分布式推進翼身融合飛行器氣動特性研究

王科雷, 周洲, 張陽

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

與傳統(tǒng)客機布局相比較,分布式推進(distributed propulsion,DP)翼身融合(blended-wing-body,BWB)布局形式將動力與機體高度集成,通過利用推進-氣動強耦合效應(yīng)可以有效改善飛機空氣動力特性及推進特性,在氣動效率、燃油消耗、環(huán)境污染和噪聲污染等方面具備極大的潛力[1-3],已經(jīng)成為近幾年國內(nèi)外研究熱點,如美國環(huán)境負責(zé)航空計劃(ERA)、歐盟航跡2050計劃(FlightPath 2050)等均以分布式推進翼身融合飛機方案作為下一代民用客機發(fā)展的重點布局形式。

然而,翼身融合布局形式升降舵操縱力臂相對傳統(tǒng)布局形式較短,其操縱效能顯著降低,這使得翼身融合布局飛行器在失控飛行時將面臨更加嚴峻的挑戰(zhàn),因此在設(shè)計過程中即需對其失速特性進行充分考慮。然而,目前國內(nèi)外大量研究工作[4-7]均只在分布式推進翼身融合飛行器巡航狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)、氣動、動力設(shè)計和優(yōu)化方面展開,而對于其失速特性的研究則相對顯著較少,這在一定程度上對分布式推進翼身融合飛行器的安全飛行提出挑戰(zhàn),因此亟需開展相關(guān)研究。如波音基于虛擬飛行試驗對X-48B翼身融合布局飛行器失速特性所進行的研究結(jié)果,設(shè)計了試飛反尾旋傘[8-9];Oliverio[10]采用數(shù)值計算方法對某翼身融合布局飛行器低速失速特性進行了研究,確定其在無增升構(gòu)型下能維持低速穩(wěn)定飛行;付軍泉等[11]對某翼身融合布局飛行器失速特性開展了風(fēng)洞試驗,并基于PIV測量結(jié)果梳理了其失速過程的流動機理,為失速特性改善提供了重要參考。

本文基于某特種布局分布式推進翼身融合飛行器構(gòu)型,采用數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗相結(jié)合的方法對其大迎角失速特性及分布式動力氣動影響進行了詳細分析研究。

1 計算模型及數(shù)值模擬方法介紹

1.1 分布式推進翼身融合飛行器計算模型

本文研究對象為如圖1～2所示的分布式推進翼身融合飛行器構(gòu)型,較為特殊的是該翼身融合體上翼面設(shè)計有一個平臺區(qū)域來布置高度為0.15 m,弦向長度為0.12 m,展向長度為2.0 m,相對翼身安裝角度為0°的矩形分布式動力匣。表1給出其基本布局參數(shù)及巡航狀態(tài)參數(shù)。

圖1 分布式推進翼身融合飛行器氣動構(gòu)型示意

圖2 分布式推進翼身融合飛行器無動力模型多向視圖

表1 分布式推進翼身融合飛行器主要布局參數(shù)及巡航狀態(tài)參數(shù)

1.2 數(shù)值模擬方法

針對常規(guī)飛行雷諾數(shù)下的分布式推進翼身融合飛行器繞流問題,本文采用耦合k-ω剪切應(yīng)力輸運(shear-stress transport,SST)湍流模型求解雷諾平均Navier-Stokes方程(reynolds-averaged navier-stokes,RANS)的計算方法,使用商業(yè)軟件FLUENT來進行數(shù)值模擬研究。空間離散方法采用二階迎風(fēng)MUSCL插值的Roe格式,時間離散與推進則采用隱式LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)方法。

其中SSTk-ω湍流模型是一種得到廣泛應(yīng)用的兩方程混合模型,它在近壁面區(qū)域保留了Wilcoxk-ω模型,在遠離壁面純湍流區(qū)域使用標準k-ω模型計算,魯棒性好。其k方程和ω方程可寫為[12]

式中:D( )/Dt為括號內(nèi)項對時間求導(dǎo)數(shù);ρ為大氣密度;k為湍動能;ω為單位耗散率;μ為黏性系數(shù)。σk,σω,σω,2,γ,β,β*均為常數(shù),具體值可參考文獻[12]。μt為渦黏性系數(shù),τij為雷諾應(yīng)力項,具體表達式如公式(3)～(4)所示：

式中:ui,uj,uk分別為i,j,k坐標系上的速度值；a1為常數(shù),具體值可參考文獻[12]；Ω為渦量；δij為應(yīng)變項；F1,F2為混合效應(yīng)函數(shù),具體表達式如公式(5)～(9)所示:

式中:y為距壁面高度;v為速度尺度。

2 分布式動力氣動影響數(shù)值分析

針對巡航狀態(tài)分布式動力對翼身融合飛行器氣動特性的影響進行數(shù)值分析研究。如圖3所示建立分布式推進翼身融合飛行器網(wǎng)格模型(半模型),其中在帶動力計算模型中將翼上分布式動力壁面簡化為矩形物面考慮,并且忽略各動力單元轉(zhuǎn)子-定子葉片的復(fù)雜幾何外形,僅采用均勻分布壓力階躍的Fan條件對動力轉(zhuǎn)子葉片拉力進行簡化數(shù)值模擬,該Fan邊界設(shè)置于動力轉(zhuǎn)子與定子之間,綜合考慮轉(zhuǎn)子/定子拉力關(guān)系后將其設(shè)置在整個分布式動力匣約30%弦向位置處。此外,該流體計算域在流向和展向均取100倍特征弦長,邊界條件采用對稱面和壓力遠場,計算模型近壁面第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為0.000 1 m,對應(yīng)y+≈0.3,同時對分布式動力匣弦向和展向網(wǎng)格進行加密,最終得到總計算網(wǎng)格量約為700萬。計算狀態(tài)取為:H=5 km,V∞=56 m/s,Ttotal=100 N,pFan=333 Pa,α=0°～20°,Δα=2°。

圖3 分布式推進翼身融合飛行器計算網(wǎng)格示意

圖4所示為有/無動力影響下分布式推進翼身融合飛行器氣動特性曲線對比,圖中“Clean BWB”即代表無動力計算模型,“DP BWB”代表帶動力計算模型。由圖可以看出,在分布式動力影響下,全計算迎角范圍內(nèi)飛機升力顯著增大,線性段升力線斜率則基本保持不變;飛機失速特性有所緩和,失速角由10°增大為12°;飛機俯仰力矩靜穩(wěn)定裕度顯著降低,而發(fā)生力矩反效的迎角與失速角相對應(yīng),亦由10°增大到12°。

圖4 有無動力影響下氣動特性對比

圖5所示為不同迎角狀態(tài)有/無分布式動力影響下翼身融合飛行器上翼面的壓力分布及近壁面極限流線分布對比。圖中左側(cè)為無動力模型計算結(jié)果,右側(cè)為帶動力模型計算結(jié)果,右側(cè)圖示紅色區(qū)域即為分布式動力匣區(qū)域,藍色直線表示代表轉(zhuǎn)子葉片拉力的Fan平面。

圖5 有/無分布式動力影響下的上翼面壓力分布及近壁面極限流線分布

由圖5可以看出,對于無動力模型而言,當(dāng)迎角α=8°時,模型上翼面流動基本為附著狀態(tài),僅在分布式動力匣平臺區(qū)域前緣處發(fā)現(xiàn)有較為明顯的展向流動,這與動力匣平臺區(qū)域的曲率突變有關(guān)。當(dāng)迎角α=12°時,模型上翼面動力匣平臺區(qū)域前緣處展向流動顯著加強,在平臺區(qū)域上游及外側(cè)激發(fā)出2個顯著的展向渦結(jié)構(gòu),流動分離嚴重,模型發(fā)生失速。隨著迎角增大為α=16°,模型上翼面2個展向渦結(jié)構(gòu)不斷增強,且渦心逐漸前移,此時翼面近壁面流動大部分為分離狀態(tài),僅中部機身前緣附近區(qū)域近壁面流動始終附著,這也是其升力隨迎角增大而未顯著降低的主要原因。

相對比的,對于帶動力模型而言,在α=8°～12°迎角范圍內(nèi),分布式動力抽吸對動力匣平臺區(qū)域前緣處的展向流動可以起到明顯的梳理作用,上翼面流動基本保持附著,僅在動力匣側(cè)壁面內(nèi)外流耦合處存在一個較小的展向渦結(jié)構(gòu),且隨迎角增大無顯著的流動特征變化,這也是在該翼身融合飛行器在分布式動力影響下失速迎角增大的主要原因。隨著迎角增大為α=16°,在動力匣附近的內(nèi)/外翼段過渡區(qū)域內(nèi)(圖5c)中橢圓標注區(qū)域)流動完全分離,機翼前緣吸力完全喪失,繼而造成全機升力的顯著降低,模型發(fā)生失速。但值得注意的是,在分布式動力抽吸作用下,帶動力模型內(nèi)翼段展向分離渦的渦心相對無動力模型更加靠近后緣,且其中部機身展向流動亦相對明顯較弱。

總的來說,分布式動力抽吸對流動的梳理作用可以在一定程度上抑制由動力匣平臺區(qū)域誘導(dǎo)產(chǎn)生的展向分離渦的發(fā)生和發(fā)展,可以有效改善當(dāng)前翼身融合飛行器大迎角失速特性。

3 縮比模型風(fēng)洞試驗結(jié)果及分析

3.1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ图皟?nèi)容

針對分布式推進翼身融合飛行器無動力模型進行1∶1.8縮比模型的風(fēng)洞試驗研究。風(fēng)洞試驗于中航工業(yè)空氣動力研究院3.5 m×2.5 m閉口回流式低速風(fēng)洞(FL-8)中開展,主要包括測力試驗和壁面絲線流場顯示試驗兩部分內(nèi)容。試驗過程中始終保持側(cè)滑角為0°,僅以迎角作為變化量,迎角變化范圍取為-10°～30°,基本可以覆蓋分布式推進翼身融合飛行器的飛行迎角范圍。試驗風(fēng)速固定為68 m/s,參考當(dāng)?shù)卮髿猸h(huán)境參數(shù)ρ=1.209 78 kg/m3,μ=1.785 3×10-5Pa·s,T=14.8℃,P=99 kPa,試驗測試雷諾數(shù)約為2.0×106,這與該分布式推進翼身融合飛行器的巡航雷諾數(shù)相一致。

3.2 氣動力結(jié)果及分析

圖6所示為分布式推進翼身融合飛行器無動力模型在巡航狀態(tài)下數(shù)值計算得到的氣動特性參數(shù)與風(fēng)洞試驗測試結(jié)果之間的對比。方塊表示數(shù)值結(jié)果，三角符號表示試驗結(jié)果。

圖6 氣動特性曲線對比

由升力系數(shù)-迎角曲線的試驗測試結(jié)果可以看出,在α=-6°～10°迎角范圍內(nèi),該模型始終具有線性升力特性,當(dāng)迎角大于10°后,升力線斜率隨著迎角增大而逐漸減小,在迎角α=18°時該模型升力達到局部最大,之后隨著迎角進一步增大而稍有降低,而當(dāng)迎角達到α=22°之后該模型升力重新增大,直至最大測試迎角α=30°處達到最大。相應(yīng)的,由俯仰力矩系數(shù)-迎角曲線可以看出,在α=-6°～10°迎角范圍內(nèi),該模型始終具有線性俯仰力矩靜穩(wěn)定特性,隨著迎角逐漸增大,俯仰力矩非線性增強,但總體趨勢仍趨于穩(wěn)定。

另一方面,由圖6也可以看出CFD數(shù)值計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)整體吻合較好,但在α=-10°～-6°負迎角范圍內(nèi),CFD數(shù)值模擬對計算模型產(chǎn)生的負升力估計不足,計算抬頭力矩相對試驗數(shù)據(jù)偏小,且力矩曲線隨負迎角增大發(fā)生反效,這表明數(shù)值模擬相對風(fēng)洞試驗對該模型在較大負迎角狀態(tài)下的“失速”特性預(yù)估存在偏差。此外,在大迎角狀態(tài)下,CFD數(shù)值模擬與試驗數(shù)據(jù)之間誤差較大,而與負迎角狀態(tài)相似,數(shù)值分析預(yù)測得到的飛翼失速特性相對試驗結(jié)果始終較差。

3.3 流動顯示結(jié)果及分析

通過對上述測力試驗結(jié)果的分析可以發(fā)現(xiàn),當(dāng)前分布式推進翼身融合飛行器無動力模型在迎角α=10°和α=18°附近縱向氣動特性會發(fā)生較為明顯的變化,因此采用壁面絲線流動顯示技術(shù)針對α=8°～20°迎角范圍內(nèi)測試模型上翼面的流場結(jié)構(gòu)變化趨勢進行研究,從而得出其失速過程發(fā)展的流動機理。圖7所示為各迎角狀態(tài)下試驗縮比模型用于上翼面近壁面流場顯示的絲線狀態(tài)。

圖7 試驗縮比模型上翼面絲線流動顯示

由圖7可以看出,當(dāng)迎角α=8°時,數(shù)值計算結(jié)果(見圖5a))與試驗觀測結(jié)果吻合良好,模型上翼面流動基本為附著狀態(tài),僅在分布式動力匣平臺區(qū)域前緣處發(fā)現(xiàn)有展向流動出現(xiàn)。當(dāng)迎角α=12°時,可以觀測到縮比模型動力匣平臺區(qū)域前緣附近展向流動相對有所增強,但未發(fā)生明顯流動分離,這與數(shù)值計算結(jié)果(見圖5b))存在顯著差異。同時縮比模型外翼段近壁面流動開始分離,但外翼段前緣附近流動始終附著,前緣吸力未曾喪失,這保證了當(dāng)前迎角下縮比模型失速特性的相對和緩。隨著迎角進一步增大,縮比模型外翼段近壁面流動完全分離,之后,該分離區(qū)向中部機身逐漸擴展,但中部機身前緣區(qū)域流動始終附著,這與數(shù)值計算結(jié)果(見圖5c))基本一致。顯然,數(shù)值計算放大了動力匣平臺區(qū)域前緣展向流動對大迎角流動分離造成的影響,尤其在迎角α=12°附近與風(fēng)洞測試結(jié)果存在顯著差異,但這也可能與流場測試過程中飛機迎角連續(xù)變化所帶來的流動遲滯非定常效應(yīng)相關(guān)。

總的來說,通過數(shù)值分析與風(fēng)洞試驗相互印證,可以形成以下結(jié)論:在較大迎角狀態(tài)下,當(dāng)前分布式推進翼身融合體近壁面流動會在分布式動力匣平臺區(qū)域的前緣展向流動的誘導(dǎo)下發(fā)生分離,而隨著迎角不斷增大,該展向流動逐漸增強,且外翼段會提前完全失速,之后隨著迎角進一步增大,流動分離會繼續(xù)由外翼段向中部機身擴展,但中部機身前緣區(qū)域流動始終附著,這使得飛機在大迎角下仍能夠提供足夠大的升力維持飛行。

4 結(jié) 論

針對某特種布局分布式推進翼身融合飛行器采用數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗相結(jié)合的方法對其縱向氣動特性及失速機理進行分析研究,得到以下結(jié)論:

1) 本文所采用CFD方法對于翼身融合體縱向氣動特性的預(yù)測與風(fēng)洞試驗結(jié)果吻合良好,但在大迎角下的分離流動機理與風(fēng)洞試驗所捕捉到的失速流動特性在細節(jié)上仍存在一定差異,這可能與風(fēng)洞試驗過程中飛機迎角連續(xù)變化所帶來的流動遲滯非定常效應(yīng)有關(guān),需要進一步研究。

2) 在較大迎角狀態(tài)下,當(dāng)前分布式推進翼身融合體無動力模型的近壁面流動會在分布式動力匣平臺區(qū)域前緣展向流動的誘導(dǎo)下發(fā)生分離,而隨著迎角不斷增大,該展向流動逐漸增強,且外翼段會提前完全失速,之后隨著迎角進一步增大,流動分離會繼續(xù)由外翼段向中部機身擴展,但中部機身前緣區(qū)域流動始終附著,這使得飛機在大迎角下仍能夠提供足夠大的升力維持飛行。

3) 翼身融合體上翼面所布置的分布式動力抽吸對于翼上流動具有明顯的梳理作用,可以在一定程度上抑制由動力匣平臺區(qū)域誘導(dǎo)產(chǎn)生的展向分離渦的發(fā)生和發(fā)展,從而有效改善當(dāng)前翼身融合飛行器大迎角失速特性。