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        翼身融合布局飛機(jī)總體參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能的影響

        2016-05-05 07:04:42蔣瑾鐘伯文符松
        航空學(xué)報(bào) 2016年1期
        關(guān)鍵詞:概念設(shè)計(jì)飛機(jī)

        蔣瑾, 鐘伯文, 符松

        1. 中國商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心 總體論證研究部, 北京 102211

        2. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院, 北京 100084

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        翼身融合布局飛機(jī)總體參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能的影響

        蔣瑾1, 2, 鐘伯文1, *, 符松2

        1. 中國商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心 總體論證研究部, 北京102211

        2. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院, 北京100084

        摘要:翼身融合布局是一種極具潛力和競(jìng)爭(zhēng)力的新布局型式,該種布局型式飛機(jī)的總體參數(shù)對(duì)其自身的氣動(dòng)性能有重要影響,有必要開展相關(guān)的影響規(guī)律研究。本文基于某一翼身融合布局飛機(jī)概念方案,采用快速數(shù)值方法模擬了不同氣動(dòng)外形的高速流動(dòng),分析了總體參數(shù)(主要包括機(jī)翼面積、展弦比和外翼前緣后掠角)等對(duì)飛機(jī)高速氣動(dòng)性能的影響。結(jié)果表明,可以通過改變展弦比和機(jī)翼面積顯著地改善氣動(dòng)性能,但未發(fā)現(xiàn)外翼前緣后掠角的改變與氣動(dòng)性能的改善有明顯的關(guān)聯(lián)。

        關(guān)鍵詞:翼身融合布局; 總體參數(shù); 氣動(dòng)性能; 飛機(jī); 概念設(shè)計(jì)

        民用航空運(yùn)輸業(yè)目前處于一個(gè)快速發(fā)展期,隨著乘客數(shù)量和貨運(yùn)量的增長(zhǎng)[1],受限于現(xiàn)有機(jī)場(chǎng)的運(yùn)營(yíng)能力(年起降架次、地面保障等)與空中管制技術(shù)水平,機(jī)場(chǎng)擁堵與航班延誤將愈來愈嚴(yán)重。因此,除了發(fā)展先進(jìn)的空管技術(shù)與理念外,發(fā)展超大型飛機(jī)來滿足市場(chǎng)需求也不失為一種選擇。同時(shí)考慮到未來燃油的價(jià)格、污染物排放與噪聲等環(huán)保方面的要求,未來民用飛機(jī)的性能必須比現(xiàn)有飛機(jī)有較大提高[2]。但是常規(guī)布局飛機(jī)在性能方面的提升空間有限,即使通過技術(shù)改造與升級(jí),也很難達(dá)到期望值,因而有必要突破常規(guī)構(gòu)型的約束,開展新構(gòu)型/新布局型式技術(shù)潛力和應(yīng)用前景方面的探索性研究。

        翼身融合布局 (Blended-Wing-Body, BWB)民機(jī)概念方案由麥道公司[3]于1988年首先提出,經(jīng)過近30年的發(fā)展,國外的飛機(jī)制造商、高校與研究機(jī)構(gòu)等已經(jīng)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)與優(yōu)化[4-8]、結(jié)構(gòu)分析與客艙設(shè)計(jì)[9-12]、新型動(dòng)力裝置的設(shè)計(jì)與集成[13-19]、操穩(wěn)特性評(píng)估[8,20]、風(fēng)洞試驗(yàn)[21-22]、多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)[23-31]等諸多方面開展了有益的嘗試與探索,并取得了較大的進(jìn)展。翼身融合布局具有氣動(dòng)效率高、重量輕、燃油消耗低、排放少、噪聲低、結(jié)構(gòu)效率高、內(nèi)部裝載空間大等優(yōu)點(diǎn),是一個(gè)極具潛力和競(jìng)爭(zhēng)力、可能替代現(xiàn)有常規(guī)布局飛機(jī)的新布局型式。但在實(shí)際設(shè)計(jì)和制造、適航取證及后續(xù)市場(chǎng)運(yùn)營(yíng)中可能會(huì)面臨諸多難題,包括中央機(jī)身(承壓艙)復(fù)合材料的成型制造、飛行控制的復(fù)雜性與未知性、乘客的接受度與乘坐舒適性、高低速性能的匹配、適航條例的符合性、機(jī)場(chǎng)適應(yīng)性等。雖然軍機(jī)已經(jīng)采用了該種布局型式(如B-2隱形轟炸機(jī)),但其技術(shù)成熟度尚未達(dá)到民機(jī)所需要的程度。只有通過系統(tǒng)、深入地研究,掌握其氣動(dòng)、操穩(wěn)、結(jié)構(gòu)等特性,評(píng)估其技術(shù)、適航、管理和運(yùn)營(yíng)上的潛在風(fēng)險(xiǎn),在設(shè)計(jì)約束允許范圍內(nèi)經(jīng)過細(xì)致設(shè)計(jì)與各方面/學(xué)科的權(quán)衡,才有可能得到一個(gè)切實(shí)可行并具有競(jìng)爭(zhēng)力的方案。其中總體構(gòu)型和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是保證飛機(jī)總體性能的關(guān)鍵,也是決定飛機(jī)安全性、經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性與舒適性的關(guān)鍵性因素。

        文獻(xiàn)[5,6,32]研究了扭轉(zhuǎn)分布、翼型優(yōu)化、機(jī)翼前緣后掠角等對(duì)氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等的影響,得到了一些影響氣動(dòng)與穩(wěn)定性的規(guī)律,有助于進(jìn)一步的氣動(dòng)設(shè)計(jì),但不同策略帶來的改善效果不一,需要通過多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)最終目標(biāo);此外, 激波阻力所占比例相較于常規(guī)布局飛機(jī)要高,使得最優(yōu)展向環(huán)量分布不再是橢圓分布,這將會(huì)改變整個(gè)設(shè)計(jì)思路。本文根據(jù)所提出的設(shè)計(jì)要求與目標(biāo)進(jìn)行了某翼身融合布局飛機(jī)氣動(dòng)布局與外形的方案設(shè)計(jì),然后采用數(shù)值模擬方法研究了該氣動(dòng)外形主要總體參數(shù)(包括機(jī)翼面積、展弦比和外翼前緣后掠角等)對(duì)其高速氣動(dòng)性能的影響,并分析了單一參數(shù)各自的影響規(guī)律,以期為后續(xù)的設(shè)計(jì)工作提供參考與數(shù)據(jù)支持。

        1翼身融合布局方案初步設(shè)計(jì)

        本文進(jìn)行一翼身融合布局飛機(jī)方案設(shè)計(jì),主要設(shè)計(jì)要求與目標(biāo)為:250座級(jí),每座標(biāo)準(zhǔn)商載103 kg,設(shè)計(jì)航程6 500 nmile(1 nmile=185 2 m),巡航馬赫數(shù)Ma=0.80,巡航升阻比不低于22,巡航高度不低于35 000 ft (1 ft=0.304 8 m),起降場(chǎng)長(zhǎng)分別不超過3 000 m和2 100 m。

        本設(shè)計(jì)根據(jù)客艙座椅寬度、排距和過道寬度等的要求確定客艙段所需寬度與長(zhǎng)度,然后進(jìn)行客艙內(nèi)部布置確定實(shí)際座位數(shù)。再通過重量估算、翼載荷以及推重比的權(quán)衡分析(具體過程與結(jié)論詳見文獻(xiàn)[33]),考慮到機(jī)場(chǎng)適應(yīng)性并參考波音公司翼身融合布局飛機(jī)的設(shè)計(jì)方案[34],確定本翼身融合布局飛機(jī)的平面形狀如圖1所示:中央機(jī)身對(duì)稱面處長(zhǎng)40 m,翼展長(zhǎng)b=60 m;中央機(jī)身展向?qū)挾?18.6 m)約占展長(zhǎng)的31.2%,內(nèi)翼前緣后掠角為65°,外翼前緣后掠角為45°,等效梯形翼的面積為489 m2,1/4弦線后掠角為43°,展弦比AR = 7.36,梢根比λ=0.292,平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)MAC=8.967 m;機(jī)身坐標(biāo)系原點(diǎn)放置在機(jī)頭最前緣處,力矩參考點(diǎn)(x,y,z)ref=(21.565 m, 0 m, 0 m)。

        圖1翼身融合布局氣動(dòng)外形
        Fig. 1Aerodynamic configuration of a BWB aircraft

        中央機(jī)身段的翼型主要由裝載、安全、配平等因素決定;外翼段的翼型則需考慮油箱容積與布置、升力提供、操縱面安裝等方面的要求。根據(jù)氣動(dòng)計(jì)算與設(shè)計(jì)確定布局方案的氣動(dòng)外形如圖2所示。本文主要考慮機(jī)翼幾何參數(shù)的影響,并未考慮其他設(shè)計(jì)因素,如起落架、動(dòng)力裝置與垂尾等。

        圖2BWB模型初始方案三視圖
        Fig. 2Three-views of baseline BWB model

        2數(shù)值方法與驗(yàn)證

        本文中的流場(chǎng)計(jì)算采用MGAERO軟件[35]與自行開發(fā)的MBFVNS3D求解器[33]。為了保證軟件的應(yīng)用可行性及計(jì)算的可靠性,本章將對(duì)這2個(gè)軟件進(jìn)行數(shù)值驗(yàn)證。

        2.1數(shù)值方法

        MGAERO軟件是一個(gè)可用于任意構(gòu)型、可壓縮、帶邊界層修正的Euler方程求解器,采用基于笛卡兒結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的多重網(wǎng)格算法,網(wǎng)格生成簡(jiǎn)單、快捷,避免了復(fù)雜外形貼體網(wǎng)格生成時(shí)會(huì)遇到的諸多困難;計(jì)算耗時(shí)短。

        MBFVNS3D為多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格三維Navier-Stokes方程有限體積求解器,對(duì)流項(xiàng)采用Roe′sFDS格式[36],黏性項(xiàng)采用中心格式,時(shí)間推進(jìn)采用隱式LU-SGS格式[37],湍流模型采用的是SST模型[38]。為了加速收斂、減少計(jì)算耗時(shí),引入了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格算法[37,39],并實(shí)現(xiàn)了基于MPI的并行。

        2.2數(shù)值驗(yàn)證

        采用2.1節(jié)所述2種數(shù)值方法分別模擬了

        DPW-II標(biāo)模DLR F6翼身組合體的跨聲速流動(dòng),計(jì)算來流條件為:Ma∞=0.75,α=0.5°,基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的Re=3×106,機(jī)翼平面參數(shù)見文獻(xiàn)[40-41]。MBFVNS3D采用的是一個(gè)中等規(guī)模的網(wǎng)格,總的單元數(shù)是5 715 968,共27塊;MGAERO計(jì)算采用9層多重網(wǎng)格,網(wǎng)格點(diǎn)總數(shù)2084 446。圖3給出了2種算法得到的不同展向位置處的機(jī)翼表面壓力分布和試驗(yàn)值[42]的比較,可以看出:MGAERO模擬給出的機(jī)翼上表面激波位置普遍靠前(升力值會(huì)偏小);在外翼段,特別是靠近翼尖處的機(jī)翼前緣位置處的壓力波動(dòng)比較大,且出現(xiàn)了雙激波,這會(huì)使得激波(壓差)阻力增加。

        圖3DLR F6機(jī)翼表面壓力分布和試驗(yàn)值的比較(不同展向位置處)[42]
        Fig. 3Computed surface pressure of DLR F6 at different span-wise locations versus test data[42]

        MBFVNS3D程序顯示出了良好的激波捕捉能力。MGAERO網(wǎng)格生成便捷、計(jì)算耗時(shí)相對(duì)較少,比較適于多方案比較或工程快速估算;其計(jì)算需要較多的人工干預(yù)。從表面壓力分布來看,MBFVNS3D的結(jié)果更接近試驗(yàn)值,優(yōu)于MGAERO的結(jié)果;從氣動(dòng)力的預(yù)測(cè)值和試驗(yàn)值的比較(見表1)來看,2種算法都存在一定的偏差,但滿足當(dāng)前階段所需的計(jì)算精度與要求,可用于方案概念設(shè)計(jì)階段或初步設(shè)計(jì)階段的評(píng)估。

        表1 氣動(dòng)力比較

        3總體參數(shù)影響分析

        3.1初始方案的高速氣動(dòng)特性

        采用第2節(jié)中的2種計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法分別模擬了初始方案高速巡航條件下的流動(dòng)狀況,來流馬赫數(shù)Ma∞=0.80,基于MAC的雷諾數(shù)Re=56.45×106,迎角變化范圍α=0°,0.5°,1°,1.5°,2°,2.5°,3°和4°。

        圖4給出了2種算法分別計(jì)算得到的不同氣動(dòng)力參數(shù)的比較:可以看到MGAERO給出的表面摩擦阻力要比MBFVNS3D小15個(gè)阻力單位(1阻力單位= 0.000 1)左右;計(jì)算得到的升力(相同迎角)要低,導(dǎo)致升致(誘導(dǎo))阻力較小。隨著升力(迎角)的增加,低頭力矩也隨之加大且比常規(guī)布局飛機(jī)要更大一些,由于翼身融合布局飛機(jī)的尾力臂較短,因此大迎角飛行時(shí)要在配平/操縱上付出更高的代價(jià)。阻力對(duì)升阻比的影響要大于升力的影響,使得2種算法給出的升阻比存在一定的差異:MGAERO計(jì)算給出的最大升阻比為22.49(α=1°),要略高于MBFVNS3D的21.82(α=1.5°)。

        圖4MGAERO和MBFVNS3D方案氣動(dòng)力及升阻比比較
        Fig. 4Comparison of aerodynamic forces and lift-to-drag ratio between MGAERO and MBFVNS3D

        MBFVNS3D的計(jì)算網(wǎng)格總點(diǎn)數(shù)為3 451 776,共72塊;MGAERO計(jì)算網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為2 877 296,共8層。MBFVNS3D的計(jì)算采用4個(gè)計(jì)算核(Intel i3處理器,主頻3.30 GHz),達(dá)到力系數(shù)收斂大致每工況要4.8 h;采用MGAERO進(jìn)行單個(gè)工況的求解需要40 min左右,會(huì)隨著實(shí)際流態(tài)或網(wǎng)格數(shù)目的變化略有不同。從計(jì)算耗時(shí)上來看,MGAERO還是具有比較明顯的優(yōu)勢(shì)。從初始方案的計(jì)算結(jié)果分析來看,MGAERO的模擬結(jié)果和CFD結(jié)果相比:升、阻力偏低,力矩相當(dāng),升阻比偏高,可以用于相關(guān)流場(chǎng)和氣動(dòng)特性的計(jì)算與(定性)分析。為了實(shí)現(xiàn)快速評(píng)估的目的,本文后續(xù)研究中的數(shù)值計(jì)算均采用MGAERO。

        3.2外翼前緣后掠角的影響

        考察了不同外翼前緣后掠角θLE(以初始方案為基準(zhǔn),分別增加或減小1°、2°和3°),保持梯形翼的面積、展弦比和梢根比不變。圖5是不同外翼前緣后掠角對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力和升阻比,從圖中可以看出:隨著后掠角的增大,升力線斜率減小,阻力下降,最終的升阻比會(huì)有所提高,力矩略有增加;從氣動(dòng)性能上看,前緣后掠角減少1°的方案升力與升阻比均有所提高,同時(shí)后掠角的減少還可以帶來結(jié)構(gòu)重量的減少,這是優(yōu)于初始方案的。外翼前緣后掠角變化引起的氣動(dòng)性能的變化在一定范圍內(nèi)表現(xiàn)出了和常規(guī)布局相一致的變化規(guī)律:后掠角增加使得升力線斜率下降,升致阻力減?。煌瑫r(shí)會(huì)減緩激波阻力的增長(zhǎng);能提高升阻比。但并沒有呈現(xiàn)出明顯的單調(diào)關(guān)聯(lián)關(guān)系,這主要是由于翼身融合布局的中央機(jī)身也是一個(gè)升力面,要考慮它對(duì)氣動(dòng)的貢獻(xiàn)及其與外翼的相互影響。

        3.3展弦比的影響

        圖5不同外翼前緣后掠角對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力及升阻比
        Fig. 5Variation of aerodynamic forces and L/D due to variable sweep angles at leading edge of out-wing

        保持機(jī)翼面積、梢根比和外翼前緣后掠角不變,改變機(jī)翼展弦比AR,飛機(jī)的平面形狀如圖6所示。表2和圖7是不同展弦比對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力和升阻比,由此可見,隨著展弦比的增大,升阻比也隨之提高,其變化幅度比較明顯。這主要是由于在機(jī)翼面積基本相同的情況下(梯形翼面積一樣,但其投影面積略有差異),其摩擦阻力基本相當(dāng),但隨著展弦比的增大,升致阻力會(huì)減小,使得總阻力降低。但展弦比的增大要以結(jié)構(gòu)重量的增加為代價(jià),采用Beltramo等[43]的方法進(jìn)行估算可知:展弦比縮放到6和9時(shí),對(duì)應(yīng)的使用空重(OEW)相對(duì)于初始方案會(huì)減少2 462 kg(AR每減小1,OEW減少1 810 kg)或增加1 539 kg(AR每增加1,OEW會(huì)增加938 kg);這會(huì)抵消掉部分氣動(dòng)性能提升所帶來的好處。

        圖6不同展弦比對(duì)應(yīng)的飛機(jī)平面形狀
        Fig. 6Variable aircraft planforms at different ARs

        圖7不同展弦比對(duì)應(yīng)的升阻比
        Fig. 7Variable lift-to-drag ratios at different ARs

        表2展弦比引起的氣動(dòng)力變化

        Table 2Variation of aerodynamic forces with variable aspect ratios

        ARParameterα/(°)00.511.522.534AR=6CL0.23400.29210.35070.40920.46820.52780.58520.6975CD0.01200.01380.01610.01910.02270.02690.03210.0451Cm-0.2062-0.2216-0.2374-0.2531-0.2688-0.2847-0.2981-0.3228L/D19.5721.1221.8421.4420.6719.618.2415.46Increment/%-3.20-3.63-2.89-3.15-2.63-2.08-1.44-0.22BaselineL/D20.2121.9122.4922.1421.2320.0118.5115.49AR=9CL0.29310.36630.43740.51060.58080.65260.72090.8479CD0.01360.01580.01850.02180.02620.03150.03780.0539Cm-0.3018-0.3278-0.3489-0.3751-0.3946-0.4155-0.4319-0.4519L/D21.4823.2323.6823.4022.1420.7319.0515.72Increment/%6.296.035.295.694.303.612.921.50

        3.4機(jī)翼面積的影響

        本文研究了不同梯形翼面積下的氣動(dòng)特性,改變機(jī)翼面積時(shí)保證機(jī)翼展弦比、梢根比和外翼前緣后掠角不變,對(duì)應(yīng)的平面形狀如圖8所示。機(jī)翼面積的增加會(huì)對(duì)氣動(dòng)性能的改善與提高發(fā)揮一定的作用。但由于中央機(jī)身也是一個(gè)升力面,如果只是單純調(diào)整等效梯形翼的面積所引起的整個(gè)機(jī)翼平面面積的改變不是很明顯,例如,從初始方案的489 m2變化到510 m2,機(jī)翼平面面積只增加了約12 m2,從914 m2變成了926 m2,因此氣動(dòng)性能的變化沒有改變展弦比引起的變化那么顯著,詳細(xì)比較見圖9和表3。

        圖8不同機(jī)翼面積對(duì)應(yīng)的平面形狀
        Fig. 8Different aircraft planforms with variable wing
        areas

        圖9不同機(jī)翼面積對(duì)應(yīng)的升阻比變化
        Fig. 9Lift-to-drag ratios with different wing areas

        表3機(jī)翼面積變化引起的升阻比變化

        Table 3Variation of lift-to-drag ratio with different trapezoidal wing areas(STrap)

        STrapParameterα/(°)00.511.522.534STrap=470m2L/D19.4721.3022.1321.8721.0919.9618.5015.56Increment/%-3.66-2.78-1.60-1.22-0.66-0.25-0.050.45BaselineL/D20.2121.9122.4922.1421.2320.0118.5115.49STrap=510m2L/D20.6122.322.8722.521.5620.318.7515.67Increment/%1.981.781.691.631.551.451.301.16L/D21.1622.7323.1522.8221.820.4618.8915.79STrap=530m2Increment/%4.703.742.933.072.682.252.051.94

        3.5扭轉(zhuǎn)分布的影響

        圖10是BWB模型初始方案(α=1°,CL≈0.39)的展向環(huán)量分布和升力分布(圖中,Γ為不同展向位置處的環(huán)量,ρ∞和u∞分別為來流密度和來流速度),從圖中看出:當(dāng)前構(gòu)型的展向環(huán)量與升力分布離預(yù)想的(介于橢圓分布和三角分布之間)還是有較大偏離。中央機(jī)身段的升力值偏低;在外翼段翼根(中央機(jī)身和機(jī)翼過渡面)處,由于翼型厚度和氣動(dòng)特性的不同導(dǎo)致該處的環(huán)量/升力有個(gè)陡升,對(duì)外翼上的環(huán)量分布形態(tài)有一定的影響;翼尖處的升力又偏高,會(huì)使得力矩加大,結(jié)構(gòu)所需承受的載荷也會(huì)增加。

        圖10BWB模型初始方案的展向環(huán)量和升力分布(α=1°)
        Fig. 10Span-wise circulation and lift distributions of baseline BWB model (α=1°)

        針對(duì)初始方案的環(huán)量分布形態(tài)引入圖11所示的展向扭轉(zhuǎn)分布進(jìn)行氣動(dòng)外形的調(diào)整,圖12給出了調(diào)整后的氣動(dòng)參數(shù)與初始方案的比較,可以看到:改變展向扭轉(zhuǎn)分布對(duì)氣動(dòng)性能的改善具有比較明顯的效果,雖然總的升力略有下降,但相同升力對(duì)應(yīng)的總阻力和力矩都會(huì)降低不少,有利于提高氣動(dòng)巡航效率,改善飛行性能與操縱品質(zhì)。

        圖13是扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)后表面壓力分布與初始方案的比較,由圖可見,中央機(jī)身段幾何扭轉(zhuǎn)引起的流動(dòng)狀態(tài)的改變是比較微弱的,但正扭轉(zhuǎn)使得當(dāng)?shù)匾硇偷挠窃龃?升力系數(shù)有所提高;外翼段的扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)可以比較明顯地改變當(dāng)?shù)氐牧鲃?dòng)狀態(tài),使得外翼前緣的激波強(qiáng)度減弱,激波阻力降低。

        圖14給出了扭轉(zhuǎn)分布引起的展向環(huán)量和升力分布的變化,通過展向幾何扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)可以達(dá)到調(diào)整當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)、進(jìn)而改變整個(gè)環(huán)量/升力(氣動(dòng)載荷)分布的目的。為了達(dá)到期望的分布形態(tài),還要結(jié)合翼型的合理選擇與設(shè)計(jì),這會(huì)是一個(gè)非常耗時(shí)的過程,主要是因?yàn)樵O(shè)計(jì)目標(biāo)與約束比較多,包括厚度分布(裝載空間、激波阻力)、扭轉(zhuǎn)分布、后掠角、當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)等多參數(shù)間的權(quán)衡,還要考慮高、低速氣動(dòng)性能的匹配,結(jié)構(gòu)重量的變化與影響等。

        圖11展向扭轉(zhuǎn)分布
        Fig. 11Span-wise twist distribution

        圖12扭轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)力變化
        Fig. 12Variation of aerodynamic forces caused by twist distribution

        圖13扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)后表面壓力分布與初始方案的比較
        Fig. 13Comparison of surface pressure at different span-wise locations between baseline and after twist design

        圖14迎角1°時(shí)扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)后的展向環(huán)量和升力分布與初始方案的比較
        Fig. 14Comparison of span-wise circulation and lift distributions at α=1° between baseline and after twist design

        4結(jié)論

        基于某翼身融合布局飛機(jī)方案氣動(dòng)外形的設(shè)計(jì),采用數(shù)值方法研究了該構(gòu)型主要總體參數(shù)對(duì)其高速氣動(dòng)性能的影響分析,得到的主要結(jié)論如下:

        1) 當(dāng)展弦比和機(jī)翼面積增大時(shí),氣動(dòng)性能會(huì)得到改善,其中展弦比的影響尤為明顯,這和常規(guī)構(gòu)型的變化規(guī)律基本一致。

        2) 外翼前緣后掠角的改變與氣動(dòng)性能的改善并未表現(xiàn)出明顯的單調(diào)關(guān)聯(lián)關(guān)系,需考慮中央機(jī)身對(duì)氣動(dòng)的貢獻(xiàn),將其影響一并加以考察。

        3) 通過展向扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)提高升阻比、減少力矩(有利于增穩(wěn))、改善流動(dòng)狀態(tài)及展向氣動(dòng)載荷等目的。

        在后續(xù)研究中,有必要采用多學(xué)科優(yōu)化方法研究氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、操穩(wěn)特性等的相互約束與影響,實(shí)現(xiàn)飛機(jī)總體參數(shù)的最優(yōu)化。

        致謝

        感謝中國商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心氣動(dòng)與聲學(xué)研究部的孫學(xué)衛(wèi)分享了MGAERO軟件的使用經(jīng)驗(yàn);此外還要感謝中國商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心總體論證研究部的夏明對(duì)文稿提出了寶貴的修改意見。

        參考文獻(xiàn)

        [1]FOLLEN G J, ROSARIO R D, WAHLS R, et al. NASA’s fundamental aeronautics subsonic fixed wing project: generation n+3 technology portfolio: SAE Technical Paper 2011-01-2521[R]. Warrendale: SAE, 2011.

        [2]GREITZER E M, BONNEFOY P A, BLANCO E D R, et al. N+3 aircraft concept designs and trade studies, final report: Volume 1: NASA/CR-2010-216794[R]. Washington, D.C.: NASA, 2010.

        [3]POTSDAM M A, PAGE M A, LIEBECK R H. Blended wing body analysis and design: AIAA-97-2317[R]. Reston: AIAA, 1997.

        [4]BOLSUNOVSKY A L, BUZOVERYA N P, GUREVICH B I, et al. Flying wing—problems and decisions[J]. Aircraft Design, 2001, 4(4): 193-219.

        [5]QIN N, VAVALLE A, LE MOIGNE A, et al. Aerodynamic studies for blended wing body aircraft: AIAA 2002-5448[R]. Reston: AIAA, 2002.

        [6]QIN N, VAVALLE A, LE MOIGNE A, et al. Aerodynamic considerations of blended wing body aircraft[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2004, 40(6): 321-343.

        [7]PEIGIN S, EPSTEIN B. Computational fluid dynamics driven optimization of blended wing body aircraft[J]. AIAA Journal, 2006, 44(11): 2736-2745.

        [8]FROTA J, NICHOLLS K, WHURR J, et al. Final activity report 2005-2010[R]. EU: New Aircraft Concepts Research, 2010.

        [9]VOS R, GEUSKENS F J J M M, HOOGREEF M F M. A new structural design concept for blended wing body cabins: AIAA-2012-1998[R]. Reston: AIAA, 2012.

        [10]GRANZEIER W. New cabin design concept for blended wing body aircraft: AIAA-2002-5888[R]. Reston: AIAA,2002.

        [11]MUKHOPADHYAY V, SOBIESZCZANSKI-SOBIESKI J,KOSAKA I, et al. Analysis design and optimization of non-cylindrical fuselage for blended-wing-body (BWB) vehicle: AIAA-2002-5664[R]. Reston: AIAA, 2002.

        [12]MUKHOPADHYAY V. Blended-Wing-Body (BWB) fuselage structural design for weight reduction: AIAA-2005-2349[R]. Reston: AIAA, 2005.

        [13]RODRIGUEZ D L. A multidisciplinary optimization method for designing boundary layer ingestion inlets[D]. Caligornia: Standford University, 2001: 157-194.

        [14]DAGGETT D L, KAWAI R, FRIEDMAN D. Blended wing body systems studies: Boundary layer ingestion inlets with active flow control: NASA/CR-2003-212670[R]. Washington, D.C.: NASA, 2003.

        [15]KO Y Y A. The multidisciplinary design optimization of a distributed propulsion blended-wing-body aircraft[D]. Virginia: Virginia Polytechnic Institute and State University, 2003: 14-23.

        [16]KAWAI R T, FRIEDMAN D M, SERRANO L. Blended wing body (BWB) boundary layer ingestion (BLI) inlet configuration and system studies: NACA/CR-2006-214534[R]. Washington, D.C.: NASA, 2006.

        [17]PLAS A P, SARGEANT M A, MADANI V, et al. Performance of a boundary layer ingesting (BLI) propulsion system: AIAA-2007-0450[R]. Reston: AIAA, 2007.

        [18]PITERA D M, DEHAAN M, BROWN D, et al. Blended wing body concept development with open rotor engine integration: NASA/CR-2011-217303[R]. Washington, D.C.: NASA, 2011.

        [19]FERRAR A M, O’BRIEN W F. Progress in boundary layer ingesting embedded engine research: AIAA-2012-4283[R]. Reston: AIAA, 2012.

        [20]WAN T, SONG B C. Aerodynamic performance study of a modern blended-wing-body aircraft under severe weather situations: AIAA-2012-1037[R]. Reston: AIAA, 2012.

        [21]CARTER M B, VICROY D D, PATEL D. Blended-Wing-Body transonic aerodynamics: Summary of ground tests and sample results: AIAA-2009-0935[R]. Reston: AIAA, 2009.

        [22]VICROY D D. Blended-Wing-Body low-speed flight dynamics: summary of ground tests and sample results: N20090007690[R]. Reston: AIAA, 2009.

        [23]WAKAYAMA S. Multidisciplinary design optimization of the blended-wing-body: AIAA-1998-4938[R]. Reston: AIAA, 1998.

        [24]SAEPHAN S. Determination of tailless aircraft tumbling and stability characteristics through computational fluid dynamics[D]. California: University of California, Davis, 2006: 73-80.

        [25]PEIGIN S, EPSTEIN B. CFD driven optimization of blended wing body aircraft: AIAA-2006-3457[R]. Reston: AIAA, 2006.

        [26]LEIFSSON L T, MASON W H, SCHETZ J A, et al. Multidisciplinary design optimization of low-airframe-noise transport aircraft: AIAA-2006-0230[R]. Reston: AIAA, 2006.

        [27]STAELENS Y D, BLACKWELDER R F, PAGE M A. Study of belly-flaps to enhance lift- and pitching moment coefficient of a BWB-airplane: AIAA-2007-4176[R]. Reston: AIAA, 2007.

        [28]KUNTAWALA N B, HICKEN J E, ZINGG D W. Preliminary aerodynamic shape optimization of a blended-wing-body aircraft configuration: AIAA-2011-0642[R]. Reston: AIAA, 2011.

        [29]ROYSDON P F, KHALID M. Blended-Wing-Body lateral-directional stability investigation using 6DOF simulation: AIAA-2011-1563[R]. Reston: AIAA, 2011.

        [30]LYU Z. Aerodynamic shape optimization of a blended-wing-body aircraft: AIAA-2013-0283[R]. Reston: AIAA,2013.

        [31]WILDSCHEK A. Flight dynamics and control related challenges for design of a commercial blended wing body aircraft: AIAA-2014-0599[R]. Reston: AIAA, 2014.

        [32]SIOURIS S, QIN N. Study of the effects of wing sweep on the aerodynamic performance of a blended wing body aircraft[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2007, 221(1): 47-55.

        [33]蔣瑾. 翼身融合布局飛機(jī)總體參數(shù)影響規(guī)律研究[R]. 北京: 中國商飛北研中心與清華大學(xué)聯(lián)合招收博士后研究報(bào)告, 2015: 14-16, 43-52, 78-90.

        JIANG J. Impact of aerodynamic configuration parameters on the aerodynamic performance of a blended-wing-body civil aircraft[R]. Beijing: BASTRI & Tsinghua University, 2015: 14-16, 43-52, 78-90 (in Chinese).

        [34]LIEBECK R H. Blended wing body design challenges: AIAA-2003-2659[R]. Reston: AIAA, 2003.

        [35]ANALYTICAL METHODS, INC. MGAERO: A Cartesian multigrid Euler code for flow around arbitrary configurations user’s manual version 3.5[M]. 2010.

        [36]ROE P L. Approximate Riemann solvers, parameter vectors, and difference schemes[J]. Journal of Computational Physics, 1981, 43(2): 357-372.

        [37]YOON S, JAMESON A. A multigrid LU-SSOR scheme for approximate Newton iteration applied to the Euler equations: NASA-CR-179524[R]. California: NASA,1986.

        [38]MENTER F R. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications[J]. AIAA Journal, 1994, 32(8): 1598-1605.

        [39]楊愛明, 翁培奮, 喬志德. 用多重網(wǎng)格方法計(jì)算旋翼跨聲速無粘流場(chǎng)[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2004, 22(3): 313-318.

        YANG A M, WENG P F, QIAO Z D. Euler solutions of transonic flow for a helicopter rotor in hover using multigrid method[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2004, 22(3): 313-318 (in Chinese).

        [40]REDEKER G. DLR-F4 wing body configuration: AGARD AR-303[R]. Neuilly sur Seine: AGARD, 1994.

        [41]BRODERSEN O. Drag prediction of engine-airframe interference effects using unstructured Navier-Stokes calculations[J]. Journal of Aircraft, 2002, 39(6): 927-935.

        [42]2nd AIAA CFD drag prediction workshop website[EB/OL]. (2003-06-21) [2015-09-20]. http://aaac.larc.nasa.gov/tsab/cfdlarc/aiaa-dpw/Work-shop2/workshop2.html.

        [43]BELTRAMO M N, TRAPP D L, KIMOTOB W, et al. Parametric study of transport aircraft systems cost and weight: NASA CR151970[R]. California: NASA, 1977.

        蔣瑾男, 博士。主要研究方向: 計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)。

        Tel: 010-57808780

        E-mail: smartdingo@163.com

        鐘伯文男, 博士, 研究員。主要研究方向: 飛機(jī)總體設(shè)計(jì), 計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)。

        Tel: 010-57808802

        E-mail: zhongbowen@comac.cc

        Received: 2015-10-21; Revised: 2015-10-26; Accepted: 2015-11-04; Published online: 2015-11-209:24

        URL: www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151120.0924.004.html

        Influence of overall configuration parameters on aerodynamic characteristics of a blended-wing-body aircraft

        JIANG Jin1,2, ZHONG Bowen1,*, FU Song2

        1. Department of Aircraft Configuration Studies, Beijing Aeronautical Science & Technology Research Institute of COMAC, Beijing 102211, China; 2. School of Aerospace Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China

        Abstract:As an potential and competent contender, overall configuration parameters of Blend-Wing-Body(BWB)aircraft play an important role in its aerodynamic characteristics. So it is necessary to reveal the trends of the influence of overall parameters on its performance. In this paper, the influence of some aerodynamic configuration parameters, including trapezoidal wing area, aspect ratio, sweep angle of outer-wing leading edge, on the high-speed aerodynamic characteristics of a conceptual BWB civil aircraft was analyzed using fast numerical simulation method. Results show that aspect ratio and trapezoidal wing area are of particular significance in the improvement of aerodynamic performance while variation on sweep of out-wing leading edge leads to slight performance change and does not identify a clear changing relationship.

        Key words:blended-wing-body; overall configuration parameters; aerodynamic characteristics; aircraft; conceptual design

        *Corresponding author. Tel.: 010-57808802E-mail: zhongbowen@comac.cc

        作者簡(jiǎn)介:

        中圖分類號(hào):V211

        文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A

        文章編號(hào):1000-6893(2016)01-0278-12

        DOI:10.7527/S1000-6893.2015.0301

        *通訊作者.Tel.: 010-57808802E-mail: zhongbowen@comac.cc

        收稿日期:2015-10-21; 退修日期: 2015-10-26; 錄用日期: 2015-11-04; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間: 2015-11-209:24

        網(wǎng)絡(luò)出版地址: www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151120.0924.004.html

        引用格式: 蔣瑾, 鐘伯文, 符松. 翼身融合布局飛機(jī)總體參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能的影響[J]. 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(1): 278-289. JIANG J, ZHONG B W, FU S. Influence of overall configuration parameters on aerodynamic characteristics of a blended-wing-body civil aircraft[J]. Acta Aeronaution et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 278-289.

        http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

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