張陽(yáng), 周洲, 王科雷, 范中允

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

常規(guī)布局飛機(jī)在氣動(dòng)效率方面的設(shè)計(jì)潛力越來(lái)越有限，而翼身融合(blended wing body,BWB)布局飛行器以其更小的浸潤(rùn)面積、良好的氣動(dòng)效率、節(jié)能減排及低噪音污染等方面的優(yōu)勢(shì)進(jìn)入研究者的視野[1-2]。NASA早在2009年便提出了N+3客機(jī)計(jì)劃，力求在2035年使客機(jī)的油耗降低60%[3]。同時(shí)，分布式電推進(jìn)(turbo-electric distributed propulsion,TeDP)系統(tǒng)在近年來(lái)受到越來(lái)越多研究者的關(guān)注，被認(rèn)為是下一代民機(jī)設(shè)計(jì)最具潛力的動(dòng)力布局形式之一[4-5]，與傳統(tǒng)動(dòng)力形式相比，分布式推進(jìn)系統(tǒng)具有增加載運(yùn)量，提高升阻比以及降低油耗，尾氣排放量和低噪聲等優(yōu)勢(shì)，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(jìn)系統(tǒng)結(jié)合的背景下，邊界層吸入(boundary layer ingestion,BLI)效應(yīng)[6-8]逐步進(jìn)入研究者的視野。氣流在經(jīng)過(guò)BWB中心體后邊界層完全發(fā)展，被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)后具有進(jìn)一步降低飛機(jī)阻力、降低發(fā)動(dòng)機(jī)需用功率、提高發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)效率、降低發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率等潛力。同時(shí)，可以利用康達(dá)效應(yīng)(Coanda effect)使得氣流邊界層的附著得到改善，進(jìn)一步提高機(jī)體的升力，減少起飛或降落時(shí)的滑跑距離。而分布式推進(jìn)系統(tǒng)不僅能夠使飛行器在氣動(dòng)性能方面有所提升，更可以提高全機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中的設(shè)計(jì)空間[9]，例如采用多個(gè)小尺寸涵道風(fēng)扇不會(huì)引起質(zhì)量的增加，單個(gè)涵道風(fēng)扇在較寬的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)都能保持較高效率等。這些都具有顯著提高飛機(jī)綜合性能的潛力。

國(guó)內(nèi)外對(duì)耦合分布式動(dòng)力系統(tǒng)的BWB飛機(jī)進(jìn)行了以下的研究工作。Rodriguez[10]通過(guò)與常規(guī)吊掛式發(fā)動(dòng)機(jī)布局對(duì)比，發(fā)現(xiàn)采用分布式動(dòng)力的BWB飛行器的推進(jìn)效率能提高2%以上，證明了該布局的潛在優(yōu)勢(shì)。Giuliani[11]研究了對(duì)涵道風(fēng)扇作用下邊界層吸入進(jìn)行了數(shù)值模擬，進(jìn)一步分析了BLI效應(yīng)的流動(dòng)機(jī)理。Lundbladh[12]從總體設(shè)計(jì)的角度研究了發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)目對(duì)采用分布式動(dòng)力BWB飛行器的巡航效率和油耗的影響，發(fā)現(xiàn)埋入式動(dòng)力系統(tǒng)能夠減小起飛質(zhì)量并降低油耗。Wick等[13]對(duì)比了翼下布局的分布式動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)與常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)的差異，分析了分布式動(dòng)力的數(shù)量等參數(shù)對(duì)全機(jī)的氣動(dòng)影響。Mantic等[14]給出了亞聲速飛行條件下考慮BLI效應(yīng)的翼型設(shè)計(jì)，研究了流量系數(shù)、來(lái)流攻角、整流罩長(zhǎng)度、進(jìn)氣道高度和進(jìn)氣道位置等參數(shù)對(duì)翼型升力特性和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)的影響。

本文對(duì)耦合分布式動(dòng)力系統(tǒng)的BWB布局無(wú)人機(jī)的涵道風(fēng)扇數(shù)量、尺寸、推力大小等動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行了研究，以巡航及起飛狀態(tài)為研究背景，基于計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics,CFD)方法，使用商業(yè)軟件Fluent分別對(duì)動(dòng)力構(gòu)型WPN(with power nacelle)和通氣構(gòu)型TFN(through flow nacelle)在不同動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)以及巡航/起飛狀態(tài)下的氣動(dòng)性能進(jìn)行了研究分析。通過(guò)計(jì)算NASA涵道螺旋槳的拉力系數(shù)及截面靜壓、速度分布，驗(yàn)證了本文動(dòng)力系統(tǒng)數(shù)值計(jì)算方法的高效、可靠性；然后研究了全機(jī)WPN/FTN構(gòu)型的氣動(dòng)特性，巡航狀態(tài)下動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響；最后分析了起飛狀態(tài)時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)推力參數(shù)對(duì)起飛性能的影響等。

1 幾何模型及數(shù)值計(jì)算方法

1.1 幾何模型及數(shù)值計(jì)算方法

參照小型無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)指標(biāo)，計(jì)算對(duì)象為耦合分布式動(dòng)力系統(tǒng)的BWB布局無(wú)人機(jī)。該布局由中心體，融合(內(nèi)翼)段，外翼段，翼尖組成；動(dòng)力系統(tǒng)半埋于機(jī)體后部沿展向排布，由進(jìn)氣口，動(dòng)力段，排氣口構(gòu)成。無(wú)人機(jī)各向視圖如圖1所示。

圖1 氣動(dòng)布局外形

本文數(shù)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(fēng)(second order upwind)格式,時(shí)間推進(jìn)采用一階隱式(first order implicit)方程。

動(dòng)力系統(tǒng)采用動(dòng)量源方法(momentum source method,MSM)進(jìn)行數(shù)值模擬。該方法首次由Rajagopalan等[15]在1985 年提出,該方法對(duì)多槳葉旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜流動(dòng)問(wèn)題具有一定的可靠性和高效性。動(dòng)量源方法用薄盤(pán)代替槳葉,在薄盤(pán)內(nèi)采用葉素理論對(duì)槳葉載荷進(jìn)行計(jì)算,轉(zhuǎn)換成動(dòng)量源項(xiàng),加入Navier-Stokes方程進(jìn)行求解,以此對(duì)槳盤(pán)進(jìn)行模擬。此方法可以顯著減少計(jì)算成本,并可以得到較為準(zhǔn)確的速度和壓力分布。

1.2 動(dòng)力模型計(jì)算驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文使用的動(dòng)量源方法的可靠性,本節(jié)以NASA涵道螺旋槳的風(fēng)洞數(shù)據(jù)[16]進(jìn)行方法校驗(yàn)。該涵道螺旋槳為三葉槳構(gòu)型,幾何外形如圖2所示,螺旋槳直徑0.381 m,實(shí)驗(yàn)轉(zhuǎn)速8 000 r/min,槳葉翼型為NACA6412。

圖2 NASA涵道螺旋槳模型

本節(jié)分別采用多重參考系(multiple reference frame,MRF)方法與動(dòng)量源方法對(duì)該模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,計(jì)算條件與實(shí)驗(yàn)保持一致,遠(yuǎn)場(chǎng)自由來(lái)流速度1.626 m/s。計(jì)算結(jié)果如表1所示,圖3為2種數(shù)值方法計(jì)算得到的涵道螺旋槳對(duì)稱(chēng)剖面壓力云圖與流線形態(tài)。

表1 計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

可以看到,MSM方法與MRF方法計(jì)算得到的拉力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值的誤差在5%以?xún)?nèi),滿足工程應(yīng)用的要求。由于MRF方法計(jì)算存在實(shí)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(jì)算得到的涵道內(nèi)部的流動(dòng)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(dòng)速度、靜壓變化近乎一致。

受簡(jiǎn)化假設(shè)限制,MSM方法盡管存在一定的計(jì)算誤差,但是計(jì)算效率較高,滿足全機(jī)動(dòng)力構(gòu)型的計(jì)算需求,故在下文使用該方法對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)值模擬。

圖3 MRF/MSM方法截面壓力與速度分布

1.3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文采用的網(wǎng)格和數(shù)值方法,對(duì)裝配D80涵道風(fēng)扇的構(gòu)型在高度H=3 km,V=27.78 m/s(Ma為0.084 5),迎角4°的狀態(tài)進(jìn)行了計(jì)算。全機(jī)采用的動(dòng)力系統(tǒng)總推力為F=12 N,由于數(shù)值模擬使用半模計(jì)算,故設(shè)置動(dòng)力系統(tǒng)總推力為6 N。動(dòng)力單元(涵道風(fēng)扇)采用動(dòng)量源方法模擬,動(dòng)量源項(xiàng)數(shù)值如表2所示。

首創(chuàng)精神、奮斗精神及奉獻(xiàn)精神是對(duì)“紅船精神”的高度凝練和深刻總結(jié)，彰顯了共產(chǎn)黨人勇于走在時(shí)代前列的責(zé)任擔(dān)當(dāng)，彰顯了共產(chǎn)黨人“為中國(guó)人民謀幸福，為中華民族謀復(fù)興”的初心和使命。

表2 不同推力對(duì)應(yīng)的動(dòng)量源項(xiàng)

劃分4種不同規(guī)模的網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,設(shè)置各個(gè)網(wǎng)格第一層網(wǎng)格高度一致,均為d1=1.26×10-5m,并保證y+=1。4種規(guī)模網(wǎng)格的氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果如表3所示。

表3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

可以看到,網(wǎng)格3、網(wǎng)格4在升力系數(shù)、阻力系數(shù)方面的差別已經(jīng)非常小,達(dá)到了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性的要求,綜合考慮計(jì)算精度與效率,本文選擇第3組網(wǎng)格規(guī)模對(duì)幾何模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。網(wǎng)格劃分如圖4所示。

圖4 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分

2 分布式動(dòng)力BWB布局巡航特性

本節(jié)以裝配D80涵道風(fēng)扇的全機(jī)WPN/TFN構(gòu)型進(jìn)行氣動(dòng)特性分析,研究了耦合分布式動(dòng)力系統(tǒng)的BWB布局形式在氣動(dòng)方面的優(yōu)勢(shì),以及動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

2.1 WPN/TFN全機(jī)構(gòu)型的氣動(dòng)特性

在高度H=3 km,來(lái)流速度為V=27.78 m/s(Ma為0.084 5)的巡航狀態(tài),對(duì)裝配D80涵道風(fēng)扇的全機(jī)WPN/TFN構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算,得到如圖5所示的氣動(dòng)特性曲線。

圖5 D80全機(jī)WPN/TFN構(gòu)型氣動(dòng)特性對(duì)比

需要說(shuō)明的是,在衡量構(gòu)型整體氣動(dòng)效應(yīng)時(shí),計(jì)算得到的外部氣動(dòng)力和內(nèi)部氣動(dòng)力都應(yīng)該考慮。由于本文WPN構(gòu)型采用了簡(jiǎn)化的動(dòng)力模型,理想推力僅僅是質(zhì)量流量乘以動(dòng)力系統(tǒng)噴流速度與自由來(lái)流之差,這個(gè)理想推力代表的是除去黏性損失及干擾效應(yīng)的推力值。以該值作為參考推力,系統(tǒng)中所有推進(jìn)損失均記作阻力[13]。本文中的推阻劃分以此為標(biāo)準(zhǔn),將全機(jī)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(gòu)型,WPN構(gòu)型整體升力特性有所改善,同等迎角下升力系數(shù)提高了約16%,而2種構(gòu)型的升力線斜率基本一致,可用迎角范圍較寬,在計(jì)算迎角內(nèi)未出現(xiàn)全機(jī)失速現(xiàn)象。WPN構(gòu)型阻力較高,但是在小迎角范圍內(nèi)差別較小,故其升阻比在小迎角范圍內(nèi)明顯高于TFN構(gòu)型,最大升阻比提高了約10%。說(shuō)明該氣動(dòng)布局形式在分布式動(dòng)力系統(tǒng)的作用下具有良好的升力特性和升阻比特性。

通過(guò)對(duì)流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行分析來(lái)進(jìn)一步研究WPN構(gòu)型的氣動(dòng)特性。圖6為2種構(gòu)型分別在迎角8°,10°,12°的表面極限流線圖(左圖為WPN構(gòu)型,右圖TFN構(gòu)型),圖7至8為3個(gè)迎角下展向特征截面處的壓力分布與壓力云圖對(duì)比。

圖6 3個(gè)迎角下全機(jī)WPN/TFN構(gòu)型極限流線

由圖6可以看到,對(duì)比TFN構(gòu)型,WPN構(gòu)型全機(jī)上表面靜壓有所下降,在動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)/出口及內(nèi)外翼過(guò)渡段附近尤其明顯。在涵道風(fēng)扇抽吸作用的影響下,中心體表面流線沿弦向流動(dòng)良好,氣流的展向流動(dòng)受到了一定程度抑制,而在內(nèi)外翼過(guò)渡段的流動(dòng)則較早發(fā)生分離。

在特征截面Z/b=0及Z/b=0.029處(見(jiàn)圖7a)和圖8)),TFN構(gòu)型在涵道風(fēng)扇入口處對(duì)氣流形成了一定的阻滯作用,高壓明顯;而WPN構(gòu)型在動(dòng)力系統(tǒng)工作的狀況下抽吸作用顯著,涵道風(fēng)扇入口附近的靜壓更低,特征截面上表面的低壓區(qū)域更大,但是在截面后緣附近高壓區(qū)域則更大。在特征截面Z/b=0.56處(見(jiàn)圖7b)),8°迎角時(shí)WPN構(gòu)型對(duì)應(yīng)的翼型剖面前緣吸力峰更高,上表面靜壓更低,產(chǎn)生了更大的升力;而在10°迎角時(shí),WPN構(gòu)型翼型剖面出現(xiàn)了流動(dòng)分離,其上表面壓強(qiáng)在15%C之后幾乎不再變化,形成典型的大迎角分離流態(tài),與對(duì)應(yīng)的TFN構(gòu)型翼型剖面壓力分布形成明顯對(duì)比;迎角繼續(xù)增大到12°,2種構(gòu)型的翼型剖面均發(fā)生流動(dòng)分離,由于WPN構(gòu)型流動(dòng)分離出現(xiàn)地更早,其影響區(qū)域更大(如圖6c)所示)。由于動(dòng)力系統(tǒng)在機(jī)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(gòu)型對(duì)應(yīng)的壓力分布幾乎重合。

圖7 3個(gè)迎角下全機(jī)WPN/TFN構(gòu)型展向截面的壓力分布

圖9為3個(gè)迎角下沿弦向X/L=0.645處特征截面(動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)氣口附近)的壓力分布?？梢钥吹?WPN構(gòu)型在動(dòng)力系統(tǒng)的影響下,涵道風(fēng)扇唇口附近的壓強(qiáng)更低,在流動(dòng)未發(fā)生分離(8°迎角)時(shí)內(nèi)外翼段產(chǎn)生的升力也更大,此時(shí)的全機(jī)升力由中心體及內(nèi)外翼共同貢獻(xiàn);而隨著迎角增大出現(xiàn)流動(dòng)分離后,WPN構(gòu)型內(nèi)外翼過(guò)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(gòu)型相差不大,可以認(rèn)為大迎角飛行時(shí)全機(jī)升力主要由動(dòng)力系統(tǒng)影響下的中心體升力決定。

WPN構(gòu)型在內(nèi)外翼過(guò)渡段較早出現(xiàn)流動(dòng)分離主要有以下兩方面原因:一方面由于動(dòng)力系統(tǒng)的抽吸作用,涵道風(fēng)扇出口處的高壓使得內(nèi)翼后緣附近靜壓升高,導(dǎo)致內(nèi)外翼過(guò)渡段逆壓梯度增大,流動(dòng)更容易發(fā)生分離;另一方面由于機(jī)身幾何外形的展向過(guò)渡有較大轉(zhuǎn)折,外翼及翼尖后緣的前掠,使得氣流向內(nèi)外翼過(guò)渡段流動(dòng),氣流的不斷堆積造成流動(dòng)附著狀況變差。

通過(guò)WPN/TFN 2種構(gòu)型的對(duì)比,可以看到BLI翼身融合布局在分布式動(dòng)力系統(tǒng)影響下具有一定的增升優(yōu)勢(shì),中心體的氣動(dòng)特性有所改善。下面研究不同動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

圖9 3個(gè)迎角下全機(jī)WPN/TFN構(gòu)型弦向截面X/L=0.645的壓力分布

2.2 動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)全機(jī)的氣動(dòng)影響

為研究不同動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響,基于動(dòng)力系統(tǒng)總推力一致的假設(shè),分別對(duì)裝配3種不同尺寸涵道風(fēng)扇(D80/D120/D150)的全機(jī)構(gòu)型進(jìn)行了建模與計(jì)算,動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)的對(duì)比參見(jiàn)表格3,3種構(gòu)型的氣動(dòng)特性如圖10所示。

可以看到,3種構(gòu)型升力特性差異較小,同等迎角下升力系數(shù)相差在3%以?xún)?nèi)。在阻力方面,中小迎角范圍內(nèi)涵道風(fēng)扇尺寸越大,全機(jī)阻力越大,隨著迎角增大各構(gòu)型阻力系數(shù)趨于一致。由于升力相差不大,全機(jī)升阻比的大小取決于阻力的大小,故D80構(gòu)型的最大升阻比較大,在8°迎角時(shí)接近11,比D150構(gòu)型提高約15%。這說(shuō)明多個(gè)動(dòng)力單元會(huì)帶來(lái)更多的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。

圖10 3種動(dòng)力系統(tǒng)構(gòu)型的氣動(dòng)特性

進(jìn)一步分析動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)幾種構(gòu)型氣動(dòng)特性影響的機(jī)理,對(duì)4°迎角下的特征截面壓力分布及壓力云圖進(jìn)行分析,如圖11至12所示?？梢钥吹?在特征截面Z/b=0及Z/b=0.029處(見(jiàn)圖11a)、圖12)),3種構(gòu)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(shí)較小尺寸的涵道風(fēng)扇具有較大的槳盤(pán)載荷和抽吸速度,故隨著涵道風(fēng)扇尺寸的增大,涵道風(fēng)扇入口附近的高壓區(qū)域增大,截面翼型上表面負(fù)壓減小,而涵道壁面上的負(fù)壓變大,使得幾種構(gòu)型的升力差別不大;截面翼型后緣附近的高壓區(qū)域則隨著涵道風(fēng)扇尺寸的增大而減小,使得D150構(gòu)型壓差阻力變大。內(nèi)外翼過(guò)渡段的各構(gòu)型壓力分布差別不大,但同樣是D80構(gòu)型上表面負(fù)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(dòng)力系統(tǒng)對(duì)機(jī)翼表面流動(dòng)的影響越來(lái)越小,各個(gè)構(gòu)型剖面翼型壓力分布近乎重合。

圖11 3種構(gòu)型展向特征截面的壓力分布

圖12 3種構(gòu)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(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)的全機(jī)構(gòu)型在氣動(dòng)效果方面的差異主要在于涵道風(fēng)扇槳盤(pán)載荷的不同。當(dāng)涵道風(fēng)扇推力相同時(shí),其尺寸越小,槳盤(pán)載荷越大,進(jìn)出口靜壓越小、壓差越大,同時(shí)使得氣流流速更大,進(jìn)出口流速差也越大。對(duì)于耦合分布式動(dòng)力系統(tǒng)的BWB布局無(wú)人機(jī)來(lái)說(shuō),涵道風(fēng)扇尺寸越小,對(duì)全機(jī)上表面靜壓的減小越有益處,氣動(dòng)特性越良好。

3 分布式動(dòng)力BWB布局起飛特性

本節(jié)研究起飛狀態(tài)下分布式動(dòng)力系統(tǒng)推力參數(shù)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。起飛狀態(tài)全機(jī)迎角為8°,來(lái)流速度V=15 m/s。由于起飛時(shí)來(lái)流速度較低,動(dòng)力系統(tǒng)推力參數(shù)成為影響全機(jī)氣動(dòng)特性的關(guān)鍵因素。對(duì)裝配D80涵道風(fēng)扇的構(gòu)型分別在總推力T=6,8,10 N進(jìn)行計(jì)算,得到如圖13所示的氣動(dòng)特性曲線。

圖13 不同推力下全機(jī)起飛的氣動(dòng)特性

可以看到,全機(jī)在不同推力時(shí)的升力線斜率保持一致,在T=10 N時(shí)有較大的升力系數(shù),相比于T=6 N提高了20%。隨著動(dòng)力系統(tǒng)推力的增大,全機(jī)阻力增大明顯,T=10 N時(shí)阻力系數(shù)增大了約18%,導(dǎo)致其在8°迎角時(shí)的升阻比降低了約6%。以下通過(guò)不同推力對(duì)特征截面壓力分布的影響進(jìn)行進(jìn)一步分析,如圖14所示。

圖14 不同推力下全機(jī)起飛時(shí)展向截面的壓力分布

通過(guò)Z/b=0及Z/b=0.029處的特征截面壓力分布和壓力云圖(見(jiàn)圖14a))可以看到,動(dòng)力系統(tǒng)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(fù)壓區(qū)域面積隨著涵道風(fēng)扇推力的增大而增大,并且逐漸向涵道風(fēng)扇唇口附近延伸,而涵道風(fēng)扇唇口附近負(fù)壓區(qū)域也在變大,使得整體升力提高;但同時(shí)抽吸效應(yīng)的增強(qiáng)使得噴流靜壓變小,構(gòu)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(jiàn)圖14b)和14c))幾乎沒(méi)有差異,說(shuō)明涵道風(fēng)扇推力的變化對(duì)外翼及翼尖的影響十分有限。

總的來(lái)說(shuō),對(duì)于起飛狀態(tài),增大動(dòng)力系統(tǒng)推力可以降低機(jī)身上表面氣流分離的可能性,全機(jī)升力進(jìn)一步增大,具備提高起飛質(zhì)量的能力,但同時(shí)阻力隨著前后壓差的增大而增大。

4 結(jié) 論

本文針對(duì)耦合分布式動(dòng)力系統(tǒng)的BWB布局無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)為研究對(duì)象,首先研究了WPN/TFN全機(jī)構(gòu)型氣動(dòng)特性的差異,然后在動(dòng)力系統(tǒng)同等推力的前提下,通過(guò)對(duì)巡航狀態(tài)下全機(jī)的氣動(dòng)特性研究,探究了動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)全機(jī)的影響,最后研究了起飛狀態(tài)下動(dòng)力系統(tǒng)推力參數(shù)對(duì)全機(jī)起飛性能的影響,得到以下結(jié)論:

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

2) 動(dòng)力系統(tǒng)尺寸參數(shù)對(duì)全機(jī)的氣動(dòng)影響主要體現(xiàn)在涵道風(fēng)扇槳盤(pán)載荷的差異,其尺寸越小,槳盤(pán)載荷越大,進(jìn)出口靜壓越小,引起流速、進(jìn)出口速度差越大;對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性來(lái)說(shuō),涵道風(fēng)扇尺寸越小,全機(jī)壓差阻力越小。相比于D150構(gòu)型,D80構(gòu)型的升阻比達(dá)到11,提高了約15%;

3) 起飛時(shí)全機(jī)迎角較大而速度較小,動(dòng)力大小成為影響全機(jī)氣動(dòng)特性的關(guān)鍵因素。增大動(dòng)力系統(tǒng)推力可以降低機(jī)身上表面氣流分離的可能性,全機(jī)升力進(jìn)一步增大,具備提高起飛質(zhì)量的能力,同時(shí)阻力隨著前后壓差的增大而增大。