圖 8 兩種方法計算 SAX229的 CL/ CD的比較 Fig1 8 Comparison of CL/ CD for two methods compu2 ted on SAX229
總之 ,準三維設計方法基本能抓獲到三維繞流的特征和空氣動力性能 ,也正是基于以上對 SAX2 29的上述驗證 ,在第三代設計中才凍結了中央體和翼型外形 ,僅進一步對外翼平面形狀做優化設計。圖 9所示為 SAX240翼型厚度與扭角的分布和外翼的平面形狀。圖 10給出了三代 SAX外形的比較 ,由圖可見 ,SAX240的外翼優化使后掠角得到少許減小 ,機翼面積和翼展變大 ,實現了升力的橢圓分布 (圖 11右側 ),并可知采用準三維設計方法設計的 SAX240的 Ma ·CL/ CD比采用 Wing2 MOD[7 ]方法設計的 SAX212增大了 15 %。
41 3 前緣前彎的中央體氣動外形設計
BWB或飛翼式外形沒有水平尾翼 ,因而空氣動力的縱向平衡就成了一個設計難題。波音提出的 BWB外形采用了反彎后緣剖面的中央體外形[7] ,其缺點是會犧牲一些巡航性能 ,且需要更大
. 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
圖 9 SAX240平面形狀和翼型厚度與扭角分布的比較
圖 10 三代 SAX平面形狀的比較
Fig110 Evolution of three2generation SAX platform
的控制面和舵機使飛機轉動。SAX設計采用了前緣前彎的外形[9] (稱 Drela Chin) (圖 11中的中間剖面),繞此類外形流動的氣動壓心前移 ,因此這種翼型組成的中央體外形可實現無平尾的縱向平衡 ,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 519%～915%,而采用后緣反彎的 BWB[7] ,該裕度只能達到 5%。
41 4 可平滑下彎的外翼前緣及升降副翼的后緣刷
滿足高、低速不同性能要求的另一措施是外翼采用在低速進場飛行時可平滑下彎的前緣 (圖 11左側)。下彎的前緣再加上將矢量推力下偏 30°、襟副翼上偏 181 5°,使飛機迎角為 151 6°而獲得進場所需的高升力 ;下彎的前緣還使升力分布遠離了橢圓分布 (圖 11左側)而增大誘導阻力 —
—安靜阻力。高升力和大誘導阻力一方面使 SAX的進場速度 (601 8 m/ s)比同類飛機的低
圖 11 SAX240高低速時載荷等值線分布 Fig1 11 SAX240 airframe loading distribution on different
flight speed
28 %;另一方面使其進場高度提高了約 971 5m (飛機以更陡峭的 31 9°軌跡角進場),加上推遲跑道上著陸點 11 2 km進一步提高了進場高度 ,而噪聲與距離的平方成對數型反比 ;從而大大降低了飛機在機場周邊的噪聲[ 11 ]。操作這種前緣裝置所需的功率與操作常規飛機前緣縫翼的功率相當 ,噪聲卻遠小于使用前緣縫翼的 (圖 12)。
圖 12 下彎前緣和前緣縫翼的噪聲比較 Fig1 12 Noise comparison of drooped and slat configuration
. 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
襟副翼的后緣刷可減少尾流的湍流度而降低噪聲。
41 5 吞吸邊界層的多風扇埋入式發動機組和噴口截面可變推力矢量噴管組合的先進推進系統
發動機 ,特別是風扇和噴流 ,是飛機飛行時的主要噪聲源。因此 ,設計先進的推進系統不僅對提高燃油消耗的經濟性 ,對降噪也是至關重要的。增大發動機的涵道比是近年來所采取的重要措施之一。三代 SAX推進系統設計的演變證明了多風扇埋入式可吞吸邊界層的發動機組方案和噴口截面可變的推力矢量噴管的聯合使用不僅可極大地提高涵道比 (達 1813,而目前先進的 GEnx只有 915) ,還可滿足起飛 /進場的低噪聲及可接受的發動機尺寸等要求 ,因而是實現靜音飛機對噪聲和燃油消耗
經濟性的最具優勢的方案之一 [12 ]。整個系統包含如下新技術 :
(1)多風扇和齒輪傳輸系統
長細比高 ,
,而有效地減少風扇的后向噪聲 ;并可提高轉速而減弱產生的噪聲。圖 13 (a)中 ,低壓渦輪和多風扇之間的齒輪傳輸系統應保證使渦輪在最佳軸轉速下工作 ,不僅傳遞能量 ,還包含一套潤滑和冷卻系統。傳輸系統要求高效 ,即產生的熱量盡可能小 ,以減小冷卻系統的重量和大小 ;并盡可能簡單以保證工作高度可靠。
(2)埋入機體可吞吸邊界層的發動機組發動機埋入機體 ,與機體高度融合 (圖 13
(b)) ,可吞吸機體邊界層 (BL I)而提高燃油消耗效率和減少機體尾流 ,并減小發動機裝置引起的阻力。圖 14表明埋入式發動機組需考慮 :進入進氣道邊界層的狀態 ;非均勻 (畸變 )來流通過風扇和進氣道的演變 ;風扇對非均勻來流的響應 ;管道損失等。氣流的非均勻性對于風扇和發動機本身的性能及設計有很大的影響。 Plas[13 ]等討論了吞吸邊界層推進系統性能的計算及在 SAX設計中的應用。他們的研究表明 SAX240
圖 14 埋入式發動機系統的特點 Fig114 Features of an embedded engine propulsion system
在機體上表面埋入的推進系統還可利用機體使風扇前向噪聲各向散射而大大降低地面對噪聲的可感度 (圖 15) ,并利用機體的較大空間使用優化的多段隔音襯管 ,圖 16為其示意圖及有無隔音襯管時噪聲的比較 ,可見噪聲能減少 20 dBA,當然管道的增長會帶來部分性能的損失。
(3)噴口截面可變的推力矢量噴管
任何航空發動機都必須協調滿足起飛、爬升、巡航等 3個狀態的要求 [ 14 ]。巡航狀態下渦扇發動機應在最高效率點工作 ,這會使噴口截面固定
. 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
的發動機地面工作線進入不穩定區。只能在發動機設計時將兩條工作線右移 (圖 17 (a)) ,即將起飛穩定性和巡航效率做一定的折衷。噴口截面可變使巡航時噴口截面正常 ,在起飛時噴口截面面積增大 (約 45%) ,使發動機遠離不穩定區 ,將兩種狀態的工作線解耦 ,保證發動機在巡航時工作于最高效率點 (圖 17 (b)) ,提高燃油消耗經濟
圖 17 固定幾何和可變幾何噴管工作線比較圖 Fig1 17 Illustration of fixed and variable nozzle working lines
性[ 14 ]。而噴管的推力矢量功能可在巡航過程中不偏舵地調節飛機的平衡
中國航空網 www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：航空學報08大飛機專刊(68)
