分布式動力系統參數對翼身融合布局無人機氣動特性的影響

張陽, 周洲, 王科雷, 范中允

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

常規布局飛機在氣動效率方面的設計潛力越來越有限，而翼身融合(blended wing body,BWB)布局飛行器以其更小的浸潤面積、良好的氣動效率、節能減排及低噪音污染等方面的優勢進入研究者的視野[1-2]。NASA早在2009年便提出了N+3客機計劃，力求在2035年使客機的油耗降低60%[3]。同時，分布式電推進(turbo-electric distributed propulsion,TeDP)系統在近年來受到越來越多研究者的關注，被認為是下一代民機設計最具潛力的動力布局形式之一[4-5]，與傳統動力形式相比，分布式推進系統具有增加載運量，提高升阻比以及降低油耗，尾氣排放量和低噪聲等優勢，并且能夠與BWB布局形成良好的契合。

在BWB布局與分布式推進系統結合的背景下，邊界層吸入(boundary layer ingestion,BLI)效應[6-8]逐步進入研究者的視野。氣流在經過BWB中心體后邊界層完全發展，被吸入發動機后具有進一步降低飛機阻力、降低發動機需用功率、提高發動機推進效率、降低發動機耗油率等潛力。同時，可以利用康達效應(Coanda effect)使得氣流邊界層的附著得到改善，進一步提高機體的升力，減少起飛或降落時的滑跑距離。而分布式推進系統不僅能夠使飛行器在氣動性能方面有所提升，更可以提高全機設計過程中的設計空間[9]，例如采用多個小尺寸涵道風扇不會引起質量的增加，單個涵道風扇在較寬的轉速范圍內都能保持較高效率等。這些都具有顯著提高飛機綜合性能的潛力。

國內外對耦合分布式動力系統的BWB飛機進行了以下的研究工作。Rodriguez[10]通過與常規吊掛式發動機布局對比，發現采用分布式動力的BWB飛行器的推進效率能提高2%以上，證明了該布局的潛在優勢。Giuliani[11]研究了對涵道風扇作用下邊界層吸入進行了數值模擬，進一步分析了BLI效應的流動機理。Lundbladh[12]從總體設計的角度研究了發動機的數目對采用分布式動力BWB飛行器的巡航效率和油耗的影響，發現埋入式動力系統能夠減小起飛質量并降低油耗。Wick等[13]對比了翼下布局的分布式動力推進系統與常規發動機的差異，分析了分布式動力的數量等參數對全機的氣動影響。Mantic等[14]給出了亞聲速飛行條件下考慮BLI效應的翼型設計，研究了流量系數、來流攻角、整流罩長度、進氣道高度和進氣道位置等參數對翼型升力特性和發動機進氣品質的影響。

本文對耦合分布式動力系統的BWB布局無人機的涵道風扇數量、尺寸、推力大小等動力系統參數進行了研究，以巡航及起飛狀態為研究背景，基于計算流體力學(computational fluid dynamics,CFD)方法，使用商業軟件Fluent分別對動力構型WPN(with power nacelle)和通氣構型TFN(through flow nacelle)在不同動力系統參數以及巡航/起飛狀態下的氣動性能進行了研究分析。通過計算NASA涵道螺旋槳的拉力系數及截面靜壓、速度分布，驗證了本文動力系統數值計算方法的高效、可靠性；然后研究了全機WPN/FTN構型的氣動特性，巡航狀態下動力系統尺寸參數對全機氣動特性的影響；最后分析了起飛狀態時動力系統推力參數對起飛性能的影響等。

1 幾何模型及數值計算方法

1.1 幾何模型及數值計算方法

參照小型無人機總體設計指標，計算對象為耦合分布式動力系統的BWB布局無人機。該布局由中心體，融合(內翼)段，外翼段，翼尖組成；動力系統半埋于機體后部沿展向排布，由進氣口，動力段，排氣口構成。無人機各向視圖如圖1所示。

圖1 氣動布局外形

本文數值方法基于S-A湍流模型求解雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程,采用SIMPLE壓力-速度耦合求解器,空間離散方法采用二階迎風(second order upwind)格式,時間推進采用一階隱式(first order implicit)方程。

動力系統采用動量源方法(momentum source method,MSM)進行數值模擬。該方法首次由Rajagopalan等[15]在1985 年提出,該方法對多槳葉旋轉運動復雜流動問題具有一定的可靠性和高效性。動量源方法用薄盤代替槳葉,在薄盤內采用葉素理論對槳葉載荷進行計算,轉換成動量源項,加入Navier-Stokes方程進行求解,以此對槳盤進行模擬。此方法可以顯著減少計算成本,并可以得到較為準確的速度和壓力分布。

1.2 動力模型計算驗證

為驗證本文使用的動量源方法的可靠性,本節以NASA涵道螺旋槳的風洞數據[16]進行方法校驗。該涵道螺旋槳為三葉槳構型,幾何外形如圖2所示,螺旋槳直徑0.381 m,實驗轉速8 000 r/min,槳葉翼型為NACA6412。

圖2 NASA涵道螺旋槳模型

本節分別采用多重參考系(multiple reference frame,MRF)方法與動量源方法對該模型進行數值計算,計算條件與實驗保持一致,遠場自由來流速度1.626 m/s。計算結果如表1所示,圖3為2種數值方法計算得到的涵道螺旋槳對稱剖面壓力云圖與流線形態。

表1 計算與實驗結果對比

可以看到,MSM方法與MRF方法計算得到的拉力系數與實驗值的誤差在5%以內,滿足工程應用的要求。由于MRF方法計算存在實體槳葉模型,槳葉前后存在靜壓及流速的較大變化,與MSM方法計算得到的涵道內部的流動略有差異。但是2種方法得到的涵道螺旋槳入口及出口附近的流動速度、靜壓變化近乎一致。

受簡化假設限制,MSM方法盡管存在一定的計算誤差,但是計算效率較高,滿足全機動力構型的計算需求,故在下文使用該方法對動力系統進行數值模擬。

圖3 MRF/MSM方法截面壓力與速度分布

1.3 網格無關性驗證

為了驗證本文采用的網格和數值方法,對裝配D80涵道風扇的構型在高度H=3 km,V=27.78 m/s(Ma為0.084 5),迎角4°的狀態進行了計算。全機采用的動力系統總推力為F=12 N,由于數值模擬使用半模計算,故設置動力系統總推力為6 N。動力單元(涵道風扇)采用動量源方法模擬,動量源項數值如表2所示。

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表2 不同推力對應的動量源項

劃分4種不同規模的網格進行數值計算,設置各個網格第一層網格高度一致,均為d1=1.26×10-5m,并保證y+=1。4種規模網格的氣動特性計算結果如表3所示。

表3 網格無關性驗證

可以看到,網格3、網格4在升力系數、阻力系數方面的差別已經非常小,達到了網格無關性的要求,綜合考慮計算精度與效率,本文選擇第3組網格規模對幾何模型進行數值計算。網格劃分如圖4所示。

圖4 結構網格劃分

2 分布式動力BWB布局巡航特性

本節以裝配D80涵道風扇的全機WPN/TFN構型進行氣動特性分析,研究了耦合分布式動力系統的BWB布局形式在氣動方面的優勢,以及動力系統尺寸參數對全機氣動特性的影響。

2.1 WPN/TFN全機構型的氣動特性

在高度H=3 km,來流速度為V=27.78 m/s(Ma為0.084 5)的巡航狀態,對裝配D80涵道風扇的全機WPN/TFN構型進行了數值計算,得到如圖5所示的氣動特性曲線。

圖5 D80全機WPN/TFN構型氣動特性對比

需要說明的是,在衡量構型整體氣動效應時,計算得到的外部氣動力和內部氣動力都應該考慮。由于本文WPN構型采用了簡化的動力模型,理想推力僅僅是質量流量乘以動力系統噴流速度與自由來流之差,這個理想推力代表的是除去黏性損失及干擾效應的推力值。以該值作為參考推力,系統中所有推進損失均記作阻力[13]。本文中的推阻劃分以此為標準,將全機阻力D及升阻比K重新修正如下

qm=ρVpA

(1)

DT=T-Tideal=T-ΔVqm

(2)

D=D′+DT

(3)

(4)

可以看到,相比于TFN構型,WPN構型整體升力特性有所改善,同等迎角下升力系數提高了約16%,而2種構型的升力線斜率基本一致,可用迎角范圍較寬,在計算迎角內未出現全機失速現象。WPN構型阻力較高,但是在小迎角范圍內差別較小,故其升阻比在小迎角范圍內明顯高于TFN構型,最大升阻比提高了約10%。說明該氣動布局形式在分布式動力系統的作用下具有良好的升力特性和升阻比特性。

通過對流場細節進行分析來進一步研究WPN構型的氣動特性。圖6為2種構型分別在迎角8°,10°,12°的表面極限流線圖(左圖為WPN構型,右圖TFN構型),圖7至8為3個迎角下展向特征截面處的壓力分布與壓力云圖對比。

圖6 3個迎角下全機WPN/TFN構型極限流線

由圖6可以看到,對比TFN構型,WPN構型全機上表面靜壓有所下降,在動力系統進/出口及內外翼過渡段附近尤其明顯。在涵道風扇抽吸作用的影響下,中心體表面流線沿弦向流動良好,氣流的展向流動受到了一定程度抑制,而在內外翼過渡段的流動則較早發生分離。

在特征截面Z/b=0及Z/b=0.029處(見圖7a)和圖8)),TFN構型在涵道風扇入口處對氣流形成了一定的阻滯作用,高壓明顯;而WPN構型在動力系統工作的狀況下抽吸作用顯著,涵道風扇入口附近的靜壓更低,特征截面上表面的低壓區域更大,但是在截面后緣附近高壓區域則更大。在特征截面Z/b=0.56處(見圖7b)),8°迎角時WPN構型對應的翼型剖面前緣吸力峰更高,上表面靜壓更低,產生了更大的升力;而在10°迎角時,WPN構型翼型剖面出現了流動分離,其上表面壓強在15%C之后幾乎不再變化,形成典型的大迎角分離流態,與對應的TFN構型翼型剖面壓力分布形成明顯對比;迎角繼續增大到12°,2種構型的翼型剖面均發生流動分離,由于WPN構型流動分離出現地更早,其影響區域更大(如圖6c)所示)。由于動力系統在機身展向影響的衰減,在特征截面Z/b=0.94處(如圖7c)所示)2種構型對應的壓力分布幾乎重合。

圖7 3個迎角下全機WPN/TFN構型展向截面的壓力分布

圖9為3個迎角下沿弦向X/L=0.645處特征截面(動力系統進氣口附近)的壓力分布。可以看到,WPN構型在動力系統的影響下,涵道風扇唇口附近的壓強更低,在流動未發生分離(8°迎角)時內外翼段產生的升力也更大,此時的全機升力由中心體及內外翼共同貢獻;而隨著迎角增大出現流動分離后,WPN構型內外翼過渡段附近上表面的靜壓先降低后增大,升力有所損失,但是與TFN構型相差不大,可以認為大迎角飛行時全機升力主要由動力系統影響下的中心體升力決定。

WPN構型在內外翼過渡段較早出現流動分離主要有以下兩方面原因:一方面由于動力系統的抽吸作用,涵道風扇出口處的高壓使得內翼后緣附近靜壓升高,導致內外翼過渡段逆壓梯度增大,流動更容易發生分離;另一方面由于機身幾何外形的展向過渡有較大轉折,外翼及翼尖后緣的前掠,使得氣流向內外翼過渡段流動,氣流的不斷堆積造成流動附著狀況變差。

通過WPN/TFN 2種構型的對比,可以看到BLI翼身融合布局在分布式動力系統影響下具有一定的增升優勢,中心體的氣動特性有所改善。下面研究不同動力系統尺寸參數對全機氣動特性的影響。

圖9 3個迎角下全機WPN/TFN構型弦向截面X/L=0.645的壓力分布

2.2 動力系統尺寸參數對全機的氣動影響

為研究不同動力系統參數對全機氣動特性的影響,基于動力系統總推力一致的假設,分別對裝配3種不同尺寸涵道風扇(D80/D120/D150)的全機構型進行了建模與計算,動力系統參數的對比參見表格3,3種構型的氣動特性如圖10所示。

可以看到,3種構型升力特性差異較小,同等迎角下升力系數相差在3%以內。在阻力方面,中小迎角范圍內涵道風扇尺寸越大,全機阻力越大,隨著迎角增大各構型阻力系數趨于一致。由于升力相差不大,全機升阻比的大小取決于阻力的大小,故D80構型的最大升阻比較大,在8°迎角時接近11,比D150構型提高約15%。這說明多個動力單元會帶來更多的氣動優勢。

圖10 3種動力系統構型的氣動特性

進一步分析動力系統尺寸參數對幾種構型氣動特性影響的機理,對4°迎角下的特征截面壓力分布及壓力云圖進行分析,如圖11至12所示。可以看到,在特征截面Z/b=0及Z/b=0.029處(見圖11a)、圖12)),3種構型中心體剖面翼型的前部靜壓值差別不大,由于在同等推力時較小尺寸的涵道風扇具有較大的槳盤載荷和抽吸速度,故隨著涵道風扇尺寸的增大,涵道風扇入口附近的高壓區域增大,截面翼型上表面負壓減小,而涵道壁面上的負壓變大,使得幾種構型的升力差別不大;截面翼型后緣附近的高壓區域則隨著涵道風扇尺寸的增大而減小,使得D150構型壓差阻力變大。內外翼過渡段的各構型壓力分布差別不大,但同樣是D80構型上表面負壓較大(如圖11b)所示)。隨著展向距離變大,在特征截面Z/b=0.94處(如圖11c)所示),動力系統對機翼表面流動的影響越來越小,各個構型剖面翼型壓力分布近乎重合。

圖11 3種構型展向特征截面的壓力分布

圖12 3種構型Z/b=0.029截面處的壓力云圖

從以上分析可以看出,不同動力系統尺寸參數的全機構型在氣動效果方面的差異主要在于涵道風扇槳盤載荷的不同。當涵道風扇推力相同時,其尺寸越小,槳盤載荷越大,進出口靜壓越小、壓差越大,同時使得氣流流速更大,進出口流速差也越大。對于耦合分布式動力系統的BWB布局無人機來說,涵道風扇尺寸越小,對全機上表面靜壓的減小越有益處,氣動特性越良好。

3 分布式動力BWB布局起飛特性

本節研究起飛狀態下分布式動力系統推力參數對全機氣動特性的影響。起飛狀態全機迎角為8°,來流速度V=15 m/s。由于起飛時來流速度較低,動力系統推力參數成為影響全機氣動特性的關鍵因素。對裝配D80涵道風扇的構型分別在總推力T=6,8,10 N進行計算,得到如圖13所示的氣動特性曲線。

圖13 不同推力下全機起飛的氣動特性

可以看到,全機在不同推力時的升力線斜率保持一致,在T=10 N時有較大的升力系數,相比于T=6 N提高了20%。隨著動力系統推力的增大,全機阻力增大明顯,T=10 N時阻力系數增大了約18%,導致其在8°迎角時的升阻比降低了約6%。以下通過不同推力對特征截面壓力分布的影響進行進一步分析,如圖14所示。

圖14 不同推力下全機起飛時展向截面的壓力分布

通過Z/b=0及Z/b=0.029處的特征截面壓力分布和壓力云圖(見圖14a))可以看到,動力系統推力的大小主要影響中心體中后部的靜壓,中心體中部的負壓區域面積隨著涵道風扇推力的增大而增大,并且逐漸向涵道風扇唇口附近延伸,而涵道風扇唇口附近負壓區域也在變大,使得整體升力提高;但同時抽吸效應的增強使得噴流靜壓變小,構型前后壓差變大,使得整體阻力變大。而幾種推力下特征截面Z/b=0.56及Z/b=0.94處的壓力分布(見圖14b)和14c))幾乎沒有差異,說明涵道風扇推力的變化對外翼及翼尖的影響十分有限。

總的來說,對于起飛狀態,增大動力系統推力可以降低機身上表面氣流分離的可能性,全機升力進一步增大,具備提高起飛質量的能力,但同時阻力隨著前后壓差的增大而增大。

4 結 論

本文針對耦合分布式動力系統的BWB布局無人機動力系統參數為研究對象,首先研究了WPN/TFN全機構型氣動特性的差異,然后在動力系統同等推力的前提下,通過對巡航狀態下全機的氣動特性研究,探究了動力系統尺寸參數對全機的影響,最后研究了起飛狀態下動力系統推力參數對全機起飛性能的影響,得到以下結論:

1) BWB布局飛行器在分布式動力系統的作用下具有良好的氣動特性,相比于TFN構型,WPN構型有效提高了機身附近的流速,同時一定程度上抑制了氣流的展向流動,全機的升力系數提高了約16%,升阻比提高了約10%;

2) 動力系統尺寸參數對全機的氣動影響主要體現在涵道風扇槳盤載荷的差異,其尺寸越小,槳盤載荷越大,進出口靜壓越小,引起流速、進出口速度差越大;對全機氣動特性來說,涵道風扇尺寸越小,全機壓差阻力越小。相比于D150構型,D80構型的升阻比達到11,提高了約15%;

3) 起飛時全機迎角較大而速度較小,動力大小成為影響全機氣動特性的關鍵因素。增大動力系統推力可以降低機身上表面氣流分離的可能性,全機升力進一步增大,具備提高起飛質量的能力,同時阻力隨著前后壓差的增大而增大。