翼身融合布局飛機總體參數對氣動性能的影響

蔣瑾， 鐘伯文， 符松

1. 中國商飛北京民用飛機技術研究中心 總體論證研究部， 北京　102211

2. 清華大學 航天航空學院， 北京　100084

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翼身融合布局飛機總體參數對氣動性能的影響

蔣瑾1, 2， 鐘伯文1, *， 符松2

1. 中國商飛北京民用飛機技術研究中心 總體論證研究部， 北京102211

2. 清華大學 航天航空學院， 北京100084

摘要:翼身融合布局是一種極具潛力和競爭力的新布局型式，該種布局型式飛機的總體參數對其自身的氣動性能有重要影響，有必要開展相關的影響規律研究。本文基于某一翼身融合布局飛機概念方案，采用快速數值方法模擬了不同氣動外形的高速流動，分析了總體參數(主要包括機翼面積、展弦比和外翼前緣后掠角)等對飛機高速氣動性能的影響。結果表明,可以通過改變展弦比和機翼面積顯著地改善氣動性能，但未發現外翼前緣后掠角的改變與氣動性能的改善有明顯的關聯。

關鍵詞:翼身融合布局； 總體參數； 氣動性能； 飛機； 概念設計

民用航空運輸業目前處于一個快速發展期，隨著乘客數量和貨運量的增長[1]，受限于現有機場的運營能力(年起降架次、地面保障等)與空中管制技術水平，機場擁堵與航班延誤將愈來愈嚴重。因此，除了發展先進的空管技術與理念外，發展超大型飛機來滿足市場需求也不失為一種選擇。同時考慮到未來燃油的價格、污染物排放與噪聲等環保方面的要求，未來民用飛機的性能必須比現有飛機有較大提高[2]。但是常規布局飛機在性能方面的提升空間有限，即使通過技術改造與升級，也很難達到期望值，因而有必要突破常規構型的約束，開展新構型/新布局型式技術潛力和應用前景方面的探索性研究。

翼身融合布局 (Blended-Wing-Body, BWB)民機概念方案由麥道公司[3]于1988年首先提出，經過近30年的發展，國外的飛機制造商、高校與研究機構等已經在氣動設計與優化[4-8]、結構分析與客艙設計[9-12]、新型動力裝置的設計與集成[13-19]、操穩特性評估[8,20]、風洞試驗[21-22]、多學科優化設計[23-31]等諸多方面開展了有益的嘗試與探索，并取得了較大的進展。翼身融合布局具有氣動效率高、重量輕、燃油消耗低、排放少、噪聲低、結構效率高、內部裝載空間大等優點，是一個極具潛力和競爭力、可能替代現有常規布局飛機的新布局型式。但在實際設計和制造、適航取證及后續市場運營中可能會面臨諸多難題，包括中央機身(承壓艙)復合材料的成型制造、飛行控制的復雜性與未知性、乘客的接受度與乘坐舒適性、高低速性能的匹配、適航條例的符合性、機場適應性等。雖然軍機已經采用了該種布局型式(如B-2隱形轟炸機)，但其技術成熟度尚未達到民機所需要的程度。只有通過系統、深入地研究，掌握其氣動、操穩、結構等特性，評估其技術、適航、管理和運營上的潛在風險，在設計約束允許范圍內經過細致設計與各方面/學科的權衡，才有可能得到一個切實可行并具有競爭力的方案。其中總體構型和氣動布局設計是保證飛機總體性能的關鍵，也是決定飛機安全性、經濟性、環保性與舒適性的關鍵性因素。

文獻[5,6,32]研究了扭轉分布、翼型優化、機翼前緣后掠角等對氣動、結構等的影響，得到了一些影響氣動與穩定性的規律，有助于進一步的氣動設計，但不同策略帶來的改善效果不一,需要通過多學科優化設計來實現最終目標；此外, 激波阻力所占比例相較于常規布局飛機要高，使得最優展向環量分布不再是橢圓分布，這將會改變整個設計思路。本文根據所提出的設計要求與目標進行了某翼身融合布局飛機氣動布局與外形的方案設計，然后采用數值模擬方法研究了該氣動外形主要總體參數(包括機翼面積、展弦比和外翼前緣后掠角等)對其高速氣動性能的影響，并分析了單一參數各自的影響規律，以期為后續的設計工作提供參考與數據支持。

1翼身融合布局方案初步設計

本文進行一翼身融合布局飛機方案設計，主要設計要求與目標為：250座級,每座標準商載103 kg，設計航程6 500 nmile(1 nmile=185 2 m)，巡航馬赫數Ma=0.80，巡航升阻比不低于22，巡航高度不低于35 000 ft (1 ft=0.304 8 m)，起降場長分別不超過3 000 m和2 100 m。

本設計根據客艙座椅寬度、排距和過道寬度等的要求確定客艙段所需寬度與長度，然后進行客艙內部布置確定實際座位數。再通過重量估算、翼載荷以及推重比的權衡分析(具體過程與結論詳見文獻[33])，考慮到機場適應性并參考波音公司翼身融合布局飛機的設計方案[34]，確定本翼身融合布局飛機的平面形狀如圖1所示：中央機身對稱面處長40 m，翼展長b=60 m；中央機身展向寬度(18.6 m)約占展長的31.2%，內翼前緣后掠角為65°，外翼前緣后掠角為45°，等效梯形翼的面積為489 m2，1/4弦線后掠角為43°，展弦比AR = 7.36，梢根比λ=0.292，平均氣動弦長MAC=8.967 m；機身坐標系原點放置在機頭最前緣處，力矩參考點(x,y,z)ref=(21.565 m, 0 m, 0 m)。

圖1翼身融合布局氣動外形
Fig. 1Aerodynamic configuration of a BWB aircraft

中央機身段的翼型主要由裝載、安全、配平等因素決定；外翼段的翼型則需考慮油箱容積與布置、升力提供、操縱面安裝等方面的要求。根據氣動計算與設計確定布局方案的氣動外形如圖2所示。本文主要考慮機翼幾何參數的影響，并未考慮其他設計因素，如起落架、動力裝置與垂尾等。

圖2BWB模型初始方案三視圖
Fig. 2Three-views of baseline BWB model

2數值方法與驗證

本文中的流場計算采用MGAERO軟件[35]與自行開發的MBFVNS3D求解器[33]。為了保證軟件的應用可行性及計算的可靠性，本章將對這2個軟件進行數值驗證。

2.1數值方法

MGAERO軟件是一個可用于任意構型、可壓縮、帶邊界層修正的Euler方程求解器，采用基于笛卡兒結構化網格的多重網格算法，網格生成簡單、快捷，避免了復雜外形貼體網格生成時會遇到的諸多困難；計算耗時短。

MBFVNS3D為多塊結構化網格三維Navier-Stokes方程有限體積求解器，對流項采用Roe′sFDS格式[36]，黏性項采用中心格式，時間推進采用隱式LU-SGS格式[37]，湍流模型采用的是SST模型[38]。為了加速收斂、減少計算耗時，引入了當地時間步長和多重網格算法[37,39]，并實現了基于MPI的并行。

2.2數值驗證

采用2.1節所述2種數值方法分別模擬了

DPW-II標模DLR F6翼身組合體的跨聲速流動，計算來流條件為:Ma∞=0.75，α=0.5°，基于平均氣動弦長的Re=3×106，機翼平面參數見文獻[40-41]。MBFVNS3D采用的是一個中等規模的網格，總的單元數是5 715 968，共27塊；MGAERO計算采用9層多重網格，網格點總數2084 446。圖3給出了2種算法得到的不同展向位置處的機翼表面壓力分布和試驗值[42]的比較，可以看出：MGAERO模擬給出的機翼上表面激波位置普遍靠前(升力值會偏小)；在外翼段,特別是靠近翼尖處的機翼前緣位置處的壓力波動比較大，且出現了雙激波，這會使得激波(壓差)阻力增加。

圖3DLR F6機翼表面壓力分布和試驗值的比較(不同展向位置處)[42]
Fig. 3Computed surface pressure of DLR F6 at different span-wise locations versus test data[42]

MBFVNS3D程序顯示出了良好的激波捕捉能力。MGAERO網格生成便捷、計算耗時相對較少，比較適于多方案比較或工程快速估算；其計算需要較多的人工干預。從表面壓力分布來看，MBFVNS3D的結果更接近試驗值，優于MGAERO的結果；從氣動力的預測值和試驗值的比較(見表1)來看，2種算法都存在一定的偏差，但滿足當前階段所需的計算精度與要求，可用于方案概念設計階段或初步設計階段的評估。

表1　氣動力比較

3總體參數影響分析

3.1初始方案的高速氣動特性

采用第2節中的2種計算流體力學(CFD)方法分別模擬了初始方案高速巡航條件下的流動狀況，來流馬赫數Ma∞=0.80，基于MAC的雷諾數Re=56.45×106，迎角變化范圍α=0°,0.5°,1°,1.5°,2°,2.5°,3°和4°。

圖4給出了2種算法分別計算得到的不同氣動力參數的比較：可以看到MGAERO給出的表面摩擦阻力要比MBFVNS3D小15個阻力單位(1阻力單位= 0.000 1)左右；計算得到的升力(相同迎角)要低，導致升致(誘導)阻力較小。隨著升力(迎角)的增加，低頭力矩也隨之加大且比常規布局飛機要更大一些，由于翼身融合布局飛機的尾力臂較短，因此大迎角飛行時要在配平/操縱上付出更高的代價。阻力對升阻比的影響要大于升力的影響，使得2種算法給出的升阻比存在一定的差異：MGAERO計算給出的最大升阻比為22.49(α=1°)，要略高于MBFVNS3D的21.82(α=1.5°)。

圖4MGAERO和MBFVNS3D方案氣動力及升阻比比較
Fig. 4Comparison of aerodynamic forces and lift-to-drag ratio between MGAERO and MBFVNS3D

MBFVNS3D的計算網格總點數為3 451 776，共72塊；MGAERO計算網格點數為2 877 296，共8層。MBFVNS3D的計算采用4個計算核(Intel i3處理器，主頻3.30 GHz)，達到力系數收斂大致每工況要4.8 h；采用MGAERO進行單個工況的求解需要40 min左右，會隨著實際流態或網格數目的變化略有不同。從計算耗時上來看，MGAERO還是具有比較明顯的優勢。從初始方案的計算結果分析來看，MGAERO的模擬結果和CFD結果相比：升、阻力偏低，力矩相當，升阻比偏高，可以用于相關流場和氣動特性的計算與(定性)分析。為了實現快速評估的目的，本文后續研究中的數值計算均采用MGAERO。

3.2外翼前緣后掠角的影響

考察了不同外翼前緣后掠角θLE(以初始方案為基準，分別增加或減小1°、2°和3°)，保持梯形翼的面積、展弦比和梢根比不變。圖5是不同外翼前緣后掠角對應的氣動力和升阻比，從圖中可以看出：隨著后掠角的增大，升力線斜率減小,阻力下降，最終的升阻比會有所提高，力矩略有增加；從氣動性能上看，前緣后掠角減少1°的方案升力與升阻比均有所提高，同時后掠角的減少還可以帶來結構重量的減少，這是優于初始方案的。外翼前緣后掠角變化引起的氣動性能的變化在一定范圍內表現出了和常規布局相一致的變化規律：后掠角增加使得升力線斜率下降，升致阻力減小；同時會減緩激波阻力的增長；能提高升阻比。但并沒有呈現出明顯的單調關聯關系，這主要是由于翼身融合布局的中央機身也是一個升力面，要考慮它對氣動的貢獻及其與外翼的相互影響。

3.3展弦比的影響

圖5不同外翼前緣后掠角對應的氣動力及升阻比
Fig. 5Variation of aerodynamic forces and L/D due to variable sweep angles at leading edge of out-wing

保持機翼面積、梢根比和外翼前緣后掠角不變，改變機翼展弦比AR，飛機的平面形狀如圖6所示。表2和圖7是不同展弦比對應的氣動力和升阻比，由此可見，隨著展弦比的增大，升阻比也隨之提高，其變化幅度比較明顯。這主要是由于在機翼面積基本相同的情況下(梯形翼面積一樣，但其投影面積略有差異)，其摩擦阻力基本相當，但隨著展弦比的增大，升致阻力會減小，使得總阻力降低。但展弦比的增大要以結構重量的增加為代價，采用Beltramo等[43]的方法進行估算可知：展弦比縮放到6和9時，對應的使用空重(OEW)相對于初始方案會減少2 462 kg(AR每減小1，OEW減少1 810 kg)或增加1 539 kg(AR每增加1，OEW會增加938 kg)；這會抵消掉部分氣動性能提升所帶來的好處。

圖6不同展弦比對應的飛機平面形狀
Fig. 6Variable aircraft planforms at different ARs

圖7不同展弦比對應的升阻比
Fig. 7Variable lift-to-drag ratios at different ARs

表2展弦比引起的氣動力變化

Table 2Variation of aerodynamic forces with variable aspect ratios

ARParameterα/(°)00.511.522.534AR=6CL0.23400.29210.35070.40920.46820.52780.58520.6975CD0.01200.01380.01610.01910.02270.02690.03210.0451Cm-0.2062-0.2216-0.2374-0.2531-0.2688-0.2847-0.2981-0.3228L/D19.5721.1221.8421.4420.6719.618.2415.46Increment/%-3.20-3.63-2.89-3.15-2.63-2.08-1.44-0.22BaselineL/D20.2121.9122.4922.1421.2320.0118.5115.49AR=9CL0.29310.36630.43740.51060.58080.65260.72090.8479CD0.01360.01580.01850.02180.02620.03150.03780.0539Cm-0.3018-0.3278-0.3489-0.3751-0.3946-0.4155-0.4319-0.4519L/D21.4823.2323.6823.4022.1420.7319.0515.72Increment/%6.296.035.295.694.303.612.921.50

3.4機翼面積的影響

本文研究了不同梯形翼面積下的氣動特性，改變機翼面積時保證機翼展弦比、梢根比和外翼前緣后掠角不變，對應的平面形狀如圖8所示。機翼面積的增加會對氣動性能的改善與提高發揮一定的作用。但由于中央機身也是一個升力面，如果只是單純調整等效梯形翼的面積所引起的整個機翼平面面積的改變不是很明顯，例如,從初始方案的489 m2變化到510 m2，機翼平面面積只增加了約12 m2,從914 m2變成了926 m2，因此氣動性能的變化沒有改變展弦比引起的變化那么顯著，詳細比較見圖9和表3。

圖8不同機翼面積對應的平面形狀
Fig. 8Different aircraft planforms with variable wing
areas

圖9不同機翼面積對應的升阻比變化
Fig. 9Lift-to-drag ratios with different wing areas

表3機翼面積變化引起的升阻比變化

Table 3Variation of lift-to-drag ratio with different trapezoidal wing areas(STrap)

STrapParameterα/(°)00.511.522.534STrap=470m2L/D19.4721.3022.1321.8721.0919.9618.5015.56Increment/%-3.66-2.78-1.60-1.22-0.66-0.25-0.050.45BaselineL/D20.2121.9122.4922.1421.2320.0118.5115.49STrap=510m2L/D20.6122.322.8722.521.5620.318.7515.67Increment/%1.981.781.691.631.551.451.301.16L/D21.1622.7323.1522.8221.820.4618.8915.79STrap=530m2Increment/%4.703.742.933.072.682.252.051.94

3.5扭轉分布的影響

圖10是BWB模型初始方案(α=1°，CL≈0.39)的展向環量分布和升力分布(圖中，Γ為不同展向位置處的環量，ρ∞和u∞分別為來流密度和來流速度),從圖中看出：當前構型的展向環量與升力分布離預想的(介于橢圓分布和三角分布之間)還是有較大偏離。中央機身段的升力值偏低；在外翼段翼根(中央機身和機翼過渡面)處，由于翼型厚度和氣動特性的不同導致該處的環量/升力有個陡升，對外翼上的環量分布形態有一定的影響；翼尖處的升力又偏高，會使得力矩加大，結構所需承受的載荷也會增加。

圖10BWB模型初始方案的展向環量和升力分布(α=1°)
Fig. 10Span-wise circulation and lift distributions of baseline BWB model (α=1°)

針對初始方案的環量分布形態引入圖11所示的展向扭轉分布進行氣動外形的調整，圖12給出了調整后的氣動參數與初始方案的比較，可以看到：改變展向扭轉分布對氣動性能的改善具有比較明顯的效果，雖然總的升力略有下降，但相同升力對應的總阻力和力矩都會降低不少，有利于提高氣動巡航效率,改善飛行性能與操縱品質。

圖13是扭轉分布設計后表面壓力分布與初始方案的比較，由圖可見，中央機身段幾何扭轉引起的流動狀態的改變是比較微弱的，但正扭轉使得當地翼型的迎角增大,升力系數有所提高；外翼段的扭轉設計可以比較明顯地改變當地的流動狀態，使得外翼前緣的激波強度減弱,激波阻力降低。

圖14給出了扭轉分布引起的展向環量和升力分布的變化，通過展向幾何扭轉分布設計可以達到調整當地升力系數、進而改變整個環量/升力(氣動載荷)分布的目的。為了達到期望的分布形態，還要結合翼型的合理選擇與設計，這會是一個非常耗時的過程，主要是因為設計目標與約束比較多，包括厚度分布(裝載空間、激波阻力)、扭轉分布、后掠角、當地弦長等多參數間的權衡，還要考慮高、低速氣動性能的匹配，結構重量的變化與影響等。

圖11展向扭轉分布
Fig. 11Span-wise twist distribution

圖12扭轉引起的氣動力變化
Fig. 12Variation of aerodynamic forces caused by twist distribution

圖13扭轉分布設計后表面壓力分布與初始方案的比較
Fig. 13Comparison of surface pressure at different span-wise locations between baseline and after twist design

圖14迎角1°時扭轉分布設計后的展向環量和升力分布與初始方案的比較
Fig. 14Comparison of span-wise circulation and lift distributions at α=1° between baseline and after twist design

4結論

基于某翼身融合布局飛機方案氣動外形的設計，采用數值方法研究了該構型主要總體參數對其高速氣動性能的影響分析，得到的主要結論如下：

1) 當展弦比和機翼面積增大時，氣動性能會得到改善，其中展弦比的影響尤為明顯，這和常規構型的變化規律基本一致。

2) 外翼前緣后掠角的改變與氣動性能的改善并未表現出明顯的單調關聯關系，需考慮中央機身對氣動的貢獻,將其影響一并加以考察。

3) 通過展向扭轉分布設計可以實現提高升阻比、減少力矩(有利于增穩)、改善流動狀態及展向氣動載荷等目的。

在后續研究中，有必要采用多學科優化方法研究氣動、結構、操穩特性等的相互約束與影響，實現飛機總體參數的最優化。

致謝

感謝中國商飛北京民用飛機技術研究中心氣動與聲學研究部的孫學衛分享了MGAERO軟件的使用經驗；此外還要感謝中國商飛北京民用飛機技術研究中心總體論證研究部的夏明對文稿提出了寶貴的修改意見。

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蔣瑾男， 博士。主要研究方向： 計算空氣動力學。

Tel: 010-57808780

E-mail: smartdingo@163.com

鐘伯文男， 博士， 研究員。主要研究方向： 飛機總體設計， 計算空氣動力學。

Tel: 010-57808802

E-mail: zhongbowen@comac.cc

Received： 2015-10-21; Revised: 2015-10-26; Accepted: 2015-11-04; Published online: 2015-11-209:24

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151120.0924.004.html

Influence of overall configuration parameters on aerodynamic characteristics of a blended-wing-body aircraft

JIANG Jin1,2, ZHONG Bowen1,*, FU Song2

1. Department of Aircraft Configuration Studies, Beijing Aeronautical Science & Technology Research Institute of COMAC, Beijing 102211, China; 2. School of Aerospace Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China

Abstract:As an potential and competent contender, overall configuration parameters of Blend-Wing-Body(BWB)aircraft play an important role in its aerodynamic characteristics. So it is necessary to reveal the trends of the influence of overall parameters on its performance. In this paper, the influence of some aerodynamic configuration parameters, including trapezoidal wing area, aspect ratio, sweep angle of outer-wing leading edge, on the high-speed aerodynamic characteristics of a conceptual BWB civil aircraft was analyzed using fast numerical simulation method. Results show that aspect ratio and trapezoidal wing area are of particular significance in the improvement of aerodynamic performance while variation on sweep of out-wing leading edge leads to slight performance change and does not identify a clear changing relationship.

Key words:blended-wing-body; overall configuration parameters; aerodynamic characteristics; aircraft; conceptual design

*Corresponding author. Tel.： 010-57808802E-mail: zhongbowen@comac.cc

作者簡介：

中圖分類號：V211

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0278-12

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0301

*通訊作者.Tel.： 010-57808802E-mail: zhongbowen@comac.cc

收稿日期：2015-10-21; 退修日期: 2015-10-26; 錄用日期: 2015-11-04; 網絡出版時間: 2015-11-209:24

網絡出版地址: www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151120.0924.004.html

引用格式： 蔣瑾, 鐘伯文, 符松. 翼身融合布局飛機總體參數對氣動性能的影響[J]. 航空學報, 2016, 37(1): 278-289. JIANG J, ZHONG B W, FU S. Influence of overall configuration parameters on aerodynamic characteristics of a blended-wing-body civil aircraft[J]． Acta Aeronaution et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 278-289.

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