图 8 两种方法计算 SAX229的 CL/ CD的比较 Fig1 8 Comparison of CL/ CD for two methods compu2 ted on SAX229
总之 ,准三维设计方法基本能抓获到三维绕流的特征和空气动力性能 ,也正是基于以上对 SAX2 29的上述验证 ,在第三代设计中才冻结了中央体和翼型外形 ,仅进一步对外翼平面形状做优化设计。图 9所示为 SAX240翼型厚度与扭角的分布和外翼的平面形状。图 10给出了三代 SAX外形的比较 ,由图可见 ,SAX240的外翼优化使后掠角得到少许减小 ,机翼面积和翼展变大 ,实现了升力的椭圆分布 (图 11右侧 ),并可知采用准三维设计方法设计的 SAX240的 Ma ·CL/ CD比采用 Wing2 MOD[7 ]方法设计的 SAX212增大了 15 %。
41 3 前缘前弯的中央体气动外形设计
BWB或飞翼式外形没有水平尾翼 ,因而空气动力的纵向平衡就成了一个设计难题。波音提出的 BWB外形采用了反弯后缘剖面的中央体外形[7] ,其缺点是会牺牲一些巡航性能 ,且需要更大
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图 9 SAX240平面形状和翼型厚度与扭角分布的比较
图 10 三代 SAX平面形状的比较
Fig110 Evolution of three2generation SAX platform
的控制面和舵机使飞机转动。SAX设计采用了前缘前弯的外形[9] (称 Drela Chin) (图 11中的中间剖面),绕此类外形流动的气动压心前移 ,因此这种翼型组成的中央体外形可实现无平尾的纵向平衡 ,且没有由尾翼平衡引起的升力损失 ;在巡航过程中燃油消耗引起的重心变化用增大矢量推力角来平衡 ,使静安定裕度保持为 519%～915%,而采用后缘反弯的 BWB[7] ,该裕度只能达到 5%。
41 4 可平滑下弯的外翼前缘及升降副翼的后缘刷
满足高、低速不同性能要求的另一措施是外翼采用在低速进场飞行时可平滑下弯的前缘 (图 11左侧)。下弯的前缘再加上将矢量推力下偏 30°、襟副翼上偏 181 5°,使飞机迎角为 151 6°而获得进场所需的高升力 ;下弯的前缘还使升力分布远离了椭圆分布 (图 11左侧)而增大诱导阻力 —
—安静阻力。高升力和大诱导阻力一方面使 SAX的进场速度 (601 8 m/ s)比同类飞机的低
图 11 SAX240高低速时载荷等值线分布 Fig1 11 SAX240 airframe loading distribution on different
flight speed
28 %;另一方面使其进场高度提高了约 971 5m (飞机以更陡峭的 31 9°轨迹角进场),加上推迟跑道上着陆点 11 2 km进一步提高了进场高度 ,而噪声与距离的平方成对数型反比 ;从而大大降低了飞机在机场周边的噪声[ 11 ]。操作这种前缘装置所需的功率与操作常规飞机前缘缝翼的功率相当 ,噪声却远小于使用前缘缝翼的 (图 12)。
图 12 下弯前缘和前缘缝翼的噪声比较 Fig1 12 Noise comparison of drooped and slat configuration
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襟副翼的后缘刷可减少尾流的湍流度而降低噪声。
41 5 吞吸边界层的多风扇埋入式发动机组和喷口截面可变推力矢量喷管组合的先进推进系统
发动机 ,特别是风扇和喷流 ,是飞机飞行时的主要噪声源。因此 ,设计先进的推进系统不仅对提高燃油消耗的经济性 ,对降噪也是至关重要的。增大发动机的涵道比是近年来所采取的重要措施之一。三代 SAX推进系统设计的演变证明了多风扇埋入式可吞吸边界层的发动机组方案和喷口截面可变的推力矢量喷管的联合使用不仅可极大地提高涵道比 (达 1813,而目前先进的 GEnx只有 915) ,还可满足起飞 /进场的低噪声及可接受的发动机尺寸等要求 ,因而是实现静音飞机对噪声和燃油消耗
经济性的最具优势的方案之一 [12 ]。整个系统包含如下新技术 :
(1)多风扇和齿轮传输系统
长细比高 ,
,而有效地减少风扇的后向噪声 ;并可提高转速而减弱产生的噪声。图 13 (a)中 ,低压涡轮和多风扇之间的齿轮传输系统应保证使涡轮在最佳轴转速下工作 ,不仅传递能量 ,还包含一套润滑和冷却系统。传输系统要求高效 ,即产生的热量尽可能小 ,以减小冷却系统的重量和大小 ;并尽可能简单以保证工作高度可靠。
(2)埋入机体可吞吸边界层的发动机组发动机埋入机体 ,与机体高度融合 (图 13
(b)) ,可吞吸机体边界层 (BL I)而提高燃油消耗效率和减少机体尾流 ,并减小发动机装置引起的阻力。图 14表明埋入式发动机组需考虑 :进入进气道边界层的状态 ;非均匀 (畸变 )来流通过风扇和进气道的演变 ;风扇对非均匀来流的响应 ;管道损失等。气流的非均匀性对于风扇和发动机本身的性能及设计有很大的影响。 Plas[13 ]等讨论了吞吸边界层推进系统性能的计算及在 SAX设计中的应用。他们的研究表明 SAX240
图 14 埋入式发动机系统的特点 Fig114 Features of an embedded engine propulsion system
在机体上表面埋入的推进系统还可利用机体使风扇前向噪声各向散射而大大降低地面对噪声的可感度 (图 15) ,并利用机体的较大空间使用优化的多段隔音衬管 ,图 16为其示意图及有无隔音衬管时噪声的比较 ,可见噪声能减少 20 dBA,当然管道的增长会带来部分性能的损失。
(3)喷口截面可变的推力矢量喷管
任何航空发动机都必须协调满足起飞、爬升、巡航等 3个状态的要求 [ 14 ]。巡航状态下涡扇发动机应在最高效率点工作 ,这会使喷口截面固定
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的发动机地面工作线进入不稳定区。只能在发动机设计时将两条工作线右移 (图 17 (a)) ,即将起飞稳定性和巡航效率做一定的折衷。喷口截面可变使巡航时喷口截面正常 ,在起飞时喷口截面面积增大 (约 45%) ,使发动机远离不稳定区 ,将两种状态的工作线解耦 ,保证发动机在巡航时工作于最高效率点 (图 17 (b)) ,提高燃油消耗经济
图 17 固定几何和可变几何喷管工作线比较图 Fig1 17 Illustration of fixed and variable nozzle working lines
性[ 14 ]。而喷管的推力矢量功能可在巡航过程中不偏舵地调节飞机的平衡
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