王剛，張彬乾，張明輝，桑為民，袁昌盛，李棟

西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072

隨著經濟全球化迅速發(fā)展，航空運輸業(yè)需求持續(xù)增長，未來20年，民機市場年均增速將穩(wěn)定在4.4%～4.7%[1-2]，同時，石油危機和人類生存環(huán)境危機使民機節(jié)能、環(huán)保要求急劇提高?，F(xiàn)有航空技術已遠不能滿足以“經濟性和環(huán)保性”為核心的“綠色航空”運輸發(fā)展要求，促使民用航空技術必須實現(xiàn)革命性變化，進行概念與技術的全面創(chuàng)新。

未來民機將充分體現(xiàn)“綠色航空”的發(fā)展理念，以節(jié)能、減排、降噪為目標?；诖耍琋ASA提出了針對亞聲速民機的新三代(N+1,N+2,N+3)發(fā)展計劃[3]；歐洲航空研究咨詢委員會(ACARE)也制定了至2050年的民航節(jié)能減排目標[4]，見表1和表2，指明了未來亞聲速民機的發(fā)展方向;同時,各航空發(fā)達國家均制定了相應的應對發(fā)展規(guī)劃[4-11]，形成了民機史上空前的新技術全面發(fā)展局面。

作為飛行器發(fā)展的先行官，民機氣動布局技術研究極為活躍，各種新概念氣動布局大量涌現(xiàn)，并全面帶動民機技術進步。經過約30年發(fā)展，已經聚焦于翼身融合(Blended-Wing-Body, BWB)、雙氣泡機身、桁架支撐翼、連接翼等幾種新概念布局，并已陸續(xù)進入技術驗證階段[12-13]?？梢灶A見，民用飛機將迎來新的技術跨越，新概念亞聲速民機或將在2030年前問世[12]。

翼身融合布局是指機翼和機身高度融合的全升力面飛機外形[14-16]。在相同裝載要求下，翼身融合設計能夠降低全機浸潤面積從而減小摩擦阻力，與傳統(tǒng)的筒狀機身+機翼(Tube And Wing, TAW)布局相比，BWB巡航效率可提高15%～20% (相對B787和A350)，并具有降低噪聲、排放和結構重量等潛力[14-17]。圖1給出了亞聲速民機巡航效率與布局之間的關系[18]，當前研究結果表明，幾種代表性BWB民機方案的巡航效率因子已達20以上，顯示出了巨大的性能優(yōu)勢和發(fā)展?jié)摿Α?/p>

表1 NASA“新三代”亞聲速民機發(fā)展規(guī)劃(2009年)[3]Table 1 NASA subsonic transport system level metrics(2009)[3]

表2 歐洲航空研究咨詢委員會(ACARE) 2050年節(jié)能減排目標[4]

Table 2 Energy conservation and emission reduction targets from the European Aviation Research Advisory Committee (ACARE) by 2050[4]

項目類型2020年(相對2000年民機技術水平)2050年(相對2000年民機技術水平)噪聲排放-50%-65%氮氧化物排放-80%-90%燃油消耗(CO2排放)-50%-75%

圖1 巡航效率隨民機布局變化情況[18]Fig.1 Variation of cruise efficiency with layout of civil aircraft[18]

經過約30年研究，BWB布局不斷演化發(fā)展，關鍵技術基本明確并取得重大研究進展，應用對象也隨之清晰。最新研究表明，BWB布局應用不再局限于250以上座級的大型民機，而是可擴展到100～150座級支線機[19-21]和高端公務機[22]領域。

本文聚焦于BWB民機總體與氣動設計中的技術挑戰(zhàn)和對策展開討論。首先，簡要回顧BWB民機概念的發(fā)展歷程；闡述飛翼(Flying Wing, FW)和BWB兩種布局的差異，明確BWB概念特征及應用范圍。然后，主要從設計思想、總體、氣動布局、飛-發(fā)集成、降噪等設計技術角度論述BWB民機發(fā)展與應用過程中面臨的挑戰(zhàn)與對策。最后，對BWB民機的發(fā)展趨勢提出4點看法。

1 發(fā)展歷史回顧

飛翼或機翼-機身融合布局概念出現(xiàn)很早，幾乎伴隨著飛機的發(fā)展，19世紀末期就有不少理論探討，在20世紀20～40年代航空業(yè)的“黃金時代”，許多研究者進行了艱辛的探索和實踐，并制造了自己的飛機進行試飛，為飛翼和翼身融合布局飛機的發(fā)展作出了杰出的貢獻，在飛機發(fā)展史上留下了濃墨重彩的一筆, 具體可參考文獻[23-26]。

完整的或現(xiàn)代的翼身融合布局概念是麥道公司(現(xiàn)并入波音公司)的Liebeck于1988年首先提出的[16]，其探索研究始于20世紀90年代。BWB布局發(fā)展過程可劃分為概念探索與應用研究兩個階段。

1.1 概念探索階段

最初的BWB布局集中在800座級以上超大型客機的可行性概念探索研究。麥道公司與斯坦福大學在NASA的支持下先后提出了800座級的第1代和第2代BWB布局，見圖2(a)和圖2(b)，一定程度上驗證了BWB布局的技術可行性和突出的商業(yè)價值[14]。歐盟組織英國克蘭菲爾德大學[27]、空客公司(Airbus)和德國宇航院(DLR)等先后提出了針對800～1 000座級的超大型BWB概念方案VELA1和VELA2[28-29]，見圖2(c)～圖2(e)。俄羅斯也提出了900座級的“FW-900”概念方案[30]。上述研究確認了BWB布局在經濟性、環(huán)保性等方面相對于傳統(tǒng)布局的巨大優(yōu)勢。然而，鑒于航空運輸業(yè)市場的需求，這種超大型概念方案的后續(xù)發(fā)展逐漸式微，目前已很少見到這方面的研究信息。

圖2 概念探索階段的BWB設計方案Fig.2 BWB design schemes in concept exploration stage

出于對航空運輸業(yè)市場需求、綠色航空等因素的綜合考慮，BWB民機技術發(fā)展逐漸集中在250～450座級。NASA與波音公司率先開始了BWB布局在需求量更大的450座級以下客機的關鍵技術研究與驗證[16]，以波音的BWB-450概念方案及X-48系列驗證機為代表，見圖3[14,31]。BWB-450在多學科優(yōu)化設計方法、系列化、客艙設計等方面的研究逐步深入[14-15]，以該概念方案為基礎的X-48B/C縮比驗證機在布局可行性驗證、多操縱舵面耦合控制、噪聲/排放/油耗測試等方面獲得了BWB研究最初的經驗與數(shù)據(jù)[32]，為BWB的應用研究奠定了基礎。

圖3 波音BWB-450概念及X-48B驗證機Fig.3 Boeing BWB-450 concept and X-48B flight test model

1.2 應用研究階段

為滿足綠色航空的“新四性”要求，即安全性、經濟性、舒適性和環(huán)保性[33-34]。BWB在設計思想與設計方法、材料與結構、新型發(fā)動機、噪聲抑制及適航符合性等方面的研究不斷深入，構成了下一代民機發(fā)展的主要研究領域之一。自2009年起，一種名為混合翼身(Hybrid Wing Body, HWB)的布局概念更多地出現(xiàn)于Cambridge-MIT(CMI)的靜音計劃(SAI)及NASA的N+3代亞聲速客機的研究項目中[6-10]。SAI計劃主要針對N+2代噪聲排放指標提出了SAX系列HWB概念方案，見圖4(a)。波音在SAX-40的衍生機SAX-40F的基礎上進行了改進發(fā)展，提出了N2A和N2B兩種HWB布局方案作為N+2代民機發(fā)展方案[8]，見圖4(b)。針對N+3目標，Boeing-MIT團隊提出了基于SAX-40的HWB布局方案H3[10]，見圖4(c)。H3方案部分滿足了N+2代指標，但距離N+3代節(jié)能和噪聲指標還有一定差距。隨后，NASA提出了基于分布式電推進動力的N3-X HWB概念方案，有望實現(xiàn)N+3節(jié)能目標[35]，見圖4(d)。

圖4 應用研究階段的BWB設計方案Fig.4 BWB design schemes in applied research stage

近年來，國內對BWB民機的研究也逐漸深入，北京航空航天大學[36-38]、南京航空航天大學[39]、中國商用飛機有限責任公司[13,40]、航空工業(yè)集團等院校和研究機構在總體、氣動布局、結構、飛控等方面均開展了大量研究。以西北工業(yè)大學為代表的研究團隊，聯(lián)合上海飛機設計研究院、北京民用飛機技術研究中心、北京航空航天大學、航空工業(yè)第一飛機設計研究院和航空工業(yè)空氣動力研究院等國內大型飛機研究單位，自2007年起，結合大型客機C919研制，在國內率先開展了150座級BWB民機概念方案研究。經過十余年的發(fā)展，先后完成了1個150座級和2個300座級概念方案設計，在總體、氣動、飛控、飛機-發(fā)動機匹配、噪聲及其抑制、先進材料與結構設計等關鍵技術領域取得了重要進展，形成了一批具有完全自主知識產權的技術成果[41-56]。

2 飛翼與翼身融合布局

飛翼和翼身融合布局是當前軍/民用飛機研究的前沿和熱點，本節(jié)從設計原理、外形特征及應用對象等方面闡述這兩類布局的差異，供業(yè)內參考。

1) 設計原理不同

FW布局以“機翼氣動效率最高”為理論依據(jù)，以獲得最高巡航效率為目標，裝載、操縱等功能完全集中于“機翼”為設計原理。BWB布局則是以提高綜合性能為目標[14]，在保留傳統(tǒng)布局機身和機翼基本功能的前提下，通過高度融合設計提升氣動性能，實現(xiàn)減阻減重、全面提升綜合性能的布局形式[13,15]。

2) 外形差異明顯

FW布局得名于純粹“機翼”的外形特征[16,57]，既無明顯的機身輪廓，也沒有傳統(tǒng)布局的平尾和垂尾。BWB布局具有明顯的機身輪廓，出于全面提升綜合性能的需要，往往增加垂尾或兼顧垂翼功能的翼梢小翼。圖5給出了典型FW和BWB布局外形對比。

圖5 典型FW布局與典型BWB布局外形對比Fig.5 Comparison of typical FW layout and typical BWB layout shapes

3) 應用對象不同

FW布局純粹“機翼”的外形特征，使有效載荷可沿展向布置于機翼內，具有載荷布置的靈活性，既是優(yōu)點，也使其應用受限。FW布局的外形特征，使其具有優(yōu)異的隱身性能，加之靈活的載荷布置，被廣泛應用于戰(zhàn)略轟炸機、無人作戰(zhàn)飛機、第6代戰(zhàn)斗機等軍用飛機，如B-2、B-21、X-47B等。而在民機應用方面，受客艙高度不小于2 m的強制性適航要求限制，“機翼”的相對厚度沿展向將增大較多，使跨聲速氣動性能下降，在450座級以下客機中的巡航性能優(yōu)勢已不存在，這就是FW布局在民用飛機發(fā)展方面目前已基本處于停滯狀態(tài)的主要原因。NASA針對N+2代民機的環(huán)境責任航空計劃(ERA)最終選擇了波音的BWB方案進行深入研究，而淘汰了諾斯羅普公司的FW方案正是基于上述考慮[58]。

BWB布局由于保留了較厚的中機身，其應用范圍相對FW布局大大擴展，更易滿足民用飛機使用要求，已成為下一代民機較為理想的選擇。目前研究顯示，BWB應用對象已從250～450座級擴展到較小(100座)座級支線機/公務機及超大座級客機，均顯示出了優(yōu)越的綜合性能優(yōu)勢[14,19-22,41]。同時，BWB布局在軍用運輸機[59-60]、貨運飛機[61-62]及大型特殊用途運載平臺等領域的應用潛力也不可忽視。

需要指出，對于450座級以上特大客機，如突破當前翼展不大于80 m的限制，隨著飛機尺寸的增大，客艙高度限制與“機翼”的相對厚度之間的矛盾將趨于緩和，BWB與FW之間的界限也將逐漸模糊，如波音第1代800座級BWB客機概念方案[14,23]。

3 BWB布局技術挑戰(zhàn)與對策

3.1 布局設計思想

目前，歐美及中國的BWB發(fā)展均處于概念設計與關鍵技術突破階段，BWB布局在燃油消耗、排放及噪聲等方面的優(yōu)勢及廣闊的應用前景已得到共識，但多個專業(yè)技術領域仍面臨挑戰(zhàn)，多項技術瓶頸仍有待突破，在總體和氣動設計技術方面主要集中于以下方面。

3.1.1 BWB布局面臨的技術瓶頸

1) 起降性能需進一步提高

BWB布局整體的升力面特征使其具有明顯小于TAW布局的翼載，這對改善起降性能十分有利[16]，然而，下一代民機發(fā)展目標對起降性能提出了更高的要求，如，美國N+2代指標[3]要求起飛場長相對現(xiàn)有機型降低50%，使BWB布局的起降性能面臨較大挑戰(zhàn)，需進一步提升。現(xiàn)有的BWB由于中機身較短，縱向配平能力有限[14,63-64]，加之噪聲排放標準的提高，限制了高增升系統(tǒng)(如傳統(tǒng)多段增升裝置)使用，上述兩種因素的共同影響導致現(xiàn)有多種BWB方案不易滿足下一代民機起降性能指標。NASA ERA項目研究結果顯示[65]，其代表性方案的油耗、噪聲、排放3項指標均可實現(xiàn)N+2發(fā)展目標，唯獨起降場長指標未納入其研究范疇，一定程度上暗示短期內尚難以滿足起降指標；Boeing-MIT團隊針對N+3目標發(fā)展的H3.2概念方案平衡場長僅比777-200LR降低了10%[66]，距離N+2代降低50%的指標仍有較大差距。此外，波音公司和NASA于2017年重啟了X-48C驗證機計劃，重點研究BWB短距起降問題[67]，也充分反映了BWB起降問題的復雜性和難度。對此，不僅需要發(fā)展高效增升、小低頭力矩、低噪聲的新型增升裝置，也需要在氣動布局方面尋求突破。

2) 高度融合的寬短中機身帶來安全性與舒適性挑戰(zhàn)

BWB布局由于中機身寬短，其安全性和舒適性問題一直備受關注[14-16]，國內外研究者對基于適航符合性和舒適性的BWB客艙設計進行了諸多研究，并已形成豐富的概念方案級技術積累，詳見3.2.2節(jié)?，F(xiàn)有300以上座級BWB方案在機身兩側可布置3×2=6個艙門，為滿足適航應急疏散要求，需要在機身后體下表面再布置艙門，但該位置的應急出口存在機腹著地迫降狀態(tài)下無法使用的風險；此外，寬而短的客艙使每排座位較多(>24～30座/排)，這導致外側乘客在飛機滾轉和偏航飛行時承受較大過載，且中間乘客距懸窗較遠，影響乘坐舒適性。由此可見，BWB相對傳統(tǒng)TAW布局仍存在安全性與舒適性設計挑戰(zhàn)。

3) 操穩(wěn)問題使無尾布局短期難以實現(xiàn)

BWB布局縱、航向操縱能力偏低，特殊的質量分布和平面形狀又使其傾向于縱、航向靜不穩(wěn)定[16,36,68-69]，在民機安全性和飛行品質要求下，需要應用先進的增穩(wěn)控制系統(tǒng)[13,36]。為了提供適當?shù)姆€(wěn)定性和足夠的增穩(wěn)操縱裕度[36]，國內外研究者在飛機本體增穩(wěn)技術和操縱舵面設計方面進行了多方探索和研究，如，帶有方向舵的翼梢小翼[70]、“鱷魚”襟翼(Crocodile Flaps)[69]、開裂式副翼[14]等概念被用于航向增穩(wěn)和操縱；復合式尾舵[71]、小面積鴨翼[72]、腹部擾流板(Belly Flap)[73]、矢量推力[16,74]等概念被用于縱向增穩(wěn)與操縱。不過這些技術措施因控制能力有限或耦合其他方向氣動力[16]，另一些因重量代價、阻力懲罰或技術風險而停留在概念設想階段。V形尾翼同時具備縱、航向穩(wěn)定和操縱能力，且具有較長控制力臂，是現(xiàn)階段最具實際應用價值的操穩(wěn)問題解決方案。美國自N2A之后的大部分BWB方案都采用了V尾布局，但V尾帶來的浸潤面積增加會一定程度上吞食BWB巡航性能優(yōu)勢。如何在升阻優(yōu)勢損失較少的前提下滿足縱、航向設計要求是BWB的又一技術挑戰(zhàn)。

3.1.2 BWB布局設計思想的演化與突破

BWB布局發(fā)展面臨的起降、安全性與舒適性、操縱性與穩(wěn)定性3方面的技術瓶頸，除相關聯(lián)技術，如增升、操縱等方面需尋求突破外，也需要布局設計思想的轉變與突破。綜合國內外公開文獻及西北工業(yè)大學團隊300座級概念方案研究工作，從以下4方面對BWB設計思想進行論述。

1) 混合翼身布局

HWB布局本質上是BWB布局的改進和發(fā)展，是BWB走向實際應用過程中綜合設計的產物，主要面向450座級以下民機。HWB的顯著特征，或者說與BWB的差異，主要體現(xiàn)在中央機體加長、機翼-機身的融合過渡更快、機身寬度減小、機身輪廓更加明顯等方面，典型BWB和HWB外形對比見圖6[14,75]。

HWB設計思想旨在通過快速融合減弱中機身和過渡段的激波強度，增大外露機翼面積和展弦比，提高整機升力面的利用率和氣動效率；收窄的中機身能夠減少每排座位數(shù)，降低外側乘客承受的過載，增加更多舷窗，縮小中間乘客距舷窗的距離，多方面提升舒適度；較長的中機身更容易沿機身布置艙門，有助于解決應急疏散問題，提高安全性。

由以上分析可見，HWB是介于傳統(tǒng)TAW和典型BWB布局之間的一種布局形式，它保留了BWB布局的眾多設計特點和氣動優(yōu)勢，同時也降低了設計難度，更注重飛機的綜合性能(安全性、經濟性、環(huán)保性、舒適性)和可實現(xiàn)性。近年來，國內外披露的BWB方案大都應用了HWB設計思想，體現(xiàn)了國內外對技術瓶頸認識和解決途徑的一致性，圖7的典型概念方案發(fā)展歷程表明了BWB向HWB的演化趨勢。

2) 后機體加長設計思想

后機體加長(Aft-body Extending)能夠增長控制力臂[76]并有助于進一步降低翼載，提高飛機縱向配平能力和基礎起降性能，從而降低增升裝置設計壓力；同時，尾部操縱舵面(如尾部升降副翼)和安定面(如V形尾翼)位置后移，效率提高，控制和穩(wěn)定能力增強，降低了增穩(wěn)設計難度，有助于解決縱、航向操穩(wěn)問題；后體加長也有助于布置更多的機身側向應急疏散艙門；后體加長還增大了動力系統(tǒng)設計空間，降低了飛-發(fā)匹配難度，也增強了機體對發(fā)動機噪聲的遮蔽效果[76]。

圖6 典型BWB和典型HWB對比[14,75]Fig.6 Comparison of typical BWB and typical HWB[14,75]

圖7 BWB向HWB演化趨勢Fig.7 Evolution trend of BWB to HWB

后機體加長技術一般與HWB布局綜合應用，因為中機身收窄的HWB延長后機體的浸潤面積增量較小，凈收益更高。波音公司在2011年出于飛-發(fā)匹配和噪聲遮蔽的考慮，在其220座級的N2A概念方案采用了后體加長[76]。

西北工業(yè)大學團隊著眼于高-低速性能協(xié)調和提升綜合性能，于2012年提出“后體加長混合翼身布局”設計思想，首先應用于無尾布局NPU-300-I概念方案，見圖8(a)，并在其基礎上發(fā)展出綜合性能優(yōu)越的NPU-300-Ⅱ方案，見圖8(b)。該方案在保持優(yōu)越高速性能的同時，顯著提升了低速性能。采用適當收窄的后體加長中機身設計，既緩解了起降配平壓力，又有效解決了適航和舒適性問題，每排座位數(shù)是目前國內外同級別概念方案中最少的16座/排，且每排座位都布置有舷窗，顯著改善了舒適性；實現(xiàn)了沿機身的4×2艙門布置，解決了應急疏散問題，提高了安全性，全面提升了BWB布局綜合性能。

無獨有偶，波音BWB首席工程師諾姆·普林森于2018年1月在AIAA航空航天科技大會上表示，ERA方案也將采用后體加長設計[77-78]，提升低速性能?？梢?，國內外對BWB布局技術發(fā)展的認識和解決途徑逐漸趨于一致。

圖8 西北工業(yè)大學BWB概念方案Fig.8 BWB concepts by Northwestern Polytechnical University

3) 高-低速協(xié)調設計思想

BWB面臨起降性能需進一步提高的問題，深層次的根源在于人們基本沿襲了傳統(tǒng)布局的設計思想，更多地關注于BWB布局高巡航效率，而對低速問題認識和重視不足。

西北工業(yè)大學團隊針對BWB布局的高-低速協(xié)調問題，提出了高-低速協(xié)調設計思想。該設計思想具體表述為，采用高速向低速適當妥協(xié)的總體參數(shù)協(xié)調，升致阻力與零升阻力匹配的高速性能補償，后體加長與翼身快速融合過渡相結合的優(yōu)化設計，綜合平衡高低速性能矛盾，為高升力構型的性能與操穩(wěn)提供良好基礎；提高安全性和舒適性。

波音公司的研究也指出[76]，應用后機體加長等起降性能改善措施，需要與巡航狀態(tài)進行權衡設計來保證高-低速綜合性能。此外，Lyu和Martins[79-81]針對BWB多點優(yōu)化設計問題進行了初步探索。

4) 無尾向V尾布局過渡的技術路徑

如3.1.1節(jié)所述，V尾是現(xiàn)階段解決BWB操穩(wěn)技術瓶頸的有效措施，為了最小化V尾造成的氣動損失，西北工業(yè)大學團隊采用無尾方案向V尾方案過渡的技術路徑。先充分挖掘無尾布局BWB(NPU-300-I方案，見圖8(a))的氣動潛力，在深入研究的基礎上找出設計不足，例如起降構型配平、航向穩(wěn)定性及控制、單發(fā)停車和側風著陸等飛行邊界問題，為V尾設計提供依據(jù)。后續(xù)方案(NPU-300-Ⅱ方案，見圖8(b))針對這些不足及要求，結合后體加長設計技術，在高速升阻性能損失最小的情況下設計V尾以進一步提高方案綜合性能。風洞試驗結果顯示，NPU-300-Ⅱ方案在增加V尾并滿足設計要求的情況下，仍然實現(xiàn)了24以上的巡航升阻比。

3.2 總體設計技術

3.2.1 座級與平面形狀

座級在BWB總體設計中占據(jù)支配地位，不僅決定了飛機的市場定位和宏觀尺寸，還會影響B(tài)WB的巡航性能及平面形狀?，F(xiàn)有研究認為，BWB相對傳統(tǒng)TAW布局能夠獲得20%左右的氣動收益[16]，在小座級上，BWB的氣動優(yōu)勢不如大座級明顯[82-85]。這是由于在融合程度不變的情況下，BWB的每座浸潤面積優(yōu)勢[82]隨著座級數(shù)的減小而逐漸降低[82-83]，其根源在于小座級BWB翼-身融合“過渡”，使得無裝載能力的翼身融合過渡區(qū)域面積占比增大，氣動效率降低。

圖9給出了不同座級下實現(xiàn)高氣動效率的方案平面形狀對比，可知小座級支線BWB飛機傾向于采用融合程度低的細長機身+大展弦比機翼布局(如BWB100-E1方案[84])；超大座級BWB飛機傾向于采用近似飛翼的高融合度平面形狀(如第1代 BWB方案[14])；而介于這兩種之間的中型座級(250～450)則采用HWB布局(如NPU-300方案)，旨在通過調整平面形狀和客艙布置，縮減過渡段面積占比，獲得BWB氣動優(yōu)勢。

圖9 3種典型座級 BWB 方案平面形狀對比[14,84]Fig.9 Comparison of planforms of three typical BWB concepts with different number of passengers[14,84]

需要指出，現(xiàn)有研究表明，在融合過渡區(qū)布置貨艙，即采用客/貨艙平行布置策略，小座級BWB布局較傳統(tǒng)布局具有綜合優(yōu)勢，如西北工業(yè)大學150座方案NPU-150、美國DZYNE公司112座支線/公務機方案Ascent 1000，見圖10。

圖10 客/貨艙平行布置概念方案Fig.10 Concepts for parallel arrangement of cabin and cargo

3.2.2 客/貨艙設計

BWB客艙布置與氣動外形緊密耦合，設計難度高于TAW布局，在保證乘坐空間的前提下，中機身需要兼顧氣動外形、動力系統(tǒng)及后緣操縱舵面布置等設計要求。圖11給出了典型BWB客艙平面形狀及其幾何約束，客艙前部梯形區(qū)域一般布置頭等艙和商務艙，中部集中布置多通道經濟艙[11,14,86-91]，還可根據(jù)需求布置吧臺等娛樂設施[91]。

圖11 BWB客艙形狀及約束[84]Fig.11 Shape and constraints of BWB cabin[84]

除滿足設計要求外，BWB客艙還需滿足適航條例中的應急疏散和舒適性指標，3.1節(jié)已經從技術瓶頸及設計思想應對角度對該問題進行了論述，本節(jié)從技術方案角度給出典型客艙設計及應急艙門布置方式，供業(yè)內參考。

表3給出了現(xiàn)有概念方案3種典型的客艙應急疏散策略及對應的機體艙門位置。具體設計應綜合考慮應急疏散壓力、機翼-機身相對位置、發(fā)動機布置等方面，不同布置形式可組合應用。

表3 3種典型的客艙應急策略Table 3 Three typical cabin emergency exit strategies

表4匯總了目前公布的典型概念方案客/貨艙布置形式及應急疏散策略。如3.1節(jié)所述，對于客艙橫向寬度較大的BWB而言，一般需要客艙后部的應急疏散通道；對于機身相對收窄的HWB布局，可以僅在兩側布置應急艙門的情況下滿足“90 s應急疏散適航要求”[91-92]，如NPU-300設計，見圖12。

表4 典型BWB概念方案的客/貨艙布置形式Table 4 Typical layout of cabin and cargo compartment of BWB concepts

圖12 僅在兩側布置應急艙門的NPU-300方案Fig.12 NPU-300 concept with emergency exits only arranged on the two sides

3.2.3 新型結構設計與重量估算方法

BWB概念設計階段的另一個主要挑戰(zhàn)是結構重量估算方法。結構重量估算結果會影響B(tài)WB方案的指標符合性和可行性[93]。其難點主要體現(xiàn)在兩方面[94]：一是結構設計本身的挑戰(zhàn)，特別是非常規(guī)的中機身需要新的結構形式；二是評估方法挑戰(zhàn)，現(xiàn)有重量估算方法大多是根據(jù)傳統(tǒng)布局經驗和歷史數(shù)據(jù)歸納而來，對于新的布局和結構形式適用度不高。

中機身結構設計建模與重量估算方法是BWB重量估算的核心問題[95]。BWB中機身結構需要同時考慮氣動載荷、客艙增壓載荷與機翼彎矩載荷[94,96-97]，這些載荷使概念設計階段中機身結構建模更為困難。

在BWB發(fā)展過程中，形成了幾種典型的中機身結構設計方案，如壓力殼體+獨立蒙皮概念[14](見圖13(a))，復合材料蒙皮蜂窩夾層板[98](見圖13(b))，拉擠桿縫合高效一體化結構(PRSEUS)[99-100](見圖13(c))，基于橢圓截面客艙的結構方案[101](見圖13(d))等。其中，PRSEUS全復材結構概念通過高度集成的連接方式顯著降低結構重量，相比早期復合夾層板方案能夠減重28%[96]，是一種具有工程應用前景的技術途徑。

BWB概念設計中使用的重量估算方法應當是基于物理建模和數(shù)值仿真的，由于沒有實際產品，基于經驗估算的方法需要謹慎使用[94]。在初始的設計階段，經驗加權理論方法[102]、等效板方法[103]等低精度方法可以用來獲得初始重量[101]。而設計迭代過程中使用的重量估算方法，應當是基于初步結構設計和有限元分析的半物理方法[94,104-106]，特別是對于新的結構形式，如PRSEUS，更需要在設計初期就進行較為細致的計算分析，確定初始結構設計方案用以評估結構重量[94]。圖14是一個典型的基于物理的結構重量計算平臺，它應具備外形和結構建模、內外載荷計算和重量估算等模塊。然而，基于物理的重量評估方法需要權衡估算精度與設計效率[94]。

圖13 典型BWB中機身結構設計方案Fig.13 Typical BWB fuselage structure design schemes

圖14 基于物理的結構重量計算平臺[94]Fig.14 A physics-based structural weight estimation platform[94]

BWB布局低翼載、更合理的展向升力分布、部件高度集成化等特點理論上具有高結構效率[14,16]，但要在實際中獲得重量收益，仍需在結構材料、設計方法、制造技術等方面開展研究，特別是結構初步設計與兼顧效率和精度的重量估算方法等[93-94]，這一方面有助于更有針對性地發(fā)展新型高效結構形式，另一方面有助于降低中機身特殊結構形式帶來的重量懲罰，從而發(fā)揮BWB的結構效率優(yōu)勢。此外，先進結構試驗驗證、快速有限元結構分析方法、特殊飛行狀態(tài)下的中機身非線性應力預測[16]、高復材占比結構的成本分析與技術風險評估[107]等研究都將為BWB結構設計與重量估算提供理論和技術支撐。

3.2.4 概念設計階段的舵面及控制系統(tǒng)設計

BWB民機在概念設計階段需要重視舵面及控制系統(tǒng)設計，具體包括控制面布置(Control Surface Layouts)、控制策略及驅動系統(tǒng)設計等[63,108-111]。BWB布局縱、航向控制力臂短，氣動力耦合度高，需要更多的后緣舵面[63](一般為10～15個，見圖15[111])和更大的驅動功率[14,63,112]，這就導致BWB舵面布置及控制策略對全機重量和耗油率的影響較傳統(tǒng)布局大[113]。波音公司[11]、代爾夫特理工大學[108-109]、佐治亞理工學院[63,110-111]等研究團隊的工程實踐表明，舵面及控制系統(tǒng)設計是BWB布局較強的設計約束之一，需要納入到概念設計過程中以保證概念方案的經濟性。具體分析與設計過程詳見文獻[63，108-111]。

圖15 典型BWB后緣控制面布置形式[111]Fig.15 Typical BWB trailing edge control surface layout[111]

3.3 氣動布局設計技術

3.3.1 氣動布局優(yōu)化設計原則與設計方法

BWB布局融合度高[14,16]、設計約束強[14,16,114]，其氣動布局設計具有多學科強烈耦合的特點，既需要先進的綜合設計方法，更需要統(tǒng)攬全局的優(yōu)化設計原則。

如前所述，BWB布局是以“綠色航空”為發(fā)展目標，因此，氣動布局設計必須圍繞“安全性、經濟性、舒適性和環(huán)保性”進行。依據(jù)西北工業(yè)大學團隊研究工作，總結國內外研究經驗，BWB氣動布局應采用的設計原則是，采用后體加長混合翼身布局，以高-低速性能協(xié)調為核心，以翼載作為關鍵協(xié)調參數(shù)，綜合優(yōu)化總體設計參數(shù)，平衡高-低速性能矛盾，獲得優(yōu)異的高-低速氣動性能，并解決應急疏散、乘坐感受等安全性和舒適性等問題。

目前，BWB氣動布局采用的主流設計方法包括基于CFD的綜合優(yōu)化設計[14,41]、反設計[41,115]、風洞試驗[46,72]及縮比飛行驗證[11,31-32]。以基于CFD的綜合優(yōu)化設計方法為主，輔以反設計方法進行局部改進設計，風洞試驗和縮比飛行試驗方法研究與驗證概念方案、關鍵技術等?；贑FD的綜合優(yōu)化設計方法，是在任務載荷、航程、氣動性能、穩(wěn)定性與操縱性、結構重量、安全性、舒適性及環(huán)保性等強約束條件下[15]，進行的平面形狀及三維構型的多設計點氣動性能優(yōu)化設計，核心是減阻和高-低速協(xié)調設計等。

綜合國內外和本團隊的研究工作，基于CFD的綜合優(yōu)化設計應注意以下問題：

1) 應采用多設計點協(xié)調優(yōu)化[81]或高-低速協(xié)調優(yōu)化設計策略。注重巡航狀態(tài)單點優(yōu)化結果在低速或其他非設計點狀態(tài)會帶來的縱向配平、安全性、舒適性等問題[19,79-80]，可能造成顛覆性影響。

2) 平面形狀是BWB氣動布局設計的核心，弱化三維設計得到的氣動布局可能顧此失彼[114]，甚至導致顛覆性問題。

3) 平面形狀優(yōu)化需要加入彎矩約束，由于跨聲速氣動優(yōu)化有增大后掠角和展長的趨勢，這樣的外形變化都對控制翼根彎矩(結構重量)不利，加入彎矩約束可一定程度上避免平面形狀劇烈變化。

4) 局部截面優(yōu)化有助于減弱激波強度，將優(yōu)化設計方法與反設計方法相結合，用于平面形狀優(yōu)化和減弱激波設計，可以提高氣動設計效率[41]。

3.3.2 展向載荷分布設計

BWB布局的整體升力面設計更容易獲得理想的展向載荷分布[14,16]。Qin[114,116-117]、Mody[10]、林宇[118]等國內外研究者對BWB橢圓、線性、混合載荷分布進行了細致深入的研究，這3種載荷分布形式對氣動性能的影響不盡相同，設計過程中需關注以下問題：

1) 橢圓載荷分布在相同翼展下具有最低的誘導阻力，但外翼載荷較大，易產生較強的外翼激波、較高的激波誘發(fā)分離風險、較大的翼根彎矩和配平壓力。

2) 氣動載荷由外翼向內翼轉移可以有效降低外翼波阻，減小翼根彎矩和配平壓力[16]，但偏離橢圓載荷分布會造成誘導阻力的增加。

實際工作中，BWB布局的展向載荷分布設計應根據(jù)設計要求進行調整[116]。在較低的巡航馬赫數(shù)下(例如Ma=0.83以下)，應盡量同時滿足無激波設計、自配平設計和橢圓載荷分布設計[10]，即在誘導阻力最小的狀態(tài)下達到波阻為零。對較高馬赫數(shù)(例如Ma=0.85以上)，無激波設計難度加大，高馬赫數(shù)帶來的大后掠角也會增大翼根彎矩和配平壓力，這種情況下，應采用弱激波設計，并將外翼載荷適當向內翼轉移以獲得波阻與誘阻的協(xié)調，使綜合性能最優(yōu)。

3.3.3 中機身翼型設計

BWB氣動優(yōu)勢得益于集成了裝載功能的升力面機身[16]，中機身設計也關系到飛機能否滿足縱向配平、穩(wěn)定性和巡航地板角限制要求[15]。因此，中機身設計要求可以歸納為：滿足裝載需求；不產生強激波；盡可能產生較大升力；盡量減小低頭力矩；應具有較大的后機體長度以增強操縱能力。

采用后緣正彎度的中機身翼型可以產生最大升力，但會增加縱向配平和靜穩(wěn)定性設計困難；而限制后部彎度甚至后部反彎的中機身翼型又難以滿足升力需求，巡航迎角較大[14]。目前，主流的中機身設計方法是HWB布局結合前加載翼型同時最小化后部彎度[119]，主要是基于以下原因。

1) HWB布局中機身收窄，產生的升力占比降低，有利于緩解上述矛盾。

2) HWB布局中機身加長且前伸量增加，使翼型相對厚度降低，激波強度減弱；也使前加載設計可提供較大抬頭力矩。

3) 中機身后部正彎度最小化能顯著降低配平壓力，又不至于如反彎翼型帶來升力損失。

圖16給出了西北工業(yè)大學HWB布局中機身翼型及其壓力系數(shù)Cp分布，可以看出該翼型后部彎度小并具有明顯的前加載特征。

HWB布局結合合理設計的中機身翼型有助于協(xié)調解決升力與配平的矛盾，也在一定程度上放開了外翼設計約束[119]，使HWB仍可應用超臨界機翼，從而進一步提升了HWB布局的跨聲速性能。

圖16 HWB布局中機身典型截面翼型及其壓力分布Fig.16 Typical geometry and pressure distribution of fuselage airfoil of HWB concept

3.3.4 巡航自配平設計

巡航狀態(tài)舵面無偏轉的自配平設計對BWB布局至關重要[14]，也是其氣動設計的核心約束，必須在升阻性能和配平之間進行權衡[120]。表5列舉了BWB高速升阻性能與配平設計之間的若干矛盾以及相應的設計妥協(xié)策略。

西北工業(yè)大學團隊提出了針對BWB高速設計的“三點歸一”巡航自配平設計原則[41]，即通過合理的優(yōu)化策略實現(xiàn)高速巡航設計點、最大升阻比點與力矩平衡點為同一飛行姿態(tài)，可獲得最大的實用巡航氣動性能，見圖17。

3.3.5 機翼-機身過渡段設計

BWB大迎角流動分離與失速一般始于機翼-機身過渡段。這是由于大后掠中機身三維流動強，導致過渡段邊界層堆積；機翼與機身各自的前緣后掠角差異大導致較強的橫向流動，堆積的邊界層在橫向流動作用下易誘發(fā)分離[14]，見圖18。盡管過渡段先分離對大迎角操縱有利[14]，既可保證失速時外翼操縱面有效，也可避免俯仰力矩過早發(fā)生上仰，但不利于提高全機失速特性。

表5 BWB高升阻性能與配平之間的矛盾及妥協(xié)策略

要提高BWB失速迎角和最大升力系數(shù)，合理的過渡段設計是推遲分離的關鍵。應在協(xié)調機身和機翼前緣后掠角的同時，注意該位置的降載設計和分離控制[6]，高速狀態(tài)應避免過渡段產生激波從而誘發(fā)分離失速；低速狀態(tài)，前緣增升裝置設計也應重點控制該位置前緣流動分離，從而提高飛機起降性能。

圖17 “三點歸一”設計原則Fig.17 Design idea that cruise point, maximum lift to drag point and pitch trim point are in the same flight attitude

圖18 HWB布局過渡段橫流分離Fig.18 Cross flow separation on transition section of HWB layout

3.3.6 BWB增升裝置設計

BWB布局的全機升力面使其具有小于常規(guī)布局的翼載荷，這有利于縮短起降場長、降低起降速度[16,121]，在目前的樞紐機場跑道長度下，理論上BWB可在無后緣增升裝置的情況下起降[10-11,14,75]，但仍需要前緣增升裝置來獲得更大的最大升力系數(shù)[10,14,16,75]。然而，沒有后緣襟翼或襟翼使用受限，使BWB起降所需升力系數(shù)會出現(xiàn)在一個相對較大的迎角，飛行姿態(tài)相應較高，這樣的起降姿態(tài)易受陣風、擦地角等影響[114]，存在安全性隱患，如NASA的ERA-0009A方案僅采用前緣增升裝置時起飛迎角達到了13.67°[11]，遠大于目前民航客機5°～7°的起降姿態(tài)角[122]。另一方面，后緣增升裝置的缺失或低效，使BWB起降場長難以進一步減小，不能滿足下一代“綠色航空”發(fā)展要求。目前國外公布的典型方案，如NASA的H3.2方案平衡場長為9 000 ft[10](1 ft=0.304 8 m)，ERA-0009A方案平衡場長為8 850 ft[11]，相比現(xiàn)有技術(B777-200平衡場長約為10 000 ft)并無明顯優(yōu)勢，遠不能達到N+2起降場長約5 000 ft的指標。為提升起降性能，如進一步減小翼載，將帶來高速性能的損失。所以，單純采用前緣增升裝置將帶來較高安全風險，限制低速性能提升，不利于BWB布局的工程化發(fā)展和實現(xiàn)市場預期。

當然，對于追求低噪和環(huán)保要求的靜音計劃(SAI)[123]和環(huán)境責任航空計劃(ERA)[11]而言，去除后緣增升裝置無疑對控制起降噪聲和排放有利，這就導致需在起降性能上另辟蹊徑或進行妥協(xié)，SAX-40方案應用了矢量推力概念才接近NASAN+2代起降場長指標[123]，ERA計劃伊始就未將起降場長指標納入其研究范疇[11]。

如在BWB起降階段應用后緣增升裝置，則低速配平問題又如上文所述，成為了另一個核心技術瓶頸。較短配平力臂下的大操縱力會造成大的升力損失，需要考慮配平升力增量(Trimmed Lift Increase)[124]。Paulus等[124-125]將單縫富勒襟翼用于BWB，未配平狀態(tài)設計迎角升力系數(shù)達到了1.09，而配平后僅為0.84，配平升力損失達到了23%，雖然這相比干凈構型配平升力系數(shù)提高了31%，但為此付出的阻力、重量、噪聲代價就需要設計者綜合權衡。

就可采用的前緣增升裝置而言，傳統(tǒng)縫翼推遲失速能力較好，且技術成熟，但噪聲、重量代價較大；前緣下垂技術以出色的降噪潛力成為了多個BWB方案[10,75,123]的選擇，但其推遲失速能力明顯弱于縫翼[126-127]；克魯格襟翼由于不破壞機翼前緣外形使BWB外翼應用混合層流動控制技術(HLFC)成為可能[11]，且其控制失速能力與縫翼相當，近年來的研究逐漸增多[11,128-129]。NASA ERA-0009A[11]和NPU 300-Ⅱ方案均選擇克魯格襟翼作為前緣增升裝置。

對后緣增升裝置，在小翼載設計仍不能滿足起降要求或起降場長指標較高的情況下，可采用簡單后緣襟翼的設計[11]，既可在增升狀態(tài)補足升力，又可用作后緣操縱面；如需布置增升能力更強的富勒襟翼，則需在升阻、配平、重量等方面進行權衡，重點解決配平問題。BWB后緣增升裝置設計挑戰(zhàn)在于盡可能使升力增量靠近重心，并與配平方式和操縱舵面進行協(xié)同設計[124]。此外，矢量推力[122-123]、主動增升系統(tǒng)(Active High-lift System)[124-125,130]、自適應變形機翼[124]等技術也應作為提高BWB起降綜合性能(場長、噪聲)的技術途徑進行積極研究。

3.4 飛機-發(fā)動機綜合集成設計技術

3.4.1 背撐式發(fā)動機布局設計技術

在新型發(fā)動機技術成熟之前，大涵道比渦扇發(fā)動機仍然會是民用飛機的主要推進動力，而將大尺寸發(fā)動機與BWB集成具有很大的挑戰(zhàn)[67]。TAW布局民機大都將發(fā)動機布置在機翼下方，而翼吊形式會改變BWB升力分布從而增大誘導阻力，其最大升阻比可能因此降低10%[131]。

BWB民機發(fā)動機一般上置于中機身后部(背撐式，Podded-on Engine)，這種布置形式技術難度低，短期可實現(xiàn)，且具有以下優(yōu)點[16,132]：發(fā)動機后置可后移飛機重心，減小縱向配平壓力；后上置的短艙有利于改善航向穩(wěn)定性；發(fā)動機抽吸作用加速上表面氣流，能一定程度上提高中機身升力；發(fā)動機尾噴流還有助于提高后體舵面效率，Shea等[132]證明背撐式發(fā)動機對BWB尾舵及V尾操縱效率有提升作用，見圖19；此外，寬大的機身有助于遮蔽噪聲，同時避免發(fā)動機吸入異物。

然而，發(fā)動機背撐也會對整機的氣動性能產生不利影響[16,133]。高速條件下，短艙與中機身之間流動通道內易出現(xiàn)激波，增大阻力同時造成后體分離，上移發(fā)動機可以減弱激波，但過高的推力線又會導致附加較大的低頭力矩，這一矛盾顯著增加了飛-發(fā)集成設計難度，需要精細的協(xié)調優(yōu)化設計[133]。西北工業(yè)大學團隊提出了中機身上表面-發(fā)動機短艙三維集成設計方法，結合合理的支架設計，有效解決了機體-短艙激波干擾問題，見圖20。

另一方面，BWB機體同樣會對發(fā)動機性能造成不利影響。主要體現(xiàn)為大迎角、大側滑或其他非設計狀態(tài)下發(fā)動機吸入邊界層或分離流造成的進氣畸變，見圖21，這會在一定程度上影響發(fā)動機進氣品質和葉片工作狀態(tài)。Carter等[134]研究認為，布置合理的背撐式發(fā)動機的進氣畸變和總壓損失在可接受的范圍內，但較強的進氣畸變仍然對發(fā)動機和燃油經濟性不利。

圖19 發(fā)動機噴流對尾部舵面效率影響試驗[132]Fig.19 Experiment of influence on engine jet on efficiency of trailing elevons[132]

圖20 短艙-機體綜合設計以消除激波Fig.20 Nacelle-airframe integrated design to eliminate shock wave

圖21 背撐式發(fā)動機大迎角進氣畸變[134]Fig.21 Inlet distortion of podded-on engine at large angle of attack[134]

3.4.2 嵌入式發(fā)動機布局設計技術

嵌入式(Embedded Engine)是另一種適合BWB的發(fā)動機布置形式，能夠利用邊界層吸入技術(BLI)在不提高發(fā)動機涵道比的情況下提高推進效率[16,89,135-137]，如圖22[135]所示。

發(fā)動機嵌入式相比背撐式布置具有以下優(yōu)勢：發(fā)動機短艙與機體融合使飛機迎風面積和浸潤面積均減小，降低了形狀阻力、摩擦阻力和干擾阻力(包括激波干擾)，提升巡航氣動性能[16,136]；取消發(fā)動機支架和部分發(fā)動機短艙，減輕了結構重量[16,136]；風扇葉片嵌入機體內，噪聲遮蔽效果更強[136]；推力線下移，附加低頭力矩減小[16]；對機體上表面流動抽吸作用更強，可進一步提高中機身升力[138]。

然而，BWB機體對嵌入式發(fā)動機進氣品質的

圖22 采用嵌入式發(fā)動機的BWB概念方案[135]Fig.22 BWB concept with embedded engine[135]

不利影響也更加嚴重[139]。一方面，與背撐式發(fā)動機在特殊飛行狀態(tài)下出現(xiàn)進氣畸變不同，嵌入式發(fā)動機吸入邊界層導致的進氣畸變將持續(xù)整個飛行過程[137]，降低發(fā)動機壓力恢復系數(shù)(PR)和熱效率(ηth)，從而抵消BLI效應的油耗收益；另一方面，長而復雜的進氣道(見圖23)造成總壓進一步損失，甚至出現(xiàn)葉片前分離，導致風扇流量不足[16,136,140]。持續(xù)的進氣畸變與進氣道總壓損失對發(fā)動機葉片及核心機的抗畸變性能提出了非常高的設計要求[16,136,140-141]，制造成本也將顯著增加。

從綜合收益角度，采用嵌入式發(fā)動機的BWB布局需要考慮兩方面問題：一是為了維持整體燃油收益，進氣畸變和總壓損失造成的風扇性能下降必須比BLI效應獲得的好處要少得多[137]。NASA的研究表明，盡管存在進口總壓損失和風扇效率降低，在一定發(fā)動機數(shù)目下，嵌入式發(fā)動機方案仍比背撐式方案有3%～5%的燃油優(yōu)勢，見圖24。二是邊界層吸入式進氣道與機體的綜合設計[142]，對于單獨進氣道或者機體/進氣道耦合的優(yōu)化設計在控制流場畸變和提高壓力恢復方面取得了較好進展，主要來自Florea[143]、Kim[142,144]和Gangoli[135]等的研究，相關成果有待進一步驗證。

圖23 嵌入式發(fā)動機的S形進氣道[135]Fig.23 S-shaped inlet for embedded engine[135]

圖24 BLI推進系統(tǒng)燃油收益分析[137]Fig.24 Fuel benefit analysis of BLI propulsion system[137]

邊界層吸入動力系統(tǒng)對飛-發(fā)綜合數(shù)值模擬提出了挑戰(zhàn)。傳統(tǒng)進排氣邊界條件無法模擬發(fā)動機葉片的旋轉效果，因而無法精確計算邊界層吸入和進氣畸變效應[145-146]，Hall等提出的基于發(fā)動機葉片簡化的體積力進排氣模型(Body Force Model)[38,144-146]能夠近似葉片旋轉效果，已被用于采用BLI技術的BWB內外流精確模擬[38]、進氣畸變模擬[144-146]與進氣道優(yōu)化設計[144]中。

3.4.3 分布式推進系統(tǒng)與油電混合技術

分布式推進系統(tǒng)(Distributed Propulsion System)用一系列小型發(fā)動機/動力風扇代替大尺寸、大功率發(fā)動機，能夠增大有效涵道比，提高推進效率[147-148]，同時降低動力系統(tǒng)整體噪聲水平[147-148]，為減小浸潤面積，多采用嵌入式設計[131]，因而同樣能夠利用BLI效應降低耗油率，如圖25所示。

應用分布式動力的BWB民機有以下幾方面優(yōu)點。分布式推進系統(tǒng)往往沿展向布置于BWB中機身后體上部，用高速尾噴流代替機體后緣流動能夠降低誘導阻力[142,148-149]；同時，位于機體后緣的尾噴口具有較長的控制力臂，有望通過矢量推力代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面或增升裝置；此外，由于發(fā)動機數(shù)目較多，對發(fā)動機失效情況下飛機的控制要求降低。

圖25 采用分布式推進系統(tǒng)的BWB概念Fig.25 BWB concept with distributed propulsion system

然而，傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機尺寸的簡單縮小會造成壓力和熱損失增大，導致油耗增加等問題[149]，使分布式推進系統(tǒng)整體收益下降。這一問題的解決策略是用少數(shù)小型轉子發(fā)動機(核心機)帶動多數(shù)小型動力風扇，既可以獲得分布式動力優(yōu)勢，又能有效控制發(fā)動機尺寸縮小帶來的不利作用。CMI采用機械傳動方式，發(fā)展出了嵌入式多風扇推進系統(tǒng)(Embedded Multiple Fan Propulsion System)[150]，見圖26，并應用于SAX-40概念方案；NASA采用渦輪電驅動技術，發(fā)展出了渦輪發(fā)電機分布式動力系統(tǒng) (TurboElectric Distributed Propulsion)并應用于N3-X概念方案，見圖27[137]。

N3-X方案采用油電混合技術[151]，被認為有望顯著降低能耗、排放和噪聲[137]。其動力系統(tǒng)由位于翼尖的兩個渦輪發(fā)動機和布置于中機身后部的多個電驅動的低壓比風扇組成[152]。布置在翼尖的渦輪發(fā)電機能夠不受進氣畸變的影響而獲

圖26 嵌入式多風扇推進系統(tǒng)[150]Fig.26 Embedded multiple fan propulsion system[150]

得更高的效率。Goldberg等[35]的研究表明，N3-X能夠在超過2 000 nmi(即3 704 km)的任務范圍內實現(xiàn)N+3代機型降低70%燃油消耗的目標，且成本可以接受，見圖28。

采用分布式動力的BWB飛機發(fā)動機進氣口多呈“槽”形[91,149,153]，進氣口上表面易出現(xiàn)局部超聲速區(qū)和激波[153]，應注意該位置的降載設計，一方面減小激波強度和分離風險，另一方面降低后機體加載產生的低頭力矩，如圖29所示。此外，中機身各截面弦長差異導致不同進氣位置的邊界層厚度不同，靠近中央截面的推進風扇進氣品質較差[91]，設計中應針對性改善機身中部流動狀況，并進行進氣道內部形狀的優(yōu)化設計。

圖27 N3-X概念和渦輪發(fā)電機分布式動力系統(tǒng)[137]Fig.27 N3-X concept and turbo-electric distributed propulsion[137]

圖28 N3-X與B777-200LR燃油消耗對比[35]Fig.28 Comparison of fuel consumption between N3-X and B777-200LR[35]

圖29 分布式推進系統(tǒng)進氣口上表面弱化激波設計[151]Fig.29 Shock wave weakening on upper surface of an inlet in distributed propulsion system[151]

雖然應用分布式推進與油電混合技術的BWB民機可以充分發(fā)揮BWB的優(yōu)勢，獲得更高的綜合收益，但該技術仍受限于電動機的效率、體積、重量和散熱等問題，同時也需要電力傳輸效率的進一步提高[13]。

3.5 降噪技術

“綠色航空”的核心目標之一是低噪，這受到國際社會[154]與航空業(yè)界[58]普遍關注與重視。國際民航組織(ICAO)自20世紀70年代以來對民航噪聲排放的要求不斷提高，美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)為確保最新可用的降噪技術被納入新的飛機設計中，目前已逐步開始實施第5階段噪聲標準(即ICAO第14章標準)，新標準在第4階段基礎上提高了7 EPNdB(有效感知噪聲分貝)[155]。噪聲排放標準的日趨嚴苛與民航運營規(guī)模的持續(xù)增長促使降噪技術成為目前民機發(fā)展的熱點。針對傳統(tǒng)TAW布局的各種降噪技術研究正廣泛開展[154]，但需要付出的成本、重量等代價使TAW布局的降噪潛力不被看好[156]，要實現(xiàn)未來民機愈加嚴格的降噪標準，需要在布局形式上有所突破，BWB在各類新布局中被認為具有最大的降噪潛力[58,157]。

BWB布局寬大的中機身和后上置動力系統(tǒng)提供了出色的發(fā)動機噪聲遮蔽能力，低翼載設計又使其具有了降低起降速度和推力以進一步降噪的潛力[11]，盡管如此，要滿足各類降噪指標要求[3-4]還有賴于各項技術進步。這是由于飛機起降階段噪聲源很多，只有所有聲源的降噪都取得一定進展，才能獲得整體的降噪收益[157]。BWB出色的發(fā)動機噪聲遮蔽能力以及發(fā)動機自身降噪水平的提高使BWB機體噪聲更為凸顯[11,157]，這主要來源于起落架和增升裝置。

表6匯總了有望應用于BWB民機的降噪技術[7,123,154,158-170]。本文將其歸納為發(fā)動機改進設計技術、布局降噪技術、部件降噪技術和控制降噪技術4類，給出了具體技術措施及其設計矛盾，并基于美歐SAI項目的評估給出了部分技術的預期收益參考量。需要說明，由于概念設計階段噪聲評估難度大且噪聲評估手段仍需完善，該收益僅可做參考。

表6 BWB民機降噪技術[7,123,154,159-170]Table 6 BWB civil aircraft noise reduction technology[7,123,154,159-170]

綜合來看，降噪技術引入的設計矛盾主要有以下方面：一是降噪措施與燃油經濟性之間的矛盾[7]，如大范圍聲襯的應用會在一定程度上造成重量增加和發(fā)動機效率降低；二是降噪要求與起降性能之間的矛盾[157]，如取消傳統(tǒng)三段增升裝置能夠顯著降低機體噪聲，但可能需要更大的機翼面積、更高起降速度和更長的起降場長。實際上，在布局技術和發(fā)動機技術沒有突破性進步之前，多數(shù)情況下是犧牲經濟性來換取環(huán)保性，如，A380內段采用前緣下垂增升，這說明前緣下垂的氣動損失(增升能力弱、更大的機翼面積)在降噪壓力下被接受[157]?；谏鲜雒?，NASA在新一階段的亞聲速固定翼項目(Subsonic Fixed Wing Project)[171]中便提出了尋求低噪同時保持飛機效率和排放實際方法的目標。

BWB作為新一代民機布局，本身就是一種技術革命，要實現(xiàn)降噪目標，核心在于盡可能提高飛機本體低速性能和發(fā)展更加安靜、高效的動力系統(tǒng)。提高機體低速性能能夠降低起降速度和推力要求并增加起降航跡可設計性，是全局降噪的最重要方面；發(fā)展安靜、高效的動力系統(tǒng)是從發(fā)動機聲源角度降噪的核心，在傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機涵道比難以進一步增大的背景下，渦輪-風扇分布式動力系統(tǒng)已成為發(fā)展重點，其與BWB布局的綜合應用也已成為各類新布局中降噪潛力最大的組合，如SAI項目的SAX-40方案經評估有望實現(xiàn)NASAN+3降噪目標[157]。

作為新一代民機布局，低噪是BWB必須實現(xiàn)的目標之一，在概念設計階段就應充分考慮降噪指標要求，這里仍以SAI計劃和NASA ERA項目為例說明兩種考慮噪聲目標的總體設計策略。

SAI計劃提出的Quasi-3D設計平臺[74]，以燃油消耗和噪聲特性組合作為優(yōu)化目標，將低速性能評估納入優(yōu)化設計流程，將起降速度、航跡等參數(shù)用于噪聲特性評估，實現(xiàn)了氣動性能與噪聲水平的綜合優(yōu)化。該設計策略的優(yōu)勢在于能夠在概念設計早期就加入噪聲約束，增大了降噪設計空間，但采用的噪聲評估方法主要基于簡化模型修正與經驗估計[166]，評估結果可能與真實情況有較大差異，研究中需給予重視。目前，這種策略更適合用于概念預先研究，如SAX靜音系列概念。

面向工程應用的概念方案設計可采用不同的策略，如NASA ERA項目。由于在概念設計階段預測噪聲的精度十分有限，采用高精度計算航空聲學方法(CAA)的效率和成本又都無法接受，因此ERA項目沒有將噪聲指標納入概念方案設計優(yōu)化過程[11]，而是以機體和推進系統(tǒng)一體化的氣動聲學(PAA)[58]設計方法進行機體與超大涵道比發(fā)動機的集成設計，實現(xiàn)燃油消耗和發(fā)動機噪聲綜合最優(yōu)，與此同時，在概念方案設計中評估多項降噪技術，如靜音克魯格、起落架整流罩、聲學襯墊、垂直尾翼等[11]。這種設計策略更接近目前飛機設計流程，其噪聲評估方式多為概念方案的風洞試驗[128,172-174]，如圖30[172]所示，試驗方法對方案整體和特定技術的評估精度相對較高，更適合工程方案確認和關鍵技術研究。

圖30 ERA項目發(fā)動機噪聲遮蔽風洞試驗[172]Fig.30 Wind tunnel test for engine noise shielding effect in ERA project[172]

民機降噪是一個精細設計、點滴積累的過程，降噪技術措施應以飛機安全性為前提，并與經濟性、舒適性相協(xié)調，應進行起降航跡降噪設計對安全性影響評估，后上置動力系統(tǒng)對客艙噪聲水平影響評估等。國內外[11,166]研究均表明，氣動噪聲的精確模擬和試驗方法是降噪技術發(fā)展的前提，既有利于更清晰地分解和量化噪聲源，又有利于更準確地預測和評價噪聲水平。文獻[58]對目前主流氣動噪聲計算方法進行了系統(tǒng)評述并提供了豐富的參考文獻信息。在非常規(guī)布局噪聲評估與試驗方面，國內以西北工業(yè)大學和航空工業(yè)空氣動力研究院為代表的團隊進行了一系列較深入的研究工作，如圖31所示的BWB布局發(fā)動機安裝效應噪聲試驗。

需要指出，相比于總體、氣動、結構等方面的技術積累，中國氣動噪聲發(fā)展水平仍相對較低，特別在風洞試驗和飛行試驗技術方面[154,175]，應在此方面進一步增大科研投入，以滿足下一代民機日益嚴峻的降噪要求。

圖31 BWB布局發(fā)動機安裝效應噪聲試驗Fig.31 Engine installation effect noise test of BWB layout

4 BWB技術發(fā)展趨勢

圖32以部件集成度的視角給出了融合類布局的發(fā)展脈絡及工程應用可行技術路徑分析。綜合考慮各相關專業(yè)技術進展和民機市場發(fā)展，BWB布局進入實際應用的發(fā)展趨勢及路線應為：“次高度集成”向“高度集成”發(fā)展；低難度、低風險設計向高難度、高風險設計發(fā)展；滿足基本設計要求的飛機產品向綜合性能卓越的飛機產品發(fā)展，大致劃分為4個階段：① 從背撐式發(fā)動機布局向嵌入式/分布式布局發(fā)展;② 從V尾向無尾布局發(fā)展;③ 優(yōu)先應用于貨運/軍用領域;④ 全面滿足民機“新四性”要求。

圖32 融合類布局發(fā)展脈絡及工程應用可行技術路徑分析Fig.32 Developing venation of blended-type layout and engineering application feasible technical path analysis

4.1 背撐式發(fā)動機布局向嵌入式/分布式布局發(fā)展

從目前的研究進展來看，雖然發(fā)動機背撐式布置會帶來一定的阻塞面積和浸潤面積增量，但對發(fā)動機要求較低，基于現(xiàn)有技術的大涵道比發(fā)動機便可使用，是一種低風險、較快速的技術發(fā)展路線。嵌入式/分布式動力系統(tǒng)對發(fā)動機技術、飛-發(fā)綜合設計技術提出了很高的設計要求，集成度高，技術風險也相應增大。因此，背撐式布局仍然是BWB近期較快投入應用的首選方案，而嵌入式/分布式動力是布局發(fā)展的趨勢，但目前仍需技術積累,如圖33所示。

圖33 背撐式發(fā)動機布局向嵌入式/分布式布局發(fā)展Fig.33 Development trend from podded-on engine layout to embedded/distributed engine layout

4.2 V尾向無尾布局發(fā)展

BWB布局現(xiàn)階段采用V尾設計是針對其縱、航向操穩(wěn)及起降配平問題的一種設計妥協(xié)，雖然合理設計的V尾能夠最小化浸潤面積增量，但依然會影響氣動效率，如圖34所示。隨著新型小低頭力矩增升裝置、放寬靜穩(wěn)定度(RSS)設計[176]、主動控制技術[177]甚至矢量推力[16,76]技術的發(fā)展，BWB在操穩(wěn)方面的先天劣勢會不斷得到彌補，V尾的作用將被其他技術措施取代，無尾布局BWB民機的實際應用值得期待。

圖34 V尾布局向無尾布局發(fā)展Fig.34 Development trend from V-tail layout to tailless layout

4.3 優(yōu)先應用于貨運/軍用領域

相較于客機需同時滿足安全、經濟、環(huán)保、舒適及適航符合性等要求，貨運/軍用BWB的設計難度相對較低。首先應用在貨運及軍用領域，在積累一定技術和經驗后，再用于民航客機應是BWB布局較為可靠的發(fā)展途徑。BWB相比于TAW布局天然具有裝載空間寬大的優(yōu)勢，適合發(fā)展貨運/軍用型運輸機[59-62]，但需要進行后體艙門與配平舵面的集成設計，如波音公司披露的軍用型BWB采用的“蛤式”后體解決方案[79]，見圖35。

圖35 從貨運/軍用BWB向客運BWB發(fā)展Fig.35 Development trend from freight/military BWB to passenger BWB

4.4 全面滿足民機“新四性”要求

下一代民機產品的研發(fā)須緊扣“新四性”要求。對于BWB民機而言，要更好地實現(xiàn)安全性，需要著力解決適航符合性問題，并且發(fā)展先進增升裝置及飛控系統(tǒng)；要實現(xiàn)高經濟性，需要進一步解決高-低速協(xié)調設計以及高效結構形式等問題；要提高乘坐舒適性，需要以人為本的客艙布置；要實現(xiàn)各類環(huán)保指標，需要在低噪聲動力系統(tǒng)與起落架設計、清潔能源應用等領域繼續(xù)深入研究。

要同時滿足上述的“新四性”要求，目前的技術積累仍然不足，需繼續(xù)大力發(fā)展。因此，BWB工程化應采用分階段發(fā)展策略，近期的工程化發(fā)展目標應有所側重，可在某些指標方面適當妥協(xié)，如起飛平衡場長，參考NASA ERA項目，待相關技術突破后，全面實現(xiàn)“新四性”目標。

5 結束語

在簡要回顧翼身融合民機發(fā)展歷史的基礎上，分析了飛翼布局和翼身融合布局的概念差異，重點從技術挑戰(zhàn)與對策角度對BWB民機總體氣動關鍵技術進行了梳理和分析，突出了由氣動布局演化產生的設計思想、設計方法、技術沖突等問題。

可以看出，BWB民機設計實質上是其氣動優(yōu)勢與各類約束和要求之間的協(xié)調平衡過程，如何實現(xiàn)理論上的高氣動效率是BWB布局設計的核心和難點。同時，也應看到，氣動效率優(yōu)勢并不一定意味著經濟性優(yōu)勢，新布局帶來的生產線和機場設施更替成本、地勤維護及運營成本、風險成本、乘客接受度等都是航空公司需要綜合權衡的決策要素，當然，噪聲、排放等環(huán)保性指標也可能成為其換購新機型的推動力。歸根到底，BWB等新布局需要具有較傳統(tǒng)TAW布局足夠大的綜合優(yōu)勢之后，才可能被市場接受。

作為BWB等新布局發(fā)展的最大“競爭對手”，傳統(tǒng)TAW民機在新技術和新材料的推動下，經濟性、環(huán)保性、舒適性等方面也在不斷提升，因此，鑒于TAW民機已有的設計-制造-運營-維護體系等全方位的優(yōu)勢，新布局要想打破其在民機市場的“壟斷”地位，需要走的路還很長。這就包括飛機設計技術的突破，新技術的前瞻性應用，謹慎細致的風險評估等。

后續(xù)將在BWB民機市場前景及風險評估、總體綜合設計、飛機-發(fā)動機集成、噪聲抑制、先進結構、飛行演示驗證等關鍵技術領域進一步開展研究。