翼身融合(BWB)飛行器的背景及優(yōu)勢(shì)

翼身融合飛行器的背景與優(yōu)勢(shì)1、背景介紹民用飛機(jī)是體現(xiàn)航空技術(shù)水平的重要載體之一，一個(gè)國(guó)家民用飛機(jī)的研制、生產(chǎn)、銷(xiāo)售、服務(wù)和營(yíng)運(yùn)水平，很大程度上反映了該國(guó)航空工業(yè)、基礎(chǔ)工業(yè)、民航運(yùn)輸業(yè)和綜合國(guó)力的水平。隨著科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展，作為多種基礎(chǔ)技術(shù)綜合體的民用飛機(jī)技術(shù)也日新月異，世界民機(jī)技術(shù)正以前所未有的速度迅猛發(fā)展。[1]傳統(tǒng)客機(jī)的機(jī)翼、機(jī)身組合體可以明顯的看出機(jī)翼與機(jī)身是兩個(gè)分離的結(jié)構(gòu)。自從這種結(jié)構(gòu)在波音公司的B747飛機(jī)上應(yīng)用以來(lái)，幾十年來(lái)并未發(fā)生太大的變化。從我們?nèi)粘３俗娘w機(jī)就可以看出來(lái)，基本上現(xiàn)在的客機(jī)都是圓筒形機(jī)身安裝一對(duì)獨(dú)立的機(jī)翼，并且在機(jī)身后部還有尾翼。圖1波音747氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。提高飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性是飛機(jī)設(shè)計(jì)永恒的主題。通過(guò)采用先進(jìn)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)，可以減小飛機(jī)飛行時(shí)的阻力，提高升阻比和巡航效率，降低耗油率，從而大大提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性REF_Ref3466\r\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。就目前的發(fā)展情況來(lái)看，主要有以下幾種氣動(dòng)布局：傳統(tǒng)布局、鴨式布局、三翼面布局、變后掠翼布局、無(wú)尾布局等。而整個(gè)氣動(dòng)布局逐漸演變的過(guò)程伴隨著的是人類(lèi)對(duì)空氣動(dòng)力學(xué)認(rèn)識(shí)的逐漸加深。人們?cè)O(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)對(duì)流形態(tài)的利用主要經(jīng)歷了三個(gè)階段：附著流型、脫體渦流型和可控分離流型。圖2F22猛禽戰(zhàn)斗機(jī)其實(shí)早在上世紀(jì)60年代，飛機(jī)設(shè)計(jì)者們就提出了翼身融合的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)概念。所謂翼身融合體，指機(jī)翼和機(jī)身做為一個(gè)整體來(lái)設(shè)計(jì)，二者的平面形狀和剖面形狀完全融合為一的機(jī)體。優(yōu)勢(shì)分析通過(guò)翼身融合，飛機(jī)可以獲取更好的氣動(dòng)性能。翼身融合體的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)輕、容積大、阻力小，這些有利于飛機(jī)進(jìn)行超音速飛行，并且能夠減少雷達(dá)反射面積，實(shí)現(xiàn)隱身。具體說(shuō)來(lái)體現(xiàn)在以下方面：1）承載能力高。與傳統(tǒng)布局大型飛機(jī)相比，BWB飛機(jī)的機(jī)翼與機(jī)身融合在一起，擴(kuò)大了承載空間，且翼身融合體的扁平化設(shè)計(jì)具有更高的空間利用率。2）空氣動(dòng)力效率高，氣動(dòng)載荷的分布可達(dá)到最佳。翼身融合大大減小了傳統(tǒng)布局翼身之間的干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，減小了總阻力。同時(shí)使得整個(gè)機(jī)體成為一個(gè)大的升力面，最大升阻比可達(dá)到25~30。3）低耗油率、低排放、長(zhǎng)航時(shí)、大航程、短距起降。BWB飛機(jī)升阻比遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)布局飛機(jī)，在解決了低速飛行控制問(wèn)題后，高升阻比特性使得BWB飛機(jī)的起飛著陸速度較低，降低了對(duì)機(jī)場(chǎng)跑道的長(zhǎng)度要求。4）低噪聲。獨(dú)特的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝方式，結(jié)合尾部機(jī)翼后緣舵面、垂尾設(shè)計(jì)，大大削弱了發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲向地面以及座艙的傳播。另外，翼身融合設(shè)計(jì)在減小飛行阻力的同時(shí)，有效減小了空氣摩擦噪聲。5）隱身性能。X-48的翼身融合設(shè)計(jì)具有良好的雷達(dá)隱身性能。該設(shè)計(jì)消除了交界處的直角，降低了傳統(tǒng)布局飛機(jī)角反射器效果，有效減小了雷達(dá)反射截面。同時(shí)復(fù)合材料在BWB布局飛機(jī)上使用比例的大大增加，也會(huì)減小飛機(jī)對(duì)雷達(dá)波的反射，甚至還可進(jìn)一步使用吸波材料蒙皮REF_Ref32425\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。INCLUDEPICTURE\d"/upload/rongxiong110117-3/2.jpg"\*MERGEFORMATINET圖4X48B試飛翼身融合的研究現(xiàn)狀1、國(guó)外研究進(jìn)展波音與斯坦福大學(xué)合作，最早進(jìn)行BWB外形的研究，并提出第一代BWB的外形。隨后，在NASA(1994-1997)的資助下，與一些大學(xué)和研究所共同開(kāi)展研究，提供一個(gè)800座位，航程7000英里(12971km)，巡航Ma=0.85的概念可行的先進(jìn)客機(jī)REF_Ref3835\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。歐洲則以MOB項(xiàng)目和VELA(VeryEfficientLargeAircraft)項(xiàng)目為契機(jī)，對(duì)BWB進(jìn)行了深入的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究REF_Ref3190\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。俄羅斯中央流體研究院也提出了翼展超過(guò)100m（目前適航條例規(guī)定翼展最大為80m）的翼身融合方案REF_Ref27997\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。2、國(guó)內(nèi)研究進(jìn)展南京航空航天大學(xué)的高峰在分析了大量國(guó)內(nèi)外針對(duì)翼身融合體飛機(jī)的氣動(dòng)布局的研究成果的基礎(chǔ)上，將翼身融合體布局應(yīng)用到大型民用運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì)中。在設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)下，設(shè)計(jì)了一架起飛總重為200噸級(jí)的，具有較強(qiáng)應(yīng)用價(jià)值的高亞音速翼身融合體飛機(jī)氣動(dòng)外形，如圖所示。經(jīng)CFD計(jì)算后對(duì)原有設(shè)計(jì)進(jìn)行了修正，再次計(jì)算表明基本達(dá)到設(shè)計(jì)要求REF_Ref4119\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。圖5CFD網(wǎng)格劃分清華大學(xué)的蔣瑾等設(shè)計(jì)了一翼身融合布局飛機(jī)方案，如下圖6所示。經(jīng)過(guò)數(shù)值分析得出：1）當(dāng)展弦比和機(jī)翼面積增大時(shí)，氣動(dòng)性能會(huì)得到改善，其中展弦比的影響尤為明顯，這和常規(guī)構(gòu)型的變化規(guī)律基本一致。2）外翼前緣后掠角的改變與氣動(dòng)性能的改善并未表現(xiàn)出明顯的單調(diào)關(guān)聯(lián)關(guān)系，需考慮中央機(jī)身對(duì)氣動(dòng)的貢獻(xiàn)，將其影響一并加以考察。3）通過(guò)展向扭轉(zhuǎn)分布設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)提高升阻比、減少力矩（有利于增穩(wěn)）、改善流動(dòng)狀態(tài)及展向氣動(dòng)載荷等目的。REF_Ref4171\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。圖6翼身融合布局氣動(dòng)外形王鉦云等對(duì)X48B進(jìn)行了三維模型重建。具體尺寸見(jiàn)下表。在不同馬赫數(shù)下、不同迎角下對(duì)該飛行器進(jìn)行了仿真，得出與傳統(tǒng)飛機(jī)相比，BWB飛機(jī)具有高的升阻比和良好的氣動(dòng)效率。X-48B飛機(jī)機(jī)身也產(chǎn)生相當(dāng)大的升力，且機(jī)身空間較大，可用于客機(jī)或運(yùn)輸機(jī)，經(jīng)濟(jì)性較大。REF_Ref4204\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。表1X48B飛機(jī)參數(shù)翼展/m6.2面積/m29.3質(zhì)量/kg180最大飛行速度km/h250飛行高度/m3000航程/km218北京航空航天大學(xué)的吳江浩等對(duì)一種BWB進(jìn)行了重新建模，具體數(shù)據(jù)見(jiàn)下表2。表2計(jì)算模型的平面幾何形狀及對(duì)應(yīng)的特征界面數(shù)據(jù)截面序號(hào)123456到對(duì)稱(chēng)面距離/m07.51317.523.538.5展向位置/μ00.1950.3380.4550.6101.000前緣后掠角/°0-15.288-26.5-30.1-34.9-46.8后緣后掠角/°-48-48-47.5-43.75-44.15-50.8弦長(zhǎng)/m4832.7122113.669.294扭轉(zhuǎn)角/°-1.97-0.8-0.270.51-2重建的飛行器模型如上圖所示。通過(guò)進(jìn)行數(shù)值仿真模擬得出，以Ma=0.23起飛和著陸時(shí)，升力系數(shù)隨攻角的增大而增大，在攻角為0°-4°之間，CL隨α近似線性增加，當(dāng)α=4°時(shí)升阻比最大，約為15;以Ma=0.85巡航時(shí)，升力系數(shù)也隨攻角的增大而增大，在攻角為0°-3°之間，CL隨a近似線性增加，當(dāng)α=3°時(shí)升阻比最大，約為8。隨著α的增大(0°-10°之間)，上表面負(fù)壓區(qū)增大并向外側(cè)擴(kuò)展，下表面壓力變化不大，故升阻力系數(shù)均隨α的增大而增大，但當(dāng)a大于某一角度時(shí)，升力系數(shù)增幅小于阻力系數(shù)，故升阻比迅速減小。α在3°-5°之間變化時(shí)，升阻比均較大且在最大值附近變化，表明采用BWB布局的客機(jī)在獲得較大升阻比時(shí)仍可使乘客在飛行過(guò)程中具有較好的舒適性且有利于飛行控制。REF_Ref4243\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。圖7幾何模型截面特征及網(wǎng)格劃分沈禮敏等所在的北航流體所成立BWB課題組，應(yīng)用數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和模型自由飛等多種手段對(duì)影響B(tài)WB氣動(dòng)特性的主要參數(shù)展開(kāi)了研究，證明了這種布局方式確實(shí)具有相當(dāng)大的升阻比。REF_Ref3613\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。三、飛行過(guò)程中波阻的降低飛機(jī)減阻技術(shù)始終是空氣動(dòng)力學(xué)研究熱點(diǎn)問(wèn)題，研究表明，大型客機(jī)阻力減小1%，可使直接使用成本（DOC）降低0.2%REF_Ref22418\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。常規(guī)布局的大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)，由于超臨界機(jī)翼技術(shù)的應(yīng)用，波阻占飛機(jī)總阻力的比例較小，因此，基于摩阻、誘阻的減阻措施，包括層流和混合層流技術(shù)、新型翼尖裝置等減阻手段，得到了廣泛的研究和應(yīng)用。BWB采用了高度融合的設(shè)計(jì)技術(shù)，其阻力成分也發(fā)生了較大的變化，典型特征就是激波阻力比重的顯著增加，其量值可能達(dá)到總阻力的10%以上REF_Ref23378\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。。N-S方程解表明原始BWB外形的外翼上存在著強(qiáng)激波，BWB外形是由減小浸潤(rùn)面積從而減阻的概念而得，主要目標(biāo)是要減小波阻(由于跨聲速飛行)和非線性壓力阻力。REF_Ref3835\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。3.1扭轉(zhuǎn)反設(shè)計(jì)英國(guó)克朗菲爾德(Cranfield)大學(xué)設(shè)計(jì)了BWB外形(圖8)在設(shè)計(jì)條件Ma=0.85,CL=0.41，H=11500m，重心位置xcg=29.3m下討論了BWB外形的氣動(dòng)設(shè)計(jì)問(wèn)題。為獲得良好的氣動(dòng)性能，減阻的過(guò)程中必須取得壓力阻力和波阻的減小兩者較好的平衡。這可以通過(guò)優(yōu)化扭轉(zhuǎn)分布實(shí)現(xiàn)最佳展向升力分布和對(duì)翼型外形的優(yōu)化來(lái)實(shí)現(xiàn)。傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中人們通常追求橢圓分布以實(shí)現(xiàn)最小誘導(dǎo)阻力，但對(duì)于BWB外形，它不再是最小阻力的最佳分布。圖8克朗菲爾德大學(xué)設(shè)計(jì)的BWB外形扭轉(zhuǎn)反設(shè)計(jì)的研究表明，三角/橢圓的平均載荷分布具有最小總阻力(圖21)。49counts(0.0001阻力系數(shù)為1count)的阻力的減少包括23counts的波阻減小和26counts的誘導(dǎo)阻力，因而可獲得較高的升阻比(比原始外形提高了16%)。而翼型外形的優(yōu)化會(huì)進(jìn)一步減弱激波的形成。應(yīng)當(dāng)指出，三角/橢圓的平均載荷分布還有利于減小翼根彎曲力矩而減輕重量。REF_Ref3835\w\h錯(cuò)誤!未指定書(shū)簽。圖9Ma=0.85時(shí)不同分布的升阻比變化曲線3.2利用鼓包減阻在眾多的主、被動(dòng)流動(dòng)控制減阻技術(shù)中，實(shí)體鼓包以其簡(jiǎn)單、不帶來(lái)附加粘性性阻力的優(yōu)點(diǎn)，弱化激波、減小激波阻力的效果最為明顯。歐洲空客公司進(jìn)行了A340混合層流機(jī)翼加裝鼓包的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)與風(fēng)洞試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，加裝鼓包后的A340在典型的北大西洋航線中，最大減阻量可達(dá)4%（馬赫數(shù)Ma=0.84）REF_Ref28009\w\h[14]。美國(guó)空軍在P-51上加裝鼓包進(jìn)行提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)研究。1、λ形激波減阻原理流動(dòng)通過(guò)一系列斜激波所帶來(lái)的總壓損失總是小于單獨(dú)的正激波。圖10Bumpl就是按這一物理規(guī)律產(chǎn)生系列相對(duì)較弱的激波代替較強(qiáng)激波，產(chǎn)生“強(qiáng)干擾”弱化激波的流動(dòng)控制原理。加Bumpl后，翼型上表面一道較強(qiáng)的近似正激波由前、后激波與主激波組成的入形激波結(jié)構(gòu)所代替，激波處的壓力峰減小后移。Bumpl輪廓線為簡(jiǎn)單凸型，與翼型表面的不連續(xù)過(guò)渡在鼓包前緣形成拐點(diǎn)，超聲速氣流通過(guò)拐點(diǎn)時(shí)，先產(chǎn)生一道較弱的斜激波，即前激波，翼型表面壓力產(chǎn)生階躍下降，此后，受凸型曲線影響膨脹氣流再加速為超聲速，以后激波終止，產(chǎn)生λ形激波代替原來(lái)的近似正激波而使波阻減小。圖10Bump1和Bump2的幾何形狀2、等熵壓縮減阻原理Bump2按照等墑壓縮原理設(shè)計(jì)。Bump2輪廓線為凹一凸-形狀，這種凹一凸一凹形狀使鼓包與翼型表面過(guò)渡的曲率變化盡可能小，實(shí)現(xiàn)光滑過(guò)渡，以減小外形曲率變化對(duì)跨聲速流動(dòng)的擾動(dòng)，產(chǎn)生“弱干擾”對(duì)激波實(shí)現(xiàn)弱化。前部的凹形與翼型表面光滑過(guò)渡，同時(shí)延長(zhǎng)翼型表面的“平直等墑壓縮段”，使上表面氣流繼續(xù)緩慢等墑壓縮的更為充分，產(chǎn)生“減速”過(guò)程，產(chǎn)生較弱激波。鼓包頂點(diǎn)后的凹形加強(qiáng)與其后翼型表面的光滑過(guò)渡，減小壓力損失。加Bump2后，翼型表面雖仍為一道較強(qiáng)激波，但波前負(fù)壓值明顯減小、激波強(qiáng)度減弱、位置后移，表明等墑壓縮更為充分REF_Ref23378\w\h[13]。圖11鼓包的靜壓等值線對(duì)比參考文獻(xiàn)明磊.翼身融合體民用運(yùn)輸機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)[D].國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué),2005.朱自強(qiáng),王曉璐,吳宗成,等.民機(jī)的一種新型布局形式——翼身融合體飛機(jī)[J].航空學(xué)報(bào),2008,29(1):49-59.KresseN.ChallengesandpotentialofBWBconfiguration(resultsoftheprojectVELA–VeryLargeAircraft)[R].FifthCommunityAeronauticalDays2006,2006.朱自強(qiáng).現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社,2005.高峰.翼身融合體飛機(jī)的外形設(shè)計(jì)與氣動(dòng)改進(jìn)[D].南京航空航天大學(xué),2009.蔣瑾,鐘伯文,符松.翼身融合布局飛機(jī)總體參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能的影響[J].航空學(xué)報(bào),2016,37(1).王鉦云,鄭祥明,昂海松.翼身融合X-48B的三維重建飛機(jī)與氣動(dòng)特性分析[J].江蘇航空,2015(1):18-20.吳江浩,劉曉靜.翼身融合(BWB)布局客機(jī)氣動(dòng)特性分析[C].大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國(guó)航空學(xué)會(huì)2007年年會(huì).2007.李偉,黃敏,梁兵兵,等.X-48混合飛翼技術(shù)驗(yàn)證無(wú)人機(jī)的發(fā)展與分析[J].飛航導(dǎo)彈,2014(2).LiebeckRH.DesignoftheBlendedWingBodySubsonicTransport[J].JournalofAircraft,2004,41(1):10-25.沈禮敏,鐘星立,秦燕華.BWB氣動(dòng)布局氣動(dòng)特性初探[C].大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中