翼身融合飞机的空气动力学研究进展简介

引言 综述 翼身融合飞机(BlendedWingBodyAir- c础——BWBAircraft，国内学者亦称之为 “飞翼”)的概念首先由NASA的Langley研 究中心于上个世纪九十年代初提出，它是一 种新型布局的运输机(客彬货机)，如图1 所示。由于其高度的集成特性，其浸湿面积 也大大小于同量级的传统布局飞机，因此，与 同量级传统布局的飞机相比较具有更轻的重 量，更高的升阻比和更小的燃油消耗 量¨儿2|。除了上述优势外，BWB还具有其它 好的特性，如更高的安全性和更好的舒适性 等。因此，美欧等航空工业较发达的国家相 继投入大量资源进行BWB的研究。美国以 波音公司为首携同Langley研究中心以及斯 坦福大学等科研机构对BWB进行了广泛而 深入的研究，涉及气动、结构、控制和动力等 多个学科"1；而欧洲则以MOB项目和VELA (VeryEmcientLargeAircraft)项目为契机，对 BWB进行了深入的多学科优化设计HJ。 从图1中可以看出，BWB布局是一种高 度集成的构型，这带来了气动性能上的好处， 但是也面临一系列挑战。例如，更加复杂强 烈的多学科(气动、结构和飞行动力学)耦 合、配平及稳定性问题等。其引发了如下 技术‘5]、[6]、[7]、【8㈨]： (1)机身容积问题：因为乘客和货物要放 进“机翼”里，所以导致中间机身区的最大相 对厚度达到了17％，这大大超出典型跨音速 翼型的最大相对厚度。 (2)座舱地面角与配平问题：一方面，中 央机身翼型既要满足装载乘客要求，同时还 要求其产生升力，为了保证乘客的舒适性，巡 航时的座舱地面角不能太大(一般小于3 度)，这要求中央机身翼型具有正的后弯曲 以提高升力系数；另一方面，考虑到无尾布局 的配平问题，要求中央机身翼型限制使用正 的后弯曲。 (3)着陆速度和姿态问题：因为飞翼机是 无尾布局的，因此其后缘首先须作为控制面 以满足配平俯仰力矩的要求，其次才是用作 襟翼以起到增升作用。所以，BWB布局着陆 时的最大升力小于传统布局的飞机，从而导 致较高的着陆速度和较大着陆姿态角，这不 利于飞行安全，对于民机来讲也较难满足适 航条例的要求。 (4)抖振和失速问题：BWB布局的外翼 承受较高的载荷，这要求机翼设计人员增加 弦长和机翼负扭转的程度以符合抖振和失速 特性的要求，但是，这样设计会降低巡航 性能。 (5)静稳定裕度对气动设计要求：稳定裕 度是无尾飞机关注的焦点，过去通常要求飞 机具有正的静稳定裕度。对于BWB布局的 飞机来说，尽管电传操纵系统不一定要求翼 身融合飞机具有正的静稳定裕度，但是，正的 静稳定裕度能够减少控制面带宽。要使得翼 身融合飞机具有静稳定的特性，就必须对翼 载荷进行详细的优化设计，须在稳定性和气 动性能之间进行权衡。 为了着手解决上述的技术难题，各国学 1 一阻 万方数据 者都把多学科优化设计作为主要的技术手 段，这同时又引发了优化设计方面的若干问 题，主要表现在多个学科耦合、设计变量数目 巨大和约束条件众多等方面。如何在保证足 够的精度下进行快速的优化设计也是目前 BWB多学科优化设计的热点问题。 本文主要讨论BWB空气空力学研究的 进展情况，首先简述BWB布局研究的历程， 然后探讨BWB布局的优化技术，最后综述 近年来BWB气动研究的热点领域，文末讨 论BWB未来的研究方向。 图1翼身融合飞机三视图 1 BWB布局研究历程简述 1．1 BWB布局的总体参数 BWB布局的最早由NASA的Langley研 究中心于上世纪九十年代初提出，其最初的 设计着眼点在于大幅度的减小浸湿面积旧J， 这样可以极大地减小阻力，提高升阻比。适 逢波音和空客都在着手研究下一代客机，因 而在波音和空客分别资助NASA和MOB项 目对第一代巨型BWB飞机进行了比较深入 的研究(文献[3]把NASA研究的巨型BWB 布局分成两代，本文通称它们为巨型BWB 布局)(见图2)。在空客和其他研究机构的 支持下，汉堡应用科技大学的Wemer Granzeier教授也提出了名为A20．30的900 座的BWB布局的民用客机¨01 2 图2巨型BWB布局 巨型BWB布局飞机翼展达到或超过了 80m(80m的翼展是目前适航条例对于客机 的限制)，全经济舱载客为800人，分为上下 两层。NASA的巨型BWB布局飞机的基本 几何特征参数见表l，以及基本性能见 表213,11】。 但是，随着波音787项目和A380项目 的最终启动¨2|，宣布大型BWB布局的研究 告终。2001年，有学者开始研究中等大小的 BWB布局的气动特性u3l。 1．2 BWB布局气动试验及自由飞试验 美国NASA下属的langley研究中心通 过风洞试验研究了早期巨型BWB布局的纵 向气动特性，试验数据用以验证CFD的计算 结果，此次试验选用NASA的低温风洞NTF (NationalTransonicFacility)(见图3)。试验 万方数据 表1 NASA巨型BWB基本几何特征参数 蕊熬罄鬻?i潮篱蘩豢攀鏊耩鏊鬻?蕤■■麟 机翼 参考面积(梯形翼)(n2／m2)7840／728．360 MAC(梯形翼)(∥m)30．7／9．360 展长(Ⅳm) 280／85．344 根部弦长(梯形翼)(Wm)41．32／12．594 翼尖弦长(梯形翼)(Ⅳm)12．40／3．780 展弦比(梯形翼) 10 前缘后掠角(梯形翼) 37．1440 后缘后掠角(梯形翼) 24．8740 l“弦线后掠角(梯形翼) 350 上反角 3。 中心线 长度(Ⅳm) 150．5／45．872 根部对径(Wm) 17．95／5．471 小翼 面积(实际)(ft2／m2)131．14／12．18 MAC(Ⅳm) 8．48／2．59 半展长(∥m) 12．22／3．72 根部弦长(Ⅳm) 11．58／3．53 翼尖弦长(Ⅳm) 4．05／1．24 展弦比 2．298 前缘后掠角 60。 后缘后掠角 34．0990 1／4弦线后掠角 48．2980 上反角(相对水平面) 650 表2 NASA巨型BWB性能参数 性能 BWB布局 传统布局 ， 乘客数 800 800 航程(nm) 7000 7000 初始巡航高度(ft)>35000 >35000 最大起飞重量(1b)823000 970000 ‘空机重量(1b) 412000 470Ooo 耗油(1b) 213000 294000 升阻比 23 19 推力(1b) 3X61600 4X63600 采用0．017的全尺寸风洞试验模型，模型没 有反映发动机的状态，详细的几何尺寸参见 文献[11]。该试验主要进行0．25—0．86马 赫数的变雷诺数试验，雷诺数分别为3．5× 106、12．3X106、21．5X106和25．0X106。仅 采集了纵向特性数据以及机翼压力分布。试 验结果表明：巡航状态下，在整个马赫数和雷 诺数范围内飞机是稳定的，而且在0．85以 前，稳定性随马赫数的增加而增加；马赫数为 0．85时(Re=25．0X106)，最大未配平升阻 比为20．7(CI．=0．49)。 图3 BWB在NASALaRCN11F试验 NASA还在LaRC14×22英尺风洞进行 了4％全尺寸带动力的低速测力试验，试验 结果证实了预估的配平升阻比，显示出良好 的失速特性，同时发现动力的影响比人们预 计的要小(见图4)。 图4带动力的BWB在NASALaRC14X22英尺 风洞试验 3 万方数据 为了验证BWB布局的飞行品质，斯坦 福大学则进行了自由飞试验。试验采用6％ 的全尺寸飞控试验模型(命名为BWB一17， 见图5)。该模型翼展为17ft(5．18m)，重 1201bs(54,43kg)，安装了两台35cc二冲程 螺旋桨推进发动机。 图5飞控自由飞试验模型 BWB一17于1997年7月29日在加利 福尼亚进行了首次飞行试验，飞行试验表明 在正常的飞行包线内，BWB一17具有良好的 操纵品质。 2 翼身融合飞机的优化设计技术 BWB布局的高集成特性使得气动、系 统、结构和飞控等多个学科强烈的耦合在一 起，因而，可靠有力的多学科优化设计技术 (平台)是BWB气动研究的基础和保障。欧 洲采用CDE(ComputationalDesignEngine)进 行BWB的多学科优化设计，而美国采用 WingMOD来优化BWB的气动特性。 2．1 欧洲MOB优化技术平台 欧洲MoB的优化平台n4，15’161如图 6所示，称之为CDE。 CDE包括了外形、重量与平衡、载荷、气 动、结构、飞行力学以及优化等7个专业， CDE横跨整个欧洲，通过互联网进行异地并 行优化设计工作。CDE的工作方式以及各 个模块的功能的详细介绍参见文献[15]。 4 CDE中的气动模块的结构如图7所示 气动模块主要功能： 图6 CDE体系结构 其他模块 图7 CDE的气动与配平模块 (1)网格自动生成 生成低精度求解器(面元法解算器)的 面网格和高精度求解器(求解Euler／N—S方 程)的网格； (2)流场求解器 低精度求解器：用于优化迭代计算，基于 位势流的面元法解算器；高精度求解器：用于 优化结果的验证分析，基于Euler／RANS (Reynolds—averagedNavier—Stokes)方法的 CFD求解器； (3)敏感性导数 用于飞行动力学(例如配平)和基于梯 度的优化方法； (4)气动优化 进行气动外形优化，目的是获取最小阻 力和所需的升力(受俯仰力矩约束)，例如， 后掠角优化和剖面形状优化；采用基于梯度 方法和响应面方法的优化技术。‘ 万方数据 气动优化分两步进行： 第一步，进行2D翼型剖面优化，由初始 的3D数模获取2D剖面，进行剖面优化，获 取改进的翼型剖面；优化问题可描述为：在 CL≥cL目标和Vo≤V≤2Vo约束条件下，最小 化阻力。采用B6zier—Bernstein格式参数化 翼型剖面，使用变精度的气动优化技术(采 用离散共轭算法)对厚度进行优化设计。文 献[17]详细描述了该优化技术。 第二步，采用共轭方法进行3D形状的 优化，主要使用反设计方法进行几何扭转的 优化设计。即给定展向升力系数分布，通过 反设计技术获取控制剖面的几何扭转相角。 流场的计算混合使用两种精度的解算器，选 用低精度的面元法流场解算器用于优化迭 代，而当每完成一个优化目标时，采用高精度 的RANS解算器进行流场的验证和分析。详 细的3D外形优化介绍参见文献[18]。 在气动优化模块中，有两个基础但非常重 要的技术：面元法和CFD，它们都是流场求解 技术，用相对纯粹的优化理论来说，它们是气 动优化设计技术的基石，应当引起足够的重 视。在CDE的气动模块中展向压力分布的反 设计利用PanAir【l刊面元法求解流场，它是经 过Pradtl—Glauert压缩性修正的高阶面元法。 2．2 WingMOD 美国波音公司的气动专家SeaIlWakaya． ma使用WingMOD作为BWB布局飞机的优 化平台。早期的WingMOD(参见文献[8， 20])与欧洲的CDE优化平台不同，它更侧重 于气动结构优化技术，其设计过程如图8所 示。WingMOD的优化功能基于Genie(GE． NEricInterfaceforEngineering)构架，Genie初 始构架由斯坦福大学开发，它是一个软件接 口管理软件，能够灵活的互联各种分析计算 模块，WingMOD即是由Genie优化构架和机 翼分析程序嫁接而成的，因而WingMOD能 够灵活方便的进行功能扩展。 图8 WingMOD气动／结构优化过程 5 万方数据 WingMOD原用于MD一90复合材料机 翼的优化设计，经过改进用于BWB布局飞 机的优化设计，主要改进气动、结构和操稳模 块，并添加了推力模块，文献[9]详细描述了 这些改进。 完成早期气动结构优化设计工作之后， SeanWakayama开始关注BWB座舱几何尺 寸、平衡和操稳方面的问题旧1|。 3 BWB布局研究的热点领域 BWB气动研究的热点领域有气动特性 研究、气动弹性研究和发动柳／机体一体化设 计研究，下面着重讨论气动特性研究进展，简 述气动弹性研究和发动机／机体一体化设计 研究的进展情况。 3．1气动特性研究 气动特性的研究是任何一种气动布局研 究的基础和重点，相对于传统布局，BWB布 局升阻特性、稳定性和操纵性之间的联系更 加紧密，面临的挑战更大。 3．1．1升阻特性 CFD计算和风洞试验表明BWB布局的 升阻特性呈现如下几个特点： (1)摩擦阻力的比重下降 传统亚音速布局运输机在巡航状态下的 阻力状态见表3瞄J： 表3传统布局阻力典型的阻力状态 摩擦 升致阻力 波阻 干扰 压差 阻力 (鲨诱阻) 阻力 阻力 其他 48％ 37％ 3％ 4％ 5％ 2％一3％ 摩擦阻力占据近一半的阻力，而BWB 的摩擦阻力仅占总阻力的25％～28％(见文 献[z3])，这是由两个方面原因引起的，一方 面是BWB的浸湿面积与体积之比远小于传 统布局，这体现出BWB布局的优势，符合 BWB布局的设计初衷；另一方面是BWB总 阻力中波阻的比重增加。 (2)波阻成为极其重要的阻力分量ⅢJ 6 英籍华人学者覃宁(NingQin)教授的研 究表明，在设计升力系数(C。．=0．41)巡航马 赫数(M=0．85)时，未优化的基准型BWB (800座)的波阻占总阻力的比例约为15％， 优化后BWB的数值约为10％，对比表3数 据，可见波阻的比重较传统布局的比重大为 增加。波阻比重的变化导致环量分布设计准 则的改变。 (3)展向椭圆形环量分布并不是最优 依照传统布局的设计准则，机翼的展向 环量分布尽可能的成为椭圆形，这样保证诱 导阻力最小，从而使得总阻力最小。因为波 阻在总阻力中地位的上升，导致这一设计原 则不适用BWB布局飞机。文献[22]研究了 BWB布局的展向环量分布，优化设计结果见 表4： 表g阻力分量的比较 环量分布 CntoIalCn岬mCn最cti∞CD⋯Mmax 基本型 0．0327 0．025O O．00764O．004971．43 椭圆型 O．0284 O．0203 O．008060．002901．39 混合型 O．0278 0．0201 0．00774O．002721．32 三角型 0．0287 O．0208 O．00783O．002431．26 表4中可以看出椭圆型霸|：量分布虽然较 基本型波阻有较大的下降，但是总阻力并不 最优，而三角型环量分布波阻最小，又由于压 差阻力(包括诱导阻力和波阻)的影响，其总 阻力也不是最优。混合椭圆型和三角型环量 分布的环量分布类型总阻力最小，这表明 BWB布局在阻力设计时应该寻求诱导阻力 和波阻的平衡的最优点，从而使得总阻力 最小。 文献[25]的研究表明重量随机翼根部 弯矩的减小而近似线性减轻，同时诱导阻力 呈抛物线型增长。因此对于BWB布局，三 角型的环量分布或许可以通过损失小量的阻 力好处得到大量的重量好处，使得整体性 更好。 万方数据 另外，从激波前最大马赫数看，该值大于 典型的跨音速机翼相应的数值(一般小于 1．2)，故，翼型还可进一步优化以减小波阻。 3．1．2纵向力矩特性 通过机身中央部分翼型反弯设计，并结 合机翼后掠设计，BWB布局的纵向力矩系数 随攻角的变化是负值，即dC。／da<0，是纵向 稳定的。文献[24]给出不同环量分布下的 俯仰力矩特性(CFD计算)见图9。文献 [11]给出的风洞试验纵向力矩特性曲线，也 显示BWB布局在正常飞行包线内是静稳定 的(见图10)。 图9俯仰力矩特性 kxl矿细啦翻皤妇赢叁l赫‘P洲，：篡篡越 黜-——-一一l夏a璺Il枷 ===黜鼬I黜幽嘲哪一舷O鼬‘№越∞硼聃嘲峨 图10纵向稳定性(C。=0．45) BWB布局目前面临的是横航向稳定性 不够的问题，是否通过增加垂直安定面解决 横航向稳定性问题(会增加浸湿面积)，还有 待进一步的研究。 3．2气动弹性研究 对于要采用增稳系统的BWB布局飞机 来说，气动弹性的设计也是极其关键的方面 之一。其复杂性主要在于气动、气弹和控制 之间的平衡与优化。。 斯坦福大学通过自由飞模型BWB一17 研究了气动、飞控和气动弹性之间的相互作 用问题ⅢJ。研究结果表明结合气动弹性运 动的飞控系统模型对BWB的重要布局以及 结构的运动能力产生的作用要受反馈控制的 影响。在欧洲MOB项目中，这方面的研究表 明，在低速／高升力条件下，MOB采用的 BWB飞机是纵向开环不稳定的，短周期稳定 性对重心位置较敏感”7|。 3．3发动机／机体一体化设计研究 BWB布局飞机的发动杌／机体一体化研 究的焦点多集中于附面层吸入式进气道 (BLI)的设计以及减少环境的噪声两个方 面，BWB布局的飞机发动机的布置多采用尾 背式。 斯坦福的David等学者对附面层吸人式 进气道进行了2D／3D多学科优化设计，已取 得了良好的设计效果心8。30|。最近几年以来 随着主动流动控制技术(AFC)的发展，该技 术被越来越广泛的应用于各种复杂流态条件 下的设计之中，文献[31，32]研究表明，BLI 采用AFC技术能够极大的提高进气道的 性能。 NASALangley研究中心的师们对 BWB布局进行了发动柳／机身／气动噪声的 一体化设计【3副研究分两步进行，第一步，采 用形态学矩阵划分推力和增升系统的功能和 可采用的技术(一项功能可以由不同的技术 来实现，例如，要更改发动机的尺寸，可以通 7 万方数据 过调整布置台数，或者选择单台发动机的功 率来实现)，利用Pllgh评估矩阵技术定性研 究噪声等级，选定噪声等级最低的构型；第二 步，对选定构型进行重点分析和计算。他们 还针对FAR36部所有要求的噪声航迹进行 了具体的分析p列 4 结束语 BWB气动布局具有显而易见的优点，但 同时也对操稳和飞控提出了严峻的挑战。人 们对巨型BWB布局的研究表明，在目前的 技术状态下，要解决巨型远程BWB布局 (800座)的运输机所面临的技术难题是比较 困难的，研制的风险也较大。因而BWB布 局的研究已经向中等大小的运输机(450座 及以下)转变，并且着力提高巡航马赫数、安 全性和舒适性，致力于减少环境噪声的污染 等方面，BWB布局的发展趋势为： (1)采用流动控制技术进一步解决高亚 音速时波阻的问题； (2)采用主动控制技术解决操纵效率不 足的问题； (3)进一步发展模块化生产技术，降低研 制风险和生产成本。 多学科优化技术将作为现代飞行器设计 的主要设计理念，也必将是BWB布局飞行 器设计的首要设计技术。 参考文献 1 MarkA．Potsdam，MarkA．Page，andRobertH． Liebeek，BLENDEDWINGBODYANALYSIS ANDDESIGN．AIAA一97—2317． 2 R．H．Liebeek．M．A．PageandB．K．Rawdorr BLENDED—WING—BODY．SUBSONICCOM． MERCIAL’IRANSPORT．AIAA一98—0438． 3 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