翼身融合布局民機高低速協調設計

張明輝，陳真利,*，顧文婷，李棟，張帥，袁昌盛，王龍，張彬乾

1. 西北工業大學 航空學院，西安 710072 2. 中國商用飛機有限責任公司 北京民用飛機技術研究中心，北京 102211 3. 航空工業 惠陽航空螺旋槳有限責任公司，保定 071051

近20年來，翼身融合(Blended-wing-body，BWB)布局以其突出的綜合性能優勢及其在“綠色航空”發展方面的巨大潛力[1-2]，成為未來民用飛機布局技術研究的世界性熱點，美國和歐盟均在其未來亞聲速民機發展規劃中持續安排了系統的研究計劃[3-6]，波音公司、空客公司及眾多研究機構和高校參與研究工作，取得了重大進展。美國國家航空航天局(NASA)更是將BWB布局明確為2020年進入型號發展的N+2代大型亞聲速民機技術方案[7]和N+3代民機主要研究方向[8]。作為一種創新飛機布局，BWB布局對飛機設計、制造、動力、材料乃至使用維護等航空技術將帶來了巨大挑戰和發展機遇。

BWB布局之所以得到重視和迅速發展，在于其優異的氣動性能可以很好地滿足未來民用飛機以減少油耗、排放、噪聲為主要目標的“綠色航空”發展要求。BWB布局的氣動性能優勢主要體現在高速方面，除機身對升力貢獻外，還源于其易實現減阻設計。國內外大量研究表明[9-13]，BWB布局在減阻方面具有以下優勢：① 摩擦阻力較小。與常規布局相比，在保持相同商載容積的條件下，其浸潤面積減小，使得摩擦阻力減小。Liebeck[9]經深入研究指出，在相同商載條件下，BWB布局全機浸濕面積比常規布局減小了33%，摩擦阻力減小帶來的升阻比增量約為10%～15%。② 誘導阻力與波阻較小。展向升力分布既決定誘導阻力，又影響波阻和翼根彎矩，BWB布局的中央機體提供了升力，避免了常規布局在機身處的升力凹陷，使全機的展向載荷具有接近橢圓的平滑分布，使誘導阻力減小[14]；而較低的外翼載荷，減小了外翼段的局部升力系數，有利于減小波阻或提高臨界馬赫數。③ 干擾阻力較小。機身與機翼融合及無尾設計可減小部件干擾阻力。綜上，BWB布局整體阻力的減小帶來升阻性能全面提升，對降低發動機油耗、氮氧化物排放、噪聲等產生直接貢獻[15-16]。

隨著研究工作的深入，BWB布局低速起降性能較差的問題逐漸凸顯，成為阻礙BWB布局工程化發展的技術瓶頸之一。本文著重分析BWB布局民機高低速協調設計問題，提出改善低速性能的應對策略，給出高低速性能協調設計思想與設計原則，最終通過具體的概念方案高低速協調設計案例，驗證了設計原則的可行性。

1 高低速協調設計問題

隨著航空運輸業的蓬勃發展，未來不斷增加的運輸量要求提高機場容納量，同時，環境保護則要求降低機場附近環境噪聲，這兩者都與提高快速起降能力密切相關，據此，NASA在其提出的N+2發展指標中，明確要求起降平衡場長相對于現役飛機縮減50%[7]。然而，目前專注于提升高速巡航性能設計的BWB布局，低速性能明顯不能滿足指標要求。如，NASA公布的Environmentally Responsible Aviation (ERA)等方案[17]，BWB布局優異的高速氣動性能使其油耗、排放、噪聲指標均已達到N+2代民機發展目標，但起飛平衡場長相較參考機型B777-200并無明顯優勢，不能滿足N+2發展要求。2016年，NASA和波音公司先后宣布，將對ERA計劃中的BWB布局進行改進設計，并恢復封存的X-48C飛行驗證機重點研究BWB布局的低速起降問題[18]，2018年1月，波音公司BWB首席工程師諾姆·普林森在奧蘭多舉行的AIAA航空航天科技大會上披露[19]，將采用后體加長等措施提升BWB布局的低速起降性能，這些措施均反映了NASA和波音對BWB布局低速問題的重新認識與重視。

BWB布局低速性能不高的根源既在于縱向操縱舵面力臂較短、配平效率不高的先天不足，提高了對增升裝置俯仰力矩的設計約束，限制了現有高效增升裝置難以在BWB布局上采用；又在于迄今為止的研究主要著眼于巡航狀態的高速性能提升，對低速問題未給予足夠重視；更在于人們還沒有完全擺脫常規布局高低速設計相對獨立的傳統設計理念，沒有基于BWB布局翼身高度融合、流動及氣動力高度耦合的物理特征考慮高低速綜合設計問題，NASA和波音公司的BWB技術發展軌跡已充分反映了這一點。

在設計理念上，常規布局的高低速協調主要針對機翼的高速巡航、抖振及阻力發散特性與低速流動分離及失速特性進行協調設計，而增升及其配平問題通常采用增升裝置和平尾的單獨設計加以解決。BWB布局則不同，由于機翼機身完全融合，增升與操縱舵面幾乎均布置在融合翼身的前后緣，需盡可能采用小低頭力矩的高效增升裝置，降低增升狀態的配平壓力。因此，BWB布局的高低速協調設計不僅要針對基本構型進行，更要充分考慮增升與配平裝置的布置問題，這就使得BWB布局的高低速協調設計矛盾更大、沖突更多、難度更高。

因此，提高BWB布局低速性能的對策應是，不僅要繼續探索新的增升與配平技術，更要從高低速性能綜合設計入手，著眼于高低速飛行性能協調匹配，既保持高速優勢，又提升低速性能，降低對增升與配平能力的要求，減緩增升與配平裝置設計壓力，減弱對高速及其綜合性能優勢可能帶來的不利影響。這也是本文開展高低速協調設計研究的初衷。

2 高低速協調設計分析

為了更好地解決BWB布局高低速協調設計問題，本文針對BWB布局，從總體設計參數的影響及增升配平對高低速性能的影響分別展開討論。目前，BWB布局研究中出現多個增加尾翼的概念方案，如，Lockheed Martin的混合翼身方案[20]、N2A[21]、ERA[17]等，增加尾翼成為解決BWB布局低速配平問題的技術途徑之一。為了從根本上認識和理解BWB布局的高低速協調設計問題，本文仍以無尾布局為研究對象，著眼于縱向氣動性能，研究高低速性能協調設計問題。

2.1 總體參數對高低速性能的影響

以減小油耗、排放和噪聲，提高起降性能為核心目標的BWB布局設計綜合性強，需要在具體的技術指標要求下，綜合分析總重、翼載、推重比、最大升力系數、巡航高度等參數對低速和高速氣動性能的影響，為高低速性能協調匹配設計及多學科綜合設計提供總體參數選擇依據。

BWB布局與常規布局總體參數表述的主要差異在于參考面積及其衍生的相關參數，BWB參考面積通常取全投影面積，平均氣動弦長則由全投影面積定義，因此，參考面積與平均氣動弦長相較傳統布局均較大?；诒疚捻椖拷M和國外研究工作，BWB布局總體參數分析，仍可采用常規布局的分析方法[21-24]，但需充分考慮BWB布局翼載較低的特點。

2.1.1 總體參數對低速性能的影響

飛機的起降性能是低速設計的主要著眼點，因此，選擇具有代表性的著陸和起飛場長來研究總體參數對低速氣動性能的影響?；谌队皡⒖济娣e和平均氣動弦長，起飛和著陸場長計算公式為

(1)

(2)

式中：(W/S)to為起飛翼載，S為機翼參考面積；(T/W)to為起飛推重比；WL/WMTOW為最大著陸重量系數；ρ為著陸高度的空氣密度；CLmax,to與CLmax,ld分別為起飛和著陸最大升力系數。

由式(1)給出的總體參數與起飛場長的關系可見，增大推重比和最大升力系數、降低翼載對起飛性能有利；反之，放寬起飛場長要求可以降低對推重比、翼載和最大升力系數的要求。

式(2)給出了最大升力系數和翼載對著陸場長的影響。增加最大升力系數、降低翼載對提高著陸性能均有利；反之，放寬著陸場長要求可以降低對翼載和最大升力系數的要求。

適航條例對起降階段的爬升率提出設計要求，推重比至少要滿足：

(3)

式中：T/W與L/D分別為對應飛行狀態的推重比與升阻比；Nen為發動機數量；CGR為適航要求規定的爬升率。

不同爬升階段的推重比主要與對應飛行狀態下升阻比有關，提高升阻比有利于減小對推重比的需求。

2.1.2 總體參數對高速性能的影響

根據巡航升力與重力平衡的關系可得到

(4)

式中：(W/S)cr為巡航翼載；Pcr為巡航高度的空氣靜壓；CLcr為巡航升力系數；Macr為巡航馬赫數；γ為空氣比熱比。

在巡航狀態下，存在最佳升力系數，可實現升致阻力與零升阻力匹配設計以得到最大升阻比。由于Pcr與高度H為負相關關系，高度越高，靜壓越低，結合式(4)，巡航升力系數與巡航翼載(W/S)cr、巡航高度H、巡航馬赫數Macr直接相關。通常，Macr由設計要求確定，通過巡航翼載與巡航高度的協調，可以調整設計升力系數，進而協調零升阻力與升致阻力的比例，實現巡航升阻比最大。與常規布局飛機相比，BWB布局翼載通常較低，因此，需適當提高巡航高度來獲得合適的設計升力系數，如圖1所示。

圖1 翼載對巡航性能影響Fig.1 Effect of wing loading on cruise performance

2.1.3 影響高低速性能的總體核心參數

按照適航條例要求和NASA的N+2民機發展目標，進一步分析翼載、推重比和最大升力系數對巡航、起飛、著陸、爬升、失速等飛行性能的影響。針對巡航馬赫數Macr=0.85，起飛平衡場長為2 300 m，著陸場長為1 800 m的設計要求，圖2給出了設計要求下300座級翼身融合布局的翼載、推重比與高低速性能的關系曲線，各性能曲線包圍的陰影區域為設計要求下翼載、推重比選取的可行域?？梢姡痫w和巡航性能受翼載和推重比共同影響，著陸和失速特性取決于翼載，爬升性能主要受推重比影響，而適航條例給出了最小推重比需求。在此設計要求下，取翼載W/S為250 kg/m2、推重比T/W為0.3較為合適，見圖2可行域右下角。

綜上分析可知，良好的起降性能需要較小的翼載、較大的最大升力系數和較大的推重比；而優良的巡航性能，需要較大的翼載和適合的巡航高度，可見，起降和巡航性能對翼載的要求是沖突矛盾的。降低翼載意味著增大面積，將要付出阻力和結構重量增加的代價，對全機綜合性能影響較大，因此，翼載成為協調BWB布局的總體設計核心參數，也意味著翼載選擇是高低速協調設計要解決的核心問題。

圖2 翼載和推重比對BWB布局高低速性能的影響Fig.2 Effect of wing loading and thrust-weight ratio on BWB configuration high and low speed performance

2.2 增升及其配平對高低速協調設計的影響

低速狀態的增升與配平是BWB布局設計的難點，本節將分析增升裝置和縱向配平舵面對高低速協調設計的影響，探討BWB布局概念設計考慮增升與配平裝置的布置問題。

2.2.1 增升裝置的影響

增升裝置是保證飛行安全與滿足適航要求的主要措施。傳統增升裝置提供升力增量的同時伴隨較大的低頭力矩，而BWB布局由于縱向操縱力臂較短，無法提供較大的配平力矩。并且，相較常規布局，BWB布局翼載更低，因此，需采用小低頭力矩的增升裝置設計。

為了便于分析增升裝置對低速起降性能的影響，表1中列舉出多種BWB設計方案的增升裝置與起降性能[25-30]。由表1可見，除SAX-40與N2A-EXTE方案采用發動機矢量推力進行配平的增升裝置外，傳統增升裝置要同時滿足N+2起飛平衡場長BFL=5 000 ft(1 ft=0.304 8 m)與接地速度Vapp=130～160 kn(1 kn=1.852 km/h)的性能要求困難較大。

表2[21]中給出了不同二維增升裝置帶來的氣動力變化(表中CL為升力系數,ΔCL、ΔCD、ΔCm分別為升力系數、阻力系數和力矩系數增量),結果表明，傳統高效后緣增升裝置可提供較大升力增量，但帶來的低頭力矩均較大，僅采用前緣增升技術，需配平的低頭力矩較小，但可提供的升力增量較小。鑒于傳統增升裝置的不足，現有研究也開展了許多采用新型主動流動控制技術的增升裝置的探索研究，如，推力矢量、吹氣襟翼或者前后緣邊界層抽吸等方法。這類增升裝置增升能力強、低頭力矩相對較小，但存在附加結構重量、可靠性、安全性、復雜度與效費比等方面的問題，需要綜合考慮。

表1 不同BWB方案的增升裝置與起降性能

Table 1 High-lift devices and take-off and landing performance for different BWB schemes

布局方案增升裝置前緣裝置后緣裝置BFL/ftVapp/knBWB-800[25]11000150BWB-450[12]縫翼無11000140IWB-750[26]11000VELA-750[26]縫翼簡單襟翼<11000165SAX-40[27]5824126.9N2A-EXTE[28]前緣下垂無5828153.7ERA0009A[29]8850131.38HWB301[30]開縫克魯格簡單襟翼8970136

注：SAX-40與N2A-EXTE方案采用發動機矢量推力進行配平。

表2 二維增升裝置相對基本翼型的氣動力增量[21]

綜上可見，基于增升裝置技術現狀，采用前緣裝置與簡單后緣襟翼配合的增升方案不失為目前BWB布局可采納的技術途徑。其中，開縫克魯格襟翼增升能力與縫翼相近，不破壞機翼上表面曲率，又可防止昆蟲塵埃沾染，受到當前BWB布局研究的青睞。BWB布局實際應用亟需發展具有高效增升與小低頭力矩能力的新型增升技術。無論采用何種增升技術，在BWB概念方案研究階段，針對起降問題，降低對增升能力的需求，提高縱向配平能力，無疑是BWB布局基本構型高低速性能協調設計必須考慮的主要問題之一。

2.2.2 高升力配平的影響

BWB布局需要在機體后部與機翼前后緣布置舵面實現俯仰和橫航向操縱控制。機體后部與機翼外側距離全機重心較遠，適宜布置縱向操縱與配平舵面。通常，機翼外側舵面多用于橫航向操縱控制，因此，機體后部成為布置縱向操縱與配平舵面的首選。相較常規布局，BWB布局機體后部舵面力臂較短，舵面配平能力較差，這也是目前BWB布局多種概念方案中采用V尾設計的主要原因之一。針對機體后部布置的常規操縱舵面，若通過增加舵面面積提高配平能力，舵面大偏度時升力損失較大，需要更高的升力增量進行補償，將增加增升裝置設計壓力，同時也伴隨舵面鉸鏈力矩較大等設計問題。而通過加長機體尾部，增長力臂，無疑是提高配平能力可行的技術途徑。當然，加長后體使全機浸潤面積增加，摩阻增加，導致巡航效率降低，過長的后體也會影響擦地角的問題，這就需要在高低速協調設計中綜合考慮。

為了進一步研究后體加長等布局形式變化對縱向操縱舵面的影響，本節以NASA的H3.2方案平面形狀[31]為基礎，設計了翼身融合(BWB)、翼身混合(Hybrid Wing Body,HWB)和后體加長翼身混合(Lengthening Hybrid Wing Body,LHWB)3種概念方案及其舵面布置，如圖3所示。其中，LHWB方案的全投影面積和舵面面積與BWB方案相同。

由上述分析可見，采用機翼-機身快速過渡，限制中央機體寬度并加長后體等措施，有利于提高機體后緣舵面配平能力，并減小升力損失。

圖3 3種方案縱向配平舵面布置Fig.3 Longitude control surface layout for three schemes

圖4 機體后部舵面偏轉對升力與力矩展向分布的影響(α=10°)Fig.4 Influence of centerbody elevon deflection on spanwise lift and moment distribution (α=10°)

2.3 高低速性能協調設計思想與設計原則

基于本文研究結果和項目組前期研究基礎，高低速性能協調匹配的BWB布局需要滿足以下設計要求：高速應堅持巡航設計點、最大升阻比點與力矩平衡點處于同一飛行姿態的“三點歸一”巡航自配平設計，避免巡航狀態下縱向平衡引起的氣動效率損失，這也是本課題項目組提出與始終秉持的高速設計要求[13]；低速應該滿足基本構型失速特性良好，具備提供高升力縱向配平能力的良好基礎。

在項目長期研究工作基礎上，提出了高低速性能綜合協調的“后體加長翼身混合布局”[32]，其設計思想具體表述為，采用高速向低速適當妥協的總體參數協調，升致阻力與零升阻力匹配的高速性能補償，后體加長與翼身快速融合過渡相結合的外形整體優化設計方法，綜合平衡高低速性能矛盾，獲得優異的高低速氣動性能。相應的設計原則可歸納為如下3點：① 以翼載作為核心參數協調高低速設計要求，加長后體提供低速高升力配平能力；② 翼身快速融合過渡，減小干擾阻力和升力損失；③ 優化概念方案及巡航高度等設計參數，實現零升阻力與升致阻力的協調匹配，提升巡航效率。通過以上3點技術措施最終實現高低速協調設計目標。

3 高低速協調方案設計

為了進一步闡明BWB布局高低速協調設計思想和設計原則的正確性和可行性，本節通過具體的設計案例加以驗證。

3.1 高低速協調多學科設計平臺

為進行BWB布局概念方案高低速協調設計，項目組建立了BWB布局多學科綜合優化設計平臺[32-34]。該平臺采用基于物理原理的分析方法，可規避傳統概念設計方法對歷史數據的依賴性，是研究新型氣動布局的有效手段。如圖5所示，BWB布局多學科綜合優化設計平臺采用模塊化結構，由參數化幾何模塊、氣動模塊、重量模塊、性能分析模塊構建。幾何模塊通過截面控制翼型與各控制截面的弦長、后掠角、展長等平面形狀參數生成三維幾何外形。氣動與重量模塊采用基于物理原理的低階數值方法計算氣動性能和主要結構重量，在次要結構重量和機載設備重量等方面采用傳統經驗系數的評估方法[35-38]。通過將概念方案外形參數化，該平臺既可以對布局進行快速評估，篩選設計空間，又可針對不同設計需求，提供多學科優化設計方案。

圖5 BWB多學科優化設計平臺流程圖Fig.5 Flow chart of BWB multi-disciplinary design optimization platform

3.2 高低速協調優化設計

依照本文提出的BWB布局高低速協調設計原則，采用多學科設計平臺，開展概念方案的高低速協調設計。設計要求為巡航馬赫數為0.85，航程為13 500 km，起飛平衡場長為2 300 m，著陸場長為1 800 m，此外，還包括適航對爬升性能的設計要求等。根據2.1.3節總體參數分析結果，取翼載為250 kg/m2、推重比為0.3，以本課題項目組前期巡航馬赫數為0.8的NPU-300-I方案為基礎，針對巡航馬赫數為0.85的新設計要求進行高低速協調設計研究。優化設計目標為罰函數Pi約束下的巡航升阻比L/D最大和起飛總重MTOW最小，即

(5)

通過如下多重約束限制保證高低速協調設計的實現：幾何空間上，滿足客貨艙與燃油裝載等空間布置需求；展長限制在65 m以內，以滿足4E級機場的使用要求，如式(6)所示。高速設計以“三點歸一”巡航自配平為設計約束，如式(7)所示。輔以翼載約束，保證起降場長的設計要求，如式(8)所示。

基層醫療機構是我國衛生保健工作的重要組成部分，而全科醫生作為基層醫療保健服務的重要提供者，對抗生素的處方行為與社區人群合理使用抗生素的水平息息相關[5]。研究表明，醫生抗生素處方行為是否合理與其自身掌握的抗生素相關知識和態度有關[6]。基于此，本研究以陜西省鄉鎮衛生院全科醫生為研究對象，調查全科醫生抗生素用藥知識、態度和行為水平及其相互關系，為有針對性地開展農村地區合理使用抗生素的干預研究提供理論依據。

幾何空間限制的罰函數P1～P3：

(6)

高速性能約束的罰函數P4和P5：

(7)

低速性能約束的罰函數P6：

(8)

式(6)～式(8)中：W/S為翼載；b為展長；Scabin為客艙面積；Vfuel為油箱體積；Cm0為零升力矩；?Cm/?CL為靜穩定性;A1～A3為常數，用于協調罰函數的影響，此處A1=A2=A3=0.2;下標“req” 表示設計要求的參數值，其中(?Cm/?CL)req1= -10%，(?Cm/?CL)req2=0%。

考慮到巡航馬赫數提高到0.85，因此，根據前期研究結果[13]，將NPU-300-I方案的外翼后掠角加大到32°，作為高低速協調設計的初始方案。通過遺傳算法進行優化設計，最終得到滿足設計約束的優化方案，如圖6所示。

圖6 優化前后概念方案比較Fig.6 Comparison of conceptual schemes before and after optimization

通過施加多重約束，優化方案符合“翼載降低、后體加長翼身混合”的設計思想。優化構型的機翼后掠角為36°，面積有所增加，使翼載由初始的270 kg/m2降低至250 kg/m2，起降狀態的最大升力設計要求也由1.2降低至1.11。優化方案采用前緣克魯格襟翼與后緣簡單襟翼的增升裝置能夠實現最大升力要求，減緩了初始方案因較高的升力增量要求，被迫采用后緣單縫襟翼而帶來的配平壓力。

3.2.1 總體方案評估

優化方案全面提升了綜合性能：機翼后掠角提升，各控制截面的弦長略有增加，局部升力系數降低，適應較高馬赫數巡航；機身顯著加長，機體后部舵面力臂與面積均有增加，縱向配平能力提高。機體內部空間增大，載客量提升至330人，客艙空間寬敞舒適，單排最大座位數為16座/排，是目前國內外所有BWB布局概念方案中單排座位(24座/排以上)最少的；實現了機身兩側4×2艙門、全客艙舷窗設計，如圖7所示，有利于解決現有BWB概念方案客艙寬短，兩側乘客在飛行機動時舒適性不足，以及應急疏散困難等問題。

圖7 優化方案的客艙和應急出口布置Fig.7 Layout of cabin and emergency exits for optimized scheme

3.2.2 氣動性能評估

基于雷諾平均Navier-Stokes (RANS)方程的數值分析結果表明，優化前后設計方案的巡航性能相近。圖8給出兩方案的升力CL，俯仰力矩Cm與升阻比K等氣動特性，以 “三點歸一”巡航自配平設計要求作為標準進行評價，兩方案均實現了高速設計要求，優化方案升阻比與初始方案相近，優化方案設計迎角αd,opt略小于初始方案αd,ini。從圖9的巡航狀態下表面壓力分布可知，初始方案后掠角較小，在設計升力系數下，波阻較大，隨迎角增大，外翼段出現的激波較強。優化后，布局波阻減小，展向升力分布更為合理，升致阻力減小，摩阻雖有所增加，但巡航效率仍得到保證。

優化方案的基本構型低速性能明顯提高。H=0 m，馬赫數Ma=0.2低速條件下，兩方案干凈構型最大升力系數基本一致，優化方案失速迎角提高量Δαs≥3°，失速特性和緩，俯仰力矩線性段特性良好，為提升低速高升力配平能力奠定了良好基礎，如圖10所示。圖11給出了兩方案的低速分離流態,結果表明優化方案分離特性更好。

圖8 兩種方案高速氣動特性比較Fig.8 Comparisons of high speed aerodynamic characteristics for both schemes

圖9 兩種方案巡航點表面壓力與展向升力分布Fig.9 Distributions of surface pressure and spanwise lift for both schemes at cruise condition

圖10 兩種方案低速氣動特性比較Fig.10 Comparisons of low speed aerodynamic characteristics for both schemes

圖11 兩種方案低速流動特性比較(α=10°)Fig.11 Comparison of low speed flow characteristics for both schemes (α=10°)

3.2.3 全機質量分析

表3給出了優化前后方案的部件質量。優化方案的全機結構質量、機身機翼各部分質量均有所增加，以機身前部增量最大，主要由機身加長和機翼掠角增加所致，結構質量變化符合規律?？傎|量增加似乎是降低翼載和后體加長帶來的，是提高低速起降性能所需付出的必要代價。然而，進一步分析可見，全機質量由214.754 t增加到235.588 t，商載由30.9 t提高到33.99 t，燃油由71.23 t提高到77.857 t，分別增加約9.7%、10%和9.3%，表明總質量與商載和燃油同步增加，即質量與經濟性關聯度不僅沒有損失，反而有所提高，因為商載和燃油增加提高了經濟性，這也可以從每座100 km耗油由2.195 L降為2.181 L得到佐證。

表3 優化前后概念方案部件的質量

Table 3 Component mass of conceptual scheme before and after optimization

質量分解質量/kg初始方案優化方案中央機體前部2305226460中央機體后部50866573外翼段2070921717過渡段67606950起落架86009400結構質量6420771100推進系統1820120031機載系統與設備1754118791標準項85969310使用項40794509使用空重112624123741燃油7123077857商載3090033990最大起飛質量214754235588

具體設計案例分析表明，本文提出BWB布局高低速協調的設計思想和設計原則是正確和可行的，達到了高低速協調設計要求，實現了高低速協調設計目標。協調設計方案在保持優異巡航性能的同時，顯著改善了低速性能，并在包括客艙布置、應急疏散等在內的舒適性和安全性方面具有優勢，使BWB布局的綜合性能全面提升。

4 氣動性能風洞試驗驗證

為了進一步驗證BWB布局高低速協調設計方案的性能，在航空工業空氣動力研究院進行了高低速風洞試驗驗證。

4.1 高速風洞試驗

高速風洞試驗在航空工業空氣動力研究院FL-3高速風洞進行。FL-3風洞是一座直流暫沖下吹式三聲速風洞，試驗采用亞、跨聲速開孔壁試驗段，試驗段截面尺寸為1.5 m×1.6 m(寬×高)。概念方案試驗模型縮比為1∶72，試驗馬赫數為0.4～0.9，試驗模型機支撐方式如圖12所示。

風洞試驗結果(Test)和數值模擬結果(CFD)在圖13中給出。結果表明，數值模擬結果的升力略低，力矩略向上平移。迎角較大時，數值模擬的阻力數值略高，導致升阻比低于試驗結果。綜合來看，二者在相同設計迎角αd下實現了“三點歸一”的巡航自配平設計，整體吻合良好，驗證了數值模擬方法，也進一步展示了協調設計方案優異的高速性能。

圖12 概念方案高速風洞試驗Fig.12 High speed wind tunnel test of conceptual scheme

圖13 概念方案高速風洞試驗結果Fig.13 High speed wind tunnel test results of conceptual scheme

4.2 低速風洞試驗

在航空工業空氣動力研究院FL-51進行了模型縮比1∶22的低速風洞試驗。該風洞為低速直流式風洞，試驗段尺寸為4.5 m×3.5 m(寬×高)，試驗風速為70 m/s，試驗雷諾數為5.5×106。進行了基本構型、起飛構型和著陸構型等測力與流動顯示試驗，增升裝置采用前緣克魯格與后緣簡單襟翼，如圖14所示。

圖15給出低速基本構型、起飛與著陸3種構型的試驗結果。3種構型均具有良好的失速與俯仰力矩特性，采用前緣克魯格襟翼與后緣簡單襟翼組合的增升裝置，能夠滿足起降升力要求，低頭力矩增量在縱向控制舵面可控制能力以內。

圖14 概念方案低速風洞試驗Fig.14 Low speed wind tunnel test of conceptual scheme

圖15 概念方案低速風洞試驗結果Fig.15 Low speed wind tunnel test results of conceptual scheme

5 結 論

1) 針對BWB布局低速性能不易滿足N+2代民機發展要求的研究現狀，分析并指出了當前研究中存在的問題以及面臨的挑戰，提出了改善BWB布局低速性能的應對策略: 從高低速性能綜合設計入手，著眼于高低速飛行性能協調匹配，提升低速性能，降低對增升與配平能力的要求，減緩增升與配平裝置設計壓力，減少對高速及其綜合性能優勢可能帶來的不利影響。

2) 提出了綜合考慮高低速性能的BWB布局設計要求，建立了高速向低速適當妥協，綜合平衡高低速矛盾的設計思想。給出了以翼載作為核心參數協調高低速設計要求。采用“加長后體提高低速高升力配平能力，翼身快速融合過渡，減小干擾阻力和升力損失，優化概念方案及巡航高度等設計參數，實現零升阻力與升致阻力的協調匹配，提升巡航效率”的高低速協調設計原則。

3) 采用多學科綜合優化和氣動綜合設計方法，應用項目組研制的高低速協調多學科設計平臺，獲得了高低速協調、綜合性能優異的概念設計方案。通過CFD、風洞試驗、重量分析等驗證評估表明，協調設計方案在保持優異巡航性能的同時，顯著改善了低速性能，并在包括客艙布置、應急疏散等在內的舒適性和安全性方面具有優勢，使BWB布局的綜合性能全面提升，實現了高低速協調設計目標。

研究結果較全面驗證了本文提出的BWB布局高低速協調的設計思想和設計原則具有正確性和可行性，為提高BWB布局低速性能提供了新的研究思路和研究方法，可應用于翼身融合類民機布局研究，并可為其他用途翼身融合類飛機設計提供參考。