近年来,随着航空工业的发展,民用航空器的油耗、噪声和排放越来越受到人们的关注[1, 2].传统布局民机在增大载运量,提高升阻比,降低油耗、噪声和排放等方面的能力已非常有限,因而人们开始寻求新的民机布局设计方案,以满足未来航空市场对民用航空器高经济性、低噪声和低污染的要求.翼身融合(Blended Wing Body,BWB)布局[3, 4, 5, 6]在这种背景下被提出,其被认为是下一代民机设计最具潜力的气动布局之一.与传统布局相比,其具有增加载运量、提高升阻比及降低油耗、排放和噪声等优势[7].
为使BWB布局拥有更好的性能,国外学者率先提出了分布式推进系统与BWB布局飞机耦合设计的理念[8, 9, 10].目前,美国NASA、Boeing等团队先后对上述问题进行了系列研究,并提出了飞机设计方案,最典型的是“SAX-40”静音飞机,其在减少油耗、噪声和排放方面的表现令人满意[11, 12, 13].但是,这类布局一方面使发动机吸入更多边界层(Boundary Layer Ingestion,BLI)从而导致进气畸变[14, 15],给风扇设计带来了困难;另一方面,边界层吸入效应会影响飞机外部流动,进而改变全机气动特性.因而,有必要研究推进系统的关键设计参数引起的边界层吸入效应对飞机气动特性的影响.
本文根据飞机总体设计参数及客舱结构设计参数要求给出了350座级分布式推进系统与BWB耦合布局客机的气动外形设计方案作为边界层吸入效应的研究模型,采用数值计算方法研究巡航和起飞状态下,不同进排气流量对飞机气动特性的影响;在此基础上,研究巡航状态下推进系统沿弦向位置及进气道入口高度对飞机气动特性的影响.
1 模 型
根据民机总体设计参数和客舱结构设计参数要求给出了350座级分布式推进系统与BWB耦合客机气动布局,如图 1所示.该布局形式主要由3部分构成:中心体、融合段和外翼段.中心体为厚度12%的翼型,其有效地满足了客舱、货舱空间的设计要求;外翼段为具有良好跨声速气动特性的超临界翼型NASA SC(2)-0706,其可有效减小巡航飞行时的波阻;中心体与外翼段之间的过渡部分为融合段,采用线性方式过渡.
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| 图 1 气动布局Fig. 1 Aerodynamic configuration |
表 1给出了飞机的主要几何参数.与现役同座级客机相近.图 2给出了客、货舱及推进系统在飞机上的相对位置.客舱布置于整个中心体内,货舱位于客舱下部.推进系统半埋于中心体后部,其沿飞机的弦向位置受客舱和当地翼型厚度约束.本文主要基于此模型研究推进系统关键设计参数对飞机气动特性的影响.首先研究了推进系统质
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| 图 2 客、货舱及推进系统在BWB上的相对位置Fig. 2 Cabin/cargo and propulsion system position on BWB |
| 参数 | BWB |
| 翼展/m | 68.2 |
| 机身长度/m | 44.6 |
| 参考面积/m2 | 560 |
| 机翼后掠角/(°) | 37 |
| 平均气动弦长/m | 10.2 |
| 最大起飞重量/t | 230 |
| 重心距前缘距离/m | 27.3 |
| 进气口距前缘距离/m | 35.6 |
| 推进系统长度/m | 6.0 |
| 推进系统宽度/m | 21.0 |
| 进口面积/m2 | 18.6 |
| 喷口面积/m2 | 14.7 |
量流量率(Mass Flow Rate,MFR,其定义公式见下文)的变化对飞机气动特性的影响;随后在不同MFR下,分别讨论巡航时进气道入口沿弦向位置Lf*(进气道入口到中心体前缘的距离与对称面翼型弦长之比)、进气道入口高度H*(进气道入口高度与平均气动弦长之比)对飞机气动特性的影响. 2 方 法 2.1 数值方法及网格
本文采用商业软件进行气动建模和数值计算,其是利用计算流体力学(Computation Fluid Dynamics,CFD)中的有限体积法求解三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,选取了S-A湍流模型.图 3为本文研究所用的计算网格模型,其为C-H型结构.自由来流给定压力远场条件,飞机及推进系统表面为无滑移绝热壁面条件;进气道入口为压力出口边界,需给定静压、回流总温及目标质量流量;尾喷口为质量流量入口边界,给定质量流量、初始静压、总温及喷流方向.
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| 图 3 耦合模型的CFD网格Fig. 3 CFD mesh of the integrated configuration |
无量纲气动力和力矩系数定义为
式中:L为升力;D为阻力;M为对质心的俯仰力矩;CL为升力系数;CD为阻力系数;Cm为对质心的俯仰力矩系数;ρ0和V0为自由来流的密度与速度;ρin和Vin为进气道入口的气流平均密度与速度;Sref为飞机的参考面积;c为平均气动弦长.
2.2 模型验证
本文通过与文献[8]对比,验证了计算方法及边界条件设置的合理性;同时为兼顾计算精度与效率,还进行了网格无关性验证.图 4为Ma=0.66和Ma=0.73两种条件下本文计算结果与文献[8]结果的对比.可见,各计算点的差别均不超过3%,这表明本文使用的模型与方法可行.图 5为不同节点数的网格模型在巡航条件下极曲线对比.可见,节点数大于160万后各计算点差别在5%以内,故采用此量级的网格作为计算模型可以兼顾精度与效率.此时y+≈1(y+表示无量纲壁面率),计算结果能够准确地描述边界层内的流动.
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| 图 4 CL随MFR的变化Fig. 4 CL varied with MFR |
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| 图 5 不同网格密度下的极曲线Fig. 5 Polar curves of each mesh size |
3.1 进排气流量的影响
本文研究中所涉及的巡航和起飞状态的基本飞行条件参数如表 2所示.下面首先研究进排气流量对飞机气动特性的影响.为保证推进系统进排气平衡,尾喷口流量采用与进气流量相同的设置.
| 飞行条件 | 马赫数 | 高度/km | 静压/Pa | 静温/K | 密度/(kg·m-3) |
| 巡航 | 0.85 | 11 | 22700 | 216.70 | 0.3649 |
| 起飞 | 0.21 | 0 | 101325 | 288.15 | 1.2249 |
以攻角α=2.8作为巡航飞行的基本状态(Lf*=0.8,H*=0.085)来分析MFR对飞机气动特性的影响(其中MFR=0表示进气道入口封闭).通过计算得到飞机气动特性随MFR的变化规律如图 6~图 8所示.
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| 图 6 巡航时CL和CD随MFR的变化Fig. 6 CL and CDvaried with MFR in cruising |
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| 图 7 巡航时升阻比K随MFR的变化Fig. 7 Lift-to-drag ratio K varied with MFR in cruising |
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| 图 8 巡航时Cm随MFR的变化Fig. 8 Cmvaried with MFR in cruising |
图 6所示为飞机的升力系数CL、阻力系数CD随MFR的变化.可见,随着MFR增大,CL增加,且CL,MFR(CL随MFR变化率)不断减小;MFR=0.8时,飞机的升力系数CL接近于设计升力系数CL,design.而随着MFR增大,CD先减小后增大,MFR=0.6左右,CD取得最小值.图 7所示为飞机巡航升阻比K随MFR的变化,可见,随着MFR增大,K不断增大,且增长率不断减小;MFR=0.8~1.0范围内,K值变化不大,最大值约为19.2.飞机的俯仰力矩系数Cm随MFR的变化如图 8所示.由图可知,Cm随MFR的增大而减小,且变化率近似线性;值得注意的是,MFR=0.8时,Cm近似为0,这有利于飞机巡航时的配平.综上,设计巡航状态应具有相对较大的MFR,这将有利于提高巡航升阻比,降低俯仰力矩,使飞机具有较高的气动效率.
为进一步分析MFR对飞机巡航气动特性的影响机理,下面对飞机外流场进行详细分析.图 9所示为MFR=0.4和MFR=1.0时飞机上表面等压线及特征截面压力分布(Cp为压力系数).通过对比发现,增大MFR使飞机上表面气流加速,进气道前方吸力增加,MFR越大,推进系统对飞机外部气流的加速作用就越强,上表面负压区就越大,升力也越大;同时,压心和全机焦点随上表面负压区增大而后移,飞机的低头力矩增加;另外,推进系统对飞机中心体上表面气流的加速吸入也抑制了其沿展向向外翼的流动,使中心体部分的气动特性更接近其特征截面翼型的气动特性,这也是增大MFR使飞机升力系数增加的原因之一.
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| 图 9 巡航时不同MFR下飞机上表面等压线、特征截面压力分布对比Fig. 9 Pressure contours on upper surface, and sectional characteristic pressure distribution with |
图 10所示为巡航时不同MFR下,特征截面(沿展向:y/b=0,0.45，0.95)压力分布对比.可见,对于中心体(图 10(a)),随着MFR的增大,翼型上表面背风面压力降低,导致阻力增大;对于外翼段(图 10(c)),随着MFR的增大,翼型迎风面压力降低,导致阻力减小.这两部分产生的阻力随着MFR增大变化趋势相反,它们对于总阻力的贡献近似抵消,导致总阻力主要随融合段阻力变化.对于融合段(图 10(b)),MFR从0.4增大到0.6、再到1.0的过程中,翼型上表面压力先是迎风面降低,逐渐过渡到背风面降低,导致总阻力先减小后增大.上述即为飞机的阻力系数CD随着MFR的增大先减小后增大的原因.
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| 图 10 巡航时不同MFR下特征截面压力分布对比Fig. 10 Characteristic sectional pressure distribution with different MFR in cruising |
下面分析MFR的变化对分布式推进系统吸入的流场品质的影响.图 11所示巡航时进气道入口截面流向速度分布V1/V0(V1为进气道入口截面来流速度,V0为远场来流速度)随MFR的变化(y*为进气高度与平均气动弦长的比).可见,随着MFR的增大,该区域流动的顺压梯度不断增加,边界层厚度减小,推进系统进气不均匀性变小;此外,当MFR < 0.5时,该区域出现回流,导致飞机表面气流局部分离,使进气道内流场品质变差.另外,随着MFR的增大,推进系统入口前边界层厚度减小,进而流动能量耗散减小,进气道入口总压恢复提高.可见,增大MFR有利于提高推进系统巡航时的运行效率.
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| 图 11 巡航时进气道入口截面流向速度分布Fig. 11 Velocity profiles V1/V0 at intake plane varied with MFR in cruising |
以α=10作为起飞的基本状态来分析MFR对起飞时飞机气动特性的影响.由于起飞时飞机速度较低(约为72m/s),且推进系统为提供较大推力所需MFR较大,因而MFR成为起飞时影响飞机气动特性最重要的参数.本文选取Lf*=0.8、H*=0.085构型研究分析起飞时MFR对飞机气动特性的影响,通过计算的到CL、CD及Cm随MFR的变化,见表 3.
| MFR | CL | CD | Cm |
| 无分布式推进系统飞机 | 0.80887 | 0.08201 | 0.22833 |
| 0.4 | 0.72637 | 0.07291 | 0.23595 |
| 0.6 | 0.79065 | 0.07868 | 0.22281 |
| 0.8 | 0.83766 | 0.08593 | 0.19967 |
| 1.0 | 0.87507 | 0.09276 | 0.18052 |
| 1.2 | 0.91156 | 0.10036 | 0.16080 |
| 1.4 | 0.94817 | 0.10876 | 0.14036 |
| 1.6 | 0.98641 | 0.11886 | 0.11541 |
随着MFR增大,CL不断增加,同时CD也增加;当MFR>0.7时,飞机升力系数CL即可大于无分布式推进时的升力系数,MFR=1.6时,升力系数可达无分布式推进时的1.2倍,这对于提高起飞安全性是有利的.另外,随着MFR的增大,飞机的俯仰力矩系数Cm减小,这使得配平更加容易.
与巡航时的MFR对气动特性影响的原理类似,起飞时推进系统对飞机外流的吸入作用抑制了气流从中心体向融合段及外翼段的展向流动,MFR越大,吸入作用就越强,从而导致飞机上表面负压区增大,飞机升力也增加.另外,压心和全机焦点随着负压区域的增大而后移,飞机的低头力矩增加,起飞配平变易.图 12所示为起飞时不同MFR下,特征截面压力分布对比.可见,与巡航时不同,随着MFR增加,飞机中心体(图 12(a))上表面背风面压力降低较多,从而阻力增加,而融合段(图 12(b))和外翼段(图 12(c))的整个上表面压力均降低,阻力变化不大,故飞机的阻力系数CD随着MFR的增大而增加.
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| 图 12 起飞时不同MFR下特征截面压力分布对比Fig. 12 Characteristic sectional pressure distribution with different MFR in taking off |
为分析MFR对起飞时分布式推进系统吸入的流场品质的影响,图 13给出了进气道入口截面流向速度分布V1/V0随MFR的变化.可见,随着MFR的增大,进气道入口区域流动的顺压梯度增大,边界层厚度减小,降低了飞机上表面气流分离的可能性,有利于改善飞机起飞时大攻角下的失速特性;值得注意的是,MFR>1时,进气气流不均匀性增加,这不利于推进系统的有效运行.
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| 图 13 起飞时进气道入口截面流向速度分布Fig. 13Velocity profiles V1/V0 at intake plane varied with MFR in taking off |
基于3.1节的分析,仍以α=2.8作为巡航飞行条件(H*=0.085)来研究分析Lf*对飞机气动特性的影响.根据客舱位置和中心体构型的约束,选取Lf*=0.70~0.825范围进行分析.另外,由于MFR对不同Lf*构型的气动特性影响明显,因而本节研究了不同MFR(MFR=0.4,0.7,0.8，1.0)下Lf*对飞机气动特性的影响,其变化规律如图 14~图 17所示.
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| 图 14 巡航时CL随L*f的变化Fig. 14 CL varied with L*f in cruising |
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| 图 15 巡航时CD随L*f的变化Fig. 15 CDvaried with L*f in cruising |
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| 图 16 巡航时K随L*f的变化Fig. 16 K varied with L*f in cruising |
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| 图 17 巡航时Cm随L*f的变化Fig. 17 Cm varied with L*f in cruising |
图 14所示为飞机的升力系数CL随Lf*的变化.可见,随着推进系统沿机身往后布置(Lf*增大),各MFR下CL均增大;另外,CL,L*f(CL随Lf*变化率)随着MFR增大而减小,Lf*对飞机的升力特性影响明显性减弱.图 15为飞机的阻力系数CD随Lf*的变化.可见,MFR较小时(MFR≤0.7),随着Lf*增大,CD不断减小,且CD,L*f(CD随Lf*的变化率)随着MFR增大而减小,Lf*对飞机的阻力特性影响明显减弱;MFR较大时(MFR≥0.8),随着Lf*增大,CD不断增加,且随着MFR的增大CD,L*f也增大,即Lf*对飞机阻力特性影响明显增强.图 16所示为飞机的巡航升阻比K随Lf*的变化,可见,MFR≤0.8时,随着Lf*的增大,K不断增大,MFR较小时,增幅尤为明显.MFR>0.8时,随着Lf*的增大,K略有减小.图 17所示为飞机的俯仰力矩系数Cm随Lf*的变化.可见,不同MFR下,随着Lf*增大,Cm均略有减小;MFR=0.8时,各Lf*构型下,飞机的俯仰力矩系数Cm均接近于0.
另外,对比分析图 14~图 17中Lf*=0.7和Lf*=0.8两种构型下,飞机气动特性随MFR的变化规律,可以看出,随着MFR增大,两种构型下CL均增加,且CL,MFR(CL随MFR变化率)不断减小;同时,Lf*=0.7构型的CL,MFR大于Lf*=0.8构型,即MFR对于Lf*=0.7构型的升力特性影响更明显.随着MFR增大,两种构型下CD均先减小后增大,只是阻力最小时对应的MFR不同,可见,MFR对于不同Lf*构型下飞机阻力特性的影响规律相近.比较两种构型下飞机的巡航升阻比K随MFR的变化规律发现,Lf*=0.8构型的K值整体较大,且其能在较宽的MFR范围内保持较高的升阻比K(MFR=0.8~1.0内,K值均约在19.0以上).综上,从提高巡航气动特性的角度来说,合适的MFR下,推进系统沿弦向布置靠后较有利.
图 18所示为巡航时Lf*=0.7和Lf*=0.8两种构型下飞机上表面等压线及特征截面压力分布对比(以MFR=0.4(图 18(a))和MFR=1.0(图 18(b))为例).通过对比发现,MFR较小时(MFR=0.4),两种构型下飞机上表面压力分布及特征截面压力分布差别较大,Lf*越大,推进系统对飞机中心体、融合段等区域后部气流吸入越明显,飞机上表面负压区越大,升力也越大,同时,压心和焦点位置后移,低头力矩增加.MFR较大时(MFR=1.0),两种构型下飞机表面压力分布及特征截面压力分布近似,Lf*对于推进系统对飞机表面气流吸入作用及其压力分布的影响明显性减弱,此即CL,L*f随着MFR的增大而减小的原因.另外,综合对比图 18(a)和图 18(b),Lf*较小时(Lf*=0.7),MFR对于飞机表面压力分布影响较大,而Lf*较大时(Lf*=0.8),MFR影响的明显性减弱,此即为Lf*=0.7构型的CL,MFR大于Lf*=0.8构型的原因.
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| 图 18 巡航时不同Lf*下飞机上表面等压线、特征截面压力分布对比Fig. 18 Pressure contours on the upper surface, and characteristic sectional pressure distribution with different Lf* in cruising |
为进一步分析不同MFR下,Lf*对飞机阻力特性的影响机理,选取MFR=0.4和MFR=1.0时不同Lf*构型的特征截面压力分布进行对比分析,如图 19和图 20所示.由图 19,MFR较小时(MFR=0.4),随着Lf*增大,飞机中心体(图 19(a))翼型上表面背风面压力降低,阻力增加;而对于融合段(图 19(b))和外翼段(图 19(c)),随着Lf*增大,翼型上表面迎风面压力降低,阻力减小.综合各区域阻力的变化,总阻力减小,即为MFR≤0.7下,CD随着Lf*增大而减小的原因.分析图 20,MFR较大时(MFR=1.0),随着Lf*增大,中心体(图 20(a))和融合段(图 20(b))翼型上表面背风面区域压力略有降低,阻力增加;而外翼段(图 20(c))翼型表面压力几乎不变,阻力也几乎不变.综合各区域阻力的变化,总阻力增大,即为MFR≥0.8下,CD随着Lf*增大而增加的原因.
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| 图 19 巡航时不同Lf*下特征截面压力分布对比,MFR=0.4Fig. 19 Characteristic sectional pressure distribution with different Lf* in cruising, MFR=0.4 |
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| 图 20 巡航时不同Lf*下特征截面压力分布对比,MFR=1.0Fig. 20 Characteristic sectional pressure distribution with different Lf* in cruising, MFR=1.0 |
为了分析Lf*对分布式推进系统吸入的流场品质的影响,图 21给出了巡航时进气道入口截面流向速度分布V1/V0随Lf*的变化(MFR=0.8).可见,随着Lf*的增大,该区域流动的顺压梯度不断减小,边界层厚度增加,推进系统的进气不均匀性增加(但无回流),不利于推进系统的有效运行.此外,随着Lf*的增大,进气道入口区域边界层厚度的增加导致了流动能量耗散增加,入口前总压恢复减小,降低了推进系统的运行效率.
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| 图 21 巡航时进气道入口截面流向速度分布Fig. 21 Velocity profiles V1/V0 at intake plane varied with Lf* in cruising |
下面仍以α=2.8作为巡航飞行条件(Lf*=0.80)来分析推进系统进气高度H*对飞机气动特性的影响.分别研究不同MFR(取0.4、0.7和0.8)下H*对飞机气动特性的影响,其变化规律如表 4所示.
| MFR | H* | CL | CD | Cm | K |
| 0.4 | 0.065 | 0.22150 | 0.02047 | 0.07366 | 10.8 |
| 0.085 | 0.18988 | 0.02052 | 0.08160 | 9.3 | |
| 0.110 | 0.11676 | 0.02159 | 0.10562 | 5.4 | |
| 0.7 | 0.065 | 0.34743 | 0.01924 | 0.01043 | 18.1 |
| 0.085 | 0.33451 | 0.01897 | 0.01292 | 17.6 | |
| 0.110 | 0.31682 | 0.01874 | 0.01545 | 16.9 | |
| 0.8 | 0.065 | 0.37704 | 0.02004 | -0.00563 | 18.8 |
| 0.085 | 0.36946 | 0.01979 | -0.00395 | 18.7 | |
| 0.110 | 0.35994 | 0.01950 | -0.00278 | 18.5 |
可见,巡航时不同MFR下,飞机的升力系数CL和巡航升阻比K随H*的变化规律类似:随着推进系统进气口变高(H*增大),CL减小,K也减小,飞机的气动特性变差.而对于阻力,MFR较小时(MFR=0.4),随着H*增大,飞机的阻力系数CD增加;MFR较大时(MFR=0.7和MFR=0.8),随着H*增大,CD减小.不同MFR下,H*对飞机的俯仰力矩特性的影响规律相似:随着H*增大,Cm不断增大;另外,随着MFR增大,H*对Cm的影响逐渐减弱,MFR=0.8时,不同H*下Cm的差别只有0.00028.
通过对流动进一步分析可知,相同MFR下,推进系统进气道入口高度越高(H*越大),其对飞机上表面气流吸入作用就越弱,对气流的加速作用也就变弱,上表面负压区就会变小,从而升力减小;同时,飞机的压心和焦点前移,Cm增大,抬头力矩增加.可见,过大H*不利于提高飞机的气动特性.阻力的变化规律与3.2节分析得到的结果相反:MFR较小时(MFR=0.4),随着H*增大,总阻力增加;而MFR较大时(MFR=0.8),随着H*增大,总阻力减小.
为分析H*对分布式推进系统吸入的流场品质的影响,图 22给出了巡航时进气道入口截面流向速度分布V1/V0随H*的变化(MFR=0.8).可见,随着H*增加,该区域流动的顺压梯度减小,边界层厚度增加,流动能量耗散增加,进气道入口前总压恢复减小,推进系统的运行效率降低.另外,若推进系统进气道入口高度相对较小(如H*=0.065),进气不均匀性较大,不利于推进系统进气.因此,需综合考虑飞机的气动特性及推进系统的运行效率来选取合适的进气高度H*.基于上述分析,选择推进系统Lf*=0.8,H*=0.085时,构型可满足飞机气动效率较高且推进系统进气品质较佳的要求.
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| 图 22 巡航时进气道入口截面流向速度分布V1/V0随H*的变化Fig. 22 Velocity profiles V1/V0 at intake plane varied with H* in cruising |
通过上述分析,综合考虑飞机的气动性能和推进系统的进气品质,本文给出了一种既能满足起飞和巡航气动特性要求又具有较好进气品质的布局方案:Lf*=0.8,H*=0.085.如前文所述,巡航时(图 6~图 8),其升力系数CL=0.36、巡航升阻比K=18.80,力矩系数Cm约为0;起飞时(表 3),最大升力系数可达0.99且力矩系数Cm较小;推进系统在两种飞行状态下的进气不均匀性均相对较小,进气品质较佳.
4 结 论
本文基于350座级分布式推进系统与BWB耦合的客机气动布局形式,首先研究了推进系统进气流量(MFR)对飞机在巡航(α=2.8)和起飞(α=10)两种状态下气动特性的影响;接着研究了巡航状态的不同MFR下,推进系统进气道入口沿弦向相对位置Lf*和相对高度H*对飞机气动特性的影响.
1) MFR的选择对使推进系统获得较好的进气条件且提高飞机的气动特性非常重要.随着MFR的增大,进气道入口区域流动的顺压梯度增加,边界层厚度减小,推进系统进气均匀性变好;进气道入口总压恢复增大,流动能量耗散减小,推进系统的运行效率提高.同时,将设计巡航状态确定在相对较大的MFR下将有利于提高巡航升阻比,降低俯仰力矩,使飞机具有较高的气动效率.
2) 巡航时,一方面,在Lf*可取范围内,其越小,MFR对于飞机气动特性影响越明显;另一方面,在确定的MFR下,较大的Lf*可有效提高飞机气动特性，即推进系统后置(增大Lf*)时,巡航升阻比增大;但此时,推进系统进气不均匀性也增加,且进气道入口总压恢复减小,不利于推进系统的有效运行.另外,在较大的MFR下,Lf*对飞机气动特性影响变弱,因此,Lf*的选取需权衡飞机气动特性、推进系统的进气条件等要求.
3) H*的变化对飞机巡航气动特性的影响明显.H*过大,飞机巡航升阻特性降低,且抬头力矩增加,进气道入口总压恢复变小;H*过小,进气均匀性迅速变差,不利于推进系统的有效运行.因此,选择合适的H*可实现保持较好的推进系统进气条件前提下提高飞机的气动特性.
4) 起飞时,增大MFR可有效提高飞机气动特性.与无分布式推进系统的飞机相比,此时的升力系数最大能提高约20%.此外,MFR较大时,推进系统对气流的吸入作用降低了飞机上表面气流分离的可能性,这有利于改善飞机起飞时大攻角下的失速特性,增加起飞安全性.但MFR＞1时,进气气流均匀性变差,不利于推进系统的有效运行.
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