翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

钟园，陈勇,*，陈真利，谭兆光，吴大卫，司江涛

1.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.西北工业大学 航空学院，西安 710072

翼身融合(BWB)布局飞机的机翼和机身融合为一个整体，取消了机身和平尾，大幅度减小了全机的浸润面积，降低了摩擦阻力和部件间的干扰阻力[1]；同时，由于飞机重量和气动载荷沿整个机体得到最佳分布，使整个机体都是一个升力体。因此，相比常规布局飞机，采用翼身融合布局的飞机的气动效率有明显提高。该布局不仅是比较理想的无人机气动布局型式，也是未来民用客机有可能采用的气动布局型式。

相比常规布局飞机，翼身融合布局飞机的尾力臂要短得多，且无平尾；其特殊的气动布局型式造成了翼身融合布局飞机的配平能力和操稳特性较差。针对翼身融合布局飞机的气动特点，必须进行精细的气动设计，保证飞机在巡航点附近实现自配平；同时须保证飞机具有较小的静稳定裕度，从而使飞机能够在较大迎角范围内配平。然而，由于其较差的配平能力，导致了翼身融合布局飞机对飞机焦点或重心的变化尤其敏感[2]。

对不使用增升装置的翼身融合布局飞机而言，较好的设计可以使飞机在高速巡航状态和低速状态的静稳定裕度几乎一致，且零升力矩差别不大，但其最大升力系数较低。对民用飞机而言，翼身融合布局不使用增升装置并不能达到民机的低速性能要求。此外，由于翼身融合布局飞机的三维效应要比常规布局飞机更为明显，低速时未使用增升装置的翼身融合布局飞机很有可能会出现俯仰力矩上仰和大迎角滚转现象[3-7]；这个问题只能通过采用增升设计来解决。然而使用增升装置之后飞机的静稳定裕度可能会出现较大变化，这对翼身融合布局飞机来说是相当致命的，极有可能降低飞机的配平能力或使其在后重心位置变成静不稳定。因此，对翼身融合布局飞机来说，增升设计是一大难题：增升装置不仅要较大程度地提高最大升力系数，改善飞机的纵向和横向特性；同时不能明显地改变纵向静稳定裕度。

国外对翼身融合布局飞机研究得较多[8-14]，其中波音公司做了大量的工作，也出现了诸多的飞行验证机，但均无增升装置。图1为波音公司的X48C翼身融合布局验证机。

中国一些高校和科研院所也对翼身融合布局开展了相关的研究工作[15-21]，但基本都处于理论研究的层面，很少涉及验证机飞行试验，亦无相关对翼身融合布局增升装置的研究。图2为中国商用飞机有限责任公司(COMAC)的翼身融合布局验证机“火凤”的模型。

COMAC在“火凤”验证机的飞行试验中发现，在大迎角爬升过程中飞机出现抬头现象，同时在大坡度加速转弯过程中出现滚转现象。为了改善飞机的失速特性，必须加装前缘缝翼。而2016年美国重启了X48C项目，其最新的风洞试验模型亦增加了前缘缝翼，如图3所示。

图1 波音公司X48C验证机Fig.1 X48C testing aircraft of Boeing

图2 中国商用飞机有限责任公司“火凤”验证机Fig.2 “Huofeng” testing aircraft of COMAC

图3 重启后的X48CFig.3 Redesigned X48C airplane

本文以某翼身融合布局低速验证机为研究对象，以数值计算为手段，开展对其前缘缝翼气动布局方案的设计、二维增升设计以及三维增升设计，并分析缝翼构型的纵向力矩特性和横向特性。

1 模型及数值方法验证

1.1 物理模型

本文以某翼身融合布局低速验证机为基础，如图4所示，其由全机融合设计的翼身组合体、向外倾斜的双垂尾、尾翼机身整流罩以及翼梢小翼组成。

图4 某翼身融合布局低速验证机Fig.4 Low speed testing aircraft of BWB

1.2 数值方法验证

利用欧洲高升力计划HiLift-PW1模型外形对本文所用的数值计算方法进行验证，图5为计算模型和网格。

计算状态为马赫数Ma=0.2，迎角α=0°～34°，雷诺数Re=4.3×106(基于平均气动弦长)。图6为计算和试验的升力系数CL曲线以及俯仰力矩系数Cm曲线的对比。

从图6可知，升力曲线在线性段几乎能和风洞试验结果相吻合，虽然在最大升力系数上有差距，但是在失速迎角和升力形态上与风洞试验结果还是一致的；力矩曲线和风洞试验结果在绝对值上有一定的差距，但在趋势上是一致的。由此可见，本文所采用的计算手段是可靠的。

图5 HiLift-PW1模型及网格Fig.5 Model and grid of HiLift-PW1

图6 计算和试验的升力及俯仰力矩曲线对比Fig.6 Comparison of lift and pitching moment curves between calculation and test

2 前缘缝翼布局方案

图7为某翼身融合布局低速验证机的升力曲线和俯仰力矩曲线(取矩点为重心)，图8为侧滑角β=10°时的滚转力矩系数Cl曲线，其计算马赫数为0.1，雷诺数为1×106。

从图7可知，此验证机的失速迎角为16°，其俯仰力矩上仰的迎角为10°，远小于其失速迎角；从图8可知，侧滑角为10°时的滚转力矩在迎角为6°时发生非线性变化，在迎角为8°时滚转力矩开始急剧增大(绝对量)。俯仰力矩形态决定了飞机纵向的失速特性；而飞机在存在速率变化时进行大坡度转弯飞行是存在侧滑角的，本文保守地使用侧滑角10°来衡量存在速率变化时大坡度转弯飞行的失速特性。此翼身融合布局俯仰力矩特性上仰，并且侧滑滚转力矩在较小的迎角时便出现较大的增大；这与试飞中出现的现象一致：飞机在起飞拉起过程中出现机头上仰现象，并且在加速转弯时出现滚转现象。

图7 翼身融合低速验证机的升力和俯仰力矩曲线Fig.7 Lift and pitching moment curves of BWB low speed testing aircraft

图8 侧滑角为10°时的滚转力矩系数曲线Fig.8 Rolling moment coefficient curve with sideslip angle of 10°

取此飞机纵向和横向表面沿流向的摩擦阻力系数Cfx云图，如图9所示。图9中绿色的区域为沿流向摩擦阻力系数等于或小于0的区域，颜色越深，摩擦阻力系数越小。从图9可知，纵向时，飞机整个中外侧机翼的后缘都发生了流动分离；横向侧滑为10°时，分离区域仍旧发生在中外侧机翼，但背风侧机翼(即机头右侧)的分离区要比迎风侧机翼(机头左侧)大得多。由于分离区所在的外段机翼全在重心(CG)之后，因此分离后低头力矩减小，导致俯仰力矩上仰。同时由于分离区为中外段机翼，分离区的力臂较长，当侧滑存在时，左右机翼不对称分离会导致滚转力矩迅速增大。

在机翼前设计前缘缝翼可以推迟中外段机翼的流动分离。翼身融合布局的融合式设计决定了前缘缝翼设计无法像常规布局飞机那样设计为全翼展缝翼，翼身融合布局前缘必然会存在一段无法设计缝翼的机翼区域。由于存在缝翼的翼面区域失速迎角远大于无缝翼的固定翼区域，且因展向流动的影响后掠翼沿展向靠外的区域更容易提前出现流动分离，因此大迎角流动分离发生的区域必然会出现在缝翼和无缝翼固定翼交界的区域。考虑到分离区不能影响V尾和发动机，缝翼设计的区域为沿展向发动机轴线靠外的位置(飞机半翼展)至翼尖的区域，如图10所示，缝翼布置的区域均在重心后方。由于缝翼对流动分离的推迟作用，流动分离会发生在缝翼内端面和发动机之间的机翼区域。分离区的内翼会降低分离后产生的抬头力矩，同时由于分离区距离纵轴更近，侧滑时因左右机翼不对称分离产生的滚转力矩的增量也会减小。

图9 翼身融合低速验证机表面摩擦阻力系数云图Fig.9 Contours of surface friction drag coefficient of BWB low speed testing aircraft

飞机的纵向静稳定性取决于升力面的面积以及升力面至重心的距离。由于布置缝翼增加的机翼面积较小，且缝翼布置在重心之后，因此会使纵向静稳定裕度略有增大。由于机翼后缘需布置数量较多的操纵面，一般而言翼身融合布局飞机并不会专门设计开缝襟翼。

图10 翼身融合低速验证机前缘缝翼布局方案Fig.10 Slat’s layout for BWB low speed testing aircraft

3 前缘增升设计

3.1 二维增升设计

缝翼所布置的区域为中外段机翼，此段机翼有半翼展中间站位和翼尖站位两个位置的控制翼型，如图11所示。半翼展中间站位和翼尖处采用的翼型基本一致，区别只是厚度和前缘半径不同。半翼展中间站位翼型的参数为：最大厚度位置为28%，最大厚度为14%，最大弯度位置为29%，最大弯度为2.2%，前缘半径为1.36%；翼尖站位的前缘半径为0.95%，最大厚度为12%。

本文采用的翼型最大厚度位置比较靠前，且翼型前部弯度较大；同时，在最大厚度之前，翼型曲率变化较小，而在最大厚度之后翼型的厚度迅速变小，在翼型上表面后缘处形成局部的反弯。较为丰满的头部、变化较为平缓的曲率和相对靠前的最大厚度位置可以降低前缘的吸力峰，同时迅速拉平乃至反弯的后缘会使后缘处的流动较为稳定，但后缘处的压力也相对较大。此种翼型的最大升力系数和失速迎角相对较小，但失速形态缓和。

图11 半翼展中间站位和翼尖站位的翼型Fig.11 Airfoils of half-wing mid-station and wing tip station

图12为半翼展中间站位翼型的升力曲线,由图可知，半翼展中间站位翼型的失速迎角为12°。

取失速迎角附近的压力系数Cp分布，如图13所示，横坐标x/c为无量纲弦向位置，c为弦长。在迎角为10°时，在吸力峰之后，上表面压力系数以较大的梯度持续增大直至后缘，即在吸力峰之后气流在逆压梯度作用下持续减速，这会导致较早出现流动分离。迎角11°时后缘压力已经降至0以下，流动分离已经产生，但此时升力继续增大；至失速迎角12°时，弦向60%之后区域的压力分布几近一个平台；13°迎角时弦向50%之后的区域已经形成一个负压较小的压力平台。迎角从10°变化至13°，前缘吸力峰仍在继续增大，即使在失速迎角之后的13°，其吸力峰仍旧在增加，只是增加的幅度有所降低。从压力分布可以看出，在失速迎角附近，流动分离出现后并缓慢地从后缘向前发展，同时前缘吸力峰仍在增加；此种翼型分离形态缓和，失速特性较好。

此类翼型的失速迎角较小，其主要原因是在吸力峰之后气流持续减速，导致气流动能损失较大从而过早出现流动分离。因此，降低主翼的前缘吸力峰即可降低逆压梯度，从而降低气流的动能损失，推迟气流分离。对传统的超临界翼型而言，其最大厚度位置相对靠后，翼型前部弯度较小，在翼型前缘之后曲线曲率迅速变化至平缓。图14为传统的超临界翼型和本文半翼展中间站位翼型的对比。对超临界翼型而言，由于其曲率变化剧烈的区域主要在翼型头部，在头部之后曲线曲率迅速减小，在缝翼的后缘即翼型弦向20%区域附近，曲线已近乎拉平。

超临界翼型低速状态典型的压力分布如图15 所示，在吸力峰之后超临界翼型上表面的压力系数在弦向20%位置就迅速恢复至-1左右，并在随后80%的弦长区域缓慢地增大至来流压力。由于缝翼一般布置在机翼弦长20%左右的区域，因而超临界翼型缝翼后缘的流速可以降低到较低的程度，从而可以明显地降低主翼面的吸力峰，同时来自缝翼缝道的高速气流可以补充缝翼后缘气流的动能损失；两者综合作用可极大地推迟主翼面的流动分离。为了降低气流流经缝翼上表面后的动能损失，在超临界翼型上设计的缝翼一般具有较大的正偏度(逆时针偏转为正)，这样可以相对降低缝翼上的吸力峰。

图12 半翼展中间站位翼型的升力曲线Fig.12 Lift curve of half-wing mid-station airfoil

图13 半翼展中间站位翼型的压力分布Fig.13 Pressure distribution of half-wing mid-station airfoil

图14 半翼展中间站位翼型与超临界翼型的对比Fig.14 Comparison between half-wing mid-station airfoil and supercritical airfoil

此翼身融合布局验证机所用翼型特点与超临界翼型完全不同，由于缝翼后缘(弦向20%左右)翼型仍具有较大的曲率，气流在此处仍将具有较大的流速，若缝翼采用正偏度，缝翼后缘处的流速将会更大；这会导致主翼前缘具有较高的流速，从而导致较高的吸力峰，致使缝翼推迟流动分离的目的不能实现。若对此翼型设计负偏转的缝翼，则缝翼的吸力峰的弦向位置会比较靠前，且缝翼后缘会有较长区域的减速区，有助于降低缝翼后缘处的流速，从而降低主翼的吸力峰值。

图16为针对半翼展中间站位翼型设计的前缘缝翼示意图。图17为迎角17°时缝翼偏转-5°

图15 超临界翼型的压力分布(α=11°)Fig.15 Pressure distribution of supercritical airfoil (α=11°)

图16 半翼展中间站位翼型的缝翼设计Fig.16 Slat design of half-wing mid-station airfoil

和-3°时的压力分布。从图17可知，缝翼负偏度越大，缝翼吸力峰越高，主翼的吸力峰就越低；这有助于推迟主翼上的分离。

采用负偏度的缝翼设计可增大缝翼升力，对主翼的下洗作用更大，可降低主翼的当地迎角，有助于推迟失速；但由于受到缝翼上较大的逆压梯度和表面摩擦力的影响，在缝翼后缘处的气流会有较大的动能损失。设计较好的缝道可在缝道出口处形成动能强大的射流，改善主翼附面层的流动，推迟主翼失速。缝道参数间隙值LG及搭接量LO的设计对缝道效应的作用至关重要。

图18为迎角为13°时缝道参数变化时的压力分布。当LO值增大时，缝翼与主翼距离更近，缝翼和主翼之间的相互影响更强，即主翼受到更强的下洗作用，缝翼受到更强的上洗作用，从而导致主翼吸力峰下降，缝翼吸力峰增高；同时LO增大会导致更长的缝道，气流的加速区更长，使在缝道出口处气流的动能更大，即缝翼后缘的速度更大。当LO值以及缝翼偏度不变，LG值增大时，缝道长度不变，缝道形状几乎不变，缝翼和主翼的压力分布几乎不发生变化。

对半翼展处缝翼的偏度和缝道参数进行优化，得到较为合适的参数值：偏度为-5°，LG值为9.3%，LO值为2.2%。翼尖站位和半翼展中间站位的翼型相同，故采用相同的缝道参数和偏度。优化后缝翼和原始翼型升力曲线如图19所示。从图可知，设计缝翼之后，失速迎角从12°推迟到18°，最大升力系数从1.2增大至1.8左右。可见，本文对验证机所使用翼型的低速气动特性的分析和缝翼的设计方法判定是正确的。

图17 不同缝翼偏度的压力分布Fig.17 Pressure distribution of different slat angles

图18 不同缝道参数影响的压力分布Fig.18 Pressure distribution of different seam parameters

图19 带缝翼翼型的升力曲线Fig.19 Lift curves of airfoil with slat

3.2 三维增升设计

以二维设计的缝翼外形、偏度和缝道参数为基础，得出了三维的前缘缝翼和转轴，如图20所示。缝翼内端面剖面采用沿流向设计，其目的是控制大迎角时此处产生的分离在此端面的后方；缝翼外端面剖面为垂直于转轴设计，其目的是使缝翼展开后和主翼之间的缝隙尽可能地小，以减小此处流动分离出现的区域。

安装缝翼后的翼身融合布局验证机的升力曲线和俯仰力矩曲线(取矩点为重心)如图21所示。安装缝翼之后，失速迎角提高了2°，达到18°，最大升力系数提高近0.4，达到1.6；同时，俯仰力矩曲线上仰的现象完全得到改善，在15°时力矩曲线变平，但在17°时重新变为下偏。

取安装缝翼之后侧滑角为10°时的滚转力矩系数曲线，如图22所示。安装缝翼之后在侧滑角为10°时,在迎角为14°之前,随迎角增大，滚转力矩几乎是线性变化，在迎角为15°之后滚转力矩(绝对值)急剧变小；相比之下干净构型在迎角为8°时滚转力矩便急剧变大(绝对值)。可见，安装缝翼可以较大程度地提高飞机侧滑或变速转弯时的安全性。

飞机干净构型和缝翼构型迎角为14°时不带侧滑和侧滑角为10°时的沿流向摩擦阻力系数离的区域从中外翼分离变化为了中间翼分离，即使侧滑为10°时分离区仍然保持稳定。带缝翼构型分离区损失的升力对俯仰轴和滚转轴的力臂均减小，这是相比干净构型俯仰力矩上仰和滚转力矩急剧变化得到改善的原因。

图20 三维缝翼形状和转轴Fig.20 Shape and rotating axis of 3D slat

图21 安装缝翼后的升力和俯仰力矩曲线Fig.21 Lift and pitching moment curves after installation of slat

图22 安装缝翼后侧滑10°时的滚转力矩系数曲线Fig.22 Rolling moment coefficient curves with sideslip angle of 10° after installation of slat

Cfx云图如图23所示。安装缝翼之后流动分离发生在缝翼和固定翼交界的区域，相比干净构型，分

图23 干净构型和缝翼构型的表面摩擦阻力系数云图Fig.23 Contours of surface friction drag coefficient of clean and slat configuration

图24描述了缝翼构型的静稳定裕度相比干净构型的变化。安装缝翼之后，飞机的静稳定裕度仅增大了1.7%，即焦点向后移动了0.017倍的平均气动弦长；焦点后移对飞机的操稳特性是有利的。尽管焦点后移对配平不利，但缝翼构型的俯仰力矩-升力系数曲线整体上移，相同升力系数下缝翼构型的俯仰力矩(绝对值)更小，整体而言对配平更有利。

图24 安装缝翼后静稳定裕度的变化Fig.24 Variations of static stability after installation of slat

图25为半模的滚转力矩系数随升力系数变化的曲线，其斜率代表压心的展向位置。由图可知，安装缝翼之后，压心稍有外移，但程度很小；其原因是缝翼展开后外段机翼提供的升力稍有增加。

图25 安装缝翼后滚转力矩系数的变化Fig.25 Variations of rolling moment coefficients after installation of slat

4 结 论

以翼身融合布局飞机低速验证机为对象，开展了前缘缝翼的设计研究，其结论如下：

1) 翼身融合布局飞机因为其特殊的布局形式，一般会存在力矩上仰和失速滚转的问题，其原因是流动分离出现在外段机翼。

2) 前缘使用缝翼设计并结合适当的气动布局形式可以将分离区控制在靠内侧机翼上的合适区域。

3) 本文所设计的缝翼可使翼身融合布局低速验证机的失速迎角推迟2°，使其最大升力系数增大0.4，滚转发散迎角增大7°；缝翼构型不影响全机焦点、压心以及全机配平特性。

4) 本文研究内容可为翼身融合布局飞机增升装置气动布局方案和气动设计提供支持。

致 谢

感谢西北工业大学张彬乾教授课题组的支持与帮助，感谢上海飞机设计研究院同事们的指导与建议。