翼身融合布局飞机分布式推进边界层吸入效应影响研究

翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形,在提升巡航效率和减排降噪等方面展现出明显的性能优势和发展潜力.采用雷诺平均Navier-Stokes方法结合基于叶素理论的体积力模型,针对翼身融合布局民机分布式推进边界层吸入(BLI)效应影响下的绕流流场进行了数值研究.首先,将翼身融合布局民机分布式BLI推进构型简化为涵道风扇-机翼段耦合构型,计算涵道风扇质量流率小于1、等于1以及大于1的3个工况,对比分析了滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型法的流场细节、计算精度以及计算效率.其次,建立分布式BLI推进-机翼耦合构型,对此构型不同转速下的绕流流场进行对比分析,探究并验证所建立的分布式BLI推进系统抑制分离的能力.最后,将分布式BLI推进安装于翼身融合布局飞机概念方案NPU-BWB-300机翼与机身的融合段,探究其对NPU-BWB-300绕流流场的影响.研究结果表明:滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型方法均可以较好地刻画涵道风扇边界层吸入效应的流场细节;所建立的分布式BLI推进系统具备抑制分离的能力,将其应用于NPU-BWB-300也可以取得较为明显地改善分离流场的效果.