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低累积的 15 EpNdB (有效感觉噪声),即使考虑到 2020年的技术水平 ,按最小运营成本设计的飞机也需要增加运营成本 26 %、起飞重量 27 %、燃油 17 %和 33 %的发动机排污[6]。而将升力面、装载旅客的机身舱、发动机、控制面等高度融合的翼身融合体 (BWB)外形则可以实现总重量、燃油消耗和需用推力等的大幅度减少[728] ,因而是静音飞机目前最好的初始外形。并将进场噪声和油耗的线性组合而非最大起飞重量 M TOW[ 7 ]作为设计外形的优化设计目标 ,同时实现降噪和提高油耗经济性的目标。因此设计思路是以一个超临界机翼作为 BWB的外翼 ,机身为一个去掉通常襟翼系统的升力面中央体 ,推进系统埋入机体上表面。在设计中央体和外翼外形时 ,要兼顾巡航的高效率 ,改善油耗和低速进场所需的相对安静的大的诱导阻力以降低噪声 ,最后完善设计。
3 三代 SAX的发展
图 4表示了三代 SAX概念
SAX212 , 加仑),没有达到设想的目标。主要问题是缺乏为达到低噪声而优化外形的方法。在 SA X212外形基础上进入了第二代的设计。设计中保持了巡航高度、马赫数、航程和旅客数等设计指标 ,用 WingMOD产生结构重量响应面的模型。
第二代设计始于 SAX215 ,止于 SA X229 (图 4
(b) )。设计中首先发展和验证了一种具有反设计能力的准三维外形设计方法 ,用该方法构造了中央体前缘的外形和超临界机翼的外翼 ,实现了降低失速速度而减少噪声的设计。设计采用了一组 3台 Granta23201发动机 ,每台发动机由单轴驱动的 3个风扇组成 (图 5(b)) ,并埋入机体上表面以具有吞吸机体边界层的功能。使用三维 N2S方程软件 ——
CFL3D ,对 SAX229外形的数值验证证实了该设计方法的正确与有效 ,因而在以后设计中不再改变中央体外形与外翼的翼型。
第三代设计主要是采用二次规划优化方法 ,将进场噪声和油耗经济性组合为目标函数 ,对外翼的
第一代设计采用了波音设计 BWB的多学科优化设计软件 WingMOD[7] ,优化目标函数是最小起飞重量 ,设计的结果为 SAX212 (如图 4(a) )、其推进系统为 4台与机体边界层有隔道的 Granta2252发动机 (图 5(a)) ,起飞和进场时机场周边的估计最大噪声水平为 80和 83 dBA,油耗经济性为 31 58 ×104座2千米/立方米 (88座2哩/
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平面形状作优化设计 ,优化结果为 SAX240的平面形状 (图 4 (c) )。SAX240与 SAX229相似 ,推进系统为 3台 Granta23401组成的可吞吸边界层的发动机组 ,每台发动机带有 3个风扇 ,但进一步做了深入的齿轮传输系统的设计 (图 5 (c) )。
SAX240机场周围的估计噪声水平为 61 dBA ,油耗经济性为 51 05 ×104座2千米 /立方米 (124座2哩/加仑 ) (B777为 86～ 101座2哩/加仑) [425]。
4 关键技术的讨论
41 1 准三维机体外形的设计方法 (Q23D)
三维黏性 N2S方程计算软件可分析非常规 BWB外形的中央体空气动力特性 ,但其所需计算时间无法满足概念设计的时间要求。采用波音 WingMOD设计的 SA X212又没能达到设计目标 ,故对非常规的 BWB外形发展了一种具有一定准确度和可以进行快速计算的准三维设计方法 (Q23D) [9210] ,其功能为 :①生成三维外形 ; ②分析巡航性能 (包含开始和结束巡航 2个任务点);③分析低速性能 (起飞拉起、爬升结束和进场等 3个任务点 )。图 6表示了准三维设计方法的流程图。三维外形由一系列二维翼型粘贴来形成 ,平面形状将翼盒包含在内 ;5个任务点的性能评估 ,包括计算失速和着陆速度 ,着陆所需的跑道长度 ,起飞和进场中为俯仰平衡所需舵偏角和矢量推力角 ,起飞拉起时所需舵偏角和矢量推力角 ,拉起后的气动性能 ,以及计算起飞和进场时的噪声等。
图 6 准三维设计方法的流程图 Fig1 6 Flowchart for quasi three2dimensional design process
分析计算方法由低速的二维涡格法 (AVL ) ,截面黏性边界层计算 ( XFoil)和二维可压缩 (黏流/无黏流迭代 )黏性计算方法 ( MSES)等组成 ,中央体的阻力用经验方法估算。在每次迭代中都要用三维涡格法和 Euler方程分别估算气动载荷和激波位置。
在 SAX240研制中 ,对上述准三维设计方法进一步加入了优化设计方法 ,采用二次规划 (SQP)优化方法优化外翼形状。目标函数为进场时噪声和油耗经济性的线性组合 ,4个设计变量为前缘后掠角、外翼的两个弦长和外翼翼展 ,约束条件包括 :开始巡航时的最大迎角 ,最小静安定裕度 ,最大前缘载荷 ,最小翼梁与舵面的距离 ,最大起飞重量。优化结果形成 Pareto front面 ,再从中选择所需外形。优化使 SAX240的 Ma ·CL / CD比 SAX2 29的提高了 6%。
41 2 Q23D设计方法的验证
为验证上述准三维机体外形设计方法的准确性和可靠性 ,CMI的研究人员曾对 SA X229外形
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做了三维 N2S方程方法 ( CFL3D)的数值计算。图 7表示了 CFL3D和 Q23D设计方法计算不同展向位置的压强分布和 ΔCp等值线的比较图 ,由图可见 ,Q23D设计方法中二维涡格法的载荷等值线图与 CFL3D的计算定性上很一致 ,二者都捕获了由中央体前缘外形所形成的载荷特点、在中央体与外翼连接处的载荷分布、以及超临界外翼的后缘加载等 ,只是 CFL3D由于计及了黏性还捕获了超临界机翼上的激波 ,而 Q23D设计方法中的 Euler解和涡格法解都未能做到。故在第三代 SA X设计过程中对 Q23D设计方法增加了 MSES方法解 ,并考虑到中央体高度三维流动的特点 ,在每一次迭代中都增加了三维涡格法的计算以估算气动载荷。
图 7 SAX229计算压强分布的比较 ( Ma =018) Fig1 7 Comparison of pressure distribution computed for SAX229
图 8给出了 CL / CD随 CL变化的结果。可以看到在开始巡航 CL =01 197时 CFL3D计算的 Ma ·CL/ CD = 161 7,而 Q23D设计方法的值为 191 0,后者高估约 13 %;相应阻力差值为 01 001 1。简化带来的这些误差换来了计算时间的大大减少 ,使外形优化设计成为可能。
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