翼身融合(BWB)飛行器的研究現(xiàn)狀

1、翼身融合飛行器的背景與優(yōu)勢1、背景介紹民用飛機(jī)是體現(xiàn)航空技術(shù)水平的重要載體之一，一個(gè)國家民用飛機(jī)的研制、生產(chǎn)、銷售、服務(wù)和營運(yùn)水平，很大程度上反映了該國航空工業(yè)、基礎(chǔ)工業(yè)、民航運(yùn)輸業(yè)和綜合國力的水平。隨著科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展，作為多種基礎(chǔ)技術(shù)綜合體的民用飛機(jī)技術(shù)也日新月異，世界民機(jī)技術(shù)正以前所未有的速度迅猛發(fā)展。1傳統(tǒng)客機(jī)的機(jī)翼、機(jī)身組合體可以明顯的看出機(jī)翼與機(jī)身是兩個(gè)分離的結(jié)構(gòu)。自從這種結(jié)構(gòu)在波音公司的B747飛機(jī)上應(yīng)用以來，幾十年來并未發(fā)生太大的變化。從我們?nèi)粘３俗娘w機(jī)就可以看出來，基本上現(xiàn)在的客機(jī)都是圓筒形機(jī)身安裝一對獨(dú)立的機(jī)翼，并且在機(jī)身后部還有尾翼。圖1波音747氣動設(shè)計(jì)技術(shù)是飛機(jī)設(shè)

2、計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。提高飛機(jī)的空氣動力特性是飛機(jī)設(shè)計(jì)永恒的主題。通過采用先進(jìn)的氣動設(shè)計(jì)技術(shù)，可以減小飛機(jī)飛行時(shí)的阻力，提高升阻比和巡航效率，降低耗油率，從而大大提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性Error! No bookmark name given.。就目前的發(fā)展情況來看，主要有以下幾種氣動布局：傳統(tǒng)布局、鴨式布局、三翼面布局、變后掠翼布局、無尾布局等。而整個(gè)氣動布局逐漸演變的過程伴隨著的是人類對空氣動力學(xué)認(rèn)識的逐漸加深。人們設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)對流形態(tài)的利用主要經(jīng)歷了三個(gè)階段：附著流型、脫體渦流型和可控分離流型。圖2 F22猛禽戰(zhàn)斗機(jī)其實(shí)早在上世紀(jì)60年代，飛機(jī)設(shè)計(jì)者們就提出了翼身融合的氣動布局設(shè)計(jì)概念。所謂翼身融合

3、體，指機(jī)翼和機(jī)身做為一個(gè)整體來設(shè)計(jì)，二者的平面形狀和剖面形狀完全融合為一的機(jī)體。2、 優(yōu)勢分析通過翼身融合，飛機(jī)可以獲取更好的氣動性能。翼身融合體的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)輕、容積大、阻力小，這些有利于飛機(jī)進(jìn)行超音速飛行，并且能夠減少雷達(dá)反射面積，實(shí)現(xiàn)隱身。具體說來體現(xiàn)在以下方面：1）承載能力高。與傳統(tǒng)布局大型飛機(jī)相比，BWB飛機(jī)的機(jī)翼與機(jī)身融合在一起，擴(kuò)大了承載空間，且翼身融合體的扁平化設(shè)計(jì)具有更高的空間利用率。2）空氣動力效率高，氣動載荷的分布可達(dá)到最佳。翼身融合大大減小了傳統(tǒng)布局翼身之間的干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，減小了總阻力。同時(shí)使得整個(gè)機(jī)體成為一個(gè)大的升力面，最大升阻比可達(dá)到2530。3）低耗油率、低排

4、放、長航時(shí)、大航程、短距起降。BWB飛機(jī)升阻比遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)布局飛機(jī)，在解決了低速飛行控制問題后，高升阻比特性使得BWB飛機(jī)的起飛著陸速度較低，降低了對機(jī)場跑道的長度要求。4）低噪聲。獨(dú)特的發(fā)動機(jī)安裝方式，結(jié)合尾部機(jī)翼后緣舵面、垂尾設(shè)計(jì)，大大削弱了發(fā)動機(jī)噪聲向地面以及座艙的傳播。另外，翼身融合設(shè)計(jì)在減小飛行阻力的同時(shí)，有效減小了空氣摩擦噪聲。5）隱身性能。X-48的翼身融合設(shè)計(jì)具有良好的雷達(dá)隱身性能。該設(shè)計(jì)消除了交界處的直角，降低了傳統(tǒng)布局飛機(jī)角反射器效果，有效減小了雷達(dá)反射截面。同時(shí)復(fù)合材料在BWB布局飛機(jī)上使用比例的大大增加，也會減小飛機(jī)對雷達(dá)波的反射，甚至還可進(jìn)一步使用吸波材料蒙皮Error

5、! No bookmark name given.。3、優(yōu)勢存在的原因 飛機(jī)飛行時(shí)的阻力一般劃分為摩擦阻力、粘性壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、干擾阻力和配平阻力以及高速飛行時(shí)的波阻。與升力無緊密聯(lián)系的阻力，通常被稱為廢阻力（零升阻力），亞聲速飛行時(shí)的廢阻力主要由蒙皮的摩擦阻力和型阻構(gòu)成，其大小取決于浸濕面積和飛機(jī)的形狀。超臨界和超聲速飛行時(shí)，波阻在飛機(jī)總阻力中占主要成分。與升力密切相關(guān)的阻力稱為誘導(dǎo)阻力或升致阻力，它與升力的平方成正比。誘導(dǎo)阻力是由繞翼型的環(huán)量決定的，對三維機(jī)翼而言，還需加上翼梢渦帶來的阻力Error! No bookmark name given.。為提高給定升力系數(shù)CL下巡航飛行的氣

6、動效率(CL/CD)，必須盡可能地減小阻力。根據(jù)一架典型客機(jī)在Ma=0.8，CL=0.48巡航狀態(tài)的阻力分析可知，飛機(jī)各部件的摩擦阻力占總阻力的約51%，壓力阻力約19%，誘導(dǎo)阻力約27%和廢阻約3%。摩擦阻力直接正比于表面浸潤面積，而旅客機(jī)要裝載一定量的乘客和燃油，需要一定體積。翼身融合體設(shè)計(jì)要滿足在要求容積下減小浸潤面積，進(jìn)而減小摩擦阻力。圖3表示了傳統(tǒng)的民機(jī)外形和翼身組合體外形的浸潤面積的比較，可見后者可比前者減少達(dá)1/3之多。(a)三維幾何對浸潤面積的影響（b）翼身融合對浸潤面積的影響（c）發(fā)動機(jī)融合對浸潤面積的影響（d）完全融合對浸潤面積的影響圖3傳統(tǒng)的民機(jī)外形和翼身組合體外形的浸潤

7、面積的比較4、 需要額外考慮的問題雖然翼身融合布局有著這樣的優(yōu)勢，但同樣也有一定的局限性，所以現(xiàn)在的民航客機(jī)還沒有采用這種布局方式。以X48B為例，總的說來，主要有以下幾個(gè)方面：（1）逃生通道設(shè)計(jì)。目前國際上通行的標(biāo)準(zhǔn)是要求客機(jī)的全體旅客應(yīng)該能在90s內(nèi)安全撤離飛機(jī)。BWB飛機(jī)座艙寬大且乘客分布密集，如何設(shè)計(jì)保證乘客及時(shí)撤離的逃生通道是其遇到的首個(gè)難題。（2）增壓座艙承力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。在高空飛行的飛機(jī)都采用了增壓座艙以保證乘客乘坐的舒適性，也因?yàn)榇孙w機(jī)內(nèi)外存在巨大的壓力差。傳統(tǒng)布局飛機(jī)的圓筒結(jié)構(gòu)很好地解決了這一問題，而對于BWB飛機(jī)的扁平結(jié)構(gòu)，目前的解決辦法只能是利用高強(qiáng)度復(fù)合材料。（3）在飛機(jī)轉(zhuǎn)

8、彎或受到氣流擾動時(shí)，坐在飛機(jī)兩側(cè)的乘客將感受到較大程度的傾斜。需要對座椅進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)，使之能夠始終保持水平以滿足舒適性要求。（4）機(jī)場現(xiàn)有的基礎(chǔ)設(shè)施是否能與這種巨型飛機(jī)相容，也需要考慮，至少對機(jī)場改造費(fèi)用不能太高。Error! No bookmark name given.作為新一代的飛行器結(jié)構(gòu)，翼身融合結(jié)構(gòu)必須考慮一些特有的設(shè)計(jì)問題，主要包括：1） 容積問題。由于乘客艙全部被包裹在機(jī)翼內(nèi)部，為了達(dá)到設(shè)計(jì)的容積，BWB的機(jī)翼厚度與翼展的比達(dá)到了17%，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)的氣動布局方式。2） 巡航俯仰角。飛機(jī)巡航時(shí)的角度必須保證乘客艙地板的角度在一定的合適范圍內(nèi)。3） 機(jī)體剪切力。當(dāng)飛機(jī)的重力作用中心

9、和所受的壓力作用中心不在一條線上時(shí)，飛機(jī)會受到很大的剪切力。需要進(jìn)行某種平衡手段來抵消。4） 著陸時(shí)的進(jìn)場速度和姿態(tài)。由于其較大的展弦比以及沒有襟翼，飛機(jī)的進(jìn)場高度會比較低。因此對進(jìn)場的速度和姿態(tài)有著特殊的要求。5） 抖振和失速。特殊的氣動布局在帶來較大的升阻比的同時(shí)，也導(dǎo)致了各處壓力的增大，隨之而來的就是抖振的加劇以及失速的發(fā)生。所以飛行器地抖振的抑制和失速的自我保護(hù)也必須要考慮。6） 表面控制的能力。飛機(jī)的外表面有著很多的獨(dú)立的面。對這些面的綜合控制對飛機(jī)效率的影響也很重要。初此以外，飛機(jī)的加工工藝也是需要額外考慮的問題Error! No bookmark name given.。雖然翼身

10、融合氣動布局對氣動、結(jié)構(gòu)、材料以及控制等方面都有著極為苛刻的要求，但隨著技術(shù)的不斷成熟，一個(gè)個(gè)難題不斷被攻克，這種布局方式應(yīng)用于大型民航飛機(jī)上有著極為良好的前景。圖4 X48B試飛2、 翼身融合的研究現(xiàn)狀1、國外研究進(jìn)展波音與斯坦福大學(xué)合作，最早進(jìn)行BWB外形的研究，并提出第一代BWB的外形。隨后，在NASA(1994-1997)的資助下，與一些大學(xué)和研究所共同開展研究，提供一個(gè)800座位，航程7000英里(12971km)，巡航Ma=0.85的概念可行的先進(jìn)客機(jī)Error! No bookmark name given.。歐洲則以MOB項(xiàng)目和VELA(Very Efficient Large

11、 Aircraft)項(xiàng)目為契機(jī)，對BWB進(jìn)行了深入的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究Error! No bookmark name given.。俄羅斯中央流體研究院也提出了翼展超過100 m（目前適航條例規(guī)定翼展最大為80 m）的翼身融合方案Error! No bookmark name given.。2、國內(nèi)研究進(jìn)展南京航空航天大學(xué)的高峰在分析了大量國內(nèi)外針對翼身融合體飛機(jī)的氣動布局的研究成果的基礎(chǔ)上，將翼身融合體布局應(yīng)用到大型民用運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)中。在設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)下，設(shè)計(jì)了一架起飛總重為200噸級的，具有較強(qiáng)應(yīng)用價(jià)值的高亞音速翼身融合體飛機(jī)氣動外形，如圖所示。經(jīng)CFD計(jì)算后對原有設(shè)計(jì)進(jìn)行了修正，再次計(jì)算

12、表明基本達(dá)到設(shè)計(jì)要求Error! No bookmark name given.圖5 CFD網(wǎng)格劃分清華大學(xué)的蔣瑾等設(shè)計(jì)了一翼身融合布局飛機(jī)方案，如下圖6所示。經(jīng)過數(shù)值分析得出：1）當(dāng)展弦比和機(jī)翼面積增大時(shí)，氣動性能會得到改善，其中展弦比的影響尤為明顯，這和常規(guī)構(gòu)型的變化規(guī)律基本一致。2）外翼前緣后掠角的改變與氣動性能的改善并未表現(xiàn)出明顯的單調(diào)關(guān)聯(lián)關(guān)系，需考慮中央機(jī)身對氣動的貢獻(xiàn)，將其影響一并加以考察。3）通過展向扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)提高升阻比、減少力矩（有利于增穩(wěn)）、改善流動狀態(tài)及展向氣動載荷等目的。Error! No bookmark name given.圖6翼身融合布局氣動外形王鉦云等

13、對X48B進(jìn)行了三維模型重建。具體尺寸見下表。在不同馬赫數(shù)下、不同迎角下對該飛行器進(jìn)行了仿真，得出與傳統(tǒng)飛機(jī)相比，BWB飛機(jī)具有高的升阻比和良好的氣動效率。X-48B飛機(jī)機(jī)身也產(chǎn)生相當(dāng)大的升力，且機(jī)身空間較大，可用于客機(jī)或運(yùn)輸機(jī)，經(jīng)濟(jì)性較大。Error! No bookmark name given.表1 X48B飛機(jī)參數(shù)翼展/m6.2面積/m29.3質(zhì)量/kg180最大飛行速度km/h250飛行高度/m3000航程/km218北京航空航天大學(xué)的吳江浩等對一種BWB進(jìn)行了重新建模，具體數(shù)據(jù)見下表2。表2計(jì)算模型的平面幾何形狀及對應(yīng)的特征界面數(shù)據(jù)截面序號123456到對稱面距離/m07.5131

14、7.523.538.5展向位置/00.1950.3380.4550.6101.000前緣后掠角/°0-15.288-26.5-30.1-34.9-46.8后緣后掠角/°-48-48-47.5-43.75-44.15-50.8弦長/m4832.7122113.669.294扭轉(zhuǎn)角/°-1.97-0.8-0.270.51-2重建的飛行器模型如上圖所示。通過進(jìn)行數(shù)值仿真模擬得出，以Ma=0.23起飛和著陸時(shí)，升力系數(shù)隨攻角的增大而增大，在攻角為0°-4°之間，CL隨近似線性增加，當(dāng)=4°時(shí)升阻比最大，約為15;以Ma=0.85巡航時(shí)，升力系

15、數(shù)也隨攻角的增大而增大，在攻角為0°-3°之間，CL隨a近似線性增加，當(dāng)=3°時(shí)升阻比最大，約為8。隨著的增大(0°-10°之間)，上表面負(fù)壓區(qū)增大并向外側(cè)擴(kuò)展，下表面壓力變化不大，故升阻力系數(shù)均隨的增大而增大，但當(dāng)a大于某一角度時(shí)，升力系數(shù)增幅小于阻力系數(shù)，故升阻比迅速減小。在3°-5°之間變化時(shí)，升阻比均較大且在最大值附近變化，表明采用BWB布局的客機(jī)在獲得較大升阻比時(shí)仍可使乘客在飛行過程中具有較好的舒適性且有利于飛行控制。Error! No bookmark name given.圖7幾何模型截面特征及網(wǎng)格劃分沈禮敏等

16、所在的北航流體所成立BWB課題組，應(yīng)用數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和模型自由飛等多種手段對影響B(tài)WB氣動特性的主要參數(shù)展開了研究，證明了這種布局方式確實(shí)具有相當(dāng)大的升阻比。Error! No bookmark name given.三、飛行過程中波阻的降低飛機(jī)減阻技術(shù)始終是空氣動力學(xué)研究熱點(diǎn)問題，研究表明，大型客機(jī)阻力減小1%，可使直接使用成本（DOC）降低0.2% Error! No bookmark name given.。常規(guī)布局的大型運(yùn)輸類飛機(jī)，由于超臨界機(jī)翼技術(shù)的應(yīng)用，波阻占飛機(jī)總阻力的比例較小，因此，基于摩阻、誘阻的減阻措施，包括層流和混合層流技術(shù)、新型翼尖裝置等減阻手段，得到了廣泛的研究和

17、應(yīng)用。BWB采用了高度融合的設(shè)計(jì)技術(shù)，其阻力成分也發(fā)生了較大的變化，典型特征就是激波阻力比重的顯著增加，其量值可能達(dá)到總阻力的10%以上Error! No bookmark name given.。N-S方程解表明原始BWB外形的外翼上存在著強(qiáng)激波，BWB外形是由減小浸潤面積從而減阻的概念而得，主要目標(biāo)是要減小波阻(由于跨聲速飛行)和非線性壓力阻力。Error! No bookmark name given.3.1扭轉(zhuǎn)反設(shè)計(jì)英國克朗菲爾德(Cranfield)大學(xué)設(shè)計(jì)了BWB外形(圖8)在設(shè)計(jì)條件Ma=0.85,CL=0.41，H=11500m，重心位置xcg=29.3m下討論了BWB外形的氣

18、動設(shè)計(jì)問題。為獲得良好的氣動性能，減阻的過程中必須取得壓力阻力和波阻的減小兩者較好的平衡。這可以通過優(yōu)化扭轉(zhuǎn)分布實(shí)現(xiàn)最佳展向升力分布和對翼型外形的優(yōu)化來實(shí)現(xiàn)。傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中人們通常追求橢圓分布以實(shí)現(xiàn)最小誘導(dǎo)阻力，但對于BWB外形，它不再是最小阻力的最佳分布。圖8克朗菲爾德大學(xué)設(shè)計(jì)的BWB外形扭轉(zhuǎn)反設(shè)計(jì)的研究表明，三角/橢圓的平均載荷分布具有最小總阻力(圖21)。49counts(0.0001阻力系數(shù)為1 count)的阻力的減少包括23counts的波阻減小和26counts的誘導(dǎo)阻力，因而可獲得較高的升阻比(比原始外形提高了16%)。而翼型外形的優(yōu)化會進(jìn)一步減弱激波的形成。應(yīng)當(dāng)指出，三角/橢圓的

19、平均載荷分布還有利于減小翼根彎曲力矩而減輕重量。Error! No bookmark name given.圖9 Ma=0.85時(shí)不同分布的升阻比變化曲線3.2利用鼓包減阻在眾多的主、被動流動控制減阻技術(shù)中，實(shí)體鼓包以其簡單、不帶來附加粘性性阻力的優(yōu)點(diǎn)，弱化激波、減小激波阻力的效果最為明顯。歐洲空客公司進(jìn)行了A340混合層流機(jī)翼加裝鼓包的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)與風(fēng)洞試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，加裝鼓包后的A340在典型的北大西洋航線中，最大減阻量可達(dá)4%（馬赫數(shù)Ma=0.84）14。美國空軍在P-51上加裝鼓包進(jìn)行提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)研究。1、形激波減阻原理流動通過一系列斜激波所帶來的總壓損失總是小于單

20、獨(dú)的正激波。圖10 Bump l就是按這一物理規(guī)律產(chǎn)生系列相對較弱的激波代替較強(qiáng)激波，產(chǎn)生“強(qiáng)干擾”弱化激波的流動控制原理。加Bump l后，翼型上表面一道較強(qiáng)的近似正激波由前、后激波與主激波組成的入形激波結(jié)構(gòu)所代替，激波處的壓力峰減小后移。Bump l輪廓線為簡單凸型，與翼型表面的不連續(xù)過渡在鼓包前緣形成拐點(diǎn)，超聲速氣流通過拐點(diǎn)時(shí)，先產(chǎn)生一道較弱的斜激波，即前激波，翼型表面壓力產(chǎn)生階躍下降，此后，受凸型曲線影響膨脹氣流再加速為超聲速，以后激波終止，產(chǎn)生形激波代替原來的近似正激波而使波阻減小。圖10 Bump1和Bump2的幾何形狀2、等熵壓縮減阻原理Bump2按照等墑壓縮原理設(shè)計(jì)。Bump2

21、輪廓線為凹一凸-形狀，這種凹一凸一凹形狀使鼓包與翼型表面過渡的曲率變化盡可能小，實(shí)現(xiàn)光滑過渡，以減小外形曲率變化對跨聲速流動的擾動，產(chǎn)生“弱干擾”對激波實(shí)現(xiàn)弱化。前部的凹形與翼型表面光滑過渡，同時(shí)延長翼型表面的“平直等墑壓縮段”，使上表面氣流繼續(xù)緩慢等墑壓縮的更為充分，產(chǎn)生“減速”過程，產(chǎn)生較弱激波。鼓包頂點(diǎn)后的凹形加強(qiáng)與其后翼型表面的光滑過渡，減小壓力損失。加Bump2后，翼型表面雖仍為一道較強(qiáng)激波，但波前負(fù)壓值明顯減小、激波強(qiáng)度減弱、位置后移，表明等墑壓縮更為充分13。圖11 鼓包的靜壓等值線對比參考文獻(xiàn)1 明磊.翼身融合體民用運(yùn)輸機(jī)空氣動力設(shè)計(jì)D.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué),2005.2 朱自強(qiáng),王曉璐,吳宗成,等.民機(jī)的一種新型布局形式翼身融合體飛機(jī)J.航空學(xué)報(bào),2008,29(1):49-59.3 Kresse N.Challenges and potential of BWB configuration(results of the project VELAVery Large Aircraft)R.Fifth Community Aeronautical Days2006,2006.4 朱自強(qiáng).現(xiàn)