長的縫道，氣流的加速區(qū)更長，使在縫道出口處氣流的動能更大，即縫翼后緣的速度更大。當LO值以及縫翼偏度不變，LG值增大時，縫道長度不變，縫道形狀幾乎不變，縫翼和主翼的壓力分布幾乎不發(fā)生變化。

對半翼展處縫翼的偏度和縫道參數(shù)進行優(yōu)化，得到較為合適的參數(shù)值：偏度為-5°，LG值為9.3%，LO值為2.2%。翼尖站位和半翼展中間站位的翼型相同，故采用相同的縫道參數(shù)和偏度。優(yōu)化后縫翼和原始翼型升力曲線如圖19所示。從圖可知，設計縫翼之后，失速迎角從12°推遲到18°，最大升力系數(shù)從1.2增大至1.8左右?？梢?，本文對驗證機所使用翼型的低速氣動特性的分析和縫翼的設計方法判定是正確的。

圖17 不同縫翼偏度的壓力分布Fig.17 Pressure distribution of different slat angles

圖18 不同縫道參數(shù)影響的壓力分布Fig.18 Pressure distribution of different seam parameters

圖19 帶縫翼翼型的升力曲線Fig.19 Lift curves of airfoil with slat

3.2 三維增升設計

以二維設計的縫翼外形、偏度和縫道參數(shù)為基礎，得出了三維的前緣縫翼和轉(zhuǎn)軸，如圖20所示?？p翼內(nèi)端面剖面采用沿流向設計，其目的是控制大迎角時此處產(chǎn)生的分離在此端面的后方；縫翼外端面剖面為垂直于轉(zhuǎn)軸設計，其目的是使縫翼展開后和主翼之間的縫隙盡可能地小，以減小此處流動分離出現(xiàn)的區(qū)域。

安裝縫翼后的翼身融合布局驗證機的升力曲線和俯仰力矩曲線(取矩點為重心)如圖21所示。安裝縫翼之后，失速迎角提高了2°，達到18°，最大升力系數(shù)提高近0.4，達到1.6；同時，俯仰力矩曲線上仰的現(xiàn)象完全得到改善，在15°時力矩曲線變平，但在17°時重新變?yōu)橄缕?/p>

取安裝縫翼之后側滑角為10°時的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線，如圖22所示。安裝縫翼之后在側滑角為10°時,在迎角為14°之前,隨迎角增大，滾轉(zhuǎn)力矩幾乎是線性變化，在迎角為15°之后滾轉(zhuǎn)力矩(絕對值)急劇變小；相比之下干凈構型在迎角為8°時滾轉(zhuǎn)力矩便急劇變大(絕對值)?？梢姡惭b縫翼可以較大程度地提高飛機側滑或變速轉(zhuǎn)彎時的安全性。

飛機干凈構型和縫翼構型迎角為14°時不帶側滑和側滑角為10°時的沿流向摩擦阻力系數(shù)離的區(qū)域從中外翼分離變化為了中間翼分離，即使側滑為10°時分離區(qū)仍然保持穩(wěn)定。帶縫翼構型分離區(qū)損失的升力對俯仰軸和滾轉(zhuǎn)軸的力臂均減小，這是相比干凈構型俯仰力矩上仰和滾轉(zhuǎn)力矩急劇變化得到改善的原因。

圖20 三維縫翼形狀和轉(zhuǎn)軸Fig.20 Shape and rotating axis of 3D slat

圖21 安裝縫翼后的升力和俯仰力矩曲線Fig.21 Lift and pitching moment curves after installation of slat

圖22 安裝縫翼后側滑10°時的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線Fig.22 Rolling moment coefficient curves with sideslip angle of 10° after installation of slat

Cfx云圖如圖23所示。安裝縫翼之后流動分離發(fā)生在縫翼和固定翼交界的區(qū)域，相比干凈構型，分

圖23 干凈構型和縫翼構型的表面摩擦阻力系數(shù)云圖Fig.23 Contours of surface friction drag coefficient of clean and slat configuration

圖24描述了縫翼構型的靜穩(wěn)定裕度相比干凈構型的變化。安裝縫翼之后，飛機的靜穩(wěn)定裕度僅增大了1.7%，即焦點向后移動了0.017倍的平均氣動弦長；焦點后移對飛機的操穩(wěn)特性是有利的。盡管焦點后移對配平不利，但縫翼構型的俯仰力矩-升力系數(shù)曲線整體上移，相同升力系數(shù)下縫翼構型的俯仰力矩(絕對值)更小，整體而言對配平更有利。

圖24 安裝縫翼后靜穩(wěn)定裕度的變化Fig.24 Variations of static stability after installation of slat

圖25為半模的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨升力系數(shù)變化的曲線，其斜率代表壓心的展向位置。由圖可知，安裝縫翼之后，壓心稍有外移，但程度很??；其原因是縫翼展開后外段機翼提供的升力稍有增加。

圖25 安裝縫翼后滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的變化Fig.25 Variations of rolling moment coefficients after installation of slat

4 結 論

以翼身融合布局飛機低速驗證機為對象，開展了前緣縫翼的設計研究，其結論如下：

1) 翼身融合布局飛機因為其特殊的布局形式，一般會存在力矩上仰和失速滾轉(zhuǎn)的問題，其原因是流動分離出現(xiàn)在外段機翼。

2) 前緣使用縫翼設計并結合適當?shù)臍鈩硬季中问娇梢詫⒎蛛x區(qū)控制在靠內(nèi)側機翼上的合適區(qū)域。

3) 本文所設計的縫翼可使翼身融合布局低速驗證機的失速迎角推遲2°，使其最大升力系數(shù)增大0.4，滾轉(zhuǎn)發(fā)散迎角增大7°；縫翼構型不影響全機焦點、壓心以及全機配平特性。

4) 本文研究內(nèi)容可為翼身融合布局飛機增升裝置氣動布局方案和氣動設計提供支持。

致 謝

感謝西北工業(yè)大學張彬乾教授課題組的支持與幫助，感謝上海飛機設計研究院同事們的指導與建議。