分布式涵道風(fēng)扇對(duì)BWB無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究

梁良 鐘伯文 江善元 張嘉策 王高

摘 要：由于分布式推進(jìn)翼身融合（BWB）無人機(jī)綜合性能顯著，是未來航空領(lǐng)域飛行器發(fā)展的趨勢(shì)， 因此分析分布式BWB布局無人機(jī)的氣動(dòng)特性對(duì)于進(jìn)行分布式BWB布局設(shè)計(jì)有著重大的基礎(chǔ)意義。本文運(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）數(shù)值模擬計(jì)算，利用混合網(wǎng)格技術(shù)和k-ω SST湍流模型求解雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程的方法，研究了有/無動(dòng)力、涵道展向位置以及涵道間距等參數(shù)對(duì)全機(jī)在巡航狀態(tài)下的氣動(dòng)影響。研究表明，在相同工況下，有分布式動(dòng)力能夠提升全機(jī)的氣動(dòng)特性，且外翼段是提供升力的主要方式；涵道風(fēng)扇合理的間距能產(chǎn)生更好的誘導(dǎo)增升效果，表現(xiàn)為在小迎角下，全機(jī)升力系數(shù)隨涵道間距的增加先增大而后幾乎保持不變；在大迎角下，隨著涵道間距的增加，全機(jī)升力系數(shù)逐漸提升，其最大增量為9.3%。以上對(duì)此類飛行器的研究分析對(duì)分布式推進(jìn)BWB無人機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)具有一定的參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：分布式動(dòng)力； 多參考系方法； 涵道風(fēng)扇； 翼身融合； 氣動(dòng)特性

中圖分類號(hào)：V211.3 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.05.004

盡管燃油動(dòng)力推進(jìn)技術(shù)已非常成熟，且具有長(zhǎng)續(xù)航能力、大載荷能力的優(yōu)點(diǎn)，但近年來隨著航空科學(xué)技術(shù)的不斷提高，航空器的噪聲、環(huán)保、油耗等問題受到普遍的重視[1]。常規(guī)的燃油飛機(jī)已無法滿足對(duì)于飛機(jī)更低油耗、綠色清潔、更高效率的要求，所以發(fā)展綠色航空顯得至關(guān)重要[2]。電推進(jìn)技術(shù)可以看作目前綠色航空的解決之道，而分布式電推進(jìn)技術(shù)將是各國(guó)的重點(diǎn)研發(fā)領(lǐng)域[3-4]。

相比于常規(guī)布局無人機(jī)，分布式涵道風(fēng)扇翼身融合（BWB）布局無人機(jī)能夠?yàn)轱w機(jī)提供更好的氣動(dòng)性能。而且翼身融合無人機(jī)由于具有結(jié)構(gòu)輕、容積大、阻力小，以及提升燃油效率等方面的優(yōu)勢(shì)而獲得研究者廣泛的關(guān)注[5-7]。如美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）于2009年提出的“N+3”方案，其目的是到2035年將其飛行器的總耗油量下降60%[8]，目前，NASA又聯(lián)合波音等機(jī)構(gòu)，提出了分布式推進(jìn)技術(shù)和帶有邊界層吸入（BLI）的BWB布局耦合設(shè)計(jì)的計(jì)劃[9-10]，研究結(jié)果表明該設(shè)計(jì)將使推進(jìn)系統(tǒng)效率增加2%。

對(duì)于分布式動(dòng)力布局，國(guó)內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了許多研究工作。Giuliani [11]對(duì)以涵道風(fēng)扇為動(dòng)力系統(tǒng)作用下的邊界層吸入進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，進(jìn)一步探討了BLI效應(yīng)的流動(dòng)機(jī)理。Wick等[12]通過把翼下布局的分布式動(dòng)力系統(tǒng)和常規(guī)布局進(jìn)行比較分析，深入研究了動(dòng)力系統(tǒng)的數(shù)量等參數(shù)對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響。 A. T. Perry等[13-14]通過試驗(yàn)與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法對(duì)翼上分布式涵道布局的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，并驗(yàn)證了BLI效應(yīng)的有效性，然后深入研究了機(jī)翼與涵道間的氣動(dòng)干擾問題。王科雷等[15]采用試驗(yàn)與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法對(duì)分布式BWB無人機(jī)縱向氣動(dòng)特性及失速機(jī)理展開分析和研究。張陽等[16]運(yùn)用數(shù)值模擬方法，探討了分布式涵道系統(tǒng)的尺寸參數(shù)、總推力大小對(duì)全機(jī)在起飛/巡航狀態(tài)下氣動(dòng)特性的影響。綜上所述，絕大多數(shù)研究集中在分布式動(dòng)力BWB無人機(jī)巡航狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)等方面展開，而在分布式動(dòng)力系統(tǒng)布局方面的研究中，幾乎很少涉及分布式涵道間距對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響分析。而且以往研究中對(duì)分布式涵道系統(tǒng)做了簡(jiǎn)化處理，用薄槳盤代替槳葉，這會(huì)忽略涵道風(fēng)扇內(nèi)部槳尖渦造成的氣動(dòng)干擾問題。

本文以低速巡航狀態(tài)為研究背景，運(yùn)用多參考系（MRF）方法分別對(duì)有/無動(dòng)力構(gòu)型、涵道展向分布位置，以及涵道間距等不同參數(shù)BWB無人機(jī)在巡航狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析研究。

1 幾何模型及數(shù)值模擬方法

1.1 分布式涵道翼身融合無人機(jī)幾何模型

本文以飛行高度H=500m、遠(yuǎn)場(chǎng)來流速度v=10m/s（Ma= 0.029）、涵道風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為12000r/min、迎角范圍為-4°～24°的分布式BWB無人機(jī)為研究對(duì)象，其幾何構(gòu)型如圖1所示。該布局由內(nèi)翼段、外翼段、翼尖以及涵道動(dòng)力系統(tǒng)組成。其中，分布涵道風(fēng)扇系統(tǒng)由6個(gè)涵道風(fēng)扇組成，風(fēng)扇由8葉槳構(gòu)成，涵道動(dòng)力系統(tǒng)位于內(nèi)翼段且緊貼機(jī)體后部表面并沿著展向布置，涵道槳盤中心之間的相互距離d=130mm，涵道槳盤中心距離翼弦弦長(zhǎng)高度h=70mm。無人機(jī)的基本參數(shù)見表1。

1.2 數(shù)值模擬方法

涵道風(fēng)扇動(dòng)力系統(tǒng)采用MRF方法進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算域主要由旋轉(zhuǎn)域和靜止域兩個(gè)子域構(gòu)成。在進(jìn)行迭代運(yùn)算的過程中，將相鄰兩個(gè)運(yùn)算區(qū)間的通量差進(jìn)行插值交換，實(shí)現(xiàn)兩個(gè)計(jì)算區(qū)域間模擬數(shù)據(jù)的統(tǒng)一。MRF方法主要是把所在旋轉(zhuǎn)區(qū)域內(nèi)的內(nèi)部流場(chǎng)簡(jiǎn)化為槳葉在某一區(qū)域的瞬時(shí)內(nèi)部流場(chǎng)，從而將非穩(wěn)態(tài)問題轉(zhuǎn)化為一種穩(wěn)態(tài)問題來解決，因此采用MRF方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算可節(jié)約計(jì)算量、提升運(yùn)算效率[20]。

2 模型及網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

2.1 算例驗(yàn)證

2.1.1 涵道螺旋槳驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文使用的MRF方法的可靠性，使用NASA涵道螺旋槳的風(fēng)洞數(shù)據(jù)加以驗(yàn)證[21]。該涵道螺旋槳由三葉槳構(gòu)成，槳葉翼型為NACA6412，試驗(yàn)轉(zhuǎn)速為8000r/min。幾何外形如圖2所示。表2所示為涵道螺旋槳的基本幾何參數(shù)。

本節(jié)采用MRF方法對(duì)該模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。計(jì)算域采用Poly-Hexcore混合網(wǎng)格劃分，相比四面體網(wǎng)格，數(shù)量減少60%且網(wǎng)格質(zhì)量更好，網(wǎng)格規(guī)模大約為150萬量級(jí)，其中旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格數(shù)為100萬個(gè)，靜止域網(wǎng)格數(shù)為50萬個(gè)。遠(yuǎn)場(chǎng)自由來流速度為30m/s，對(duì)涵道螺旋槳在來流迎角分別為10°、20°及30°條件下進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，其升力系數(shù)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比見表3。能夠看到MRF方法計(jì)算得到的升力系數(shù)值與試驗(yàn)值相差不大，其中最大誤差限制在10%之內(nèi)，能滿足實(shí)際工程應(yīng)用的需要。

2.1.2 翼身融合無人機(jī)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文所采用的數(shù)值模擬方法與網(wǎng)格劃分的可靠性，使用南昌航空大學(xué)NH1風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室數(shù)據(jù)加以驗(yàn)證。該模型幾何外形如圖3所示，主要幾何參數(shù)見文獻(xiàn)[22]。

數(shù)值計(jì)算方法采用上文所述方法，其中來流速度為18m/s，對(duì)模型在來流迎角為條件下進(jìn)行數(shù)據(jù)模擬，其中升力系數(shù)與試驗(yàn)值比對(duì)如圖4所示。

從圖4中可以看到，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值中的升力系數(shù)在小迎角以及失速迎角附近吻合很好，而在失速迎角以后最大相對(duì)誤差控制在4.7%左右，因此本文的數(shù)值計(jì)算方法能夠滿足要求。

2.2 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文數(shù)值計(jì)算的可靠性，同時(shí)排除網(wǎng)格數(shù)量對(duì)計(jì)算結(jié)果造成的差異性，對(duì)動(dòng)力構(gòu)型在迎角α=10°的狀態(tài)下進(jìn)行計(jì)算。由于幾何模型中心對(duì)稱，故使用半模進(jìn)行數(shù)值仿真。共劃分三套不同數(shù)量的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，每套網(wǎng)格的第一層網(wǎng)格高度保持不變（d=3.3×10-5m），并保證Y+=1，三種不同網(wǎng)格數(shù)量的氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果見表4。

由表4可知，網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的模型在氣動(dòng)特性方面的差異相當(dāng)接近，故認(rèn)為滿足網(wǎng)格無關(guān)性要求，所以綜合考慮計(jì)算結(jié)果的精度與效率，本文選擇第2套網(wǎng)格數(shù)量級(jí)進(jìn)行后續(xù)的數(shù)值計(jì)算，網(wǎng)格劃分如圖5所示。

3 分布式涵道風(fēng)扇BWB布局氣動(dòng)特性分析

本節(jié)對(duì)有/無動(dòng)力構(gòu)型的全機(jī)氣動(dòng)特性進(jìn)行分析，通過對(duì)比研究分布式涵道風(fēng)扇的BWB布局形式在氣動(dòng)方面的影響，以及分布式涵道風(fēng)扇的展向布置、間距等參數(shù)對(duì)BWB無人機(jī)的氣動(dòng)特性影響。

3.1 有/無動(dòng)力構(gòu)型的全機(jī)氣動(dòng)特性

為研究分布式涵道風(fēng)扇系統(tǒng)對(duì)BWB無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，對(duì)有/無動(dòng)力的全機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，得到如圖6所示的氣動(dòng)特性曲線。

從圖6中可以看出，有動(dòng)力影響對(duì)無人機(jī)的升阻力系數(shù)影響較大。在-4°～8°迎角范圍內(nèi)，有動(dòng)力影響相較于無動(dòng)力影響的升阻力系數(shù)增長(zhǎng)幅度較小，而在10°～24°迎角范圍內(nèi)，有動(dòng)力影響的升力系數(shù)增幅較大，最大增量為8.5%。而阻力系數(shù)最大增量為10.1%。而有動(dòng)力影響下的構(gòu)型升阻比總體上低于無動(dòng)力影響下的構(gòu)型，其中在14°迎角附近減小量最大為12.2%。同時(shí)相較于無動(dòng)力影響，有動(dòng)力影響下的構(gòu)型全機(jī)最大失速迎角由20°增大到22°，說明分布式涵道構(gòu)型無人機(jī)能夠在大迎角范圍下一定程度地抑制氣流的分離。

圖7為有/無動(dòng)力構(gòu)型分別在6°、14°、22°迎角狀態(tài)下上翼面壓力分布以及極限流線分布情況對(duì)比。圖中左側(cè)為有動(dòng)力構(gòu)型，右側(cè)為無動(dòng)力構(gòu)型。從圖7可以看出，對(duì)于無動(dòng)力構(gòu)型，當(dāng)迎角為6°時(shí)，模型上翼面流線在前緣及中部沿弦向流動(dòng)良好，在后半部分表面流線開始沿展向流動(dòng)，而在涵道風(fēng)扇前方氣流反向流動(dòng)，這可能是由于靜止的涵道風(fēng)扇前方形成的高壓產(chǎn)生了較大的逆壓梯度，對(duì)氣流產(chǎn)生了阻滯作用。當(dāng)迎角為14°時(shí)，模型表面流線經(jīng)過前緣沿展向流動(dòng)，而在模型外翼段中部流線開始沿反向流動(dòng)，表明氣流在此范圍附近出現(xiàn)了流動(dòng)分離。隨著迎角增大到22°，模型表面流線在前緣處發(fā)生了流動(dòng)分離且在尾緣附近產(chǎn)生了分離渦，模型此時(shí)已完全失速。對(duì)比無動(dòng)力構(gòu)型，有動(dòng)力構(gòu)型上翼面負(fù)壓有所增加，尤其在模型的內(nèi)翼段以及涵道前方附近特別明顯，而在模型的外翼段越遠(yuǎn)離涵道風(fēng)扇區(qū)域所受到的抽吸作用越弱。相反地，模型的內(nèi)翼段因受到涵道風(fēng)扇的抽吸作用，其表面流線緊貼弦向方向流動(dòng)，一定程度上抑制了氣流的展向流動(dòng)。

為了進(jìn)一步了解有/無動(dòng)力構(gòu)型的壓力分布情況，選取了三個(gè)不同的展向特征截面對(duì)其進(jìn)行分析，如圖8所示（圖中c為弦長(zhǎng)，Y/c為翼型截面沿弦長(zhǎng)的相對(duì)位置，下文為了描述方便對(duì)有/無動(dòng)力構(gòu)型分別命名為case1/case0）。在特征截面X=0.075處，case0構(gòu)型在涵道風(fēng)扇入口附近對(duì)氣流產(chǎn)生了一定的阻滯作用，有明顯的高壓區(qū)；而case1構(gòu)型由于涵道風(fēng)扇的抽吸作用明顯，在特征截面上表現(xiàn)出更大的低壓區(qū)，但在Y/c=0.1附近低壓區(qū)域相比更大，其原因在于涵道唇口處抽吸作用更明顯。在特征截面X=0.4處，22°迎角時(shí)有動(dòng)力構(gòu)型對(duì)應(yīng)的翼型截面前緣吸力峰值更大，上表面靜壓更低，從而產(chǎn)生了更大的升力。從圖8中還可以看到，距離涵道風(fēng)扇入口越近，涵道的抽吸作用越明顯，產(chǎn)生的負(fù)壓增量越大。而在特征截面的上翼面case0和case1構(gòu)型的壓力系數(shù)曲線基本趨于吻合，這表明分布式涵道風(fēng)扇對(duì)下翼面的氣流沒有產(chǎn)生影響。在特征截面X= 1.075處，兩種構(gòu)型在迎角為6°和14°的狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的壓力分布幾乎吻合，這表明此翼型上表面的氣流不受涵道風(fēng)扇抽吸作用的影響。而在22°迎角下，case0構(gòu)型相較于case1構(gòu)型，其上表面產(chǎn)生更大的負(fù)壓；且兩種構(gòu)型翼型截面均發(fā)生了流動(dòng)分離，其中case1構(gòu)型上表面的壓力系數(shù)在40%c附近幾乎不再變化，出現(xiàn)了大迎角流動(dòng)分離，而case0構(gòu)型上表面的壓力系數(shù)在50%c附近幾乎無變化，這表明case1構(gòu)型在該特征截面更早出現(xiàn)流動(dòng)分離，其影響區(qū)域更大。另外，在22°迎角下，比較case0構(gòu)型的三個(gè)特征截面的壓力分布，其中只有X=1.075處出現(xiàn)了流動(dòng)分離，而其余兩處截面并未發(fā)生流動(dòng)分離。這表明在大迎角狀態(tài)下，該翼身融合無人機(jī)的外翼段更容易發(fā)生氣流分離。

進(jìn)一步分析翼身融合無人機(jī)在大迎角狀態(tài)下的失速情況，圖9為有/無動(dòng)力構(gòu)型在α=22°迎角下X=0.075、X= 1.075特征截面的壓力云圖及極限流線。從圖9中可以看到，在 X=0.075處，case0構(gòu)型在涵道入口處對(duì)氣流產(chǎn)生了一定的阻滯作用，形成了明顯的高壓區(qū)；而case1構(gòu)型在涵道風(fēng)扇的抽吸作用下，涵道風(fēng)扇入口處產(chǎn)生了更大的負(fù)壓，特征截面上表面的低壓區(qū)范圍變大，而翼型截面尾部附近卻形成了更大的高壓區(qū)。同時(shí)，在此截面處兩構(gòu)型均發(fā)生流動(dòng)分離。在X=1.075處，兩構(gòu)型均發(fā)生顯著的大區(qū)域流動(dòng)分離，而case1構(gòu)型的分離區(qū)更大。其原因在于，相比于case0構(gòu)型，case1構(gòu)型在該翼型截面的上表面前緣附近的低壓區(qū)影響范圍更小，從而使得其上表面的逆壓梯度增大，導(dǎo)致氣流分離區(qū)域提前，更易造成失速。

3.2 分布式涵道風(fēng)扇展向位置對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響

為了研究分布式涵道風(fēng)扇不同展向位置對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響，其他參數(shù)不變，只改變展向位置，分別對(duì)涵道風(fēng)扇位于內(nèi)翼段的有動(dòng)力影響下的BWB無人機(jī)（case1構(gòu)型）和位于外翼段的有動(dòng)力影響下的BWB無人機(jī)（case2構(gòu)型）進(jìn)行仿真計(jì)算，兩種構(gòu)型的氣動(dòng)特性如圖10所示。

從圖10中可以看出，相比case1構(gòu)型，case2構(gòu)型的升力系數(shù)有一定的提升。在小迎角下兩者的變化趨勢(shì)類似，且升力系數(shù)提升不大，而在大迎角下case2構(gòu)型的升力增量明顯提升，最大增量為13.5%，且最大失速迎角由case1構(gòu)型的22°提升到24°。而兩種構(gòu)型在阻力系數(shù)方面，除了在24°迎角下有所不同，其余迎角范圍下幾乎趨于一致。由于阻力系數(shù)差別很小，全機(jī)升阻比的大小主要由升力系數(shù)的大小決定，故case2構(gòu)型的升阻比更好，最大升阻比在4°迎角下接近10。這表明分布式涵道風(fēng)扇位于外翼段能帶來更好的氣動(dòng)特性。

進(jìn)一步分析分布式涵道風(fēng)扇不同展向位置布局對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，對(duì)22°迎角下的三個(gè)不同展向特征截面的壓力分布進(jìn)行分析。如圖11所示（其中D為截面展向長(zhǎng)度，X/D為翼型截面沿展向的相對(duì)位置），對(duì)比X= 0.2和X=0.595處可以看出，由于涵道風(fēng)扇的抽吸作用，越靠近涵道風(fēng)扇入口處其負(fù)壓越大，而涵道風(fēng)扇的抽吸作用對(duì)翼面截面的前半部分幾乎沒有明顯的影響。比較兩個(gè)特征截面，可以看到外翼段對(duì)無人機(jī)的升力貢獻(xiàn)更大，而涵道風(fēng)扇位于外翼段產(chǎn)生的升力增量大于涵道風(fēng)扇位于內(nèi)翼段所產(chǎn)生的升力增量。在遠(yuǎn)離涵道風(fēng)扇區(qū)域的X= 1.075處，相較于case1構(gòu)型，case2構(gòu)型的壓力分布變化不大，只在80%c附近即靠近截面翼型前緣區(qū)域有比較明顯的變化，這可能是由于涵道風(fēng)扇的抽吸作用帶動(dòng)了前緣附近氣流的加速流動(dòng)。case2構(gòu)型能夠在一定程度上推遲外翼段氣流分離的區(qū)域，且氣流分離表現(xiàn)出離內(nèi)翼段越遠(yuǎn)，越容易發(fā)生分離。

圖12為兩個(gè)迎角下兩種構(gòu)型在弦向截面Y=0.1處（涵道風(fēng)扇入口附近）的壓力分布。從圖12中可以看到，在分布式涵道風(fēng)扇的影響下，涵道風(fēng)扇入口處的負(fù)壓更大，且case2構(gòu)型涵道風(fēng)扇所產(chǎn)生的吸力峰值高于case1構(gòu)型。在 6°迎角下，兩種構(gòu)型遠(yuǎn)離涵道風(fēng)扇區(qū)域部分的外翼段的壓力分布幾乎重合，這表明在小迎角范圍下，涵道風(fēng)扇的抽吸作用對(duì)其覆蓋區(qū)域之外的地方幾乎沒有影響，即小迎角范圍下兩種構(gòu)型的升力大小主要由涵道風(fēng)扇覆蓋下的機(jī)翼部分提供。而在22°迎角下，與case1構(gòu)型相比，case2構(gòu)型的吸力峰值提升非常明顯，且遠(yuǎn)離涵道風(fēng)扇區(qū)域部分的外翼段的負(fù)壓也有所增加，這說明在大迎角范圍下，涵道風(fēng)扇的抽吸作用增強(qiáng)，并帶動(dòng)外翼段周圍的氣流加速流動(dòng)。從以上分析可以得出，分布式涵道風(fēng)扇不同展向位置的布局在氣動(dòng)效果方面的差異主要在于分布式涵道風(fēng)扇的抽吸作用使得外翼段升力的增量高于內(nèi)翼段升力的增量，同時(shí)位于外翼段的涵道風(fēng)扇抽吸作用的影響范圍增大帶動(dòng)周圍氣流加速流動(dòng)。

3.3 分布式涵道風(fēng)扇間距對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響

由于分布式涵道風(fēng)扇的間距可能對(duì)BWB布局無人機(jī)具有一定的誘導(dǎo)增升效果，本節(jié)涵道風(fēng)扇的其他參數(shù)與上一節(jié)保持不變，僅研究涵道風(fēng)扇位于外翼段不同展向的間距：d=130（case2），230（case3），330（case4）。三種構(gòu)型的氣動(dòng)特性如圖13所示。

從圖13中可以看出，相比于case2構(gòu)型，case3構(gòu)型的升力系數(shù)有一定的增加，阻力系數(shù)基本沒有變化，兩條曲線幾乎趨于一致。而與case3構(gòu)型相比，case4構(gòu)型的16°小迎角范圍以內(nèi)，兩種構(gòu)型的升阻力系數(shù)幾乎重合，但是當(dāng)迎角增加到20°及以上時(shí)，case4構(gòu)型的升阻力系數(shù)出現(xiàn)了較大的提升，其中升阻力系數(shù)分別相對(duì)增加了9.3%和7.6%。同時(shí)，case3和case4構(gòu)型的升阻比也有一定的提升。

為了研究分布式涵道風(fēng)扇的間距對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，選取12°和20°兩個(gè)迎角下的三種構(gòu)型分別在弦向位置Y=0.1和Y=0.3處的特征截面對(duì)其壓力分布情況進(jìn)行分析，如圖14所示。

從圖14中可以看到，當(dāng)迎角為12°時(shí)，在Y=0.1處截面上涵道風(fēng)扇間距的增加擴(kuò)大了無人機(jī)展向受涵道抽吸作用影響區(qū)域的寬度。相比于case2構(gòu)型，case3和case4構(gòu)型涵道風(fēng)扇之間區(qū)域的負(fù)壓有明顯的提升，這跟涵道風(fēng)扇的抽吸帶動(dòng)涵道唇口周圍氣流的加速流動(dòng)有關(guān)。

而與case3構(gòu)型相比，盡管case4構(gòu)型無人機(jī)展向受抽吸影響的面積有所增加，但是涵道風(fēng)扇之間的區(qū)域經(jīng)過氣流耦合作用，其負(fù)壓值有所減小。當(dāng)迎角增大到20°時(shí)，在X/D=0.2附近區(qū)域出現(xiàn)了與12°迎角下完全不同的壓力分布情況。此區(qū)域范圍下，case4構(gòu)型的負(fù)壓明顯大于其他兩種構(gòu)型。當(dāng)在Y=0.3處截面時(shí)，兩種迎角下對(duì)應(yīng)的三種構(gòu)型的壓力分布沒有明顯變化，這表明在該截面區(qū)域下改變分布式涵道風(fēng)扇的間距對(duì)其壓力分布幾乎沒有影響，從而進(jìn)一步可以反映出離涵道風(fēng)扇入口越遠(yuǎn)，其抽吸作用越弱。

為了進(jìn)一步分析三種構(gòu)型在大迎角下氣動(dòng)特性的差異，沿三種構(gòu)型的展向選取X=1.24處的特征截面來進(jìn)行分析，圖15所示為該特征截面下三種構(gòu)型在20°迎角下的壓力分布對(duì)比及壓力云圖情況。由圖15（a）和圖15（d）可以看到，與其他兩種構(gòu)型相比，在該截面下case4構(gòu)型上表面的負(fù)壓顯著增加，表現(xiàn)為負(fù)壓值從前緣先減小到中部，然后逐漸增大，且在涵道風(fēng)扇唇口附近達(dá)到最大，之后又緩慢減小。這是由于涵道風(fēng)扇的抽吸作用帶動(dòng)其前方以及涵道周圍的氣流加速流動(dòng)，表現(xiàn)為圖15（d）中涵道后方的氣流反向流動(dòng)。從圖中case2構(gòu)型和case3構(gòu)型的壓力曲線以及壓力云圖可以看到，在Y/c=0.8附近處翼型截面在該范圍下開始出現(xiàn)大面積的氣流分離，而case4構(gòu)型由于受到涵道風(fēng)扇抽吸的影響并未發(fā)生流動(dòng)分離。總的來說，在小迎角下，隨著涵道風(fēng)扇間距的增加，分布式涵道風(fēng)扇無人機(jī)的升力系數(shù)會(huì)有一定的提升，但隨著間距的進(jìn)一步增加，升力系數(shù)幾乎保持不變，而其阻力系數(shù)隨間距的增加保持不變。在大迎角狀態(tài)下，隨著涵道間距的進(jìn)一步增加，分布式涵道風(fēng)扇無人機(jī)的升力系數(shù)表現(xiàn)出顯著的提升。這是因?yàn)闊o人機(jī)受涵道抽吸影響的面積不斷增加且為無人機(jī)上表面注入了能量，從而在一定程度上更大范圍地抑制了分布式BWB無人機(jī)表面氣流的分離。

4 結(jié)論

通過研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）與無動(dòng)力狀態(tài)相比，有動(dòng)力狀態(tài)下全機(jī)的氣動(dòng)特性有顯著提升，最大升力系數(shù)增加了8.5%。主要表現(xiàn)為對(duì)全機(jī)后半段壓力分布有顯著影響，而對(duì)全機(jī)前半部分及外翼段壓力分布影響不大。

（2）相較于分布式涵道風(fēng)扇位于內(nèi)翼段，布置在外翼段的分布式涵道風(fēng)扇全機(jī)構(gòu)型的升力系數(shù)有一定提升，且最大失速迎角也有所增加。出現(xiàn)這種差異主要是因?yàn)榉植际胶里L(fēng)扇的抽吸作用使得外翼段升力的增量高于內(nèi)翼段升力的增量，同時(shí)位于外翼段的涵道風(fēng)扇抽吸作用的影響范圍增大帶動(dòng)周圍氣流加速流動(dòng)。

（3）分布式涵道風(fēng)扇間距對(duì)全機(jī)的氣動(dòng)特性的影響表現(xiàn)為在小迎角下，全機(jī)的升力系數(shù)隨涵道間距的增加有一定的提升，而當(dāng)涵道間距進(jìn)一步增加之后，其升力系數(shù)幾乎保持不變。在大迎角下，隨著涵道風(fēng)扇間距的不斷增加，全機(jī)升力增量越來越大，其最大增量為9.3%。這是由于隨著分布式涵道風(fēng)扇間距的增大，其能夠在一定程度上更大范圍地抑制無人機(jī)上表面的氣流分離。

以上對(duì)分布式涵道風(fēng)扇BWB無人機(jī)的數(shù)模模擬有助于為分布式涵道無人機(jī)提供設(shè)計(jì)依據(jù)，對(duì)工程應(yīng)用也有一定參考價(jià)值。

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Research on Influence of Distributed Ducted Fans on the Aerodynamic Characteristics of BWB UAV

Liang Liang， Zhong Bowen， Jiang Shanyuan， Zhang Jiace， Wang Gao

Nanchang Hangkong University， Nanchang 330063， China

Abstract： The comprehensive performance of distributed powered BWB UAV is outstanding， which is also the inevitable trend of the development of aircraft in the future aviation field. Studying the aerodynamic characteristics of distributed BWB layout has an important supporting role for the design of distributed BWB layout. This paper uses CFD numerical simulation calculation， and then uses the mixed grid technology and k-ω SST turbulence model to solve the Reynolds average RANS equation. This paper studies aerodynamic effects of parameters such as with/ without power， span position of ducted fan and spacing of ducted fan on the whole aircraft under cruise condition. The results show that the distributed power can improve the aerodynamic characteristics of the whole machine under the same working condition； And the outer wing segment is the main way to provide lift； Reasonable spacing of ducted fans can produce better induced lift increase effect； At small angle of attack， the lift coefficient of the whole aircraft increases first and then almost stays the same with the increase of the ducted fan spacing. At large angle of attack， the lift coefficient of the whole aircraft increases gradually with the increase of the ducted fan spacing， and the maximum increase is 9.3%. The research and analysis on such aircraft is helpful to provide certain reference value for distributed propulsion BWB UAV aerodynamic layout design.

Key Words： distributed dynamics； MRF method； ducted fan； BWB； aerodynamic characteristics