2. 中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院, 上海 201210
2. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, COMAC, Shanghai 201210, China
翼身融合(BWB)的概念最早可以追溯到20世纪90年代。1924年，英国Westland公司设计制造的Dreadnought研究机，是翼身融合概念在飞行器上的首次实践。但是受限于早期制造工艺以及控制技术，BWB飞行器发展较慢[1]。随着现代航空电子技术、控制技术的不断进步，以及对飞机燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不断提高，翼身融合飞行器因其高升阻比越来越受到关注[2-5]。真正现代意义上的BWB布局飞行器由NASA兰利研究中心与McDonnell Douglas公司于20世纪90年代末重新提出[6]。翼身融合布局形式的高度集成性以及与传统布局相比更大的浸湿面积，使其具有较好的气动性能，并具备油耗低、排放少、噪声低、内部空间大等优点[7-9]。但是新构型也为航空设计提出了新的问题，其中最主要的就是多学科设计优化问题。针对此问题，已有相当多的研究，如欧洲的MOB (Multidisciplinary Optimization of a Blended wing body)项目和VELA (Very Efficient Large Aircraft)项目，这些研究对BWB的结构、气动等多方面进行了深入细致的优化设计，更多的体现在巡航性能的优化，但对于BWB飞行器失速特性的研究较少[10-13]。翼身融合布局形式与传统布局形式相比机身较短，升降舵操纵力臂较短，这就造成其操纵效能降低，使BWB布局飞行器在失控飞行时面临更加严峻的挑战。所以对于BWB布局飞行器失速特性的研究十分重要[14]。波音公司在X-48B项目中，通过虚拟飞行试验对BWB布局飞行器失速特性进行研究，并设计了试飞反尾旋伞[15-16]。Oliverio采用数值计算的方法对BWB布局飞行器的低速失速特性进行研究，确定其在无增升构型下能维持低速稳定飞行[17]。但这些研究对于BWB布局飞行器失速过程的流场结构和流动机理鲜有涉及。而对于三角翼以及细长体三角翼流场特性的研究[18-21]指出升力是由增升装置、机翼环量以及前缘分离造成的前缘涡共同产生，在大迎角下，升力主要来源可能是前缘涡升力[22]。所以对于BWB布局流场结构和流动现象的研究，能够明确失速产生的原因，并为改善失速特性提供重要的参考。
本文针对某双垂尾翼身融合飞行器构型，首先通过测力试验，对该构型飞行器的失速迎角以及可能出现的失稳迎角进行分析。并通过不同构型下的纵向数据对比，研究不同构件对翼身融合飞行器气动性能的影响。然后选定无增升构型，采用二维粒子图像测速(PIV)技术，对其纵向不同截面进行流场结构的拍摄，通过对比不同迎角，不同纵向截面的流场变化情况，研究BWB布局飞行器失速过程，并对其失速特性进行分析。最后，通过表面油流试验，分析不同迎角下的表面拓扑结构，并与PIV流场结果进行对比验证。
1 试验模型试验模型基于中国商飞的BWB试飞样机，模型缩比为1:4。试验模型的几何参数如表 1所示，三视图如图 1所示。模型采用双垂尾设计，同时具备3种组合部件，包括翼梢小翼、前缘缝翼和飞机上表面的双吊舱。翼梢小翼为融合式翼梢小翼，高度15 mm，展长35 mm，根弦长38 mm，外倾角30°；前缘缝翼布置在中外段机翼，缝道宽度0.8%，重叠量2.1%，定轴偏转，偏度-5°；双吊舱对称于中心截面安装，距中心截面120 mm，主体长35 mm，直径为20 mm。
| 几何参数 | 数值 |
| 参考面积S/m2 | 0.067 |
| 参考展长L/m | 0.7 |
| 平均气动弦长c/m | 0.1 |
| 对称面翼型弦长/m | 0.4 |
| 重心离机头的距离/m | 0.2 |
| 前缘后掠角/(°) | 38 |
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| 图 1 试验模型三视图 Fig. 1 Three views of experimental model |
试验模型具备5种构型，其中无翼梢小翼、前缘缝翼和双吊舱的构型为无增升装置构型，即干净构型；只安装翼梢小翼的构型为带小翼构型；只安装前缘缝翼的构型为带前缘缝翼构型；只安装双吊舱的构型为带吊舱构型；同时安装翼梢小翼、前缘缝翼和双吊舱的构型为完备构型。
2 试验设备与方法试验在南京航空航天大学1 m非定常低湍流度风洞中进行，这是一座低速回流开口风洞。开口试验段截面为矩形截面，尺寸为1.5 m×1.0 m，试验段长1.7 m，风洞自由来流的紊乱度为0.05%，最大风速为30 m/s，最小稳定风速为5 m/s。
对于测力试验，采用∅ 14六分量杆式天平测量气动力和力矩, 天平载荷和校准精度如表 2所示。表中参数A、n、Y分别指轴向力、法向力和侧向力，参数L、M、N分别指滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。试验时模型采用腹撑方式，如图 2所示，试验风速为10 m/s。模型相对于风洞试验段很小，根据开口风洞的阻塞修正公式[23]，阻塞修正系数ε为0.001 7，对于升力系数以及俯仰力矩系数的影响很小，洞壁干扰可以忽略不计。试验保持侧滑角为0°，舵面无偏转，以迎角作为变化量，迎角变化范围为-10°~60°，基本覆盖翼身融合飞行器的飞行迎角范围。分别对干净构型、带小翼、带缝翼、带吊舱和完备构型进行测力试验。
| 参数 | 设计载荷 | 准度% | 精度% |
| A/kg | 1.6 | 0.49 | 0.08 |
| n/kg | 6 | 0.10 | 0.03 |
| Y/kg | 2.2 | 0.48 | 0.06 |
| L/(kg·m) | 0.21 | 0.4 | 0.02 |
| M/(kg·m) | 0.14 | 0.46 | 0.01 |
| N/(kg·m) | 0.38 | 0.13 | 0.08 |
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| 图 2 试验模型安装示意图 Fig. 2 Installation of experimental model |
同时采用PIV系统对流场进行测量。系统中使用的是由BEAMTECH光电有限公司生产的VLITE 200 PIV激光器。试验中使用的脉冲间隔为100 μs。图像采集装置、相关分析系统以及用于PIV测量系统的分析和处理软件由Lavision GmbH生产。所得图像通过跨帧交叉相关CCD(电荷耦合器件)DI传输到计算机。Gital相机分辨率为2 048 pixel×2 048 pixel，帧速率为14 frame/s。
试验中选定干净构型进行流场结构的测量。为研究其失速产生的原因以及失速发展的过程，分别对不同纵向截面进行拍摄，各拍摄截面在飞机上所处的位置如图 3所示，离中心截面的距离如表 3所示。试验中迎角从0°~46°变化。侧滑角保持0°，舵面无偏转，试验风速为15 m/s。
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| 图 3 PIV拍摄截面 Fig. 3 PIV photo sections |
| 拍摄截面 | 离中心截面距离/m |
| 0截面 | 0 |
| 1截面 | 0.035 |
| 2截面 | 0.057 |
| 3截面 | 0.87 |
| 4截面 | 0.124 |
| 5截面 | 0.251 |
| 6截面 | 0.36 |
现有研究表明，对于三角翼和细长三角翼，其前缘的流动分离及涡破碎现象对于飞机的气动性能会有较大影响。而对纵向气动特性的影响与飞机的失速特性相关[24-25]。
对于测力试验，首先进行了7次重复性试验，试验曲线如图 4所示。然后根据国内风洞试验数据精确度标准[26]，给出升力系数CL在不同迎角α下的重复性精度，如表 4所示, 由表可知，升力系数重复性最大误差为0.001 63，达到低速风洞测力试验精度合格指标。
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| 图 4 重复性试验结果 Fig. 4 Repeated experimental results |
| 迎角α/(°) | 升力系数误差(±σ) |
| 0 | 0.001 61 |
| 2 | 0.000 64 |
| 4 | 0.001 23 |
| 6 | 0.001 34 |
| 8 | 0.000 30 |
| 10 | 0.000 87 |
| 12 | 0.000 79 |
| 14 | 0.001 63 |
| 16 | 0.001 11 |
图 5给出干净构型与其他构型下的升力系数对比曲线。由升力系数曲线可以看出，对于干净构型，在迎角小于10°时，基本具有线性升力特性；当迎角大于10°，升力线斜率随着迎角增大逐渐减小，直到迎角到达24°时，出现一个平台区；当迎角到达28°之后升力重新增大，直到失速迎角34°，此时最大升力系数为1.388。
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| 图 5 升力系数曲线 Fig. 5 Lift coefficient curves |
而对于其他4种构型，在迎角小于10°时，升力系数变化与干净构型一致，在迎角大于10°后，升力系数都有所增加。带小翼构型的最大升力相比于干净构型提升2.1%；带缝翼构型和带吊舱构型分别提升了6.1%和2.5%；完备构型的提升最大，达到10%，相当于前面3种构型的叠加效果。同时带缝翼构型的失速迎角比起其他4种构型推迟了2°，为36°。所以缝翼对于BWB飞机增升效果明显，同时具备推迟失速的作用。
图 6为干净构型与其他构型俯仰力矩系数Cm对比曲线。可以看出，干净构型下，当迎角在4°~10°时，俯仰力矩系数导数Cmα为正，飞行器具有抬头趋势，在此迎角区间纵向静不稳定。在10°迎角之后，Cmα为负，飞行器纵向静稳定。而在24°迎角之后，Cmα增大，但仍为负值，其纵向静稳定性降低。
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| 图 6 俯仰力矩系数曲线 Fig. 6 Pitch moment coefficient curves |
与其他4种构型的俯仰力矩系数曲线对比可以看出，小翼以及吊舱在小迎角下对于BWB飞行器的俯仰静稳定性几乎没有影响，而在24°迎角后，可以有效减小全机的俯仰力矩系数，使飞机的低头力矩增大，俯仰力矩系数平均降低分别为12%和15%。而前缘缝翼对于俯仰特性的影响正好相反，在小迎角范围，前缘缝翼对于俯仰力矩系数具有明显的降低作用，增大纵向稳定性，而在迎角超过24°之后，Cmα显著增大，纵向静稳定性降低。
综合纵向升力系数以及俯仰力矩系数测力试验数据可以看出，该构型BWB布局飞行器，在10°迎角以及24°迎角情况下出现明显的纵向特性变化，在这两个迎角下，升力系数降低而俯仰力矩系数导数增大，可能造成飞机的纵向失稳，甚至失速。同时与其他几种构型的对比，发现翼梢小翼和双吊舱对于BWB纵向气动特性的影响都发生在迎角大于10°之后，而前缘缝翼对于纵向气动特性的影响发生在4°迎角，且前缘缝翼在迎角不大于24°时，具有比翼梢小翼和双吊舱更明显的增升以及增加纵向稳定性的能力，且能够推迟失速迎角，而在大迎角时，其对纵向稳定性几乎没有影响。
3.2 流动机理通过对上述测力试验结果的分析，发现在10°迎角和24°迎角处纵向气动特性发生明显的变化。该迎角区域的流场结构研究对于飞机的纵向稳定性以及失速的发展过程十分重要。以下的PIV测量结果将主要针对该迎角区域进行研究，分析在不同迎角下不同截面的流场结构，从而得出其失速特性的流动机理。
如图 7所示，在10°迎角下，6截面也就是翼稍的位置已经出现流动分离，而此时的5截面外翼中段仍是附着流，所以在10°迎角下，主要流动变化来自于翼梢附近，表现为流动分离。流动分离造成在此迎角下的升力系数降低，同时，因为机翼后掠翼梢置于重心之后，此处的流动分离将使俯仰力矩系数增大。这表明测力分析中10°迎角下的升力系数和俯仰力矩系数的变化与翼梢附近的流动分离有关。
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| 图 7 10°迎角时不同截面的时均来流速度 Fig. 7 Time averaged streamwise velocity for different sections at α=10° |
当迎角为15°时，由图 8可以看出，此时5截面的流动已经完全分离，4截面流动分离点在翼型中部，3截面只有很小的分离区，而2截面仍是附着流，这说明随着迎角的增大，机翼的流动分离开始向机翼内侧发展。而当迎角为24°时，如图 9所示，3截面和4截面已经大面积分离，2截面流动分离相对来说较小，但分离点也已经在前缘位置。2截面位置已经位于飞机的中心体与外翼的连接处，可以看出在此迎角下，外翼段已经完全处于分离区。测力分析在此处升力系数出现一个平台区，而俯仰力矩系数显著增大，这与外翼整体处于分离区有关，此时的外翼段已经基本不提供升力。
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| 图 8 15°迎角时不同截面的时均来流速度 Fig. 8 Time averaged streamwise velocity for different sections at α=15° |
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| 图 9 24°迎角时不同截面的时均来流速度 Fig. 9 Time averaged streamwise velocity fordifferent sections at α=24° |
通过升力系数曲线可以看出，该BWB布局飞行器的失速迎角为34°。从图 10可以看出，1截面在34°时仍是附着流动，直到42°才出现大面积的流动分离，所以虽然24°迎角后机翼已经不再提供升力，但中心体可以继续提供升力，使飞机的失速迎角增大。
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| 图 10 1截面不同迎角下的时均来流速度 Fig. 10 Time averaged streamwise velocity for 1section at different angels of attack |
油流试验结果如图 11所示，分别是迎角0°、10°、15°和24°下的表面拓扑结构。0°迎角下，机翼前缘已经出现分离线，然后马上又再附，在分离线和再附线之间，是稳定的层流分离泡。当迎角为10°时，分离线更靠近前缘，层流分离泡区域减小，机翼外端出现流动分离现象，最外端机翼后缘出现较大的回流区，同时具有对称的旋涡结构，流动分离在这个区域比较明显，这与PIV结果中10°迎角下6截面以及5截面的流动现象相对应，也是造成升力系数减小以及俯仰力矩系数增大的主要原因。15°迎角时，外翼段已经大面积分离，在翼根与机身连接处，出现对称的旋涡结构。当迎角继续增大到24°时，左右两边出现非对称的旋涡结构，外翼段完全分离，而此时中心体部分仍具有较大的再附流动区，这与PIV测量结果相对应。
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| 图 11 不同迎角下的表面油流显示结果 Fig. 11 Surface oil flow visualization results at different angels of attack |
通过PIV测量试验与油流试验分别从空间流场结构以及表面流场拓扑结构两个方面对该BWB飞行器失速过程中的流动现象进行分析，结果具有很好的对应关系。随着迎角的增大，飞机表面流场出现分离，分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展，而当外翼段完全失速时，飞机并不会马上失速，中心体将继续提供足够大的升力维持飞行，真正的失速发生在中心体开始出现分离的时候。
4 结论针对某双垂尾布局BWB飞行器的失速特性，采用测力试验，对其纵向气动特性进行分析，并研究了小翼、前缘缝翼、双吊舱对其纵向稳定性的影响。同时采用PIV测量技术对其失速过程的流动机理进行分析。
1) 该构型BWB布局飞行器，在10°迎角以及24°迎角情况下会出现明显的纵向特性变化，在这两个迎角下，升力系数降低而俯仰力矩系数导数增大，可能造成飞机的纵向失稳，甚至失速。而这与机翼表面的流动分离，以及流动分离的发展过程有关。机翼表面的流动分离从翼梢开始，在10°迎角翼梢已经很大程度分离，随着迎角增大，最终在24°时，整个外翼段处于分离区，机翼不再提供升力。
2) 中心体也能提供升力，并且在外翼完全失速后还能继续提供升力，直到34°失速迎角，中心体出现流动分离，提供升力减小，升力系数开始降低。
3) 翼梢小翼和双吊舱对于BWB纵向气动特性的影响都发生在迎角大于10°之后，而前缘缝翼对于纵向气动特性的影响发生在4°迎角，且前缘缝翼在迎角不大于24°时，具有比翼梢小翼和双吊舱更明显的增升以及增加纵向稳定性的能力，且能够推迟失速迎角，而在迎角大于24°后，其对纵向稳定性几乎没有影响。说明前缘缝翼在机翼未完全失速的情况下具有很好的增升效果。这也为以后的流动控制提供了参考。在迎角较小时，流动控制布置于未失速的机翼前缘具有较好的效果，而当迎角较大，机翼已经完全处于分离区时，可以将流动控制布置于中心体上，通过抑制中心体的流动分离，达到更大的失速迎角。
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