王剛，張彬乾，張明輝，桑為民，袁昌盛，李棟

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

隨著經(jīng)濟(jì)全球化迅速發(fā)展，航空運(yùn)輸業(yè)需求持續(xù)增長(zhǎng)，未來(lái)20年，民機(jī)市場(chǎng)年均增速將穩(wěn)定在4.4%～4.7%[1-2]，同時(shí)，石油危機(jī)和人類生存環(huán)境危機(jī)使民機(jī)節(jié)能、環(huán)保要求急劇提高。現(xiàn)有航空技術(shù)已遠(yuǎn)不能滿足以“經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性”為核心的“綠色航空”運(yùn)輸發(fā)展要求，促使民用航空技術(shù)必須實(shí)現(xiàn)革命性變化，進(jìn)行概念與技術(shù)的全面創(chuàng)新。

未來(lái)民機(jī)將充分體現(xiàn)“綠色航空”的發(fā)展理念，以節(jié)能、減排、降噪為目標(biāo)?；诖?，NASA提出了針對(duì)亞聲速民機(jī)的新三代(N+1,N+2,N+3)發(fā)展計(jì)劃[3]；歐洲航空研究咨詢委員會(huì)(ACARE)也制定了至2050年的民航節(jié)能減排目標(biāo)[4]，見表1和表2，指明了未來(lái)亞聲速民機(jī)的發(fā)展方向;同時(shí),各航空發(fā)達(dá)國(guó)家均制定了相應(yīng)的應(yīng)對(duì)發(fā)展規(guī)劃[4-11]，形成了民機(jī)史上空前的新技術(shù)全面發(fā)展局面。

作為飛行器發(fā)展的先行官，民機(jī)氣動(dòng)布局技術(shù)研究極為活躍，各種新概念氣動(dòng)布局大量涌現(xiàn)，并全面帶動(dòng)民機(jī)技術(shù)進(jìn)步。經(jīng)過約30年發(fā)展，已經(jīng)聚焦于翼身融合(Blended-Wing-Body, BWB)、雙氣泡機(jī)身、桁架支撐翼、連接翼等幾種新概念布局，并已陸續(xù)進(jìn)入技術(shù)驗(yàn)證階段[12-13]。可以預(yù)見，民用飛機(jī)將迎來(lái)新的技術(shù)跨越，新概念亞聲速民機(jī)或?qū)⒃?030年前問世[12]。

翼身融合布局是指機(jī)翼和機(jī)身高度融合的全升力面飛機(jī)外形[14-16]。在相同裝載要求下，翼身融合設(shè)計(jì)能夠降低全機(jī)浸潤(rùn)面積從而減小摩擦阻力，與傳統(tǒng)的筒狀機(jī)身+機(jī)翼(Tube And Wing, TAW)布局相比，BWB巡航效率可提高15%～20% (相對(duì)B787和A350)，并具有降低噪聲、排放和結(jié)構(gòu)重量等潛力[14-17]。圖1給出了亞聲速民機(jī)巡航效率與布局之間的關(guān)系[18]，當(dāng)前研究結(jié)果表明，幾種代表性BWB民機(jī)方案的巡航效率因子已達(dá)20以上，顯示出了巨大的性能優(yōu)勢(shì)和發(fā)展?jié)摿Α?/p>

表1 NASA“新三代”亞聲速民機(jī)發(fā)展規(guī)劃(2009年)[3]Table 1 NASA subsonic transport system level metrics(2009)[3]

表2 歐洲航空研究咨詢委員會(huì)(ACARE) 2050年節(jié)能減排目標(biāo)[4]

Table 2 Energy conservation and emission reduction targets from the European Aviation Research Advisory Committee (ACARE) by 2050[4]

項(xiàng)目類型2020年(相對(duì)2000年民機(jī)技術(shù)水平)2050年(相對(duì)2000年民機(jī)技術(shù)水平)噪聲排放-50%-65%氮氧化物排放-80%-90%燃油消耗(CO2排放)-50%-75%

圖1 巡航效率隨民機(jī)布局變化情況[18]Fig.1 Variation of cruise efficiency with layout of civil aircraft[18]

經(jīng)過約30年研究，BWB布局不斷演化發(fā)展，關(guān)鍵技術(shù)基本明確并取得重大研究進(jìn)展，應(yīng)用對(duì)象也隨之清晰。最新研究表明，BWB布局應(yīng)用不再局限于250以上座級(jí)的大型民機(jī)，而是可擴(kuò)展到100～150座級(jí)支線機(jī)[19-21]和高端公務(wù)機(jī)[22]領(lǐng)域。

本文聚焦于BWB民機(jī)總體與氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的技術(shù)挑戰(zhàn)和對(duì)策展開討論。首先，簡(jiǎn)要回顧BWB民機(jī)概念的發(fā)展歷程；闡述飛翼(Flying Wing, FW)和BWB兩種布局的差異，明確BWB概念特征及應(yīng)用范圍。然后，主要從設(shè)計(jì)思想、總體、氣動(dòng)布局、飛-發(fā)集成、降噪等設(shè)計(jì)技術(shù)角度論述BWB民機(jī)發(fā)展與應(yīng)用過程中面臨的挑戰(zhàn)與對(duì)策。最后，對(duì)BWB民機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)提出4點(diǎn)看法。

1 發(fā)展歷史回顧

飛翼或機(jī)翼-機(jī)身融合布局概念出現(xiàn)很早，幾乎伴隨著飛機(jī)的發(fā)展，19世紀(jì)末期就有不少理論探討，在20世紀(jì)20～40年代航空業(yè)的“黃金時(shí)代”，許多研究者進(jìn)行了艱辛的探索和實(shí)踐，并制造了自己的飛機(jī)進(jìn)行試飛，為飛翼和翼身融合布局飛機(jī)的發(fā)展作出了杰出的貢獻(xiàn)，在飛機(jī)發(fā)展史上留下了濃墨重彩的一筆, 具體可參考文獻(xiàn)[23-26]。

完整的或現(xiàn)代的翼身融合布局概念是麥道公司(現(xiàn)并入波音公司)的Liebeck于1988年首先提出的[16]，其探索研究始于20世紀(jì)90年代。BWB布局發(fā)展過程可劃分為概念探索與應(yīng)用研究?jī)蓚€(gè)階段。

1.1 概念探索階段

最初的BWB布局集中在800座級(jí)以上超大型客機(jī)的可行性概念探索研究。麥道公司與斯坦福大學(xué)在NASA的支持下先后提出了800座級(jí)的第1代和第2代BWB布局，見圖2(a)和圖2(b)，一定程度上驗(yàn)證了BWB布局的技術(shù)可行性和突出的商業(yè)價(jià)值[14]。歐盟組織英國(guó)克蘭菲爾德大學(xué)[27]、空客公司(Airbus)和德國(guó)宇航院(DLR)等先后提出了針對(duì)800～1 000座級(jí)的超大型BWB概念方案VELA1和VELA2[28-29]，見圖2(c)～圖2(e)。俄羅斯也提出了900座級(jí)的“FW-900”概念方案[30]。上述研究確認(rèn)了BWB布局在經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性等方面相對(duì)于傳統(tǒng)布局的巨大優(yōu)勢(shì)。然而，鑒于航空運(yùn)輸業(yè)市場(chǎng)的需求，這種超大型概念方案的后續(xù)發(fā)展逐漸式微，目前已很少見到這方面的研究信息。

圖2 概念探索階段的BWB設(shè)計(jì)方案Fig.2 BWB design schemes in concept exploration stage

出于對(duì)航空運(yùn)輸業(yè)市場(chǎng)需求、綠色航空等因素的綜合考慮，BWB民機(jī)技術(shù)發(fā)展逐漸集中在250～450座級(jí)。NASA與波音公司率先開始了BWB布局在需求量更大的450座級(jí)以下客機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)研究與驗(yàn)證[16]，以波音的BWB-450概念方案及X-48系列驗(yàn)證機(jī)為代表，見圖3[14,31]。BWB-450在多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法、系列化、客艙設(shè)計(jì)等方面的研究逐步深入[14-15]，以該概念方案為基礎(chǔ)的X-48B/C縮比驗(yàn)證機(jī)在布局可行性驗(yàn)證、多操縱舵面耦合控制、噪聲/排放/油耗測(cè)試等方面獲得了BWB研究最初的經(jīng)驗(yàn)與數(shù)據(jù)[32]，為BWB的應(yīng)用研究奠定了基礎(chǔ)。

圖3 波音BWB-450概念及X-48B驗(yàn)證機(jī)Fig.3 Boeing BWB-450 concept and X-48B flight test model

1.2 應(yīng)用研究階段

為滿足綠色航空的“新四性”要求，即安全性、經(jīng)濟(jì)性、舒適性和環(huán)保性[33-34]。BWB在設(shè)計(jì)思想與設(shè)計(jì)方法、材料與結(jié)構(gòu)、新型發(fā)動(dòng)機(jī)、噪聲抑制及適航符合性等方面的研究不斷深入，構(gòu)成了下一代民機(jī)發(fā)展的主要研究領(lǐng)域之一。自2009年起，一種名為混合翼身(Hybrid Wing Body, HWB)的布局概念更多地出現(xiàn)于Cambridge-MIT(CMI)的靜音計(jì)劃(SAI)及NASA的N+3代亞聲速客機(jī)的研究項(xiàng)目中[6-10]。SAI計(jì)劃主要針對(duì)N+2代噪聲排放指標(biāo)提出了SAX系列HWB概念方案，見圖4(a)。波音在SAX-40的衍生機(jī)SAX-40F的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)發(fā)展，提出了N2A和N2B兩種HWB布局方案作為N+2代民機(jī)發(fā)展方案[8]，見圖4(b)。針對(duì)N+3目標(biāo)，Boeing-MIT團(tuán)隊(duì)提出了基于SAX-40的HWB布局方案H3[10]，見圖4(c)。H3方案部分滿足了N+2代指標(biāo)，但距離N+3代節(jié)能和噪聲指標(biāo)還有一定差距。隨后，NASA提出了基于分布式電推進(jìn)動(dòng)力的N3-X HWB概念方案，有望實(shí)現(xiàn)N+3節(jié)能目標(biāo)[35]，見圖4(d)。

圖4 應(yīng)用研究階段的BWB設(shè)計(jì)方案Fig.4 BWB design schemes in applied research stage

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)對(duì)BWB民機(jī)的研究也逐漸深入，北京航空航天大學(xué)[36-38]、南京航空航天大學(xué)[39]、中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司[13,40]、航空工業(yè)集團(tuán)等院校和研究機(jī)構(gòu)在總體、氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)、飛控等方面均開展了大量研究。以西北工業(yè)大學(xué)為代表的研究團(tuán)隊(duì)，聯(lián)合上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院、北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心、北京航空航天大學(xué)、航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院和航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院等國(guó)內(nèi)大型飛機(jī)研究單位，自2007年起，結(jié)合大型客機(jī)C919研制，在國(guó)內(nèi)率先開展了150座級(jí)BWB民機(jī)概念方案研究。經(jīng)過十余年的發(fā)展，先后完成了1個(gè)150座級(jí)和2個(gè)300座級(jí)概念方案設(shè)計(jì)，在總體、氣動(dòng)、飛控、飛機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)匹配、噪聲及其抑制、先進(jìn)材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域取得了重要進(jìn)展，形成了一批具有完全自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的技術(shù)成果[41-56]。

2 飛翼與翼身融合布局

飛翼和翼身融合布局是當(dāng)前軍/民用飛機(jī)研究的前沿和熱點(diǎn)，本節(jié)從設(shè)計(jì)原理、外形特征及應(yīng)用對(duì)象等方面闡述這兩類布局的差異，供業(yè)內(nèi)參考。

1) 設(shè)計(jì)原理不同

FW布局以“機(jī)翼氣動(dòng)效率最高”為理論依據(jù)，以獲得最高巡航效率為目標(biāo)，裝載、操縱等功能完全集中于“機(jī)翼”為設(shè)計(jì)原理。BWB布局則是以提高綜合性能為目標(biāo)[14]，在保留傳統(tǒng)布局機(jī)身和機(jī)翼基本功能的前提下，通過高度融合設(shè)計(jì)提升氣動(dòng)性能，實(shí)現(xiàn)減阻減重、全面提升綜合性能的布局形式[13,15]。

2) 外形差異明顯

FW布局得名于純粹“機(jī)翼”的外形特征[16,57]，既無(wú)明顯的機(jī)身輪廓，也沒有傳統(tǒng)布局的平尾和垂尾。BWB布局具有明顯的機(jī)身輪廓，出于全面提升綜合性能的需要，往往增加垂尾或兼顧垂翼功能的翼梢小翼。圖5給出了典型FW和BWB布局外形對(duì)比。

圖5 典型FW布局與典型BWB布局外形對(duì)比Fig.5 Comparison of typical FW layout and typical BWB layout shapes

3) 應(yīng)用對(duì)象不同

FW布局純粹“機(jī)翼”的外形特征，使有效載荷可沿展向布置于機(jī)翼內(nèi)，具有載荷布置的靈活性，既是優(yōu)點(diǎn)，也使其應(yīng)用受限。FW布局的外形特征，使其具有優(yōu)異的隱身性能，加之靈活的載荷布置，被廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)略轟炸機(jī)、無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)、第6代戰(zhàn)斗機(jī)等軍用飛機(jī)，如B-2、B-21、X-47B等。而在民機(jī)應(yīng)用方面，受客艙高度不小于2 m的強(qiáng)制性適航要求限制，“機(jī)翼”的相對(duì)厚度沿展向?qū)⒃龃筝^多，使跨聲速氣動(dòng)性能下降，在450座級(jí)以下客機(jī)中的巡航性能優(yōu)勢(shì)已不存在，這就是FW布局在民用飛機(jī)發(fā)展方面目前已基本處于停滯狀態(tài)的主要原因。NASA針對(duì)N+2代民機(jī)的環(huán)境責(zé)任航空計(jì)劃(ERA)最終選擇了波音的BWB方案進(jìn)行深入研究，而淘汰了諾斯羅普公司的FW方案正是基于上述考慮[58]。

BWB布局由于保留了較厚的中機(jī)身，其應(yīng)用范圍相對(duì)FW布局大大擴(kuò)展，更易滿足民用飛機(jī)使用要求，已成為下一代民機(jī)較為理想的選擇。目前研究顯示，BWB應(yīng)用對(duì)象已從250～450座級(jí)擴(kuò)展到較小(100座)座級(jí)支線機(jī)/公務(wù)機(jī)及超大座級(jí)客機(jī)，均顯示出了優(yōu)越的綜合性能優(yōu)勢(shì)[14,19-22,41]。同時(shí)，BWB布局在軍用運(yùn)輸機(jī)[59-60]、貨運(yùn)飛機(jī)[61-62]及大型特殊用途運(yùn)載平臺(tái)等領(lǐng)域的應(yīng)用潛力也不可忽視。

需要指出，對(duì)于450座級(jí)以上特大客機(jī)，如突破當(dāng)前翼展不大于80 m的限制，隨著飛機(jī)尺寸的增大，客艙高度限制與“機(jī)翼”的相對(duì)厚度之間的矛盾將趨于緩和，BWB與FW之間的界限也將逐漸模糊，如波音第1代800座級(jí)BWB客機(jī)概念方案[14,23]。

3 BWB布局技術(shù)挑戰(zhàn)與對(duì)策

3.1 布局設(shè)計(jì)思想

目前，歐美及中國(guó)的BWB發(fā)展均處于概念設(shè)計(jì)與關(guān)鍵技術(shù)突破階段，BWB布局在燃油消耗、排放及噪聲等方面的優(yōu)勢(shì)及廣闊的應(yīng)用前景已得到共識(shí)，但多個(gè)專業(yè)技術(shù)領(lǐng)域仍面臨挑戰(zhàn)，多項(xiàng)技術(shù)瓶頸仍有待突破，在總體和氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)方面主要集中于以下方面。

3.1.1 BWB布局面臨的技術(shù)瓶頸

1) 起降性能需進(jìn)一步提高

BWB布局整體的升力面特征使其具有明顯小于TAW布局的翼載，這對(duì)改善起降性能十分有利[16]，然而，下一代民機(jī)發(fā)展目標(biāo)對(duì)起降性能提出了更高的要求，如，美國(guó)N+2代指標(biāo)[3]要求起飛場(chǎng)長(zhǎng)相對(duì)現(xiàn)有機(jī)型降低50%，使BWB布局的起降性能面臨較大挑戰(zhàn)，需進(jìn)一步提升?，F(xiàn)有的BWB由于中機(jī)身較短，縱向配平能力有限[14,63-64]，加之噪聲排放標(biāo)準(zhǔn)的提高，限制了高增升系統(tǒng)(如傳統(tǒng)多段增升裝置)使用，上述兩種因素的共同影響導(dǎo)致現(xiàn)有多種BWB方案不易滿足下一代民機(jī)起降性能指標(biāo)。NASA ERA項(xiàng)目研究結(jié)果顯示[65]，其代表性方案的油耗、噪聲、排放3項(xiàng)指標(biāo)均可實(shí)現(xiàn)N+2發(fā)展目標(biāo)，唯獨(dú)起降場(chǎng)長(zhǎng)指標(biāo)未納入其研究范疇，一定程度上暗示短期內(nèi)尚難以滿足起降指標(biāo)；Boeing-MIT團(tuán)隊(duì)針對(duì)N+3目標(biāo)發(fā)展的H3.2概念方案平衡場(chǎng)長(zhǎng)僅比777-200LR降低了10%[66]，距離N+2代降低50%的指標(biāo)仍有較大差距。此外，波音公司和NASA于2017年重啟了X-48C驗(yàn)證機(jī)計(jì)劃，重點(diǎn)研究BWB短距起降問題[67]，也充分反映了BWB起降問題的復(fù)雜性和難度。對(duì)此，不僅需要發(fā)展高效增升、小低頭力矩、低噪聲的新型增升裝置，也需要在氣動(dòng)布局方面尋求突破。

2) 高度融合的寬短中機(jī)身帶來(lái)安全性與舒適性挑戰(zhàn)

BWB布局由于中機(jī)身寬短，其安全性和舒適性問題一直備受關(guān)注[14-16]，國(guó)內(nèi)外研究者對(duì)基于適航符合性和舒適性的BWB客艙設(shè)計(jì)進(jìn)行了諸多研究，并已形成豐富的概念方案級(jí)技術(shù)積累，詳見3.2.2節(jié)?，F(xiàn)有300以上座級(jí)BWB方案在機(jī)身兩側(cè)可布置3×2=6個(gè)艙門，為滿足適航應(yīng)急疏散要求，需要在機(jī)身后體下表面再布置艙門，但該位置的應(yīng)急出口存在機(jī)腹著地迫降狀態(tài)下無(wú)法使用的風(fēng)險(xiǎn)；此外，寬而短的客艙使每排座位較多(>24～30座/排)，這導(dǎo)致外側(cè)乘客在飛機(jī)滾轉(zhuǎn)和偏航飛行時(shí)承受較大過載，且中間乘客距懸窗較遠(yuǎn)，影響乘坐舒適性。由此可見，BWB相對(duì)傳統(tǒng)TAW布局仍存在安全性與舒適性設(shè)計(jì)挑戰(zhàn)。

3) 操穩(wěn)問題使無(wú)尾布局短期難以實(shí)現(xiàn)

BWB布局縱、航向操縱能力偏低，特殊的質(zhì)量分布和平面形狀又使其傾向于縱、航向靜不穩(wěn)定[16,36,68-69]，在民機(jī)安全性和飛行品質(zhì)要求下，需要應(yīng)用先進(jìn)的增穩(wěn)控制系統(tǒng)[13,36]。為了提供適當(dāng)?shù)姆€(wěn)定性和足夠的增穩(wěn)操縱裕度[36]，國(guó)內(nèi)外研究者在飛機(jī)本體增穩(wěn)技術(shù)和操縱舵面設(shè)計(jì)方面進(jìn)行了多方探索和研究，如，帶有方向舵的翼梢小翼[70]、“鱷魚”襟翼(Crocodile Flaps)[69]、開裂式副翼[14]等概念被用于航向增穩(wěn)和操縱；復(fù)合式尾舵[71]、小面積鴨翼[72]、腹部擾流板(Belly Flap)[73]、矢量推力[16,74]等概念被用于縱向增穩(wěn)與操縱。不過這些技術(shù)措施因控制能力有限或耦合其他方向氣動(dòng)力[16]，另一些因重量代價(jià)、阻力懲罰或技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)而停留在概念設(shè)想階段。V形尾翼同時(shí)具備縱、航向穩(wěn)定和操縱能力，且具有較長(zhǎng)控制力臂，是現(xiàn)階段最具實(shí)際應(yīng)用價(jià)值的操穩(wěn)問題解決方案。美國(guó)自N2A之后的大部分BWB方案都采用了V尾布局，但V尾帶來(lái)的浸潤(rùn)面積增加會(huì)一定程度上吞食BWB巡航性能優(yōu)勢(shì)。如何在升阻優(yōu)勢(shì)損失較少的前提下滿足縱、航向設(shè)計(jì)要求是BWB的又一技術(shù)挑戰(zhàn)。

3.1.2 BWB布局設(shè)計(jì)思想的演化與突破

BWB布局發(fā)展面臨的起降、安全性與舒適性、操縱性與穩(wěn)定性3方面的技術(shù)瓶頸，除相關(guān)聯(lián)技術(shù)，如增升、操縱等方面需尋求突破外，也需要布局設(shè)計(jì)思想的轉(zhuǎn)變與突破。綜合國(guó)內(nèi)外公開文獻(xiàn)及西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)300座級(jí)概念方案研究工作，從以下4方面對(duì)BWB設(shè)計(jì)思想進(jìn)行論述。

1) 混合翼身布局

HWB布局本質(zhì)上是BWB布局的改進(jìn)和發(fā)展，是BWB走向?qū)嶋H應(yīng)用過程中綜合設(shè)計(jì)的產(chǎn)物，主要面向450座級(jí)以下民機(jī)。HWB的顯著特征，或者說(shuō)與BWB的差異，主要體現(xiàn)在中央機(jī)體加長(zhǎng)、機(jī)翼-機(jī)身的融合過渡更快、機(jī)身寬度減小、機(jī)身輪廓更加明顯等方面，典型BWB和HWB外形對(duì)比見圖6[14,75]。

HWB設(shè)計(jì)思想旨在通過快速融合減弱中機(jī)身和過渡段的激波強(qiáng)度，增大外露機(jī)翼面積和展弦比，提高整機(jī)升力面的利用率和氣動(dòng)效率；收窄的中機(jī)身能夠減少每排座位數(shù)，降低外側(cè)乘客承受的過載，增加更多舷窗，縮小中間乘客距舷窗的距離，多方面提升舒適度；較長(zhǎng)的中機(jī)身更容易沿機(jī)身布置艙門，有助于解決應(yīng)急疏散問題，提高安全性。

由以上分析可見，HWB是介于傳統(tǒng)TAW和典型BWB布局之間的一種布局形式，它保留了BWB布局的眾多設(shè)計(jì)特點(diǎn)和氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)，同時(shí)也降低了設(shè)計(jì)難度，更注重飛機(jī)的綜合性能(安全性、經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性、舒適性)和可實(shí)現(xiàn)性。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外披露的BWB方案大都應(yīng)用了HWB設(shè)計(jì)思想，體現(xiàn)了國(guó)內(nèi)外對(duì)技術(shù)瓶頸認(rèn)識(shí)和解決途徑的一致性，圖7的典型概念方案發(fā)展歷程表明了BWB向HWB的演化趨勢(shì)。

2) 后機(jī)體加長(zhǎng)設(shè)計(jì)思想

后機(jī)體加長(zhǎng)(Aft-body Extending)能夠增長(zhǎng)控制力臂[76]并有助于進(jìn)一步降低翼載，提高飛機(jī)縱向配平能力和基礎(chǔ)起降性能，從而降低增升裝置設(shè)計(jì)壓力；同時(shí)，尾部操縱舵面(如尾部升降副翼)和安定面(如V形尾翼)位置后移，效率提高，控制和穩(wěn)定能力增強(qiáng)，降低了增穩(wěn)設(shè)計(jì)難度，有助于解決縱、航向操穩(wěn)問題；后體加長(zhǎng)也有助于布置更多的機(jī)身側(cè)向應(yīng)急疏散艙門；后體加長(zhǎng)還增大了動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)空間，降低了飛-發(fā)匹配難度，也增強(qiáng)了機(jī)體對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的遮蔽效果[76]。

圖6 典型BWB和典型HWB對(duì)比[14,75]Fig.6 Comparison of typical BWB and typical HWB[14,75]

圖7 BWB向HWB演化趨勢(shì)Fig.7 Evolution trend of BWB to HWB

后機(jī)體加長(zhǎng)技術(shù)一般與HWB布局綜合應(yīng)用，因?yàn)橹袡C(jī)身收窄的HWB延長(zhǎng)后機(jī)體的浸潤(rùn)面積增量較小，凈收益更高。波音公司在2011年出于飛-發(fā)匹配和噪聲遮蔽的考慮，在其220座級(jí)的N2A概念方案采用了后體加長(zhǎng)[76]。

西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)著眼于高-低速性能協(xié)調(diào)和提升綜合性能，于2012年提出“后體加長(zhǎng)混合翼身布局”設(shè)計(jì)思想，首先應(yīng)用于無(wú)尾布局NPU-300-I概念方案，見圖8(a)，并在其基礎(chǔ)上發(fā)展出綜合性能優(yōu)越的NPU-300-Ⅱ方案，見圖8(b)。該方案在保持優(yōu)越高速性能的同時(shí)，顯著提升了低速性能。采用適當(dāng)收窄的后體加長(zhǎng)中機(jī)身設(shè)計(jì)，既緩解了起降配平壓力，又有效解決了適航和舒適性問題，每排座位數(shù)是目前國(guó)內(nèi)外同級(jí)別概念方案中最少的16座/排，且每排座位都布置有舷窗，顯著改善了舒適性；實(shí)現(xiàn)了沿機(jī)身的4×2艙門布置，解決了應(yīng)急疏散問題，提高了安全性，全面提升了BWB布局綜合性能。

無(wú)獨(dú)有偶，波音BWB首席工程師諾姆·普林森于2018年1月在AIAA航空航天科技大會(huì)上表示，ERA方案也將采用后體加長(zhǎng)設(shè)計(jì)[77-78]，提升低速性能。可見，國(guó)內(nèi)外對(duì)BWB布局技術(shù)發(fā)展的認(rèn)識(shí)和解決途徑逐漸趨于一致。

圖8 西北工業(yè)大學(xué)BWB概念方案Fig.8 BWB concepts by Northwestern Polytechnical University

3) 高-低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)思想

BWB面臨起降性能需進(jìn)一步提高的問題，深層次的根源在于人們基本沿襲了傳統(tǒng)布局的設(shè)計(jì)思想，更多地關(guān)注于BWB布局高巡航效率，而對(duì)低速問題認(rèn)識(shí)和重視不足。

西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)針對(duì)BWB布局的高-低速協(xié)調(diào)問題，提出了高-低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)思想。該設(shè)計(jì)思想具體表述為，采用高速向低速適當(dāng)妥協(xié)的總體參數(shù)協(xié)調(diào)，升致阻力與零升阻力匹配的高速性能補(bǔ)償，后體加長(zhǎng)與翼身快速融合過渡相結(jié)合的優(yōu)化設(shè)計(jì)，綜合平衡高低速性能矛盾，為高升力構(gòu)型的性能與操穩(wěn)提供良好基礎(chǔ)；提高安全性和舒適性。

波音公司的研究也指出[76]，應(yīng)用后機(jī)體加長(zhǎng)等起降性能改善措施，需要與巡航狀態(tài)進(jìn)行權(quán)衡設(shè)計(jì)來(lái)保證高-低速綜合性能。此外，Lyu和Martins[79-81]針對(duì)BWB多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了初步探索。

4) 無(wú)尾向V尾布局過渡的技術(shù)路徑

如3.1.1節(jié)所述，V尾是現(xiàn)階段解決BWB操穩(wěn)技術(shù)瓶頸的有效措施，為了最小化V尾造成的氣動(dòng)損失，西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)采用無(wú)尾方案向V尾方案過渡的技術(shù)路徑。先充分挖掘無(wú)尾布局BWB(NPU-300-I方案，見圖8(a))的氣動(dòng)潛力，在深入研究的基礎(chǔ)上找出設(shè)計(jì)不足，例如起降構(gòu)型配平、航向穩(wěn)定性及控制、單發(fā)停車和側(cè)風(fēng)著陸等飛行邊界問題，為V尾設(shè)計(jì)提供依據(jù)。后續(xù)方案(NPU-300-Ⅱ方案，見圖8(b))針對(duì)這些不足及要求，結(jié)合后體加長(zhǎng)設(shè)計(jì)技術(shù)，在高速升阻性能損失最小的情況下設(shè)計(jì)V尾以進(jìn)一步提高方案綜合性能。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示，NPU-300-Ⅱ方案在增加V尾并滿足設(shè)計(jì)要求的情況下，仍然實(shí)現(xiàn)了24以上的巡航升阻比。

3.2 總體設(shè)計(jì)技術(shù)

3.2.1 座級(jí)與平面形狀

座級(jí)在BWB總體設(shè)計(jì)中占據(jù)支配地位，不僅決定了飛機(jī)的市場(chǎng)定位和宏觀尺寸，還會(huì)影響B(tài)WB的巡航性能及平面形狀?，F(xiàn)有研究認(rèn)為，BWB相對(duì)傳統(tǒng)TAW布局能夠獲得20%左右的氣動(dòng)收益[16]，在小座級(jí)上，BWB的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)不如大座級(jí)明顯[82-85]。這是由于在融合程度不變的情況下，BWB的每座浸潤(rùn)面積優(yōu)勢(shì)[82]隨著座級(jí)數(shù)的減小而逐漸降低[82-83]，其根源在于小座級(jí)BWB翼-身融合“過渡”，使得無(wú)裝載能力的翼身融合過渡區(qū)域面積占比增大，氣動(dòng)效率降低。

圖9給出了不同座級(jí)下實(shí)現(xiàn)高氣動(dòng)效率的方案平面形狀對(duì)比，可知小座級(jí)支線BWB飛機(jī)傾向于采用融合程度低的細(xì)長(zhǎng)機(jī)身+大展弦比機(jī)翼布局(如BWB100-E1方案[84])；超大座級(jí)BWB飛機(jī)傾向于采用近似飛翼的高融合度平面形狀(如第1代 BWB方案[14])；而介于這兩種之間的中型座級(jí)(250～450)則采用HWB布局(如NPU-300方案)，旨在通過調(diào)整平面形狀和客艙布置，縮減過渡段面積占比，獲得BWB氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。

圖9 3種典型座級(jí) BWB 方案平面形狀對(duì)比[14,84]Fig.9 Comparison of planforms of three typical BWB concepts with different number of passengers[14,84]

需要指出，現(xiàn)有研究表明，在融合過渡區(qū)布置貨艙，即采用客/貨艙平行布置策略，小座級(jí)BWB布局較傳統(tǒng)布局具有綜合優(yōu)勢(shì)，如西北工業(yè)大學(xué)150座方案NPU-150、美國(guó)DZYNE公司112座支線/公務(wù)機(jī)方案Ascent 1000，見圖10。

圖10 客/貨艙平行布置概念方案Fig.10 Concepts for parallel arrangement of cabin and cargo

3.2.2 客/貨艙設(shè)計(jì)

BWB客艙布置與氣動(dòng)外形緊密耦合，設(shè)計(jì)難度高于TAW布局，在保證乘坐空間的前提下，中機(jī)身需要兼顧氣動(dòng)外形、動(dòng)力系統(tǒng)及后緣操縱舵面布置等設(shè)計(jì)要求。圖11給出了典型BWB客艙平面形狀及其幾何約束，客艙前部梯形區(qū)域一般布置頭等艙和商務(wù)艙，中部集中布置多通道經(jīng)濟(jì)艙[11,14,86-91]，還可根據(jù)需求布置吧臺(tái)等娛樂設(shè)施[91]。

圖11 BWB客艙形狀及約束[84]Fig.11 Shape and constraints of BWB cabin[84]

除滿足設(shè)計(jì)要求外，BWB客艙還需滿足適航條例中的應(yīng)急疏散和舒適性指標(biāo)，3.1節(jié)已經(jīng)從技術(shù)瓶頸及設(shè)計(jì)思想應(yīng)對(duì)角度對(duì)該問題進(jìn)行了論述，本節(jié)從技術(shù)方案角度給出典型客艙設(shè)計(jì)及應(yīng)急艙門布置方式，供業(yè)內(nèi)參考。

表3給出了現(xiàn)有概念方案3種典型的客艙應(yīng)急疏散策略及對(duì)應(yīng)的機(jī)體艙門位置。具體設(shè)計(jì)應(yīng)綜合考慮應(yīng)急疏散壓力、機(jī)翼-機(jī)身相對(duì)位置、發(fā)動(dòng)機(jī)布置等方面，不同布置形式可組合應(yīng)用。

表3 3種典型的客艙應(yīng)急策略Table 3 Three typical cabin emergency exit strategies

表4匯總了目前公布的典型概念方案客/貨艙布置形式及應(yīng)急疏散策略。如3.1節(jié)所述，對(duì)于客艙橫向?qū)挾容^大的BWB而言，一般需要客艙后部的應(yīng)急疏散通道；對(duì)于機(jī)身相對(duì)收窄的HWB布局，可以僅在兩側(cè)布置應(yīng)急艙門的情況下滿足“90 s應(yīng)急疏散適航要求”[91-92]，如NPU-300設(shè)計(jì)，見圖12。

表4 典型BWB概念方案的客/貨艙布置形式Table 4 Typical layout of cabin and cargo compartment of BWB concepts

圖12 僅在兩側(cè)布置應(yīng)急艙門的NPU-300方案Fig.12 NPU-300 concept with emergency exits only arranged on the two sides

3.2.3 新型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與重量估算方法

BWB概念設(shè)計(jì)階段的另一個(gè)主要挑戰(zhàn)是結(jié)構(gòu)重量估算方法。結(jié)構(gòu)重量估算結(jié)果會(huì)影響B(tài)WB方案的指標(biāo)符合性和可行性[93]。其難點(diǎn)主要體現(xiàn)在兩方面[94]：一是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)本身的挑戰(zhàn)，特別是非常規(guī)的中機(jī)身需要新的結(jié)構(gòu)形式；二是評(píng)估方法挑戰(zhàn)，現(xiàn)有重量估算方法大多是根據(jù)傳統(tǒng)布局經(jīng)驗(yàn)和歷史數(shù)據(jù)歸納而來(lái)，對(duì)于新的布局和結(jié)構(gòu)形式適用度不高。

中機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)建模與重量估算方法是BWB重量估算的核心問題[95]。BWB中機(jī)身結(jié)構(gòu)需要同時(shí)考慮氣動(dòng)載荷、客艙增壓載荷與機(jī)翼彎矩載荷[94,96-97]，這些載荷使概念設(shè)計(jì)階段中機(jī)身結(jié)構(gòu)建模更為困難。

在BWB發(fā)展過程中，形成了幾種典型的中機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，如壓力殼體+獨(dú)立蒙皮概念[14](見圖13(a))，復(fù)合材料蒙皮蜂窩夾層板[98](見圖13(b))，拉擠桿縫合高效一體化結(jié)構(gòu)(PRSEUS)[99-100](見圖13(c))，基于橢圓截面客艙的結(jié)構(gòu)方案[101](見圖13(d))等。其中，PRSEUS全復(fù)材結(jié)構(gòu)概念通過高度集成的連接方式顯著降低結(jié)構(gòu)重量，相比早期復(fù)合夾層板方案能夠減重28%[96]，是一種具有工程應(yīng)用前景的技術(shù)途徑。

BWB概念設(shè)計(jì)中使用的重量估算方法應(yīng)當(dāng)是基于物理建模和數(shù)值仿真的，由于沒有實(shí)際產(chǎn)品，基于經(jīng)驗(yàn)估算的方法需要謹(jǐn)慎使用[94]。在初始的設(shè)計(jì)階段，經(jīng)驗(yàn)加權(quán)理論方法[102]、等效板方法[103]等低精度方法可以用來(lái)獲得初始重量[101]。而設(shè)計(jì)迭代過程中使用的重量估算方法，應(yīng)當(dāng)是基于初步結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和有限元分析的半物理方法[94,104-106]，特別是對(duì)于新的結(jié)構(gòu)形式，如PRSEUS，更需要在設(shè)計(jì)初期就進(jìn)行較為細(xì)致的計(jì)算分析，確定初始結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案用以評(píng)估結(jié)構(gòu)重量[94]。圖14是一個(gè)典型的基于物理的結(jié)構(gòu)重量計(jì)算平臺(tái)，它應(yīng)具備外形和結(jié)構(gòu)建模、內(nèi)外載荷計(jì)算和重量估算等模塊。然而，基于物理的重量評(píng)估方法需要權(quán)衡估算精度與設(shè)計(jì)效率[94]。

圖13 典型BWB中機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案Fig.13 Typical BWB fuselage structure design schemes

圖14 基于物理的結(jié)構(gòu)重量計(jì)算平臺(tái)[94]Fig.14 A physics-based structural weight estimation platform[94]

BWB布局低翼載、更合理的展向升力分布、部件高度集成化等特點(diǎn)理論上具有高結(jié)構(gòu)效率[14,16]，但要在實(shí)際中獲得重量收益，仍需在結(jié)構(gòu)材料、設(shè)計(jì)方法、制造技術(shù)等方面開展研究，特別是結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)與兼顧效率和精度的重量估算方法等[93-94]，這一方面有助于更有針對(duì)性地發(fā)展新型高效結(jié)構(gòu)形式，另一方面有助于降低中機(jī)身特殊結(jié)構(gòu)形式帶來(lái)的重量懲罰，從而發(fā)揮BWB的結(jié)構(gòu)效率優(yōu)勢(shì)。此外，先進(jìn)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)驗(yàn)證、快速有限元結(jié)構(gòu)分析方法、特殊飛行狀態(tài)下的中機(jī)身非線性應(yīng)力預(yù)測(cè)[16]、高復(fù)材占比結(jié)構(gòu)的成本分析與技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估[107]等研究都將為BWB結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與重量估算提供理論和技術(shù)支撐。

3.2.4 概念設(shè)計(jì)階段的舵面及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

BWB民機(jī)在概念設(shè)計(jì)階段需要重視舵面及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，具體包括控制面布置(Control Surface Layouts)、控制策略及驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)等[63,108-111]。BWB布局縱、航向控制力臂短，氣動(dòng)力耦合度高，需要更多的后緣舵面[63](一般為10～15個(gè)，見圖15[111])和更大的驅(qū)動(dòng)功率[14,63,112]，這就導(dǎo)致BWB舵面布置及控制策略對(duì)全機(jī)重量和耗油率的影響較傳統(tǒng)布局大[113]。波音公司[11]、代爾夫特理工大學(xué)[108-109]、佐治亞理工學(xué)院[63,110-111]等研究團(tuán)隊(duì)的工程實(shí)踐表明，舵面及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是BWB布局較強(qiáng)的設(shè)計(jì)約束之一，需要納入到概念設(shè)計(jì)過程中以保證概念方案的經(jīng)濟(jì)性。具體分析與設(shè)計(jì)過程詳見文獻(xiàn)[63，108-111]。

圖15 典型BWB后緣控制面布置形式[111]Fig.15 Typical BWB trailing edge control surface layout[111]

3.3 氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)

3.3.1 氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)原則與設(shè)計(jì)方法

BWB布局融合度高[14,16]、設(shè)計(jì)約束強(qiáng)[14,16,114]，其氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)具有多學(xué)科強(qiáng)烈耦合的特點(diǎn)，既需要先進(jìn)的綜合設(shè)計(jì)方法，更需要統(tǒng)攬全局的優(yōu)化設(shè)計(jì)原則。

如前所述，BWB布局是以“綠色航空”為發(fā)展目標(biāo)，因此，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)必須圍繞“安全性、經(jīng)濟(jì)性、舒適性和環(huán)保性”進(jìn)行。依據(jù)西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)研究工作，總結(jié)國(guó)內(nèi)外研究經(jīng)驗(yàn)，BWB氣動(dòng)布局應(yīng)采用的設(shè)計(jì)原則是，采用后體加長(zhǎng)混合翼身布局，以高-低速性能協(xié)調(diào)為核心，以翼載作為關(guān)鍵協(xié)調(diào)參數(shù)，綜合優(yōu)化總體設(shè)計(jì)參數(shù)，平衡高-低速性能矛盾，獲得優(yōu)異的高-低速氣動(dòng)性能，并解決應(yīng)急疏散、乘坐感受等安全性和舒適性等問題。

目前，BWB氣動(dòng)布局采用的主流設(shè)計(jì)方法包括基于CFD的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)[14,41]、反設(shè)計(jì)[41,115]、風(fēng)洞試驗(yàn)[46,72]及縮比飛行驗(yàn)證[11,31-32]。以基于CFD的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法為主，輔以反設(shè)計(jì)方法進(jìn)行局部改進(jìn)設(shè)計(jì)，風(fēng)洞試驗(yàn)和縮比飛行試驗(yàn)方法研究與驗(yàn)證概念方案、關(guān)鍵技術(shù)等?；贑FD的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，是在任務(wù)載荷、航程、氣動(dòng)性能、穩(wěn)定性與操縱性、結(jié)構(gòu)重量、安全性、舒適性及環(huán)保性等強(qiáng)約束條件下[15]，進(jìn)行的平面形狀及三維構(gòu)型的多設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)性能優(yōu)化設(shè)計(jì)，核心是減阻和高-低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)等。

綜合國(guó)內(nèi)外和本團(tuán)隊(duì)的研究工作，基于CFD的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)注意以下問題：

1) 應(yīng)采用多設(shè)計(jì)點(diǎn)協(xié)調(diào)優(yōu)化[81]或高-低速協(xié)調(diào)優(yōu)化設(shè)計(jì)策略。注重巡航狀態(tài)單點(diǎn)優(yōu)化結(jié)果在低速或其他非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)會(huì)帶來(lái)的縱向配平、安全性、舒適性等問題[19,79-80]，可能造成顛覆性影響。

2) 平面形狀是BWB氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的核心，弱化三維設(shè)計(jì)得到的氣動(dòng)布局可能顧此失彼[114]，甚至導(dǎo)致顛覆性問題。

3) 平面形狀優(yōu)化需要加入彎矩約束，由于跨聲速氣動(dòng)優(yōu)化有增大后掠角和展長(zhǎng)的趨勢(shì)，這樣的外形變化都對(duì)控制翼根彎矩(結(jié)構(gòu)重量)不利，加入彎矩約束可一定程度上避免平面形狀劇烈變化。

4) 局部截面優(yōu)化有助于減弱激波強(qiáng)度，將優(yōu)化設(shè)計(jì)方法與反設(shè)計(jì)方法相結(jié)合，用于平面形狀優(yōu)化和減弱激波設(shè)計(jì)，可以提高氣動(dòng)設(shè)計(jì)效率[41]。

3.3.2 展向載荷分布設(shè)計(jì)

BWB布局的整體升力面設(shè)計(jì)更容易獲得理想的展向載荷分布[14,16]。Qin[114,116-117]、Mody[10]、林宇[118]等國(guó)內(nèi)外研究者對(duì)BWB橢圓、線性、混合載荷分布進(jìn)行了細(xì)致深入的研究，這3種載荷分布形式對(duì)氣動(dòng)性能的影響不盡相同，設(shè)計(jì)過程中需關(guān)注以下問題：

1) 橢圓載荷分布在相同翼展下具有最低的誘導(dǎo)阻力，但外翼載荷較大，易產(chǎn)生較強(qiáng)的外翼激波、較高的激波誘發(fā)分離風(fēng)險(xiǎn)、較大的翼根彎矩和配平壓力。

2) 氣動(dòng)載荷由外翼向內(nèi)翼轉(zhuǎn)移可以有效降低外翼波阻，減小翼根彎矩和配平壓力[16]，但偏離橢圓載荷分布會(huì)造成誘導(dǎo)阻力的增加。

實(shí)際工作中，BWB布局的展向載荷分布設(shè)計(jì)應(yīng)根據(jù)設(shè)計(jì)要求進(jìn)行調(diào)整[116]。在較低的巡航馬赫數(shù)下(例如Ma=0.83以下)，應(yīng)盡量同時(shí)滿足無(wú)激波設(shè)計(jì)、自配平設(shè)計(jì)和橢圓載荷分布設(shè)計(jì)[10]，即在誘導(dǎo)阻力最小的狀態(tài)下達(dá)到波阻為零。對(duì)較高馬赫數(shù)(例如Ma=0.85以上)，無(wú)激波設(shè)計(jì)難度加大，高馬赫數(shù)帶來(lái)的大后掠角也會(huì)增大翼根彎矩和配平壓力，這種情況下，應(yīng)采用弱激波設(shè)計(jì)，并將外翼載荷適當(dāng)向內(nèi)翼轉(zhuǎn)移以獲得波阻與誘阻的協(xié)調(diào)，使綜合性能最優(yōu)。

3.3.3 中機(jī)身翼型設(shè)計(jì)

BWB氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)得益于集成了裝載功能的升力面機(jī)身[16]，中機(jī)身設(shè)計(jì)也關(guān)系到飛機(jī)能否滿足縱向配平、穩(wěn)定性和巡航地板角限制要求[15]。因此，中機(jī)身設(shè)計(jì)要求可以歸納為：滿足裝載需求；不產(chǎn)生強(qiáng)激波；盡可能產(chǎn)生較大升力；盡量減小低頭力矩；應(yīng)具有較大的后機(jī)體長(zhǎng)度以增強(qiáng)操縱能力。

采用后緣正彎度的中機(jī)身翼型可以產(chǎn)生最大升力，但會(huì)增加縱向配平和靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì)困難；而限制后部彎度甚至后部反彎的中機(jī)身翼型又難以滿足升力需求，巡航迎角較大[14]。目前，主流的中機(jī)身設(shè)計(jì)方法是HWB布局結(jié)合前加載翼型同時(shí)最小化后部彎度[119]，主要是基于以下原因。

1) HWB布局中機(jī)身收窄，產(chǎn)生的升力占比降低，有利于緩解上述矛盾。

2) HWB布局中機(jī)身加長(zhǎng)且前伸量增加，使翼型相對(duì)厚度降低，激波強(qiáng)度減弱；也使前加載設(shè)計(jì)可提供較大抬頭力矩。

3) 中機(jī)身后部正彎度最小化能顯著降低配平壓力，又不至于如反彎翼型帶來(lái)升力損失。

圖16給出了西北工業(yè)大學(xué)HWB布局中機(jī)身翼型及其壓力系數(shù)Cp分布，可以看出該翼型后部彎度小并具有明顯的前加載特征。

HWB布局結(jié)合合理設(shè)計(jì)的中機(jī)身翼型有助于協(xié)調(diào)解決升力與配平的矛盾，也在一定程度上放開了外翼設(shè)計(jì)約束[119]，使HWB仍可應(yīng)用超臨界機(jī)翼，從而進(jìn)一步提升了HWB布局的跨聲速性能。

圖16 HWB布局中機(jī)身典型截面翼型及其壓力分布Fig.16 Typical geometry and pressure distribution of fuselage airfoil of HWB concept

3.3.4 巡航自配平設(shè)計(jì)

巡航狀態(tài)舵面無(wú)偏轉(zhuǎn)的自配平設(shè)計(jì)對(duì)BWB布局至關(guān)重要[14]，也是其氣動(dòng)設(shè)計(jì)的核心約束，必須在升阻性能和配平之間進(jìn)行權(quán)衡[120]。表5列舉了BWB高速升阻性能與配平設(shè)計(jì)之間的若干矛盾以及相應(yīng)的設(shè)計(jì)妥協(xié)策略。

西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)提出了針對(duì)BWB高速設(shè)計(jì)的“三點(diǎn)歸一”巡航自配平設(shè)計(jì)原則[41]，即通過合理的優(yōu)化策略實(shí)現(xiàn)高速巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)、最大升阻比點(diǎn)與力矩平衡點(diǎn)為同一飛行姿態(tài)，可獲得最大的實(shí)用巡航氣動(dòng)性能，見圖17。

3.3.5 機(jī)翼-機(jī)身過渡段設(shè)計(jì)

BWB大迎角流動(dòng)分離與失速一般始于機(jī)翼-機(jī)身過渡段。這是由于大后掠中機(jī)身三維流動(dòng)強(qiáng)，導(dǎo)致過渡段邊界層堆積；機(jī)翼與機(jī)身各自的前緣后掠角差異大導(dǎo)致較強(qiáng)的橫向流動(dòng)，堆積的邊界層在橫向流動(dòng)作用下易誘發(fā)分離[14]，見圖18。盡管過渡段先分離對(duì)大迎角操縱有利[14]，既可保證失速時(shí)外翼操縱面有效，也可避免俯仰力矩過早發(fā)生上仰，但不利于提高全機(jī)失速特性。

表5 BWB高升阻性能與配平之間的矛盾及妥協(xié)策略

要提高BWB失速迎角和最大升力系數(shù)，合理的過渡段設(shè)計(jì)是推遲分離的關(guān)鍵。應(yīng)在協(xié)調(diào)機(jī)身和機(jī)翼前緣后掠角的同時(shí)，注意該位置的降載設(shè)計(jì)和分離控制[6]，高速狀態(tài)應(yīng)避免過渡段產(chǎn)生激波從而誘發(fā)分離失速；低速狀態(tài)，前緣增升裝置設(shè)計(jì)也應(yīng)重點(diǎn)控制該位置前緣流動(dòng)分離，從而提高飛機(jī)起降性能。

圖17 “三點(diǎn)歸一”設(shè)計(jì)原則Fig.17 Design idea that cruise point, maximum lift to drag point and pitch trim point are in the same flight attitude

圖18 HWB布局過渡段橫流分離Fig.18 Cross flow separation on transition section of HWB layout

3.3.6 BWB增升裝置設(shè)計(jì)

BWB布局的全機(jī)升力面使其具有小于常規(guī)布局的翼載荷，這有利于縮短起降場(chǎng)長(zhǎng)、降低起降速度[16,121]，在目前的樞紐機(jī)場(chǎng)跑道長(zhǎng)度下，理論上BWB可在無(wú)后緣增升裝置的情況下起降[10-11,14,75]，但仍需要前緣增升裝置來(lái)獲得更大的最大升力系數(shù)[10,14,16,75]。然而，沒有后緣襟翼或襟翼使用受限，使BWB起降所需升力系數(shù)會(huì)出現(xiàn)在一個(gè)相對(duì)較大的迎角，飛行姿態(tài)相應(yīng)較高，這樣的起降姿態(tài)易受陣風(fēng)、擦地角等影響[114]，存在安全性隱患，如NASA的ERA-0009A方案僅采用前緣增升裝置時(shí)起飛迎角達(dá)到了13.67°[11]，遠(yuǎn)大于目前民航客機(jī)5°～7°的起降姿態(tài)角[122]。另一方面，后緣增升裝置的缺失或低效，使BWB起降場(chǎng)長(zhǎng)難以進(jìn)一步減小，不能滿足下一代“綠色航空”發(fā)展要求。目前國(guó)外公布的典型方案，如NASA的H3.2方案平衡場(chǎng)長(zhǎng)為9 000 ft[10](1 ft=0.304 8 m)，ERA-0009A方案平衡場(chǎng)長(zhǎng)為8 850 ft[11]，相比現(xiàn)有技術(shù)(B777-200平衡場(chǎng)長(zhǎng)約為10 000 ft)并無(wú)明顯優(yōu)勢(shì)，遠(yuǎn)不能達(dá)到N+2起降場(chǎng)長(zhǎng)約5 000 ft的指標(biāo)。為提升起降性能，如進(jìn)一步減小翼載，將帶來(lái)高速性能的損失。所以，單純采用前緣增升裝置將帶來(lái)較高安全風(fēng)險(xiǎn)，限制低速性能提升，不利于BWB布局的工程化發(fā)展和實(shí)現(xiàn)市場(chǎng)預(yù)期。

當(dāng)然，對(duì)于追求低噪和環(huán)保要求的靜音計(jì)劃(SAI)[123]和環(huán)境責(zé)任航空計(jì)劃(ERA)[11]而言，去除后緣增升裝置無(wú)疑對(duì)控制起降噪聲和排放有利，這就導(dǎo)致需在起降性能上另辟蹊徑或進(jìn)行妥協(xié)，SAX-40方案應(yīng)用了矢量推力概念才接近NASAN+2代起降場(chǎng)長(zhǎng)指標(biāo)[123]，ERA計(jì)劃伊始就未將起降場(chǎng)長(zhǎng)指標(biāo)納入其研究范疇[11]。

如在BWB起降階段應(yīng)用后緣增升裝置，則低速配平問題又如上文所述，成為了另一個(gè)核心技術(shù)瓶頸。較短配平力臂下的大操縱力會(huì)造成大的升力損失，需要考慮配平升力增量(Trimmed Lift Increase)[124]。Paulus等[124-125]將單縫富勒襟翼用于BWB，未配平狀態(tài)設(shè)計(jì)迎角升力系數(shù)達(dá)到了1.09，而配平后僅為0.84，配平升力損失達(dá)到了23%，雖然這相比干凈構(gòu)型配平升力系數(shù)提高了31%，但為此付出的阻力、重量、噪聲代價(jià)就需要設(shè)計(jì)者綜合權(quán)衡。

就可采用的前緣增升裝置而言，傳統(tǒng)縫翼推遲失速能力較好，且技術(shù)成熟，但噪聲、重量代價(jià)較大；前緣下垂技術(shù)以出色的降噪潛力成為了多個(gè)BWB方案[10,75,123]的選擇，但其推遲失速能力明顯弱于縫翼[126-127]；克魯格襟翼由于不破壞機(jī)翼前緣外形使BWB外翼應(yīng)用混合層流動(dòng)控制技術(shù)(HLFC)成為可能[11]，且其控制失速能力與縫翼相當(dāng)，近年來(lái)的研究逐漸增多[11,128-129]。NASA ERA-0009A[11]和NPU 300-Ⅱ方案均選擇克魯格襟翼作為前緣增升裝置。

對(duì)后緣增升裝置，在小翼載設(shè)計(jì)仍不能滿足起降要求或起降場(chǎng)長(zhǎng)指標(biāo)較高的情況下，可采用簡(jiǎn)單后緣襟翼的設(shè)計(jì)[11]，既可在增升狀態(tài)補(bǔ)足升力，又可用作后緣操縱面；如需布置增升能力更強(qiáng)的富勒襟翼，則需在升阻、配平、重量等方面進(jìn)行權(quán)衡，重點(diǎn)解決配平問題。BWB后緣增升裝置設(shè)計(jì)挑戰(zhàn)在于盡可能使升力增量靠近重心，并與配平方式和操縱舵面進(jìn)行協(xié)同設(shè)計(jì)[124]。此外，矢量推力[122-123]、主動(dòng)增升系統(tǒng)(Active High-lift System)[124-125,130]、自適應(yīng)變形機(jī)翼[124]等技術(shù)也應(yīng)作為提高BWB起降綜合性能(場(chǎng)長(zhǎng)、噪聲)的技術(shù)途徑進(jìn)行積極研究。

3.4 飛機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)綜合集成設(shè)計(jì)技術(shù)

3.4.1 背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局設(shè)計(jì)技術(shù)

在新型發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟之前，大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)仍然會(huì)是民用飛機(jī)的主要推進(jìn)動(dòng)力，而將大尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)與BWB集成具有很大的挑戰(zhàn)[67]。TAW布局民機(jī)大都將發(fā)動(dòng)機(jī)布置在機(jī)翼下方，而翼吊形式會(huì)改變BWB升力分布從而增大誘導(dǎo)阻力，其最大升阻比可能因此降低10%[131]。

BWB民機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一般上置于中機(jī)身后部(背撐式，Podded-on Engine)，這種布置形式技術(shù)難度低，短期可實(shí)現(xiàn)，且具有以下優(yōu)點(diǎn)[16,132]：發(fā)動(dòng)機(jī)后置可后移飛機(jī)重心，減小縱向配平壓力；后上置的短艙有利于改善航向穩(wěn)定性；發(fā)動(dòng)機(jī)抽吸作用加速上表面氣流，能一定程度上提高中機(jī)身升力；發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流還有助于提高后體舵面效率，Shea等[132]證明背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)BWB尾舵及V尾操縱效率有提升作用，見圖19；此外，寬大的機(jī)身有助于遮蔽噪聲，同時(shí)避免發(fā)動(dòng)機(jī)吸入異物。

然而，發(fā)動(dòng)機(jī)背撐也會(huì)對(duì)整機(jī)的氣動(dòng)性能產(chǎn)生不利影響[16,133]。高速條件下，短艙與中機(jī)身之間流動(dòng)通道內(nèi)易出現(xiàn)激波，增大阻力同時(shí)造成后體分離，上移發(fā)動(dòng)機(jī)可以減弱激波，但過高的推力線又會(huì)導(dǎo)致附加較大的低頭力矩，這一矛盾顯著增加了飛-發(fā)集成設(shè)計(jì)難度，需要精細(xì)的協(xié)調(diào)優(yōu)化設(shè)計(jì)[133]。西北工業(yè)大學(xué)團(tuán)隊(duì)提出了中機(jī)身上表面-發(fā)動(dòng)機(jī)短艙三維集成設(shè)計(jì)方法，結(jié)合合理的支架設(shè)計(jì)，有效解決了機(jī)體-短艙激波干擾問題，見圖20。

另一方面，BWB機(jī)體同樣會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能造成不利影響。主要體現(xiàn)為大迎角、大側(cè)滑或其他非設(shè)計(jì)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)吸入邊界層或分離流造成的進(jìn)氣畸變，見圖21，這會(huì)在一定程度上影響發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)和葉片工作狀態(tài)。Carter等[134]研究認(rèn)為，布置合理的背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣畸變和總壓損失在可接受的范圍內(nèi)，但較強(qiáng)的進(jìn)氣畸變?nèi)匀粚?duì)發(fā)動(dòng)機(jī)和燃油經(jīng)濟(jì)性不利。

圖19 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)尾部舵面效率影響試驗(yàn)[132]Fig.19 Experiment of influence on engine jet on efficiency of trailing elevons[132]

圖20 短艙-機(jī)體綜合設(shè)計(jì)以消除激波Fig.20 Nacelle-airframe integrated design to eliminate shock wave

圖21 背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)大迎角進(jìn)氣畸變[134]Fig.21 Inlet distortion of podded-on engine at large angle of attack[134]

3.4.2 嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)布局設(shè)計(jì)技術(shù)

嵌入式(Embedded Engine)是另一種適合BWB的發(fā)動(dòng)機(jī)布置形式，能夠利用邊界層吸入技術(shù)(BLI)在不提高發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比的情況下提高推進(jìn)效率[16,89,135-137]，如圖22[135]所示。

發(fā)動(dòng)機(jī)嵌入式相比背撐式布置具有以下優(yōu)勢(shì)：發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)體融合使飛機(jī)迎風(fēng)面積和浸潤(rùn)面積均減小，降低了形狀阻力、摩擦阻力和干擾阻力(包括激波干擾)，提升巡航氣動(dòng)性能[16,136]；取消發(fā)動(dòng)機(jī)支架和部分發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，減輕了結(jié)構(gòu)重量[16,136]；風(fēng)扇葉片嵌入機(jī)體內(nèi)，噪聲遮蔽效果更強(qiáng)[136]；推力線下移，附加低頭力矩減小[16]；對(duì)機(jī)體上表面流動(dòng)抽吸作用更強(qiáng)，可進(jìn)一步提高中機(jī)身升力[138]。

然而，BWB機(jī)體對(duì)嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)的

圖22 采用嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)的BWB概念方案[135]Fig.22 BWB concept with embedded engine[135]

不利影響也更加嚴(yán)重[139]。一方面，與背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)在特殊飛行狀態(tài)下出現(xiàn)進(jìn)氣畸變不同，嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)吸入邊界層導(dǎo)致的進(jìn)氣畸變將持續(xù)整個(gè)飛行過程[137]，降低發(fā)動(dòng)機(jī)壓力恢復(fù)系數(shù)(PR)和熱效率(ηth)，從而抵消BLI效應(yīng)的油耗收益；另一方面，長(zhǎng)而復(fù)雜的進(jìn)氣道(見圖23)造成總壓進(jìn)一步損失，甚至出現(xiàn)葉片前分離，導(dǎo)致風(fēng)扇流量不足[16,136,140]。持續(xù)的進(jìn)氣畸變與進(jìn)氣道總壓損失對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片及核心機(jī)的抗畸變性能提出了非常高的設(shè)計(jì)要求[16,136,140-141]，制造成本也將顯著增加。

從綜合收益角度，采用嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)的BWB布局需要考慮兩方面問題：一是為了維持整體燃油收益，進(jìn)氣畸變和總壓損失造成的風(fēng)扇性能下降必須比BLI效應(yīng)獲得的好處要少得多[137]。NASA的研究表明，盡管存在進(jìn)口總壓損失和風(fēng)扇效率降低，在一定發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目下，嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)方案仍比背撐式方案有3%～5%的燃油優(yōu)勢(shì)，見圖24。二是邊界層吸入式進(jìn)氣道與機(jī)體的綜合設(shè)計(jì)[142]，對(duì)于單獨(dú)進(jìn)氣道或者機(jī)體/進(jìn)氣道耦合的優(yōu)化設(shè)計(jì)在控制流場(chǎng)畸變和提高壓力恢復(fù)方面取得了較好進(jìn)展，主要來(lái)自Florea[143]、Kim[142,144]和Gangoli[135]等的研究，相關(guān)成果有待進(jìn)一步驗(yàn)證。

圖23 嵌入式發(fā)動(dòng)機(jī)的S形進(jìn)氣道[135]Fig.23 S-shaped inlet for embedded engine[135]

圖24 BLI推進(jìn)系統(tǒng)燃油收益分析[137]Fig.24 Fuel benefit analysis of BLI propulsion system[137]

邊界層吸入動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)飛-發(fā)綜合數(shù)值模擬提出了挑戰(zhàn)。傳統(tǒng)進(jìn)排氣邊界條件無(wú)法模擬發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的旋轉(zhuǎn)效果，因而無(wú)法精確計(jì)算邊界層吸入和進(jìn)氣畸變效應(yīng)[145-146]，Hall等提出的基于發(fā)動(dòng)機(jī)葉片簡(jiǎn)化的體積力進(jìn)排氣模型(Body Force Model)[38,144-146]能夠近似葉片旋轉(zhuǎn)效果，已被用于采用BLI技術(shù)的BWB內(nèi)外流精確模擬[38]、進(jìn)氣畸變模擬[144-146]與進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計(jì)[144]中。

3.4.3 分布式推進(jìn)系統(tǒng)與油電混合技術(shù)

分布式推進(jìn)系統(tǒng)(Distributed Propulsion System)用一系列小型發(fā)動(dòng)機(jī)/動(dòng)力風(fēng)扇代替大尺寸、大功率發(fā)動(dòng)機(jī)，能夠增大有效涵道比，提高推進(jìn)效率[147-148]，同時(shí)降低動(dòng)力系統(tǒng)整體噪聲水平[147-148]，為減小浸潤(rùn)面積，多采用嵌入式設(shè)計(jì)[131]，因而同樣能夠利用BLI效應(yīng)降低耗油率，如圖25所示。

應(yīng)用分布式動(dòng)力的BWB民機(jī)有以下幾方面優(yōu)點(diǎn)。分布式推進(jìn)系統(tǒng)往往沿展向布置于BWB中機(jī)身后體上部，用高速尾噴流代替機(jī)體后緣流動(dòng)能夠降低誘導(dǎo)阻力[142,148-149]；同時(shí)，位于機(jī)體后緣的尾噴口具有較長(zhǎng)的控制力臂，有望通過矢量推力代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面或增升裝置；此外，由于發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目較多，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)失效情況下飛機(jī)的控制要求降低。

圖25 采用分布式推進(jìn)系統(tǒng)的BWB概念Fig.25 BWB concept with distributed propulsion system

然而，傳統(tǒng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸的簡(jiǎn)單縮小會(huì)造成壓力和熱損失增大，導(dǎo)致油耗增加等問題[149]，使分布式推進(jìn)系統(tǒng)整體收益下降。這一問題的解決策略是用少數(shù)小型轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)(核心機(jī))帶動(dòng)多數(shù)小型動(dòng)力風(fēng)扇，既可以獲得分布式動(dòng)力優(yōu)勢(shì)，又能有效控制發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸縮小帶來(lái)的不利作用。CMI采用機(jī)械傳動(dòng)方式，發(fā)展出了嵌入式多風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)(Embedded Multiple Fan Propulsion System)[150]，見圖26，并應(yīng)用于SAX-40概念方案；NASA采用渦輪電驅(qū)動(dòng)技術(shù)，發(fā)展出了渦輪發(fā)電機(jī)分布式動(dòng)力系統(tǒng) (TurboElectric Distributed Propulsion)并應(yīng)用于N3-X概念方案，見圖27[137]。

N3-X方案采用油電混合技術(shù)[151]，被認(rèn)為有望顯著降低能耗、排放和噪聲[137]。其動(dòng)力系統(tǒng)由位于翼尖的兩個(gè)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和布置于中機(jī)身后部的多個(gè)電驅(qū)動(dòng)的低壓比風(fēng)扇組成[152]。布置在翼尖的渦輪發(fā)電機(jī)能夠不受進(jìn)氣畸變的影響而獲

圖26 嵌入式多風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)[150]Fig.26 Embedded multiple fan propulsion system[150]

得更高的效率。Goldberg等[35]的研究表明，N3-X能夠在超過2 000 nmi(即3 704 km)的任務(wù)范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)N+3代機(jī)型降低70%燃油消耗的目標(biāo)，且成本可以接受，見圖28。

采用分布式動(dòng)力的BWB飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口多呈“槽”形[91,149,153]，進(jìn)氣口上表面易出現(xiàn)局部超聲速區(qū)和激波[153]，應(yīng)注意該位置的降載設(shè)計(jì)，一方面減小激波強(qiáng)度和分離風(fēng)險(xiǎn)，另一方面降低后機(jī)體加載產(chǎn)生的低頭力矩，如圖29所示。此外，中機(jī)身各截面弦長(zhǎng)差異導(dǎo)致不同進(jìn)氣位置的邊界層厚度不同，靠近中央截面的推進(jìn)風(fēng)扇進(jìn)氣品質(zhì)較差[91]，設(shè)計(jì)中應(yīng)針對(duì)性改善機(jī)身中部流動(dòng)狀況，并進(jìn)行進(jìn)氣道內(nèi)部形狀的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖27 N3-X概念和渦輪發(fā)電機(jī)分布式動(dòng)力系統(tǒng)[137]Fig.27 N3-X concept and turbo-electric distributed propulsion[137]

圖28 N3-X與B777-200LR燃油消耗對(duì)比[35]Fig.28 Comparison of fuel consumption between N3-X and B777-200LR[35]

圖29 分布式推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)氣口上表面弱化激波設(shè)計(jì)[151]Fig.29 Shock wave weakening on upper surface of an inlet in distributed propulsion system[151]

雖然應(yīng)用分布式推進(jìn)與油電混合技術(shù)的BWB民機(jī)可以充分發(fā)揮BWB的優(yōu)勢(shì)，獲得更高的綜合收益，但該技術(shù)仍受限于電動(dòng)機(jī)的效率、體積、重量和散熱等問題，同時(shí)也需要電力傳輸效率的進(jìn)一步提高[13]。

3.5 降噪技術(shù)

“綠色航空”的核心目標(biāo)之一是低噪，這受到國(guó)際社會(huì)[154]與航空業(yè)界[58]普遍關(guān)注與重視。國(guó)際民航組織(ICAO)自20世紀(jì)70年代以來(lái)對(duì)民航噪聲排放的要求不斷提高，美國(guó)聯(lián)邦航空管理局(FAA)為確保最新可用的降噪技術(shù)被納入新的飛機(jī)設(shè)計(jì)中，目前已逐步開始實(shí)施第5階段噪聲標(biāo)準(zhǔn)(即ICAO第14章標(biāo)準(zhǔn))，新標(biāo)準(zhǔn)在第4階段基礎(chǔ)上提高了7 EPNdB(有效感知噪聲分貝)[155]。噪聲排放標(biāo)準(zhǔn)的日趨嚴(yán)苛與民航運(yùn)營(yíng)規(guī)模的持續(xù)增長(zhǎng)促使降噪技術(shù)成為目前民機(jī)發(fā)展的熱點(diǎn)。針對(duì)傳統(tǒng)TAW布局的各種降噪技術(shù)研究正廣泛開展[154]，但需要付出的成本、重量等代價(jià)使TAW布局的降噪潛力不被看好[156]，要實(shí)現(xiàn)未來(lái)民機(jī)愈加嚴(yán)格的降噪標(biāo)準(zhǔn)，需要在布局形式上有所突破，BWB在各類新布局中被認(rèn)為具有最大的降噪潛力[58,157]。

BWB布局寬大的中機(jī)身和后上置動(dòng)力系統(tǒng)提供了出色的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲遮蔽能力，低翼載設(shè)計(jì)又使其具有了降低起降速度和推力以進(jìn)一步降噪的潛力[11]，盡管如此，要滿足各類降噪指標(biāo)要求[3-4]還有賴于各項(xiàng)技術(shù)進(jìn)步。這是由于飛機(jī)起降階段噪聲源很多，只有所有聲源的降噪都取得一定進(jìn)展，才能獲得整體的降噪收益[157]。BWB出色的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲遮蔽能力以及發(fā)動(dòng)機(jī)自身降噪水平的提高使BWB機(jī)體噪聲更為凸顯[11,157]，這主要來(lái)源于起落架和增升裝置。

表6匯總了有望應(yīng)用于BWB民機(jī)的降噪技術(shù)[7,123,154,158-170]。本文將其歸納為發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)、布局降噪技術(shù)、部件降噪技術(shù)和控制降噪技術(shù)4類，給出了具體技術(shù)措施及其設(shè)計(jì)矛盾，并基于美歐SAI項(xiàng)目的評(píng)估給出了部分技術(shù)的預(yù)期收益參考量。需要說(shuō)明，由于概念設(shè)計(jì)階段噪聲評(píng)估難度大且噪聲評(píng)估手段仍需完善，該收益僅可做參考。

表6 BWB民機(jī)降噪技術(shù)[7,123,154,159-170]Table 6 BWB civil aircraft noise reduction technology[7,123,154,159-170]

綜合來(lái)看，降噪技術(shù)引入的設(shè)計(jì)矛盾主要有以下方面：一是降噪措施與燃油經(jīng)濟(jì)性之間的矛盾[7]，如大范圍聲襯的應(yīng)用會(huì)在一定程度上造成重量增加和發(fā)動(dòng)機(jī)效率降低；二是降噪要求與起降性能之間的矛盾[157]，如取消傳統(tǒng)三段增升裝置能夠顯著降低機(jī)體噪聲，但可能需要更大的機(jī)翼面積、更高起降速度和更長(zhǎng)的起降場(chǎng)長(zhǎng)。實(shí)際上，在布局技術(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)沒有突破性進(jìn)步之前，多數(shù)情況下是犧牲經(jīng)濟(jì)性來(lái)?yè)Q取環(huán)保性，如，A380內(nèi)段采用前緣下垂增升，這說(shuō)明前緣下垂的氣動(dòng)損失(增升能力弱、更大的機(jī)翼面積)在降噪壓力下被接受[157]?；谏鲜雒埽琋ASA在新一階段的亞聲速固定翼項(xiàng)目(Subsonic Fixed Wing Project)[171]中便提出了尋求低噪同時(shí)保持飛機(jī)效率和排放實(shí)際方法的目標(biāo)。

BWB作為新一代民機(jī)布局，本身就是一種技術(shù)革命，要實(shí)現(xiàn)降噪目標(biāo)，核心在于盡可能提高飛機(jī)本體低速性能和發(fā)展更加安靜、高效的動(dòng)力系統(tǒng)。提高機(jī)體低速性能能夠降低起降速度和推力要求并增加起降航跡可設(shè)計(jì)性，是全局降噪的最重要方面；發(fā)展安靜、高效的動(dòng)力系統(tǒng)是從發(fā)動(dòng)機(jī)聲源角度降噪的核心，在傳統(tǒng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比難以進(jìn)一步增大的背景下，渦輪-風(fēng)扇分布式動(dòng)力系統(tǒng)已成為發(fā)展重點(diǎn)，其與BWB布局的綜合應(yīng)用也已成為各類新布局中降噪潛力最大的組合，如SAI項(xiàng)目的SAX-40方案經(jīng)評(píng)估有望實(shí)現(xiàn)NASAN+3降噪目標(biāo)[157]。

作為新一代民機(jī)布局，低噪是BWB必須實(shí)現(xiàn)的目標(biāo)之一，在概念設(shè)計(jì)階段就應(yīng)充分考慮降噪指標(biāo)要求，這里仍以SAI計(jì)劃和NASA ERA項(xiàng)目為例說(shuō)明兩種考慮噪聲目標(biāo)的總體設(shè)計(jì)策略。

SAI計(jì)劃提出的Quasi-3D設(shè)計(jì)平臺(tái)[74]，以燃油消耗和噪聲特性組合作為優(yōu)化目標(biāo)，將低速性能評(píng)估納入優(yōu)化設(shè)計(jì)流程，將起降速度、航跡等參數(shù)用于噪聲特性評(píng)估，實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)性能與噪聲水平的綜合優(yōu)化。該設(shè)計(jì)策略的優(yōu)勢(shì)在于能夠在概念設(shè)計(jì)早期就加入噪聲約束，增大了降噪設(shè)計(jì)空間，但采用的噪聲評(píng)估方法主要基于簡(jiǎn)化模型修正與經(jīng)驗(yàn)估計(jì)[166]，評(píng)估結(jié)果可能與真實(shí)情況有較大差異，研究中需給予重視。目前，這種策略更適合用于概念預(yù)先研究，如SAX靜音系列概念。

面向工程應(yīng)用的概念方案設(shè)計(jì)可采用不同的策略，如NASA ERA項(xiàng)目。由于在概念設(shè)計(jì)階段預(yù)測(cè)噪聲的精度十分有限，采用高精度計(jì)算航空聲學(xué)方法(CAA)的效率和成本又都無(wú)法接受，因此ERA項(xiàng)目沒有將噪聲指標(biāo)納入概念方案設(shè)計(jì)優(yōu)化過程[11]，而是以機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)一體化的氣動(dòng)聲學(xué)(PAA)[58]設(shè)計(jì)方法進(jìn)行機(jī)體與超大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的集成設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)燃油消耗和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲綜合最優(yōu)，與此同時(shí)，在概念方案設(shè)計(jì)中評(píng)估多項(xiàng)降噪技術(shù)，如靜音克魯格、起落架整流罩、聲學(xué)襯墊、垂直尾翼等[11]。這種設(shè)計(jì)策略更接近目前飛機(jī)設(shè)計(jì)流程，其噪聲評(píng)估方式多為概念方案的風(fēng)洞試驗(yàn)[128,172-174]，如圖30[172]所示，試驗(yàn)方法對(duì)方案整體和特定技術(shù)的評(píng)估精度相對(duì)較高，更適合工程方案確認(rèn)和關(guān)鍵技術(shù)研究。

圖30 ERA項(xiàng)目發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲遮蔽風(fēng)洞試驗(yàn)[172]Fig.30 Wind tunnel test for engine noise shielding effect in ERA project[172]

民機(jī)降噪是一個(gè)精細(xì)設(shè)計(jì)、點(diǎn)滴積累的過程，降噪技術(shù)措施應(yīng)以飛機(jī)安全性為前提，并與經(jīng)濟(jì)性、舒適性相協(xié)調(diào)，應(yīng)進(jìn)行起降航跡降噪設(shè)計(jì)對(duì)安全性影響評(píng)估，后上置動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)客艙噪聲水平影響評(píng)估等。國(guó)內(nèi)外[11,166]研究均表明，氣動(dòng)噪聲的精確模擬和試驗(yàn)方法是降噪技術(shù)發(fā)展的前提，既有利于更清晰地分解和量化噪聲源，又有利于更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)和評(píng)價(jià)噪聲水平。文獻(xiàn)[58]對(duì)目前主流氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法進(jìn)行了系統(tǒng)評(píng)述并提供了豐富的參考文獻(xiàn)信息。在非常規(guī)布局噪聲評(píng)估與試驗(yàn)方面，國(guó)內(nèi)以西北工業(yè)大學(xué)和航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院為代表的團(tuán)隊(duì)進(jìn)行了一系列較深入的研究工作，如圖31所示的BWB布局發(fā)動(dòng)機(jī)安裝效應(yīng)噪聲試驗(yàn)。

需要指出，相比于總體、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等方面的技術(shù)積累，中國(guó)氣動(dòng)噪聲發(fā)展水平仍相對(duì)較低，特別在風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)技術(shù)方面[154,175]，應(yīng)在此方面進(jìn)一步增大科研投入，以滿足下一代民機(jī)日益嚴(yán)峻的降噪要求。

圖31 BWB布局發(fā)動(dòng)機(jī)安裝效應(yīng)噪聲試驗(yàn)Fig.31 Engine installation effect noise test of BWB layout

4 BWB技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

圖32以部件集成度的視角給出了融合類布局的發(fā)展脈絡(luò)及工程應(yīng)用可行技術(shù)路徑分析。綜合考慮各相關(guān)專業(yè)技術(shù)進(jìn)展和民機(jī)市場(chǎng)發(fā)展，BWB布局進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用的發(fā)展趨勢(shì)及路線應(yīng)為：“次高度集成”向“高度集成”發(fā)展；低難度、低風(fēng)險(xiǎn)設(shè)計(jì)向高難度、高風(fēng)險(xiǎn)設(shè)計(jì)發(fā)展；滿足基本設(shè)計(jì)要求的飛機(jī)產(chǎn)品向綜合性能卓越的飛機(jī)產(chǎn)品發(fā)展，大致劃分為4個(gè)階段：① 從背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局向嵌入式/分布式布局發(fā)展;② 從V尾向無(wú)尾布局發(fā)展;③ 優(yōu)先應(yīng)用于貨運(yùn)/軍用領(lǐng)域;④ 全面滿足民機(jī)“新四性”要求。

圖32 融合類布局發(fā)展脈絡(luò)及工程應(yīng)用可行技術(shù)路徑分析Fig.32 Developing venation of blended-type layout and engineering application feasible technical path analysis

4.1 背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局向嵌入式/分布式布局發(fā)展

從目前的研究進(jìn)展來(lái)看，雖然發(fā)動(dòng)機(jī)背撐式布置會(huì)帶來(lái)一定的阻塞面積和浸潤(rùn)面積增量，但對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)要求較低，基于現(xiàn)有技術(shù)的大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)便可使用，是一種低風(fēng)險(xiǎn)、較快速的技術(shù)發(fā)展路線。嵌入式/分布式動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、飛-發(fā)綜合設(shè)計(jì)技術(shù)提出了很高的設(shè)計(jì)要求，集成度高，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)也相應(yīng)增大。因此，背撐式布局仍然是BWB近期較快投入應(yīng)用的首選方案，而嵌入式/分布式動(dòng)力是布局發(fā)展的趨勢(shì)，但目前仍需技術(shù)積累,如圖33所示。

圖33 背撐式發(fā)動(dòng)機(jī)布局向嵌入式/分布式布局發(fā)展Fig.33 Development trend from podded-on engine layout to embedded/distributed engine layout

4.2 V尾向無(wú)尾布局發(fā)展

BWB布局現(xiàn)階段采用V尾設(shè)計(jì)是針對(duì)其縱、航向操穩(wěn)及起降配平問題的一種設(shè)計(jì)妥協(xié)，雖然合理設(shè)計(jì)的V尾能夠最小化浸潤(rùn)面積增量，但依然會(huì)影響氣動(dòng)效率，如圖34所示。隨著新型小低頭力矩增升裝置、放寬靜穩(wěn)定度(RSS)設(shè)計(jì)[176]、主動(dòng)控制技術(shù)[177]甚至矢量推力[16,76]技術(shù)的發(fā)展，BWB在操穩(wěn)方面的先天劣勢(shì)會(huì)不斷得到彌補(bǔ)，V尾的作用將被其他技術(shù)措施取代，無(wú)尾布局BWB民機(jī)的實(shí)際應(yīng)用值得期待。

圖34 V尾布局向無(wú)尾布局發(fā)展Fig.34 Development trend from V-tail layout to tailless layout

4.3 優(yōu)先應(yīng)用于貨運(yùn)/軍用領(lǐng)域

相較于客機(jī)需同時(shí)滿足安全、經(jīng)濟(jì)、環(huán)保、舒適及適航符合性等要求，貨運(yùn)/軍用BWB的設(shè)計(jì)難度相對(duì)較低。首先應(yīng)用在貨運(yùn)及軍用領(lǐng)域，在積累一定技術(shù)和經(jīng)驗(yàn)后，再用于民航客機(jī)應(yīng)是BWB布局較為可靠的發(fā)展途徑。BWB相比于TAW布局天然具有裝載空間寬大的優(yōu)勢(shì)，適合發(fā)展貨運(yùn)/軍用型運(yùn)輸機(jī)[59-62]，但需要進(jìn)行后體艙門與配平舵面的集成設(shè)計(jì)，如波音公司披露的軍用型BWB采用的“蛤式”后體解決方案[79]，見圖35。

圖35 從貨運(yùn)/軍用BWB向客運(yùn)BWB發(fā)展Fig.35 Development trend from freight/military BWB to passenger BWB

4.4 全面滿足民機(jī)“新四性”要求

下一代民機(jī)產(chǎn)品的研發(fā)須緊扣“新四性”要求。對(duì)于BWB民機(jī)而言，要更好地實(shí)現(xiàn)安全性，需要著力解決適航符合性問題，并且發(fā)展先進(jìn)增升裝置及飛控系統(tǒng)；要實(shí)現(xiàn)高經(jīng)濟(jì)性，需要進(jìn)一步解決高-低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)以及高效結(jié)構(gòu)形式等問題；要提高乘坐舒適性，需要以人為本的客艙布置；要實(shí)現(xiàn)各類環(huán)保指標(biāo)，需要在低噪聲動(dòng)力系統(tǒng)與起落架設(shè)計(jì)、清潔能源應(yīng)用等領(lǐng)域繼續(xù)深入研究。

要同時(shí)滿足上述的“新四性”要求，目前的技術(shù)積累仍然不足，需繼續(xù)大力發(fā)展。因此，BWB工程化應(yīng)采用分階段發(fā)展策略，近期的工程化發(fā)展目標(biāo)應(yīng)有所側(cè)重，可在某些指標(biāo)方面適當(dāng)妥協(xié)，如起飛平衡場(chǎng)長(zhǎng)，參考NASA ERA項(xiàng)目，待相關(guān)技術(shù)突破后，全面實(shí)現(xiàn)“新四性”目標(biāo)。

5 結(jié)束語(yǔ)

在簡(jiǎn)要回顧翼身融合民機(jī)發(fā)展歷史的基礎(chǔ)上，分析了飛翼布局和翼身融合布局的概念差異，重點(diǎn)從技術(shù)挑戰(zhàn)與對(duì)策角度對(duì)BWB民機(jī)總體氣動(dòng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了梳理和分析，突出了由氣動(dòng)布局演化產(chǎn)生的設(shè)計(jì)思想、設(shè)計(jì)方法、技術(shù)沖突等問題。

可以看出，BWB民機(jī)設(shè)計(jì)實(shí)質(zhì)上是其氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)與各類約束和要求之間的協(xié)調(diào)平衡過程，如何實(shí)現(xiàn)理論上的高氣動(dòng)效率是BWB布局設(shè)計(jì)的核心和難點(diǎn)。同時(shí)，也應(yīng)看到，氣動(dòng)效率優(yōu)勢(shì)并不一定意味著經(jīng)濟(jì)性優(yōu)勢(shì)，新布局帶來(lái)的生產(chǎn)線和機(jī)場(chǎng)設(shè)施更替成本、地勤維護(hù)及運(yùn)營(yíng)成本、風(fēng)險(xiǎn)成本、乘客接受度等都是航空公司需要綜合權(quán)衡的決策要素，當(dāng)然，噪聲、排放等環(huán)保性指標(biāo)也可能成為其換購(gòu)新機(jī)型的推動(dòng)力。歸根到底，BWB等新布局需要具有較傳統(tǒng)TAW布局足夠大的綜合優(yōu)勢(shì)之后，才可能被市場(chǎng)接受。

作為BWB等新布局發(fā)展的最大“競(jìng)爭(zhēng)對(duì)手”，傳統(tǒng)TAW民機(jī)在新技術(shù)和新材料的推動(dòng)下，經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性、舒適性等方面也在不斷提升，因此，鑒于TAW民機(jī)已有的設(shè)計(jì)-制造-運(yùn)營(yíng)-維護(hù)體系等全方位的優(yōu)勢(shì)，新布局要想打破其在民機(jī)市場(chǎng)的“壟斷”地位，需要走的路還很長(zhǎng)。這就包括飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的突破，新技術(shù)的前瞻性應(yīng)用，謹(jǐn)慎細(xì)致的風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估等。

后續(xù)將在BWB民機(jī)市場(chǎng)前景及風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估、總體綜合設(shè)計(jì)、飛機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)集成、噪聲抑制、先進(jìn)結(jié)構(gòu)、飛行演示驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域進(jìn)一步開展研究。