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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 %的發動機排污[6]。而將升力面、裝載旅客的機身艙、發動機、控制面等高度融合的翼身融合體 (BWB)外形則可以實現總重量、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 ]作為設計外形的優化設計目標 ,同時實現降噪和提高油耗經濟性的目標。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的升力面中央體 ,推進系統埋入機體上表面。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化外形的方法。在 SA X212外形基礎上進入了第二代的設計。設計中保持了巡航高度、馬赫數、航程和旅客數等設計指標 ,用 WingMOD產生結構重量響應面的模型。
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 ,用該方法構造了中央體前緣的外形和超臨界機翼的外翼 ,實現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發動機 ,每臺發動機由單軸驅動的 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劃優化方法 ,將進場噪聲和油耗經濟性組合為目標函數 ,對外翼的
第一代設計采用了波音設計 BWB的多學科優化設計軟件 WingMOD[7] ,優化目標函數是最小起飛重量 ,設計的結果為 SAX212 (如圖 4(a) )、其推進系統為 4臺與機體邊界層有隔道的 Granta2252發動機 (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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平面形狀作優化設計 ,優化結果為 SAX240的平面形狀 (圖 4 (c) )。SAX240與 SAX229相似 ,推進系統為 3臺 Granta23401組成的可吞吸邊界層的發動機組 ,每臺發動機帶有 3個風扇 ,但進一步做了深入的齒輪傳輸系統的設計 (圖 5 (c) )。
SAX240機場周圍的估計噪聲水平為 61 dBA ,油耗經濟性為 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 關鍵技術的討論
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 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 ,故對非常規的 BWB外形發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 (包含開始和結束巡航 2個任務點);③分析低速性能 (起飛拉起、爬升結束和進場等 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 ;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化設計方法 ,采用二次規劃 (SQP)優化方法優化外翼形狀。目標函數為進場時噪聲和油耗經濟性的線性組合 ,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。優化結果形成 Pareto front面 ,再從中選擇所需外形。優化使 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 ,使外形優化設計成為可能。
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