翼身融合布局低速風(fēng)洞試驗(yàn)研究

李沛峰，張彬乾，陶于金， 李棟

(1.西北工業(yè)大學(xué) 第365研究所，西安 710065)(2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引 言

隨著未來(lái)民用航空對(duì)減小噪聲、氮氧化物排放和降低燃油消耗等要求的不斷提高，現(xiàn)有常規(guī)布局飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)已難以滿(mǎn)足[1]。翼身融合布局(Blended Wing Body，簡(jiǎn)稱(chēng)BWB)技術(shù)，以其特有的綜合優(yōu)勢(shì)正逐漸被業(yè)內(nèi)所認(rèn)可，NASA、Boeing、ONEAR、MIT和DLR等均開(kāi)展了廣泛的研究[2]。國(guó)內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)、中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司、南京航空航天大學(xué)、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心等也開(kāi)展了相關(guān)研究[3-6]。相對(duì)于常規(guī)布局，BWB布局由于采用高度翼身融合設(shè)計(jì)，浸濕面積和質(zhì)量大幅減小[7]，具備了更高的氣動(dòng)效率和更小的燃油消耗，有效減小了氮氧化物排放；同時(shí)，將發(fā)動(dòng)機(jī)置于機(jī)身尾部上表面，遮蔽發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，進(jìn)而減小噪聲水平。

深入掌握BWB布局的空氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)及流動(dòng)機(jī)理是開(kāi)展BWB布局設(shè)計(jì)研究的基礎(chǔ)?；贑FD的優(yōu)化設(shè)計(jì)和反設(shè)計(jì)方法已廣泛應(yīng)用于BWB布局的氣動(dòng)設(shè)計(jì)[3,8-10]。然而，基于CFD的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法還存在一定的局限性，對(duì)于非常規(guī)的BWB布局，現(xiàn)有CFD方法是否有效可靠、是否能準(zhǔn)確地揭示其流動(dòng)機(jī)理，已成為備受關(guān)注的熱點(diǎn)問(wèn)題。因此，采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法開(kāi)展BWB布局研究十分必要。

國(guó)外在BWB布局風(fēng)洞試驗(yàn)方面開(kāi)展了大量研究，NASA Langley、DLR、ONEAR等研究機(jī)構(gòu)針對(duì)BWB-450、N2A、VELA1、VELA2等多種BWB構(gòu)型開(kāi)展了系列化的低、高速風(fēng)洞試驗(yàn)研究[11-17]，通過(guò)大量的測(cè)力、測(cè)壓及流動(dòng)顯示試驗(yàn)，構(gòu)建了完備的BWB布局氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，驗(yàn)證了現(xiàn)有概念設(shè)計(jì)方法及CFD設(shè)計(jì)方法的可靠性。國(guó)內(nèi)關(guān)于BWB布局風(fēng)洞試驗(yàn)方面的研究仍鮮有報(bào)道。

針對(duì)基于CFD方法設(shè)計(jì)的300座級(jí)BWB布局概念性方案[3](以下簡(jiǎn)稱(chēng)BWB-1)，采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法，研究BWB布局的低速氣動(dòng)特性、流動(dòng)機(jī)理及通氣發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的氣動(dòng)特性影響，并驗(yàn)證CFD方法的可靠性。

1 試驗(yàn)設(shè)備及模型

試驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)NF-3低速風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞是一座低速直流式風(fēng)洞，三元試驗(yàn)段尺寸3.5 m(寬)×2.5 m(高)×12.0 m(長(zhǎng))，空風(fēng)洞最大風(fēng)速可達(dá)130 m/s，湍流度為0.078%，相關(guān)風(fēng)洞細(xì)節(jié)可參見(jiàn)文獻(xiàn)[18]。

BWB-1布局三視圖及1∶25縮比試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示，該布局相關(guān)細(xì)節(jié)可參見(jiàn)文獻(xiàn)[3]。同NASA Langley、DLR等相關(guān)BWB布局風(fēng)洞試驗(yàn)研究[12-13]一樣，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎酶共恐畏绞健Ｔ囼?yàn)風(fēng)速為50 m/s，基于全機(jī)平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為3.2×106(平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)基于布局全投影面積)。采用全模型測(cè)力、絲線流動(dòng)顯示技術(shù)開(kāi)展布局氣動(dòng)特性與流動(dòng)機(jī)理研究。

(a) 布局三視圖

(b) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2 低速氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理

2.1 縱向氣動(dòng)特性

BWB-1布局風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果、NASA Langley研究中心的BWB布局(以下簡(jiǎn)稱(chēng)Early BWB)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[11]以及波音BWB布局(以下簡(jiǎn)稱(chēng)N2A)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[14]的對(duì)比如圖2所示。Early BWB、N2A試驗(yàn)風(fēng)速分別為Ma=0.25和Ma=0.20，相關(guān)風(fēng)洞、模型及試驗(yàn)細(xì)節(jié)可參見(jiàn)文獻(xiàn)[11,14]。三種布局均為舵面不偏轉(zhuǎn)、不帶發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的干凈構(gòu)型。

為了便于分析BWB-1布局的縱向氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理、檢驗(yàn)CFD方法的可靠性，本文采用基于雷諾平均的N-S流場(chǎng)求解程序、SA 湍流模型進(jìn)行縱向氣動(dòng)特性數(shù)值模擬，數(shù)值模擬方法參見(jiàn)文獻(xiàn)[3]。氣動(dòng)力系數(shù)均基于布局全投影面積(Early BWB布局原始?xì)鈩?dòng)數(shù)據(jù)基于梯形機(jī)翼，本文進(jìn)行相應(yīng)轉(zhuǎn)換)。

(a) 升力特性

(b) 阻力特性

(c) 俯仰力矩特性

BWB-1布局具有良好的升阻、俯仰與失速等低速特性，從圖2可以看出：

①BWB-1布局升力線斜率及最大升力(CLmax=0.65)與N2A相當(dāng)，失速特性和緩，但兩者升力均低于Early BWB。

②CL<0.4時(shí)，三種布局阻力差異不大；CL>0.4時(shí)，存在較大差異。

③BWB-1布局零升力矩(CM0=0.001 6)介于Early BWB與N2A之間，大迎角下的俯仰力矩非線性上仰特性?xún)?yōu)于其他兩種布局，直到α>16°時(shí)，俯仰力矩才出現(xiàn)劇烈的非線性上仰。

綜上所述，BWB-1布局的低速氣動(dòng)特性?xún)?yōu)于其他兩種布局。與Early BWB相比，BWB-1升阻特性略差，但Early BWB低頭力矩明顯偏大，且俯仰力矩在α=9°時(shí)即產(chǎn)生了強(qiáng)烈的非線性上仰，過(guò)大的低頭力矩和過(guò)早的力矩非線性上仰是無(wú)尾布局難以接受的；與N2A相比，BWB-1最大升阻比略有優(yōu)勢(shì)(兩者最大升阻比差量約為0.73)，且大迎角下俯仰力矩上仰更為和緩。

同時(shí)，通過(guò)BWB-1 布局CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證了所采用的CFD方法的可靠性。中小迎角下，CFD計(jì)算的升力、阻力以及俯仰力矩與試驗(yàn)差別較小；大迎角下，由于CFD在計(jì)算流動(dòng)分離方面的局限性，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果差別較大，但仍能較為準(zhǔn)確地反映氣動(dòng)力的變化趨勢(shì)。

2.2 縱向流動(dòng)機(jī)理分析

迎角α在0～20°范圍內(nèi)典型狀態(tài)絲線流動(dòng)顯示結(jié)果如圖3所示，對(duì)應(yīng)狀態(tài)的CFD計(jì)算結(jié)果如圖4所示。

(a) α=4°

(b) α=8°

(c) α=10°

(d) α=12°

(e) α=14°

(f) α=16°

(a)α=4° (b)α=8°

(c)α=10° (d)α=12°

(e)α=14° (f)α=16°

圖4 CFD計(jì)算的表面極限流線

Fig.4 CFD computed surface steak-lines

從圖3～圖4可以看出：

α=4°時(shí)，流動(dòng)保持附著，絲線及CFD計(jì)算的表面極限流線均反映出大后掠中央機(jī)體產(chǎn)生的展向流動(dòng)對(duì)中央機(jī)體與機(jī)翼之間的過(guò)渡段區(qū)域影響小。

α=8°時(shí)，絲線和CFD計(jì)算結(jié)果仍表明全機(jī)處于附著流態(tài)，但大后掠中央機(jī)體產(chǎn)生的展向流動(dòng)對(duì)過(guò)渡段的影響已逐漸顯現(xiàn)，此區(qū)域流動(dòng)已開(kāi)始失穩(wěn)。

α=10°時(shí)，隨著展向流動(dòng)加強(qiáng)，并且受翼身結(jié)合部的轉(zhuǎn)折點(diǎn)影響，中央機(jī)體與機(jī)翼結(jié)合的轉(zhuǎn)折處前緣首先出現(xiàn)了局部的分離區(qū)域；同時(shí)，過(guò)渡段邊界層穩(wěn)定性變差，絲線向外翼擺動(dòng)幅度加大，但機(jī)翼仍能保持附著。CFD計(jì)算的表面極限流線發(fā)展趨勢(shì)與絲線結(jié)果基本一致。

α為12°～16°時(shí)，隨著迎角增大，機(jī)翼上表面絲線流動(dòng)顯示表明流動(dòng)分離區(qū)域迅速向翼尖處發(fā)展，在此過(guò)程中，中央機(jī)體后部的上表面外側(cè)局部區(qū)域亦出現(xiàn)了流動(dòng)分離，但可產(chǎn)生升力的中央機(jī)體絕大部分區(qū)域仍能保持附著流態(tài)，這也是大迎角狀態(tài)下布局失速特性和緩的原因。CFD模擬流動(dòng)分離存在局限性，甚至無(wú)法捕捉中央機(jī)體后部上表面外側(cè)局部區(qū)域的流動(dòng)分離，但其計(jì)算結(jié)果仍可反映出大迎角狀態(tài)下的機(jī)翼流動(dòng)分離發(fā)展趨勢(shì)。

綜上所述，過(guò)渡段首先出現(xiàn)流動(dòng)分離不僅與機(jī)體的展向流動(dòng)有關(guān)，也與翼身轉(zhuǎn)折點(diǎn)影響有關(guān)。因此，大后掠中央機(jī)體產(chǎn)生的展向流動(dòng)與翼身結(jié)合部的轉(zhuǎn)折點(diǎn)影響的疊加是導(dǎo)致過(guò)渡段首先出現(xiàn)流動(dòng)分離的物理原因。隨著迎角增大，流動(dòng)分離區(qū)域向外翼不斷拓展，但由于中央機(jī)體流動(dòng)特性良好、仍可提供升力，全機(jī)在大迎角下失速特性和緩。

2.3 橫航向氣動(dòng)特性

BWB-1布局采用無(wú)尾設(shè)計(jì)，其橫航向氣動(dòng)特性關(guān)系著該布局用于工程實(shí)際的可行性。BWB-1布局的橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)如圖5所示。

(a) 橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)

(b) 航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)

從圖5可以看出：橫向具有靜穩(wěn)定性，且橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨著迎角的增大而增加，這與后掠翼自身的橫向特性一致。正側(cè)滑，迎風(fēng)側(cè)機(jī)翼有效后掠角減小，升力增大；背風(fēng)側(cè)機(jī)翼有效后掠角增大，升力減小，綜合效果是產(chǎn)生穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)力矩。

由于取消了垂尾，航向靜不穩(wěn)定。α≤8°時(shí)，航向靜不穩(wěn)定性隨著迎角的增大而增加；α>8°時(shí)，航向靜不穩(wěn)定性隨著迎角的增大而減小，但靜不穩(wěn)定性量值較小，降低了航向增穩(wěn)與控制的難度。之所以出現(xiàn)航向靜不穩(wěn)定，主要是取消了提供穩(wěn)定性的垂尾；此外，盡管采用了“翼型”形式的機(jī)體設(shè)計(jì)，但中央機(jī)體仍與圓柱機(jī)身一樣會(huì)產(chǎn)生航向靜不穩(wěn)定性力矩；迎風(fēng)側(cè)機(jī)翼由于有效后掠角減小，該側(cè)機(jī)翼的升力和阻力均較背風(fēng)側(cè)機(jī)翼大，雖可提供一定的阻力型航向靜穩(wěn)定性力矩，但中小迎角時(shí)，量值較小，不足以克服中央機(jī)體產(chǎn)生的航向靜不穩(wěn)定性力矩；迎角較大后，迎風(fēng)側(cè)機(jī)翼分離更早且更為嚴(yán)重，阻力型航向恢復(fù)力矩增大，使全機(jī)航向靜不穩(wěn)定性減小，航向靜穩(wěn)定性開(kāi)始恢復(fù)。

綜上，BWB-1布局橫向靜穩(wěn)定和航向靜不穩(wěn)定特性反映了后掠翼無(wú)尾布局固有的特征。針對(duì)該布局的航向控制問(wèn)題，李路路等[19]提出了嵌入式阻力舵與襟副翼組合的航向操縱舵面設(shè)計(jì)方案，可有效解決無(wú)尾布局的航向操縱問(wèn)題。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙影響

為了屏蔽發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇及排氣噪聲，BWB-1布局將發(fā)動(dòng)機(jī)短艙布置于中央機(jī)體后部上表面。通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)研究發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的影響，如圖6所示，試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)短艙為通氣狀態(tài)。

圖6 BWB-1布局加通氣發(fā)動(dòng)機(jī)短艙

有無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的升阻和俯仰力矩變化量如圖7所示，可以看出：發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)升力的線性段區(qū)域影響較小，大迎角使得升力略有增加，最大增量可達(dá)0.032；在所研究的迎角范圍內(nèi)使阻力增加，最大增量可達(dá)0.026；發(fā)動(dòng)機(jī)短艙產(chǎn)生低頭力矩，α<10°時(shí)，所產(chǎn)生的低頭力矩增量約為0.002。

圖7 升力、阻力、俯仰力矩變化量

有無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)變化量如圖8所示。

圖8 橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)變化量

從圖8可以看出：由于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙遠(yuǎn)離機(jī)翼，對(duì)橫向靜穩(wěn)定性影響較小；置于中央機(jī)體后部的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙可起到類(lèi)似垂尾的作用，提供航向恢復(fù)性力矩，使航向靜不穩(wěn)定性減小。

4 結(jié) 論

(1) 低速風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了BWB-1布局具有優(yōu)于Early BWB與N2A布局的縱向氣動(dòng)性能，其和緩的俯仰力矩非線性上仰特性尤其突出。絲線流動(dòng)顯示試驗(yàn)揭示了大后掠中央機(jī)體產(chǎn)生的展向流動(dòng)與翼身結(jié)合部的轉(zhuǎn)折點(diǎn)影響的疊加是誘導(dǎo)過(guò)渡段首先產(chǎn)生流動(dòng)分離的物理原因；然而，較大迎角下，中央機(jī)體流動(dòng)特性良好，是全機(jī)仍可保持和緩失速特性的主要原因。

(2) BWB-1布局橫向靜穩(wěn)定、航向靜不穩(wěn)定體現(xiàn)了后掠翼無(wú)尾布局的固有特征，但航向靜不穩(wěn)定性量值不大，控制難度較小。

(3) 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙有利于提高最大升力，但使得阻力和低頭力矩增加；對(duì)橫向靜穩(wěn)定性影響較小，但可增加航向靜穩(wěn)定性。

(4) 驗(yàn)證了CFD方法的可靠性，計(jì)算得到的縱向氣動(dòng)力變化趨勢(shì)及流態(tài)與試驗(yàn)基本一致。