翼身融合布局中央機體翼型設(shè)計研究

李沛峰, 張彬乾, 陶于金, 陳真利, 李棟

(1.西北工業(yè)大學 無人機研究所, 陜西 西安 710065;2.西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

翼身融合布局(blended wing body，簡稱BWB)作為一種綜合性能突出的新型布局形式，將成為未來軍民用航空領(lǐng)域飛行器發(fā)展的必然趨勢[1-2]。突出高升阻比、高巡航效率的BWB布局與常規(guī)布局有很大的不同。一方面，需要追求高升阻比以提高飛機的巡航效率；另一方面，需要追求飛行邊界內(nèi)的安全特性，特別是巡航狀態(tài)下的力矩配平特性。從氣動力設(shè)計角度，這兩個問題往往是相互矛盾的。為了兼顧高升阻比與配平及操縱能力，則必須從氣動布局形式和翼型設(shè)計兩方面去加以權(quán)衡。在布局形式確定的前提下，翼型與機翼設(shè)計是提高飛機升阻比的最主要途徑。

常規(guī)布局飛機利用圓柱型機身提供裝載，通過尾翼解決穩(wěn)定性和操縱性問題。BWB布局如何解決這些問題，中央機體翼型設(shè)計是關(guān)鍵[3-4]。首先，翼型厚度要滿足客貨艙等布置要求，同時還要避免產(chǎn)生強激波；其次，BWB布局外翼通常為具有中等或較大后掠角的超臨界機翼[5-6]，要求中央機體翼型的低頭力矩要小。

目前，BWB中央機體翼型主要采用大厚度的后卸載翼型(或反彎翼型)、前加載翼型和其他類翼型。大厚度后卸載翼型(相對厚度大于15%)可提供抬頭力矩，但導致氣動效率下降且易于產(chǎn)生激波[7-9]。前加載翼型適用于中央機體"窄長"的混合翼身融合布局(hybrid wing body，簡稱HWB)，如靜音系列飛機[10-12]，通過中央機體前部加載實現(xiàn)巡航狀態(tài)下的靜穩(wěn)定和配平設(shè)計，并可在弱力矩約束條件下，進行高性能外翼設(shè)計[13]。在其他類翼型方面，如日本東北大學的BWB布局[14]、法宇航和空客法國的BWB布局[15]、多倫多大學的BWB布局[16]，這類BWB布局中央機體所采用的翼型具有前緣無加載、后緣加載明顯的特點，研究表明采用以上翼型的BWB布局會以損失較大的升阻比代價來滿足縱向配平要求，無法體現(xiàn)BWB布局高升阻比的氣動優(yōu)勢。

基于此，針對150座級BWB布局中央機體翼型設(shè)計，采用計算流體力學方法，在滿足總體裝載的約束條件下，系統(tǒng)研究對稱翼型、后卸載翼型、前加載翼型、前加載-后卸載翼型的影響規(guī)律，在此基礎(chǔ)上開展應(yīng)用研究。

1 CFD方法及驗證

控制方程為三維積分形式的非定常雷諾平均N-S方程：

??t?Qdv+?f·nds=0(1)

式中，v為控制體體積，s為控制體表面，n為表面外法向單位矢量，Q為守恒量，f為通過s的無黏通量和黏性通量之和。無黏項采用Roe三階迎風偏置通量差分裂方法進行離散，黏性項采用中心差分格式離散，時間方向采用隱式近似因子分解方法進行推進求解，選取Spalart-Allmaras湍流模型。采用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂，多重網(wǎng)格采用FAS(full approximation storage，全近似存儲)方法，循環(huán)方式為W型。以某翼身融合飛翼布局為對象驗證本文流場求解程序的可靠性，計算狀態(tài)：Ma=0.7、Re=8.0×106。網(wǎng)格總數(shù)約為200萬，表面網(wǎng)格見圖1。圖2給出的計算結(jié)果與風洞試驗結(jié)果吻合良好，表明本文采用的CFD方法滿足研究需要。

圖1 表面網(wǎng)格示意圖圖2 計算和試驗結(jié)果對比

2 中央機體翼型氣動特性影響研究

以150座級BWB布局為基礎(chǔ)，在Ma=0.8、H=11 km狀態(tài)下，研究中央機體采用對稱翼型、后卸載翼型、前加載翼型、前加載-后卸載翼型設(shè)計對布局氣動性能的影響規(guī)律。圖3給出了BWB布局幾何模型示意圖，沿展向布置10個控制翼型，1～6剖面為中央機體，6～8剖面為過渡段，8～10剖面為外翼段，通過各剖面間的線性插值構(gòu)造BWB布局三維幾何構(gòu)型。中央機體構(gòu)造根據(jù)總體裝載約束條件，以相對厚度為13%的剖面1翼型為基準，對其相對厚度進行縮放得到2～6剖面的控制翼型。研究中，保證過渡段和外翼段翼型不變，氣動力系數(shù)均基于全投影面積。

圖3 BWB布局幾何示意圖

2.1 對稱翼型

圖4給出了剖面1所采用的對稱翼型，圖5給出了3種(twist1,twist2和twist3)不同幾何扭轉(zhuǎn)角沿展向的分布。以對稱翼型為基礎(chǔ)，分別構(gòu)建基于以上扭轉(zhuǎn)分布的3種BWB構(gòu)型。

圖4 對稱翼型示意圖

圖6給出了twist2和twist3方案相對于twist1方案的升阻比變化量。twist2和twist3由于較大的外翼負扭轉(zhuǎn)角，使得全機有效迎角減小，表現(xiàn)為小迎角附著流狀態(tài)下升阻比下降，隨迎角增大，a>3°時，較大的外翼負扭轉(zhuǎn)角可減小外翼激波強度并推遲由激波誘導的流動分離，使得升阻比略有增加。

由圖7給出的3種方案的俯仰特性可見，僅twist3方案才能實現(xiàn)正零升力矩。分析原因可知，對稱翼型自身產(chǎn)生的抬頭力矩有限，為實現(xiàn)靜穩(wěn)定設(shè)計狀態(tài)下的巡航點自配平，要求零升力矩大于零，因此，需通過增加外翼負幾何扭轉(zhuǎn)角實現(xiàn)。但采用較大負幾何扭轉(zhuǎn)角會導致升阻比下降，不能體現(xiàn)BWB布局高升阻比的優(yōu)勢。從俯仰特性亦可見，采用較大的負扭轉(zhuǎn)角可改善力矩的非線性上仰特性，twist3方案在CL>0.4時才出現(xiàn)輕微的力矩上仰。

圖5 幾何扭轉(zhuǎn)角沿展向分布 圖6 不同幾何扭轉(zhuǎn)角分布的升阻比變化量 圖7 不同幾何扭轉(zhuǎn)角分布的俯仰力矩特性

2.2 后卸載翼型

對2.1節(jié)所述的對稱翼型后緣進行幾何修形，得到reflex1,reflex2和reflex3 3種后卸載翼型，3種翼型及其彎度線分布見圖8。以幾何扭轉(zhuǎn)角分布twist1為基礎(chǔ)，分別構(gòu)建基于以上后卸載翼型的3種BWB構(gòu)型。

圖8 后卸載翼型幾何及彎度分布示意圖

圖9給出了reflex1,reflex2和reflex3相對于twist1的升阻比變化量。翼型后卸載使得升力降低并導致升阻比下降。由圖可見，升阻比降幅隨后卸載量的增大而增加，然而3者的最大降幅均小于twist2和twist3構(gòu)型。

中央機體翼型后卸載可產(chǎn)生抬頭力矩，增大零升力矩。由圖10所示的俯仰特性可見，零升力矩隨后卸載量的增大而增加。采用較小后卸載的reflex1方案不滿足零升力矩大于零的設(shè)計要求。采用較大后卸載的reflex2和reflex3方案的零升力矩分別為0.003 3和0.008 1，滿足零升力矩大于0的設(shè)計要求。

圖9 不同后卸載翼型的升阻比變化量

圖10 不同后卸載翼型的俯仰力矩特性

2.3 前加載翼型

對2.1節(jié)所述的對稱翼型前緣進行幾何修形，得到lec1,lec2和lec3前加載翼型，3種翼型及其彎度線分布見圖11。以幾何扭轉(zhuǎn)角分布twist1為基礎(chǔ)，分別構(gòu)建基于以上前加載翼型的3種BWB構(gòu)型。

圖11 前加載翼型幾何及彎度分布示意圖

圖12給出了lec1,lec2和lec3相對于twist1的升阻比變化量。采用前加載使得升阻比降低，且前加載量越大損失越為明顯。結(jié)合空氣動力學原理可知，采用類似于Hileman等人[10]所提出的前緣下表面“內(nèi)凹”形式的前加載翼型，可在前緣下表面產(chǎn)生的較大正壓區(qū)，進而產(chǎn)生抬頭力矩，但同時也帶來了附加的壓差阻力并導致升阻比下降。

圖12 不同前加載翼型的升阻比變化量

由圖13給出的俯仰特性可見，零升力矩隨著前加載量的增大而增加，但采用3種前加載翼型的BWB布局的零升力矩均小于零。分析原因可知，大后掠中央機體的前部加載區(qū)域較小、且力臂沿展向逐漸縮短，所產(chǎn)生的抬頭力矩不足以平衡大后掠超臨界機翼產(chǎn)生的低頭力矩。因此，受BWB布局平面形狀限制，即使采用較大的前加載翼型也不一定能獲得正零升力矩。此外，較大的前加載將直接導致中央機體前部空間降低，不利于與客貨艙及前起落架布置。

圖13 不同前加載翼型的俯仰力矩特性

2.4 前加載-后卸載翼型

對2.1節(jié)所述的對稱翼型前緣及后緣進行幾何修形，得到2種(lr1,lr2)前加載-后卸載翼型，2種翼型及其彎度線分布見圖14。以幾何扭轉(zhuǎn)角分布twist1為基礎(chǔ)，分別構(gòu)建基于以上前加載-后卸載翼型的2種BWB構(gòu)型。

圖14 前加載-后卸載翼型幾何及彎度分布示意圖

圖15給出了lr1和lr2相對于twist1的升阻比變化量。采用前加載-后卸載翼型必然會導致升阻比降低，圖中l(wèi)r1和lr2升阻比最大降低量分別約為3.1和2.5。翼型前加載使得阻力增加、后卸載使得升力降低是導致升阻比下降的主要原因。由圖亦可見，lr1前加載大于lr2,lr2后卸載大于lr1，但lr1升阻比降低量大于lr2，表明前加載產(chǎn)生的阻力增量對升阻比的影響更為顯著。

圖15 不同前加載-后卸載翼型的升阻比變化量

圖16給出了俯仰特性對比，通過較小的前加載和后卸載，可實現(xiàn)靜穩(wěn)定設(shè)計狀態(tài)下的正零升力矩。

圖16 不同前加載-后卸載翼型的俯仰力矩特性

2.5 結(jié)果分析

上述研究表明，中央機體翼型選擇與BWB布局平面形狀特征密切相關(guān)，在滿足總體裝載約束前提下，合理優(yōu)化后卸載或前加載的區(qū)域及大小可獲得理想的氣動設(shè)計結(jié)果。針對150座級BWB布局，受布局平面形狀限制，采用上述前加載翼型均不能獲得正零升力矩?；趯ΨQ翼型的twist3構(gòu)型、基于后卸載翼型的reflex2和reflex3構(gòu)型、基于前加載-后卸載翼型的lr1和lr2構(gòu)型均滿足零升力矩大于零的設(shè)計要求，但reflex2和lr2 2種構(gòu)型升阻特性最優(yōu)(見圖17)，表明了中央機體采用后卸載翼型或前加載-后卸載翼型均適合于該布局的氣動設(shè)計。

圖17 不同構(gòu)型的升阻特性對比

3 應(yīng)用研究

以上研究成果已應(yīng)用于多類翼身融合布局的氣動設(shè)計，文獻[17]將前加載-后卸載翼型應(yīng)用于300座級BWB布局的優(yōu)化設(shè)計，文獻[18]研究了小展弦比翼身融合無人機的后卸載翼型設(shè)計。為了進一步拓展本文研究的應(yīng)用領(lǐng)域，針對大展弦比翼身融合飛翼布局無人機隱身設(shè)計需求，采用類似于B-2轟炸機的氣動-隱身一體化設(shè)計思路，在無人機的中央機體前緣開展具有前加載特征的“鷹勾”隱身前緣改型設(shè)計研究。結(jié)合飛行器外形隱身設(shè)計相關(guān)原則[19]，相比于常規(guī)的圓前緣，采用“鷹勾”前緣可進一步降低無人機的RCS，但對其氣動特性的影響有待分析。因此，研究目標是在采用“鷹勾”前緣提高無人機隱身特性的基礎(chǔ)上，保證其氣動特性不降低。圖18給出了原始構(gòu)型與最終設(shè)計構(gòu)型的對比，其中原始構(gòu)型中央機體前緣為圓前緣。

圖18 原始構(gòu)型與設(shè)計構(gòu)型對比

圖19 氣動特性對比

以下重點針對改型設(shè)計前后的氣動特性進行比較分析，設(shè)計狀態(tài)為Ma=0.6、H=15 km。圖19給出了原始構(gòu)型和設(shè)計構(gòu)型的氣動特性對比。同前加載翼型的氣動特性影響研究，受無人機平面形狀限制，在中央機體前緣有限區(qū)域內(nèi)采用具有前加載特征的“鷹勾”前緣設(shè)計，設(shè)計構(gòu)型的俯仰力矩略大于原始構(gòu)型，升阻比基本與原始構(gòu)型保持一致，表明了具有前加載特征的“鷹勾”前緣設(shè)計對無人機的氣動性能影響較小，使得該無人機的隱身性能和氣動性能同時得到兼顧。

4 結(jié) 論

本文開展了翼身融合布局中央機體翼型設(shè)計及相關(guān)應(yīng)用研究，結(jié)論如下：

1) 150座級BWB布局中央機體翼型設(shè)計研究表明，采用自身抬頭力矩有限的對稱翼型時，需通過較大的外翼負幾何扭轉(zhuǎn)角實現(xiàn)靜穩(wěn)定設(shè)計狀態(tài)下的正零升力矩，但升阻特性損失較大，不能體現(xiàn)BWB布局的高氣動效率優(yōu)勢。采用前加載翼型時，僅通過中央機體前緣有限區(qū)域的前加載不足以平衡大后掠外翼所產(chǎn)生的低頭力矩。采用后卸載翼型或前加載-后卸載翼型時，可在升阻特性損失較小的前提下，實現(xiàn)正零升力矩。綜合分析表明，在滿足縱向力矩配平的設(shè)計要求下，reflex2和lr2構(gòu)型升阻特性最優(yōu)。

2) 針對大展弦比翼身融合飛翼布局無人機，開展了具有前加載特征的"鷹勾"前緣改型設(shè)計研究，獲得了同時兼顧隱身性能和氣動性能的設(shè)計結(jié)果。

3) 在實際設(shè)計問題中，應(yīng)綜合總體和氣動等設(shè)計要求，結(jié)合布局形狀特點，對后卸載或前加載的區(qū)域及大小進行優(yōu)化，以提高零升力矩、降低升阻比損失，實現(xiàn)翼身融合布局的高升阻比切實可用。

參考文獻：

[1] Okonkwo P, Smith H. Review of Evolving Trends in Blended Wing Body Aircraft Design[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2016, 82:1-23

[2] Jiménez H, Tetik H, Mavris D. Assessment of Operational Compatibility for Future Advanced Vehicle Concepts[R]. AIAA-2012-0798

[3] Roman D, Allen J B, Liebeck R H. Aerodynamic Design Challenges of the Blended Wing Body Transport[R]. AIAA-2000-4335

[4] Liebeck R H. Design of the Blended-Wing-Body Subsonic Transport[R]. AIAA-2002-0002

[5] Re R J. Longitudinal Aerodynamic Characteristics and Wing Pressure Distributions of a Blended-Wing-Body Configuration at Low and High Reynolds Numbers[R]. NASA/TM-2005-213754

[6] Pritesh C Mody, Sho Sato, David K Hall, et al. Conceptual Design of an N+3 Hybrid Wing Body Subsonic Transport[R]. AIAA-2010-4812

[7] Liebeck R H. Design of the Blended Wing Body Subsonic Transport[J]. Journal of Aircraft, 2004, 41(1):10-25

[8] Roman D, Gilmore R, Wakayama S. Aerodynamics of High-Subsonic Blended-Wing-Body Configurations[R]. AIAA-2003-554

[9] Qin N, Vavalle A, Le Moigne A, et al. Aerodynamic Considerations of Blended Wing Body Aircraft[J]. Aerospace Sciences, 2004, 40:321-343

[10] Hileman J I, Spakovszky Z S, Drela M, et al. Airframe Design for Silent Fuel-Efficient Aircraft[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(3):956-969

[11] Hileman J I, Spakovszky Z S, Drela M. Aerodynamic and Aeroacoustic Three-Dimensional Design for a “Silent” Aircraft[R]. AIAA-2006-241

[12] Hileman J I, Spakovszky Z S, Drela M, et al. Airframe Design for “Silent Aircraft”[R]. AIAA-2007-453

[13] Sargeant M A, Hynes T P, Graham W R, et al. Stability of Hybrid-Wing-Body-Type Aircraft with Centerbody Leading-Edge Carving[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(3):970-974

[14] Pambagjo I E, Nakahashi K, Obayashi S, et al. Aerodynamic Design of a Medium Size Blended-Wing-Body Airplane[R]. AIAA-2001-0129

[15] Mialon B, Fol T, Bonnaud C. Aerodynamic Optimization of Subsonic Flying Wing Configurations[R]. AIAA-2002-2931

[16] Kuntawala N B, Hicken J E, Zingg D W. Preliminary Aerodynamic Shape Optimization of a Blended-Wing-Body Aircraft Configuration[R]. AIAA-2011-0642

[17] Li Peifeng, Zhang Binqian, Chen Yingchun, et al. Aerodynamic Design Methodology for Blended Wing Body Transport[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2012, 25(4):508-516

[18] 李沛峰，張彬乾，陳迎春,等. 無尾布局翼型的DISC設(shè)計研究[J]. 飛行力學, 2011, 29(4):49-52

Li Peifeng, Zhang Binqian, Chen Yingchun, et al. Airfoil Design for Tailless Configurations Using DISC Algorithm[J]. Flight Dynamic 2011: 29(4):49-52 (in Chinese)

[19] 桑建華. 飛行器隱身技術(shù)[M]. 北京：航空工業(yè)出版社,2013

Sang Jianhua. Low Observable Technologies of Aircraft[M]. Beijing, Aviation Industry Press,2013 (in Chinese)