陳迎春，張美紅，張淼，毛俊，毛昆，王祁旻

1.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海 201200 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 3.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210

現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)在不斷追求安全性、環(huán)保性和舒適性的同時(shí)，對(duì)經(jīng)濟(jì)性要求越來(lái)越高。評(píng)價(jià)飛機(jī)的先進(jìn)性，首當(dāng)其沖是飛機(jī)減阻增升的氣動(dòng)設(shè)計(jì)水平[1-5]。波音的B737和空客的A320可謂飛機(jī)設(shè)計(jì)史上的經(jīng)典，占據(jù)了巨大的市場(chǎng)份額，至今仍有大量的訂單需求。中國(guó)大型客機(jī)是中國(guó)擁有完全自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的150座級(jí)客機(jī)，與B737和A320同級(jí)競(jìng)爭(zhēng)，嚴(yán)酷的市場(chǎng)格局要求飛機(jī)更安全、更經(jīng)濟(jì)、更環(huán)保、更舒適。目前飛機(jī)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(jìn)行。

B737和A320在設(shè)計(jì)中均有各自突出的特征[1-5]?？湛虯320在結(jié)構(gòu)盡量簡(jiǎn)化的基礎(chǔ)上注重飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)和高效增升裝置設(shè)計(jì)，該機(jī)于20世紀(jì)80年代開(kāi)始設(shè)計(jì)，采用放寬靜穩(wěn)定度布局和超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)，為改善壓力恢復(fù)，壓力分布中激波較強(qiáng)；高速設(shè)計(jì)中兼顧高低速匹配，使得低速增升設(shè)計(jì)具有較好的條件。B737于20世紀(jì)60年代開(kāi)始設(shè)計(jì)，經(jīng)歷陸續(xù)改型，尤其是近期更換發(fā)動(dòng)機(jī)后，盡管飛機(jī)的機(jī)翼和增升裝置未改進(jìn)設(shè)計(jì)，仍表現(xiàn)出優(yōu)異的性能和市場(chǎng)吸引力。但相對(duì)而言B737超臨界機(jī)翼特性不明顯，增升裝置上采用了獨(dú)特的克魯格襟翼和較為復(fù)雜的多段翼型方案。由于起落架較短，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)翼近距耦合，該機(jī)在機(jī)翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)上下足了功夫。兩型飛機(jī)在改進(jìn)過(guò)程中均對(duì)翼梢小翼做出了重大調(diào)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(shí)度特征。

中國(guó)大型客機(jī)研制團(tuán)隊(duì)面對(duì)強(qiáng)勢(shì)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)，從市場(chǎng)需求和本身技術(shù)特點(diǎn)以及發(fā)展趨勢(shì)出發(fā)，研究競(jìng)爭(zhēng)機(jī)型的發(fā)展脈絡(luò)，吸取學(xué)習(xí)經(jīng)驗(yàn)與教訓(xùn)，依據(jù)市場(chǎng)環(huán)境、技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)和能力條件，提出了飛機(jī)巡航升阻比相對(duì)競(jìng)爭(zhēng)機(jī)提高5%的目標(biāo)。經(jīng)過(guò)縝密的思考和研討，深入理解適航條例，調(diào)研競(jìng)爭(zhēng)機(jī)型特點(diǎn)，將空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)定位為“突出巡航特性，重視設(shè)計(jì)魯棒性”。對(duì)設(shè)計(jì)魯棒性、非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性和起飛著陸性能等提出了明確的、周全的、具有競(jìng)爭(zhēng)力的指標(biāo)。為了達(dá)到這些目標(biāo)和指標(biāo)，大型客機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)采用了超臨界機(jī)翼等一系列先進(jìn)的氣動(dòng)技術(shù)，并以現(xiàn)代CFD技術(shù)結(jié)合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法完成了均衡、魯棒的設(shè)計(jì)方案。

在設(shè)計(jì)方法和手段上，當(dāng)前，波音、空客、俄羅斯等民機(jī)設(shè)計(jì)力量均擁有較成熟的快速設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)工具，如波音擁有基于全速勢(shì)的TRAINAIR，俄羅斯也擁有自主研制的BLWF程序等[1-2]。此類(lèi)方法須基于多年積累的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)才能開(kāi)展工作。同時(shí)增升裝置多段翼的流動(dòng)極為復(fù)雜，風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD技術(shù)各自均有局限性，使得增升裝置設(shè)計(jì)不能使用任何單一方法完成，需要兩者高效的結(jié)合[3]。中國(guó)雖然有運(yùn)10、AE100等一定型號(hào)經(jīng)驗(yàn)和相關(guān)預(yù)研積累，但面臨如此全新的型號(hào)，運(yùn)用此類(lèi)設(shè)計(jì)方法的經(jīng)驗(yàn)仍顯不足。在此條件下，中國(guó)大型客機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)部分借鑒波音在B777、B787中應(yīng)用的氣動(dòng)設(shè)計(jì)策略，直接開(kāi)展基于先進(jìn)CFD技術(shù)的設(shè)計(jì)。利用上海超級(jí)計(jì)算中心、CFX軟件、自主研發(fā)的WISEMAN程序、NSAWET程序等軟硬件條件，開(kāi)展空氣動(dòng)力學(xué)分析和設(shè)計(jì)，并進(jìn)行充分的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。實(shí)踐證明該思路符合我國(guó)現(xiàn)有的技術(shù)水平和條件，滿(mǎn)足了緊迫的設(shè)計(jì)進(jìn)度要求，實(shí)現(xiàn)了相對(duì)較高的氣動(dòng)設(shè)計(jì)目標(biāo)。

本文綜述了中國(guó)大型客機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)過(guò)程，基于中國(guó)商飛提出的大型客機(jī)“舉全國(guó)之力，聚全球之智”的研發(fā)戰(zhàn)略，綜合各方設(shè)計(jì)力量，通過(guò)自主設(shè)計(jì)，應(yīng)用先進(jìn)CFD手段和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，結(jié)合充分的高/低雷諾數(shù)搭配的風(fēng)洞試驗(yàn)，完成了超臨界機(jī)翼、一體化、增升裝置及部件精細(xì)設(shè)計(jì)，達(dá)到預(yù)期目標(biāo)。在確保中國(guó)大型客機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)任務(wù)順利完成的同時(shí)，也促進(jìn)了國(guó)內(nèi)空氣動(dòng)力學(xué)和飛機(jī)設(shè)計(jì)學(xué)科的發(fā)展，為后續(xù)型號(hào)研制奠定了基礎(chǔ)。

1 氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中依托的方法和手段

在先進(jìn)設(shè)計(jì)理念、設(shè)計(jì)思路和跨越式發(fā)展策略的基礎(chǔ)上，現(xiàn)代飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)需要快速成型技術(shù)、先進(jìn)CFD技術(shù)、高效優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證等，中國(guó)大型客機(jī)采用基于CATIA快速參數(shù)化成型技術(shù)、先進(jìn)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和先進(jìn)CFD技術(shù)及其與風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)合的方法[6-16]，顯著提高了飛機(jī)設(shè)計(jì)效果和設(shè)計(jì)效率，使大型客機(jī)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)水平和設(shè)計(jì)方法上取得了一系列的進(jìn)展和突破，實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)具有較強(qiáng)競(jìng)爭(zhēng)力的先進(jìn)民用飛機(jī)的目標(biāo)[6-8]。

大型客機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)提高了中國(guó)民用飛機(jī)設(shè)計(jì)的硬實(shí)力，為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)創(chuàng)新提供了條件[6]。創(chuàng)新的先進(jìn)設(shè)計(jì)理念和設(shè)計(jì)方法能夠提高設(shè)計(jì)效果和設(shè)計(jì)水平，主要工作體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。

1.1 氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)包含4個(gè)要素：幾何參數(shù)化、氣動(dòng)分析方法、尋優(yōu)優(yōu)化算法、優(yōu)化目標(biāo)與約束。尋優(yōu)優(yōu)化算法對(duì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)人員而言是有力的數(shù)學(xué)工具，可以通過(guò)調(diào)用適合的尋優(yōu)優(yōu)化算法，獲取一定條件下的最優(yōu)設(shè)計(jì)，降低設(shè)計(jì)人員試湊的工作量，并改善設(shè)計(jì)效果[16-20]。

常見(jiàn)的尋優(yōu)算法主要分為梯度類(lèi)和啟發(fā)類(lèi)，前者目前最受關(guān)注的有Jameson提出的伴隨方法，即推導(dǎo)并求解伴隨方程，根據(jù)流場(chǎng)對(duì)設(shè)計(jì)變量的梯度信息，對(duì)形狀變化進(jìn)行趨勢(shì)判斷，可實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)形狀的快速優(yōu)化。該類(lèi)方法不具備全局搜索能力，需對(duì)具體的問(wèn)題推導(dǎo)伴隨方程，優(yōu)化過(guò)程中也難以引入設(shè)計(jì)人員的經(jīng)驗(yàn)，使其在型號(hào)設(shè)計(jì)中應(yīng)用受到一定限制。

另一類(lèi)啟發(fā)式算法計(jì)算量較大，但具體問(wèn)題較為獨(dú)立，可當(dāng)做黑箱與不同的CFD工具配合使用，且原則上可實(shí)施全局尋優(yōu)。目前研究較多的有遺傳算法、粒子群算法、蟻群算法等。中國(guó)大型客機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中大量應(yīng)用了此類(lèi)設(shè)計(jì)方法，在不同設(shè)計(jì)階段發(fā)揮了重要的作用。

在當(dāng)前技術(shù)水平下，有了優(yōu)化工具后，設(shè)計(jì)人員仍需要合理地設(shè)置目標(biāo)和約束，建立網(wǎng)格自動(dòng)化、結(jié)果提取和傳遞接口等優(yōu)化流程。隨著結(jié)果的演進(jìn)，還需要不斷分析設(shè)計(jì)問(wèn)題，調(diào)整設(shè)計(jì)目標(biāo)和設(shè)計(jì)約束，篩選設(shè)計(jì)結(jié)果，引導(dǎo)優(yōu)化方向。很多時(shí)候，優(yōu)化算法產(chǎn)生大量的設(shè)計(jì)方案及其性能分析，設(shè)計(jì)人員可以系統(tǒng)地從中提煉設(shè)計(jì)思想，總結(jié)設(shè)計(jì)趨勢(shì)。在中國(guó)大型客機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，產(chǎn)生了“人在回路”“一日設(shè)計(jì)循環(huán)”等設(shè)計(jì)方法，解決了人工經(jīng)驗(yàn)和優(yōu)化算法的矛盾[7-10]，使設(shè)計(jì)人員的主觀能動(dòng)性和自動(dòng)運(yùn)行的優(yōu)化流程有機(jī)地結(jié)合起來(lái)。

1.2 精確CFD分析

氣動(dòng)設(shè)計(jì)的要求使得其分析方法須滿(mǎn)足高效、精確及能模擬飛機(jī)全包線(xiàn)的能力[14-21]。近年來(lái)，CFD技術(shù)得到了長(zhǎng)足的進(jìn)步，CFD計(jì)算已經(jīng)和風(fēng)洞試驗(yàn)一起成為氣動(dòng)設(shè)計(jì)的首要分析工具[20-22]。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，中國(guó)大型客機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，CFD計(jì)算共耗時(shí)4 000萬(wàn)CPU小時(shí)。

首先，在不同飛機(jī)設(shè)計(jì)階段，CFD分析方法中網(wǎng)格策略不同、網(wǎng)格量也變動(dòng)很大，例如在優(yōu)化設(shè)計(jì)初期，翼身組合體網(wǎng)格可能只有300萬(wàn)的量級(jí)，大量網(wǎng)格被集中在機(jī)翼附近，而機(jī)身的網(wǎng)格則較為稀疏[22]。這樣的網(wǎng)格既保證了機(jī)翼優(yōu)化趨勢(shì)的準(zhǔn)確判斷，又在當(dāng)時(shí)的計(jì)算條件下將優(yōu)化一代的CFD分析時(shí)間控制在12 h以?xún)?nèi)。進(jìn)而在優(yōu)化設(shè)計(jì)迭代中，采用了半自動(dòng)化的機(jī)翼/發(fā)動(dòng)機(jī)網(wǎng)格生成策略，不同翼身組合體帶短艙的構(gòu)型均采用完全一致的網(wǎng)格，每次設(shè)計(jì)僅修改機(jī)翼附近網(wǎng)格，以便排除網(wǎng)格變動(dòng)帶來(lái)的誤差，精確區(qū)別構(gòu)型差別。而在后期的校核計(jì)算，(3 000～6 000)萬(wàn)的網(wǎng)格規(guī)模則占據(jù)了主導(dǎo)。在增升裝置設(shè)計(jì)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(yōu)化設(shè)計(jì)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(jì)算分析手段；在精細(xì)設(shè)計(jì)階段，采用NSAWET、CFX等Navier-Stokes方程軟件或程序進(jìn)行氣動(dòng)校核和氣動(dòng)優(yōu)化[20-22]。

第二，對(duì)CFD方法的探索與發(fā)展為氣動(dòng)力設(shè)計(jì)開(kāi)辟了新的思路，中國(guó)大型客機(jī)在論證階段、概念設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)階段對(duì)CFD技術(shù)提出了不同精度和效率的要求[7-10]。超臨界機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)初期階段可以使用全速勢(shì)方法加附面層修正，追求快速高效。而進(jìn)入精細(xì)化設(shè)計(jì)階段，機(jī)翼、一體化設(shè)計(jì)及其他部件設(shè)計(jì)過(guò)程中要求設(shè)計(jì)精度達(dá)到1 count以?xún)?nèi)，則需要能夠準(zhǔn)確區(qū)分不同機(jī)翼之間的細(xì)微差異。細(xì)密精致的網(wǎng)格和Navier-Stokes方程求解變成了必然之選，從而開(kāi)展大量基于雷諾平均Navier-Stokes (RANS)方程的大規(guī)模并行計(jì)算。對(duì)增升裝置設(shè)計(jì)而言，則需保證其最大升力系數(shù)的預(yù)測(cè)能力和精度在0.05范圍內(nèi)，能預(yù)測(cè)力矩變化的趨勢(shì)。

第三，充分考慮了工程設(shè)計(jì)約束，須預(yù)測(cè)飛機(jī)邊界特性和能力，如高速設(shè)計(jì)須滿(mǎn)足抖振邊界、對(duì)應(yīng)構(gòu)型的低速失速特性、失穩(wěn)特性等強(qiáng)約束，并能模擬激波附面層干擾特性、分離特性等，圖1為機(jī)翼設(shè)計(jì)過(guò)程中CFD分析使用的典型網(wǎng)格。低速設(shè)計(jì)中除需準(zhǔn)確預(yù)測(cè)最大升力系數(shù)外，還要模擬其失速特性、失穩(wěn)特性、分離發(fā)展趨勢(shì)，尤其重視其失速之后的分離發(fā)展趨勢(shì)，圖2為增升裝置設(shè)計(jì)典型表面網(wǎng)格。

最后，全機(jī)設(shè)計(jì)校核針對(duì)飛機(jī)飛行包線(xiàn)內(nèi)的工況進(jìn)行模擬，包括動(dòng)力影響模擬及反推特性、結(jié)冰、排液等CFD模擬，最大規(guī)模的網(wǎng)格量接近1億。圖3為全機(jī)反推打開(kāi)時(shí)的表面網(wǎng)格及流線(xiàn)。

圖1 機(jī)翼設(shè)計(jì)過(guò)程中CFD分析使用的典型網(wǎng)格Fig.1 Representative mesh for CFD analysis during wing design stage

圖2 增升裝置設(shè)計(jì)典型表面網(wǎng)格Fig.2 Representative surface mesh during design stage for high-lift-device

圖3 反推打開(kāi)工況表面網(wǎng)格及流線(xiàn)Fig.3 Surface mesh and streamlines with engine thrust reverser open

1.3 試驗(yàn)驗(yàn)證

為確保CFD計(jì)算獲得的設(shè)計(jì)可信可用，也為今后的設(shè)計(jì)繼續(xù)使用這些CFD工具，需要進(jìn)行充分的試驗(yàn)驗(yàn)證[20-23]。因此預(yù)先針對(duì)標(biāo)模進(jìn)行驗(yàn)證，包括RAE2822翼型計(jì)算驗(yàn)證、DLR標(biāo)模、CRM標(biāo)模驗(yàn)證，圖4給出了基于國(guó)內(nèi)自主研發(fā)軟件計(jì)算的CRM標(biāo)模與試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果，CL為升力系數(shù),CD為阻力系數(shù)，α為迎角。圖4(a)顯示，升阻比與試驗(yàn)結(jié)果相當(dāng)，圖4(b)升力系數(shù)曲線(xiàn)中，CFD較好地預(yù)測(cè)了升力拐點(diǎn)和抖振初始等現(xiàn)象。圖5給出了彈性修正后的壓力系數(shù)Cp分布對(duì)比結(jié)果,η為展向站位。圖中顯示，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，可為氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供充分的依據(jù)。

中國(guó)大型客機(jī)研制中，每1輪設(shè)計(jì)均通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，從氣動(dòng)力確認(rèn)翼型的壓力分布選型，到翼身組合體、機(jī)翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化方案、增升裝置設(shè)計(jì)方案，雷諾數(shù)分別從200萬(wàn)的試驗(yàn)低雷諾數(shù)到飛行雷諾數(shù)，流態(tài)考核包括油流、絲線(xiàn)等技術(shù)，同時(shí)開(kāi)展了渦輪風(fēng)扇動(dòng)力模擬(Turbofan Power Simulation，TPS)、大迎角、尾旋等特種試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)共開(kāi)展9 000余次。完成了多次方案選型和多輪方案驗(yàn)證，既確保了飛機(jī)設(shè)計(jì)的順利進(jìn)行，也對(duì)CFD工具進(jìn)行了有力的檢驗(yàn)和標(biāo)定，獲得了大量的有效數(shù)據(jù)。圖6是大型客機(jī)典型流態(tài)試驗(yàn)圖，試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了CFD計(jì)算的可靠性，同時(shí)也可為進(jìn)一步分析飛機(jī)性能和操穩(wěn)特性提供了數(shù)據(jù)支持。

圖4 機(jī)翼升阻特性計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比Fig.4 Comparison of lift and drag features of wing between results of CFD and wind tunnel test

2 氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

為獲得更高的氣動(dòng)效率，基于現(xiàn)代控制系統(tǒng)，中國(guó)大型客機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中采用了放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)[2,19-20,22]。

圖5 彈性修正后表面壓力系數(shù)分布對(duì)比Fig.5 Comparison of surface pressure coefficients distribution with aeroelasticity correction

圖6 高雷諾數(shù)機(jī)翼表面流態(tài)顯示對(duì)比Fig.6 Comparison of surface streamline of wing at high Reynolds number

放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)是通過(guò)降低飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度，減少飛機(jī)的配平阻力，可比常規(guī)布局飛機(jī)減阻2%。顯著改善巡航效率，并可以減輕結(jié)構(gòu)重量，全面提高飛機(jī)性能?？湛凸編缀跞盗锌蜋C(jī)，波音公司從B777客機(jī)開(kāi)始，均采用了這項(xiàng)技術(shù)。

但放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)也給氣動(dòng)設(shè)計(jì)提出了挑戰(zhàn)。由于穩(wěn)定性裕度較低，為保證飛行安全，低速狀態(tài)下機(jī)翼分離起始位置的要求極為嚴(yán)格。低速干凈構(gòu)型和高升力構(gòu)型分離應(yīng)保證從內(nèi)翼起始，且發(fā)展和緩。這樣可以保證飛機(jī)在流動(dòng)分離后力矩特性以較為安全的方式演化，保證即使飛機(jī)處于重心后限時(shí)仍具有較好的安全性。與分離從外翼起始相比，內(nèi)翼起始會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)最大升力損失明顯。如何在兩個(gè)方面做出取舍，獲得最優(yōu)的可用升力系數(shù)和力矩特性，需要開(kāi)展多方面綜合權(quán)衡設(shè)計(jì)。

3 超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)

超臨界機(jī)翼是現(xiàn)代客機(jī)采用的先進(jìn)技術(shù)。采用能夠容忍較大范圍超聲速區(qū)又能推遲阻力發(fā)散的翼型，可以提高巡航馬赫數(shù)，獲得更高的巡航效率[15,24-31]?；蛟谕瑯雍穸群婉R赫數(shù)條件下減小機(jī)翼后掠角；同時(shí)超臨界機(jī)翼有較大厚度，能獲得更大的燃油容積和結(jié)構(gòu)空間，允許機(jī)翼進(jìn)一步增大展弦比；并能增大前緣半徑，改善低速性能。當(dāng)飛機(jī)的氣動(dòng)布局確定后，超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)主要通過(guò)高精度翼型剖面優(yōu)化和三維優(yōu)化設(shè)計(jì)提高氣動(dòng)效率并獲得足夠的魯棒性和安全性[11,26-30]。

同時(shí)在設(shè)計(jì)過(guò)程中，除巡航效率指標(biāo)外，需滿(mǎn)足一系列工程設(shè)計(jì)約束,保證魯棒性設(shè)計(jì)[26-30]。中國(guó)大型客機(jī)設(shè)計(jì)要求巡航馬赫數(shù)為0.785，阻力發(fā)散馬赫數(shù)為0.805，最大巡航速度為0.82。飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)明確要求超臨界機(jī)翼較現(xiàn)役同類(lèi)飛機(jī)減阻2%,同時(shí)注重魯棒性設(shè)計(jì)。這一要求是在機(jī)翼的展弦比不能大于現(xiàn)役飛機(jī)；機(jī)翼的設(shè)計(jì)厚度、油箱容積不能小于現(xiàn)役飛機(jī)；力矩特性、非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性與現(xiàn)役飛機(jī)相當(dāng)?shù)戎T多約束前提下提出的。機(jī)翼設(shè)計(jì)約束重重，難度很大。在大型客機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，首先建立前后梁厚度與機(jī)翼油箱容積的關(guān)系，協(xié)調(diào)厚度分布、優(yōu)化扭轉(zhuǎn)分布等綜合平衡多學(xué)科的設(shè)計(jì)要求與約束。在對(duì)種種氣動(dòng)約束進(jìn)行分類(lèi)評(píng)估篩選后，針對(duì)巡航馬赫數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)進(jìn)行兩點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化采用Navier-Stokes方程求解結(jié)合遺傳算法全局尋優(yōu)進(jìn)行。深入理解超臨界機(jī)翼的物理機(jī)制，通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)，精心選擇并優(yōu)化了典型弱激波壓力分布形態(tài)，設(shè)計(jì)演變過(guò)程如圖7所示，其中，底色有橫向虛線(xiàn)的為考慮發(fā)動(dòng)機(jī)影響后設(shè)計(jì)的機(jī)翼壓力分布形態(tài)。在此基礎(chǔ)上，獲得了較好的巡航阻力特性，通過(guò)優(yōu)化前緣半徑、彎度分布、前后加載程度等，進(jìn)一步使得方案實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)點(diǎn)阻力與阻力發(fā)散特性等的協(xié)調(diào)平衡。最后在力矩特性、抖振特性及低速特性等方面獲得滿(mǎn)意性能。圖8展示設(shè)計(jì)過(guò)程中單點(diǎn)、多點(diǎn)優(yōu)化方案的壓力系數(shù)分布對(duì)比。盡管單點(diǎn)設(shè)計(jì)較多點(diǎn)優(yōu)化的巡航阻力小約2個(gè)阻力單位，但多點(diǎn)優(yōu)化獲得了設(shè)計(jì)點(diǎn)附近平緩的阻力曲線(xiàn)，阻力發(fā)散被推遲且過(guò)程更加和緩，如圖9所示，經(jīng)多輪如此迭代設(shè)計(jì)，最終通過(guò)選型試驗(yàn)、測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)、校核試驗(yàn)及飛行雷諾數(shù)的高雷諾數(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證，機(jī)翼設(shè)計(jì)取得了良好的特性，并滿(mǎn)足減阻5%的實(shí)際目標(biāo)。

圖7 機(jī)翼設(shè)計(jì)迭代中表面壓力系數(shù)分布形態(tài)演變Fig.7 Evolution of surface pressure coefficients distribution during iterative design of wing

圖8 單點(diǎn)和兩點(diǎn)優(yōu)化方案展向截面壓力系數(shù)分布對(duì)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(yōu)化方案阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)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(shè)計(jì)

增升裝置設(shè)計(jì)決定了飛機(jī)的起降特性和商載能力，其性能較小的提升就能在飛機(jī)重量和性能上獲得很大的收益[3-4,32-38],因此是民用飛機(jī)設(shè)計(jì)的核心技術(shù)之一。波音和空客基本代表了國(guó)際上民用客機(jī)先進(jìn)增升裝置設(shè)計(jì)的技術(shù)方向。從目前來(lái)看，B737增升裝置設(shè)計(jì)在性能和復(fù)雜性上取得了符合自己設(shè)計(jì)初衷的平衡。后續(xù)雖然在結(jié)構(gòu)上有所改進(jìn)，但性能收益較小。之后波音飛機(jī)設(shè)計(jì)中增升裝置回歸簡(jiǎn)單、高效。而空客公司在其增升裝置的設(shè)計(jì)過(guò)程中一直保持相對(duì)簡(jiǎn)單的構(gòu)型，前緣延續(xù)使用縫翼，后緣經(jīng)歷了從雙縫到單/雙縫混合到單縫襟翼的發(fā)展歷程，設(shè)計(jì)理念也逐步向簡(jiǎn)單高效發(fā)展[32-33]。

中國(guó)大型客機(jī)綜合當(dāng)代飛機(jī)發(fā)展趨勢(shì)，經(jīng)過(guò)反復(fù)論證，采用三段方案。與更多段數(shù)的方案(如包含子翼)相比，機(jī)構(gòu)更為簡(jiǎn)化，結(jié)構(gòu)性能更好，重量代價(jià)更小[33](見(jiàn)圖10,X和Y為橫縱坐標(biāo))。整個(gè)增升裝置由主翼、前緣內(nèi)/外縫翼和單縫內(nèi)/外襟翼組成。大型客機(jī)翼盒較大，襟縫翼可以使用的相對(duì)弦長(zhǎng)較小，同時(shí)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(jìn)一步增加了增升裝置設(shè)計(jì)的難度。此外，所采用的大直徑發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼的近耦合布置以及縫翼與掛架的干涉也使設(shè)計(jì)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(shù)優(yōu)化

以遺傳算法為主對(duì)縫翼及襟翼的偏角與縫道參數(shù)組合尋優(yōu)，設(shè)置了機(jī)構(gòu)及軌跡可實(shí)現(xiàn)性約束，使得優(yōu)化設(shè)計(jì)的結(jié)果具有更好的工程實(shí)用價(jià)值[32-38]。

經(jīng)過(guò)優(yōu)化，方案的實(shí)用迎角升力系數(shù)、最大升力系數(shù)均有明顯改善。力矩線(xiàn)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(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)演化過(guò)程。增升設(shè)計(jì)過(guò)程預(yù)測(cè)也需得到相關(guān)驗(yàn)證[22,37-38]，圖12為設(shè)計(jì)過(guò)程中CFD分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。圖13為增升裝置一體化設(shè)計(jì)中展現(xiàn)的流線(xiàn)圖。

圖11 典型增升裝置前緣縫翼參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)Fig.11 Design of slot parameter optimization for typical high-lift device

圖12 某中間方案計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)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(shè)計(jì)表面流線(xiàn)Fig.13 Surface streamlines with integrated typical high-lift device design

4.2 增升構(gòu)型細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)與流動(dòng)控制

實(shí)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(duì)增升構(gòu)型的特性產(chǎn)生巨大影響。中國(guó)大型客機(jī)增升裝置設(shè)計(jì)過(guò)程中詳細(xì)研究了這些因素的影響機(jī)理和影響方向，在優(yōu)化設(shè)計(jì)中加以妥善考慮(見(jiàn)圖14)。

為改善飛機(jī)的失穩(wěn)特性，設(shè)計(jì)中針對(duì)近耦合短艙在大迎角下導(dǎo)致機(jī)翼上表面較大范圍分離，明顯降低最大升力系數(shù)和可用迎角的問(wèn)題，在短艙側(cè)面安裝擾流片，主動(dòng)產(chǎn)生旋渦流經(jīng)機(jī)翼上表面，給附面層增加能量，推遲分離，顯著恢復(fù)了最大升力系數(shù)[39]；通過(guò)對(duì)渦流發(fā)生器的大小、方位、形狀等進(jìn)行優(yōu)化，使增升構(gòu)型最終滿(mǎn)足了要求，圖15為兩個(gè)不同導(dǎo)流片安裝位置對(duì)機(jī)翼上方氣流影響的渦量場(chǎng)，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(yīng)力Fig.14 Wall shear stress of high-lift devices

圖15 短艙導(dǎo)流片改變機(jī)翼上方的渦量場(chǎng)Fig.15 Vorticity of section upon wing due to chine on nacelle

5 機(jī)翼/高涵道發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)

中國(guó)大型客機(jī)采用78 in (1 in=25.4 mm)風(fēng)扇直徑的發(fā)動(dòng)機(jī)，短艙尺寸達(dá)到2.5 m以上。高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)給推進(jìn)效率帶來(lái)直接的提升，但由于其尺寸較大，對(duì)飛機(jī)尤其是機(jī)翼影響較大，對(duì)于較為敏感的超臨界機(jī)翼，其魯棒性設(shè)計(jì)尤其重要[40-43]。飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)中要考慮幾何因素和氣動(dòng)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(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)；⑤ 發(fā)動(dòng)機(jī)和吊掛的互換性; ⑥ 反推行程；⑦ 側(cè)風(fēng)邊界線(xiàn)。

通過(guò)CATIA數(shù)字化建模進(jìn)行協(xié)調(diào)，由此確定發(fā)動(dòng)機(jī)安裝空間極??；氣動(dòng)因素方面結(jié)合飛機(jī)顫振特性，在幾何因素影響的有限范圍內(nèi)采用響應(yīng)面等方法，平衡結(jié)構(gòu)重量最終確定發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置[32, 42]。圖16 是基于響應(yīng)面方法的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置優(yōu)化分析圖，包括前伸量x/c、流道高度h/c、安裝角γ、內(nèi)撇角θ。通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終確定了發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置，經(jīng)對(duì)比，與同座級(jí)飛機(jī)相當(dāng)。

由于短艙尺寸較大，距離發(fā)動(dòng)機(jī)較近，短艙與機(jī)翼之間存在強(qiáng)烈的相互干擾，使得短艙與機(jī)翼必須采用近耦合設(shè)計(jì)[43]。同時(shí)設(shè)計(jì)過(guò)程中直接采取了一體化設(shè)計(jì)的技術(shù)路線(xiàn)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)阻力發(fā)散特性?xún)?yōu)于機(jī)翼，因此可針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝后的氣動(dòng)損失進(jìn)行內(nèi)翼的環(huán)量分布優(yōu)化設(shè)計(jì)、扭轉(zhuǎn)角優(yōu)化設(shè)計(jì)提高整體特性，進(jìn)而優(yōu)化考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)翼壓力分布。圖17為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙影響下超臨界機(jī)翼壓力分布。圖18 為有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)翼環(huán)量分布優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖16 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置優(yōu)化Fig.16 Position optimization for engine installation

圖17 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙影響下超臨界機(jī)翼壓力分布Fig.17 Pressure distribution of supercritical wing affected by engine nacelle

中國(guó)大型客機(jī)采用IPS吊掛，吊掛上部較寬，下部較窄。吊掛兩側(cè)氣流的分流作用，極容易引起吊掛內(nèi)側(cè)流線(xiàn)集中，機(jī)翼壓力分布劇增，外側(cè)出現(xiàn)旋渦。因此針對(duì)吊掛與機(jī)翼連接處進(jìn)行細(xì)節(jié)優(yōu)化設(shè)計(jì)，避免其不良影響；而在吊掛后緣，一方面匹配了發(fā)動(dòng)機(jī)后緣角，另一方面通過(guò)對(duì)吊掛后緣線(xiàn)形態(tài)優(yōu)化設(shè)計(jì)，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(jī)翼下表面流線(xiàn)和吊掛表面流線(xiàn)，從圖可以看出吊掛表面流線(xiàn)光順，機(jī)翼下表面后緣沒(méi)有明顯分離。

圖18 有/無(wú)發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)翼環(huán)量分布優(yōu)化設(shè)計(jì)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(xiàn)Fig.19 Pressure contour and surface streamlines in the area beside pylon

6 尾段設(shè)計(jì)技術(shù)

中國(guó)大型客機(jī)尾段根據(jù)面積律定律設(shè)計(jì)峰腰型機(jī)身，尾翼設(shè)計(jì)中考慮了飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)和適航條例的有關(guān)要求，安裝位置考慮結(jié)構(gòu)傳力和系統(tǒng)安裝。氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)考慮和后機(jī)身之間的氣動(dòng)干擾，同時(shí)確保在低速范圍內(nèi)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(xiàn)，增大尾力臂，減少配平阻力。平尾的彎扭設(shè)計(jì)應(yīng)保證平尾的展向環(huán)量分布近似為橢圓型，盡可能減少誘導(dǎo)阻力。在巡航馬赫數(shù)范圍內(nèi)，平尾阻力不增加，平尾最大升阻比應(yīng)出現(xiàn)在巡航配平載荷下。垂尾采用對(duì)稱(chēng)低阻翼型，盡可能減低巡航阻力。圖20為垂/平尾的設(shè)計(jì)結(jié)果。

7 部件低阻技術(shù)

圖20 垂/平尾的設(shè)計(jì)結(jié)果Fig.20 Design results of V-tail and H-tail

為進(jìn)一步提高飛機(jī)的氣動(dòng)效率，中國(guó)大型客機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)采用新型翼梢小翼、流線(xiàn)型曲面風(fēng)擋機(jī)頭、翼身整流和襟翼滑軌支臂整流等低阻設(shè)計(jì)技術(shù)進(jìn)一步提高飛機(jī)的氣動(dòng)性能[1,18-19,45-46]。

7.1 新型翼梢小翼設(shè)計(jì)

翼梢小翼由于其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，能明顯有效減阻、提高升阻比，在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)中廣泛使用。波音、空客在新機(jī)型和現(xiàn)有機(jī)型改型設(shè)計(jì)中都不約而同地首先對(duì)翼梢小翼進(jìn)行換裝[45]。在中國(guó)大型客機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中，深入研究了多種不同小翼方案的設(shè)計(jì)思路，包括上反式、翼尖端板、階梯式和鯊魚(yú)鰭式等翼梢小翼。經(jīng)減阻特性、結(jié)構(gòu)重量、顫振等特性綜合權(quán)衡，確定采用翼身融合鯊魚(yú)鰭形式。進(jìn)而，針對(duì)鯊魚(yú)鰭翼梢小翼，調(diào)整小翼的外撇角、后掠角、高度、扭轉(zhuǎn)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(dá)到最優(yōu)的減阻效果。圖21為最終翼梢小翼設(shè)計(jì)在不同高度的研究分析。

圖21 翼梢小翼設(shè)計(jì)Fig.21 Design of winglet

7.2 流線(xiàn)型曲面風(fēng)擋機(jī)頭設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的飛機(jī)機(jī)頭是由正面2塊以及側(cè)面4塊擋風(fēng)玻璃組成，而中國(guó)大型客機(jī)沒(méi)有側(cè)面兩塊擋風(fēng)玻璃。機(jī)頭更具流線(xiàn)型，能減少阻力，同時(shí)駕駛員在駕駛艙的視野也比傳統(tǒng)的機(jī)頭更加寬闊。在機(jī)頭結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)空間和舒適的駕駛員儀表布置的約束基礎(chǔ)上結(jié)合快速成形和CFD技術(shù)對(duì)機(jī)頭控制剖面和控制線(xiàn)進(jìn)行精細(xì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)，使機(jī)頭達(dá)到綜合最優(yōu)。圖22為機(jī)頭表面壓力分布,L為機(jī)身長(zhǎng)度。

圖22 曲面風(fēng)擋機(jī)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(shè)計(jì)

在翼身及襟翼滑軌整流罩設(shè)計(jì)中，設(shè)計(jì)約束不僅包括結(jié)構(gòu)體，而且包括翼根通風(fēng)冷卻機(jī)構(gòu)、滑梯包、進(jìn)排氣通風(fēng)口等，同時(shí)由于翼身翼根結(jié)合處附面層較厚，翼根整流設(shè)計(jì)中不僅考慮部件光順因素，還需減小翼根干擾，減小分離，設(shè)計(jì)中翼根還針對(duì)機(jī)翼前緣進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)，避免高速狀態(tài)下由于氣流分離引起明顯分離，同時(shí)考慮低速升力特性和力矩特性，進(jìn)行了細(xì)化設(shè)計(jì)。襟翼滑軌支臂整流罩則針對(duì)支臂縱向型線(xiàn)、流向梯度及后緣階梯，權(quán)衡其空間包容率進(jìn)行了充分的優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)，翼身組合體升阻比得到了提高。圖23為翼身整流鼓包優(yōu)化設(shè)計(jì)圖。圖24為襟翼滑軌支臂整流罩優(yōu)化設(shè)計(jì)圖。

圖23 翼身整流鼓包優(yōu)化設(shè)計(jì)Fig.23 Optimization design of wing-body fairing

8 結(jié)論與展望

中國(guó)大型客機(jī)采用先進(jìn)的放寬靜穩(wěn)定布局技術(shù)，通過(guò)采用現(xiàn)代優(yōu)化設(shè)計(jì)和精確CFD分析方法，結(jié)合充分的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了超臨界機(jī)翼、增升裝置等設(shè)計(jì)的一系列突破，達(dá)到預(yù)期設(shè)計(jì)目標(biāo)。

圖24 襟翼支臂整流罩設(shè)計(jì)Fig.24 Design of fairing for actuating mechanism of flap

中國(guó)大型客機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)極具挑戰(zhàn)性，設(shè)計(jì)過(guò)程中結(jié)合國(guó)內(nèi)的實(shí)際技術(shù)基礎(chǔ)，充分調(diào)動(dòng)國(guó)內(nèi)外的技術(shù)力量，選擇了合理的技術(shù)路線(xiàn)，通過(guò)聯(lián)合設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)的不懈努力和集智攻關(guān)，取得了滿(mǎn)意的設(shè)計(jì)結(jié)果，其發(fā)展的基于工程的設(shè)計(jì)平臺(tái)和方法為以后中國(guó)民用飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)打下了扎實(shí)的基礎(chǔ)。

未來(lái)中國(guó)大型客機(jī)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)壓力越來(lái)越大，飛機(jī)設(shè)計(jì)將以更高要求面向市場(chǎng)，進(jìn)一步精細(xì)權(quán)衡各方面設(shè)計(jì)需求。融合操穩(wěn)、結(jié)構(gòu)、結(jié)冰、噪聲等多學(xué)科性能的精細(xì)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)能有效代替設(shè)計(jì)過(guò)程中大量依靠經(jīng)驗(yàn)的權(quán)衡折衷，減少設(shè)計(jì)迭代周期，提高設(shè)計(jì)質(zhì)量?；趶?qiáng)大的計(jì)算資源，發(fā)展多學(xué)科綜合的精細(xì)優(yōu)化。將人工智能、深度學(xué)習(xí)融入優(yōu)化設(shè)計(jì)之中能有效升級(jí)設(shè)計(jì)工具，大幅提高設(shè)計(jì)水平。

與此同時(shí)，一些新技術(shù)的采用也將對(duì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來(lái)機(jī)遇和挑戰(zhàn)，目前較受關(guān)注的包括：

1) 變彎度機(jī)翼等自適應(yīng)變形技術(shù)能夠隨工況調(diào)整機(jī)翼形狀。這將極大改變機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能和非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的權(quán)衡。

2) 前緣下垂、擾流板下偏等增升裝置新技術(shù)使得高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)形式、設(shè)計(jì)指標(biāo)、CFD分析方法都發(fā)生很大變化，也使得高升力構(gòu)型性能提高帶來(lái)了巨大潛力。

3) 新型翼梢小翼、層流技術(shù)、流動(dòng)控制等減阻措施可能改變飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中阻力分配，從而使最優(yōu)平面布局發(fā)生巨大改變，給設(shè)計(jì)帶來(lái)全新的變化。

4) 新概念布局，包括翼身融合、Double Bubble機(jī)身、支撐翼等，可能極大改變飛機(jī)的面貌，也可能使現(xiàn)行的氣動(dòng)設(shè)計(jì)發(fā)生顛覆式的改變。