大型客機氣動設計綜述

陳迎春，張美紅，張淼，毛俊，毛昆，王祁旻

1.中國商用飛機有限責任公司，上海 201200 2.西北工業大學 航空學院，西安 710072 3.上海飛機設計研究院,上海 201210

現代飛機設計在不斷追求安全性、環保性和舒適性的同時，對經濟性要求越來越高。評價飛機的先進性，首當其沖是飛機減阻增升的氣動設計水平[1-5]。波音的B737和空客的A320可謂飛機設計史上的經典，占據了巨大的市場份額，至今仍有大量的訂單需求。中國大型客機是中國擁有完全自主知識產權的150座級客機，與B737和A320同級競爭，嚴酷的市場格局要求飛機更安全、更經濟、更環保、更舒適。目前飛機研制取得初步成功，已于2017年5月首飛，試飛取證工作正在有序進行。

B737和A320在設計中均有各自突出的特征[1-5]。空客A320在結構盡量簡化的基礎上注重飛機的機翼設計和高效增升裝置設計，該機于20世紀80年代開始設計，采用放寬靜穩定度布局和超臨界機翼設計，為改善壓力恢復，壓力分布中激波較強；高速設計中兼顧高低速匹配，使得低速增升設計具有較好的條件。B737于20世紀60年代開始設計，經歷陸續改型，尤其是近期更換發動機后，盡管飛機的機翼和增升裝置未改進設計，仍表現出優異的性能和市場吸引力。但相對而言B737超臨界機翼特性不明顯，增升裝置上采用了獨特的克魯格襟翼和較為復雜的多段翼型方案。由于起落架較短，發動機短艙與機翼近距耦合，該機在機翼/發動機一體化設計上下足了功夫。兩型飛機在改進過程中均對翼梢小翼做出了重大調整，形成了A320NEO融合上反式小翼和B737MAX雙叉彎刀式小翼的高辨識度特征。

中國大型客機研制團隊面對強勢的市場競爭，從市場需求和本身技術特點以及發展趨勢出發，研究競爭機型的發展脈絡，吸取學習經驗與教訓，依據市場環境、技術發展趨勢和能力條件，提出了飛機巡航升阻比相對競爭機提高5%的目標。經過縝密的思考和研討，深入理解適航條例，調研競爭機型特點，將空氣動力設計定位為“突出巡航特性，重視設計魯棒性”。對設計魯棒性、非設計點特性和起飛著陸性能等提出了明確的、周全的、具有競爭力的指標。為了達到這些目標和指標，大型客機空氣動力設計采用了超臨界機翼等一系列先進的氣動技術，并以現代CFD技術結合優化設計方法完成了均衡、魯棒的設計方案。

在設計方法和手段上，當前，波音、空客、俄羅斯等民機設計力量均擁有較成熟的快速設計方法和設計工具，如波音擁有基于全速勢的TRAINAIR，俄羅斯也擁有自主研制的BLWF程序等[1-2]。此類方法須基于多年積累的設計經驗才能開展工作。同時增升裝置多段翼的流動極為復雜，風洞試驗和CFD技術各自均有局限性，使得增升裝置設計不能使用任何單一方法完成，需要兩者高效的結合[3]。中國雖然有運10、AE100等一定型號經驗和相關預研積累，但面臨如此全新的型號，運用此類設計方法的經驗仍顯不足。在此條件下，中國大型客機空氣動力設計部分借鑒波音在B777、B787中應用的氣動設計策略，直接開展基于先進CFD技術的設計。利用上海超級計算中心、CFX軟件、自主研發的WISEMAN程序、NSAWET程序等軟硬件條件，開展空氣動力學分析和設計，并進行充分的風洞試驗驗證。實踐證明該思路符合我國現有的技術水平和條件，滿足了緊迫的設計進度要求，實現了相對較高的氣動設計目標。

本文綜述了中國大型客機空氣動力設計過程，基于中國商飛提出的大型客機“舉全國之力，聚全球之智”的研發戰略，綜合各方設計力量，通過自主設計，應用先進CFD手段和優化設計方法，結合充分的高/低雷諾數搭配的風洞試驗，完成了超臨界機翼、一體化、增升裝置及部件精細設計，達到預期目標。在確保中國大型客機型號設計任務順利完成的同時，也促進了國內空氣動力學和飛機設計學科的發展，為后續型號研制奠定了基礎。

1 氣動力設計中依托的方法和手段

在先進設計理念、設計思路和跨越式發展策略的基礎上，現代飛機空氣動力學設計需要快速成型技術、先進CFD技術、高效優化設計方法和風洞試驗驗證等，中國大型客機采用基于CATIA快速參數化成型技術、先進氣動優化設計方法和先進CFD技術及其與風洞試驗驗證結合的方法[6-16]，顯著提高了飛機設計效果和設計效率，使大型客機在氣動設計水平和設計方法上取得了一系列的進展和突破，實現了設計具有較強競爭力的先進民用飛機的目標[6-8]。

大型客機空氣動力設計提高了中國民用飛機設計的硬實力，為實現飛機設計技術創新提供了條件[6]。創新的先進設計理念和設計方法能夠提高設計效果和設計水平，主要工作體現在以下幾個方面。

1.1 氣動優化設計方法

氣動優化設計包含4個要素：幾何參數化、氣動分析方法、尋優優化算法、優化目標與約束。尋優優化算法對氣動設計人員而言是有力的數學工具，可以通過調用適合的尋優優化算法，獲取一定條件下的最優設計，降低設計人員試湊的工作量，并改善設計效果[16-20]。

常見的尋優算法主要分為梯度類和啟發類，前者目前最受關注的有Jameson提出的伴隨方法，即推導并求解伴隨方程，根據流場對設計變量的梯度信息，對形狀變化進行趨勢判斷，可實現氣動形狀的快速優化。該類方法不具備全局搜索能力，需對具體的問題推導伴隨方程，優化過程中也難以引入設計人員的經驗，使其在型號設計中應用受到一定限制。

另一類啟發式算法計算量較大，但具體問題較為獨立，可當做黑箱與不同的CFD工具配合使用，且原則上可實施全局尋優。目前研究較多的有遺傳算法、粒子群算法、蟻群算法等。中國大型客機設計過程中大量應用了此類設計方法，在不同設計階段發揮了重要的作用。

在當前技術水平下，有了優化工具后，設計人員仍需要合理地設置目標和約束，建立網格自動化、結果提取和傳遞接口等優化流程。隨著結果的演進，還需要不斷分析設計問題，調整設計目標和設計約束，篩選設計結果，引導優化方向。很多時候，優化算法產生大量的設計方案及其性能分析，設計人員可以系統地從中提煉設計思想，總結設計趨勢。在中國大型客機設計過程中，產生了“人在回路”“一日設計循環”等設計方法，解決了人工經驗和優化算法的矛盾[7-10]，使設計人員的主觀能動性和自動運行的優化流程有機地結合起來。

1.2 精確CFD分析

氣動設計的要求使得其分析方法須滿足高效、精確及能模擬飛機全包線的能力[14-21]。近年來，CFD技術得到了長足的進步，CFD計算已經和風洞試驗一起成為氣動設計的首要分析工具[20-22]。據不完全統計，中國大型客機氣動設計中，CFD計算共耗時4 000萬CPU小時。

首先，在不同飛機設計階段，CFD分析方法中網格策略不同、網格量也變動很大，例如在優化設計初期，翼身組合體網格可能只有300萬的量級，大量網格被集中在機翼附近，而機身的網格則較為稀疏[22]。這樣的網格既保證了機翼優化趨勢的準確判斷，又在當時的計算條件下將優化一代的CFD分析時間控制在12 h以內。進而在優化設計迭代中，采用了半自動化的機翼/發動機網格生成策略，不同翼身組合體帶短艙的構型均采用完全一致的網格，每次設計僅修改機翼附近網格，以便排除網格變動帶來的誤差，精確區別構型差別。而在后期的校核計算，(3 000～6 000)萬的網格規模則占據了主導。在增升裝置設計中，選型階段基于面元法(含附面層修正)的VSAERO軟件作為主要分析方法；在初步優化設計階段，采用VSAERO和基于Euler方程(含附面層修正)的MGAERO軟件共同作為計算分析手段；在精細設計階段，采用NSAWET、CFX等Navier-Stokes方程軟件或程序進行氣動校核和氣動優化[20-22]。

第二，對CFD方法的探索與發展為氣動力設計開辟了新的思路，中國大型客機在論證階段、概念設計和初步設計階段對CFD技術提出了不同精度和效率的要求[7-10]。超臨界機翼氣動設計初期階段可以使用全速勢方法加附面層修正，追求快速高效。而進入精細化設計階段，機翼、一體化設計及其他部件設計過程中要求設計精度達到1 count以內，則需要能夠準確區分不同機翼之間的細微差異。細密精致的網格和Navier-Stokes方程求解變成了必然之選，從而開展大量基于雷諾平均Navier-Stokes (RANS)方程的大規模并行計算。對增升裝置設計而言，則需保證其最大升力系數的預測能力和精度在0.05范圍內，能預測力矩變化的趨勢。

第三，充分考慮了工程設計約束，須預測飛機邊界特性和能力，如高速設計須滿足抖振邊界、對應構型的低速失速特性、失穩特性等強約束，并能模擬激波附面層干擾特性、分離特性等，圖1為機翼設計過程中CFD分析使用的典型網格。低速設計中除需準確預測最大升力系數外，還要模擬其失速特性、失穩特性、分離發展趨勢，尤其重視其失速之后的分離發展趨勢，圖2為增升裝置設計典型表面網格。

最后，全機設計校核針對飛機飛行包線內的工況進行模擬，包括動力影響模擬及反推特性、結冰、排液等CFD模擬，最大規模的網格量接近1億。圖3為全機反推打開時的表面網格及流線。

圖1 機翼設計過程中CFD分析使用的典型網格Fig.1 Representative mesh for CFD analysis during wing design stage

圖2 增升裝置設計典型表面網格Fig.2 Representative surface mesh during design stage for high-lift-device

圖3 反推打開工況表面網格及流線Fig.3 Surface mesh and streamlines with engine thrust reverser open

1.3 試驗驗證

為確保CFD計算獲得的設計可信可用，也為今后的設計繼續使用這些CFD工具，需要進行充分的試驗驗證[20-23]。因此預先針對標模進行驗證，包括RAE2822翼型計算驗證、DLR標模、CRM標模驗證，圖4給出了基于國內自主研發軟件計算的CRM標模與試驗對比結果，CL為升力系數,CD為阻力系數，α為迎角。圖4(a)顯示，升阻比與試驗結果相當，圖4(b)升力系數曲線中，CFD較好地預測了升力拐點和抖振初始等現象。圖5給出了彈性修正后的壓力系數Cp分布對比結果,η為展向站位。圖中顯示，計算結果與試驗結果吻合較好，可為氣動設計提供充分的依據。

中國大型客機研制中，每1輪設計均通過風洞試驗驗證，從氣動力確認翼型的壓力分布選型，到翼身組合體、機翼/發動機一體化方案、增升裝置設計方案，雷諾數分別從200萬的試驗低雷諾數到飛行雷諾數，流態考核包括油流、絲線等技術，同時開展了渦輪風扇動力模擬(Turbofan Power Simulation，TPS)、大迎角、尾旋等特種試驗，風洞試驗共開展9 000余次。完成了多次方案選型和多輪方案驗證，既確保了飛機設計的順利進行，也對CFD工具進行了有力的檢驗和標定，獲得了大量的有效數據。圖6是大型客機典型流態試驗圖，試驗結果驗證了CFD計算的可靠性，同時也可為進一步分析飛機性能和操穩特性提供了數據支持。

圖4 機翼升阻特性計算結果與風洞試驗對比Fig.4 Comparison of lift and drag features of wing between results of CFD and wind tunnel test

2 氣動布局設計

為獲得更高的氣動效率，基于現代控制系統，中國大型客機氣動布局設計中采用了放寬靜穩定度技術[2,19-20,22]。

圖5 彈性修正后表面壓力系數分布對比Fig.5 Comparison of surface pressure coefficients distribution with aeroelasticity correction

圖6 高雷諾數機翼表面流態顯示對比Fig.6 Comparison of surface streamline of wing at high Reynolds number

放寬靜穩定性技術是通過降低飛機的靜穩定裕度，減少飛機的配平阻力，可比常規布局飛機減阻2%。顯著改善巡航效率，并可以減輕結構重量，全面提高飛機性能。空客公司幾乎全系列客機，波音公司從B777客機開始，均采用了這項技術。

但放寬靜穩定度技術也給氣動設計提出了挑戰。由于穩定性裕度較低，為保證飛行安全，低速狀態下機翼分離起始位置的要求極為嚴格。低速干凈構型和高升力構型分離應保證從內翼起始，且發展和緩。這樣可以保證飛機在流動分離后力矩特性以較為安全的方式演化，保證即使飛機處于重心后限時仍具有較好的安全性。與分離從外翼起始相比，內翼起始會導致飛機最大升力損失明顯。如何在兩個方面做出取舍，獲得最優的可用升力系數和力矩特性，需要開展多方面綜合權衡設計。

3 超臨界機翼設計

超臨界機翼是現代客機采用的先進技術。采用能夠容忍較大范圍超聲速區又能推遲阻力發散的翼型，可以提高巡航馬赫數，獲得更高的巡航效率[15,24-31]。或在同樣厚度和馬赫數條件下減小機翼后掠角；同時超臨界機翼有較大厚度，能獲得更大的燃油容積和結構空間，允許機翼進一步增大展弦比；并能增大前緣半徑，改善低速性能。當飛機的氣動布局確定后，超臨界機翼設計主要通過高精度翼型剖面優化和三維優化設計提高氣動效率并獲得足夠的魯棒性和安全性[11,26-30]。

同時在設計過程中，除巡航效率指標外，需滿足一系列工程設計約束,保證魯棒性設計[26-30]。中國大型客機設計要求巡航馬赫數為0.785，阻力發散馬赫數為0.805，最大巡航速度為0.82。飛機空氣動力設計明確要求超臨界機翼較現役同類飛機減阻2%,同時注重魯棒性設計。這一要求是在機翼的展弦比不能大于現役飛機；機翼的設計厚度、油箱容積不能小于現役飛機；力矩特性、非設計點特性與現役飛機相當等諸多約束前提下提出的。機翼設計約束重重，難度很大。在大型客機設計過程中，首先建立前后梁厚度與機翼油箱容積的關系，協調厚度分布、優化扭轉分布等綜合平衡多學科的設計要求與約束。在對種種氣動約束進行分類評估篩選后，針對巡航馬赫數和阻力發散馬赫數進行兩點優化設計。優化采用Navier-Stokes方程求解結合遺傳算法全局尋優進行。深入理解超臨界機翼的物理機制，通過優化設計，精心選擇并優化了典型弱激波壓力分布形態，設計演變過程如圖7所示，其中，底色有橫向虛線的為考慮發動機影響后設計的機翼壓力分布形態。在此基礎上，獲得了較好的巡航阻力特性，通過優化前緣半徑、彎度分布、前后加載程度等，進一步使得方案實現了設計點阻力與阻力發散特性等的協調平衡。最后在力矩特性、抖振特性及低速特性等方面獲得滿意性能。圖8展示設計過程中單點、多點優化方案的壓力系數分布對比。盡管單點設計較多點優化的巡航阻力小約2個阻力單位，但多點優化獲得了設計點附近平緩的阻力曲線，阻力發散被推遲且過程更加和緩，如圖9所示，經多輪如此迭代設計，最終通過選型試驗、測力測壓試驗、校核試驗及飛行雷諾數的高雷諾數試驗驗證，機翼設計取得了良好的特性，并滿足減阻5%的實際目標。

圖7 機翼設計迭代中表面壓力系數分布形態演變Fig.7 Evolution of surface pressure coefficients distribution during iterative design of wing

圖8 單點和兩點優化方案展向截面壓力系數分布對比(Ma=0.785)Fig.8 Comparison of span cross-section pressure coefficients distribution between single- and double-point optimization cases (Ma=0.785)

圖9 原始方案與優化方案阻力系數隨馬赫數的變化Fig.9 Variation of drag coefficient with different Ma among original and optimized cases

4 高效增升裝置設計

增升裝置設計決定了飛機的起降特性和商載能力，其性能較小的提升就能在飛機重量和性能上獲得很大的收益[3-4,32-38],因此是民用飛機設計的核心技術之一。波音和空客基本代表了國際上民用客機先進增升裝置設計的技術方向。從目前來看，B737增升裝置設計在性能和復雜性上取得了符合自己設計初衷的平衡。后續雖然在結構上有所改進，但性能收益較小。之后波音飛機設計中增升裝置回歸簡單、高效。而空客公司在其增升裝置的設計過程中一直保持相對簡單的構型，前緣延續使用縫翼，后緣經歷了從雙縫到單/雙縫混合到單縫襟翼的發展歷程，設計理念也逐步向簡單高效發展[32-33]。

中國大型客機綜合當代飛機發展趨勢，經過反復論證，采用三段方案。與更多段數的方案(如包含子翼)相比，機構更為簡化，結構性能更好，重量代價更小[33](見圖10,X和Y為橫縱坐標)。整個增升裝置由主翼、前緣內/外縫翼和單縫內/外襟翼組成。大型客機翼盒較大，襟縫翼可以使用的相對弦長較小，同時因橫向控制裝置所需，又限制了襟翼可使用的翼展范圍。這些都進一步增加了增升裝置設計的難度。此外，所采用的大直徑發動機與機翼的近耦合布置以及縫翼與掛架的干涉也使設計難上加難。

圖10 帶子翼增升裝置原始與最終方案示意圖Fig.10 Sketch map of high-lift airfoil of original and final cases

4.1 縫翼/襟翼的參數優化

以遺傳算法為主對縫翼及襟翼的偏角與縫道參數組合尋優，設置了機構及軌跡可實現性約束，使得優化設計的結果具有更好的工程實用價值[32-38]。

經過優化，方案的實用迎角升力系數、最大升力系數均有明顯改善。力矩線性度也得到了明顯改善。圖11為典型增升裝置前緣縫翼參數優化設計演化過程。增升設計過程預測也需得到相關驗證[22,37-38]，圖12為設計過程中CFD分析結果與試驗結果的對比。圖13為增升裝置一體化設計中展現的流線圖。

圖11 典型增升裝置前緣縫翼參數優化設計Fig.11 Design of slot parameter optimization for typical high-lift device

圖12 某中間方案計算結果與風洞試驗對比Fig.12 Comparison between results of CFD and wind tunnel test for an intermediate case

圖13 典型增升裝置一體化設計表面流線Fig.13 Surface streamlines with integrated typical high-lift device design

4.2 增升構型細節設計與流動控制

實踐證明，縫翼根部的整流、縫翼與掛架的間隙、縫翼與翼梢小翼的配合、襟翼滑軌等因素都可能對增升構型的特性產生巨大影響。中國大型客機增升裝置設計過程中詳細研究了這些因素的影響機理和影響方向，在優化設計中加以妥善考慮(見圖14)。

為改善飛機的失穩特性，設計中針對近耦合短艙在大迎角下導致機翼上表面較大范圍分離，明顯降低最大升力系數和可用迎角的問題，在短艙側面安裝擾流片，主動產生旋渦流經機翼上表面，給附面層增加能量，推遲分離，顯著恢復了最大升力系數[39]；通過對渦流發生器的大小、方位、形狀等進行優化，使增升構型最終滿足了要求，圖15為兩個不同導流片安裝位置對機翼上方氣流影響的渦量場，右圖渦核減小，改善了短艙后緣引起的分離。

圖14 增升裝置表面剪應力Fig.14 Wall shear stress of high-lift devices

圖15 短艙導流片改變機翼上方的渦量場Fig.15 Vorticity of section upon wing due to chine on nacelle

5 機翼/高涵道發動機一體化設計

中國大型客機采用78 in (1 in=25.4 mm)風扇直徑的發動機，短艙尺寸達到2.5 m以上。高涵道比發動機給推進效率帶來直接的提升，但由于其尺寸較大，對飛機尤其是機翼影響較大，對于較為敏感的超臨界機翼，其魯棒性設計尤其重要[40-43]。飛機/發動機一體化設計中要考慮幾何因素和氣動因素兩大方面[4]。幾何因素需至少包括：① 地面碎石飛濺；② 起落架前起折斷要求；③ 油箱爆破要求；④ 發動機安裝節；⑤ 發動機和吊掛的互換性; ⑥ 反推行程；⑦ 側風邊界線。

通過CATIA數字化建模進行協調，由此確定發動機安裝空間極小；氣動因素方面結合飛機顫振特性，在幾何因素影響的有限范圍內采用響應面等方法，平衡結構重量最終確定發動機安裝位置[32, 42]。圖16 是基于響應面方法的發動機安裝位置優化分析圖，包括前伸量x/c、流道高度h/c、安裝角γ、內撇角θ。通過優化設計，最終確定了發動機安裝位置，經對比，與同座級飛機相當。

由于短艙尺寸較大，距離發動機較近，短艙與機翼之間存在強烈的相互干擾，使得短艙與機翼必須采用近耦合設計[43]。同時設計過程中直接采取了一體化設計的技術路線，由于發動機阻力發散特性優于機翼，因此可針對發動機安裝后的氣動損失進行內翼的環量分布優化設計、扭轉角優化設計提高整體特性，進而優化考慮發動機的機翼壓力分布。圖17為發動機短艙影響下超臨界機翼壓力分布。圖18 為有/無發動機的機翼環量分布優化設計。

圖16 發動機安裝位置優化Fig.16 Position optimization for engine installation

圖17 發動機短艙影響下超臨界機翼壓力分布Fig.17 Pressure distribution of supercritical wing affected by engine nacelle

中國大型客機采用IPS吊掛，吊掛上部較寬，下部較窄。吊掛兩側氣流的分流作用，極容易引起吊掛內側流線集中，機翼壓力分布劇增，外側出現旋渦。因此針對吊掛與機翼連接處進行細節優化設計，避免其不良影響；而在吊掛后緣，一方面匹配了發動機后緣角，另一方面通過對吊掛后緣線形態優化設計，保持吊掛表面的壓力梯度，避免壓力集中和后緣分離，圖19為機翼下表面流線和吊掛表面流線，從圖可以看出吊掛表面流線光順，機翼下表面后緣沒有明顯分離。

圖18 有/無發動機的機翼環量分布優化設計Fig.18 Optimal design of wing ring distribution with/without engine

圖19 吊掛附近壓力云圖和表面流線Fig.19 Pressure contour and surface streamlines in the area beside pylon

6 尾段設計技術

中國大型客機尾段根據面積律定律設計峰腰型機身，尾翼設計中考慮了飛行品質標準和適航條例的有關要求，安裝位置考慮結構傳力和系統安裝。氣動設計時考慮和后機身之間的氣動干擾，同時確保在低速范圍內有良好的失速特性[44]。

平尾采用后加載翼型，盡量避免前緣吸力峰的出現，增大尾力臂，減少配平阻力。平尾的彎扭設計應保證平尾的展向環量分布近似為橢圓型，盡可能減少誘導阻力。在巡航馬赫數范圍內，平尾阻力不增加，平尾最大升阻比應出現在巡航配平載荷下。垂尾采用對稱低阻翼型，盡可能減低巡航阻力。圖20為垂/平尾的設計結果。

7 部件低阻技術

圖20 垂/平尾的設計結果Fig.20 Design results of V-tail and H-tail

為進一步提高飛機的氣動效率，中國大型客機空氣動力設計采用新型翼梢小翼、流線型曲面風擋機頭、翼身整流和襟翼滑軌支臂整流等低阻設計技術進一步提高飛機的氣動性能[1,18-19,45-46]。

7.1 新型翼梢小翼設計

翼梢小翼由于其結構簡單，能明顯有效減阻、提高升阻比，在現代飛機設計中廣泛使用。波音、空客在新機型和現有機型改型設計中都不約而同地首先對翼梢小翼進行換裝[45]。在中國大型客機空氣動力設計中，深入研究了多種不同小翼方案的設計思路，包括上反式、翼尖端板、階梯式和鯊魚鰭式等翼梢小翼。經減阻特性、結構重量、顫振等特性綜合權衡，確定采用翼身融合鯊魚鰭形式。進而，針對鯊魚鰭翼梢小翼，調整小翼的外撇角、后掠角、高度、扭轉角以及翼型的最大厚度分布，保證翼梢小翼晚于主翼分離，且達到最優的減阻效果。圖21為最終翼梢小翼設計在不同高度的研究分析。

圖21 翼梢小翼設計Fig.21 Design of winglet

7.2 流線型曲面風擋機頭設計

傳統的飛機機頭是由正面2塊以及側面4塊擋風玻璃組成，而中國大型客機沒有側面兩塊擋風玻璃。機頭更具流線型，能減少阻力，同時駕駛員在駕駛艙的視野也比傳統的機頭更加寬闊。在機頭結構設計空間和舒適的駕駛員儀表布置的約束基礎上結合快速成形和CFD技術對機頭控制剖面和控制線進行精細氣動設計，使機頭達到綜合最優。圖22為機頭表面壓力分布,L為機身長度。

圖22 曲面風擋機頭壓力分布及云圖Fig.22 Pressure distribution and contour for the curved windshield aircraft nose

7.3 翼身及襟翼滑軌整流罩設計

在翼身及襟翼滑軌整流罩設計中，設計約束不僅包括結構體，而且包括翼根通風冷卻機構、滑梯包、進排氣通風口等，同時由于翼身翼根結合處附面層較厚，翼根整流設計中不僅考慮部件光順因素，還需減小翼根干擾，減小分離，設計中翼根還針對機翼前緣進行特殊設計，避免高速狀態下由于氣流分離引起明顯分離，同時考慮低速升力特性和力矩特性，進行了細化設計。襟翼滑軌支臂整流罩則針對支臂縱向型線、流向梯度及后緣階梯，權衡其空間包容率進行了充分的優化設計，通過優化設計，翼身組合體升阻比得到了提高。圖23為翼身整流鼓包優化設計圖。圖24為襟翼滑軌支臂整流罩優化設計圖。

圖23 翼身整流鼓包優化設計Fig.23 Optimization design of wing-body fairing

8 結論與展望

中國大型客機采用先進的放寬靜穩定布局技術，通過采用現代優化設計和精確CFD分析方法，結合充分的風洞試驗驗證，實現了超臨界機翼、增升裝置等設計的一系列突破，達到預期設計目標。

圖24 襟翼支臂整流罩設計Fig.24 Design of fairing for actuating mechanism of flap

中國大型客機氣動設計極具挑戰性，設計過程中結合國內的實際技術基礎，充分調動國內外的技術力量，選擇了合理的技術路線，通過聯合設計團隊的不懈努力和集智攻關，取得了滿意的設計結果，其發展的基于工程的設計平臺和方法為以后中國民用飛機的氣動設計打下了扎實的基礎。

未來中國大型客機的市場競爭壓力越來越大，飛機設計將以更高要求面向市場，進一步精細權衡各方面設計需求。融合操穩、結構、結冰、噪聲等多學科性能的精細多學科優化設計能有效代替設計過程中大量依靠經驗的權衡折衷，減少設計迭代周期，提高設計質量。基于強大的計算資源，發展多學科綜合的精細優化。將人工智能、深度學習融入優化設計之中能有效升級設計工具，大幅提高設計水平。

與此同時，一些新技術的采用也將對氣動設計帶來機遇和挑戰，目前較受關注的包括：

1) 變彎度機翼等自適應變形技術能夠隨工況調整機翼形狀。這將極大改變機翼設計時設計點性能和非設計點性能的權衡。

2) 前緣下垂、擾流板下偏等增升裝置新技術使得高升力系統設計的機構形式、設計指標、CFD分析方法都發生很大變化，也使得高升力構型性能提高帶來了巨大潛力。

3) 新型翼梢小翼、層流技術、流動控制等減阻措施可能改變飛機設計過程中阻力分配，從而使最優平面布局發生巨大改變，給設計帶來全新的變化。

4) 新概念布局，包括翼身融合、Double Bubble機身、支撐翼等，可能極大改變飛機的面貌，也可能使現行的氣動設計發生顛覆式的改變。