顧文婷, 張彬乾, 馬坤, 李棟, 呂鵬飛, 韓杰

(1.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 陜西 西安 710089; 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

翼身融合布局(BWB)以其突出的綜合性能優(yōu)勢(shì),成為滿(mǎn)足“綠色航空”需求的下一代大型寬體客機(jī)的理想布局[1-3],采用常規(guī)燃料大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)則是BWB布局盡快進(jìn)入應(yīng)用的最佳選擇[4-5]。BWB布局與推進(jìn)系統(tǒng)的集成是翼身融合布局民機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)技術(shù)之一,其中,通過(guò)機(jī)體上表面支架支撐的背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)低、可實(shí)現(xiàn)性強(qiáng),利用中機(jī)身可遮蔽噪聲,并為大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)布置提供更大空間。然而,這種布置形式由于機(jī)體升力面與發(fā)動(dòng)機(jī)近距布置,使機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的流動(dòng)干擾問(wèn)題十分突出[6-7]。因此,理解和掌握二者之間干擾的流動(dòng)機(jī)理,有助于在BWB布局的飛-發(fā)綜合設(shè)計(jì)中解決干擾問(wèn)題,從而充分發(fā)揮背撐式BWB布局的氣動(dòng)性能優(yōu)勢(shì)。

飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的流動(dòng)干擾對(duì)全機(jī)氣動(dòng)性能有著重要的影響。對(duì)于采用翼吊和尾吊2種發(fā)動(dòng)機(jī)布置形式的常規(guī)布局飛機(jī),國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了大量研究工作,揭示了短艙、支架與機(jī)翼(或機(jī)體)相互干擾的流動(dòng)機(jī)理[8-10],通過(guò)調(diào)整機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角、短艙形狀及布置位置、掛架形狀等相關(guān)影響因素,可以有效消除不利干擾[11-12]。對(duì)于BWB民機(jī),波音和NASA在亞聲速固定翼(SFW)[6]和環(huán)境責(zé)任航空計(jì)劃(ERA)[13-14]項(xiàng)目中,均將機(jī)體與背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合設(shè)計(jì)作為研究重點(diǎn),開(kāi)展了專(zhuān)項(xiàng)研究。其中,波音在N2A方案基礎(chǔ)上提出了中機(jī)身加長(zhǎng)10%的N2A-EXTE方案,可以達(dá)到降低短艙進(jìn)口流速和增強(qiáng)噪聲屏蔽的效果。NASA采用優(yōu)化設(shè)計(jì)手段,以減小短艙安裝阻力為目標(biāo),通過(guò)優(yōu)化機(jī)體外形消除了BWB背撐式布局的機(jī)體與短艙相互干擾帶來(lái)的流動(dòng)分離。綜合來(lái)看,對(duì)常規(guī)布局飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的干擾問(wèn)題研究較為深入,而對(duì)BWB背撐式布局則主要采用優(yōu)化設(shè)計(jì)方法解決機(jī)體與短艙的流動(dòng)干擾問(wèn)題,設(shè)計(jì)問(wèn)題復(fù)雜度高、計(jì)算工作量大,缺乏對(duì)流動(dòng)干擾機(jī)理的系統(tǒng)研究。

本文針對(duì)BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局出現(xiàn)的機(jī)體-短艙流動(dòng)干擾問(wèn)題,采用CFD分析手段,通過(guò)對(duì)比有無(wú)短艙構(gòu)型高低速典型狀態(tài)下的流態(tài),開(kāi)展了背撐短艙對(duì)基本構(gòu)型流動(dòng)特性的影響研究。在此基礎(chǔ)上,系統(tǒng)研究了背撐短艙對(duì)全機(jī)高速氣動(dòng)特性和三維流場(chǎng)的影響,揭示了背撐式布局短艙與機(jī)體之間的流動(dòng)干擾機(jī)理,為BWB布局機(jī)體與背撐推進(jìn)系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)提供理論基礎(chǔ)。

1 研究方法

1.1 幾何模型和計(jì)算網(wǎng)格

本文研究對(duì)象為西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計(jì)的300座級(jí)翼身融合民機(jī)構(gòu)型NPU-BWB-300,設(shè)計(jì)方案采用背撐式布，在中機(jī)身后上方布置2臺(tái)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。方案主要性能和幾何參數(shù)如表1所示。

表1 設(shè)計(jì)方案主要參數(shù)

為了研究BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局的機(jī)體-短艙流動(dòng)干擾問(wèn)題,采用通氣短艙模擬動(dòng)力裝置,不考慮支架干擾,將機(jī)體+通氣短艙構(gòu)型記為“通氣構(gòu)型”,如圖1所示,短艙位置依據(jù)總體布置要求初步確定,并根據(jù)所在位置的流線(xiàn)偏角確定短艙俯仰安裝角為3°,使短艙順氣流布置。

圖1 通氣構(gòu)型

將不帶動(dòng)力裝置的干凈構(gòu)型記為“基本構(gòu)型”。分別對(duì)本文研究的基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型生成多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,對(duì)機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上流場(chǎng)參數(shù)變化較劇烈的區(qū)域進(jìn)行了適當(dāng)?shù)木W(wǎng)格加密處理。為消除網(wǎng)格差異對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響,本文通過(guò)實(shí)體和流場(chǎng)網(wǎng)格設(shè)置來(lái)模擬不同構(gòu)型,保持兩構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格完全一致。

1.2 數(shù)值模擬方法

本文采用雷諾平均N-S方程(RANS)進(jìn)行BWB背撐式布局流場(chǎng)分析,空間離散采用有限體積方法,無(wú)黏項(xiàng)采用二階迎風(fēng)Roe格式,黏性項(xiàng)采用二階Jameson中心格式,湍流模型選取能夠高精度預(yù)測(cè)流動(dòng)分離的SST模型,選用隱式時(shí)間推進(jìn)格式,并采用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)加速收斂。

針對(duì)本文所采用的數(shù)值模擬方法的可靠性驗(yàn)證分為兩部分,分別通過(guò)DLR-F6和某BWB民機(jī)基本構(gòu)型驗(yàn)證本文方法對(duì)飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)及BWB布局氣動(dòng)特性的模擬能力。

DLR-F6模型計(jì)算狀態(tài)為:馬赫數(shù)Ma=0.75, 雷諾數(shù)Re=3×106, 迎角α=1°。圖2為短艙周向不同站位(θ)下表面壓力系數(shù)(Cp)分布計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比。圖3給出了掛架內(nèi)、外兩側(cè)機(jī)翼截面壓力系數(shù)分布計(jì)算與試驗(yàn)值的對(duì)比,從掛架內(nèi)側(cè)截面(展向站位y/b=33.1%)壓力系數(shù)分布可以看出,掛架內(nèi)側(cè)機(jī)翼下表面發(fā)生流動(dòng)分離,與試驗(yàn)結(jié)果一致,如圖4所示。機(jī)翼和短艙表面壓力分布及流態(tài)的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)基本吻合,表明本文的數(shù)值方法可以較為準(zhǔn)確地模擬短艙/掛架對(duì)機(jī)體流動(dòng)的影響。

圖2 短艙不同站位表面壓力系數(shù)分布對(duì)比

圖3 掛架內(nèi)外側(cè)機(jī)翼截面壓力系數(shù)分布對(duì)比

圖4 掛架附近機(jī)翼下表面流線(xiàn)對(duì)比

以某帶短艙BWB民機(jī)構(gòu)型為研究對(duì)象,驗(yàn)證本文方法對(duì)BWB布局低速氣動(dòng)特性和流動(dòng)分離的預(yù)測(cè)能力。試驗(yàn)狀態(tài)為:Ma=0.20,Re=5.4×106,數(shù)值模擬與試驗(yàn)狀態(tài)相同。圖5給出了計(jì)算與試驗(yàn)氣動(dòng)特性的對(duì)比,CL,CD,Cm分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。升力線(xiàn)性段,計(jì)算的升力和俯仰力矩與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好,阻力略大于試驗(yàn)結(jié)果,升力線(xiàn)斜率和靜穩(wěn)定性與試驗(yàn)基本一致。大迎角狀態(tài)計(jì)算的升阻力矩?cái)?shù)值與試驗(yàn)結(jié)果略存在偏差,但對(duì)失速迎角、力矩拐點(diǎn)及其后氣動(dòng)力變化趨勢(shì)的預(yù)測(cè)較為準(zhǔn)確。

圖5 數(shù)值模擬和低速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

圖6給出了α=8°,10°風(fēng)洞絲線(xiàn)顯示和數(shù)值模擬的機(jī)翼表面流線(xiàn)。α=8°時(shí),過(guò)渡段前緣首先出現(xiàn)局部流動(dòng)分離,同時(shí)流線(xiàn)向外偏折但仍保持附著;α=10°時(shí),分離迅速向翼尖發(fā)展,但中機(jī)身仍為附著流動(dòng),可為全機(jī)提供升力,使全機(jī)失速特性和緩。綜合來(lái)看,數(shù)值方法模擬出了試驗(yàn)中分離開(kāi)始位置及發(fā)展趨勢(shì),可以反映出大迎角下布局的流動(dòng)機(jī)理。

圖6 機(jī)翼流態(tài)對(duì)比

2 背撐短艙對(duì)基本構(gòu)型流動(dòng)特性影響

本節(jié)選取高低速典型狀態(tài),開(kāi)展背撐短艙對(duì)基本構(gòu)型流動(dòng)特性的影響研究。

2.1 巡航狀態(tài)

針對(duì)高速巡航狀態(tài)(Ma∞=0.85,Re=1.54×108,CL=0.2),通過(guò)對(duì)比基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型的流動(dòng)現(xiàn)象,分析背撐短艙對(duì)BWB布局高速流動(dòng)特性的影響。

圖7和圖8分別給出了基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)流態(tài)?？梢钥闯?基本構(gòu)型在巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)全機(jī)表面無(wú)分離,中機(jī)身無(wú)激波,且具有平直的流線(xiàn)。通氣構(gòu)型的機(jī)體和短艙之間存在著嚴(yán)重的激波干擾,短艙及其附近機(jī)體表面形成以強(qiáng)激波終止的大范圍低壓區(qū),并誘導(dǎo)波后流動(dòng)分離。

圖7 基本構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)流態(tài) 圖8 通氣構(gòu)型巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)流態(tài)

短艙對(duì)稱(chēng)面流動(dòng)細(xì)節(jié)如圖9所示。在短艙縱向?qū)ΨQ(chēng)面,機(jī)體與短艙之間形成狹窄的流動(dòng)通道,使通道內(nèi)氣流加速,最大馬赫數(shù)超過(guò)1.4,形成以強(qiáng)激波終止的超聲速區(qū),誘發(fā)后體和短艙下表面流動(dòng)分離;在短艙水平對(duì)稱(chēng)面,內(nèi)側(cè)流速遠(yuǎn)高于外側(cè),使短艙內(nèi)側(cè)形成一道強(qiáng)激波,并誘導(dǎo)短艙后緣流動(dòng)分離。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于巡航工作狀態(tài),進(jìn)氣質(zhì)量流量比小于1,進(jìn)氣道溢流會(huì)使通道內(nèi)的流動(dòng)干擾加劇。

圖9 巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)短艙對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)云圖

2.2 低速大迎角狀態(tài)

針對(duì)低速大迎角狀態(tài)(Ma∞=0.85,Re=1.54×108,α=10°～12°),分析背撐短艙對(duì)BWB布局低速流動(dòng)特性的影響。

圖10給出了基本構(gòu)型表面壓力云圖和流線(xiàn)?？梢钥闯?基本構(gòu)型的過(guò)渡段流動(dòng)在α=10°時(shí)開(kāi)始失穩(wěn),隨著迎角增加,橫向流動(dòng)增強(qiáng),過(guò)渡段分離沿展向迅速發(fā)展,到α=12°時(shí),已擴(kuò)展至大部分機(jī)翼,但中機(jī)身絕大部分區(qū)域仍能保持附著流動(dòng),大迎角狀態(tài)仍可為發(fā)動(dòng)機(jī)布置提供均勻穩(wěn)定的流動(dòng)環(huán)境。

圖10 基本構(gòu)型低速大迎角狀態(tài)流態(tài)

圖11給出了通氣構(gòu)型低速大迎角流態(tài),圖中采用了流場(chǎng)當(dāng)?shù)乜倝号c自由來(lái)流總壓之比Rp來(lái)展示分離區(qū)流動(dòng)的耗散特性?？梢钥闯?布置背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)后,并未改變布局低速流動(dòng)分離特性,隨著分離發(fā)展,發(fā)動(dòng)機(jī)也未吸入分離氣流,同時(shí),中機(jī)身可使發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣不受大迎角自由來(lái)流影響,對(duì)來(lái)流起校直作用,使短艙入口流場(chǎng)的有效迎角可視為0°。

圖11 通氣構(gòu)型低速大迎角流態(tài)

從以上分析可以看出,低速大迎角狀態(tài),背撐式短艙不會(huì)吸入機(jī)體產(chǎn)生的低能量分離氣流,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)保持良好,從而使BWB布局中機(jī)身上表面成為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙布置的理想位置。另一方面,布置背撐式短艙不會(huì)影響B(tài)WB布局低速分離特性。上述結(jié)論適用于大迎角流動(dòng)分離與失速始于機(jī)翼-機(jī)身過(guò)渡段的BWB布局,這類(lèi)BWB布局具有大后掠中機(jī)身和中等后掠機(jī)翼。

3 機(jī)體-短艙流動(dòng)干擾機(jī)理

針對(duì)BWB背撐式布局高速狀態(tài)易產(chǎn)生嚴(yán)重流動(dòng)干擾的問(wèn)題,本節(jié)研究短艙與機(jī)體之間流動(dòng)相互干擾的物理機(jī)制,揭示流動(dòng)干擾機(jī)理。

3.1 高速氣動(dòng)特性影響

圖12給出了基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型高速氣動(dòng)特性對(duì)比,其中通氣構(gòu)型未計(jì)入短艙內(nèi)表面產(chǎn)生的氣動(dòng)力。從圖中可以看出,布置背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)后,全機(jī)升力降低、阻力增加、最大升阻比損失約25%,給氣動(dòng)特性帶來(lái)不利影響,但并未改變?nèi)珯C(jī)升力線(xiàn)斜率、縱向靜穩(wěn)定性和俯仰力矩拐點(diǎn)。力矩拐點(diǎn)之后,兩構(gòu)型氣動(dòng)特性差異明顯減小,說(shuō)明布置背撐短艙可使機(jī)體表面的流動(dòng)分離減弱。

分別定義相同迎角下通氣構(gòu)型與基本構(gòu)型的升力系數(shù)之差為安裝升力,相同升力下兩構(gòu)型的阻力系數(shù)之差為安裝阻力[15]。采用上述定義定量分析了短艙對(duì)全機(jī)升阻特性的影響,結(jié)果表明,在力矩拐點(diǎn)前,安裝升力為-0.03 ～-0.04,之后,安裝升力約為-0.02,布置背撐式短艙導(dǎo)致的升力系數(shù)減小量明顯降低;安裝阻力則在小升力系數(shù)下基本保持不變,量值在0.003,約為基本構(gòu)型巡航阻力的1/3,安裝阻力在總阻力中占比過(guò)大。

圖12 基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型高速氣動(dòng)特性對(duì)比

圖13給出了機(jī)體、短艙在單獨(dú)狀態(tài)和安裝狀態(tài)阻力特性的對(duì)比,圖中機(jī)體阻力隨升力變化,而短艙阻力則隨迎角變化。通氣構(gòu)型機(jī)體阻力始終大于基本構(gòu)型機(jī)體阻力,但二者的差異隨升力增加而逐漸減小;單獨(dú)短艙阻力隨迎角增加基本不變,而安裝短艙阻力隨迎角增加而減小,在所給迎角范圍內(nèi),安裝短艙阻力均明顯大于單獨(dú)短艙阻力。

圖13 部件阻力特性對(duì)比

3.2 巡航狀態(tài)流動(dòng)干擾機(jī)理分析

基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型在巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(CL=0.2)不同展向位置機(jī)體截面的壓力分布如圖14所示,其中截面Y1位于短艙縱向?qū)ΨQ(chēng)面,Y2位于翼身過(guò)渡區(qū)域外側(cè),Y3和Y4分別位于機(jī)翼內(nèi)側(cè)和外側(cè)。布置背撐短艙不僅會(huì)對(duì)中機(jī)身產(chǎn)生明顯影響,還會(huì)改變過(guò)渡段和機(jī)翼壓力分布。另外,由于通氣構(gòu)型達(dá)到巡航升力對(duì)應(yīng)的迎角高于基本構(gòu)型,通氣構(gòu)型Y2到Y(jié)4截面上表面前緣壓力低于基本構(gòu)型,而下表面壓力高于基本構(gòu)型。

從基本構(gòu)型Y1截面壓力分布可以看出,中機(jī)身升力由前緣到60%弦向位置產(chǎn)生,而60%位置后為無(wú)加載設(shè)計(jì),使得中機(jī)身可為全機(jī)提供抬頭力矩,從而平衡外翼后掠和超臨界機(jī)翼帶來(lái)的較大低頭力矩,減輕無(wú)尾布局縱向配平壓力,在巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)實(shí)現(xiàn)“自配平”設(shè)計(jì)。布置背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)后,Y1截面50%～70%弦向位置流動(dòng)減速,在短艙入口前形成一個(gè)正壓力峰,其后,一部分氣流繞過(guò)短艙駐點(diǎn)進(jìn)入機(jī)體和短艙之間的流動(dòng)通道并加速,形成一個(gè)很高的負(fù)壓峰值,當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣質(zhì)量流量比小于1,如巡航工作狀態(tài)時(shí),進(jìn)氣道溢流進(jìn)入流動(dòng)通道,會(huì)使加速效應(yīng)和負(fù)壓峰值更強(qiáng)。短艙對(duì)上游流動(dòng)起阻滯作用,使通氣構(gòu)型機(jī)身中部的低壓區(qū)范圍縮小,該影響沿展向擴(kuò)展,使Y2,Y3截面激波前移、強(qiáng)度減弱,直到Y(jié)4截面才與基本構(gòu)型激波位置相近,布置背撐短艙對(duì)機(jī)翼激波的弱化作用是造成通氣構(gòu)型在力矩拐點(diǎn)后升力損失減小和機(jī)翼表面流動(dòng)分離減弱的主要原因,同時(shí),損失的升力主要分布在重心后,導(dǎo)致通氣構(gòu)型抬頭力矩增加。

圖14 基本構(gòu)型和通氣構(gòu)型巡航狀態(tài)機(jī)體截面壓力分布

由圖15給出的短艙縱向?qū)ΨQ(chēng)面壓力云圖和流動(dòng)通道面積分布可以看出,機(jī)體與短艙之間存在一個(gè)先急劇收縮后緩慢擴(kuò)張的三維流動(dòng)通道,氣流先在通道收縮段加速,在面積最小的“喉道”(20%位置)達(dá)到聲速,而后在擴(kuò)張段繼續(xù)加速為超聲速流動(dòng),在通道約60%位置,由于面積變化率加快,無(wú)法抵抗超聲速流動(dòng)產(chǎn)生的強(qiáng)逆壓梯度,最終形成一道強(qiáng)激波并誘導(dǎo)附面層分離,使安裝狀態(tài)機(jī)體阻力顯著增加。若考慮發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力效應(yīng),巡航工作狀態(tài)的進(jìn)氣道溢流會(huì)使通道內(nèi)流量增加,流動(dòng)干擾加劇。機(jī)體尾部型面對(duì)流出通道的亞聲速氣流也產(chǎn)生類(lèi)似擴(kuò)張噴管的作用,使尾部氣流減速、壓力升高。

圖15 機(jī)體-短艙流動(dòng)通道特性

短艙安裝角的選取可以使安裝狀態(tài)短艙入口的有效迎角近似為0°,因此,單獨(dú)短艙計(jì)算時(shí)的等效迎角可取為0°,圖16給出了2種狀態(tài)下短艙附近超聲速區(qū)范圍。從圖中可以看出,機(jī)體對(duì)短艙附近流動(dòng)影響很大,安裝狀態(tài)短艙外表面超聲速區(qū)范圍遠(yuǎn)大于單獨(dú)狀態(tài),并且短艙與機(jī)體之間、2個(gè)短艙之間的超聲速流動(dòng)均以強(qiáng)激波終止,此外,對(duì)于進(jìn)氣質(zhì)量流量比小于1的發(fā)動(dòng)機(jī)工況,進(jìn)氣道溢流會(huì)使2種狀態(tài)下短艙外表面超聲速區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大。

圖16 單獨(dú)短艙和安裝短艙周?chē)曀倭鲃?dòng)

進(jìn)一步通過(guò)短艙周向截面壓力分布(見(jiàn)圖17),分析2種狀態(tài)下短艙外表面流動(dòng)特性。0°截面,單獨(dú)短艙前緣吸力峰很高,在20%位置產(chǎn)生一道強(qiáng)激波,波后流動(dòng)再加速,形成二次超聲速區(qū),而安裝短艙下方的流動(dòng)受通道收縮-擴(kuò)張效應(yīng)影響,超聲速區(qū)從短艙前緣一直延伸到中后段,在60%位置以一道強(qiáng)激波終止,并導(dǎo)致波后流動(dòng)分離;90°截面,單獨(dú)短艙前緣吸力峰比0°截面減弱,形成一道弱壓縮波,而在安裝狀態(tài),由于短艙內(nèi)側(cè)也具有收縮-擴(kuò)張通道流動(dòng)特征,使內(nèi)側(cè)壓力分布與0°截面相似,但流動(dòng)加速作用較弱,激波位置靠后(70%位置)、強(qiáng)度減弱,同樣誘導(dǎo)流動(dòng)分離;180°截面,單獨(dú)短艙從前緣到35%位置流動(dòng)緩慢加速,其后由于型面收縮使流動(dòng)減速,形成的超聲速區(qū)主要集中在5% ～ 60%位置,該截面安裝狀態(tài)受中機(jī)身干擾最小,但安裝短艙入口所在位置當(dāng)?shù)亓魉俑哂趩为?dú)短艙,使得前緣壓力降低,中段低壓區(qū)范圍擴(kuò)大,超聲速區(qū)擴(kuò)展至74%位置。另一方面,在流動(dòng)方向上,短艙前部壓力為阻力,后部壓力為推力,安裝狀態(tài)短艙后部壓力降低,使壓差阻力增加,同時(shí),安裝短艙表面還出現(xiàn)了激波和流動(dòng)分離,受兩因素共同影響,安裝短艙阻力明顯增加(見(jiàn)圖13)。

圖17 單獨(dú)短艙和安裝短艙不同周向站位外表面壓力分布

通過(guò)上述分析,高速狀態(tài)背撐式布局短艙與機(jī)體之間的流動(dòng)干擾機(jī)理主要有2點(diǎn):①短艙表面易出現(xiàn)大范圍超聲速區(qū),易形成激波,并對(duì)機(jī)體上表面流動(dòng)產(chǎn)生強(qiáng)烈干擾,誘發(fā)激波和流動(dòng)分離;②機(jī)體和短艙之間形成了收縮-擴(kuò)張流動(dòng)通道,出現(xiàn)“喉道”流動(dòng)效應(yīng),產(chǎn)生激波和流動(dòng)分離。

依據(jù)BWB背撐式布局短艙-機(jī)體流動(dòng)干擾機(jī)理,可以提出BWB機(jī)體-背撐推進(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)思想:動(dòng)力短艙設(shè)計(jì)應(yīng)適應(yīng)BWB布局背撐發(fā)動(dòng)機(jī)布置的流動(dòng)特點(diǎn),避免高速狀態(tài)短艙外表面出現(xiàn)大范圍超聲速流動(dòng);同時(shí),對(duì)機(jī)體和短艙之間的流動(dòng)通道進(jìn)行疏導(dǎo)設(shè)計(jì),改善通道截面面積分布,減緩“喉道”流動(dòng)效應(yīng),避免產(chǎn)生激波和流動(dòng)分離。

4 結(jié) 論

本文針對(duì)BWB背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局出現(xiàn)的機(jī)體-短艙流動(dòng)干擾問(wèn)題,開(kāi)展了流動(dòng)干擾機(jī)理研究,主要結(jié)論如下:

1) 背撐短艙主要影響B(tài)WB布局高速流動(dòng)特性,對(duì)低速特性影響不大。

2) 布置背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)后,高速狀態(tài)短艙與機(jī)體之間流動(dòng)干擾嚴(yán)重,易產(chǎn)生強(qiáng)激波并誘導(dǎo)流動(dòng)分離。

3) 高速狀態(tài)BWB機(jī)體與背撐短艙之間的流動(dòng)干擾機(jī)理主要有2點(diǎn):①短艙外表面易出現(xiàn)大范圍超聲速區(qū),易形成激波,并對(duì)機(jī)體上表面流動(dòng)產(chǎn)生強(qiáng)烈干擾,誘發(fā)激波和流動(dòng)分離;②機(jī)體和短艙之間形成了收縮-擴(kuò)張流動(dòng)通道,出現(xiàn)“喉道”流動(dòng)效應(yīng),產(chǎn)生激波和流動(dòng)分離。