分布式動力翼身融合構型氣動性能研究

熊永臻

摘 要：在針對下一代低噪音、低污染民用航空器的設計中，翼身融合布局（BWB）結合分布式推進系統被認為是最有可能替代傳統客機的設計方案。結合NASA提出的N3-X下一代BWB飛行器，首先建立了BWB飛行器模型，隨后針對該模型在有無分布式動力推進系統的工作狀態下的氣動性能進行了CFD計算。通過對計算結果的分析，發現采用分布式動力的BWB飛行器相比傳統不考慮動力與翼面氣動耦合的飛行器其升力更高，升阻比更高。此種構型的飛行器對降低能源消耗、提高飛行都產生了積極影響。

關鍵詞：翼身融合飛行器;分布式動力;耦合布局

中圖分類號：TB 文獻標識碼：Adoi：10.19311/j.cnki.1672-3198.2019.11.105

1 研究背景

在人類歷史上對飛行器的研究過程中大部分時間都處于將拆散了的各個部分（如：發動機、機身、機翼及起落架等）進行組裝及設計階段，總覺得這樣設計與生產飛機是比較可取的方法。再后來，隨著飛行器的性能越來越強，部分與整體之間的矛盾顯現出來了。總體來說，從20世紀到21世紀，人類設計出的飛行器性能雖有不小進步，但受限于技術水平與設計理念，傳統飛行器的效率很難再有突破性的提高。這個問題主要體現在兩個方面：首先是民用飛機由于布局局限導致的氣動性能較差、燃料消耗率高、飛行成本更高，進而使得傳統布局的飛行器有效載荷受限;而在軍用飛行器設計方面，效率與安全性問題之間的矛盾則尤為突出。

隨著民航客機對低油耗、低噪聲、高效率的不斷追求，“筒體-機翼”構型飛行器可挖掘的潛力已經越來越小。在亞音速民用飛行器“動力-機體”耦合設計方面，為了進一步提高效率，降低污染，大涵道比渦扇發動機應運而生，涵道比的增加帶來了理論熱循環效率的極大提升。但同時，涵道比過大也會使得飛行器的最大飛行速度受到限制。最新一代的大涵道比渦扇發動機直徑已經超過3米，繼續通過增大進口風扇尺寸來提高效率已經沒有太多潛力可挖。

在此基礎上，飛行器設計工作者們提出了“分布式推進”這一新概念航空動力形式。分布式動力構型相對簡單，結合電齒輪后理論涵道比遠超目前已有的大涵道比渦扇發動機，極大地拓展了噴氣式航空發動機對效率進一步挖潛的可能。同時，翼身融合飛行器作為一種先進的理念比以往的“筒體-機翼”構型飛行器擁有更高的效率與安全性。

針對“分布式動力”這個概念，如何設計與構思新型的飛行器，并保證其具有優良的氣動性能是目前航空領域的一個比較前沿的研究方向。本文主要針對采用分布式動力的翼身融合構型飛行器的氣動性能進行研究，探究采用分布式涵道風扇取代傳統大涵道比渦扇發動機對于翼身融合構型飛行器氣動性能的影響。

2 分布式動力翼身融合飛行器模型設計

結合飛行器設計中的翼身融合這一概念，分布式動力對于翼身融合式飛行器（BWB）的整機氣動性能提升有著很大的潛力。因此本文首先根據NASA公布的N3-X概念建立翼身融合飛行器模型，并在此基礎上對不同布置形式的涵道風扇參數對于飛行器的氣動性能影響進行研究。

2.1 飛行器CFD模型

根據NASA提出的BWB飛行器概念，本研究首先建立了分布式推進系統與翼身融合（BWB）布局飛行器模型。該飛行器氣動外形由中心體、融合段、外翼段以及推進系統組成，其分布式電推進系統位于中心體后段上表面，主要目的是為了在保證飛行器配平的情況下盡可能多地利用分布式電涵道的抽吸作用推遲機身上的附面層分離，從而提高飛行器的升阻比。其中飛行器長45m，翼展72m，最大起飛重量230噸，設計座位數在350左右，尺寸上滿足NASA對于下一代民運飛行器的設計要求。同時，為了對比有無分布式推進系統對于BWB飛行器的氣動性能影響，本研究分別建立了有無涵道的飛行器模型，用來進行計算對比。其三維幾何模型如圖1所示。

2.2 CFD計算模型介紹

對于本研究中設計的分布式動力飛行器的氣動性能研究是采用商用CFD軟件Fluent進行計算。采用四面體非結構網格劃分流場區域。此模型結構相對簡單，經網格無關性驗證，綜合考慮計算資源及計算精度后，選取網格節點約為270萬可以兼顧計算精度和計算速度。計算模型的邊界條件為壓力遠場條件，壓力遠場為邊長為270m的矩形，壓力值為101325Pa，溫度為300K。飛行器的飛行速度范圍在0.3Ma～0.8Ma之間。湍流模型選取k-e二階方程，第一層壁面網格尺寸為0.1mm。在水平恒定來流的情況下進行多組計算，變量包括飛行器的迎角、飛行速度。通過統計計算所得的升力、阻力、升阻比等數據，對不同工況下的飛行器氣動性能進行對比分析。

針對有涵道的模型，由于分布式動力涵道風扇各個動力單元性能近似，布置緊湊，進出口均為矩形。為簡化計算網格數量，采用矩形截面進出口邊界條件代替涵道風扇葉片網格進行設置計算。其中涵道進口設置為進口壓力邊界條件，為101325Pa;參考出口設置為出口噴流速度邊界條件，相對速度為40m/s。

3 分布式動力翼身融合飛行器計算結果分析

通過對干凈翼身融合構型和帶涵道的翼身融合構型在0°、3°和5°迎角;不同來流速度（0.3Ma-0.8Ma）下進行計算，共計算12個不同工況的模型。接下來將對計算所得結果進行分析及對比。

3.1 分布式動力對構型升力、阻力的影響

首先是BWB飛行器在3°迎角下涵道動力與不帶動力BWB飛行器升力阻力對比，如圖2所示。進一步對飛行器在上述工作狀態下升阻比進行對比，繪制升阻比曲線如圖3所示。

當迎角為3°，馬赫數為0.4Ma時，升力為47.1噸，阻力為22.7噸，此時升阻比為2.02。當馬赫數增加時，升力與阻力也在增加升阻比也在緩慢增加直到馬赫數為0.6-0.7Ma之間，升阻比在迎角為3°時最大約在2.85左右。當機身迎角為5°時，當馬赫數在0.3-0.7Ma內時，隨著速度的增加，升力大幅增加，阻力小幅增加，升阻比急劇增加，最高升阻比約為103。當馬赫數超過0.7Ma時，升力急劇下降。由此可知當機身迎角為5°時，升阻比最大時馬赫數約為0.7Ma。

通過數據對比可知涵道機翼與干凈機身在相同工況時，阻力有小幅度升高，如迎角為3°時，馬赫數為04Ma時，帶涵道的飛行器其升力可達87.1噸，阻力為26.8噸，升阻比為3.24。相比于相同工況下干凈機身的升阻比為2.02，帶涵道的飛行器升阻比更高。當迎角為5°，馬赫數為0.4Ma時，帶涵道的飛行器其升力為246.5噸，同條件下干凈機身時升力為189.4噸。根據第二章提出的本飛行器設計最大起飛重量230噸的要求，飛行器起飛時采用5°迎角工況。考慮到本文計算模型未能將襟翼在起降階段的增升效果進行模擬，因而該飛行器在實際5°迎角、0.4Ma工況的起飛狀態時，其所獲得的升力應該會更大。這也就保證了該飛行器的最小離地速度不高于350km/h。

3.2 流動特性的影響

進一步對上述飛行器工況的計算結果進行分析，截取涵道動力與不帶動力BWB飛行器航向速度分布云圖，如圖4所示。

由上圖可知，機頭處干凈機身與涵道機翼氣流速度圖像幾乎吻合。干凈機身時機身處空氣流動速度較高，但在上下機身處又有不同。機身上表面流速明顯高于下表面，因為機翼上表面曲線的形狀和附面層擴展的影響而導致靠近后緣處氣流發生分離，流動速度明顯較低，影響了BWB構型飛行器上表面的吸力分布，導致飛行器抬頭力矩增大。

當為涵道機翼時，可以看出機身部氣流速度與干凈機身時大致相似，但是由于機身上表面靠近后緣位置布置一排分布式涵道風扇，其工作時產生的抽吸作用對BWB飛行器機翼上表面的附面層起到了抽吸加速的作用。同時，涵道風扇后部的噴流效應也使得其后部的機翼氣體流速相對于干凈機翼明顯增高。兩種飛行器在低速區的比較上涵道動力飛行器明顯低速區更小，尤其是它的機翼上表面的低速區，相比較于不帶動力的干凈飛行器明顯縮小。

4 結論

本文通過對涵道動力與不帶動力BWB飛行器進行設計和CFD氣動仿真計算。在限定了相同的遠場邊界條件包含壓力、來流馬赫數、來流迎角等，通過對計算結果中的升力、阻力、升阻比和機身附近氣流流動速度進行分析比較，得到了如下結論：

（1）針對本文設計的符合NASA提出的N3-X飛行器，采用了分布式涵道動力后，相同速度相同迎角下，飛行器的升力明顯增大，阻力略有增大，升阻比有明顯提升。

（2）涵道動力與不帶動力BWB飛行器翼型表面空氣的流向速度分布方面，帶涵道動力的高速流動區覆蓋的弦長區域相對較大，并且由于涵道的抽吸、噴流協同作用使得低速流動區域所占的弦長范圍明顯減小。這兩種因素疊加在共同使得帶分布式涵道動力的BWB飛行器的升力和升阻比均比不帶動力的干凈BWB飛行器更大。

（3）采用分布式動力的BWB飛行器相比傳統不考慮動力與翼面氣動耦合的飛行器其升力更高，升阻比更高，從而在相同工況下減輕了發動機推力以及功率的負擔。對于資源的有效利用及新一代飛行器更高效率的實現都產生了積極影響。

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