李士途，艾俊強，任遠春，周正光，李春鵬

1.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，陜西 西安 710089

2.航空工業(yè)空氣動力研究院，遼寧 沈陽 110034

為了進一步提高飛行效率和操控性能、改善噪聲等環(huán)保特性，各航空技術(shù)大國對連續(xù)、光滑變形的變彎度機翼前后緣技術(shù)開展了長期研究。隨著氣動力計算與試驗技術(shù)、先進結(jié)構(gòu)技術(shù)、新型智能材料技術(shù)和控制技術(shù)等的持續(xù)進步，變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)正在逐漸走向工程應(yīng)用[1-5]。

在此背景下，對變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的應(yīng)用前景、指標體系和應(yīng)用于典型民機上的潛在收益開展研究，有利于進一步明確后續(xù)研究的重點方向，牽引總體、氣動、材料、結(jié)構(gòu)、傳感器和控制等相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，為開展更廣泛、更深入的收益研究打下基礎(chǔ)，從技術(shù)和應(yīng)用兩個角度同時推動變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)更快、更好地發(fā)展[6-11]。

本文介紹了變彎度機翼前后緣技術(shù)發(fā)展情況，對后緣變彎度的氣動收益進行了工程化的計算分析，進而分析了氣動收益對全機重量（質(zhì)量）特性的影響、燃油收益和航程收益。本研究為全面深入地研究變彎度機翼前后緣技術(shù)指標體系和相關(guān)收益提供了參考[12-13]。

1 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的技術(shù)發(fā)展概況

1.1 美國變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展概況

（1）光滑變彎度概念和分段變彎度概念

20世紀70年代，美國提出了光滑變彎度概念和分段變彎度概念。波音公司使用F-8戰(zhàn)斗機進行了光滑變彎度演示驗證，該驗證機采用較薄的超臨界翼型。為了實現(xiàn)變彎度，機翼弦長方向5%～25%和72.5%～90%為光滑變彎度區(qū)域，如圖1（a）所示，以使其具有良好的巡航和盤旋性能。波音公司開展的風洞試驗速度范圍從Ma0.2到Ma2，試驗結(jié)果表明，先進技術(shù)機翼相對基礎(chǔ)機翼呈現(xiàn)出顯著的性能提升，更有意義的是，先進機翼上簡單前后緣和帶外形前后緣之間的對比。在升力系數(shù)為0.8 和Ma0.7 到Ma0.9 時，阻力系數(shù)降低18%和6%。然而在Ma2 時，基本機翼的阻力系數(shù)比先進技術(shù)機翼要小13%。這一結(jié)果意味著先進技術(shù)機翼在改善亞聲速巡航和機動性能的同時，將導致飛機的超聲速性能有較大幅度的下降。

沃特公司研究的分段變彎度概念將機翼前后緣各分成4部分，如圖1（b）所示，使機翼形成錐形彎度。風洞試驗表明，在Ma0.6時機動性提升明顯，然而機動性優(yōu)勢到Ma0.9時顯著降低，并且導致機翼結(jié)構(gòu)增重453kg，系統(tǒng)復雜度也隨之增加。沃特公司認為，如果在現(xiàn)有機型上改進，其性能提升幅度不如在新設(shè)計飛機之初就引入變彎度的概念。

圖1 光滑變彎度概念和分段變彎度概念Fig.1 Concept of smoothly variable camber wing and segmented variable camber wing

（2）任務(wù)自適應(yīng)機翼研究

20世紀80年代前后，美國開始了任務(wù)自適應(yīng)機翼項目研究。1979 年，美國國家航空航天局（NASA）和美國空軍共同發(fā)起任務(wù)自適應(yīng)機翼（MAW）研究項目，目標是獲得一種實用的機翼系統(tǒng)，能在不同飛行工況、飛機狀態(tài)和飛行員指令條件下保持最高的氣動效率和機動性，并形成飛行測試的設(shè)計準則。波音公司憑借在F-8光滑變彎度研究中積累的經(jīng)驗贏得了基于NF-111A飛機的研究合同。

機翼前后緣整體布置如圖2所示，前緣形成展向一段、后緣展向分三段可偏轉(zhuǎn)區(qū)域，可以實現(xiàn)前緣-5°～30°偏轉(zhuǎn)，后緣-7.5°～25°偏轉(zhuǎn)。從1985年到1988年進行的59次飛行試驗結(jié)果表明，在機翼設(shè)計點上阻力減小7%左右，在某些非設(shè)計點上阻力減小超過20%。然而，MAW系統(tǒng)過于復雜和笨重，僅變彎度機翼前緣的重量就增加了3.55倍，使得該系統(tǒng)費效比相對較低，難以滿足實用化的需求。

圖2 MAW前后緣結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Leading edge and trailing edge structure of MAW

（3）柔性變彎度概念

20世紀90年代，美國提出柔性變彎度機翼概念。1994年，密歇根大學在美國空軍科學研究辦公室資助下，驗證了其提出的柔性機構(gòu)變彎度機翼概念。其柔性機構(gòu)可以將智能材料的作動位移和能量放大，并傳遞給機翼的前后緣，以使機翼的前后緣發(fā)生無縫連續(xù)的偏轉(zhuǎn)變形，這種變形是通過強迫結(jié)構(gòu)產(chǎn)生足夠的應(yīng)變產(chǎn)生的。該研究暴露了智能作動器的行程問題，以及分布式作動帶來的復雜度問題，因而難以走向?qū)嵱谩?/p>

1995 年，美國國防預(yù)先研究計劃局（DARPA）、美國空軍研究實驗室（AFRL）和NASA 聯(lián)合開展了智能機翼（SW）項目，該項目是在MAW 和AFW 項目的基礎(chǔ)上進行的。SW項目研制了兩組無鉸鏈的光滑柔性機翼前緣與后緣操縱面，分別由形狀記憶合金（SMA）和稀土磁致伸縮材料作動器（TERFENOL-D）驅(qū)動，能夠提供高達80°/s的偏轉(zhuǎn)速率，增強滾轉(zhuǎn)和俯仰性能，前者針對超聲速飛行，后者針對Ma0.3～0.8 飛行。該項目的研究很快發(fā)現(xiàn)，不管是采用SMA驅(qū)動器還是壓電陶瓷，能耗和重量都使得結(jié)果遠低于預(yù)期。這一結(jié)果導致后續(xù)研究回歸傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)：以壓電行波超聲電機驅(qū)動偏心梁機構(gòu)實現(xiàn)操縱面的偏轉(zhuǎn)，如圖3所示。盡管如此，進入21 世紀以來，基于傳統(tǒng)機構(gòu)驅(qū)動和基于智能材料的兩大派系并未出現(xiàn)任一方遠超對方的優(yōu)勢。

圖3 偏心梁驅(qū)動機構(gòu)Fig.3 Driving structure based on eccentric beam

2011 年，NASA 和波音開展了變彎度連續(xù)后緣襟翼（VCCTEF）系統(tǒng)研究。該研究基于波音757飛機，采用輕質(zhì)形狀記憶合金（SMA）技術(shù)作為動力源，三段獨立的弦向分塊來實現(xiàn)襟翼的變彎度；該襟翼在展向上包括起增升作用的內(nèi)側(cè)三塊分段和外側(cè)14塊起控制扭轉(zhuǎn)作用的分段，如圖4所示。VCCTEF的第二個特征是連續(xù)的后緣襟翼，每段間都由一種彈性蒙皮（圖4 中藍色部位）連接，襟翼外形不會中斷，從而減小了阻力和噪聲。該項目驗證結(jié)果表明，SMA作動器能提供大的鉸鏈力矩，但驅(qū)動速度比較慢。

圖4 變彎度連續(xù)后緣襟翼系統(tǒng)Fig.4 Variable continuous camber trailing edge and flaps

1.2 歐洲變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展概況

2011年9月到2015年8月，由空客公司作為牽頭單位，聯(lián)合16 個國家共64 個參研單位，完成了基于傳統(tǒng)機構(gòu)的SARISTU項目，其目的是在降低飛機重量和運營成本的同時改善氣動性能。

SARISTU 項目與傳統(tǒng)自適應(yīng)前緣裝置不同的是整合了前緣的功能要求，如防除冰、防鳥撞、紫外線防護和閃電防護等。該項目主要基于三種裝置：增強自適應(yīng)前緣裝置、自適應(yīng)后緣裝置和翼梢小翼主動后緣。增強自適應(yīng)前緣裝置的驅(qū)動機構(gòu)連接于沿展向布置的帽形加筋板，進而將驅(qū)動通過這些連接施加到整個前緣。變彎度后緣由三段肋來滿足外形需要，每個肋由傳統(tǒng)固定肋改為可分段轉(zhuǎn)動的結(jié)構(gòu)/機構(gòu)一體化裝置，如圖5所示，由獨立的伺服承載作動器驅(qū)動。后緣的上下蒙皮采用了一種多材料結(jié)構(gòu)，包括軟質(zhì)分段和硬質(zhì)分段，基于橡膠泡沫的前者提供內(nèi)部承載單元之間光滑無縫的變形，后者則由鋁合金制成以承受載荷，兩者之間覆蓋有橡膠層以維持外形連續(xù)。

圖5 SARISTU項目的變彎度后緣結(jié)構(gòu)概念Fig.5 Variable camber trailing edge concept of SARISTU

除了參與國家多、項目規(guī)模大的SARISTU 項目外，德國MBB 公司開展過基于傳統(tǒng)機構(gòu)的變彎度機翼前后緣研究，戴姆勒·奔馳研究過基于肋變形的變彎度概念，歐盟3AS項目（主動氣彈飛機結(jié)構(gòu)）對主動自適應(yīng)機翼彎度概念進行了研究，悉尼大學使用玻璃纖維復材驗證了氣動變彎度概念。這些項目以及其他諸多相關(guān)項目都對變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)進行了不同角度的創(chuàng)新性研究。

2 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的發(fā)展應(yīng)用前景

2.1 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的技術(shù)發(fā)展前景

變彎度機翼前后緣是在傳統(tǒng)增升裝置發(fā)展到一定程度后，為了在多個設(shè)計點上獲得較好性能而開展的技術(shù)革新。與繼續(xù)改進傳統(tǒng)增升裝置相比，變彎度機翼前后緣的技術(shù)路線主要有基于傳統(tǒng)機構(gòu)和采用智能材料兩種，這兩種技術(shù)路線的簡單對比結(jié)果見表1。

表1 不同變彎度技術(shù)路線對比Table 1 Comparison between technology routines of variable camber

盡管變彎度機翼前后緣在技術(shù)路線上有所不同，但是總的趨勢仍然是從增升裝置改型到專用機構(gòu)/結(jié)構(gòu)再到新材料、新原理的應(yīng)用。從表1中可以看出，雖然智能材料/柔性機構(gòu)存在技術(shù)成熟度低、成本高的缺點，但卻能結(jié)合飛行器結(jié)構(gòu)剛度降低的趨勢，更接近理論狀態(tài)的實現(xiàn)變彎度概念。

對表1 所列不同技術(shù)路線的發(fā)展應(yīng)用，可以有以下預(yù)計：（1）基于現(xiàn)有增升裝置改進的技術(shù)路線，適用于對現(xiàn)有機型的改進，在控制成本的基礎(chǔ)上，可以實現(xiàn)一定程度上的在役機隊的能耗降低；（2）基于傳統(tǒng)機構(gòu)/結(jié)構(gòu)的技術(shù)路線，可以應(yīng)用在以技術(shù)成熟度為決策點的即將入役或者在研型號機型，可以在較短周期內(nèi)獲得型號性能的較顯著提升；（3）基于智能材料的技術(shù)路線，離應(yīng)用還有較遠距離，近期內(nèi)適宜結(jié)合軍用飛機發(fā)展開展攻關(guān)突破，待技術(shù)成熟度提高和相關(guān)材料成本降低后再推廣到民用市場。

2.2 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的主要應(yīng)用方向

基于傳統(tǒng)機構(gòu)實現(xiàn)變彎度機翼前后緣相對較為成熟，已經(jīng)在F-111 等飛機平臺完成了技術(shù)驗證，但仍然存在驅(qū)動機構(gòu)復雜、重量代價較大且高承載柔性蒙皮技術(shù)障礙大等問題?；谥悄懿牧蠈崿F(xiàn)變彎度機翼前后緣作為新型概念，盡管創(chuàng)新思路層出不窮，進入飛行驗證階段的仍然不多。基于智能材料的變彎度前后緣需要具有低面內(nèi)剛度以獲得大的變形和降低驅(qū)動力，還需要具有高面外剛度以承受和傳遞足夠的氣動載荷，蒙皮需要具備優(yōu)良的力學性能各向異性以滿足這些互相矛盾的要求，這些都難以在短期內(nèi)解決。

隨著變彎度機翼前后緣研究的逐步深入，其潛在技術(shù)優(yōu)勢和應(yīng)用收益逐步明晰，可以將其應(yīng)用方向分為以下幾類。

（1）增升減阻

變彎度機翼前后緣使機翼表面光滑連續(xù)，避免了前后緣與機翼主結(jié)構(gòu)連接部位的流場不連續(xù)，延緩氣流分離，有利于改善機翼的升力特性并減少阻力。以后緣為例，與傳統(tǒng)的襟翼相比，從圖6 中可以清晰地看出變彎度機翼后緣在增升減阻方面的優(yōu)勢。

圖6 傳統(tǒng)襟翼與變彎度后緣流場特征Fig.6 Streamline of traditional flap and variable camber trailing edge

增升減阻優(yōu)勢有助于飛機獲得以下收益。首先是降低燃油消耗。自適應(yīng)柔性后緣的試驗結(jié)果表明，變彎度機翼與傳統(tǒng)機翼相比可以節(jié)省3%～12%的燃油消耗，民用飛機應(yīng)用變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)可以至少節(jié)約5%的燃油。以美國民用飛機市場為例進行估算，相當于每年節(jié)省70億美元。其次是綠色環(huán)保。降低油耗不僅將給民機市場帶來直接經(jīng)濟效益，同時還幾乎等比例地減少了二氧化碳、氮氧化物等的排放，滿足了綠色航空的需求。再次是提高商載能力。典型雙發(fā)噴氣民機應(yīng)用變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)后，最大升力系數(shù)提高5%可以增加12%～15%的商載，著陸最大升力系數(shù)提高5%可以增加25%的商載。最后是改善飛機綜合性能。增升減阻對飛機的綜合性能產(chǎn)生廣泛影響，例如，波音公司研究顯示如果飛機在進場著陸階段的升力系數(shù)增加0.10，則飛機的迎角可以減小大約1°，這將允許減小起落架的高度，獲得大約634kg的減重收益。

（2）改善操控性能

變彎度機翼前后緣既可以通過翼面的彎度改變控制氣流的分離、提高飛行器的氣動性能，又可以通過對不同弦截面設(shè)置不同彎度實現(xiàn)翼面的翹曲、控制飛行器的滾轉(zhuǎn)機動，一定程度甚至全面代替襟副翼等操縱面。與此同時，將變彎度前后緣技術(shù)和自適應(yīng)技術(shù)相結(jié)合，可以實現(xiàn)更好的過載控制和陣風減載，可以減少飛行配平和操縱時的阻力，并獲得陣風減緩、直接力控制等收益。

變彎度機翼前后緣的另一優(yōu)點是可增加飛機在做劇烈機動飛行期間的安全裕度。如客艙壓力突然喪失需要飛機迅速下降到具有足夠氧氣的高度以便乘客進行呼吸，自適應(yīng)機翼技術(shù)可減小這類機動飛行期間的升降舵載荷。

此外，尾渦擾動的影響是進近階段使飛機間隔較大的主要原因之一。變彎度機翼前后緣技術(shù)可以減輕尾渦的影響，允許飛機間有較近的間隔，從而提高機場的著陸容量，改善機場的運營效率。

（3）降低噪聲

變彎度機翼前后緣使機翼表面光滑連續(xù)，避免了傳統(tǒng)飛機中氣流流經(jīng)各舵面之間的間隙所生成渦而形成的氣動噪聲。自適應(yīng)柔性后緣項目中的試驗結(jié)果表明，表面連續(xù)的變彎度機翼與傳統(tǒng)機翼相比，可以降低40%的噪聲。在日益嚴格噪聲環(huán)境限制情況下，減少飛機起降時的噪聲，可減緩機場面臨的環(huán)境壓力，提高航空運輸?shù)母偁幜Α?/p>

3 應(yīng)用變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的背景飛機

發(fā)展和應(yīng)用我國的變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)，應(yīng)該以我國自己能夠掌控的飛機作為背景飛機。由于我國自主研發(fā)的民用飛機還處于起步階段，目前只有某系列渦槳支線機和某渦扇支線機已投入市場運行。此外，某渦扇干線機剛完成國內(nèi)適航認證，預(yù)研項目則有一個被稱為CAEAVM的遠程公務(wù)機初步方案。

渦槳支線機具有飛行高度低、速度慢、航程短等特點。由于螺旋槳的滑流增升作用，渦槳飛機在起降階段的升力系數(shù)較高，使用變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)難以獲得顯著受益；由于螺旋槳噪聲很大，應(yīng)用變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)也難以獲得明顯的降噪效果。因為變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)在高速遠程飛行中其增升減阻的氣動優(yōu)勢才更加明顯，而渦槳支線機的飛行速度與變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢速度范圍相去甚遠。因此，渦槳支線機不是應(yīng)用變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的理想機型。

渦扇支線機和干線機的巡航速度接近Ma0.8，利于發(fā)揮變彎度機翼前后緣的氣動收益。不過我國已投入使用的渦扇支線機和剛剛完成取證的干線機的航程都較短，決定了燃油消耗成本在全生命周期成本中的比例相對較小，不能完全發(fā)揮變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)因增升減阻而降低燃油成本的優(yōu)勢。雖變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)應(yīng)用于這兩個機型有一定的價值，但這兩個機型不是變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)最為理想的應(yīng)用對象，其大規(guī)模長期使用產(chǎn)生的累積成本特性可在未來進一步研究。

CAE-AVM遠程公務(wù)機以高亞聲速和大航程為顯著特點[14]，其巡航速度達到Ma0.85，最大航程達到8000km。CAE-AVM遠程公務(wù)機的巡航速度非常適合發(fā)揮變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)在巡航階段增升減阻的氣動優(yōu)勢，其遠程飛行性能則使巡航階段的增升減阻優(yōu)勢轉(zhuǎn)化為對降低全生命周期成本的貢獻。另外，變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)在降噪減振方面的優(yōu)勢以及改善操控性能方面的優(yōu)勢，對于以舒適為重要指標的公務(wù)機而言，非常具有吸引力。相比之下，CAE-AVM遠程公務(wù)機更加適合作為變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)研究的背景飛機。

4 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的牽引性指標

4.1 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)指標體系

開展變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)指標體系研究，首要的前提是明確變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)研究的主要方向（如增升減阻、改善操控、降低噪聲等）。只有與變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)研究與應(yīng)用的方向相對應(yīng)，才能有針對性地提出相應(yīng)的指標體系。

綜合國內(nèi)外變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的關(guān)注點，可以將變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)的主要指標劃分為變形能力指標、功能類指標、性能類指標以及評價類指標等幾類。這些不同類型的指標共同構(gòu)成了變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)的指標體系。

變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的各類指標可以進一步分解，如變形能力指標包括機翼前后緣結(jié)構(gòu)進行變形時能夠?qū)崿F(xiàn)的變形量、變形速率等方面；功能類指標包括前后緣變形能夠?qū)崿F(xiàn)的功能，如降噪、防除冰、防鳥撞、抗腐蝕、防雷擊等方面；性能類指標包括前后緣變形前后對起降、爬升以及巡航性能的改善能力等；評價類指標包括可用來評價變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)是否具備實用價值的指標，如重量指標、成本指標、可靠性指標、耐久性指標、維修性指標等。

上述指標類型中，變形能力指標、功能類指標和性能類指標等都會在變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究中發(fā)揮重要牽引性作用，這些指標的改善能夠直接改善飛機的飛行性能或使用特性，在持續(xù)研究中需要多次修正和迭代以使其更具指導價值。部分評價類指標在變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的較早階段難以定量提出，只能在變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)研究、驗證與實用化的過程中逐步完善。此外，變形能力指標在實踐中還需要進一步劃分為前緣變形指標和后緣變形指標；功能類指標和評價類指標具有一定的通用性，不論采用何種形式的變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)、不論服務(wù)于何種目的，均需要滿足相關(guān)指標的要求。在部分國內(nèi)外文獻中，將噪聲特性視為功能類指標。實際上，對于民機而言，噪聲特性的改善對提高上座率、增強機隊的盈利能力具有顯著效果，因此將噪聲特性作為性能指標也應(yīng)是可行的，甚至更為合理。

由于變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)有增升減阻、改善操控、降低噪聲等多種應(yīng)用方向，因此在指標體系相近的條件下，變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的具體指標需要針對具體應(yīng)用方向進行量化。這是由于高增升的需求主要對應(yīng)飛機的起降階段，而起降階段對噪聲也更加敏感，因此高增升需要變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)在有更大的前后緣變形量的同時，還需要極力控制相關(guān)翼面的噪聲；高升阻比的需求主要對應(yīng)飛機的巡航階段，此時不僅需要通過幅度較小但精細的翼面調(diào)控使飛機保持盡可能大的升阻比，也要改善巡航階段的操控特性。相比之下，功能類指標和評價類指標具有較強的通用性，不論變彎度前后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計的目的是什么，都需要滿足安全性、經(jīng)濟性、維修性等方面的要求，才能確保飛機能用、好用并被用戶所接受。

4.2 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)初步量化指標

美國、歐盟等國家與地區(qū)已開展多項變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究項目，其中基于F-111 飛機的光滑變彎度機翼與自適應(yīng)機翼等項目、“灣流Ⅲ”的自適應(yīng)柔性后緣等項目還完成了一定程度的飛行驗證。盡管如此，包括SARISTU這樣公開性比較強的項目在內(nèi)，各種研究項目公開的信息仍然是十分有限的，特別是涉及技術(shù)細節(jié)時更是如此。同時，由于各種變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)都沒有達到實用狀態(tài)，因此部分功能類指標和多數(shù)評價類指標的信息更是缺乏，很難在沒有深入研究的條件下通過參考、借鑒國外項目就提出具有很高準確性的定量指標。

鑒于此，只能根據(jù)能夠獲得的國外相關(guān)研究的技術(shù)指標信息，并結(jié)合我國開展變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的需要，從實用性和近期的技術(shù)可能性等角度，初步提出供現(xiàn)階段開展變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的牽引性指標體系，以推動我國相關(guān)技術(shù)研究的發(fā)展，并結(jié)合相關(guān)研究的成果進行持續(xù)修正。由于變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)研究的目的不同，因此在牽引性指標體系中，將針對起降、爬升等階段高增升、低噪聲需求的變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)方案和針對巡航等階段高升阻比需求的變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)方案分別提出指標，同時對功能類指標和評價類指標提出通用指標。

表2給出了針對起降、爬升等階段，以高增升和降噪為目標的變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)變形能力和性能類牽引性指標。

表2 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標（高增升、降噪目標）Table 2 Preliminary requirements of variable camber structure（for high lift and low noise）

表3給出了針對巡航階段，以高升阻比為目標的變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)變形能力和性能類牽引性指標。表4給出了變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)功能類和評價類牽引性指標，由于目前所處的研究階段，相關(guān)指標基本按適航條例要求，更具體的量化指標有待于根據(jù)技術(shù)進展補充完善。

表3 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標（高升阻比目標）Table 3 Preliminary requirements of variable camber structure（for high lift-drag ratio）

表4 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標（通用）Table 4 Preliminary requirements of variable camber structure（general）

上述指標力圖全面揭示變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的技術(shù)與性能特征，并在此基礎(chǔ)上填補空白。由于技術(shù)研究仍在持續(xù)進行之中，因此各類指標的量化結(jié)果必然會有相當大的調(diào)整空間。在未來的技術(shù)研究中，將結(jié)合結(jié)構(gòu)專業(yè)的設(shè)計結(jié)果與地面樣件、氣動專業(yè)的計算與試驗結(jié)果等，對上述各種指標進行修改完善，使變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標能夠更好地推動技術(shù)研究，使其向工程應(yīng)用的方向不斷邁進。

5 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的主要收益

針對牽引性量化指標，本文首先對變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的氣動收益，以及與其密切相關(guān)的起飛重量收益、燃油收益等開展初步研究，其他指標的合理性和收益有待在后續(xù)項目中開展研究。

5.1 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的氣動收益初步分析

5.1.1 氣動力計算分析初步結(jié)果

本文開展變彎度氣動特性計算時，首先對無彎度變化的原始翼型進行氣動力評估，評估使用空氣動力研究院的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格計算平臺ENSMB 完成，湍流模型為Spalart-Allmaras 模型。計算網(wǎng)格使用O 形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，物面網(wǎng)格高度為10-6翼型弦長，網(wǎng)格高度增長率為1.15，法向和繞翼型網(wǎng)格點數(shù)為121×317。根據(jù)三維巡航馬赫數(shù)和1/4 弦線后掠角，翼型評估馬赫數(shù)為0.7。圖7是原始翼型在Ma0.7狀態(tài)下，翼型升阻比隨升力系數(shù)變化曲線。從圖7 中可以看出，該狀態(tài)下翼型最大升阻比對應(yīng)升力系數(shù)為CL=0.64 左右，與三維計算CL=0.515 狀態(tài)下剖面翼型升力系數(shù)基本一致。在這種情況下，針對巡航狀態(tài)的后緣變彎主要考慮重量減輕，即升力系數(shù)減小狀態(tài)的變彎設(shè)計。

圖7 原始翼型升阻比隨升力系數(shù)變化曲線Fig.7 CL/CD curve of the original airfoil

在本文設(shè)計條件下，將機翼后緣分為三段，每段可獨立偏轉(zhuǎn)，建立機翼后緣外輪廓矩陣。根據(jù)氣動力計算結(jié)果，可以得出以下結(jié)論：

（1）后緣上偏對較大升力系數(shù)范圍的升阻比影響更為明顯，上偏后較大升力系數(shù)范圍的升阻比降低，較小升力系數(shù)范圍的升阻比升高，升阻比隨升力系數(shù)變化曲線整體上呈向左下移動的趨勢，向下移動主要是由于小升力系數(shù)下升阻比的提高空間較小。

（2）在設(shè)計條件下，后緣偏轉(zhuǎn)主要是提高較小升力系數(shù)下的升阻比。相同偏度下，相對靠前位置偏轉(zhuǎn)（曲線顏色變化）帶來的升阻比增量要高于相對靠后位置偏轉(zhuǎn)（曲線線型變化）提高帶來的升阻比增量。當任意位置固定偏度增加后，另兩個位置偏度增加帶來的小升力系數(shù)升阻比增量都將變小。

5.1.2 氣動收益分析初步結(jié)果

根據(jù)航空研究院提供的CAE-AVM公務(wù)機模型的原始參考翼型數(shù)據(jù)，其翼型的最大升阻比為46，所對應(yīng)的CL=0.635（空氣動力研究院報告中取整為0.64）。此時所對應(yīng)的全機CL=0.514，與飛行高度13000m 時飛機重量44000kg 相匹配。也就是說，原始參考翼型最大升阻比、升力系數(shù)對應(yīng)了理想化的巡航起始高度與飛行重量。在實際飛行中，考慮到發(fā)動機起動、飛機起飛和爬升等階段的燃油消耗，飛機的真實巡航起始重量約為42000kg，對應(yīng)的全機升力系數(shù)只有0.491。為簡化分析，假設(shè)參考翼型的升力系數(shù)與全機升力系數(shù)之比（0.635/0.514=1.2354）為固定值，則真實巡航起始重量（42000kg）對應(yīng)的參考翼型CL=0.607，巡航中間點重量（37000kg）對應(yīng)的參考翼型CL=0.534，巡航結(jié)束重量（32000kg）對應(yīng)的參考翼型CL=0.462。所以，對原始參考翼型進行變彎度氣動特性分析時，最關(guān)注的就是升力系數(shù)為0.46～0.60這一范圍。

將上述分析結(jié)果與空氣動力研究院的計算結(jié)果進行相比，可以得到以下結(jié)論：

（1）在后緣變彎度條件下，后緣偏度0-0.5-0時獲得最大升阻比49.38，此時對應(yīng)的CL=0.58。僅從最大升阻比角度來看，與原始參考翼型的最大升阻比46 相比，變彎度設(shè)計能夠使翼型的最大升阻比提高7.35%左右。

（2）在實際巡航起始點，參考翼型的CL=0.607，原始參考翼型在此時的升阻比必然小于46（氣動院提供的數(shù)據(jù)中沒有提及具體數(shù)值），而后緣變彎度偏度0-0-0.5 時可得到最大升阻比49.33，最大升阻比改善幅度必然大于前述的7.35%。也就是說，在實際巡航起始點，后緣變彎度設(shè)計可以取得更多的氣動收益。

（3）與實際巡航中間點的參考翼型CL=0.534、實際巡航結(jié)束點的參考翼型CL=0.462 分別相對應(yīng)，后緣變彎度0.5-0-0 和1-0-0 時各可以獲得最大升阻比49.01 和46.25。這一結(jié)果表明，采用后緣變彎度設(shè)計后，參考翼型在巡航飛行的任意時刻（包括效率最低的時刻），能夠獲得的升阻比均大于原始參考翼型不變彎度的最大升阻比，因而飛機的巡航效率可獲得顯著改善。

（4）由于后緣變彎度設(shè)計的特點，即使暫時缺乏相關(guān)數(shù)據(jù)也不影響做出如下判斷——除了巡航起始點以外，后緣變彎度能夠使參考翼型在巡航飛行各時刻均能獲得大于7.35%的氣動收益，而且越是偏離原始參考翼型最大升阻比位置，所獲得的收益就越多。

（5）基于以上分析，按最保守的估計，也可以認為后緣變彎度對翼型可用最大升阻比的改善幅度平均可以達到7.35%以上，后續(xù)計算分析中進一步保守取整為7%。

（6）假設(shè)飛機巡航飛行獲得最大升阻比時，誘導阻力與摩擦阻力基本相當，則飛機翼型、機翼升阻比改善幅度為7%時，全機升阻比改善幅度為3.5%。這一結(jié)果可用于后續(xù)開展飛行性能收益、重量收益以及經(jīng)濟性收益等分析。

5.2 變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)的起飛重量與燃油收益初步分析

按CAE-AVM公務(wù)機的性能指標：航程13000km、巡航高度13000m、搭載乘客19 人（按每人100kg 計算）、機組人員3人（正副駕駛、服務(wù)員各1人，按每人100kg計算）。

使用空機重量對數(shù)線性回歸估算方法對CAE-AVM公務(wù)機的起飛重量進行計算，按巡航段平均燃油消耗率為0.525kg/（kgf?h）、平均升阻比為20、平均升力系數(shù)0.534，計算可得飛機最大停機重量、起飛重量、空機重量、任務(wù)燃油重量等總體重量參數(shù)。

在此基礎(chǔ)上，假設(shè)機翼阻力分別減少2%、4%、6%、7%、8%、10%，全機阻力分別減少1%、2%、3%、3.5%、4%、5%，全機升阻比相應(yīng)分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%。

按照改善后的全機升阻比，按飛機總體設(shè)計流程重新計算飛機的起飛重量和任務(wù)燃油量。起飛重量將從42900kg 分別降低到40724kg、38817kg、37092kg、36288kg、35539kg 和34140kg，起飛重量分別減少了5%、9.5%、13.5%、15.4%、17.2%和20.4%。任務(wù)燃油量將從16795kg分別降低到15834kg、14990kg、14229kg、13875kg、13544kg和12926kg，分別減少了5.7%、10.7%、15.3%、17.4%、19.4%和23%。飛機減重特性與節(jié)油特性隨減阻比例的變化趨勢如圖8所示。

圖8 減重特性與節(jié)油特性隨減阻比例的變化趨勢Fig.8 Weight and fuel efficiency curve

按CAE-AVM 公務(wù)機交付使用300 架、每架飛機服役期為30年、每年飛行100架次、每架次的燃油消耗量均與設(shè)計值相當，則在全機升阻比分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%的條件下，單機單程節(jié)油量分別為961kg、1805kg、2566kg、2920kg、3251kg、3869kg；單機服役期內(nèi)節(jié)油量分別為2883t、5415t、7698t、8760t、9753t、11607t；整個機隊服役期 內(nèi) 的 節(jié) 油 量 達864900t、1624500t、2309400t、2628000t、2925900t、3482100t。也就是說，按現(xiàn)有氣動力計算結(jié)果，在全機巡航升阻比提高3.5%的條件下，CAE-AVM公務(wù)機的單架飛機在服役期內(nèi)可節(jié)約燃油8760t、機隊可節(jié)約燃油2628000t，從而創(chuàng)造巨大的經(jīng)濟效益。

5.3 定航程條件下燃油收益分析

使用中國航空研究院提供的CAE-AVM公務(wù)機重量特性，按照飛機的起飛重量不變、航程不變，從起飛到降落共計飛行8000km，計算、分析在不同氣動收益條件下飛機的燃油消耗特性。

使用布雷蓋航程方程對CAE-AVM公務(wù)機的燃油消耗量進行計算，按原設(shè)計方案的巡航段平均燃油消耗率為0.52kg/(kgf?h)、平均升阻比為20，在全機升阻比分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%時，單機單程節(jié)油量分別為77kg、152kg、226kg、262kg、298kg、370kg；單機服役期內(nèi)節(jié)油量分別為231t、456t、678t、786t、894t、1110t；整個機隊服役 期 內(nèi) 的 節(jié) 油 量 達69300t、136800t、203400t、235800t、268200t、333000t。

由此可見，在不對CAE-AVM 公務(wù)機方案進行重新設(shè)計的條件下，僅考慮原CAE-AVM 公務(wù)機方案因巡航過程中的全機升阻比改善量，飛機可節(jié)約的燃油量也是相當可觀的。當全機升阻比提高3.5%時，每架飛機按30 年服役期、每年飛行100 架次計算，在服役期內(nèi)單機可節(jié)油786t、機隊可節(jié)油量多達235800t。

5.4 定燃油條件下航程收益分析

使用中國航空研究院提供的CAE-AVM公務(wù)機重量特性，按照飛機的起飛重量不變、燃油量不變，從起飛到降落共計消耗12t燃油，計算、分析在不同氣動收益條件下，飛機的航程分別增加多遠。

使用布雷蓋航程方程對CAE-AVM公務(wù)機的航程進行計算，按原設(shè)計方案的巡航段平均燃油消耗率為0.52kg/(kgf?h)、平均升阻比為20，在全機升阻比分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%時，單機單程分別可增加80km、158km、236km、276km、316km、394km 的航程；單機服役期內(nèi)增加的航程分別為2.4×105km、4.74×105km、7.08×105km、8.2×105km、9.48×105km、1.18×106km；整個機隊服役期內(nèi)增加的航程可達7.2×107km、1.42×108km、2.12×108km、2.48×108km、2.84×108km、3.55×108km。

也就是說，僅考慮升阻比改善在巡航飛行中的收益，當全機阻力減少3.5%的時候，單機服役期內(nèi)可增加航程8.2×105km、機隊服役期內(nèi)可增加航程2.48×108km。

6 結(jié)束語

隨著材料、結(jié)構(gòu)、氣動、控制等技術(shù)的進步，變彎度機翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)越來越接近實用，對民機的氣動特性、重量特性和節(jié)油環(huán)保等方面都有顯著的改善作用，具有廣闊的發(fā)展和應(yīng)用前景。

初步計算分析表明，在后緣變彎度產(chǎn)生的氣動收益計算結(jié)果可信、后緣變彎度不產(chǎn)生明顯重量代價等條件下，將后緣變彎度技術(shù)應(yīng)用于遠程公務(wù)機，在航程一定時能夠取得非常顯著的燃油收益，在燃油量一定時則能取得相應(yīng)的航程收益。如果將變彎度前后緣技術(shù)推廣應(yīng)用于客運飛機，因客運飛機比公務(wù)機使用規(guī)模更大、年均飛行架次更多，特定氣動收益條件下的重量收益、燃油收益、航程收益等也將大得多。即使C919等中短程客機的巡航段較短，每架次的燃油收益、航程收益相對較小，在機隊規(guī)模大、服役時間長的條件下，機隊壽命周期中取得的累積收益也將十分可觀，具體結(jié)果有待開展針對性設(shè)計和研究。