張 偉，趙 軻，夏 露，高正紅

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引言

飛翼布局是無尾布局的一種，因其外形扁平，難以分辨出機(jī)身與機(jī)翼的分界面，如同一個(gè)巨大的機(jī)翼，故被稱為飛翼布局。此外，飛翼布局又稱為全翼布局、翼身融合（Blended Wing Body，BWB）布局。由于飛翼布局具有更高的氣動(dòng)效率，是滿足超長航時(shí)、超高空、低可探測性等要求的一種布局。它沒有傳統(tǒng)布局飛機(jī)的桶狀機(jī)身，裝載區(qū)完全浸沒在巨大的機(jī)翼內(nèi)，因此其外形可依氣動(dòng)性能最優(yōu)的條件進(jìn)行設(shè)計(jì)，整個(gè)機(jī)體都成為一個(gè)升力面；同時(shí)去除了平尾、垂尾等外形突起部件，有效降低了浸潤面積，有助于減少阻力，提高升阻比。由于飛翼布局沒有明顯的橫航向操縱面—垂直尾翼，同時(shí)在具有相同裝載容積的情況下，機(jī)身機(jī)翼高度融合，使其外形的全向雷達(dá)散射截面（Radar Cross Section，RCS）有很大程度的降低，雷達(dá)隱身效果較常規(guī)飛機(jī)更為出色。因此，飛翼布局飛機(jī)在氣動(dòng)效率和隱身性能上相對(duì)于傳統(tǒng)布局飛機(jī)有著無可比擬的優(yōu)勢。

在早期的研究中，由于空氣動(dòng)力學(xué)和飛機(jī)設(shè)計(jì)理論發(fā)展的滯后與不成熟，飛翼布局的外形暴露出了其先天不足的特性—操縱性與穩(wěn)定性較常規(guī)布局飛機(jī)相差很大。飛翼布局飛機(jī)因穩(wěn)定性不足，操縱難度大，飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過不了關(guān)，而導(dǎo)致設(shè)計(jì)者們不得不暫時(shí)放棄該類布局。直到20世紀(jì)60到70年代，隨著電子技術(shù)的飛速發(fā)展，計(jì)算機(jī)控制技術(shù)得到了廣泛的應(yīng)用，使飛機(jī)控制系統(tǒng)有了長足的發(fā)展，為飛翼布局的重新發(fā)展掃清了障礙。20世紀(jì)90年代，B-2隱身轟炸機(jī)（圖1）的成功研制[1-2]，使得飛翼布局再次成為研究熱點(diǎn)。B-2的成功充分體現(xiàn)出了飛翼布局的優(yōu)勢，優(yōu)良的氣動(dòng)性能使其載彈量與B-52相當(dāng)，且擁有12000 km的空中不加油超遠(yuǎn)航程，先進(jìn)的飛翼氣動(dòng)布局形式使其雷達(dá)反射面積急劇減小，大約只有同類大小飛機(jī)的1%。從此，各國機(jī)構(gòu)紛紛開展了飛翼布局的實(shí)用性研究，從目前的研究方向來看，除轟炸機(jī)之外，飛翼布局主要應(yīng)用集中在兩個(gè)方面—運(yùn)輸機(jī)和無人機(jī)。

圖1 B-2轟炸機(jī)Fig. 1 B-2 boomer

20世紀(jì)90年代，波音公司提出了450座級(jí)的飛翼運(yùn)輸機(jī)方案—BWB-450飛翼運(yùn)輸機(jī)（圖2），且在2004年與NASA合作設(shè)計(jì)了X-48系列的飛翼驗(yàn)證機(jī)（圖3），以進(jìn)行飛翼布局穩(wěn)定性和操縱性研究[2-3]；同期歐盟也持續(xù)開展了多個(gè)飛翼布局運(yùn)輸機(jī)項(xiàng)目，包括MOB、VELA等[4-7]，2003年，英國劍橋大學(xué)聯(lián)合美國麻省理工等團(tuán)隊(duì)，進(jìn)行了靜音客機(jī)項(xiàng)目（SAX）的研究，其中典型代表就是SAX-40[8-18]，如圖4所示；俄羅斯重要空氣研究中心（TsAGI）也提出了一種兼具飛翼氣動(dòng)效率和常規(guī)客機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)優(yōu)勢的750座級(jí)的混合型飛翼客機(jī)方案[19]；在國內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等也持續(xù)開展了飛翼客機(jī)的總體方案設(shè)計(jì)研究[20-24]。

圖2 波音BWB-450座飛翼運(yùn)輸機(jī)Fig. 2 Boeing BWB-450 flying-wing transport aircraft

圖3 NASA X-48B驗(yàn)證機(jī)Fig. 3 NASA X-48B testing aircraft

圖4 SAX-40 靜音客機(jī)Fig. 4 SAX-40 silent passenger plane

目前，無人偵查機(jī)、攻擊機(jī)是一個(gè)新的發(fā)展潮流。美國已完成了多款飛翼布局無人攻擊機(jī)的研制，如X-47B（圖5）[25]、X-45C[26-27]、RQ180等。同時(shí)我國也成功試飛了“利劍”無人機(jī)。此外，俄羅斯的“電鰩”、法國主導(dǎo)的“神經(jīng)元”、英國的“雷神”等無一例外地采取了飛翼布局?？梢姡w翼布局無人機(jī)是未來無人機(jī)發(fā)展的一個(gè)重要方向。

圖5 X-47B無人機(jī)Fig. 5 X-47B drone

當(dāng)然無尾飛翼布局也存在著一些不足：1）飛翼布局存在先天性的縱向和航向的穩(wěn)定性不足，操縱面設(shè)置復(fù)雜。同時(shí)其縱向尺度相對(duì)較短，使得提高縱向操作面效能困難較大，需要依賴多個(gè)操縱面和推力矢量等共同產(chǎn)生飛翼布局所需要的各種力和力矩，造成飛控系統(tǒng)操縱律設(shè)計(jì)困難。2）大型飛翼布局的巡航升阻特性不理想。由于飛翼布局的裝載需求幾乎完全依賴內(nèi)翼區(qū)域，導(dǎo)致該區(qū)域的剖面厚度相對(duì)較大，限制了飛翼布局巡航速度的提高。當(dāng)飛翼布局巡航速度超過其臨界馬赫數(shù)時(shí)，全機(jī)的激波阻力會(huì)顯著提高，造成升阻特性損失嚴(yán)重。因此，提高飛翼布局飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)尤為重要。

飛翼翼型是提升飛翼布局性能的關(guān)鍵手段之一，為此關(guān)于飛翼布局翼型的研究層出不窮。根據(jù)設(shè)計(jì)模型的不同可將其分成三類：經(jīng)典翼型設(shè)計(jì)、三維布局環(huán)境翼型剖面設(shè)計(jì)及二維/三維翼型綜合設(shè)計(jì)。

1）經(jīng)典翼型設(shè)計(jì)。經(jīng)典翼型是以機(jī)翼展向剖面為基礎(chǔ)的二維問題。為此翼型設(shè)計(jì)首先需要以設(shè)計(jì)機(jī)翼飛行狀態(tài)為基礎(chǔ)，應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)公式將三維設(shè)計(jì)狀態(tài)映射為二維設(shè)計(jì)狀態(tài)進(jìn)行設(shè)計(jì)。Liebeck等[3]通過給出亞聲速翼型的理想速度分布，然后進(jìn)行了BWB-450內(nèi)翼段翼型設(shè)計(jì)，得到了后緣反彎的LW109A的翼型；張彬乾等[28]進(jìn)行了飛翼布局內(nèi)翼段、外翼段翼型氣動(dòng)、隱身多學(xué)科設(shè)計(jì)，并分析了氣動(dòng)與隱身特性的關(guān)系；李權(quán)等[29]進(jìn)行了飛翼布局超臨界翼型的設(shè)計(jì)研究；黃江濤等[30]利用PCA目標(biāo)降維方法進(jìn)行了飛翼翼型多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。經(jīng)典翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)可以快速得到具有良好特性的翼型，但由于設(shè)計(jì)過程中并未考慮展向橫流效應(yīng)，設(shè)計(jì)結(jié)果在三維布局上難以得到理想的效果。此外，由于需要考慮氣動(dòng)、隱身和控制的多學(xué)科翼型設(shè)計(jì)對(duì)設(shè)計(jì)空間，包括維度和尺度均提出了更高的要求，大大增加了翼型設(shè)計(jì)難度，同時(shí)也降低了翼型設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)機(jī)翼性能的提升效果。

2）三維布局環(huán)境翼型剖面設(shè)計(jì)。即直接在三維布局上進(jìn)行翼型剖面優(yōu)化設(shè)計(jì)。Pambagjo等[31]以NASA超臨界翼型為基礎(chǔ)，采用基于小擾動(dòng)速勢方程的余量修正法進(jìn)行飛翼布局內(nèi)翼段不同站位翼型剖面設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)翼型具有典型的超臨界特征；Peigin等[32]以MOB項(xiàng)目的布局為基礎(chǔ)，利用基于代理模型全局優(yōu)化方法，開展了三維環(huán)境下翼型剖面外形的單點(diǎn)和多點(diǎn)設(shè)計(jì)；Hileman等[33]結(jié)合內(nèi)翼段和外翼段翼型的設(shè)計(jì)要求，利用MSES軟件開展了靜音客機(jī)翼型的反設(shè)計(jì)；李沛峰等[34]采用直接曲率法（direct iterative surface curvature, DISC），在大型飛翼布局客機(jī)上進(jìn)行外翼段翼型剖面外形設(shè)計(jì)，以削弱外翼段的激波阻力；Kuntawala等[35]利用基于樣條曲線的FFD方法及伴隨梯度方法，在飛翼布局上進(jìn)行了翼型多剖面的氣動(dòng)設(shè)計(jì)；Zingg等[36]利用梯度算法進(jìn)行了飛翼布局剖面外形和扭轉(zhuǎn)角設(shè)計(jì)研究；周琳等[37]利用伴隨方法建立了氣動(dòng)外形與隱身協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，并以類X47-B布局為例，對(duì)展向不同剖面翼型進(jìn)行了氣動(dòng)、隱身協(xié)同設(shè)計(jì)；Kanazaki等[38]基于EGO方法，開展了小展弦比飛翼布局客機(jī)的翼型設(shè)計(jì)；Thomas等[39]對(duì)比了寬體型和窄體型飛翼布局客機(jī)翼型設(shè)計(jì)，并對(duì)比了二者的氣動(dòng)效率和燃油效率；Martins等[40]開展了考慮氣動(dòng)、配平和操縱性的飛翼布局客機(jī)設(shè)計(jì)，并對(duì)三個(gè)站位的翼型剖面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。在飛翼布局三維環(huán)境進(jìn)行翼型剖面設(shè)計(jì)，可以更好地依照當(dāng)?shù)亓鲌鰲l件，針對(duì)設(shè)計(jì)要求獲得性能更優(yōu)的翼型。但其最直接的問題就是三維狀態(tài)物理模型計(jì)算量很大，涉及多學(xué)科優(yōu)化問題，對(duì)計(jì)算資源的需求尤甚，更難實(shí)現(xiàn)在廣闊設(shè)計(jì)空間的全局優(yōu)化。梯度伴隨方法的發(fā)展雖然可以大幅提高優(yōu)化效率，但由于梯度算法先天的局部搜索特點(diǎn)，其設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)初始輸入模型的性能依賴性較大，無法保證收斂到全局最優(yōu)解。

3）針對(duì)上述翼型設(shè)計(jì)存在的問題，Qin等[7]采用梯度優(yōu)化方法，先利用經(jīng)典翼型設(shè)計(jì)模型進(jìn)行翼型設(shè)計(jì)，并以所得設(shè)計(jì)結(jié)果為初值，再進(jìn)行飛翼布局三維環(huán)境下精細(xì)化剖面設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了二維、三維條件結(jié)合的翼型設(shè)計(jì)，在一定程度上彌補(bǔ)了單純經(jīng)典翼型設(shè)計(jì)和三維環(huán)境剖面優(yōu)化存在的問題。

由此可見，飛翼布局翼型設(shè)計(jì)是結(jié)合了氣動(dòng)、隱身、控制等復(fù)雜多學(xué)科設(shè)計(jì)的問題。這些設(shè)計(jì)要求很難同時(shí)滿足，給優(yōu)化設(shè)計(jì)帶來巨大的困難，進(jìn)一步造成了經(jīng)典翼型設(shè)計(jì)結(jié)果在三維布局上應(yīng)用效果不理想。因此，本文基于飛翼布局展向氣動(dòng)特性分析，進(jìn)行展向區(qū)域劃分，分解翼型設(shè)計(jì)要求，構(gòu)建分區(qū)經(jīng)典翼型系列設(shè)計(jì)模型，并以之為基礎(chǔ)，進(jìn)一步在三維飛翼布局上進(jìn)行多剖面翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)，提升機(jī)翼性能。

1 飛翼布局翼型設(shè)計(jì)

翼型是飛行器的基礎(chǔ)，翼型的特性對(duì)飛行器的特性有重要影響。常規(guī)布局翼型的主要目的是提高飛行器氣動(dòng)性能，而飛翼翼型設(shè)計(jì)則還需要考慮其對(duì)布局操穩(wěn)的貢獻(xiàn)。此外，對(duì)于考慮隱身影響的軍用飛機(jī)而言，翼型對(duì)整機(jī)隱身特性影響尤為重要，在翼型設(shè)計(jì)中充分融入隱身影響設(shè)計(jì)，將對(duì)整機(jī)的RCS降低起重要作用。因此，飛翼布局翼型需考慮氣動(dòng)、控制、隱身等多學(xué)科綜合設(shè)計(jì)要求。

翼身融合的布局特性，造成飛翼翼型設(shè)計(jì)要求繁多且復(fù)雜，而飛翼布局展向不同區(qū)域的特性需求不一，因此對(duì)翼型的要求亦是迥異。因此，為了實(shí)現(xiàn)高效的飛翼翼型設(shè)計(jì)，本文基于飛翼布局研究和探索，以布局分區(qū)為基礎(chǔ)，分解和簡化多學(xué)科翼型設(shè)計(jì)要求，建立了分區(qū)翼型設(shè)計(jì)模型，并形成飛翼翼型系列。

1.1 飛翼布局展向氣動(dòng)特性分析

為了分析飛翼布局展向氣動(dòng)分布特點(diǎn)，本文選取典型雙后掠飛翼布局（圖6）為例。該布局外形類似X-47B飛機(jī)，內(nèi)翼段后掠角接近60°，外翼段后掠角接近30°。由于飛翼布局內(nèi)翼區(qū)承擔(dān)了主要的裝載任務(wù)，因此其當(dāng)?shù)睾穸群拖议L一般遠(yuǎn)大于外翼段。飛翼布局通常要求在保持縱向力矩配平的同時(shí)，具有高巡航升阻比以及良好的巡航效率。因此，本文選取典型跨聲速巡航狀態(tài)（Ma=0.80,CL=0.30,Re=6.8×106）進(jìn)行流場及氣動(dòng)特性分析。

圖6 飛翼布局展向分區(qū)示意圖Fig. 6 Spanwise partition of a flying-wing layout

圖7 展示了類X-47布局壓力分布云圖，圖左側(cè)是上表面壓力分布，右側(cè)是下表面壓力分布。由圖可知，在當(dāng)前計(jì)算狀態(tài)下，外翼段出現(xiàn)了更加明顯的激波。圖8和圖9分別展示了相應(yīng)的展向升力系數(shù)分布和環(huán)量分布。該布局內(nèi)翼段當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)較小，并沿著展長逐漸提高，在外翼區(qū)達(dá)到最大，隨后逐漸降低。由于本文計(jì)算幾何模型簡化了翼尖區(qū)，導(dǎo)致翼尖區(qū)當(dāng)?shù)叵议L過長，因此升力系數(shù)在翼尖區(qū)有個(gè)陡升。

圖7 布局壓力分布云圖Fig. 7 Surface pressure on a flying wing

圖8 展向升力系數(shù)分布Fig. 8 Spanwise distribution of the lift coefficient

圖9 展向環(huán)量分布Fig. 9 Spanwise load distribution

由圖8可知，飛翼布局內(nèi)翼段雖然厚度較大，但由于升力系數(shù)較小，所以內(nèi)翼段并未產(chǎn)生明顯的激波，而外翼段高升力導(dǎo)致飛翼布局中間區(qū)域內(nèi)側(cè)開始產(chǎn)生強(qiáng)激波，橫跨整個(gè)外翼區(qū)，直至延伸到翼尖區(qū)。而當(dāng)?shù)叵议L的差距導(dǎo)致該布局的當(dāng)?shù)剌d荷從內(nèi)翼段到外翼段逐漸降低（如圖9所示），呈現(xiàn)近似三角形分布[7]，這種分布形態(tài)體現(xiàn)了激波阻力和誘導(dǎo)阻力權(quán)衡的結(jié)果。

綜上所述，對(duì)于雙后掠飛翼無尾布局而言，中央體區(qū)和中間區(qū)承擔(dān)著縱向力矩配平的任務(wù)，中間區(qū)至翼尖區(qū)則是氣動(dòng)減阻的重點(diǎn)關(guān)注對(duì)象，因此，本文將以雙后掠飛翼布局，進(jìn)行飛翼翼型設(shè)計(jì)模型和設(shè)計(jì)方法研究。

1.2 飛翼布局翼型分區(qū)設(shè)計(jì)要求

傳統(tǒng)布局飛機(jī)，如運(yùn)輸機(jī)和無人機(jī)等，要求具有良好巡航氣動(dòng)效率和起降性能，因此其翼型一般要求如下：

1）在飛機(jī)的整個(gè)使用范圍內(nèi)，翼型必須具有高巡航升阻比，良好的阻力發(fā)散特性以及較小的壓縮性阻力增量等；

2）具有足夠的抖振邊界，構(gòu)成的機(jī)翼在超過飛機(jī)巡航馬赫數(shù)一定范圍內(nèi)不出現(xiàn)抖振；

3）后加載產(chǎn)生的低頭力矩控制在一定范圍內(nèi)，以降低配平阻力和尾翼載荷；

4）具有高的最大升力系數(shù)和失速特性，以簡化增升裝置的設(shè)計(jì)。

與傳統(tǒng)布局飛機(jī)相比，飛翼布局飛機(jī)對(duì)翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)進(jìn)一步提出了更加嚴(yán)苛的要求，在傳統(tǒng)的氣動(dòng)特性基礎(chǔ)上，加強(qiáng)了對(duì)力矩特性、邊界特性的要求等，具體來說有以下方面的設(shè)計(jì)要求：

1）縱向自配平的力矩特性，由于尾翼的缺失和操縱面設(shè)置復(fù)雜等問題，飛翼翼型需要盡可能實(shí)現(xiàn)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)的力矩自配平，以緩解飛機(jī)操縱控制方面的壓力，降低飛機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度；

2）更好的阻力發(fā)散特性，高跨聲速乃至超聲速巡航是未來飛機(jī)重要發(fā)展的趨勢，而飛翼布局的裝載要求導(dǎo)致其翼型厚度相對(duì)較大，因此需要提高翼型的阻力發(fā)散特性以滿足飛機(jī)巡航效率、抖振邊界等設(shè)計(jì)要求；

3）與傳統(tǒng)布局飛機(jī)不同，飛翼布局融合了機(jī)翼機(jī)身，因此內(nèi)翼段機(jī)翼承擔(dān)了裝載要求，需要有大的容積和厚度；

4）除氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求外，良好特性的飛翼布局對(duì)其翼型還需其他學(xué)科要求的協(xié)同設(shè)計(jì)，如隱身、結(jié)構(gòu)等。翼身高度融合的布局的空間外形、部件外形和外載荷分布等與傳統(tǒng)布局不同，因此需要進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)以滿足飛行包線、飛行安全的設(shè)計(jì)要求等；而隱身特性直接關(guān)系到軍用飛機(jī)的作戰(zhàn)能力和戰(zhàn)場生存能力，飛翼布局飛機(jī)作為天生的低RCS布局，更需要在翼型設(shè)計(jì)階段融合RCS影響，以充分發(fā)揮布局優(yōu)勢。

以上飛翼布局對(duì)翼型設(shè)計(jì)的整體要求，通常這些要求很難同時(shí)滿足，而飛翼布局不同區(qū)域的性能需求不一，因此各處翼型的學(xué)科要求也不盡相同，需要結(jié)合三維布局分區(qū)的設(shè)計(jì)要求，提煉不同站位翼型的設(shè)計(jì)模型，分別進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。結(jié)合上述分析，本文基于經(jīng)典的雙后掠飛翼布局，建立了三維分區(qū)翼型設(shè)計(jì)理念，將布局分解為中央體區(qū)、中間區(qū)域和外翼區(qū)以及翼尖區(qū)，構(gòu)建分區(qū)翼型設(shè)計(jì)模型，以滿足整個(gè)飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求。對(duì)于氣動(dòng)隱身特性需求較高的雙后掠軍用飛翼布局而言，其翼型通常需要滿足以下要求：

1）中央體區(qū)，又稱內(nèi)翼區(qū)，該區(qū)域翼型在滿足裝載需求的同時(shí)，還需要具有良好的升阻特性和隱身特性。此外還需要一定抬頭力矩，促進(jìn)實(shí)現(xiàn)布局的縱向力矩配平；

2）中間區(qū)域和外翼區(qū)一般是激波集中產(chǎn)生的區(qū)域，因此該區(qū)域的翼型設(shè)計(jì)除保障裝載需求以外，需要具有良好的巡航升阻特性以及阻力發(fā)散特性，且該區(qū)域距離重心位置較近，需要盡可能減少低頭力矩乃至增加抬頭力矩以滿足縱向力矩的配平需求；

3）翼尖區(qū)的翼型需要降低巡航阻力，提高升阻比，以獲得高效的巡航效率，還要具備良好的低速升力特性和失速特性，推遲起降分離，為飛翼布局的起降階段提供升力。此外，還需要良好的隱身特性。

飛翼布局外翼區(qū)和內(nèi)翼區(qū)翼型設(shè)計(jì)是兩種截然不同的思路。氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面，對(duì)于外翼段翼型，主要是減小巡航阻力同時(shí)提高隱身特性，以保證較高巡航效率和減小起飛著陸的失速速度，因此外翼段翼型大多采用超臨界翼型；對(duì)于內(nèi)翼段翼型，主要要求其具有較高的抬頭力矩，以中和外翼段產(chǎn)生的低頭力矩，實(shí)現(xiàn)巡航狀態(tài)縱向力矩配平。

1.3 飛翼布局翼型的典型特征

以往飛翼翼型設(shè)計(jì)已經(jīng)體現(xiàn)了分區(qū)的思路，主要是基于翼型力矩配平的設(shè)計(jì)策略。力矩系數(shù)和翼型的彎度線形狀息息相關(guān)，為了滿足縱向力矩配平的要求，BWB-450采用翼型后緣反彎[41]，即后緣反加載的策略設(shè)計(jì)內(nèi)翼段翼型，以提供抬頭力矩，而外翼段通過合理的翼型選配設(shè)計(jì)以及扭轉(zhuǎn)分布，保證了配平狀態(tài)下展向近似橢圓形狀的載荷分布，減小了飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力，使飛翼布局的氣動(dòng)特性優(yōu)勢得到了更加充分的發(fā)揮，如圖10所示。但后緣反彎剖面的中央體設(shè)計(jì)，會(huì)導(dǎo)致巡航性能的犧牲，且需要更大的控制面和舵機(jī)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)控制。

圖10 BWB-450飛翼布局運(yùn)輸機(jī)翼根翼型Fig. 10 The entral body of a BWB-450 flying wing transport aircraft

針對(duì)這一問題，靜音客機(jī)SAX-29、SAX-40采用了前緣下表面前彎的外形[33]。繞此類外形氣動(dòng)壓心前移，因此這種翼型組成的中央體外形可實(shí)現(xiàn)無平尾的縱向平衡，且沒有由尾翼平衡引起的升力損失。在巡航過程中燃油消耗引起的重心變化用增大矢量推力角來平衡，使靜安定裕度保持為6%～9.5%，而采用后緣反彎的BWB布局，該裕度只能達(dá)到5%。圖11展示了靜音客機(jī)系列的翼型配置和壓力分布，從中可以看出，內(nèi)翼段采用了前加載翼型，當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)較小，且主要集中于前緣部分，提供了抬頭力矩，后緣升力系數(shù)基本為0。外翼段采用了典型的超臨界翼型，當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)較高，上表面存在弱激波，壓力恢復(fù)較為和緩，且具有明顯的后加載特征。此外，前加載翼型能夠?qū)鈩?dòng)特性和隱身特性進(jìn)行合理折中，是一種理想的飛翼布局中央體翼型。如美國研制的B-2隱身轟炸機(jī)（圖12）采用的就是前加載翼型。

圖11 靜音客機(jī)翼型配置Fig. 11 Airfoil configurations of silent aircrafts

圖12 B-2轟炸機(jī)中央體外形Fig. 12 Central body of a B-2 boomer

綜上所述，由于飛翼布局不同區(qū)域?qū)σ硇偷脑O(shè)計(jì)需求不同，導(dǎo)致當(dāng)?shù)匾硇偷耐庑翁卣骱蛪毫Ψ植疾槐M相同，因此飛翼翼型設(shè)計(jì)不可一概而論，應(yīng)當(dāng)結(jié)合不同區(qū)域的需求，建立分區(qū)設(shè)計(jì)模型，實(shí)現(xiàn)高效、便捷的翼型設(shè)計(jì)。

2 飛翼布局翼型設(shè)計(jì)方法

2.1 傳統(tǒng)修型設(shè)計(jì)

早期的飛翼翼型設(shè)計(jì)主要依賴設(shè)計(jì)者的工程經(jīng)驗(yàn)，結(jié)合設(shè)計(jì)對(duì)象的特性要求，對(duì)現(xiàn)有翼型外形進(jìn)行修型。如波音公司的Liebeck通過給出翼型理想速度分布進(jìn)行反彎翼型的修型設(shè)計(jì)[3]。

2.2 反設(shè)計(jì)

翼型反設(shè)計(jì)思想的提出可追溯到20世紀(jì)30年代NACA6系列翼型的設(shè)計(jì)。Jacobs提出翼型流場分析理論可逆向應(yīng)用于翼型設(shè)計(jì)，即根據(jù)目標(biāo)氣動(dòng)特性求解翼型幾何[42-44]。常用的反設(shè)計(jì)方法包括余量修正法（Iterative Residual-correction Method）[15]、表面曲率法（Direct Iterative Surface Curvature，DISC）[16]、表面流線法（Constrained Direct Iterative Surface Curvature，CDISC）[20]以及Gappy POD方法[21]等。這些方法在飛翼翼型設(shè)計(jì)中得到廣泛應(yīng)用，雖然反設(shè)計(jì)方法效率很高，但需要預(yù)先給定壓力分布，這一點(diǎn)依賴于設(shè)計(jì)人員的經(jīng)驗(yàn)，而對(duì)于新的設(shè)計(jì)構(gòu)型，壓力分布很難給出，也不能保證存在對(duì)應(yīng)的幾何外形。其次，即使存在對(duì)應(yīng)外形，也不能保證所給的目標(biāo)流動(dòng)分布就是最優(yōu)的，這在很大程度上影響了設(shè)計(jì)的效果，反設(shè)計(jì)方法很難兼顧低速等其他設(shè)計(jì)要求[45]。

2.3 基于數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

基于數(shù)值優(yōu)化的設(shè)計(jì)方法，主要設(shè)計(jì)思路是采用基于物理計(jì)算模型和現(xiàn)代數(shù)值優(yōu)化算法結(jié)合的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)方法對(duì)飛行器外形進(jìn)行優(yōu)化，其由參數(shù)化方法、優(yōu)化算法以及物理計(jì)算模型構(gòu)成。而根據(jù)優(yōu)化算法的不同可將其分為兩類：1）基于進(jìn)化類算法的全局優(yōu)化設(shè)計(jì)[46-47]；2）基于梯度算法的局部優(yōu)化設(shè)計(jì)[48]。對(duì)于精細(xì)化優(yōu)化設(shè)計(jì)問題，物理計(jì)算模型需要較大的內(nèi)存和CPU資源，且進(jìn)化類算法對(duì)物理計(jì)算模型的調(diào)用次數(shù)過多，復(fù)雜問題對(duì)計(jì)算資源的需求往往大到難以接受的地步，因此設(shè)計(jì)者們基于取樣方法和代理模型技術(shù)，發(fā)展了基于代理模型的全局優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。優(yōu)化設(shè)計(jì)方法也是應(yīng)用最廣泛的飛翼翼型設(shè)計(jì)方法。

飛翼布局翼型設(shè)計(jì)是結(jié)合了氣動(dòng)、隱身和控制的復(fù)雜多學(xué)科設(shè)計(jì)問題。復(fù)雜的設(shè)計(jì)要求導(dǎo)致其與傳統(tǒng)翼型設(shè)計(jì)迥異，需要在廣闊的設(shè)計(jì)空間內(nèi)進(jìn)行全局優(yōu)化，這對(duì)基于代理模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)造成了困難。針對(duì)代理模型優(yōu)化的設(shè)計(jì)空間構(gòu)造問題，本文采用了課題組開發(fā)的Bspline曲線的自適應(yīng)方法[49]。該方法選擇敏感區(qū)域加入新的變量，實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)空間維度擴(kuò)展，利用Bspline曲線的節(jié)點(diǎn)插入算法，對(duì)樣本進(jìn)行精確地高維重構(gòu)。同時(shí)利用自適應(yīng)設(shè)計(jì)空間擴(kuò)展方法[50]對(duì)表現(xiàn)較好的有效樣本的設(shè)計(jì)變量邊界進(jìn)行檢測，進(jìn)行尺度擴(kuò)展，有效提高了樣本的利用率，確保優(yōu)化在充足的設(shè)計(jì)空間內(nèi)高效地進(jìn)行。結(jié)合分區(qū)翼型設(shè)計(jì)模型共同組成了二維翼型設(shè)計(jì)方法。

針對(duì)經(jīng)典翼型設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)飛翼布局性能提升不理想的問題，本文建立了三維環(huán)境下翼型修型設(shè)計(jì)。由于三維流動(dòng)環(huán)境下翼型設(shè)計(jì)的設(shè)計(jì)變量數(shù)和計(jì)算代價(jià)較大，基于代理模型的全局優(yōu)化方法在面臨高維設(shè)計(jì)變量時(shí)會(huì)面臨“維度災(zāi)難”問題，因此課題組發(fā)展了基于樣條曲線的FFD（Free Form Deformation，F(xiàn)FD）方法以及梯度伴隨的序列最小二乘算法（Sequential Least Programming，SLSQP）[51]的梯度優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)高效的三維環(huán)境翼型修型設(shè)計(jì)。FFD方法適用于任意網(wǎng)格形式和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，可以簡單、直接且高效地控制物體的變形，因此在飛行器三維氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)中應(yīng)用十分廣泛。序列最小二乘算法是一種適用于非線性約束的梯度優(yōu)化算法，可以處理等式和不等式約束。該算法可以逐次逼近目標(biāo)函數(shù)的二階近似方程和約束的一階近似方程，能夠有效處理擁有大規(guī)模設(shè)計(jì)變量的非線性多約束問題。

2.4 氣動(dòng)隱身多學(xué)科設(shè)計(jì)

為了充分發(fā)揮飛翼布局的氣動(dòng)隱身特性，需要對(duì)飛翼翼型進(jìn)行多學(xué)科設(shè)計(jì)。氣動(dòng)隱身多學(xué)科設(shè)計(jì)包括氣動(dòng)、隱身計(jì)算模型以及設(shè)計(jì)方法。高效高精度的物理計(jì)算模型是優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。在氣動(dòng)計(jì)算中，本文二維翼型/三維布局均采用高精度的基于雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程，實(shí)現(xiàn)高效的流場模擬。無黏項(xiàng)采用迎風(fēng)格式，黏性項(xiàng)采用中心離散格式，采用近似因式分解法進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)求解，湍流模型一律采用SST兩方程模型。在隱身計(jì)算中，過去大多是將二維翼型沿展向拉成三維機(jī)翼，利用高頻近似物理光學(xué)法（Physical Optics，PO）及其混合方法進(jìn)行RCS計(jì)算，計(jì)算效率低。因此本文在二維翼型設(shè)計(jì)中，采用高效的二維矩量法[52]進(jìn)行翼型隱身特性的計(jì)算。該方法是麥克斯韋方程的精確求解方法。文獻(xiàn)[49]驗(yàn)證了二維矩量法的精度和可靠性。在三維布局優(yōu)化設(shè)計(jì)中，采用物理光學(xué)法進(jìn)行三維RCS特性求解。

氣動(dòng)、隱身多學(xué)科設(shè)計(jì)是典型的多目標(biāo)問題。對(duì)于多目標(biāo)問題，優(yōu)化解表現(xiàn)為一個(gè)解集，即Pareto前沿。設(shè)計(jì)人員根據(jù)Pareto前沿的分布進(jìn)行多目標(biāo)決策，獲得最終的優(yōu)化解。多目標(biāo)遺傳算法是求解多目標(biāo)優(yōu)化問題Pareto前沿的最有效方法之一。遺傳算法（GA）借鑒生物進(jìn)化的思想，通過計(jì)算機(jī)模擬物種繁衍父代遺傳基因的重新組合與“優(yōu)勝劣汰”自然選擇機(jī)制的聯(lián)合作用，解決科學(xué)與工程中的復(fù)雜問題。本文采用NSGA-Ⅲ（Non-dominated Sorting Genetic Algorithm Ⅲ）[53]方法進(jìn)行翼型多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2.5 翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)框架

基于三維分區(qū)設(shè)計(jì)理念，構(gòu)建了不同站位的二維設(shè)計(jì)模型，結(jié)合自適應(yīng)參數(shù)化方法、自適應(yīng)設(shè)計(jì)空間擴(kuò)展方法、Kriging代理模型和NSGA-III算法，建立了二維翼型設(shè)計(jì)方法。并針對(duì)三維效應(yīng)下二維設(shè)計(jì)結(jié)果難以充分發(fā)揮作用的問題，結(jié)合FFD方法和序列最小二乘法建立三維環(huán)境翼型修型設(shè)計(jì)方法。結(jié)合氣動(dòng)、隱身計(jì)算模型，建立了“全局+局部”的飛翼翼型多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。優(yōu)化流程如圖13所示。

圖13 “全局+局部”飛翼翼型多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法流程圖Fig. 13 Flow chart of the global/local multidisciplinary optimization method for designing flying-wing airfoils

3 飛翼布局翼型設(shè)計(jì)方法

3.1 氣動(dòng)隱身多學(xué)科設(shè)計(jì)

根據(jù)飛翼布局飛機(jī)翼型設(shè)計(jì)要求，以NACA 65016翼型[37]為基礎(chǔ)翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)狀態(tài)為Ma=0.70、CL=0.25、Re=20×106。翼型設(shè)計(jì)模型如下：

圖14和圖15為設(shè)計(jì)翼型外形和壓力分布對(duì)比，從中可以看出，比起初始翼型NACA 65016，設(shè)計(jì)翼型cm0.03前緣半徑減小，后緣負(fù)彎度增加，具有明顯的前緣正加載和后緣反加載特征，上表面外形趨于平坦，最大厚度位置后移。設(shè)計(jì)狀態(tài)下初始翼型的強(qiáng)激波被削弱為兩道弱激波，有利于提高阻力發(fā)散特性，如圖16所示，阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高至0.74，同時(shí)翼型力矩特性明顯提升，如圖17所示。

圖14 翼型外形對(duì)比Fig. 14 Comparison of airfoil shapes

圖15 壓力分布對(duì)比Fig. 15 Comparison of pressure coefficients

圖16 阻力發(fā)散特性對(duì)比Fig. 16 Comparison of drag divergence

圖17 力矩特性對(duì)比Fig. 17 Comparison of momentum coefficients

為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)翼型的優(yōu)化效果，將設(shè)計(jì)翼型的裝配到類X47-B三維布局[37]。X47-B是典型的小展弦比無人機(jī)布局，要求有高效的巡航效率和隱身特性。本節(jié)首先研究設(shè)計(jì)翼型對(duì)其氣動(dòng)特性的改善。該布局幾何外形和基本參數(shù)分別如圖18和表1所示。其中，設(shè)計(jì)翼型cm0.03裝配到內(nèi)翼段，利用Xfoil改變?cè)O(shè)計(jì)翼型的相對(duì)厚度為13%和11%，其中13%厚度的cm0.03_13裝配到中間區(qū)域，11%厚度的cm0.03_11裝配到翼尖區(qū)域，形成設(shè)計(jì)方案OptModel_1，然后與對(duì)稱翼型配置的布局方案BaseModel進(jìn)行計(jì)算對(duì)比。計(jì)算狀態(tài)如表2所示。

圖18 基準(zhǔn)布局外形Fig. 18 Shape of the base model

表1 基準(zhǔn)布局幾何參數(shù)Table 1 Geometric parameters of the base model

表2 氣動(dòng)計(jì)算狀態(tài)Table 2 Conditions for aerodynamic computation

圖19為計(jì)算結(jié)果和壓力分布云圖對(duì)比，相較于BaseModel，OptModel_1阻力系數(shù)降低41.9 counts （1 counts = 0.0001），力矩系數(shù)提高了0.013。內(nèi)翼段激波基本消除，外翼段前緣低壓區(qū)向前擴(kuò)張，后緣壓力線分布更加均勻，壓力恢復(fù)和緩。雖然由于布局參數(shù)和重心位置等原因，OptModel_1還未達(dá)到完全配平，但OptModel_1低頭力矩有很明顯的減弱，縱向力矩配平明顯改善。但OptModel_1外翼段仍舊有明顯的激波，且前緣低壓區(qū)較小，升阻特性沒有充分達(dá)到優(yōu)化設(shè)計(jì)的效果，還有很大的改進(jìn)余地。

圖19 三維布局氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig. 19 Comparison of surface pressure

綜上，對(duì)飛翼布局翼型設(shè)計(jì)而言，不同區(qū)域的翼型設(shè)計(jì)不可一概而言，應(yīng)當(dāng)結(jié)合當(dāng)?shù)貐^(qū)域的設(shè)計(jì)要求，進(jìn)行分區(qū)翼型設(shè)計(jì)。

3.2 分區(qū)翼型系列設(shè)計(jì)

根據(jù)上述討論，建立分區(qū)翼型設(shè)計(jì)模型，并形成基于區(qū)域劃分的翼型系列。

中央體區(qū)翼型設(shè)計(jì)狀態(tài)為Ma=0.65、CL=0.25。氣動(dòng)特性要求在保持抬頭力矩同時(shí)提高升阻特性。

中間區(qū)翼型設(shè)計(jì)狀態(tài)為典型跨聲速設(shè)計(jì)狀態(tài)Ma=0.73、CL=0.55。基準(zhǔn)翼型為相對(duì)厚度13%的對(duì)稱翼型NACA 65013。Kink 站位翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求在保持抬頭力矩同時(shí)提高升阻特性和阻力發(fā)散特性，設(shè)計(jì)模型如式（3）所示。

翼尖區(qū)翼型的設(shè)計(jì)要求為減阻和提升阻力發(fā)散特性，約束為設(shè)計(jì)翼型的力矩系數(shù)不小于初始翼型，同時(shí)保持最大厚度不減小。設(shè)計(jì)狀態(tài)為Ma=0.73、CL=0.35。隱身設(shè)計(jì)要求與之前保持一致。基準(zhǔn)翼型為NACA 65011。設(shè)計(jì)模型如式（4）所示。

表3為設(shè)計(jì)翼型的計(jì)算結(jié)果對(duì)比。相較于各初始翼型，設(shè)計(jì)翼型阻力特性均有明顯的改善，力矩系數(shù)滿足約束。圖20為不同區(qū)域設(shè)計(jì)翼型外形和壓力分布對(duì)比。可以看出，設(shè)計(jì)翼型前緣半徑減小，呈現(xiàn)明顯的前加載特征。由于抬頭力矩約束，內(nèi)翼段和中間區(qū)域翼型后緣均出現(xiàn)不同程度反加載特征。翼尖區(qū)域翼型呈現(xiàn)典型跨聲速壓力分布特征，跨聲速設(shè)計(jì)狀態(tài)的翼型最大厚度位置前移。在亞聲速低載荷狀態(tài)下，內(nèi)翼段翼型設(shè)計(jì)前后的流場并未出現(xiàn)明顯的激波。由于不同設(shè)計(jì)升力系數(shù)，中間區(qū)域設(shè)計(jì)翼型和翼尖區(qū)域翼型呈現(xiàn)了不同的跨聲速特征。

圖20 不同區(qū)域設(shè)計(jì)翼型外形和壓力分布對(duì)比Fig. 20 Comparison of airfoil shapes and pressure distribution on different partitions

表3 設(shè)計(jì)翼型計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table 3 Comparison of computational results

從圖21可以看出，裝配分區(qū)設(shè)計(jì)翼型的布局阻力降低了79.3 counts，力矩系數(shù)提高0.02，改善明顯。內(nèi)翼段激波基本完全消除，外翼段前緣低壓區(qū)擴(kuò)張，后緣壓力線分布更加均勻，壓力恢復(fù)和緩。但對(duì)飛翼布局而言，機(jī)翼橫向流動(dòng)效應(yīng)明顯，對(duì)此在翼型設(shè)計(jì)模型中并未加以考慮，因此未能充分發(fā)揮翼型設(shè)計(jì)的優(yōu)勢，布局的激波依舊比較明顯。鑒于此，本文提出了三維環(huán)境的翼型修型設(shè)計(jì)方法，進(jìn)一步提升翼型性能。

圖21 三維布局氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig. 21 Comparison of computational results for a 3D layout

3.3 三維環(huán)境多剖面翼型設(shè)計(jì)

通過二維翼型全局設(shè)計(jì)，三維布局的氣動(dòng)特性明顯提升.為了進(jìn)一步提升設(shè)計(jì)翼型性能。使之充分發(fā)揮設(shè)計(jì)效果，在二維設(shè)計(jì)完成后，利用基于氣動(dòng)伴隨方程的梯度方法，進(jìn)行三維環(huán)境翼型修型設(shè)計(jì)，即優(yōu)化的初始外形為OptModel_2。設(shè)計(jì)目標(biāo)為巡航狀態(tài)下減阻和提高RCS特性，同時(shí)保持三個(gè)站位處翼型最大厚度不減小以及保持低頭力矩不增加。計(jì)算模型如式（5）所示。

最終優(yōu)化結(jié)果為OptModel_3。從圖22可以看出，相較于OptModel_2，OptModel_3阻力系數(shù)減小35 counts，力矩系數(shù)保持不變，并且外翼段的激波明顯減弱，翼尖區(qū)的激波被基本消除。圖23為各站位翼型剖面和壓力分布對(duì)比，紅色為三維修型翼型和壓力分布，黑色為初始翼型和壓力分布。從圖23中可以看出，內(nèi)翼段的修型翼型沒有明顯變化；中間區(qū)的修型翼型前緣半徑減小，中部正彎度增加，后緣負(fù)彎度增加；翼尖區(qū)的修型翼型前緣正彎度和后緣負(fù)彎度明顯增加。

圖22 三維布局氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig. 22 Comparison of computational results for a 3D layout

圖23 三維優(yōu)化設(shè)計(jì)翼型和壓力分布對(duì)比Fig. 23 Comparison of airfoil shapes and pressure distributions obtained by 3D optimization design

由上文可知，后緣反加載的翼型特征對(duì)氣動(dòng)特性有不利影響，而前緣正加載翼型可以很好地協(xié)調(diào)翼型的氣動(dòng)特性。在二維翼型設(shè)計(jì)中，各站位設(shè)計(jì)翼型均呈現(xiàn)明顯的前緣正加載和后緣反加載，共同配合以滿足氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)需求。而三維修型設(shè)計(jì)對(duì)二維設(shè)計(jì)結(jié)果的外形進(jìn)行了微調(diào)，尤其是前緣正加載和后緣反加載的分布，即翼型彎度分布。通過調(diào)整翼型各剖面的彎度分布，改善了布局的載荷分布，使其氣動(dòng)特性得到進(jìn)一步提升。

3.4 氣動(dòng)隱身多學(xué)科設(shè)計(jì)

由上文可知，軍用飛機(jī)翼型除了良好的巡航升阻特性和縱向力矩配平特性以外，還需要良好的隱身特性。因此，本節(jié)利用多目標(biāo)遺傳算法進(jìn)行各區(qū)翼型氣動(dòng)隱身設(shè)計(jì)。在此過程中，各區(qū)翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求不變，隱身特性要求在入射頻率9 GHz下，前向 ±30°均值降低。入射角示意圖如圖24所示。

圖24 入射角度示意圖Fig. 24 Sketch of the incident angle

為了在不損失布局氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步提升飛翼布局外翼段的RCS特性，翼尖區(qū)設(shè)計(jì)兩組翼型，分別為氣動(dòng)特性占優(yōu)的翼型和隱身特性占優(yōu)的翼型。氣動(dòng)特性占優(yōu)的翼型裝配于三維布局的外翼段距離翼尖1/4處位置，隱身特性占優(yōu)的翼型位于外翼段翼尖處。 表4為三維布局隱身計(jì)算狀態(tài)。

表4 隱身計(jì)算狀態(tài)Table 4 Conditions for the stealth computation

隨后利用氣動(dòng)隱身伴隨方法進(jìn)行進(jìn)一步的三維環(huán)境翼型修型設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)目標(biāo)為減阻和提高RCS特性，保持低頭力矩系數(shù)不增加及各剖面翼型厚度不降低。設(shè)計(jì)模型如式（6）所示。

圖25～圖28為Aero/RCS_OptModel_Ⅰ與設(shè)計(jì)結(jié)果Aero/RCS_OptModel_Ⅱ氣動(dòng)隱身特性計(jì)算對(duì)比。Aero/RCS_OptModel_Ⅱ阻力系數(shù)降低35 counts，力矩特性保持。從壓力分布云圖對(duì)比可以看出，Aero/RCS_OptModel_Ⅱ中央體區(qū)、中間區(qū)域和翼尖區(qū)的激波基本消除，但外翼段中部還有較為明顯的激波。在各區(qū)域設(shè)計(jì)翼型對(duì)比中，翼尖處翼型的外形改變較為明顯，翼型前緣正彎度和后緣負(fù)彎度有明顯的增加，其余剖面翼型外形變化不大。表5為前向RCS均值對(duì)比，可以看出 Aero/RCS_OptModel_Ⅱ的隱身特性與Aero/RCS_OptModel_Ⅰ基本持平，改善不大。

圖25 三維布局氣動(dòng)隱身計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig. 25 Comparison of computational results for a 3D layout

表5 前向RCS均值（單位：m2）Table 5 Average frontal RCS (unit: m2)

圖26 三維優(yōu)化設(shè)計(jì)翼型和壓力分布對(duì)比Fig. 26 Comparisons of airfoil shapes and pressure distributions obtained by 3D optimization design

圖27 偏航RCS特性對(duì)比Fig. 27 Comparison of yaw RCS

圖28 俯仰RCS特性對(duì)比Fig. 28 Comparison of pitch RCS

綜上所述，在分區(qū)系列設(shè)計(jì)中，翼型氣動(dòng)隱身設(shè)計(jì)對(duì)三維飛翼布局的氣動(dòng)隱身特性有明顯的改善。但由于二維翼型模型無法考慮橫向流動(dòng)效應(yīng)，導(dǎo)致設(shè)計(jì)翼型裝配到三維布局上無法充分發(fā)揮設(shè)計(jì)效果。三維環(huán)境的翼型修型設(shè)計(jì)可以進(jìn)一步提升布局的氣動(dòng)特性。對(duì)于隱身特性而言，翼型分區(qū)設(shè)計(jì)效果顯著，而三維環(huán)境的修型設(shè)計(jì)對(duì)隱身特性的改善不明顯。

4 結(jié)論與展望

為了充分發(fā)揮飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)、隱身特性的布局優(yōu)勢，需要對(duì)其翼型進(jìn)行高效設(shè)計(jì)。本文針對(duì)飛翼布局翼型的氣動(dòng)、隱身設(shè)計(jì)問題，提出了一種“全局+局部”的翼型多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，以類X47-B布局為例，進(jìn)行了內(nèi)翼區(qū)、中間區(qū)和翼尖區(qū)的翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到結(jié)論如下：

1）飛翼布局各區(qū)翼型設(shè)計(jì)要求不盡相同。內(nèi)翼區(qū)翼型需要抬頭力矩以幫助布局達(dá)到縱向力矩配平，以及良好的隱身特性，中間區(qū)翼型要求具有良好的巡航升阻特性、阻力發(fā)散特性和一定的抬頭力矩以配合實(shí)現(xiàn)縱向力矩配平，而翼尖區(qū)則面臨氣動(dòng)減阻和隱身特性的設(shè)計(jì)要求。

2）由于抬頭力矩約束和隱身設(shè)計(jì)要求，飛翼布局翼型均呈現(xiàn)明顯的前緣正加載和后緣反加載的外形特征。翼型兩種加載特征的合理配置，可以在保持縱向力矩配平的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)飛翼布局氣動(dòng)、隱身特性的共贏。

3）基于飛翼布局各區(qū)翼型設(shè)計(jì)要求，建立了分區(qū)翼型設(shè)計(jì)模型，利用基于代理模型的全局優(yōu)化方法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，并形成了分區(qū)翼型系列。為了進(jìn)一步提高翼型特性，在分區(qū)翼型系列的基礎(chǔ)上，利用梯度伴隨方法進(jìn)一步進(jìn)行三維環(huán)境翼型修型設(shè)計(jì)。建立的“全局+局部”的翼型多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，可以提高優(yōu)化設(shè)計(jì)效率，使設(shè)計(jì)結(jié)果更加滿足工程實(shí)際的設(shè)計(jì)要求。

4）飛翼翼型因飛翼布局飛機(jī)的種類、需求導(dǎo)致其設(shè)計(jì)要求不可一概而論。本文主要針對(duì)飛翼布局無人軍用機(jī)進(jìn)行了翼型系列的設(shè)計(jì)，未來將在此基礎(chǔ)上，開展考慮起降特性的大展弦比的飛翼運(yùn)輸機(jī)、考慮層流設(shè)計(jì)的高空長航時(shí)飛翼無人機(jī)等翼型。由于飛翼布局的三維流動(dòng)效應(yīng)很強(qiáng)，因此擬結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)，對(duì)設(shè)計(jì)翼型系列的氣動(dòng)性能進(jìn)行驗(yàn)證，為飛翼翼型的選配提供進(jìn)一步支撐。