翼身融合布局背撐發(fā)動機短艙-機體流動干擾機理研究

顧文婷, 張彬乾, 馬坤, 李棟, 呂鵬飛, 韓杰

(1.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院, 陜西 西安 710089; 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

翼身融合布局(BWB)以其突出的綜合性能優(yōu)勢,成為滿足“綠色航空”需求的下一代大型寬體客機的理想布局[1-3],采用常規(guī)燃料大涵道比渦扇發(fā)動機推進系統(tǒng)則是BWB布局盡快進入應(yīng)用的最佳選擇[4-5]。BWB布局與推進系統(tǒng)的集成是翼身融合布局民機的關(guān)鍵設(shè)計技術(shù)之一,其中,通過機體上表面支架支撐的背撐式發(fā)動機布局技術(shù)風(fēng)險低、可實現(xiàn)性強,利用中機身可遮蔽噪聲,并為大涵道比發(fā)動機布置提供更大空間。然而,這種布置形式由于機體升力面與發(fā)動機近距布置,使機體和發(fā)動機之間的流動干擾問題十分突出[6-7]。因此,理解和掌握二者之間干擾的流動機理,有助于在BWB布局的飛-發(fā)綜合設(shè)計中解決干擾問題,從而充分發(fā)揮背撐式BWB布局的氣動性能優(yōu)勢。

飛機和發(fā)動機之間的流動干擾對全機氣動性能有著重要的影響。對于采用翼吊和尾吊2種發(fā)動機布置形式的常規(guī)布局飛機,國內(nèi)外開展了大量研究工作,揭示了短艙、支架與機翼(或機體)相互干擾的流動機理[8-10],通過調(diào)整機翼扭轉(zhuǎn)角、短艙形狀及布置位置、掛架形狀等相關(guān)影響因素,可以有效消除不利干擾[11-12]。對于BWB民機,波音和NASA在亞聲速固定翼(SFW)[6]和環(huán)境責(zé)任航空計劃(ERA)[13-14]項目中,均將機體與背撐式發(fā)動機的綜合設(shè)計作為研究重點,開展了專項研究。其中,波音在N2A方案基礎(chǔ)上提出了中機身加長10%的N2A-EXTE方案,可以達到降低短艙進口流速和增強噪聲屏蔽的效果。NASA采用優(yōu)化設(shè)計手段,以減小短艙安裝阻力為目標,通過優(yōu)化機體外形消除了BWB背撐式布局的機體與短艙相互干擾帶來的流動分離。綜合來看,對常規(guī)布局飛機與發(fā)動機的干擾問題研究較為深入,而對BWB背撐式布局則主要采用優(yōu)化設(shè)計方法解決機體與短艙的流動干擾問題,設(shè)計問題復(fù)雜度高、計算工作量大,缺乏對流動干擾機理的系統(tǒng)研究。

本文針對BWB背撐式發(fā)動機布局出現(xiàn)的機體-短艙流動干擾問題,采用CFD分析手段,通過對比有無短艙構(gòu)型高低速典型狀態(tài)下的流態(tài),開展了背撐短艙對基本構(gòu)型流動特性的影響研究。在此基礎(chǔ)上,系統(tǒng)研究了背撐短艙對全機高速氣動特性和三維流場的影響,揭示了背撐式布局短艙與機體之間的流動干擾機理,為BWB布局機體與背撐推進系統(tǒng)綜合設(shè)計提供理論基礎(chǔ)。

1 研究方法

1.1 幾何模型和計算網(wǎng)格

本文研究對象為西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計的300座級翼身融合民機構(gòu)型NPU-BWB-300,設(shè)計方案采用背撐式布，在中機身后上方布置2臺大涵道比渦扇發(fā)動機。方案主要性能和幾何參數(shù)如表1所示。

表1 設(shè)計方案主要參數(shù)

為了研究BWB背撐式發(fā)動機布局的機體-短艙流動干擾問題,采用通氣短艙模擬動力裝置,不考慮支架干擾,將機體+通氣短艙構(gòu)型記為“通氣構(gòu)型”,如圖1所示,短艙位置依據(jù)總體布置要求初步確定,并根據(jù)所在位置的流線偏角確定短艙俯仰安裝角為3°,使短艙順氣流布置。

圖1 通氣構(gòu)型

將不帶動力裝置的干凈構(gòu)型記為“基本構(gòu)型”。分別對本文研究的基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型生成多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,對機體和發(fā)動機短艙上流場參數(shù)變化較劇烈的區(qū)域進行了適當(dāng)?shù)木W(wǎng)格加密處理。為消除網(wǎng)格差異對計算結(jié)果的影響,本文通過實體和流場網(wǎng)格設(shè)置來模擬不同構(gòu)型,保持兩構(gòu)型計算網(wǎng)格完全一致。

1.2 數(shù)值模擬方法

本文采用雷諾平均N-S方程(RANS)進行BWB背撐式布局流場分析,空間離散采用有限體積方法,無黏項采用二階迎風(fēng)Roe格式,黏性項采用二階Jameson中心格式,湍流模型選取能夠高精度預(yù)測流動分離的SST模型,選用隱式時間推進格式,并采用當(dāng)?shù)貢r間步長加速收斂。

針對本文所采用的數(shù)值模擬方法的可靠性驗證分為兩部分,分別通過DLR-F6和某BWB民機基本構(gòu)型驗證本文方法對飛機/發(fā)動機流場及BWB布局氣動特性的模擬能力。

DLR-F6模型計算狀態(tài)為:馬赫數(shù)Ma=0.75, 雷諾數(shù)Re=3×106, 迎角α=1°。圖2為短艙周向不同站位(θ)下表面壓力系數(shù)(Cp)分布計算值與試驗值的對比。圖3給出了掛架內(nèi)、外兩側(cè)機翼截面壓力系數(shù)分布計算與試驗值的對比,從掛架內(nèi)側(cè)截面(展向站位y/b=33.1%)壓力系數(shù)分布可以看出,掛架內(nèi)側(cè)機翼下表面發(fā)生流動分離,與試驗結(jié)果一致,如圖4所示。機翼和短艙表面壓力分布及流態(tài)的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗基本吻合,表明本文的數(shù)值方法可以較為準確地模擬短艙/掛架對機體流動的影響。

圖2 短艙不同站位表面壓力系數(shù)分布對比

圖3 掛架內(nèi)外側(cè)機翼截面壓力系數(shù)分布對比

圖4 掛架附近機翼下表面流線對比

以某帶短艙BWB民機構(gòu)型為研究對象,驗證本文方法對BWB布局低速氣動特性和流動分離的預(yù)測能力。試驗狀態(tài)為:Ma=0.20,Re=5.4×106,數(shù)值模擬與試驗狀態(tài)相同。圖5給出了計算與試驗氣動特性的對比,CL,CD,Cm分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。升力線性段,計算的升力和俯仰力矩與試驗結(jié)果吻合良好,阻力略大于試驗結(jié)果,升力線斜率和靜穩(wěn)定性與試驗基本一致。大迎角狀態(tài)計算的升阻力矩數(shù)值與試驗結(jié)果略存在偏差,但對失速迎角、力矩拐點及其后氣動力變化趨勢的預(yù)測較為準確。

圖5 數(shù)值模擬和低速風(fēng)洞試驗結(jié)果對比

圖6給出了α=8°,10°風(fēng)洞絲線顯示和數(shù)值模擬的機翼表面流線。α=8°時,過渡段前緣首先出現(xiàn)局部流動分離,同時流線向外偏折但仍保持附著;α=10°時,分離迅速向翼尖發(fā)展,但中機身仍為附著流動,可為全機提供升力,使全機失速特性和緩。綜合來看,數(shù)值方法模擬出了試驗中分離開始位置及發(fā)展趨勢,可以反映出大迎角下布局的流動機理。

圖6 機翼流態(tài)對比

2 背撐短艙對基本構(gòu)型流動特性影響

本節(jié)選取高低速典型狀態(tài),開展背撐短艙對基本構(gòu)型流動特性的影響研究。

2.1 巡航狀態(tài)

針對高速巡航狀態(tài)(Ma∞=0.85,Re=1.54×108,CL=0.2),通過對比基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型的流動現(xiàn)象,分析背撐短艙對BWB布局高速流動特性的影響。

圖7和圖8分別給出了基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型巡航設(shè)計點流態(tài)?？梢钥闯?基本構(gòu)型在巡航設(shè)計點全機表面無分離,中機身無激波,且具有平直的流線。通氣構(gòu)型的機體和短艙之間存在著嚴重的激波干擾,短艙及其附近機體表面形成以強激波終止的大范圍低壓區(qū),并誘導(dǎo)波后流動分離。

圖7 基本構(gòu)型巡航設(shè)計點流態(tài) 圖8 通氣構(gòu)型巡航設(shè)計點流態(tài)

短艙對稱面流動細節(jié)如圖9所示。在短艙縱向?qū)ΨQ面,機體與短艙之間形成狹窄的流動通道,使通道內(nèi)氣流加速,最大馬赫數(shù)超過1.4,形成以強激波終止的超聲速區(qū),誘發(fā)后體和短艙下表面流動分離;在短艙水平對稱面,內(nèi)側(cè)流速遠高于外側(cè),使短艙內(nèi)側(cè)形成一道強激波,并誘導(dǎo)短艙后緣流動分離。當(dāng)發(fā)動機處于巡航工作狀態(tài),進氣質(zhì)量流量比小于1,進氣道溢流會使通道內(nèi)的流動干擾加劇。

圖9 巡航設(shè)計點短艙對稱面馬赫數(shù)云圖

2.2 低速大迎角狀態(tài)

針對低速大迎角狀態(tài)(Ma∞=0.85,Re=1.54×108,α=10°～12°),分析背撐短艙對BWB布局低速流動特性的影響。

圖10給出了基本構(gòu)型表面壓力云圖和流線。可以看出,基本構(gòu)型的過渡段流動在α=10°時開始失穩(wěn),隨著迎角增加,橫向流動增強,過渡段分離沿展向迅速發(fā)展,到α=12°時,已擴展至大部分機翼,但中機身絕大部分區(qū)域仍能保持附著流動,大迎角狀態(tài)仍可為發(fā)動機布置提供均勻穩(wěn)定的流動環(huán)境。

圖10 基本構(gòu)型低速大迎角狀態(tài)流態(tài)

圖11給出了通氣構(gòu)型低速大迎角流態(tài),圖中采用了流場當(dāng)?shù)乜倝号c自由來流總壓之比Rp來展示分離區(qū)流動的耗散特性?？梢钥闯?布置背撐式發(fā)動機后,并未改變布局低速流動分離特性,隨著分離發(fā)展,發(fā)動機也未吸入分離氣流,同時,中機身可使發(fā)動機進氣不受大迎角自由來流影響,對來流起校直作用,使短艙入口流場的有效迎角可視為0°。

圖11 通氣構(gòu)型低速大迎角流態(tài)

從以上分析可以看出,低速大迎角狀態(tài),背撐式短艙不會吸入機體產(chǎn)生的低能量分離氣流,發(fā)動機進氣品質(zhì)保持良好,從而使BWB布局中機身上表面成為發(fā)動機短艙布置的理想位置。另一方面,布置背撐式短艙不會影響B(tài)WB布局低速分離特性。上述結(jié)論適用于大迎角流動分離與失速始于機翼-機身過渡段的BWB布局,這類BWB布局具有大后掠中機身和中等后掠機翼。

3 機體-短艙流動干擾機理

針對BWB背撐式布局高速狀態(tài)易產(chǎn)生嚴重流動干擾的問題,本節(jié)研究短艙與機體之間流動相互干擾的物理機制,揭示流動干擾機理。

3.1 高速氣動特性影響

圖12給出了基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型高速氣動特性對比,其中通氣構(gòu)型未計入短艙內(nèi)表面產(chǎn)生的氣動力。從圖中可以看出,布置背撐式發(fā)動機后,全機升力降低、阻力增加、最大升阻比損失約25%,給氣動特性帶來不利影響,但并未改變?nèi)珯C升力線斜率、縱向靜穩(wěn)定性和俯仰力矩拐點。力矩拐點之后,兩構(gòu)型氣動特性差異明顯減小,說明布置背撐短艙可使機體表面的流動分離減弱。

分別定義相同迎角下通氣構(gòu)型與基本構(gòu)型的升力系數(shù)之差為安裝升力,相同升力下兩構(gòu)型的阻力系數(shù)之差為安裝阻力[15]。采用上述定義定量分析了短艙對全機升阻特性的影響,結(jié)果表明,在力矩拐點前,安裝升力為-0.03 ～-0.04,之后,安裝升力約為-0.02,布置背撐式短艙導(dǎo)致的升力系數(shù)減小量明顯降低;安裝阻力則在小升力系數(shù)下基本保持不變,量值在0.003,約為基本構(gòu)型巡航阻力的1/3,安裝阻力在總阻力中占比過大。

圖12 基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型高速氣動特性對比

圖13給出了機體、短艙在單獨狀態(tài)和安裝狀態(tài)阻力特性的對比,圖中機體阻力隨升力變化,而短艙阻力則隨迎角變化。通氣構(gòu)型機體阻力始終大于基本構(gòu)型機體阻力,但二者的差異隨升力增加而逐漸減小;單獨短艙阻力隨迎角增加基本不變,而安裝短艙阻力隨迎角增加而減小,在所給迎角范圍內(nèi),安裝短艙阻力均明顯大于單獨短艙阻力。

圖13 部件阻力特性對比

3.2 巡航狀態(tài)流動干擾機理分析

基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型在巡航設(shè)計點(CL=0.2)不同展向位置機體截面的壓力分布如圖14所示,其中截面Y1位于短艙縱向?qū)ΨQ面,Y2位于翼身過渡區(qū)域外側(cè),Y3和Y4分別位于機翼內(nèi)側(cè)和外側(cè)。布置背撐短艙不僅會對中機身產(chǎn)生明顯影響,還會改變過渡段和機翼壓力分布。另外,由于通氣構(gòu)型達到巡航升力對應(yīng)的迎角高于基本構(gòu)型,通氣構(gòu)型Y2到Y(jié)4截面上表面前緣壓力低于基本構(gòu)型,而下表面壓力高于基本構(gòu)型。

從基本構(gòu)型Y1截面壓力分布可以看出,中機身升力由前緣到60%弦向位置產(chǎn)生,而60%位置后為無加載設(shè)計,使得中機身可為全機提供抬頭力矩,從而平衡外翼后掠和超臨界機翼帶來的較大低頭力矩,減輕無尾布局縱向配平壓力,在巡航設(shè)計點實現(xiàn)“自配平”設(shè)計。布置背撐式發(fā)動機后,Y1截面50%～70%弦向位置流動減速,在短艙入口前形成一個正壓力峰,其后,一部分氣流繞過短艙駐點進入機體和短艙之間的流動通道并加速,形成一個很高的負壓峰值,當(dāng)發(fā)動機進氣質(zhì)量流量比小于1,如巡航工作狀態(tài)時,進氣道溢流進入流動通道,會使加速效應(yīng)和負壓峰值更強。短艙對上游流動起阻滯作用,使通氣構(gòu)型機身中部的低壓區(qū)范圍縮小,該影響沿展向擴展,使Y2,Y3截面激波前移、強度減弱,直到Y(jié)4截面才與基本構(gòu)型激波位置相近,布置背撐短艙對機翼激波的弱化作用是造成通氣構(gòu)型在力矩拐點后升力損失減小和機翼表面流動分離減弱的主要原因,同時,損失的升力主要分布在重心后,導(dǎo)致通氣構(gòu)型抬頭力矩增加。

圖14 基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型巡航狀態(tài)機體截面壓力分布

由圖15給出的短艙縱向?qū)ΨQ面壓力云圖和流動通道面積分布可以看出,機體與短艙之間存在一個先急劇收縮后緩慢擴張的三維流動通道,氣流先在通道收縮段加速,在面積最小的“喉道”(20%位置)達到聲速,而后在擴張段繼續(xù)加速為超聲速流動,在通道約60%位置,由于面積變化率加快,無法抵抗超聲速流動產(chǎn)生的強逆壓梯度,最終形成一道強激波并誘導(dǎo)附面層分離,使安裝狀態(tài)機體阻力顯著增加。若考慮發(fā)動機動力效應(yīng),巡航工作狀態(tài)的進氣道溢流會使通道內(nèi)流量增加,流動干擾加劇。機體尾部型面對流出通道的亞聲速氣流也產(chǎn)生類似擴張噴管的作用,使尾部氣流減速、壓力升高。

圖15 機體-短艙流動通道特性

短艙安裝角的選取可以使安裝狀態(tài)短艙入口的有效迎角近似為0°,因此,單獨短艙計算時的等效迎角可取為0°,圖16給出了2種狀態(tài)下短艙附近超聲速區(qū)范圍。從圖中可以看出,機體對短艙附近流動影響很大,安裝狀態(tài)短艙外表面超聲速區(qū)范圍遠大于單獨狀態(tài),并且短艙與機體之間、2個短艙之間的超聲速流動均以強激波終止,此外,對于進氣質(zhì)量流量比小于1的發(fā)動機工況,進氣道溢流會使2種狀態(tài)下短艙外表面超聲速區(qū)進一步擴大。

圖16 單獨短艙和安裝短艙周圍超聲速流動

進一步通過短艙周向截面壓力分布(見圖17),分析2種狀態(tài)下短艙外表面流動特性。0°截面,單獨短艙前緣吸力峰很高,在20%位置產(chǎn)生一道強激波,波后流動再加速,形成二次超聲速區(qū),而安裝短艙下方的流動受通道收縮-擴張效應(yīng)影響,超聲速區(qū)從短艙前緣一直延伸到中后段,在60%位置以一道強激波終止,并導(dǎo)致波后流動分離;90°截面,單獨短艙前緣吸力峰比0°截面減弱,形成一道弱壓縮波,而在安裝狀態(tài),由于短艙內(nèi)側(cè)也具有收縮-擴張通道流動特征,使內(nèi)側(cè)壓力分布與0°截面相似,但流動加速作用較弱,激波位置靠后(70%位置)、強度減弱,同樣誘導(dǎo)流動分離;180°截面,單獨短艙從前緣到35%位置流動緩慢加速,其后由于型面收縮使流動減速,形成的超聲速區(qū)主要集中在5% ～ 60%位置,該截面安裝狀態(tài)受中機身干擾最小,但安裝短艙入口所在位置當(dāng)?shù)亓魉俑哂趩为毝膛?使得前緣壓力降低,中段低壓區(qū)范圍擴大,超聲速區(qū)擴展至74%位置。另一方面,在流動方向上,短艙前部壓力為阻力,后部壓力為推力,安裝狀態(tài)短艙后部壓力降低,使壓差阻力增加,同時,安裝短艙表面還出現(xiàn)了激波和流動分離,受兩因素共同影響,安裝短艙阻力明顯增加(見圖13)。

圖17 單獨短艙和安裝短艙不同周向站位外表面壓力分布

通過上述分析,高速狀態(tài)背撐式布局短艙與機體之間的流動干擾機理主要有2點:①短艙表面易出現(xiàn)大范圍超聲速區(qū),易形成激波,并對機體上表面流動產(chǎn)生強烈干擾,誘發(fā)激波和流動分離;②機體和短艙之間形成了收縮-擴張流動通道,出現(xiàn)“喉道”流動效應(yīng),產(chǎn)生激波和流動分離。

依據(jù)BWB背撐式布局短艙-機體流動干擾機理,可以提出BWB機體-背撐推進系統(tǒng)氣動綜合設(shè)計思想:動力短艙設(shè)計應(yīng)適應(yīng)BWB布局背撐發(fā)動機布置的流動特點,避免高速狀態(tài)短艙外表面出現(xiàn)大范圍超聲速流動;同時,對機體和短艙之間的流動通道進行疏導(dǎo)設(shè)計,改善通道截面面積分布,減緩“喉道”流動效應(yīng),避免產(chǎn)生激波和流動分離。

4 結(jié) 論

本文針對BWB背撐式發(fā)動機布局出現(xiàn)的機體-短艙流動干擾問題,開展了流動干擾機理研究,主要結(jié)論如下:

1) 背撐短艙主要影響B(tài)WB布局高速流動特性,對低速特性影響不大。

2) 布置背撐式發(fā)動機后,高速狀態(tài)短艙與機體之間流動干擾嚴重,易產(chǎn)生強激波并誘導(dǎo)流動分離。

3) 高速狀態(tài)BWB機體與背撐短艙之間的流動干擾機理主要有2點:①短艙外表面易出現(xiàn)大范圍超聲速區(qū),易形成激波,并對機體上表面流動產(chǎn)生強烈干擾,誘發(fā)激波和流動分離;②機體和短艙之間形成了收縮-擴張流動通道,出現(xiàn)“喉道”流動效應(yīng),產(chǎn)生激波和流動分離。