翼身融合布局低速風洞試驗研究

李沛峰，張彬乾，陶于金， 李棟

(1.西北工業大學 第365研究所，西安 710065)(2.西北工業大學 航空學院，西安 710072)

0 引 言

隨著未來民用航空對減小噪聲、氮氧化物排放和降低燃油消耗等要求的不斷提高，現有常規布局飛機設計技術已難以滿足[1]。翼身融合布局(Blended Wing Body，簡稱BWB)技術，以其特有的綜合優勢正逐漸被業內所認可，NASA、Boeing、ONEAR、MIT和DLR等均開展了廣泛的研究[2]。國內，西北工業大學、中國商用飛機有限責任公司、南京航空航天大學、中國空氣動力研究與發展中心等也開展了相關研究[3-6]。相對于常規布局，BWB布局由于采用高度翼身融合設計，浸濕面積和質量大幅減小[7]，具備了更高的氣動效率和更小的燃油消耗，有效減小了氮氧化物排放；同時，將發動機置于機身尾部上表面，遮蔽發動機噪聲，進而減小噪聲水平。

深入掌握BWB布局的空氣動力學特點及流動機理是開展BWB布局設計研究的基礎。基于CFD的優化設計和反設計方法已廣泛應用于BWB布局的氣動設計[3,8-10]。然而，基于CFD的氣動設計方法還存在一定的局限性，對于非常規的BWB布局，現有CFD方法是否有效可靠、是否能準確地揭示其流動機理，已成為備受關注的熱點問題。因此，采用風洞試驗方法開展BWB布局研究十分必要。

國外在BWB布局風洞試驗方面開展了大量研究，NASA Langley、DLR、ONEAR等研究機構針對BWB-450、N2A、VELA1、VELA2等多種BWB構型開展了系列化的低、高速風洞試驗研究[11-17]，通過大量的測力、測壓及流動顯示試驗，構建了完備的BWB布局氣動數據庫，驗證了現有概念設計方法及CFD設計方法的可靠性。國內關于BWB布局風洞試驗方面的研究仍鮮有報道。

針對基于CFD方法設計的300座級BWB布局概念性方案[3](以下簡稱BWB-1)，采用風洞試驗方法，研究BWB布局的低速氣動特性、流動機理及通氣發動機短艙的氣動特性影響，并驗證CFD方法的可靠性。

1 試驗設備及模型

試驗在西北工業大學NF-3低速風洞中進行，該風洞是一座低速直流式風洞，三元試驗段尺寸3.5 m(寬)×2.5 m(高)×12.0 m(長)，空風洞最大風速可達130 m/s，湍流度為0.078%，相關風洞細節可參見文獻[18]。

BWB-1布局三視圖及1∶25縮比試驗模型如圖1所示，該布局相關細節可參見文獻[3]。同NASA Langley、DLR等相關BWB布局風洞試驗研究[12-13]一樣，試驗模型采用腹部支撐方式。試驗風速為50 m/s，基于全機平均氣動弦長的雷諾數為3.2×106(平均氣動弦長基于布局全投影面積)。采用全模型測力、絲線流動顯示技術開展布局氣動特性與流動機理研究。

(a) 布局三視圖

(b) 試驗模型

2 低速氣動特性及流動機理

2.1 縱向氣動特性

BWB-1布局風洞試驗結果、NASA Langley研究中心的BWB布局(以下簡稱Early BWB)風洞試驗結果[11]以及波音BWB布局(以下簡稱N2A)風洞試驗結果[14]的對比如圖2所示。Early BWB、N2A試驗風速分別為Ma=0.25和Ma=0.20，相關風洞、模型及試驗細節可參見文獻[11,14]。三種布局均為舵面不偏轉、不帶發動機短艙的干凈構型。

為了便于分析BWB-1布局的縱向氣動特性及流動機理、檢驗CFD方法的可靠性，本文采用基于雷諾平均的N-S流場求解程序、SA 湍流模型進行縱向氣動特性數值模擬，數值模擬方法參見文獻[3]。氣動力系數均基于布局全投影面積(Early BWB布局原始氣動數據基于梯形機翼，本文進行相應轉換)。

(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，失速特性和緩，但兩者升力均低于Early BWB。

②CL<0.4時，三種布局阻力差異不大；CL>0.4時，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優于其他兩種布局，直到α>16°時，俯仰力矩才出現劇烈的非線性上仰。

綜上所述，BWB-1布局的低速氣動特性優于其他兩種布局。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°時即產生了強烈的非線性上仰，過大的低頭力矩和過早的力矩非線性上仰是無尾布局難以接受的；與N2A相比，BWB-1最大升阻比略有優勢(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，通過BWB-1 布局CFD計算結果與風洞試驗結果對比，驗證了所采用的CFD方法的可靠性。中小迎角下，CFD計算的升力、阻力以及俯仰力矩與試驗差別較小；大迎角下，由于CFD在計算流動分離方面的局限性，計算結果與試驗結果差別較大，但仍能較為準確地反映氣動力的變化趨勢。

2.2 縱向流動機理分析

迎角α在0～20°范圍內典型狀態絲線流動顯示結果如圖3所示，對應狀態的CFD計算結果如圖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，流動保持附著，絲線及CFD計算的表面極限流線均反映出大后掠中央機體產生的展向流動對中央機體與機翼之間的過渡段區域影響小。

α=8°時，絲線和CFD計算結果仍表明全機處于附著流態，但大后掠中央機體產生的展向流動對過渡段的影響已逐漸顯現，此區域流動已開始失穩。

α=10°時，隨著展向流動加強，并且受翼身結合部的轉折點影響，中央機體與機翼結合的轉折處前緣首先出現了局部的分離區域；同時，過渡段邊界層穩定性變差，絲線向外翼擺動幅度加大，但機翼仍能保持附著。CFD計算的表面極限流線發展趨勢與絲線結果基本一致。

α為12°～16°時，隨著迎角增大，機翼上表面絲線流動顯示表明流動分離區域迅速向翼尖處發展，在此過程中，中央機體后部的上表面外側局部區域亦出現了流動分離，但可產生升力的中央機體絕大部分區域仍能保持附著流態，這也是大迎角狀態下布局失速特性和緩的原因。CFD模擬流動分離存在局限性，甚至無法捕捉中央機體后部上表面外側局部區域的流動分離，但其計算結果仍可反映出大迎角狀態下的機翼流動分離發展趨勢。

綜上所述，過渡段首先出現流動分離不僅與機體的展向流動有關，也與翼身轉折點影響有關。因此，大后掠中央機體產生的展向流動與翼身結合部的轉折點影響的疊加是導致過渡段首先出現流動分離的物理原因。隨著迎角增大，流動分離區域向外翼不斷拓展，但由于中央機體流動特性良好、仍可提供升力，全機在大迎角下失速特性和緩。

2.3 橫航向氣動特性

BWB-1布局采用無尾設計，其橫航向氣動特性關系著該布局用于工程實際的可行性。BWB-1布局的橫航向靜穩定導數如圖5所示。

(a) 橫向靜穩定導數

(b) 航向靜穩定導數

從圖5可以看出：橫向具有靜穩定性，且橫向靜穩定導數隨著迎角的增大而增加，這與后掠翼自身的橫向特性一致。正側滑，迎風側機翼有效后掠角減小，升力增大；背風側機翼有效后掠角增大，升力減小，綜合效果是產生穩定的滾轉力矩。

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

綜上，BWB-1布局橫向靜穩定和航向靜不穩定特性反映了后掠翼無尾布局固有的特征。針對該布局的航向控制問題，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計方案，可有效解決無尾布局的航向操縱問題。

3 發動機短艙影響

為了屏蔽發動機風扇及排氣噪聲，BWB-1布局將發動機短艙布置于中央機體后部上表面。通過風洞試驗研究發動機短艙的影響，如圖6所示，試驗中發動機短艙為通氣狀態。

圖6 BWB-1布局加通氣發動機短艙

有無發動機短艙的升阻和俯仰力矩變化量如圖7所示，可以看出：發動機短艙對升力的線性段區域影響較小，大迎角使得升力略有增加，最大增量可達0.032；在所研究的迎角范圍內使阻力增加，最大增量可達0.026；發動機短艙產生低頭力矩，α<10°時，所產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

有無發動機短艙的橫航向靜穩定導數變化量如圖8所示。

圖8 橫航向靜穩定導數變化量

從圖8可以看出：由于發動機短艙遠離機翼，對橫向靜穩定性影響較小；置于中央機體后部的發動機短艙可起到類似垂尾的作用，提供航向恢復性力矩，使航向靜不穩定性減小。

4 結 論

(1) 低速風洞試驗驗證了BWB-1布局具有優于Early BWB與N2A布局的縱向氣動性能，其和緩的俯仰力矩非線性上仰特性尤其突出。絲線流動顯示試驗揭示了大后掠中央機體產生的展向流動與翼身結合部的轉折點影響的疊加是誘導過渡段首先產生流動分離的物理原因；然而，較大迎角下，中央機體流動特性良好，是全機仍可保持和緩失速特性的主要原因。

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

(3) 發動機短艙有利于提高最大升力，但使得阻力和低頭力矩增加；對橫向靜穩定性影響較小，但可增加航向靜穩定性。

(4) 驗證了CFD方法的可靠性，計算得到的縱向氣動力變化趨勢及流態與試驗基本一致。