翼身融合背撐發動機布局的動力短艙設計

顧文婷，趙振山，周翰瑋, 馮劍，譚兆光, 李棟

1. 西北工業大學 航空學院，西安 710072 2. 航空工業 空氣動力研究院 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034 3. 中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210

翼身融合布局(Blended-Wing-Body, BWB)民機是未來綠色航空發展的熱點[1-3]，發動機布置及短艙設計是亟需解決的關鍵技術之一[4-5]。針對“綠色航空”降低噪聲和排放，提高經濟性以及盡早進入市場的下一代大型民用飛機發展目標，BWB采用背部發動機布置，利用機體遮蔽發動機噪聲，有利于安裝尺寸更大、效率更高的高涵道比渦扇發動機[6-7]。BWB民機常見的發動機布局有背撐式和半埋式[8-9]。半埋式布局利用發動機吸入機體附面層低能量氣流，可以減小沖壓阻力、浸濕面積、結構重量，提高氣動效率，實現低排放、高經濟性目標。然而，半埋式發動機吸入的附面層氣流會導致進氣道總壓恢復系數低、流場畸變大等問題[10-11]，對發動機和進氣道設計提出更多挑戰。采用背撐式發動機布局，附面層吸入帶來的進氣道流場品質下降問題相對較少，但立足現有發動機技術發展BWB民機，也面臨機體-發動機流動干擾問題[12-13]，對機體和短艙設計均提出新的更高要求。本文擬解決背撐式發動機布局的動力短艙設計問題，為BWB布局的飛機-發動機匹配奠定基礎。

發動機短艙設計的主要目標是提供容納整個發動機且對發動機和飛機性能影響最小的流線外形[14]。發動機短艙設計問題涉及氣動、發動機、結構等多學科[15]。其設計往往需要權衡各設計目標，設計過程耗時耗力，且難以獲得最佳設計方案。為了提高飛機巡航性能，發動機短艙在巡航設計點的主要目標是減小氣動阻力，同時，為保證非設計點流場進氣品質，要求進氣道總壓損失和流場畸變小。為了體現背部發動機布置的優勢，BWB背撐式布局需要解決機體-發動機流動干擾問題，動力短艙不僅要滿足氣動和發動機性能要求，還要使短艙外部流動對機體影響小，在進行單獨短艙設計時，需要從降低飛機-發動機干擾方面提出設計目標和約束條件。

針對民機翼吊發動機布局，國內外學者對動力短艙設計開展了許多研究，總結了短艙的氣動和幾何設計要求，短艙設計方法主要有直接設計方法[16]、反設計方法[17-18]、優化設計方法[19-20]，并提出可以減小短艙表面摩擦阻力的層流短艙[21-22]。對背撐式BWB布局，研究熱點集中在采用優化設計方法減小背撐式發動機對機體的干擾，而對短艙外形設計及其對機體的影響研究較少。

本文基于CFD分析手段，采用多點優化設計方法，開展BWB背撐式發動機布局的動力短艙設計研究。首先，建立了動力短艙參數化建模方法，采用較少的參數準確表示風扇整流罩和進氣道幾何外形；其次，通過分析BWB背撐式布局的流場特征和機體-短艙流動干擾成因，提出了以減小短艙外部流動對機體影響為核心的背撐式短艙設計思想和初始方案，并研究初始方案的基本流動現象，獲得短艙流動特征與氣動性能和進氣道效率的關系；再次，通過研究短艙參數影響規律，確定優化設計原則，采用多點優化設計方法，獲得了滿足BWB背撐式發動機動力短艙多點設計要求的設計方案；最后，以外流性能最優的短艙C作為動力短艙設計方案，對短艙安裝狀態流場進行分析，高速巡航狀態機體和短艙之間的流動干擾得到了抑制，低速大迎角狀態進氣道總壓恢復系數可以滿足設計要求。

1 研究方法

1.1 參數化建模

參數化建模是短艙優化設計的前提和重要組成部分。建模方法需使用盡量少的參數和足夠高的精度來定義幾何外形，提高設計效率。本文動力短艙參數化建模由兩部分組成：基本幾何參數選取、風扇整流罩和進氣道型面建模及參數化。

發動機短艙的基本幾何參數有：短艙入口直徑Dhl、喉道直徑Dth、風扇直徑Df、最大直徑Dm、風扇整流罩總長Lov、進氣道長度Lin、前段長度Lf、中段長度Lc、后段長度La、后段半徑Ra、尾錐角βTE、外涵道噴管出口直徑D9，如圖1所示。風扇整流罩可分為前段、中段和后段，前段從進氣道入口到最大直徑，后段從最大直徑到噴管出口，中段連接前段和后段。前段采用NACA-1方法[16]設計，后段為圓弧外形，中段通常為圓柱形。

圖1 發動機短艙幾何參數示意圖Fig.1 Schematic diagram of geometry parameters of engine nacelle

(1)

式中：R為氣體常數；T0、P0、Ma分別為某一截面處流場的總溫、總壓和馬赫數；γ為比熱比。根據式(1)，可以確定喉道和風扇的面積。

進氣道唇口采用超橢圓設計，收縮比CR的定義為

(2)

式中：Ahl為進氣道入口面積；Ath為喉道面積。

根據CR的定義及其取值范圍1.25～1.35，可以確定Dhl=(1.095～1.162)Dth。從喉道到風扇入口為擴壓段，減小擴壓段的擴散損失是提高總壓恢復的關鍵，文獻[16]給出了巡航馬赫數為0.8的發動機短艙進氣道設計要求，進氣道長度應滿足Lin≥0.62Df。

其次，確定Dm和Lf。0°迎角且流量比小于1時，前段阻力發散馬赫數Mad,f由直徑比Dhl/Dm、長徑比Lf/Dm確定:

(3)

渦扇發動機典型的Dhl/Dm=0.8～0.9, 若Mad,f>0.85, 則Lf/Dm>0.5。

最后，確定Ra、βTE、La。半徑Ra對后段阻力發散馬赫數Mad,a的影響由式(4)給出，Ra增大對提高Mad,a有利，但Ra過大會增加浸濕面積產生較大的摩擦阻力。通常，尾錐角βTE不大于16°，選取原則是避免短艙后段出現流動分離。D9通常由發動機零維模型[23]確定，進而可根據式(5)得到La。總長Lov可以由推力相近的發動機確定。

Ra/Dm=0.04/(1-Mad,a)2

(4)

La=(D9-Dm)/(2tan(β/2))

(5)

大涵道比發動機短艙設計要求和發動機工作條件約束決定了基本幾何參數取值范圍。為了進一步研究短艙幾何外形對內外流性能的影響，進行動力短艙優化設計研究，需要對短艙風扇整流罩和進氣道進行參數化。

本文通過改進Kulfan[24-25]提出的類別形狀函數變換法(Class Shape Transformation, CST)對短艙幾何外形進行參數化。CST方法使用一個類別函數C(ψ)和一個形狀函數S(ψ)來參數化幾何外形：

ξi(ψ)=C(ψ)Si(ψ)i=1,2

(6)

式中：ξi=y/(xi-x0),ψ=(x-x0)/(xi-x0)，x、y分別為橫、縱坐標值，x0、xi分別為幾何外形前后緣點橫坐標。

本文選用表示NACA系列翼型的類別函數，并使用Bernstein多項式作為形狀函數的基函數[26]。為了表示前后緣點分別在(x0,y0)和(xi,yi)的短艙幾何外形，將式(6)修改為

yi(ψ)=y0+ξi(ψ)+(yi-y0)ψi=1,2

(7)

Bernstein多項式系數無法直觀地描述短艙幾何外形，因此，本文對CST方法提出改進，將一些系數用具有幾何意義的參數代替。為了保證短艙前緣曲率連續，將系數A0、B0用頭部前緣半徑RLE表示，系數AN、BN分別用尾緣角β1、β2表示：

(8)

AN=y1-y0-(x1-x0)tanβ1β1<0°

(9)

BN=y2-y0-(x2-x0)tanβ2β2>0°

(10)

式(8)～式(10)中:下標1代表風扇整流罩(紅線);下標2代表進氣道(藍線),如圖2所示。

風扇整流罩和進氣道末端點分別由風扇噴管出口和風扇入口流動參數通過零維模型[23]確定，因此，x1、y1、x2、y2為常數。取6階Bernstein多項式，共15個設計參數，參數的向量表示形式為

p=[RLE,x0,y0,A1,A2,A3,A4,A5,β1,B1,B2,

B3,B4,B5,β2]T

(11)

采用改進的CST方法對某短艙進行參數化，參數化前后相對誤差均在0.2% 以下，如圖3所示，參數化精度滿足單獨短艙優化設計需求。

圖2 CST模型示意圖Fig.2 Schematic diagram of CST model

圖3 參考短艙CST參數化誤差Fig.3 CST parameterization errors of reference nacelle

1.2 數值模擬方法

動力短艙氣動性能由守恒形式的三維可壓縮雷諾平均Navier-Stokes(Reynolds Averaged Navier-Stokes，RANS)方程求解，湍流模型為SST(Shear Stress Transport)模型。軸對稱發動機短艙的數值模擬，通過在1°圓周切片上施加周期性邊界條件[27]實現。發動機的動力效應，通過進排氣邊界條件確定。本文在風扇進氣邊界給定質量流量，在內涵和外涵出口邊界給定總壓、總溫和流動方向[28-29]。

選取日本航空宇航技術研究所“NAL-AERO-02-01”TPS (Turbine Powered Simulation) 風洞試驗模型[30]對本文采用的數值方法進行驗證，計算狀態為：來流馬赫數Ma∞=0.801，迎角α=0°，雷諾數Re=1.0×106(基于發動機最大直徑)。高速巡航狀態，進氣流量為12.663 kg/s，相應進氣質量流比(MFR)為0.523，MFR為遠場捕獲流管截面積與進氣道入口面積之比。外涵出口邊界總壓、總溫分別為115 064.5 Pa、361.345 K，內涵出口邊界總壓、總溫分別為90 461.2 Pa、194.531 K。本文采用多塊結構網格技術生成網格，圖4為短艙子午面網格，在近壁面區域使用“C”型網格拓撲保證網格正交性，在流場其他區域使用“H”型網格拓撲。圖5給出了模型子午面壓力分布數值模擬與風洞試驗結果的對比(圖中Cp為壓力系數)，從圖中可以看出，計算值與試驗值吻合良好，壓力峰值位置、大小模擬準確。表明本文對動力短艙數值模擬采用的網格劃分策略、進排氣邊界條件、計算方法合理可靠。

圖4 風洞試驗模型子午面網格Fig.4 Grid on meridian plane of wind tunnel test model

圖5 子午面壓力分布計算與試驗結果的對比Fig.5 Comparison of pressure distribution on meridian plane between calculated and test results

1.3 優化設計方法

本文構建的動力短艙優化框架主要由分析模塊和優化模塊構成，如圖6所示。分析模塊首先采用1.1節所述改進CST方法對發動機風扇整流罩和進氣道參數化，再通過商業軟件的腳本文件自動生成網格，最后采用CFD方法分析動力短艙不同工作狀態下的性能。優化模塊將Kriging[31]代理模型與Pareto遺傳算法結合，可以大大減小計算量，提高優化效率。為了避免采用代理模型的設計結果偏離真實最優解，本文采用了松散式代理模型管理框架[32]。

圖6 優化流程圖Fig.6 Flowchart of optimization process

2 背撐式短艙設計

2.1 BWB流場特征

首先研究無動力裝置BWB構型(以下簡稱干凈構型)的流場特征。圖7和圖8分別給出了干凈構型高速巡航設計點(高度H=11.58 km,Ma∞=0.85, 升力系數CL=0.2)和低速大迎角狀態(H=0 km,Ma∞=0.20,α=10°～12.0°)的三維流場，其中總壓比PR定義為流場當地總壓與自由來流總壓之比，采用該參數可以更直觀地反映流動的耗散程度。從圖中可以看出：高速巡航設計點全機保持附著流動，外翼存在弱激波，而中央機體為無激波設計，且中央機體空間流線平直；低速大迎角狀態，10°迎角外翼后緣轉折位置開始出現流動分離，隨著迎角增大流動分離向外翼和過渡段發展，但中央機體始終保持良好的附著流動。干凈構型高低速典型狀態的流動特征表明，BWB中央機體是背撐發動機的理想安裝位置。

圖7 干凈構型巡航設計點流態Fig.7 Flow pattern of clean configuration at cruise design point

圖8 干凈構型低速大迎角流態Fig.8 Flow pattern of clean configuration at low speed with high angle of attack

在干凈構型中央機體后部上方布置通氣短艙(以下簡稱通氣構型)，研究飛機與發動機短艙之間的流動干擾。選取常規布局寬體客機短艙作為研究對象，短艙幾何外形如圖9所示，入口斜切，下部采用收縮比較大即相對厚度較大的唇口，外罩下表面較平緩，幾何外形左右對稱，橫截面近似圓形。為保持通氣短艙順氣流布置，具有3.2°的俯仰安裝角。

圖10(a)給出了通氣構型巡航設計點表面流態，通氣構型在短艙下方的后體上表面形成以激波終止的低壓區，并誘發邊界層分離；后體上表面沿展向存在壓力梯度，流線向短艙兩側偏折。圖10(b)給出了短艙對稱面空間流態，可以看出，短艙安裝高度大于后體附面層高度，而巡航工作狀態發動機的質量流比小于1，因此，機體附面層不會影響發動機進氣。盡管來流迎角不為0°(CL= 0.2對應迎角α≈ 1.5°)，短艙入口流線與短艙軸線平行，如圖10(c)所示，短艙入口流動與短艙對稱軸的夾角可視為0°。短艙表面幾乎全部為超聲速流動，機體與短艙下表面之間構成收縮-擴張通道，短艙表面超聲速流動在通道內進一步加速形成以強激波終止的超聲速區，誘發后體和短艙下表面流動分離。圖10(d)給出了短艙水平面馬赫數云圖，兩個短艙之間的內側區域，同樣具有較弱的收縮-擴張通道流動特征，由于流動空間變狹窄，加速效應明顯，形成的超聲速區范圍和激波強度明顯高于外側，并誘發了外罩內側后緣的流動分離。

圖9 通氣短艙幾何外形Fig.9 Profile of flow through nacelle

圖10 通氣構型巡航設計點流態Fig.10 Flow pattern of flow through nacelle configuration at cruise design point

圖11給出了通氣構型總壓切片、空間流線和短艙入口流線局部放大圖，可以看出，低速大迎角狀態，通氣構型流動分離形態與干凈構型相同，雖然外翼及過渡段出現較大范圍流動分離，但低能的分離氣流并未流入通氣短艙，同時長而平直的中央機體對來流起到校直作用，使大迎角自由來流無法直接影響發動機進氣，短艙入口氣流仍然保持均勻穩定的狀態，實際進氣口的流場迎角可視為0°。

上述研究表明，對BWB布局，傳統翼吊發動機短艙可基本滿足低速飛行狀態要求，但在高速巡航狀態下，短艙表面及其臨近機體表面以超聲速流動為主，易產生激波并誘發流動分離。因此，翼吊式短艙不適用于BWB布局，針對BWB布局開展背撐式動力短艙設計十分必要。

針對本文研究的BWB背撐式布局，設計的關鍵是解決機體與發動機之間的激波干擾問題，研究團隊主要從3方面出發解決這一問題：① 研究適合BWB背撐式布局的動力短艙外形；② 尋找最佳短艙位置和安裝角[33]；③ 進行飛機與發動機的匹配設計。本文擬解決背撐發動機布局的動力短艙設計問題。

圖11 通氣構型低速大迎角流態Fig.11 Flow pattern of flow through nacelle configuration at low speed with high angle of attack

2.2 短艙設計思想

2.1節的研究表明，本文所研究的BWB布局中央機體上表面具有良好的高低速性能，高低速兩種狀態下，短艙安裝位置附近均能保持均勻穩定的流動狀態，且迎角變化對該流場和短艙表面流動影響很小。可見，如選取合適的安裝角就可使短艙處于機體上表面的均勻流場中，使短艙入口處的當地流動迎角為0°。因此，在進行單獨短艙設計時，短艙設計迎角可取為0°。

傳統布局翼吊短艙較大厚度下唇口及下部扁平設計[34]，會使BWB布局機體與發動機短艙之間的流動通道更狹窄，從而加劇機體與發動機之間的流動干擾，不利于通過機體上表面-發動機短艙三維集成設計方法解決機體與短艙之間的激波干擾問題。這種不利流動干擾現象，如采用圓截面、甚至下部收縮設計將會得到明顯改善，如圖12 所示，然而，下部收縮橫截面會對進氣品質帶來不利影響，因此，最佳選擇應是圓或近似圓截面短艙。

2.1節研究也表明，除短艙下表面與機體形成的流動通道外，兩個短艙之間同樣具有較弱收縮-擴張通道，左右短艙之間形成強激波并誘導外罩內側后緣流動分離。對于背撐式短艙，BWB布局的流動特征對短艙下部和內側的設計均提出了不同于常規翼吊短艙的設計要求，即短艙下部和內側型面設計主要針對高速工況的超聲速流動及其干擾問題進行，因此，采用軸對稱短艙進行設計研究可以提高設計效率，最后驗證設計方案是否滿足側風起飛狀態進氣道設計要求。

對軸對稱短艙的設計，必須依據BWB背撐布局的流場特性。中央機體為短艙提供了良好的安裝環境，使短艙在高低速兩種工況下均具有均勻穩定的流動環境；因此，軸對稱動力短艙的設計應主要針對高速工況的超聲速流動及其干擾問題進行。高速巡航狀態下，短艙設計的關鍵是通過合理的外罩型面設計，減小背撐式短艙外部流動對機體的干擾。具體要求可歸納為：短艙外表面頭部超聲速區應限制在較小的軸向范圍內，同時減小超聲速區最大馬赫數和激波強度，并控制波后流動的馬赫數不形成二次超聲速區，以保證短艙超聲速區不在機體上表面形成激波。低速狀態下，流入進氣道的空氣質量流比很大，使得進氣道馬赫數較高、內流損失較大，損失程度用進氣道總壓恢復系數σ度量，定義為進氣道出口截面總壓與進口前自由流總壓之比，總壓恢復系數越大，進氣道效率越高。對于亞聲速民機，進氣道總壓恢復系數要求在0.99以上，因此，需要通過進氣道型面設計來保證發動機進氣品質。

圖12 短艙橫截面形狀示意圖Fig.12 Schematic diagram of nacelle cross-section shape

2.3 初始短艙設計和流動機理

通常，民用飛機發動機的設計點是巡航狀態。從圖7(b)可以看出，飛機巡航設計點短艙安裝位置附近環境馬赫數約為0.8，保持飛機推阻平衡所需的發動機推力為44 kN，因此，單獨動力短艙的設計條件為：Ma∞=0.8，H=11.58 km，標準大氣壓，進氣物理流量為391.156 kg/s，換算流量為1 155.479 kg/s，由高壓轉子驅動的高壓壓氣機和由低壓轉子驅動的風扇百分比相對物理轉速分別為100%和91%，相對物理轉速的定義為真實轉速與設計轉速之比。假設發動機進氣道無總溫總壓損失，根據式(1)可得Ath= 5.12～5.47 m2,Dth=2.55～2.64 m, 風扇面積Af=5.469 2～6.04 m2,Df= 2.64～2.774 m。

發動機設計中主要的非設計點是地面低速狀態、大迎角和大側風狀態，由于BWB中央機體的流場特征可以使背撐式短艙不受迎角變化影響，因此，本文暫不考慮大迎角和大側風情況，僅針對0°迎角、0°側滑地面低速狀態開展非設計點短艙設計。當地面狀態和巡航狀態高壓壓氣機相對轉速相等時，滿足共同工作條件的風扇相對轉速僅為81%，換算流量為909.631 kg/s，比巡航狀態小21%，該狀態進氣流量和推力較小，與減推力起飛(飛機起飛重量較低)時的發動機工作狀態對應，稱為“全推力狀態”。當地面狀態與巡航狀態風扇相對轉速相等時，對應高壓壓氣機相對轉速為105%，換算流量為1 061.623 kg/s，該狀態進氣流量和推力最大，與飛機正常起飛時的發動機工作狀態對應，稱為“最大推力狀態”。

基于上述短艙設計思想和設計條件，根據發動機零維模型[23]得到的發動機設計點工作參數和短艙參數化建模方法，提出具有較小最大直徑和較小喉道馬赫數的初始短艙設計方案。選取初始設計參數Math= 0.67,Maf= 0.58, CR = 1.28,Lin= 0.62Df,Dhl/Dm= 0.88,Lf/Dm= 0.68,Ra/Dm= 3.88,βTE= 12°,D9= 2.92 m,Lov= 4.886 m。由式(1)～式(5)確定的初始短艙幾何參數如表1所示，據此確定短艙風扇整流罩和進氣道型線。初始短艙幾何外形如圖13所示，短艙前段厚度和最大直徑較小，有利于降低短艙外表面馬赫數。

采用1.2節所述數值方法分析初始短艙在高速巡航、低速全推力和最大推力狀態的流動現象，計算條件如表2所示。

初始短艙巡航設計點表面壓力分布和子午面馬赫數云圖如圖14所示，圖中橫坐標x/c為以短艙外罩長度c歸一化的截面坐標。從圖中可以看出，在巡航狀態，由于進氣質量流比較小，經過短艙外表面的氣流增加，外表面超聲速區的最大馬赫數達到1.36，超聲速區沿軸向范圍較小，超聲速區外的流動馬赫數均小于0.86。進入進氣道的氣流首先在喉道附近加速到最大馬赫數約0.75，再經過擴散段減速，在風扇入口達到馬赫數0.58，進氣道總壓恢復系數為0.996 8，滿足進氣道設計要求。外涵道處于超臨界狀態，噴管出口馬赫數等于1.0，而內涵道處于亞臨界狀態，噴管出口馬赫數約為0.7。大涵道比發動機外涵道流量大、靜壓高，推力主要由外涵噴流提供。

表1 初始短艙幾何參數Table 1 Geometrical parameters of initial nacelle

圖13 初始短艙幾何外形Fig.13 Profile of initial nacelle

表2 計算條件Table 2 Calculation conditions

參數數值巡航狀態全推力狀態最大推力狀態馬赫數0.800.130.13高度/km11.5800迎角/(°)000進氣物理流量/(kg·s-1)391.156919.0481072.62進氣換算流量/(kg·s-1)1155.479909.6311061.623進氣質量流比0.742.523.02外涵道出口總壓/Pa48438.8137165.5151507.5外涵道出口總溫/K275.5318.0327.6內涵道出口總壓/Pa31228.8113107.7121074.7內涵道出口總溫/K639.5723.0778.7

圖14 巡航狀態初始短艙流動特性Fig.14 Flow characteristics of initial nacelle at cruise condition

不同進氣流量下地面低速狀態初始短艙表面壓力分布和子午面馬赫數云圖如圖15所示。由于自由來流速度很低，動壓較小，而進氣流量比很大，在進氣道唇口附近出現很高的負壓峰，最大推力狀態負壓峰值接近-30，相應地，該位置處馬赫數高，全推力和最大推力狀態進氣道總壓恢復系數分別為0.992 1、0.991 2，進氣道唇口未發生流動分離，滿足設計要求。從進氣流管可以看出兩種推力狀態下進氣流量的變化，流量越大，唇口負壓峰值越高、馬赫數越大，進氣道總壓恢復系數越低。短艙在不同進氣流量下的流動特征具有相似性，后續工作以全推力狀態作為低速研究狀態，而后驗證最大推力狀態下進氣道性能。此時，外涵道和內涵道噴管均處于亞臨界狀態，噴管出口馬赫數均小于1，但外涵噴管出口流量和速度較大，推力主要由外涵噴流提供。

圖15 不同進氣流量下低速狀態初始短艙流動特性Fig.15 Flow characteristics of initial nacelle with different intake mass flow at low speed condition

2.4 短艙參數影響規律

風扇整流罩和進氣道幾何參數直接影響動力短艙氣動性能和進氣道效率，為了確定優化設計原則，首先采用數值方法，研究短艙入口直徑和前緣半徑、進氣道長度、尾緣角等參數對高速巡航狀態短艙外表面最大馬赫數(簡記為MaH1，H代表高速巡航狀態，1代表短艙外表面)、低速全推力狀態進氣道表面最大馬赫數(簡記為MaL2，L代表低速全推力狀態，2代表進氣道表面)的影響規律，同時進行設計參數的篩選，并給出優化設計空間。

根據幾何參數對內外流性能影響的差異，可以將主要設計參數分為兩類： ① 作用相反類，包括短艙入口直徑、尾緣角；② 作用相同類，主要是頭部前緣半徑。在參數敏感性方面，按照影響程度排序依次是：短艙入口直徑、前緣半徑、進氣道長度、尾緣角。

圖16 幾何參數對設計點性能的影響Fig.16 Influence of geometrical parameters on design point performance

2.5 優化設計原則

根據參數影響規律研究結果，確定優化設計原則為：短艙頭部參數(短艙入口直徑、前緣半徑、進氣道長度)是影響氣動性能和進氣道效率的主要參數。短艙入口直徑需要設計者在兩個設計目標之間進行權衡，因此它是短艙綜合設計的核心參數。前緣半徑對設計目標具有相同的作用效果，可根據設計約束，直接取最佳值或進行單學科優化，從而減少優化設計的變量個數提高設計效率。進氣道長度對設計目標影響規律非單調，需要同時考慮兩個設計目標和設計約束。

具體的設計參數空間選擇如下，短艙入口直徑對內外流性能敏感性最高，且作用相反，在優化設計中y0可以選取0.8～1.2倍基礎值，以提升最優解性能。由于風扇入口位置固定，進氣道入口位置直接反映進氣道長度變化，初始短艙Lin=0.62Df，為滿足進氣道長度約束，Lin取值范圍為1.0～1.2倍基礎值；減小頭部前緣半徑，對內外流性能均有利，RLE取值范圍為0.8～1.0倍基礎值；而對短艙內外流性能影響較小的尾緣角β1、β2取值范圍為0.9～1.1倍基礎值，有利于縮減設計空間。

3 短艙優化設計

基于初始短艙方案，開展兼顧內外流的多點綜合優化設計。優化目標是降低巡航狀態短艙外表面最大馬赫數MaH1和全推力狀態進氣道最大馬赫數MaL2。

參數化方法采用6階Bernstein多項式，共15個設計變量。2.5節研究確定了5個與短艙幾何參數有關的設計變量取值范圍，其余10個多項式系數取值范圍為0.9～1.1倍基礎值。在所選設計空間內通過拉丁超立方(LHS)方法生成200個樣本點，用于構建Kriging代理模型。

優化設計中的約束條件由幾何約束、氣動約束和壓力分布約束組成。幾何約束使優化外形滿足參數化建模中的基本幾何參數選取要求，主要包含收縮比、短艙頭部阻力發散馬赫數約束。氣動約束是為了使優化結果巡航狀態進氣道效率和全推力狀態氣動性能優于初始方案，即巡航狀態進氣道最大馬赫數MaH2和全推力狀態短艙外表面最大馬赫數MaL1比初始方案相應值低。壓力分布約束根據短艙設計思想，對風扇整流罩表面超過臨界壓力系數區域的軸向范圍進行限制，其他區域壓力系數應高于-0.3，保證短艙頭部超聲速區范圍小、非超聲速區馬赫數小于0.9。

動力短艙優化設計目標和約束為

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圖17給出了以無量綱形式表示的單獨短艙優化設計結果，Pareto前沿面上給出了3種典型的設計方案A、B和C，沿著前沿面由短艙A到短艙C，巡航狀態短艙外表面最大馬赫數逐漸減小，全推力狀態進氣道最大馬赫數逐漸增大。圖18和圖19分別給出了初始短艙和典型設計方案的幾何外形、巡航和全推力狀態短艙外表面和進氣道表面壓力分布。表3分別給出了初始短艙和典型方案的目標和氣動約束值。結果表明，通過優化設計，在滿足BWB背撐式發動機布局的動力短艙設計思想及保證短艙基本性能的幾何約束下，可以獲得兼顧內外流性能的短艙幾何外形。設計方案在頭部敏感區域變化明顯，具有如下主要特征：前緣半徑減小，進氣道入口半徑變化較大。前緣半徑減小使短艙外表面和進氣道流動加速減緩，由于空氣流量不變，進氣道入口半徑變化實質上起到了改變進氣質量流比的作用，從而對內外流影響相反，進氣道長度受幾何約束影響基本不變。

圖17 多點優化結果Fig.17 Multipoint optimization results

圖18 短艙幾何外形比較Fig.18 Nacelle shape comparison

圖19 短艙表面壓力分布對比Fig.19 Comparison of surface pressure distributions of nacelle

表4給出了初始短艙與優化短艙的設計點性能，其中CD,f和CD,p分別為摩擦阻力系數和壓差阻力系數。對比表3和表4結果，短艙巡航阻力、全推力狀態總壓恢復系數與所選優化目標具有良好的一致性，巡航阻力減小主要是壓差阻力分量貢獻，摩擦阻力分量基本不變。

表3 初始短艙與優化短艙的目標與約束值

表4 初始短艙與優化短艙設計點性能

圖20和圖21分別給出了優化方案巡航狀態對稱面馬赫數云圖和全推力狀態風扇面徑向總壓比分布(P0∞為來流總壓)。圖19～圖21的結果表明，3種短艙具有不同的內外流性能側重，可供不同設計要求選擇。其中，短艙A在兩個設計點進氣道馬赫數均最小，低速全推力狀態風扇面徑向總壓比分布最均勻，總壓恢復系數和進氣道效率最高，同時高速巡航狀態短艙外表面流動滿足設計約束。短艙C巡航狀態外表面最大馬赫數和頭部超聲速區最小，激波強度最弱，短艙壓差阻力最小，摩擦阻力略有增加，在背撐式發動機布局中短艙外部流動對機體的干擾最小，同時低速全推力狀態進氣道總壓恢復系數滿足進氣道效率要求。短艙B是短艙A和短艙C的折中，兩個設計點短艙外流和內流性能均提高。

圖20 優化短艙巡航狀態對稱面馬赫數云圖Fig.20 Mach number contours on symmetry plane of optimized nacelles at cruise condition

圖21 全推力狀態風扇面徑向總壓比對比Fig.21 Comparison of total pressure ratio along radial fan face at full thrust condition

接著驗證優化方案最大推力狀態性能，如表5 和圖22所示。可以看出，全推力狀態的優化結果在更大換算流量狀態下仍然可靠，3個典型方案進氣道最大馬赫數均有不同程度降低，風扇面徑向總壓比分布更均勻，進氣道總壓恢復系數滿足設計要求。

最后以內流性能最差的短艙C為研究對象，分析側風起飛狀態(H=0 km,Ma∞=0.05, 側滑角β=45°)進氣道性能，側風方向從右至左。該狀態下，發動機進氣換算流量為1 061.39 kg/s，與最大推力狀態相當。圖23給出了短艙C風扇面總壓比云圖和表面極限流線，可以看出，由于近壁面氣流受黏性損失的影響而造成總壓降低，低總壓區主要分布在壁面附近,背風面進氣道保持附著流動，短艙C在側風起飛狀態下進氣畸變較小，可以滿足發動機正常工作要求。

表5 初始短艙與優化短艙最大推力狀態性能

Table 5 Performances of initial and optimized nacelles at maximum thrust conditions

參數數值初始短艙短艙A短艙B短艙C進氣道最大Ma0.82720.74030.78010.8264Ma變化量/%-10.51-5.69-0.10最大推力狀態σ0.99120.99220.99180.9912σ變化量/%0.100.060

圖22 優化短艙最大推力狀態性能Fig.22 Performance of optimized nacelles at maximum thrust condition

圖23 優化短艙C側風起飛狀態進氣性能Fig.23 Intake performance of optimized Nacelle C at takeoff condition with crosswind

4 動力短艙安裝狀態流場分析

本節選取外流性能最優的短艙C作為動力短艙設計方案，對典型飛行狀態下帶動力裝置的全機流場(以下簡稱“動力構型”)進行數值模擬，分析機體和動力短艙之間的相互影響，其中發動機安裝位置和機體上表面局部修型方案基于團隊研究成果確定[33]。

動力短艙構型高速巡航設計點(H=11.58 km,Ma∞=0.85,CL=0.2)的三維流場如圖24所示。從圖24(a)可以看出，經過動力短艙設計和機體上表面局部修型的動力構型方案，消除了后體表面的低壓區和強激波，使短艙和后體表面均保持良好的附著流動，機體和短艙之間較強的流動干擾得到了抑制。從圖24(b)可以看出，短艙安裝高度大于所在位置機體附面層高度，由于發動機巡航工作狀態進氣質量流比小于1，進氣流管為擴張流管，安裝短艙進氣道總壓恢復系數為0.994 5，小于單獨短艙，但仍滿足進氣品質要求；和單獨動力短艙計算結果相似，安裝短艙僅在頭部較小區域存在超聲速區，受機體流動干擾影響，短艙下表面頭部最大馬赫數高于單獨動力短艙，達到1.32，但并未在機體表面形成激波。對比圖7和圖24可知，動力短艙進氣效應會前傳1倍 風扇直徑，對機體表面流動產生影響，使機身中部超聲速區強度增加并以一道弱激波終止。

圖24 動力短艙構型巡航設計點流態Fig.24 Flow pattern of powered-on nacelle configuration at cruise design point

動力短艙構型低速大迎角狀態(H=0 km,Ma∞=0.20,α=10°～12°)的空間流線、總壓切片和短艙入口流線局部放大圖如圖25所示，該飛行狀態為正常起飛狀態，發動機處于最大推力工作狀態，入口物理流量和換算流量分別為1 093.71 kg/s和1 067.86 kg/s，高壓壓氣機和風扇的相對物理轉速分別為105%和92%。動力構型與干凈構型流動分離形態相同，迎角12°時，外翼和過渡段流動分離并未影響發動機進氣，由于發動機最大推力工作狀態進氣質量流比遠大于1，進氣流管為收縮流管，但低能的附面層和分離氣流并未被進氣道吸入，安裝狀態進氣道總壓恢復系數為0.991 7，滿足進氣道設計要求。盡管自由來流迎角很大，但發動機進氣流管與短艙軸線基本平行，機體可以為短艙提供均勻穩定的進氣。圖26給出了干凈構型和動力構型短艙對稱面所在機體截面的馬赫數云圖對比，可以看出，動力短艙進氣效應對進氣道前部流動產生抽吸作用，使機身上表面流動速度增加、壓力減小，機體升力相應增加。

對動力短艙安裝狀態的流場分析表明：高速巡航飛行狀態，本文設計的短艙C方案，結合團隊機體上表面修型研究成果，可以有效解決背撐發動機短艙和機體之間的強激波和后體流動分離問題；低速大迎角正常起飛狀態，發動機為最大推力工作狀態，考慮機體外流的情況下，短艙C進氣道總壓恢復系數仍然滿足設計要求，機體能夠為短艙提供良好的進氣環境。

圖25 動力短艙構型低速大迎角流態Fig.25 Flow pattern of powered-on nacelle configuration at low speed with high angle of attack

圖26 短艙對稱面馬赫數云圖和空間流線對比Fig.26 Comparison of Mach number contours and space streamlines at nacelle symmetry plane

5 結 論

1) 建立了軸對稱短艙參數化建模方法，根據發動機工作條件確定短艙基本幾何外形，采用改進的CST方法對風扇整流罩和進氣道參數化，建模方法參數少、精度高。

2) 根據BWB背撐式布局的流場特征，提出動力短艙設計思想：采用可以減輕機體-短艙流動干擾的軸對稱短艙，外罩型面降低頭部最大馬赫數，同時限制超聲速區軸向范圍和波后流動的馬赫數不形成二次超聲速區，進氣道型面降低喉道馬赫數，提高進氣道效率。

3) 短艙頭部參數對內外流性能影響敏感性高，應作為短艙設計的主要參數，且根據參數影響規律，采用不同的優化設計策略。

4) 基于BWB背撐式發動機動力短艙設計思想，開展兼顧內外流的短艙綜合優化設計研究，優化方案巡航狀態短艙外表面頭部超聲速區軸向范圍小、速度低、激波強度弱，全推力狀態進氣道總壓恢復系數高、進氣道效率高，并且在最大推力和側風起飛狀態也具有良好的進氣道性能。

5) 以外流性能最優的短艙C作為動力短艙設計方案，對短艙安裝狀態流場進行數值分析，高速巡航狀態消除了短艙和機體之間的強激波和后體流動分離，低速大迎角狀態機體可以為發動機提供均勻穩定的進氣，進氣道總壓恢復系數滿足設計要求。