翼身融合布局民机高低速协调设计

张明辉，陈真利,*，顾文婷，李栋，张帅，袁昌盛，王龙，张彬乾

1. 西北工业大学 航空学院，西安 710072 2. 中国商用飞机有限责任公司 北京民用飞机技术研究中心，北京 102211 3. 航空工业 惠阳航空螺旋桨有限责任公司，保定 071051

近20年来，翼身融合(Blended-wing-body，BWB)布局以其突出的综合性能优势及其在“绿色航空”发展方面的巨大潜力[1-2]，成为未来民用飞机布局技术研究的世界性热点，美国和欧盟均在其未来亚声速民机发展规划中持续安排了系统的研究计划[3-6]，波音公司、空客公司及众多研究机构和高校参与研究工作，取得了重大进展。美国国家航空航天局(NASA)更是将BWB布局明确为2020年进入型号发展的N+2代大型亚声速民机技术方案[7]和N+3代民机主要研究方向[8]。作为一种创新飞机布局，BWB布局对飞机设计、制造、动力、材料乃至使用维护等航空技术将带来了巨大挑战和发展机遇。

BWB布局之所以得到重视和迅速发展，在于其优异的气动性能可以很好地满足未来民用飞机以减少油耗、排放、噪声为主要目标的“绿色航空”发展要求。BWB布局的气动性能优势主要体现在高速方面，除机身对升力贡献外，还源于其易实现减阻设计。国内外大量研究表明[9-13]，BWB布局在减阻方面具有以下优势：① 摩擦阻力较小。与常规布局相比，在保持相同商载容积的条件下，其浸润面积减小，使得摩擦阻力减小。Liebeck[9]经深入研究指出，在相同商载条件下，BWB布局全机浸湿面积比常规布局减小了33%，摩擦阻力减小带来的升阻比增量约为10%～15%。② 诱导阻力与波阻较小。展向升力分布既决定诱导阻力，又影响波阻和翼根弯矩，BWB布局的中央机体提供了升力，避免了常规布局在机身处的升力凹陷，使全机的展向载荷具有接近椭圆的平滑分布，使诱导阻力减小[14]；而较低的外翼载荷，减小了外翼段的局部升力系数，有利于减小波阻或提高临界马赫数。③ 干扰阻力较小。机身与机翼融合及无尾设计可减小部件干扰阻力。综上，BWB布局整体阻力的减小带来升阻性能全面提升，对降低发动机油耗、氮氧化物排放、噪声等产生直接贡献[15-16]。

随着研究工作的深入，BWB布局低速起降性能较差的问题逐渐凸显，成为阻碍BWB布局工程化发展的技术瓶颈之一。本文着重分析BWB布局民机高低速协调设计问题，提出改善低速性能的应对策略，给出高低速性能协调设计思想与设计原则，最终通过具体的概念方案高低速协调设计案例，验证了设计原则的可行性。

1 高低速协调设计问题

随着航空运输业的蓬勃发展，未来不断增加的运输量要求提高机场容纳量，同时，环境保护则要求降低机场附近环境噪声，这两者都与提高快速起降能力密切相关，据此，NASA在其提出的N+2发展指标中，明确要求起降平衡场长相对于现役飞机缩减50%[7]。然而，目前专注于提升高速巡航性能设计的BWB布局，低速性能明显不能满足指标要求。如，NASA公布的Environmentally Responsible Aviation (ERA)等方案[17]，BWB布局优异的高速气动性能使其油耗、排放、噪声指标均已达到N+2代民机发展目标，但起飞平衡场长相较参考机型B777-200并无明显优势，不能满足N+2发展要求。2016年，NASA和波音公司先后宣布，将对ERA计划中的BWB布局进行改进设计，并恢复封存的X-48C飞行验证机重点研究BWB布局的低速起降问题[18]，2018年1月，波音公司BWB首席工程师诺姆·普林森在奥兰多举行的AIAA航空航天科技大会上披露[19]，将采用后体加长等措施提升BWB布局的低速起降性能，这些措施均反映了NASA和波音对BWB布局低速问题的重新认识与重视。

BWB布局低速性能不高的根源既在于纵向操纵舵面力臂较短、配平效率不高的先天不足，提高了对增升装置俯仰力矩的设计约束，限制了现有高效增升装置难以在BWB布局上采用；又在于迄今为止的研究主要着眼于巡航状态的高速性能提升，对低速问题未给予足够重视；更在于人们还没有完全摆脱常规布局高低速设计相对独立的传统设计理念，没有基于BWB布局翼身高度融合、流动及气动力高度耦合的物理特征考虑高低速综合设计问题，NASA和波音公司的BWB技术发展轨迹已充分反映了这一点。

在设计理念上，常规布局的高低速协调主要针对机翼的高速巡航、抖振及阻力发散特性与低速流动分离及失速特性进行协调设计，而增升及其配平问题通常采用增升装置和平尾的单独设计加以解决。BWB布局则不同，由于机翼机身完全融合，增升与操纵舵面几乎均布置在融合翼身的前后缘，需尽可能采用小低头力矩的高效增升装置，降低增升状态的配平压力。因此，BWB布局的高低速协调设计不仅要针对基本构型进行，更要充分考虑增升与配平装置的布置问题，这就使得BWB布局的高低速协调设计矛盾更大、冲突更多、难度更高。

因此，提高BWB布局低速性能的对策应是，不仅要继续探索新的增升与配平技术，更要从高低速性能综合设计入手，着眼于高低速飞行性能协调匹配，既保持高速优势，又提升低速性能，降低对增升与配平能力的要求，减缓增升与配平装置设计压力，减弱对高速及其综合性能优势可能带来的不利影响。这也是本文开展高低速协调设计研究的初衷。

2 高低速协调设计分析

为了更好地解决BWB布局高低速协调设计问题，本文针对BWB布局，从总体设计参数的影响及增升配平对高低速性能的影响分别展开讨论。目前，BWB布局研究中出现多个增加尾翼的概念方案，如，Lockheed Martin的混合翼身方案[20]、N2A[21]、ERA[17]等，增加尾翼成为解决BWB布局低速配平问题的技术途径之一。为了从根本上认识和理解BWB布局的高低速协调设计问题，本文仍以无尾布局为研究对象，着眼于纵向气动性能，研究高低速性能协调设计问题。

2.1 总体参数对高低速性能的影响

以减小油耗、排放和噪声，提高起降性能为核心目标的BWB布局设计综合性强，需要在具体的技术指标要求下，综合分析总重、翼载、推重比、最大升力系数、巡航高度等参数对低速和高速气动性能的影响，为高低速性能协调匹配设计及多学科综合设计提供总体参数选择依据。

BWB布局与常规布局总体参数表述的主要差异在于参考面积及其衍生的相关参数，BWB参考面积通常取全投影面积，平均气动弦长则由全投影面积定义，因此，参考面积与平均气动弦长相较传统布局均较大。基于本文项目组和国外研究工作，BWB布局总体参数分析，仍可采用常规布局的分析方法[21-24]，但需充分考虑BWB布局翼载较低的特点。

2.1.1 总体参数对低速性能的影响

飞机的起降性能是低速设计的主要着眼点，因此，选择具有代表性的着陆和起飞场长来研究总体参数对低速气动性能的影响。基于全投影参考面积和平均气动弦长，起飞和着陆场长计算公式为

(1)

(2)

式中：(W/S)to为起飞翼载，S为机翼参考面积；(T/W)to为起飞推重比；WL/WMTOW为最大着陆重量系数；ρ为着陆高度的空气密度；CLmax,to与CLmax,ld分别为起飞和着陆最大升力系数。

由式(1)给出的总体参数与起飞场长的关系可见，增大推重比和最大升力系数、降低翼载对起飞性能有利；反之，放宽起飞场长要求可以降低对推重比、翼载和最大升力系数的要求。

式(2)给出了最大升力系数和翼载对着陆场长的影响。增加最大升力系数、降低翼载对提高着陆性能均有利；反之，放宽着陆场长要求可以降低对翼载和最大升力系数的要求。

适航条例对起降阶段的爬升率提出设计要求，推重比至少要满足：

(3)

式中：T/W与L/D分别为对应飞行状态的推重比与升阻比；Nen为发动机数量；CGR为适航要求规定的爬升率。

不同爬升阶段的推重比主要与对应飞行状态下升阻比有关，提高升阻比有利于减小对推重比的需求。

2.1.2 总体参数对高速性能的影响

根据巡航升力与重力平衡的关系可得到

(4)

式中：(W/S)cr为巡航翼载；Pcr为巡航高度的空气静压；CLcr为巡航升力系数；Macr为巡航马赫数；γ为空气比热比。

在巡航状态下，存在最佳升力系数，可实现升致阻力与零升阻力匹配设计以得到最大升阻比。由于Pcr与高度H为负相关关系，高度越高，静压越低，结合式(4)，巡航升力系数与巡航翼载(W/S)cr、巡航高度H、巡航马赫数Macr直接相关。通常，Macr由设计要求确定，通过巡航翼载与巡航高度的协调，可以调整设计升力系数，进而协调零升阻力与升致阻力的比例，实现巡航升阻比最大。与常规布局飞机相比，BWB布局翼载通常较低，因此，需适当提高巡航高度来获得合适的设计升力系数，如图1所示。

图1 翼载对巡航性能影响Fig.1 Effect of wing loading on cruise performance

2.1.3 影响高低速性能的总体核心参数

按照适航条例要求和NASA的N+2民机发展目标，进一步分析翼载、推重比和最大升力系数对巡航、起飞、着陆、爬升、失速等飞行性能的影响。针对巡航马赫数Macr=0.85，起飞平衡场长为2 300 m，着陆场长为1 800 m的设计要求，图2给出了设计要求下300座级翼身融合布局的翼载、推重比与高低速性能的关系曲线，各性能曲线包围的阴影区域为设计要求下翼载、推重比选取的可行域。可见，起飞和巡航性能受翼载和推重比共同影响，着陆和失速特性取决于翼载，爬升性能主要受推重比影响，而适航条例给出了最小推重比需求。在此设计要求下，取翼载W/S为250 kg/m2、推重比T/W为0.3较为合适，见图2可行域右下角。

综上分析可知，良好的起降性能需要较小的翼载、较大的最大升力系数和较大的推重比；而优良的巡航性能，需要较大的翼载和适合的巡航高度，可见，起降和巡航性能对翼载的要求是冲突矛盾的。降低翼载意味着增大面积，将要付出阻力和结构重量增加的代价，对全机综合性能影响较大，因此，翼载成为协调BWB布局的总体设计核心参数，也意味着翼载选择是高低速协调设计要解决的核心问题。

图2 翼载和推重比对BWB布局高低速性能的影响Fig.2 Effect of wing loading and thrust-weight ratio on BWB configuration high and low speed performance

2.2 增升及其配平对高低速协调设计的影响

低速状态的增升与配平是BWB布局设计的难点，本节将分析增升装置和纵向配平舵面对高低速协调设计的影响，探讨BWB布局概念设计考虑增升与配平装置的布置问题。

2.2.1 增升装置的影响

增升装置是保证飞行安全与满足适航要求的主要措施。传统增升装置提供升力增量的同时伴随较大的低头力矩，而BWB布局由于纵向操纵力臂较短，无法提供较大的配平力矩。并且，相较常规布局，BWB布局翼载更低，因此，需采用小低头力矩的增升装置设计。

为了便于分析增升装置对低速起降性能的影响，表1中列举出多种BWB设计方案的增升装置与起降性能[25-30]。由表1可见，除SAX-40与N2A-EXTE方案采用发动机矢量推力进行配平的增升装置外，传统增升装置要同时满足N+2起飞平衡场长BFL=5 000 ft(1 ft=0.304 8 m)与接地速度Vapp=130～160 kn(1 kn=1.852 km/h)的性能要求困难较大。

表2[21]中给出了不同二维增升装置带来的气动力变化(表中CL为升力系数,ΔCL、ΔCD、ΔCm分别为升力系数、阻力系数和力矩系数增量),结果表明，传统高效后缘增升装置可提供较大升力增量，但带来的低头力矩均较大，仅采用前缘增升技术，需配平的低头力矩较小，但可提供的升力增量较小。鉴于传统增升装置的不足，现有研究也开展了许多采用新型主动流动控制技术的增升装置的探索研究，如，推力矢量、吹气襟翼或者前后缘边界层抽吸等方法。这类增升装置增升能力强、低头力矩相对较小，但存在附加结构重量、可靠性、安全性、复杂度与效费比等方面的问题，需要综合考虑。

表1 不同BWB方案的增升装置与起降性能

Table 1 High-lift devices and take-off and landing performance for different BWB schemes

布局方案增升装置前缘装置后缘装置BFL/ftVapp/knBWB-800[25]11000150BWB-450[12]缝翼无11000140IWB-750[26]11000VELA-750[26]缝翼简单襟翼<11000165SAX-40[27]5824126.9N2A-EXTE[28]前缘下垂无5828153.7ERA0009A[29]8850131.38HWB301[30]开缝克鲁格简单襟翼8970136

注：SAX-40与N2A-EXTE方案采用发动机矢量推力进行配平。

表2 二维增升装置相对基本翼型的气动力增量[21]

综上可见，基于增升装置技术现状，采用前缘装置与简单后缘襟翼配合的增升方案不失为目前BWB布局可采纳的技术途径。其中，开缝克鲁格襟翼增升能力与缝翼相近，不破坏机翼上表面曲率，又可防止昆虫尘埃沾染，受到当前BWB布局研究的青睐。BWB布局实际应用亟需发展具有高效增升与小低头力矩能力的新型增升技术。无论采用何种增升技术，在BWB概念方案研究阶段，针对起降问题，降低对增升能力的需求，提高纵向配平能力，无疑是BWB布局基本构型高低速性能协调设计必须考虑的主要问题之一。

2.2.2 高升力配平的影响

BWB布局需要在机体后部与机翼前后缘布置舵面实现俯仰和横航向操纵控制。机体后部与机翼外侧距离全机重心较远，适宜布置纵向操纵与配平舵面。通常，机翼外侧舵面多用于横航向操纵控制，因此，机体后部成为布置纵向操纵与配平舵面的首选。相较常规布局，BWB布局机体后部舵面力臂较短，舵面配平能力较差，这也是目前BWB布局多种概念方案中采用V尾设计的主要原因之一。针对机体后部布置的常规操纵舵面，若通过增加舵面面积提高配平能力，舵面大偏度时升力损失较大，需要更高的升力增量进行补偿，将增加增升装置设计压力，同时也伴随舵面铰链力矩较大等设计问题。而通过加长机体尾部，增长力臂，无疑是提高配平能力可行的技术途径。当然，加长后体使全机浸润面积增加，摩阻增加，导致巡航效率降低，过长的后体也会影响擦地角的问题，这就需要在高低速协调设计中综合考虑。

为了进一步研究后体加长等布局形式变化对纵向操纵舵面的影响，本节以NASA的H3.2方案平面形状[31]为基础，设计了翼身融合(BWB)、翼身混合(Hybrid Wing Body,HWB)和后体加长翼身混合(Lengthening Hybrid Wing Body,LHWB)3种概念方案及其舵面布置，如图3所示。其中，LHWB方案的全投影面积和舵面面积与BWB方案相同。

由上述分析可见，采用机翼-机身快速过渡，限制中央机体宽度并加长后体等措施，有利于提高机体后缘舵面配平能力，并减小升力损失。

图3 3种方案纵向配平舵面布置Fig.3 Longitude control surface layout for three schemes

图4 机体后部舵面偏转对升力与力矩展向分布的影响(α=10°)Fig.4 Influence of centerbody elevon deflection on spanwise lift and moment distribution (α=10°)

2.3 高低速性能协调设计思想与设计原则

基于本文研究结果和项目组前期研究基础，高低速性能协调匹配的BWB布局需要满足以下设计要求：高速应坚持巡航设计点、最大升阻比点与力矩平衡点处于同一飞行姿态的“三点归一”巡航自配平设计，避免巡航状态下纵向平衡引起的气动效率损失，这也是本课题项目组提出与始终秉持的高速设计要求[13]；低速应该满足基本构型失速特性良好，具备提供高升力纵向配平能力的良好基础。

在项目长期研究工作基础上，提出了高低速性能综合协调的“后体加长翼身混合布局”[32]，其设计思想具体表述为，采用高速向低速适当妥协的总体参数协调，升致阻力与零升阻力匹配的高速性能补偿，后体加长与翼身快速融合过渡相结合的外形整体优化设计方法，综合平衡高低速性能矛盾，获得优异的高低速气动性能。相应的设计原则可归纳为如下3点：① 以翼载作为核心参数协调高低速设计要求，加长后体提供低速高升力配平能力；② 翼身快速融合过渡，减小干扰阻力和升力损失；③ 优化概念方案及巡航高度等设计参数，实现零升阻力与升致阻力的协调匹配，提升巡航效率。通过以上3点技术措施最终实现高低速协调设计目标。

3 高低速协调方案设计

为了进一步阐明BWB布局高低速协调设计思想和设计原则的正确性和可行性，本节通过具体的设计案例加以验证。

3.1 高低速协调多学科设计平台

为进行BWB布局概念方案高低速协调设计，项目组建立了BWB布局多学科综合优化设计平台[32-34]。该平台采用基于物理原理的分析方法，可规避传统概念设计方法对历史数据的依赖性，是研究新型气动布局的有效手段。如图5所示，BWB布局多学科综合优化设计平台采用模块化结构，由参数化几何模块、气动模块、重量模块、性能分析模块构建。几何模块通过截面控制翼型与各控制截面的弦长、后掠角、展长等平面形状参数生成三维几何外形。气动与重量模块采用基于物理原理的低阶数值方法计算气动性能和主要结构重量，在次要结构重量和机载设备重量等方面采用传统经验系数的评估方法[35-38]。通过将概念方案外形参数化，该平台既可以对布局进行快速评估，筛选设计空间，又可针对不同设计需求，提供多学科优化设计方案。

图5 BWB多学科优化设计平台流程图Fig.5 Flow chart of BWB multi-disciplinary design optimization platform

3.2 高低速协调优化设计

依照本文提出的BWB布局高低速协调设计原则，采用多学科设计平台，开展概念方案的高低速协调设计。设计要求为巡航马赫数为0.85，航程为13 500 km，起飞平衡场长为2 300 m，着陆场长为1 800 m，此外，还包括适航对爬升性能的设计要求等。根据2.1.3节总体参数分析结果，取翼载为250 kg/m2、推重比为0.3，以本课题项目组前期巡航马赫数为0.8的NPU-300-I方案为基础，针对巡航马赫数为0.85的新设计要求进行高低速协调设计研究。优化设计目标为罚函数Pi约束下的巡航升阻比L/D最大和起飞总重MTOW最小，即

(5)

通过如下多重约束限制保证高低速协调设计的实现：几何空间上，满足客货舱与燃油装载等空间布置需求；展长限制在65 m以内，以满足4E级机场的使用要求，如式(6)所示。高速设计以“三点归一”巡航自配平为设计约束，如式(7)所示。辅以翼载约束，保证起降场长的设计要求，如式(8)所示。

基层医疗机构是我国卫生保健工作的重要组成部分，而全科医生作为基层医疗保健服务的重要提供者，对抗生素的处方行为与社区人群合理使用抗生素的水平息息相关[5]。研究表明，医生抗生素处方行为是否合理与其自身掌握的抗生素相关知识和态度有关[6]。基于此，本研究以陕西省乡镇卫生院全科医生为研究对象，调查全科医生抗生素用药知识、态度和行为水平及其相互关系，为有针对性地开展农村地区合理使用抗生素的干预研究提供理论依据。

几何空间限制的罚函数P1～P3：

(6)

高速性能约束的罚函数P4和P5：

(7)

低速性能约束的罚函数P6：

(8)

式(6)～式(8)中：W/S为翼载；b为展长；Scabin为客舱面积；Vfuel为油箱体积；Cm0为零升力矩；∂Cm/∂CL为静稳定性;A1～A3为常数，用于协调罚函数的影响，此处A1=A2=A3=0.2;下标“req” 表示设计要求的参数值，其中(∂Cm/∂CL)req1= -10%，(∂Cm/∂CL)req2=0%。

考虑到巡航马赫数提高到0.85，因此，根据前期研究结果[13]，将NPU-300-I方案的外翼后掠角加大到32°，作为高低速协调设计的初始方案。通过遗传算法进行优化设计，最终得到满足设计约束的优化方案，如图6所示。

图6 优化前后概念方案比较Fig.6 Comparison of conceptual schemes before and after optimization

通过施加多重约束，优化方案符合“翼载降低、后体加长翼身混合”的设计思想。优化构型的机翼后掠角为36°，面积有所增加，使翼载由初始的270 kg/m2降低至250 kg/m2，起降状态的最大升力设计要求也由1.2降低至1.11。优化方案采用前缘克鲁格襟翼与后缘简单襟翼的增升装置能够实现最大升力要求，减缓了初始方案因较高的升力增量要求，被迫采用后缘单缝襟翼而带来的配平压力。

3.2.1 总体方案评估

优化方案全面提升了综合性能：机翼后掠角提升，各控制截面的弦长略有增加，局部升力系数降低，适应较高马赫数巡航；机身显著加长，机体后部舵面力臂与面积均有增加，纵向配平能力提高。机体内部空间增大，载客量提升至330人，客舱空间宽敞舒适，单排最大座位数为16座/排，是目前国内外所有BWB布局概念方案中单排座位(24座/排以上)最少的；实现了机身两侧4×2舱门、全客舱舷窗设计，如图7所示，有利于解决现有BWB概念方案客舱宽短，两侧乘客在飞行机动时舒适性不足，以及应急疏散困难等问题。

图7 优化方案的客舱和应急出口布置Fig.7 Layout of cabin and emergency exits for optimized scheme

3.2.2 气动性能评估

基于雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程的数值分析结果表明，优化前后设计方案的巡航性能相近。图8给出两方案的升力CL，俯仰力矩Cm与升阻比K等气动特性，以 “三点归一”巡航自配平设计要求作为标准进行评价，两方案均实现了高速设计要求，优化方案升阻比与初始方案相近，优化方案设计迎角αd,opt略小于初始方案αd,ini。从图9的巡航状态下表面压力分布可知，初始方案后掠角较小，在设计升力系数下，波阻较大，随迎角增大，外翼段出现的激波较强。优化后，布局波阻减小，展向升力分布更为合理，升致阻力减小，摩阻虽有所增加，但巡航效率仍得到保证。

优化方案的基本构型低速性能明显提高。H=0 m，马赫数Ma=0.2低速条件下，两方案干净构型最大升力系数基本一致，优化方案失速迎角提高量Δαs≥3°，失速特性和缓，俯仰力矩线性段特性良好，为提升低速高升力配平能力奠定了良好基础，如图10所示。图11给出了两方案的低速分离流态,结果表明优化方案分离特性更好。

图8 两种方案高速气动特性比较Fig.8 Comparisons of high speed aerodynamic characteristics for both schemes

图9 两种方案巡航点表面压力与展向升力分布Fig.9 Distributions of surface pressure and spanwise lift for both schemes at cruise condition

图10 两种方案低速气动特性比较Fig.10 Comparisons of low speed aerodynamic characteristics for both schemes

图11 两种方案低速流动特性比较(α=10°)Fig.11 Comparison of low speed flow characteristics for both schemes (α=10°)

3.2.3 全机质量分析

表3给出了优化前后方案的部件质量。优化方案的全机结构质量、机身机翼各部分质量均有所增加，以机身前部增量最大，主要由机身加长和机翼掠角增加所致，结构质量变化符合规律。总质量增加似乎是降低翼载和后体加长带来的，是提高低速起降性能所需付出的必要代价。然而，进一步分析可见，全机质量由214.754 t增加到235.588 t，商载由30.9 t提高到33.99 t，燃油由71.23 t提高到77.857 t，分别增加约9.7%、10%和9.3%，表明总质量与商载和燃油同步增加，即质量与经济性关联度不仅没有损失，反而有所提高，因为商载和燃油增加提高了经济性，这也可以从每座100 km耗油由2.195 L降为2.181 L得到佐证。

表3 优化前后概念方案部件的质量

Table 3 Component mass of conceptual scheme before and after optimization

质量分解质量/kg初始方案优化方案中央机体前部2305226460中央机体后部50866573外翼段2070921717过渡段67606950起落架86009400结构质量6420771100推进系统1820120031机载系统与设备1754118791标准项85969310使用项40794509使用空重112624123741燃油7123077857商载3090033990最大起飞质量214754235588

具体设计案例分析表明，本文提出BWB布局高低速协调的设计思想和设计原则是正确和可行的，达到了高低速协调设计要求，实现了高低速协调设计目标。协调设计方案在保持优异巡航性能的同时，显著改善了低速性能，并在包括客舱布置、应急疏散等在内的舒适性和安全性方面具有优势，使BWB布局的综合性能全面提升。

4 气动性能风洞试验验证

为了进一步验证BWB布局高低速协调设计方案的性能，在航空工业空气动力研究院进行了高低速风洞试验验证。

4.1 高速风洞试验

高速风洞试验在航空工业空气动力研究院FL-3高速风洞进行。FL-3风洞是一座直流暂冲下吹式三声速风洞，试验采用亚、跨声速开孔壁试验段，试验段截面尺寸为1.5 m×1.6 m(宽×高)。概念方案试验模型缩比为1∶72，试验马赫数为0.4～0.9，试验模型机支撑方式如图12所示。

风洞试验结果(Test)和数值模拟结果(CFD)在图13中给出。结果表明，数值模拟结果的升力略低，力矩略向上平移。迎角较大时，数值模拟的阻力数值略高，导致升阻比低于试验结果。综合来看，二者在相同设计迎角αd下实现了“三点归一”的巡航自配平设计，整体吻合良好，验证了数值模拟方法，也进一步展示了协调设计方案优异的高速性能。

图12 概念方案高速风洞试验Fig.12 High speed wind tunnel test of conceptual scheme

图13 概念方案高速风洞试验结果Fig.13 High speed wind tunnel test results of conceptual scheme

4.2 低速风洞试验

在航空工业空气动力研究院FL-51进行了模型缩比1∶22的低速风洞试验。该风洞为低速直流式风洞，试验段尺寸为4.5 m×3.5 m(宽×高)，试验风速为70 m/s，试验雷诺数为5.5×106。进行了基本构型、起飞构型和着陆构型等测力与流动显示试验，增升装置采用前缘克鲁格与后缘简单襟翼，如图14所示。

图15给出低速基本构型、起飞与着陆3种构型的试验结果。3种构型均具有良好的失速与俯仰力矩特性，采用前缘克鲁格襟翼与后缘简单襟翼组合的增升装置，能够满足起降升力要求，低头力矩增量在纵向控制舵面可控制能力以内。

图14 概念方案低速风洞试验Fig.14 Low speed wind tunnel test of conceptual scheme

图15 概念方案低速风洞试验结果Fig.15 Low speed wind tunnel test results of conceptual scheme

5 结 论

1) 针对BWB布局低速性能不易满足N+2代民机发展要求的研究现状，分析并指出了当前研究中存在的问题以及面临的挑战，提出了改善BWB布局低速性能的应对策略: 从高低速性能综合设计入手，着眼于高低速飞行性能协调匹配，提升低速性能，降低对增升与配平能力的要求，减缓增升与配平装置设计压力，减少对高速及其综合性能优势可能带来的不利影响。

2) 提出了综合考虑高低速性能的BWB布局设计要求，建立了高速向低速适当妥协，综合平衡高低速矛盾的设计思想。给出了以翼载作为核心参数协调高低速设计要求。采用“加长后体提高低速高升力配平能力，翼身快速融合过渡，减小干扰阻力和升力损失，优化概念方案及巡航高度等设计参数，实现零升阻力与升致阻力的协调匹配，提升巡航效率”的高低速协调设计原则。

3) 采用多学科综合优化和气动综合设计方法，应用项目组研制的高低速协调多学科设计平台，获得了高低速协调、综合性能优异的概念设计方案。通过CFD、风洞试验、重量分析等验证评估表明，协调设计方案在保持优异巡航性能的同时，显著改善了低速性能，并在包括客舱布置、应急疏散等在内的舒适性和安全性方面具有优势，使BWB布局的综合性能全面提升，实现了高低速协调设计目标。

研究结果较全面验证了本文提出的BWB布局高低速协调的设计思想和设计原则具有正确性和可行性，为提高BWB布局低速性能提供了新的研究思路和研究方法，可应用于翼身融合类民机布局研究，并可为其他用途翼身融合类飞机设计提供参考。