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低累積的 15 EpNdB (有效感覺噪聲),即使考慮到 2020年的技術(shù)水平 ,按最小運營成本設計的飛機也需要增加運營成本 26 %、起飛重量 27 %、燃油 17 %和 33 %的發(fā)動機排污[6]。而將升力面、裝載旅客的機身艙、發(fā)動機、控制面等高度融合的翼身融合體 (BWB)外形則可以實現(xiàn)總重量、燃油消耗和需用推力等的大幅度減少[728] ,因而是靜音飛機目前最好的初始外形。并將進場噪聲和油耗的線性組合而非最大起飛重量 M TOW[ 7 ]作為設計外形的優(yōu)化設計目標 ,同時實現(xiàn)降噪和提高油耗經(jīng)濟性的目標。因此設計思路是以一個超臨界機翼作為 BWB的外翼 ,機身為一個去掉通常襟翼系統(tǒng)的升力面中央體 ,推進系統(tǒng)埋入機體上表面。在設計中央體和外翼外形時 ,要兼顧巡航的高效率 ,改善油耗和低速進場所需的相對安靜的大的誘導阻力以降低噪聲 ,最后完善設計。
3 三代 SAX的發(fā)展
圖 4表示了三代 SAX概念
SAX212 , 加侖),沒有達到設想的目標。主要問題是缺乏為達到低噪聲而優(yōu)化外形的方法。在 SA X212外形基礎(chǔ)上進入了第二代的設計。設計中保持了巡航高度、馬赫數(shù)、航程和旅客數(shù)等設計指標 ,用 WingMOD產(chǎn)生結(jié)構(gòu)重量響應面的模型。
第二代設計始于 SAX215 ,止于 SA X229 (圖 4
(b) )。設計中首先發(fā)展和驗證了一種具有反設計能力的準三維外形設計方法 ,用該方法構(gòu)造了中央體前緣的外形和超臨界機翼的外翼 ,實現(xiàn)了降低失速速度而減少噪聲的設計。設計采用了一組 3臺 Granta23201發(fā)動機 ,每臺發(fā)動機由單軸驅(qū)動的 3個風扇組成 (圖 5(b)) ,并埋入機體上表面以具有吞吸機體邊界層的功能。使用三維 N2S方程軟件 ——
CFL3D ,對 SAX229外形的數(shù)值驗證證實了該設計方法的正確與有效 ,因而在以后設計中不再改變中央體外形與外翼的翼型。
第三代設計主要是采用二次規(guī)劃優(yōu)化方法 ,將進場噪聲和油耗經(jīng)濟性組合為目標函數(shù) ,對外翼的
第一代設計采用了波音設計 BWB的多學科優(yōu)化設計軟件 WingMOD[7] ,優(yōu)化目標函數(shù)是最小起飛重量 ,設計的結(jié)果為 SAX212 (如圖 4(a) )、其推進系統(tǒng)為 4臺與機體邊界層有隔道的 Granta2252發(fā)動機 (圖 5(a)) ,起飛和進場時機場周邊的估計最大噪聲水平為 80和 83 dBA,油耗經(jīng)濟性為 31 58 ×104座2千米/立方米 (88座2哩/
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平面形狀作優(yōu)化設計 ,優(yōu)化結(jié)果為 SAX240的平面形狀 (圖 4 (c) )。SAX240與 SAX229相似 ,推進系統(tǒng)為 3臺 Granta23401組成的可吞吸邊界層的發(fā)動機組 ,每臺發(fā)動機帶有 3個風扇 ,但進一步做了深入的齒輪傳輸系統(tǒng)的設計 (圖 5 (c) )。
SAX240機場周圍的估計噪聲水平為 61 dBA ,油耗經(jīng)濟性為 51 05 ×104座2千米 /立方米 (124座2哩/加侖 ) (B777為 86～ 101座2哩/加侖) [425]。
4 關(guān)鍵技術(shù)的討論
41 1 準三維機體外形的設計方法 (Q23D)
三維黏性 N2S方程計算軟件可分析非常規(guī) BWB外形的中央體空氣動力特性 ,但其所需計算時間無法滿足概念設計的時間要求。采用波音 WingMOD設計的 SA X212又沒能達到設計目標 ,故對非常規(guī)的 BWB外形發(fā)展了一種具有一定準確度和可以進行快速計算的準三維設計方法 (Q23D) [9210] ,其功能為 :①生成三維外形 ; ②分析巡航性能 (包含開始和結(jié)束巡航 2個任務點);③分析低速性能 (起飛拉起、爬升結(jié)束和進場等 3個任務點 )。圖 6表示了準三維設計方法的流程圖。三維外形由一系列二維翼型粘貼來形成 ,平面形狀將翼盒包含在內(nèi) ;5個任務點的性能評估 ,包括計算失速和著陸速度 ,著陸所需的跑道長度 ,起飛和進場中為俯仰平衡所需舵偏角和矢量推力角 ,起飛拉起時所需舵偏角和矢量推力角 ,拉起后的氣動性能 ,以及計算起飛和進場時的噪聲等。
圖 6 準三維設計方法的流程圖 Fig1 6 Flowchart for quasi three2dimensional design process
分析計算方法由低速的二維渦格法 (AVL ) ,截面黏性邊界層計算 ( XFoil)和二維可壓縮 (黏流/無黏流迭代 )黏性計算方法 ( MSES)等組成 ,中央體的阻力用經(jīng)驗方法估算。在每次迭代中都要用三維渦格法和 Euler方程分別估算氣動載荷和激波位置。
在 SAX240研制中 ,對上述準三維設計方法進一步加入了優(yōu)化設計方法 ,采用二次規(guī)劃 (SQP)優(yōu)化方法優(yōu)化外翼形狀。目標函數(shù)為進場時噪聲和油耗經(jīng)濟性的線性組合 ,4個設計變量為前緣后掠角、外翼的兩個弦長和外翼翼展 ,約束條件包括 :開始巡航時的最大迎角 ,最小靜安定裕度 ,最大前緣載荷 ,最小翼梁與舵面的距離 ,最大起飛重量。優(yōu)化結(jié)果形成 Pareto front面 ,再從中選擇所需外形。優(yōu)化使 SAX240的 Ma ·CL / CD比 SAX2 29的提高了 6%。
41 2 Q23D設計方法的驗證
為驗證上述準三維機體外形設計方法的準確性和可靠性 ,CMI的研究人員曾對 SA X229外形
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做了三維 N2S方程方法 ( CFL3D)的數(shù)值計算。圖 7表示了 CFL3D和 Q23D設計方法計算不同展向位置的壓強分布和 ΔCp等值線的比較圖 ,由圖可見 ,Q23D設計方法中二維渦格法的載荷等值線圖與 CFL3D的計算定性上很一致 ,二者都捕獲了由中央體前緣外形所形成的載荷特點、在中央體與外翼連接處的載荷分布、以及超臨界外翼的后緣加載等 ,只是 CFL3D由于計及了黏性還捕獲了超臨界機翼上的激波 ,而 Q23D設計方法中的 Euler解和渦格法解都未能做到。故在第三代 SA X設計過程中對 Q23D設計方法增加了 MSES方法解 ,并考慮到中央體高度三維流動的特點 ,在每一次迭代中都增加了三維渦格法的計算以估算氣動載荷。
圖 7 SAX229計算壓強分布的比較 ( Ma =018) Fig1 7 Comparison of pressure distribution computed for SAX229
圖 8給出了 CL / CD隨 CL變化的結(jié)果。可以看到在開始巡航 CL =01 197時 CFL3D計算的 Ma ·CL/ CD = 161 7,而 Q23D設計方法的值為 191 0,后者高估約 13 %;相應阻力差值為 01 001 1。簡化帶來的這些誤差換來了計算時間的大大減少 ,使外形優(yōu)化設計成為可能。
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