分布式推进翼身融合飞行器气动特性研究

王科雷, 周洲, 张阳

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

与传统客机布局相比较,分布式推进(distributed propulsion,DP)翼身融合(blended-wing-body,BWB)布局形式将动力与机体高度集成,通过利用推进-气动强耦合效应可以有效改善飞机空气动力特性及推进特性,在气动效率、燃油消耗、环境污染和噪声污染等方面具备极大的潜力[1-3],已经成为近几年国内外研究热点,如美国环境负责航空计划(ERA)、欧盟航迹2050计划(FlightPath 2050)等均以分布式推进翼身融合飞机方案作为下一代民用客机发展的重点布局形式。

然而,翼身融合布局形式升降舵操纵力臂相对传统布局形式较短,其操纵效能显著降低,这使得翼身融合布局飞行器在失控飞行时将面临更加严峻的挑战,因此在设计过程中即需对其失速特性进行充分考虑。然而,目前国内外大量研究工作[4-7]均只在分布式推进翼身融合飞行器巡航状态下的结构、气动、动力设计和优化方面展开,而对于其失速特性的研究则相对显著较少,这在一定程度上对分布式推进翼身融合飞行器的安全飞行提出挑战,因此亟需开展相关研究。如波音基于虚拟飞行试验对X-48B翼身融合布局飞行器失速特性所进行的研究结果,设计了试飞反尾旋伞[8-9];Oliverio[10]采用数值计算方法对某翼身融合布局飞行器低速失速特性进行了研究,确定其在无增升构型下能维持低速稳定飞行;付军泉等[11]对某翼身融合布局飞行器失速特性开展了风洞试验,并基于PIV测量结果梳理了其失速过程的流动机理,为失速特性改善提供了重要参考。

本文基于某特种布局分布式推进翼身融合飞行器构型,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法对其大迎角失速特性及分布式动力气动影响进行了详细分析研究。

1 计算模型及数值模拟方法介绍

1.1 分布式推进翼身融合飞行器计算模型

本文研究对象为如图1～2所示的分布式推进翼身融合飞行器构型,较为特殊的是该翼身融合体上翼面设计有一个平台区域来布置高度为0.15 m,弦向长度为0.12 m,展向长度为2.0 m,相对翼身安装角度为0°的矩形分布式动力匣。表1给出其基本布局参数及巡航状态参数。

图1 分布式推进翼身融合飞行器气动构型示意

图2 分布式推进翼身融合飞行器无动力模型多向视图

表1 分布式推进翼身融合飞行器主要布局参数及巡航状态参数

1.2 数值模拟方法

针对常规飞行雷诺数下的分布式推进翼身融合飞行器绕流问题,本文采用耦合k-ω剪切应力输运(shear-stress transport,SST)湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程(reynolds-averaged navier-stokes,RANS)的计算方法,使用商业软件FLUENT来进行数值模拟研究。空间离散方法采用二阶迎风MUSCL插值的Roe格式,时间离散与推进则采用隐式LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)方法。

其中SSTk-ω湍流模型是一种得到广泛应用的两方程混合模型,它在近壁面区域保留了Wilcoxk-ω模型,在远离壁面纯湍流区域使用标准k-ω模型计算,鲁棒性好。其k方程和ω方程可写为[12]

式中:D( )/Dt为括号内项对时间求导数;ρ为大气密度;k为湍动能;ω为单位耗散率;μ为黏性系数。σk,σω,σω,2,γ,β,β*均为常数,具体值可参考文献[12]。μt为涡黏性系数,τij为雷诺应力项,具体表达式如公式(3)～(4)所示：

式中:ui,uj,uk分别为i,j,k坐标系上的速度值；a1为常数,具体值可参考文献[12]；Ω为涡量；δij为应变项；F1,F2为混合效应函数,具体表达式如公式(5)～(9)所示:

式中:y为距壁面高度;v为速度尺度。

2 分布式动力气动影响数值分析

针对巡航状态分布式动力对翼身融合飞行器气动特性的影响进行数值分析研究。如图3所示建立分布式推进翼身融合飞行器网格模型(半模型),其中在带动力计算模型中将翼上分布式动力壁面简化为矩形物面考虑,并且忽略各动力单元转子-定子叶片的复杂几何外形,仅采用均匀分布压力阶跃的Fan条件对动力转子叶片拉力进行简化数值模拟,该Fan边界设置于动力转子与定子之间,综合考虑转子/定子拉力关系后将其设置在整个分布式动力匣约30%弦向位置处。此外,该流体计算域在流向和展向均取100倍特征弦长,边界条件采用对称面和压力远场,计算模型近壁面第一层网格高度设置为0.000 1 m,对应y+≈0.3,同时对分布式动力匣弦向和展向网格进行加密,最终得到总计算网格量约为700万。计算状态取为:H=5 km,V∞=56 m/s,Ttotal=100 N,pFan=333 Pa,α=0°～20°,Δα=2°。

图3 分布式推进翼身融合飞行器计算网格示意

图4所示为有/无动力影响下分布式推进翼身融合飞行器气动特性曲线对比,图中“Clean BWB”即代表无动力计算模型,“DP BWB”代表带动力计算模型。由图可以看出,在分布式动力影响下,全计算迎角范围内飞机升力显著增大,线性段升力线斜率则基本保持不变;飞机失速特性有所缓和,失速角由10°增大为12°;飞机俯仰力矩静稳定裕度显著降低,而发生力矩反效的迎角与失速角相对应,亦由10°增大到12°。

图4 有无动力影响下气动特性对比

图5所示为不同迎角状态有/无分布式动力影响下翼身融合飞行器上翼面的压力分布及近壁面极限流线分布对比。图中左侧为无动力模型计算结果,右侧为带动力模型计算结果,右侧图示红色区域即为分布式动力匣区域,蓝色直线表示代表转子叶片拉力的Fan平面。

图5 有/无分布式动力影响下的上翼面压力分布及近壁面极限流线分布

由图5可以看出,对于无动力模型而言,当迎角α=8°时,模型上翼面流动基本为附着状态,仅在分布式动力匣平台区域前缘处发现有较为明显的展向流动,这与动力匣平台区域的曲率突变有关。当迎角α=12°时,模型上翼面动力匣平台区域前缘处展向流动显著加强,在平台区域上游及外侧激发出2个显著的展向涡结构,流动分离严重,模型发生失速。随着迎角增大为α=16°,模型上翼面2个展向涡结构不断增强,且涡心逐渐前移,此时翼面近壁面流动大部分为分离状态,仅中部机身前缘附近区域近壁面流动始终附着,这也是其升力随迎角增大而未显著降低的主要原因。

相对比的,对于带动力模型而言,在α=8°～12°迎角范围内,分布式动力抽吸对动力匣平台区域前缘处的展向流动可以起到明显的梳理作用,上翼面流动基本保持附着,仅在动力匣侧壁面内外流耦合处存在一个较小的展向涡结构,且随迎角增大无显著的流动特征变化,这也是在该翼身融合飞行器在分布式动力影响下失速迎角增大的主要原因。随着迎角增大为α=16°,在动力匣附近的内/外翼段过渡区域内(图5c)中椭圆标注区域)流动完全分离,机翼前缘吸力完全丧失,继而造成全机升力的显著降低,模型发生失速。但值得注意的是,在分布式动力抽吸作用下,带动力模型内翼段展向分离涡的涡心相对无动力模型更加靠近后缘,且其中部机身展向流动亦相对明显较弱。

总的来说,分布式动力抽吸对流动的梳理作用可以在一定程度上抑制由动力匣平台区域诱导产生的展向分离涡的发生和发展,可以有效改善当前翼身融合飞行器大迎角失速特性。

3 缩比模型风洞试验结果及分析

3.1 风洞试验模型及内容

针对分布式推进翼身融合飞行器无动力模型进行1∶1.8缩比模型的风洞试验研究。风洞试验于中航工业空气动力研究院3.5 m×2.5 m闭口回流式低速风洞(FL-8)中开展,主要包括测力试验和壁面丝线流场显示试验两部分内容。试验过程中始终保持侧滑角为0°,仅以迎角作为变化量,迎角变化范围取为-10°～30°,基本可以覆盖分布式推进翼身融合飞行器的飞行迎角范围。试验风速固定为68 m/s,参考当地大气环境参数ρ=1.209 78 kg/m3,μ=1.785 3×10-5Pa·s,T=14.8℃,P=99 kPa,试验测试雷诺数约为2.0×106,这与该分布式推进翼身融合飞行器的巡航雷诺数相一致。

3.2 气动力结果及分析

图6所示为分布式推进翼身融合飞行器无动力模型在巡航状态下数值计算得到的气动特性参数与风洞试验测试结果之间的对比。方块表示数值结果，三角符号表示试验结果。

图6 气动特性曲线对比

由升力系数-迎角曲线的试验测试结果可以看出,在α=-6°～10°迎角范围内,该模型始终具有线性升力特性,当迎角大于10°后,升力线斜率随着迎角增大而逐渐减小,在迎角α=18°时该模型升力达到局部最大,之后随着迎角进一步增大而稍有降低,而当迎角达到α=22°之后该模型升力重新增大,直至最大测试迎角α=30°处达到最大。相应的,由俯仰力矩系数-迎角曲线可以看出,在α=-6°～10°迎角范围内,该模型始终具有线性俯仰力矩静稳定特性,随着迎角逐渐增大,俯仰力矩非线性增强,但总体趋势仍趋于稳定。

另一方面,由图6也可以看出CFD数值计算结果与试验数据整体吻合较好,但在α=-10°～-6°负迎角范围内,CFD数值模拟对计算模型产生的负升力估计不足,计算抬头力矩相对试验数据偏小,且力矩曲线随负迎角增大发生反效,这表明数值模拟相对风洞试验对该模型在较大负迎角状态下的“失速”特性预估存在偏差。此外,在大迎角状态下,CFD数值模拟与试验数据之间误差较大,而与负迎角状态相似,数值分析预测得到的飞翼失速特性相对试验结果始终较差。

3.3 流动显示结果及分析

通过对上述测力试验结果的分析可以发现,当前分布式推进翼身融合飞行器无动力模型在迎角α=10°和α=18°附近纵向气动特性会发生较为明显的变化,因此采用壁面丝线流动显示技术针对α=8°～20°迎角范围内测试模型上翼面的流场结构变化趋势进行研究,从而得出其失速过程发展的流动机理。图7所示为各迎角状态下试验缩比模型用于上翼面近壁面流场显示的丝线状态。

图7 试验缩比模型上翼面丝线流动显示

由图7可以看出,当迎角α=8°时,数值计算结果(见图5a))与试验观测结果吻合良好,模型上翼面流动基本为附着状态,仅在分布式动力匣平台区域前缘处发现有展向流动出现。当迎角α=12°时,可以观测到缩比模型动力匣平台区域前缘附近展向流动相对有所增强,但未发生明显流动分离,这与数值计算结果(见图5b))存在显著差异。同时缩比模型外翼段近壁面流动开始分离,但外翼段前缘附近流动始终附着,前缘吸力未曾丧失,这保证了当前迎角下缩比模型失速特性的相对和缓。随着迎角进一步增大,缩比模型外翼段近壁面流动完全分离,之后,该分离区向中部机身逐渐扩展,但中部机身前缘区域流动始终附着,这与数值计算结果(见图5c))基本一致。显然,数值计算放大了动力匣平台区域前缘展向流动对大迎角流动分离造成的影响,尤其在迎角α=12°附近与风洞测试结果存在显著差异,但这也可能与流场测试过程中飞机迎角连续变化所带来的流动迟滞非定常效应相关。

总的来说,通过数值分析与风洞试验相互印证,可以形成以下结论:在较大迎角状态下,当前分布式推进翼身融合体近壁面流动会在分布式动力匣平台区域的前缘展向流动的诱导下发生分离,而随着迎角不断增大,该展向流动逐渐增强,且外翼段会提前完全失速,之后随着迎角进一步增大,流动分离会继续由外翼段向中部机身扩展,但中部机身前缘区域流动始终附着,这使得飞机在大迎角下仍能够提供足够大的升力维持飞行。

4 结 论

针对某特种布局分布式推进翼身融合飞行器采用数值仿真与风洞试验相结合的方法对其纵向气动特性及失速机理进行分析研究,得到以下结论:

1) 本文所采用CFD方法对于翼身融合体纵向气动特性的预测与风洞试验结果吻合良好,但在大迎角下的分离流动机理与风洞试验所捕捉到的失速流动特性在细节上仍存在一定差异,这可能与风洞试验过程中飞机迎角连续变化所带来的流动迟滞非定常效应有关,需要进一步研究。

2) 在较大迎角状态下,当前分布式推进翼身融合体无动力模型的近壁面流动会在分布式动力匣平台区域前缘展向流动的诱导下发生分离,而随着迎角不断增大,该展向流动逐渐增强,且外翼段会提前完全失速,之后随着迎角进一步增大,流动分离会继续由外翼段向中部机身扩展,但中部机身前缘区域流动始终附着,这使得飞机在大迎角下仍能够提供足够大的升力维持飞行。

3) 翼身融合体上翼面所布置的分布式动力抽吸对于翼上流动具有明显的梳理作用,可以在一定程度上抑制由动力匣平台区域诱导产生的展向分离涡的发生和发展,从而有效改善当前翼身融合飞行器大迎角失速特性。