超聲速民機(jī)總體氣動布局設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展

丁玉臨，韓忠華，*，喬建領(lǐng)，聶晗，宋文萍，宋筆鋒

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 環(huán)保型超聲速客機(jī)研究中心/氣動與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計研究所，西安 710072

2.西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072

隨著世界經(jīng)濟(jì)的高速發(fā)展和各國政治、文化交流的日趨密切，民用航空運(yùn)輸?shù)男枨笤谖磥韺⒋蠓鲩L。根據(jù)空中客車公司（Airbus）［1］和波音公司（Boeing）［2］的預(yù)測，未來20 年民機(jī)市場規(guī)模將以每年4.4%～4.7%的速度增長。同時，隨著人類生活水平不斷提高和國際上對環(huán)保和節(jié)能的日益重視，未來民機(jī)對“四性”（安全性、經(jīng)濟(jì)性、舒適性、環(huán)保性）提出了更高的要求，更加強(qiáng)調(diào)保障飛行安全、縮短旅行時間、增大有效商載、強(qiáng)調(diào)綠色環(huán)保和提高乘坐舒適度。更快的旅行速度是人類永恒的追求，世界上主要經(jīng)濟(jì)和人口中心距離較遠(yuǎn)，因此加快旅行速度、提高舒適度是未來民機(jī)發(fā)展至關(guān)重要的要求［3］。同時，“綠色航空”包含的節(jié)能、減排和降噪，近年在國際上已成為公認(rèn)理念［4］。

目前世界現(xiàn)役民機(jī)主流為高亞聲速民機(jī)，雖然技術(shù)已經(jīng)相對成熟，但飛行速度較慢，在遠(yuǎn)程航線飛行，尤其是跨洋飛行時間過長，舒適性也隨之急劇下降，難以滿足未來政治經(jīng)濟(jì)交流對快速出行的需求。而超聲速民機(jī)能極大地改善這一問題，在民航運(yùn)輸領(lǐng)域可起到類似于公路系統(tǒng)中“高速公路”、鐵路系統(tǒng)中“高鐵”的作用。因此，超聲速民機(jī)已成為世界民機(jī)未來發(fā)展的主要方向之一［5-7］。世界主要航空強(qiáng)國正加速發(fā)展超聲速民機(jī)，如美國的超聲速民機(jī)按規(guī)劃將于2035 年前服役［3］。

總體氣動布局設(shè)計是飛行器設(shè)計研究中的先行者，超聲速民機(jī)也不例外?？傮w氣動布局設(shè)計主要包括概念設(shè)計和初步設(shè)計階段中氣動相關(guān)的總體設(shè)計問題及氣動外形設(shè)計。超聲速民機(jī)由于涉及聲爆等一系列特殊的技術(shù)問題，比亞聲速民機(jī)的性能要求更苛刻，對總體氣動布局設(shè)計提出了更高要求。自20 世紀(jì)60 年代以來，國際上對該領(lǐng)域持續(xù)研究，提出了大量布局形式，大幅促進(jìn)了系統(tǒng)工程設(shè)計、聲爆、氣動、結(jié)構(gòu)等方面的技術(shù)進(jìn)步。隨著技術(shù)成熟度的不斷提高，超聲速民機(jī)總體氣動布局有望逐步實(shí)現(xiàn)工程化，但仍面臨一些關(guān)鍵瓶頸問題急需解決。

本文旨在厘清超聲速民機(jī)總體氣動布局的發(fā)展脈絡(luò)，分析出未來發(fā)展趨勢和需要重點(diǎn)研究的關(guān)鍵技術(shù)問題，提出將目前代表性布局劃分為三代，深入剖析了其發(fā)展歷程和主要技術(shù)特點(diǎn)，系統(tǒng)地介紹了關(guān)鍵技術(shù)的最新研究進(jìn)展，給出未來需重點(diǎn)研究的方向建議。

1 超聲速民機(jī)總體氣動布局方案發(fā)展歷程及技術(shù)特點(diǎn)

1941 年7 月14 日，美國試飛員Yeager 駕 駛X-1 驗(yàn)證機(jī)首次突破聲障，標(biāo)志著人類跨入超聲速時代。20 世紀(jì)60 年代，超聲速技術(shù)不僅被廣泛應(yīng)用于軍用飛機(jī)，而且也被研究進(jìn)一步用于民用飛機(jī)。研究人員對超聲速民機(jī)布局開展了長期的深入探索，積累了寶貴的研究成果，提出了大量布局方案。在幾十年的研究中，隨著超聲速民機(jī)性能要求的變化和技術(shù)的發(fā)展，總體氣動布局形式也不斷演變。Chudoba 等［7］按照研究計劃的時間階段，將早期的超聲速民機(jī)初步劃分為兩代。為了更清晰、全面地梳理超聲速民機(jī)總體氣動布局的演變和發(fā)展趨勢，按照設(shè)計思想和主要技術(shù)特點(diǎn)，將迄今為止國際上主要的超聲速民機(jī)布局方案劃分為三代，表 1 給出了三代超聲速民機(jī)總體氣動布局發(fā)展歷程與主要技術(shù)特點(diǎn)。

表1 世界三代超聲速民機(jī)總體氣動布局方案發(fā)展歷程與技術(shù)特點(diǎn)Table 1 History and technical features of three generations of supersonic transport aircraft configurations

1.1 第1 代超聲速民機(jī)布局方案

自20 世紀(jì)60 年代起，世界主要航空強(qiáng)國掀起了第1 次超聲速民機(jī)研究熱潮，紛紛啟動了各自的超聲速民機(jī)研究計劃。英法和蘇聯(lián)分別啟動了“協(xié)和”式［8］和Tu-144［9］研制計劃，美國也啟動了多個型號項(xiàng)目［10-12］，包括波音公司的B2707-200/300［13］、洛克希德·馬丁公司（Lockheed Martin，簡稱為洛馬公司）的L-2000/SCV［14］和麥克唐納·道格拉斯公司（McDonnell Douglas，簡稱為麥道公司）的AST［15］。其中，只有“協(xié)和”式和Tu-144 研制成功。

第1 代超聲速民機(jī)布局設(shè)計的主要需求是實(shí)現(xiàn)民用超聲速飛行、兼顧超聲速和亞聲速飛行性能和兼容已有民航運(yùn)營系統(tǒng)。20 世紀(jì)60 年代后，細(xì)長體理論、超聲速面積律等超聲速相關(guān)理論與技術(shù)已趨于成熟，超聲速軍機(jī)（如F-106）最大馬赫數(shù)已突破2.3。因而，該階段的技術(shù)成果被充分運(yùn)用到第1 代超聲速民機(jī)布局設(shè)計中。第1 代布局的幾種方案不約而同地采用了三角翼/雙三角翼、大長細(xì)比且經(jīng)過超聲速面積律修型的機(jī)身、尖銳的機(jī)頭、翼吊式發(fā)動機(jī)短艙。雙三角翼在超聲速下具有較好的升阻特性，在低速大迎角時內(nèi)翼前緣產(chǎn)生的渦流提供了足夠的渦升力，能兼顧高低速氣動性能。為解決超聲速下氣動焦點(diǎn)移動帶來的配平問題，第1 代布局創(chuàng)新性地通過燃油傳輸技術(shù)以精確調(diào)控重心。此外，幾種代表性布局均采用可下偏機(jī)頭的方案，解決在起降階段大迎角狀態(tài)下，長機(jī)頭遮擋駕駛艙的前向視野的問題。

上述幾種代表性技術(shù)成功實(shí)現(xiàn)了超聲速民機(jī)從無到有的突破，“協(xié)和”式和Tu-144 研制成功并投入了為期不等的商業(yè)運(yùn)營，然而也暴露出了幾項(xiàng)嚴(yán)重的缺陷：①由于研制時未將聲爆問題作為關(guān)鍵因素考慮，導(dǎo)致巡航時的聲爆強(qiáng)度過大，以“協(xié)和”式為例，在巡航階段聲爆強(qiáng)度高達(dá)108 PLdB［16］；②使用的渦噴發(fā)動機(jī)噪聲巨大，機(jī)場噪聲超標(biāo)；③巡航氣動效率仍遠(yuǎn)遠(yuǎn)不足、耗油率高，導(dǎo)致載重系數(shù)非常低，僅為最大起飛重量的5%左右。這些缺陷嚴(yán)重制約了其環(huán)保性和經(jīng)濟(jì)性。第1 代超聲速民機(jī)由于聲爆、噪聲和排放等問題，遭到很多國家的抵制，再加上耗油率高、載重效率低，導(dǎo)致難以維系商業(yè)運(yùn)營，不得不依靠英法政府補(bǔ)貼才能勉強(qiáng)維持。這幾點(diǎn)重大缺陷成為了以“協(xié)和”式為代表的第1 代超聲速民機(jī)商業(yè)運(yùn)營失敗的最核心原因。

綜上，第1 代超聲速民機(jī)布局方案主要采用三角翼/雙三角翼布局，機(jī)身運(yùn)用超聲速面積律設(shè)計，并采用燃油傳輸和可下偏機(jī)頭的設(shè)計，在技術(shù)上成功實(shí)現(xiàn)了民用超聲速飛行的突破，也對民航運(yùn)營系統(tǒng)具有良好的兼容性。但由于早期對超聲速民用運(yùn)輸認(rèn)識不足和技術(shù)限制，在聲爆、巡航效率等方面遠(yuǎn)遠(yuǎn)達(dá)不到要求，客觀上導(dǎo)致了第1 代超聲速民機(jī)商業(yè)運(yùn)營失敗。

1.2 第2 代超聲速民機(jī)布局方案

針對第1 代超聲速民機(jī)暴露出的嚴(yán)重缺陷，各國對超聲速民機(jī)的技術(shù)需求和關(guān)鍵問題開展了系統(tǒng)性的分析和研究，并于1980—2000 年實(shí)施了一系列重要的超聲速民機(jī)的研究計劃，即可劃分為第2 代超聲速民機(jī)研究計劃。其中，主要有美國高速研究計劃（HSR）［17］以及高速民用運(yùn)輸計劃（HSCT）［18-20］、歐洲超聲速商用運(yùn)輸計劃（ESCT）［21］、蘇聯(lián)圖波列夫設(shè)計局的Tu-244 計劃和日本JAXA 的SST［22］計劃，均旨在研制馬赫數(shù)超過2.0 的超大型遠(yuǎn)程超聲速民機(jī)。

第2 代超聲速民機(jī)布局設(shè)計中，研究人員將聲爆問題、氣動效率列為了更關(guān)鍵的技術(shù)問題。20 世紀(jì)80—90 年代，聲爆預(yù)測和低聲爆設(shè)計理論取得了突破性進(jìn)展，超聲速層流減阻技術(shù)、系統(tǒng)工程設(shè)計、計算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)、數(shù)值優(yōu)化技術(shù)和座艙視野增強(qiáng)技術(shù)飛速發(fā)展，均在以HSCT 為代表的第2 代超聲速民機(jī)布局設(shè)計上廣泛應(yīng)用。低聲爆設(shè)計理論提出后，第2 代布局顯著體現(xiàn)了低聲爆面積律的要求，主要有：以箭形翼為主的機(jī)翼平面形狀、鴨式布局等布局形式、更大的機(jī)翼后掠角和根弦長度、更細(xì)長且經(jīng)過低聲爆修型的機(jī)身。20 世紀(jì)90 年代，美國在F-16XL-2 驗(yàn)證機(jī)上測試了在箭形翼上應(yīng)用超聲速層流控制技術(shù)的有效性和可行性［23］。因而，為了提高巡航氣動效率改善經(jīng)濟(jì)性，以HSCT 為代表的第2 代超聲速民機(jī)布局應(yīng)用了超聲速層流減阻技術(shù)，使巡航升阻比最高可達(dá)10［24］。針對第1 代布局中可下偏機(jī)頭設(shè)計帶來的可靠性、重量和人機(jī)功效的問題，波音公司在20 世紀(jì)90 年代提出了外部視景系統(tǒng)（eXternal Vision System，XVS）［25］作為解決方案，利用光學(xué)傳感器的集成實(shí)現(xiàn)駕駛艙對外部視景的綜合感知。在該階段，輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計也逐步應(yīng)用，氣動彈性分析得到重點(diǎn)關(guān)注［18］。此外，計算流體力學(xué)技術(shù)和數(shù)值優(yōu)化技術(shù)也初步應(yīng)用到了第2 代布局的低聲爆和氣動設(shè)計中［26］。

由此可見，隨著聲爆預(yù)測與低聲爆設(shè)計理論、系統(tǒng)工程設(shè)計［27］、計算流體力學(xué)技術(shù)、數(shù)值優(yōu)化設(shè)計技術(shù)等飛速發(fā)展，第2 代超聲速民機(jī)布局方案突出體現(xiàn)了環(huán)保性和經(jīng)濟(jì)性的需求，其中最主要的是低聲爆/低阻要求。值得注意的是，第2代超聲速民機(jī)布局研究的背景是研制最大起飛重量約350 t、運(yùn)載300 人、巡航馬赫數(shù)2.4 的超大型超聲速民機(jī)。到20 世紀(jì)90 年代末期，即使相關(guān)技術(shù)已獲得巨大的進(jìn)步，要實(shí)現(xiàn)上述指標(biāo)仍不切實(shí)際，因此該階段并未有型號問世。

1.3 第3 代超聲速民機(jī)布局方案

進(jìn)入21 世紀(jì)后，隨著超聲速布局設(shè)計理論與技術(shù)、制造技術(shù)和材料等方面的進(jìn)步，世界主要航空強(qiáng)國紛紛啟動了第3 代超聲速民機(jī)研究計劃，制定了各自的發(fā)展規(guī)劃，力圖實(shí)現(xiàn)新一代超聲速民機(jī)重返商業(yè)運(yùn)營。歷經(jīng)了對超聲速民機(jī)長達(dá)約50 年的研究，各研究機(jī)構(gòu)對新一代超聲速民機(jī)的定位逐漸明晰和趨同：現(xiàn)階段先發(fā)展小型超聲速民機(jī)，再發(fā)展更大型的超聲速民機(jī)，巡航馬赫數(shù)和起飛重量指標(biāo)比第2 代大幅降低。這表明第3 代超聲速民機(jī)布局更側(cè)重技術(shù)可行性、機(jī)場運(yùn)營適應(yīng)性等實(shí)用性因素。此外，NASA 發(fā)布的“N+X”代超聲速民機(jī)規(guī)劃將聲爆強(qiáng)度、排放、耗油率等方面的關(guān)鍵指標(biāo)做了嚴(yán)格限制［28］，如表 2 所示。在目前國際民航組織（ICAO）尚未出臺新一代超聲速民機(jī)的適航要求的前提下，NASA 制定的“N+X”代規(guī)劃最具有參考價值。美國、日本、歐洲和俄羅斯等提出了多種超聲速民機(jī)布局方案，如：JAXA 的S4［29］、洛·馬公司的QSTA［30］等；另外，NASA 低聲爆飛行驗(yàn)證項(xiàng)目（LBFD）中的X-59 QueSST 驗(yàn)證機(jī)［31］已完成設(shè)計正在總裝，預(yù)計于2022 或2023年首飛。

表2 “N+X”代環(huán)境和性能指標(biāo)Table 2 N+X environmental and performance index

參考NASA“N+X”規(guī)劃，第3 代超聲速民機(jī)在總體氣動布局設(shè)計中主要考慮商載效率、排放、耗油率、聲爆強(qiáng)度和機(jī)場噪聲等方面的核心指標(biāo)。這些指標(biāo)主要涉及氣動、噪聲、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)等學(xué)科的綜合設(shè)計，學(xué)科之間存在重要的相互影響。為滿足低聲爆要求，超聲速民機(jī)通常具有大后掠機(jī)翼的布局特征，但氣動性能和操穩(wěn)特性較差，氣動/噪聲/飛行力學(xué)難以兼顧；若采用后掠角較小的機(jī)翼，聲爆強(qiáng)度則難以保證。超聲速民機(jī)的發(fā)動機(jī)短艙布置于翼下有利于氣動性能和推進(jìn)效率，但對聲爆和噪聲有嚴(yán)重的不利影響；若將短艙置于機(jī)翼上或背負(fù)式安裝，能有效降低聲爆強(qiáng)度和噪聲，但一定程度上會削弱氣動性能和總壓恢復(fù)系數(shù)，氣動/噪聲/推進(jìn)學(xué)科間難以兼顧。此外，超聲速民機(jī)布局還面臨氣動-結(jié)構(gòu)-聲爆耦合等問題。

為滿足更全面、更嚴(yán)苛的多學(xué)科性能要求，第3 代超聲速民機(jī)布局設(shè)計面臨的約束更多。因此，近年來隨著高可信度數(shù)值模擬技術(shù)、先進(jìn)設(shè)計方法、新型推進(jìn)技術(shù)和高性能計算機(jī)的大幅進(jìn)步，數(shù)值優(yōu)化技術(shù)、多學(xué)科耦合分析與設(shè)計技術(shù)和飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)被普遍應(yīng)用于超聲速民機(jī)布局設(shè)計。此外，采用前兩代超聲速民機(jī)較常規(guī)的布局已無法滿足諸如苛刻的多學(xué)科綜合性能要求。因而，多種新概念的布局形式被相繼提出。第3 代布局中普遍應(yīng)用的T 尾/V 尾和多翼面布局，能調(diào)控全機(jī)激波系合理分布，且能避免采用過大后掠角的機(jī)翼，具有較好的巡航氣動效率和操穩(wěn)特性。因此，T 尾/V 尾和多翼面布局是考慮氣動/噪聲/飛行力學(xué)多學(xué)科綜合設(shè)計的重要體現(xiàn)。另外，背負(fù)式/尾吊式布局結(jié)合新型進(jìn)氣道，既能實(shí)現(xiàn)對進(jìn)氣口激波和發(fā)動機(jī)噪聲的屏蔽，保證有效降低聲爆和機(jī)場噪聲，又能盡可能減少對氣動特性和總壓恢復(fù)系數(shù)的不利影響。因而能良好滿足氣動/聲爆/推進(jìn)/噪聲的綜合性能，成為第3 代超聲速民機(jī)的主流選擇。

綜上所述，第3 代超聲速民機(jī)總體氣動布局體現(xiàn)了多學(xué)科綜合性能和工程可實(shí)現(xiàn)的需求，其主要技術(shù)特點(diǎn)能代表未來一段時期內(nèi)超聲速民機(jī)布局的發(fā)展趨勢。

2 超聲速民機(jī)總體氣動布局設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)

新一代超聲速民機(jī)要實(shí)現(xiàn)商業(yè)運(yùn)營，需在環(huán)保性、經(jīng)濟(jì)性、工程可實(shí)現(xiàn)性等方面達(dá)到更高的要求。雖然經(jīng)過數(shù)十年的研究積累，在超聲速民機(jī)總體氣動布局設(shè)計技術(shù)已取得令人振奮的進(jìn)展，但要實(shí)現(xiàn)超聲速民機(jī)重返商業(yè)運(yùn)營，在多個技術(shù)領(lǐng)域仍面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。分析認(rèn)為，總體設(shè)計技術(shù)、低聲爆設(shè)計技術(shù)、超聲速減阻技術(shù)和飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)是最急需突破的技術(shù)。

1）總體設(shè)計技術(shù)

新一代超聲速民機(jī)面臨一系列特殊的關(guān)鍵技術(shù)問題，性能要求更苛刻。例如，對聲爆強(qiáng)度和巡航氣動效率均要求達(dá)到更高的指標(biāo)，且低聲爆和低阻特性在設(shè)計中還難以兼顧。而傳統(tǒng)的超聲速民機(jī)布局形式完全無法勝任上述要求?，F(xiàn)階段對低聲爆/低阻新布局形式的認(rèn)識不夠清晰，非常缺乏有利于低聲爆/低阻特性的布局外形設(shè)計原理和策略。其次，超聲速民機(jī)機(jī)體細(xì)長，具有大量的低厚度結(jié)構(gòu)，且面臨長期氣動熱載荷，因而結(jié)構(gòu)設(shè)計中面臨突出的氣動彈性變形問題、氣動-結(jié)構(gòu)-動力-聲爆多學(xué)科耦合問題等。此外，在起降等大迎角姿態(tài)下，細(xì)長的機(jī)頭會遮擋駕駛艙前向視野，嚴(yán)重威脅飛行安全。

超聲速民機(jī)的總體設(shè)計技術(shù)主要包括布局形式選擇、結(jié)構(gòu)布局設(shè)計、總體布置技術(shù)等。其中，總體布置技術(shù)還包括駕駛艙視野增強(qiáng)技術(shù)、起落架布置、客艙設(shè)計和油箱布置與燃油傳輸?shù)取ｑ{駛艙視野增強(qiáng)技術(shù)相比起落架布置和客艙設(shè)計等技術(shù)，在超聲速民機(jī)設(shè)計中更具特殊性；而相比油箱布置與燃油傳輸技術(shù)，后者已在第1 代超聲速民機(jī)上應(yīng)用，因此駕駛艙視野增強(qiáng)技術(shù)在新一代超聲速民機(jī)中更具有前沿性和急迫性。綜上，超聲速民機(jī)布局設(shè)計中面臨的新布局形式設(shè)計與設(shè)計策略、輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計和駕駛艙視野等關(guān)鍵問題，本文主要針對這3 方面開展論述。

2）低聲爆設(shè)計技術(shù)

聲爆問題是制約新一代超聲速民機(jī)投入商業(yè)運(yùn)營的核心關(guān)鍵問題。聲爆是由飛行器在超聲速飛行時產(chǎn)生的激波膨脹波系在大氣中演化并傳播到地面引起的特有聲學(xué)現(xiàn)象。聲爆會嚴(yán)重影響生態(tài)環(huán)境和人類正常的生活工作，嚴(yán)重時甚至破壞建筑物。朱自強(qiáng)和蘭世?。?2］、錢戰(zhàn)森和韓忠華［33］針對超聲速民機(jī)的聲爆問題做了深入的論述，張力文等［34］對聲爆的產(chǎn)生、傳播和抑制機(jī)理進(jìn)行了系統(tǒng)性綜述。第1 代超聲速民機(jī)在設(shè)計時未考慮聲爆問題，導(dǎo)致聲爆強(qiáng)度過大，成為商業(yè)運(yùn)營失敗的最重要原因之一。若不能滿足聲爆強(qiáng)度的要求，新一代超聲速民機(jī)則無法跨過重返商業(yè)運(yùn)營的門檻。NASA“N+X”代規(guī)劃中制定的巡航階段的聲爆水平需達(dá)到65～70 PLdB［28］，而目前世界上最先進(jìn)的低聲爆設(shè)計水平僅能達(dá)到80～85 PLdB［35-36］，與上述指標(biāo)差距仍非常大（圖1）。對于目前的技術(shù)，超聲速民機(jī)的聲爆問題仍然是一項(xiàng)極具挑戰(zhàn)的瓶頸問題，需要在布局設(shè)計中充分考慮低聲爆設(shè)計。

圖1 世界超聲速民機(jī)布局方案聲爆水平發(fā)展趨勢Fig.1 Trend of sonic boom level of world-wide supersonic transport aircraft

3）超聲速減阻技術(shù)

超聲速減阻設(shè)計是提高超聲速民機(jī)經(jīng)濟(jì)性、保證商業(yè)運(yùn)營成功的核心關(guān)鍵技術(shù)，同時也是減少排放提高環(huán)保性的重要因素。第1 代超聲速民機(jī)商業(yè)運(yùn)營失敗的另一個重要原因是經(jīng)濟(jì)性差。超聲速民機(jī)的運(yùn)載能力與現(xiàn)有主流高亞聲速民機(jī)存在較大的差距，體現(xiàn)為載重系數(shù)WPL/WTotal（載重/最大起飛重量）較低，航程較短。如圖2 所示，在航程相當(dāng)?shù)那闆r下，超聲速民機(jī)的載重系數(shù)僅為高亞聲速民機(jī)的1/4 左右，嚴(yán)重制約了超聲速民機(jī)的商載效率和經(jīng)濟(jì)性。

圖2 超聲速民機(jī)與高亞聲速民機(jī)的載重系數(shù)-航程關(guān)系Fig.2 Load coefficient-distance relationship between supersonic transport aircraft and high subsonic transport aircraft

超聲速民機(jī)巡航時氣動效率較低是上述問題的最主要原因之一。巡航升阻比對耗油率有重要影響，并直接支配航程。根據(jù)NASA 的研究，新一代超聲速民機(jī)的巡航升阻比需要達(dá)到8.5～9［37］，而“協(xié)和”式的巡航升阻比僅為7 左右。為了提高巡航升阻比以滿足新一代超聲速民機(jī)商業(yè)運(yùn)營的經(jīng)濟(jì)性，需要針對超聲速飛行時的阻力問題開展細(xì)致的研究。

4）飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)

超聲速民機(jī)動力系統(tǒng)對聲爆強(qiáng)度、氣動效率、噪聲、排放和耗油率都有極大的影響。但與亞聲速民機(jī)截然不同，超聲速民機(jī)動力系統(tǒng)的性能不僅受發(fā)動機(jī)本身影響，而且也很大程度取決于發(fā)動機(jī)短艙與機(jī)體的集成設(shè)計。

由于苛刻的環(huán)保性和經(jīng)濟(jì)性要求，超聲速民機(jī)的發(fā)動機(jī)短艙設(shè)計已不能簡單與機(jī)體進(jìn)行集成，而需要進(jìn)行飛-發(fā)一體化設(shè)計。以表 1 中列舉出的代表性布局方案為例，圖 3 展示了短艙布局形式的變化趨勢，表明動力艙布局設(shè)計由第一代布局采用的翼吊式設(shè)計逐漸演變?yōu)槲驳跏?、背?fù)式等形式。此外，為滿足氣動、聲爆和推進(jìn)等方面的技術(shù)要求，新型進(jìn)氣道/噴口進(jìn)氣口、噴口也不再獨(dú)立設(shè)計，逐漸與機(jī)體設(shè)計一體化的趨勢明顯。而目前國際上在針對發(fā)動機(jī)短艙與飛機(jī)對聲爆、氣動、噪聲等方面的影響和設(shè)計方法研究相對欠缺。因此，發(fā)動機(jī)短艙布局、新型進(jìn)氣道/噴口和飛-發(fā)干擾等綜合集成設(shè)計問題是超聲速民機(jī)概念設(shè)計和初步設(shè)計中至關(guān)重要的總體技術(shù)問題，飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)是總體氣動布局設(shè)計中需重點(diǎn)研究的關(guān)鍵技術(shù)。

圖3 短艙布局形式的變化趨勢Fig.3 Trend of nacelle configurations

3 超聲速民機(jī)總體氣動布局設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)

3.1 總體設(shè)計技術(shù)

3.1.1 布局設(shè)計策略

超聲速民機(jī)的布局形式設(shè)計主要考慮聲爆和氣動性能。良好的布局形式能為低聲爆/低阻設(shè)計打下重要基礎(chǔ)。經(jīng)過數(shù)十年研究，一些低聲爆/低阻布局形式和布局設(shè)計策略被提出。下面闡述主要的布局設(shè)計策略。

1）細(xì)長機(jī)頭布局

早期的超聲速民機(jī)僅考慮超聲速巡航性能，設(shè)計的機(jī)頭主要針對降低波阻，然而這種外形無法產(chǎn)生低聲爆特性要求的柔和、均勻的激波系。因而，進(jìn)一步加長機(jī)頭是削弱聲爆頭激波強(qiáng)度的最有效措施。從第2 代布局以后，幾乎所有的超聲速民機(jī)布局都具備顯著的細(xì)長機(jī)頭特征。以波音公司“N+2”代超聲速民機(jī)的布局方案為例［38］，765-076E、765-076F 和765-076G 這3 種方案的最主要區(qū)別是機(jī)頭長度。從圖 4 看出，E到G 構(gòu)型的機(jī)頭逐漸加長，使得頭激波超壓值由陡峭上升變?yōu)榱司徛齼A斜上升，極大地增加了頭激波上升時間，大幅地降低了聲爆的感覺噪聲級。但是，機(jī)頭不可毫無限制的加長，過長的機(jī)頭會導(dǎo)致黏性阻力、操穩(wěn)特性、氣動彈性等方面的問題，需要權(quán)衡設(shè)計。

圖4 3 種波音“N+2”布局及聲爆信號對比Fig.4 Comparison of three Boeing N+2 configurations and their sonic boom signals

2）鴨翼布局

鴨翼在超聲速民機(jī)中的應(yīng)用最早可追溯至Tu-144，但并非用于降低聲爆強(qiáng)度，而是在起降階段提供抬頭力矩。在超聲速民機(jī)布局中，鴨翼有利于形成多激波的近場壓力信號，并能防止機(jī)翼產(chǎn)生的激波向前合并。1973 年，Harry 等［39］針對鴨式布局的低聲爆特性開展了研究，結(jié)果證實(shí)鴨翼可將前體的波形分散為多道激波，能夠顯著的降低頭激波強(qiáng)度，如圖 5 所示［39］。此后，有許多的布局應(yīng)用了鴨翼，如NASA 的HSCT-11 方案［40］、Douglas 的H-5805 方案［40］和SAI 公司的QSST 方案［29，41］等。Baize［40］在研究中指出，若在前體僅產(chǎn)生一道激波，要降低聲爆強(qiáng)度極為艱難，需要采取措施產(chǎn)生多道激波，而鴨翼則是一種能滿足這項(xiàng)要求的低聲爆設(shè)計策略。

圖5 鴨式布局的低聲爆效果［39］Fig.5 Low-boom effect of canard concept［39］

3）箭形翼與上反布局

對超聲速民機(jī)而言，升力效應(yīng)是聲爆產(chǎn)生的主要因素，而機(jī)翼又決定了巡航的氣動效率。因此，機(jī)翼構(gòu)型是布局設(shè)計中的重要對象，在概念設(shè)計階段主要考慮平面形狀與上反。

機(jī)翼平面形狀是影響全機(jī)沿軸向升力分布的最主要因素，而軸向升力分布又是全機(jī)等效截面積能否滿足低聲爆面積律的關(guān)鍵。Darden 提出的聲爆最小化理論［42］認(rèn)為，要獲得更佳的聲爆性能，軸向升力分布最大值的位置要求盡量靠近尾部，且升力分布應(yīng)盡可能平緩，其軸向長度盡可能大。箭形翼非常符合上述低聲爆設(shè)計要求，還具有良好的氣動性能，從第2 代超聲速民機(jī)布局開始廣泛應(yīng)用［24］。根據(jù)Darden 的理論，具有良好低聲爆特性的箭形翼通常具備以下特征：較大的根弦長度、極大的后掠角、多段后掠或連續(xù)變后掠的前緣、機(jī)翼位置靠后等（如圖 6 所示［43］）。

圖6 具有低聲爆特性的箭形翼［43］Fig.6 Arrow wing with low-boom characteristic［43］

特別的，飛機(jī)任務(wù)剖面中馬赫數(shù)對機(jī)翼平面布局具有重要影響。如果采用低于截斷馬赫數(shù)（約為Ma=1.2）巡航，則飛機(jī)產(chǎn)生的聲爆無法到達(dá)地面。因此，采用該方式巡航的飛機(jī)低聲爆設(shè)計要求相對弱化，更重視低阻性能，主要采用易于實(shí)現(xiàn)超聲速層流的小后掠機(jī)翼布局，如Aerion公司的AS2 布局和歐洲的HISAC-B 布局［41］，如圖 7 所示。但是，該方式的巡航馬赫數(shù)較低，相對亞聲速民機(jī)的速度優(yōu)勢較小，遠(yuǎn)不能滿足未來發(fā)展需求，因此小后掠機(jī)翼布局已不是主流趨勢。

圖7 兩種小后掠機(jī)翼布局［41］Fig.7 Two small swept wing configurations［41］

本文在Tu-144 布局的基礎(chǔ)上，對比了箭形翼布局與基準(zhǔn)雙三角翼布局的聲爆特性。圖 8 給出了兩種布局的近場聲爆信號對比，箭形翼布局的機(jī)翼位置處的激波強(qiáng)度比基準(zhǔn)布局顯著降低，同時后激波幅值也比基準(zhǔn)降低約50%。由此可見，箭形翼具備優(yōu)異的低聲爆特性。此外，箭形翼還能顯著的降低波阻，但可能帶來低速性能和操穩(wěn)特性等方面的問題。

圖8 箭形翼與雙三角翼布局的聲爆信號對比Fig.8 Comparison of sonic boom signals of arrow wing and double-delta wing

機(jī)翼上反主要影響聲爆強(qiáng)度及聲爆毯范圍。機(jī)翼上反與聲線理想化傳播方向的關(guān)系如圖 9 所示，原本集中向下傳播的聲爆信號變?yōu)橄騼蓚?cè)傳播。Harry 等研究發(fā)現(xiàn)，上反角由-5°變?yōu)?5°，聲爆超壓值可降低約50 Pa［39］。Baize 在H-5805 方案設(shè)計中證實(shí)，上反能有效減小聲爆前激波強(qiáng)度［40］，如圖 10 所示。洛·馬公司在LM-1021 布局設(shè)計中，通過對機(jī)翼外段的上反設(shè)計，大幅降低了在下方-49°～49°周向角內(nèi)的聲爆強(qiáng)度［37］。因而，要使整個聲爆毯內(nèi)的聲爆強(qiáng)度最小，精細(xì)設(shè)計機(jī)翼上反角是重要途徑之一。

圖9 上反對聲射線傳播方向的影響Fig.9 Influence of dihedral on propagation direction of rays

圖10 上反對聲爆強(qiáng)度的影響［40］Fig.10 Influence of dihedral on sonic boom intensity［40］

4）T 尾/V 尾布局

T 尾和V 尾布局能夠合理調(diào)控后體區(qū)域的激波系分布，且能良好兼顧低速性能和操穩(wěn)特性要求，幾乎運(yùn)用到了所有第3 代超聲速民機(jī)布局中，成為第3 代布局最重要的技術(shù)特征之一。從線化理論的觀點(diǎn)看，T 尾或V 尾能分?jǐn)傄徊糠稚?，使升力等效截面積分布在全機(jī)尾部達(dá)到最大值，并使后體等效截面積分布更光滑，降低后體的激波強(qiáng)度。從流場機(jī)理的角度看，T 尾/V 尾產(chǎn)生的激波能與后體的膨脹區(qū)發(fā)生干涉、抵消，從而削弱后體激波強(qiáng)度。以某大型超聲速民機(jī)布局（巡航起始重量112 000 kg，巡航馬赫數(shù)2.0，巡航高度15.24 km）為對象，研究了T 尾對后體聲爆信號的影響。圖 11 給出了無尾布局和T 尾布局后體超壓云圖的對比，T 尾產(chǎn)生的激波將后體的強(qiáng)膨脹區(qū)分割弱化，并在傳播中與膨脹波相互抵消。圖 12 給出了兩種T 尾布局和無T 尾構(gòu)型的遠(yuǎn)場聲爆波形對比，可見T 尾布局的后激波強(qiáng)度比無T 尾構(gòu)型大幅減小，感覺噪聲級也顯著降低。綜上，T 尾/V 尾是對超聲速民機(jī)后體進(jìn)行低聲爆設(shè)計的重要設(shè)計策略之一。

圖11 T 尾對后體聲爆信號的影響Fig.11 Influence of T-tail on sonic boom signal of aft-body

圖12 有/無T 尾構(gòu)型的地面波形對比Fig.12 Comparison of ground waveforms with/without T-tail

3.1.2 輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

1）氣動彈性分析與設(shè)計

超聲速民機(jī)的外形具有顯著的大長細(xì)比、低厚度等特點(diǎn)，氣動彈性問題突出。隨著對超聲速民機(jī)研究的深入，以氣動彈性為核心的研究在布局設(shè)計中得到了重點(diǎn)關(guān)注。

早在20 世紀(jì)90 年代的HSCT 計劃中，波音公司已指出超聲速民機(jī)面臨的氣動彈性問題具有多學(xué)科特性，所需的分析設(shè)計周期較長（完整周期達(dá)12～24 個月）［44］。NASA 在高速伺服彈性項(xiàng)目（ASE）中對洛馬公司“N+2”代超聲速民機(jī)方案開展了詳細(xì)的氣動彈性分析［45］。研究人員運(yùn)用CFL3D 和FUN3D 等CFD 求解器，以結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格分析了有/無發(fā)動機(jī)短艙的氣動彈性變形，計算了不同有限元模型下的線性顫振邊界。在此基礎(chǔ)上，Pak 對“N+2”方案進(jìn)行了氣動彈性剪裁設(shè)計［46］，以總結(jié)構(gòu)重量作為目標(biāo)，以強(qiáng)度、屈曲和顫振要求作為約束開展優(yōu)化設(shè)計，成功達(dá)到了優(yōu)化的目標(biāo)，但結(jié)構(gòu)質(zhì)量比基準(zhǔn)外形增加了9.4%。Connolly 等進(jìn)一步對“N+2”方案進(jìn)行了氣動-推進(jìn)-彈性分析［47］。

綜上，美國在“N+2”代計劃階段，著重研究了超聲速民機(jī)的氣動彈性問題，國內(nèi)針對該問題的研究還比較欠缺。

2）氣動-結(jié)構(gòu)-聲爆耦合分析

長期以來，對超聲速民機(jī)聲爆問題的研究大多基于飛機(jī)為剛體這一假設(shè)。然而真實(shí)情況下超聲速民機(jī)的氣動彈性變形會改變聲爆信號，給聲爆強(qiáng)度響應(yīng)引入不確定性，原因包括：爬升、巡航和下降階段的氣動彈性變化；抵抗湍流時的控制舵面偏轉(zhuǎn)以及結(jié)構(gòu)變形；機(jī)動飛行時的控制舵面偏轉(zhuǎn)以及結(jié)構(gòu)變形。

該問題近年來受到研究人員重點(diǎn)關(guān)注，在美國“N+2”代計劃中，NASA 針對超聲速民機(jī)的氣動彈性不確定性對聲爆響應(yīng)的影響開展了研究［48-49］。研究人員以洛·馬LM-1044 方案為對象，將材料特性作為隨機(jī)變量引入到有限元模型中，進(jìn)而得到氣動彈性變形及聲爆信號變化。研究結(jié)果表明，考慮氣動彈性變形與剛體假設(shè)下的聲爆信號存在顯著的差異，如圖 13 所示［49］。在引入材料特性的不確定性后，氣動彈性變形導(dǎo)致了聲爆信號呈現(xiàn)出波動（圖 14［49］），最終給遠(yuǎn)場聲爆的強(qiáng)度帶來顯著影響。Phillips 等針對X-59 QueSST 驗(yàn)證機(jī)［50］開展了氣動彈性不確定性變形對聲爆信號的影響，分析了在不同大氣條件下的聲爆響應(yīng)，并進(jìn)行了全局敏感性分析。

圖13 氣動彈性變形與剛體的聲爆信號［49］Fig.13 Comparison of sonic boom signals of aeroelastic deformation and rigid body［49］

圖14 引入材料特性不確定性的聲爆信號［49］Fig.14 Sonic boom signal with introduced uncertainty of material properties［49］

總之，NASA 的研究指出了在超聲速民機(jī)布局設(shè)計中，氣動彈性變形對聲爆響應(yīng)的影響是一項(xiàng)不容忽視的重要因素。

3.1.3 外部視景系統(tǒng)技術(shù)（XVS）

第1 代超聲速民機(jī)布局針對起降階段駕駛艙視野受限的問題，采用了可下偏機(jī)頭方案，但同時帶來了重量、機(jī)構(gòu)可靠性、安全性和氣動性能等方面的損失。為了兼顧氣動布局的性能與駕駛艙視野的要求，波音公司在20 世紀(jì)90 年代提出了運(yùn)用光電傳感器和視頻傳輸技術(shù)實(shí)現(xiàn)前向虛擬視野的設(shè)計構(gòu)想，即外部視景系統(tǒng)（XVS）［25，51］。XVS 目前已經(jīng)成功應(yīng)用于NASA最新的低聲爆技術(shù)驗(yàn)證機(jī)X-59 QueSST 上［52］。XVS 技術(shù)的視頻傳感器主要包括一枚安置于機(jī)身頂部的高分辨率4K 相機(jī)和一枚安置于機(jī)頭下方的低分辨率前向視野系統(tǒng)（Forward Vision System，F(xiàn)VS）。4K 相機(jī)提供主要的外部視景，F(xiàn)VS 僅在大迎角狀態(tài)下提供前向輔助視野，如圖 15 所示。因此，為了保證頂部的4K 相機(jī)獲得滿足要求的視場，機(jī)頭外形設(shè)計至關(guān)重要，尤其是機(jī)頭上輪廓線的角度需與低聲爆和氣動設(shè)計統(tǒng)籌考慮。

圖15 外部視景系統(tǒng)的傳感器和視野Fig.15 Sensors and vision of XVS

3.2 低聲爆設(shè)計技術(shù)

新一代超聲速民機(jī)要獲得適航許可，實(shí)現(xiàn)商業(yè)運(yùn)營，聲爆問題是首要突破的最核心的瓶頸問題。自從研究人員認(rèn)識到第一代超聲速民機(jī)的聲爆問題后，就致力于低聲爆設(shè)計技術(shù)的研究，迄今為止提出了多種低聲爆設(shè)計方法。本文將現(xiàn)有的低聲爆設(shè)計方法分為3 類：反設(shè)計方法、混合可信度設(shè)計方法和低聲爆數(shù)值優(yōu)化設(shè)計方法。

3.2.1 反設(shè)計方法

低聲爆反設(shè)計方法是指通過設(shè)定一個目標(biāo)，并修改飛機(jī)外形使其達(dá)到目標(biāo)，從而降低聲爆強(qiáng)度的方法。20 世紀(jì)60—70 年代，Darden［42］、Jones［53-55］、Seebass 和George［56-58］提出了著名的JSGD 聲爆最小化理論。該理論被廣泛采用，不僅構(gòu)成了低聲爆反設(shè)計方法的基礎(chǔ)，而且對低聲爆優(yōu)化設(shè)計也具有重要指導(dǎo)意義。

聲爆最小化理論是指在給定飛機(jī)重量、長度、巡航馬赫數(shù)和高度的條件下，給出使飛機(jī)達(dá)到最低超壓峰值或最小頭激波強(qiáng)度的F-函數(shù)分布的理論。Jones 等提出了在給定體積、升力下的最小聲爆強(qiáng)度［53-55］。George 等［57］利用防止激波合并的機(jī)理提出了低聲爆目標(biāo)F-函數(shù)的形式。Seebass 和George 建立了通過調(diào)整飛機(jī)外形來達(dá)到目標(biāo)波形的方法［58］。Darden［42］在此基礎(chǔ)上放寬頭部鈍度的要求以減小阻力，發(fā)展出更實(shí)用的低聲爆設(shè)計方法，即JSGD 方法，其原理示意圖如圖 16 所示。

圖16 JSGD 方法原理示意圖Fig.16 Theory of JSGD method

運(yùn)用JSGD 方法對Tu-144 超聲速民機(jī)布局開展了低聲爆設(shè)計，圖 17 給出了Tu-144 基準(zhǔn)和設(shè)計外形的對比。從圖 18 中可以看出，設(shè)計外形的近場聲爆信號由基準(zhǔn)的兩道頭激波、一道尾激波變成了多道弱激波。從遠(yuǎn)場波形對比（圖 19）看，設(shè)計外形的頭尾激波超壓峰值均顯著降低，聲爆的感覺聲壓級由107.8 PLdB 降低到了99.4 PLdB，展示出了JSGD 方法的有效性。

圖17 Tu-144 基準(zhǔn)外形和設(shè)計外形對比Fig.17 Comparison of Tu-144 baseline and designed configuration

圖18 Tu-144 基準(zhǔn)和設(shè)計結(jié)果的近場聲爆信號對比Fig.18 Comparison of near-field sonic boom signal of Tu-144 baseline and designed configuration

圖19 Tu-144 基準(zhǔn)和設(shè)計結(jié)果的遠(yuǎn)場聲爆波形對比Fig.19 Comparison of far-field sonic boom waveform of Tu-144 baseline and designed configuration

為了兼顧氣動性能，提高低聲爆設(shè)計的靈活性，人們發(fā)展了改進(jìn)的JSGD 方法。Plotkin 等［59］提出了廣義F-函數(shù)、Haas 等［60］提出了多激波F-函數(shù)、Makino 等［61］提出了非軸對稱機(jī)身反設(shè)計方法。除此以外，Jung 等［62］根據(jù)“波形凍結(jié)”的原理提出了“波瓣平衡法”，通過阻止傳播過程中的激波合并來降低聲爆強(qiáng)度。在國內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)的馮曉強(qiáng)發(fā)展了基于CFD 的反設(shè)計方法［6］。

經(jīng)典JSGD 方法自提出以來，不僅廣泛應(yīng)用于早期的大型超聲速民機(jī)（如HSCT［63］）和超聲速公務(wù)機(jī)的布局設(shè)計研究，而且至今在新一代超聲速民機(jī)低聲爆設(shè)計中仍發(fā)揮重要的作用。然而，該方法也存在局限性：第一，JSGD 方法未以地面感覺噪聲級為目標(biāo)，導(dǎo)致設(shè)計外形的遠(yuǎn)場波形頭激波仍較強(qiáng)，對感覺噪聲級降低很有限；第二，針對復(fù)雜外形低聲爆反設(shè)計，由于JSGD 方法所用的線化預(yù)測方法無法考慮聲爆的高階極子效應(yīng)［64］，導(dǎo)致設(shè)計結(jié)果可信度不足。針對這一問題，發(fā)展高精度的低聲爆設(shè)計方法十分必要。劉剛等［65］基于高精度CFD 和非線性Burgers 方程，以地面聲爆波形為目標(biāo)，發(fā)展了高精度的低聲爆反設(shè)計方法。

總之，基于經(jīng)典JSGD 理論的低聲爆反設(shè)計方法效率非常高，但設(shè)計結(jié)果可信度欠佳，適用于概念設(shè)計階段；高精度的低聲爆反設(shè)計方法可信度高，但所需計算成本較大，適用于更詳細(xì)的設(shè)計。因此，在超聲速民機(jī)布局設(shè)計中，應(yīng)考慮在不同設(shè)計階段配合使用這兩種反設(shè)計方法，以良好權(quán)衡設(shè)計效果和效率。

3.2.2 混合可信度設(shè)計方法

如前文所述，基于JSGD 理論的快速反設(shè)計方法和基于高精度聲爆預(yù)測技術(shù)的反設(shè)計方法各有優(yōu)劣。為了綜合這兩種方法的優(yōu)勢，提高低聲爆設(shè)計的效率并且最大程度地獲得高可信度的設(shè)計結(jié)果，Li 等［66-67］提出了混合可信度設(shè)計方法。目前主要有兩種可信度級別的混合可信度設(shè)計方法，如圖 20 所示［68］。

圖20 兩種混合可信度方法［68］Fig.20 Two types of mix-fidelity inverse design approach［68］

第1 種混合可信度設(shè)計方法如圖 20（a）所示。它通過將目標(biāo)等效截面積Ae分布減去升力Ae，Lift分布，獲得目標(biāo)體積Ae，Volume分布，修改幾何外形來使得飛行器體積分布達(dá)到目標(biāo)，再用新外形的升力更新目標(biāo)等效截面積分布進(jìn)行下一輪的修型。該方法與經(jīng)典JSGD 反設(shè)計方法的主要區(qū)別在于計算升力分布時用更高可信度的CFD計算結(jié)果，提高了設(shè)計結(jié)果的可信度。然而，這種方法仍然基于聲爆修正線化理論，未考慮高階極子效應(yīng)［64］，并且忽略了變形時升力分布的變化，使得該方法對結(jié)果的可信度提升有限。

為了進(jìn)一步提高設(shè)計結(jié)果的可信度，Li 等引入“反等效 截面積Ae，r”［69］的概念，提出了 第2 種混合可信度設(shè)計方法［67］，設(shè)計流程如圖 20（b）所示。該方法主要流程與前一種混合可信度方法類似，區(qū)別僅為外形的“反等效截面積”分布直接由CFD 計算的近場超壓信號反算?！胺吹刃Ы孛娣e”隱含飛行器對流場的擾動信息，較完備地描述了聲爆的四極子等高階極子效應(yīng)。這種混合可信度方法的假設(shè)為：飛行器變形時，升力效應(yīng)和其他高階極子效應(yīng)的變化可忽略。

JAXA 分別采用了上述兩種混合可信度設(shè)計方法設(shè)計了JWB 低聲爆標(biāo)模［68］，采用第1 種方法的設(shè)計結(jié)果如圖 21（a）所示，采用第2 種方法設(shè)計結(jié)果如圖 21（b）所示。第1 種方法設(shè)計結(jié)果在后體與目標(biāo)偏差非常大，而第2 種方法最終設(shè)計外形（Ae，r-optimized）的聲爆波形與目標(biāo)較為接近，低聲爆設(shè)計結(jié)果的可信度非常高。

圖21 采用兩種混合可信度設(shè)計方法的設(shè)計結(jié)果［68］Fig.21 Results by two mix-fidelity inverse design approaches［68］

綜上，針對低聲爆布局設(shè)計的可信度和效率權(quán)衡問題，目前主要有兩種混合可信度設(shè)計方法。其中，第2 種方法引入“反等效截面積”的概念，能夠達(dá)到更高的可信度，且不顯著增加所需的高耗時分析成本，是現(xiàn)階段能較好兼顧設(shè)計效率和可信度的設(shè)計方法，成為了低聲爆布局設(shè)計方法的重要方向之一。

3.2.3 低聲爆數(shù)值優(yōu)化設(shè)計方法

隨著高效數(shù)值優(yōu)化算法、高精度聲爆預(yù)測方法［70-71］以及計算流體力學(xué)的發(fā)展，低聲爆數(shù)值優(yōu)化設(shè)計方法受到了重點(diǎn)研究。Alonso 等［72］采用序列二次規(guī)劃（SQP）算法，搭建了超聲速民機(jī)的優(yōu)化設(shè) 計平臺。Chung 和Alonso［73］首次將基于代理模型的優(yōu)化算法應(yīng)用于超聲速公務(wù)機(jī)的低聲爆優(yōu)化。Chan［74］運(yùn)用單純形法、遺傳算法等優(yōu)化算法，進(jìn)行了超聲速民機(jī)的低聲爆/低阻優(yōu)化設(shè)計。Choi 等［75］通過建立飛機(jī)氣動力及聲爆響應(yīng)的代理模型，實(shí)現(xiàn)了低聲爆/低阻優(yōu)化設(shè)。日本學(xué)者M(jìn)akino 等［76］提出了魯棒目標(biāo)函數(shù)的選取方法。Farhat 等［77］運(yùn)用修正線化聲爆預(yù)測方法和梯度優(yōu)化算法，以初始上升壓強(qiáng)為目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行了低聲爆優(yōu)化設(shè)計。Rallabhandi 等［78］也運(yùn)用修正線化聲爆預(yù)測方法和梯度優(yōu)化方法，對聲爆與升阻比性能開展了多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計。Rallabhandi［79-80］還推導(dǎo) 出了耦 合近場CFD 計 算與基于Burgers 方程遠(yuǎn)場傳播模型的伴隨方程，發(fā)展出基于伴隨梯度的低聲爆優(yōu)化設(shè)計方法。Alonso 等［81］總結(jié)了多學(xué)科優(yōu)化在降低聲爆強(qiáng)度、提高升阻比中的應(yīng)用。Ban 等［82］對雙翼雙機(jī)身進(jìn)行了低聲爆/低阻優(yōu)化設(shè)計。2019 年，Kirz［83］基于代理模型開展了JAXA 翼身組合體的低阻低聲爆多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計。

在國內(nèi)，馮曉強(qiáng)等［84］運(yùn)用與遺傳算法相結(jié)合，提出了低聲爆布局混合優(yōu)化方法，得到了機(jī)體容積和聲爆的Pareto 解集。喬建領(lǐng)等［85］發(fā)展了基于代理模型的低聲爆全局優(yōu)化設(shè)計方法，對DWB標(biāo)模進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計，將聲爆強(qiáng)度降低約3 PLdB，如圖 22 和圖 23 所示。張譯典等［86］提出了基于本征正交分解的優(yōu)化設(shè)計方法。郝璇等［87］采用遺傳算法對某超聲速公務(wù)機(jī)開展了低聲爆優(yōu)化設(shè)計。黃江濤等［88］推導(dǎo)了針對結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的聲爆伴隨方程，開展了某超聲速公務(wù)機(jī)的優(yōu)化設(shè)計。

圖22 優(yōu)化前后外形及等效截面積分布對比［85］Fig.22 Comparison of shape and area distribution of baseline and optimized configurations［85］

圖23 優(yōu)化前后遠(yuǎn)場聲爆波形對比［85］Fig.23 Comparison of far-field sonic boom waveform of baseline and optimized configurations［85］

從近年來的國內(nèi)外發(fā)展趨勢看，低聲爆優(yōu)化技術(shù)在21 世紀(jì)初開始迅速發(fā)展，應(yīng)用的優(yōu)化算法主要有3 種：遺傳算法等啟發(fā)式優(yōu)化算法、基于伴隨方程的梯度優(yōu)化算法、基于代理模型的優(yōu)化算法［89-90］。啟發(fā)式優(yōu)化算法所需計算量大，在涉及高耗時CFD 分析時優(yōu)化效率較低。基于代理模型的優(yōu)化方法和伴隨方程的梯度優(yōu)化方法和能較好地解決計算量大的問題，已成為未來低聲爆優(yōu)化設(shè)計方法發(fā)展的重要方向。

3.3 超聲速減阻技術(shù)

超聲速減阻技術(shù)是提高超聲速民機(jī)巡航效率的核心關(guān)鍵技術(shù)。超聲速民機(jī)的阻力可分為體積激波阻力、升致激波阻力、黏性阻力、渦致阻力［91］，典型超聲速民機(jī)的阻力分解如圖 24 所示。在布局設(shè)計中對巡航狀態(tài)下的減阻設(shè)計主要關(guān)注體積激波阻力和摩擦阻力。

圖24 典型超聲速民機(jī)阻力分解Fig.24 Drag breakdown of typical supersonic transport aircraft

3.3.1 激波減阻

文獻(xiàn)［91］指出，由體積引起的激波阻力占超聲速民機(jī)總阻力的約15%，體積波阻的大小主要由飛機(jī)的體積截面積分布決定。Whitcomb 提出的超聲速面積律［92］至今仍是降低激波阻力最主要、最有效的理論。超聲速面積律指出通過對機(jī)翼和機(jī)身進(jìn)行設(shè)計，使沿軸向的體積截面積分布光滑，能顯著減小波阻。JAXA 在NESXT-1 超聲速驗(yàn)證機(jī)的設(shè)計中運(yùn)用了超聲速面積律，以Sears-Haack 旋成體的體積截面分布作為目標(biāo)進(jìn)行設(shè)計，設(shè)計外形的阻力特性如圖 25 所示，在設(shè)計點(diǎn)將阻力降低了6.7 cts［91］?？梢姵曀倜娣e律在減阻設(shè)計中非常有效，在新一代超聲速民機(jī)布局設(shè)計中仍被普遍運(yùn)用，如波音“N+2”代布局方案765-076E［38］。

圖25 NEXST-1 的阻力特性［91］Fig.25 Drag characteristics of NEXST-1［91］

此 外，Busemann［93］于1935 年提出 了通過 激波之間有利干擾降低波阻的概念，思路是設(shè)計相對放置的三角形翼型構(gòu)成雙翼，通過前緣產(chǎn)生的激波以及最大厚度處的膨脹波相互抵消而減小波阻。該技術(shù)近年在國際上再次受到了關(guān)注，日本學(xué)者Kusunose 基于雙翼概念提出了一種超聲速運(yùn)輸機(jī)的布局方案［94］。超聲速雙翼在設(shè)計點(diǎn)的阻力系數(shù)非常低，但是在非設(shè)計點(diǎn)存在流動“雍塞”、流動遲滯等問題（如圖 26 所示），會使得阻力系數(shù)陡增，限制了雙翼的性能和實(shí)用性。為了解決這兩種問題，研究人員提出了機(jī)翼錯動、前后緣偏轉(zhuǎn)和雙翼偏轉(zhuǎn)等措施。國內(nèi)，馬博平［95］和劉榮健［96］等研究了對Busemann 雙翼減阻技術(shù)及流動雍塞和遲滯效應(yīng)的改善措施。

圖26 Busemann 雙翼的設(shè)計點(diǎn)、雍塞及流動遲滯［95］Fig.26 Design point，choked-flow and flow hysteresis of Busemann bi-plane［95］

從發(fā)展現(xiàn)狀看，為減小超聲速民機(jī)的體積激波阻力，通過超聲速面積律對飛機(jī)進(jìn)行修型仍是最有效、實(shí)用的方法，并且在設(shè)計時能更好地兼顧聲爆特性，與低聲爆面積律統(tǒng)籌考慮。超聲速雙翼減阻技術(shù)減阻潛力非常大，其減阻機(jī)理和實(shí)用性研究是未來的重要研究方向。

3.3.2 超聲速層流減阻

除激波阻力外，超聲速巡航時的黏性阻力更不容忽視。對于典型超聲速民機(jī)構(gòu)型，在巡航時黏性阻力約占總阻力的40%［96］。自然層流技術(shù)可以有效降低飛機(jī)黏性阻力、提高燃油效率，在國際航空運(yùn)輸協(xié)會（IATA）《2050 年飛機(jī)技術(shù)路線圖》［97］中被評為下一代飛機(jī)最有發(fā)展前景的技術(shù)之一。根據(jù)JAXA 的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過自然層流技術(shù)在超聲速機(jī)翼上表面維持40%的層流范圍，全機(jī)減阻達(dá)到5%［98］，減阻效果非常可觀。Aerion 公司的AS2［99］和洛·馬公司的QSTA 也應(yīng)用了超聲速層流機(jī)翼技術(shù)，在聲爆和激波阻力不增加的前提下能將黏性阻力降低10%［30］。

然而，在超聲速民機(jī)上實(shí)現(xiàn)自然層流也面臨嚴(yán)峻的技術(shù)挑戰(zhàn)：①大后掠、高雷諾數(shù)超聲速民機(jī)機(jī)翼比傳統(tǒng)跨聲速機(jī)翼的橫流不穩(wěn)定性更強(qiáng)，層流更難維持；②超聲速大后掠機(jī)翼邊界層轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)測，必須考慮Tollmien-Schlichting（TS）流向波和斜波、橫流駐波和行波等多種不穩(wěn)定模態(tài)；③超聲速民機(jī)的自然層流機(jī)翼設(shè)計，必須兼顧聲爆特性。因而，超聲速機(jī)翼邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法和超聲速自然層流機(jī)翼設(shè)計方法是超聲速層流減阻技術(shù)的核心技術(shù)。

1）超聲速機(jī)翼邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法

高效、魯棒的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法是飛行器自然層流機(jī)翼設(shè)計的前提。針對后掠三維機(jī)翼邊界層，目前已有的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法包括：基于線性穩(wěn)定性理論（LST）的eN方法［100-105］、γ-Reθ模型［106］、k-ω-γ模型［107］、N因子輸運(yùn)模型［108］、轉(zhuǎn)捩經(jīng) 驗(yàn)關(guān)系式［109］等。其中eN方法從穩(wěn)定性理論的物理基礎(chǔ)出發(fā)，可以預(yù)測流向TS 不穩(wěn)定性、橫流Cross-Flow（CF）不穩(wěn)定性等誘導(dǎo)發(fā)生的轉(zhuǎn)捩。該方法經(jīng)過長期的發(fā)展和工程實(shí)踐的考驗(yàn)，被NASA［109］、JAXA［110］、德國宇航院（DLR）［111］、法國宇航院（ONERA）［112］等廣泛應(yīng)用于超聲速自然層流機(jī)翼設(shè)計。而γ-Reθ模型、k-ω-γ模型等方法是以湍流模式理論為基礎(chǔ)發(fā)展起來的，在轉(zhuǎn)捩判斷中僅采用了當(dāng)?shù)刈兞浚m合于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和復(fù)雜外形的流動轉(zhuǎn)捩預(yù)測。γ-Reθ模型在提出時僅考慮了TS 不穩(wěn)定性誘導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩，但通過耦合C1 準(zhǔn)則等橫流轉(zhuǎn)捩判據(jù)，也具備判斷CF 不穩(wěn)定性誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩的能力。但是，γ-Reθ模型在超聲速流動中的應(yīng)用還有待進(jìn)一步研究。

2）超聲速機(jī)翼自然層流設(shè)計方法

美國Reno 公司［113］設(shè)計了一種小后掠的超聲速自然層流機(jī)翼構(gòu)型，并提出了順壓梯度抑制TS 波不穩(wěn)定性的設(shè)計思想。日本JAXA 提出了一種具有亞聲速前緣的大后掠機(jī)翼構(gòu)型［114］。為解決橫流過強(qiáng)、層流難以實(shí)現(xiàn)的問題，JAXA 應(yīng)用了一種“機(jī)翼前緣迅速加速+大范圍壓力平臺”的設(shè)計思想［110］，提出了一種理想的壓力分布形態(tài)，如圖 27 所示。通過使前緣流動迅速加速，然后迅速轉(zhuǎn)為壓力平臺，實(shí)現(xiàn)橫流速度型反向，以此抑制橫流CF 不穩(wěn)定性。此外，大范圍壓力平臺也有利于抑制流向TS 不穩(wěn)定性的增長。JAXA 進(jìn)一步將該思想應(yīng)用于高雷諾數(shù)、大后掠角超聲速民機(jī)機(jī)翼構(gòu)型，實(shí)現(xiàn)了上表面約35%的層流范圍［110］，如圖28 所示。

圖27 大后掠機(jī)翼自然層流設(shè)計的目標(biāo)壓力Cp分布［110］Fig.27 Cp target for natural-laminar-flow design of high-swept wing［110］

圖28 設(shè)計達(dá)到的35%層流范圍［110］Fig.28 35% laminar flow region obtained by design［110］

另一方面，聲爆問題是超聲速民機(jī)設(shè)計面臨的首要問題，也是自然層流機(jī)翼設(shè)計中必須兼顧的問題。NASA［98］和JAXA［115］等已指出，在層流設(shè)計過程考慮聲爆特性是下一階段的重要研究方向。自然層流設(shè)計和低聲爆設(shè)計不能簡單的疊加，要滿足低聲爆所要求的約束，會大大增加自然層流設(shè)計的難度。目前，層流特性與聲爆特性的內(nèi)在聯(lián)系尚不明晰，缺乏合理的聲爆特性約束引入方法。由此可見，開展考慮聲爆約束的超聲速自然層流機(jī)翼設(shè)計方法研究十分必要和迫切。

綜上，在超聲速民機(jī)的自然層流機(jī)翼設(shè)計中，一方面需要融入大后掠機(jī)翼的自然層流設(shè)計準(zhǔn)則，通過抑制機(jī)翼表面的TS 和CF 波不穩(wěn)定性，擴(kuò)大層流范圍以減小黏性阻力；另一方面又要兼顧總阻力特性和全機(jī)的低聲爆約束，尋找全局最優(yōu)的氣動性能。

3.4 飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)

由于發(fā)動機(jī)短艙與飛機(jī)的相互干擾劇烈，飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)逐漸成為超聲速民機(jī)布局設(shè)計中的重點(diǎn)。飛-發(fā)一體化設(shè)計中，聲爆、阻力、噪聲是需要主要考慮的因素。目前，飛-發(fā)一體化設(shè)計主要包括短艙位置布局、進(jìn)氣口-機(jī)體一體化和噴口-機(jī)體一體化的設(shè)計。

3.4.1 短艙位置設(shè)計

按照超聲速民機(jī)發(fā)動機(jī)短艙的位置分類，主要的布局形式有翼吊式、翼上式、背負(fù)式和尾吊式。根據(jù)已有的超聲速民機(jī)布局看，中小座級（＜50 人）主要采用尾吊式/背負(fù)式布局，而大座級（＞50 人）基本采用翼吊式布局。但近年來研究表明，短艙位置對聲爆強(qiáng)度和阻力特性均影響較大。因此，在設(shè)計短艙位置布局時主要考慮低聲爆/低阻特性要求。

灣流公司的Howe［116］以經(jīng)過低聲爆設(shè)計的超聲速公務(wù)機(jī)為基準(zhǔn)，開展了短艙位置對阻力和聲爆強(qiáng)度的影響研究，研究對比了翼下和翼上布局的阻力分解和聲爆信號。如圖 29 所示，針對外壓式進(jìn)氣道的短艙，翼上布局的機(jī)翼阻力大于翼下布局，短艙阻力小于翼下布局。這是由于翼上布局的進(jìn)氣口產(chǎn)生的高壓區(qū)會作用機(jī)翼的上表面進(jìn)而增加機(jī)翼阻力，機(jī)翼上表面產(chǎn)生的低壓區(qū)會使短艙的迎風(fēng)面上的壓力減小進(jìn)而減小短艙阻力。Howe 的研究認(rèn)為，翼上布局比翼下布局的總阻力更低，針對混壓式進(jìn)氣道的研究也得到了相同的結(jié)論［116］。此外，翼上布局的聲爆特性也顯著優(yōu)于翼下布局，圖 30 給出了翼上和翼下布局的聲爆信號對比。翼下布局的短艙產(chǎn)生了一道強(qiáng)激波使遠(yuǎn)場信號合并成為強(qiáng)度較高的“N 型波”；而翼上布局的短艙產(chǎn)生的激波被機(jī)翼和機(jī)身屏蔽，遠(yuǎn)場信號未合并，聲爆強(qiáng)度大幅降低。另外，翼上布局的低聲爆特性不僅來源于屏蔽效果，還由于翼上氣流馬赫數(shù)更高，進(jìn)氣口產(chǎn)生的激波后掠更大，更不容易在傳播中合并。因此，短艙的翼上布局的聲爆特性顯著優(yōu)于翼下布局。

圖29 不同短艙位置布局的阻力分解［116］Fig.29 Drag buildup of different placement of nacelle［116］

圖30 不同短艙位置布局的聲爆信號對比［116］Fig.30 Sonic boom signal comparison of different placement of nacelle［116］

JAXA 的Atsushi 等［117］采用優(yōu)化設(shè)計方法研究了短艙位置對升阻比和聲爆性能的影響，研究了翼上、翼下布局和側(cè)掛布局，3 種布局形式如圖 31所示。圖 32 展示了3 種布局形式下最優(yōu)的外形與無短艙外形的遠(yuǎn)場聲爆波形對比，幾種布局的波形區(qū)別主要在前激波。由于短艙的影響，3 種布局形式的激波強(qiáng)度比無短艙構(gòu)型都有所增強(qiáng)。翼下布局的聲爆強(qiáng)度最大，遠(yuǎn)場波形幾乎完全合并；翼上布局和側(cè)掛布局聲爆波形與無短艙構(gòu)型較為一致，強(qiáng)度僅略微增加。該現(xiàn)象的原因是，翼上和側(cè)掛布局的進(jìn)氣口激波都被機(jī)翼和機(jī)身屏蔽。然而，對阻力的研究，Atsushi 等得出的結(jié)論與Howe 相反，圖 33 顯示了3 種短艙布局形式的Pareto 解，表明：翼上布局的升阻比顯著小于翼下布局，這是由于翼上布局的進(jìn)氣口對機(jī)翼的干擾形成了負(fù)升力，且上翼面被短艙覆蓋極大地削弱了氣動性能；而翼下布局的進(jìn)氣口對機(jī)翼產(chǎn)生正升力，有利于提高升阻比。研究證實(shí)，側(cè)掛布局能夠良好的兼顧低聲爆和低阻特性，既能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼和機(jī)身對進(jìn)氣口激波的有效屏蔽，又能最大程度避免短艙對機(jī)翼氣動效率的不利影響。因此，側(cè)掛布局是這3 種布局中最佳的布局形式。

圖31 3 種短艙位置布局形式［117］Fig.31 Three types of nacelle placement［117］

圖32 不同短艙位置布局形式的遠(yuǎn)場波形［117］Fig.32 Far-field waveforms of different nacelle placement［117］

圖33 短艙位置布局形式的Pareto 解［117］Fig.33 Pareto solutions to nacelle placement［117］

總之，目前針對短艙位置設(shè)計的研究已有大致定性的結(jié)論，采用側(cè)掛式、背負(fù)式、尾吊式等形式成為了新一代超聲速民機(jī)布局設(shè)計的主流選擇。但是，短艙位置對聲爆、氣動和噪聲等方面更細(xì)致的影響機(jī)理仍需更深入的研究。

3.4.2 進(jìn)氣口-機(jī)體一體化設(shè)計

進(jìn)氣道對超聲速民機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)性能、阻力和聲爆有顯著影響。第1 代超聲速民機(jī)均使用可調(diào)的外壓式進(jìn)氣道，在各工況下的適應(yīng)性好，但是重量較大，且進(jìn)氣口的激波強(qiáng)度大，對聲爆特性較為不利。混壓式進(jìn)氣道的唇口激波強(qiáng)度比普通外壓式進(jìn)氣道稍小，但仍不足以滿足新一代超聲速民機(jī)的設(shè)計要求。針對聲爆強(qiáng)度、阻力特性、總壓恢復(fù)系數(shù)與設(shè)計靈活性，研究人員對新型進(jìn)氣道開展大量的研究，流線追蹤外壓縮式（Streamline-Traced EXternal compression，STEX）進(jìn)氣道［118-120］是最具潛力的類型之一。

STEX 進(jìn)氣道設(shè)計的核心在于將Busemann流場作為基準(zhǔn)流場，然后在喉道用一條截面輪廓線向上游進(jìn)行流線追蹤，進(jìn)而獲得進(jìn)氣道壓縮型面，流線追蹤的原理如圖 34 所示。Busemann 流場是一種軸對稱的超聲速流場，流場中所有的激波都匯聚于軸線上一點(diǎn)［121］。文獻(xiàn)［118］詳細(xì)描述了STEX 進(jìn)氣道的設(shè)計方法，根據(jù)進(jìn)氣流量要求確定喉道截面的輪廓線后，以輪廓線為起始，將流線向來流上游方向追蹤，獲得的一簇流線即組成了STEX 進(jìn)氣道的內(nèi)型面。STEX 唇口和壓縮面產(chǎn)生的激波均朝向Busemann 流場匯聚點(diǎn)。顯然，STEX 進(jìn)氣道能夠有效地將激波沿著固定方向引導(dǎo)，如圖 35 所示，而其他方向的激波強(qiáng)度很弱，該特點(diǎn)對低聲爆設(shè)計非常有利。此外，為了提高在非設(shè)計點(diǎn)下的進(jìn)氣效率并減小阻力，通常在唇口設(shè)計一段亞聲速唇罩，使終止激波后的亞聲速流能定向溢出，如圖 36 所示［118］。亞聲速唇罩除了能減小阻力外，也能減小聲爆強(qiáng)度。

圖35 STEX 唇口激波的方向Fig.35 Direction of shock wave generated by STEX lip

圖36 STEX 亞聲速唇罩溢流［118］Fig.36 Spillage at STEX subsonic cowl lip［118］

STEX 進(jìn)氣道由于良好的低阻、低聲爆和集成靈活性，近年來已在許多超聲速民機(jī)布局中得到運(yùn)用。2007 年，Aerion 公司設(shè)計的超聲速公務(wù)機(jī)AS2 上運(yùn)用 了STEX 進(jìn)氣道［122］。2016 年，NASA 在低聲爆驗(yàn)證機(jī)方案C25D 設(shè)計中對比了STEX 進(jìn)氣道與軸對稱進(jìn)氣道的性能［120］，結(jié)果表明：STEX 進(jìn)氣道比軸對稱進(jìn)氣道有顯著的氣動效率優(yōu)勢，能大幅提升航程，但總壓恢復(fù)系數(shù)稍低；在聲爆強(qiáng)度方面，雖然STEX 產(chǎn)生的激波強(qiáng)度較弱，但與機(jī)體集成仍需要仔細(xì)考慮對全機(jī)聲爆信號的影響，否則將導(dǎo)致整體聲爆水平的增加。2018 年，NASA 的X-59 QueSST 低聲爆技術(shù)驗(yàn)證機(jī)［31］的最終方案運(yùn)用了背負(fù)式進(jìn)氣的STEX 進(jìn)氣道，壓縮面與機(jī)身外形融為一體，能將激波引導(dǎo)向上傳播。2019 年，洛馬公司的QSTA超聲速民機(jī)布局也應(yīng)用了STEX 進(jìn)氣道［30］。國內(nèi)，田亞洲等［123］針對低聲爆的STEX 的設(shè)計方法和流動特征開展了研究。

綜上，雖然STEX 仍存在總壓恢復(fù)稍低的問題，但具備優(yōu)異的低阻、低聲爆特性和一體化設(shè)計靈活性，已成為了新一代超聲速民機(jī)進(jìn)氣口-機(jī)體一體化設(shè)計的重要方向之一。

3.4.3 噴口-機(jī)體一體化設(shè)計

針對噴口-機(jī)體一體化設(shè)計，主要考慮的因素是低聲爆和低阻力特性。噴管和發(fā)動機(jī)羽流會對流場產(chǎn)生劇烈的擾動，對超聲速民機(jī)后體的聲爆信號影響較大。因此，21 世紀(jì)以來針對噴管和羽流的聲爆特性的研究較多。

Bui［124］針對F-15B 簡化噴管模型研究了噴管總壓比對聲爆信號的影響，發(fā)現(xiàn)提高總壓比能獲得欠膨脹羽流，進(jìn)而降低后體激波的強(qiáng)度。Castner［125］針對收縮擴(kuò)張噴管（C-D 噴管），通過風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí)了欠膨脹羽流能夠抑制噴嘴產(chǎn)生的膨脹，在設(shè)計中能通過調(diào)整總壓比和推力來降低后激波強(qiáng)度。Castner 還研究了C-D 噴管和塞式噴管安裝于三角翼和后掠翼布局對聲爆的影響［126］。在三角翼布局上，兩種噴管對聲爆性能影響較?。欢诤舐右聿季稚?，兩種噴管的總壓比和展向位置都對后激波強(qiáng)度有較大影響，在總壓比為8 時且展向位置最大時后激波強(qiáng)度最小，C-D 噴管比塞式噴管的低聲爆特性更好。Castner 的結(jié)論表明噴管類型、位置和總壓比都對后體聲爆特性影響顯著，在設(shè)計時需仔細(xì)考慮。國內(nèi)，錢戰(zhàn)森等［127］針對高超聲速飛行器的噴管總壓比開展了研究，分析了總壓比對聲爆前激波超壓和后激波超壓的影響，指出對于遠(yuǎn)場聲爆后激波強(qiáng)度和持續(xù)時間存在臨界總壓比的現(xiàn)象。

如前所述，新一代超聲速民機(jī)推進(jìn)短艙主要采用背負(fù)式、尾吊式等布局方式。因此，研究人員針對背負(fù)式布局的全機(jī)構(gòu)型開展了噴口-機(jī)體一體化設(shè)計研究。Wintzer 等［128］在兩種的全機(jī)平面布局下對比了C-D 噴管和塞式噴管分別與兩種平面布局構(gòu)型集成的低聲爆效果。全機(jī)布局均經(jīng)過低聲爆設(shè)計，一種布局的后甲板能屏蔽噴口激波，而另一種布局的后甲板區(qū)域被裁減而不能屏蔽噴口處的激波，兩種平面布局如圖 37 所示［128］。兩種噴管均安裝于同一位置，外形如圖38 所示［128］。圖 39 表明［128］，C-D 噴管安裝于屏蔽構(gòu)型時，低聲爆效果較好，而安裝于非屏蔽構(gòu)型時，聲爆強(qiáng)度顯著增大；塞式噴管安裝于兩種構(gòu)型的聲爆強(qiáng)度無較大差異，即塞式噴管的聲爆響應(yīng)對機(jī)體是否屏蔽噴口激波不敏感。這項(xiàng)研究提供了一個重要設(shè)計策略：如果運(yùn)用C-D 噴管，噴口處需要采用機(jī)體屏蔽的設(shè)計才能獲得低聲爆性能；而如果采用塞式噴管，則無需進(jìn)行屏蔽設(shè)計。這一策略已體現(xiàn)在美國最新的X-59 QueSST 驗(yàn)證機(jī)和QSTA 超聲速民機(jī)方案上。如圖 40 所示，X-59 QueSST 采用了C-D 噴管和半包圍式的尾部屏蔽結(jié)構(gòu)；QSTA 采用了塞式噴管，尾部無屏蔽結(jié)構(gòu)設(shè)計。

圖37 兩種低聲爆平面布局［128］Fig.37 Two platforms of low-boom configuration［128］

圖38 兩類噴管外形［128］Fig.38 Geometry of two types of nozzles［128］

圖39 兩種噴管集成構(gòu)型的遠(yuǎn)場地面聲爆信號［128］Fig.39 Far-field ground sonic boom signals of integrated configurations with two types of nozzles［128］

圖40 X-59 QueSST 和QSTA 的噴管及后體設(shè)計Fig.40 Nozzle and aft-body design of X-59 QueSST and QSTA

總之，國內(nèi)外針對噴口的研究主要集中在噴口類型和總壓比對聲爆/阻力的影響。對于噴口-機(jī)體一體化設(shè)計?，F(xiàn)有研究僅定性指出了不同噴口類型需要與特定飛機(jī)布局匹配才能獲得最佳的性能，對噴口-機(jī)體集成對聲爆、氣動等方面的詳細(xì)影響機(jī)制和設(shè)計方法下一步仍需重點(diǎn)研究。

4 總結(jié)與展望

以未來超聲速民機(jī)發(fā)展為背景，針對超聲速民機(jī)總體氣動布局方案設(shè)計，深入探討了該領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀和最新進(jìn)展。按照設(shè)計思想和主要技術(shù)特征將迄今為止世界代表性的超聲速民機(jī)總體氣動布局劃分為三代，梳理總結(jié)表明：

1）第1 代布局主要旨在實(shí)現(xiàn)民用超聲速飛行、兼顧高低速氣動性能和兼容已有民航運(yùn)輸系統(tǒng)，主要布局特點(diǎn)為三角翼/雙三角翼布局，發(fā)動機(jī)翼下布置，并采用了可下偏機(jī)頭的設(shè)計。

2）第2 代布局更加重視低聲爆/低阻的性能要求。大后掠箭形翼布局具有顯著的低聲爆/低阻特性，成為該階段布局的最重要技術(shù)特點(diǎn)，至今仍被普遍采用。

3）第3 代布局在低聲爆/低阻要求的基礎(chǔ)上，更加強(qiáng)調(diào)多學(xué)科綜合性能和工程可實(shí)現(xiàn)性，主要布局特點(diǎn)為細(xì)長機(jī)頭、多段后掠/連續(xù)變后掠箭形翼、V 尾/T 尾、尾吊/背負(fù)/側(cè)掛式發(fā)動機(jī)短艙布局、外部視景系統(tǒng)等。

根據(jù)目前航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展水平和民航市場需求，未來超聲速民機(jī)的發(fā)展將遵循“由小到大”的路線，先發(fā)展超聲速公務(wù)機(jī)或中小型超聲速民機(jī)基本成為國際上的共識。根據(jù)超聲速民機(jī)的發(fā)展需求，本文研判：第3 代超聲速民機(jī)布局體現(xiàn)的主要技術(shù)特點(diǎn)，可代表未來一段時期內(nèi)的超聲速民機(jī)總體氣動布局設(shè)計的發(fā)展趨勢。

針對超聲速民機(jī)總體氣動布局設(shè)計仍面臨的關(guān)鍵技術(shù)問題，梳理出了總體設(shè)計技術(shù)、低聲爆設(shè)計技術(shù)、超聲速減阻技術(shù)和飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)4 大關(guān)鍵技術(shù)。經(jīng)過大量文獻(xiàn)調(diào)研和分析，認(rèn)為在上述方面，今后值得重點(diǎn)發(fā)展的研究方向如下（但不僅限于）：

1）新概念布局及總體設(shè)計技術(shù)。對于低聲爆/低阻布局形式和部件設(shè)計策略，國際上已有定性的認(rèn)識，如長機(jī)頭、機(jī)翼上反、T 尾/V 尾等，但對于深層次的設(shè)計原理尚不清晰，需要進(jìn)一步探索。在結(jié)構(gòu)設(shè)計方面，氣動彈性對聲爆強(qiáng)度的影響和耦合設(shè)計技術(shù)，是需要重點(diǎn)關(guān)注的問題。此外，外部視景系統(tǒng)（XVS）在未來超聲速民機(jī)上應(yīng)用不可或缺，在布局設(shè)計中對XVS 與氣動外形結(jié)合的設(shè)計是非常有必要的。

2）高效的低聲爆設(shè)計技術(shù)。要實(shí)現(xiàn)良好的低聲爆設(shè)計效果并盡可能減少計算成本提高效率，仍面臨很大的挑戰(zhàn)。為解決這一問題，研究混合可信度設(shè)計方法、發(fā)展高效的代理優(yōu)化方法和基于伴隨的梯度優(yōu)化方法都是未來需重點(diǎn)研究的實(shí)用化方法。此外，進(jìn)一步探索新的低聲爆設(shè)計理論、聲爆抑制機(jī)理也具有重要意義。

3）實(shí)用化的超聲速減阻技術(shù)。針對激波阻力，除了傳統(tǒng)的超聲速面積律外，雙翼技術(shù)無疑是一種新穎而具有良好低阻設(shè)計潛力的減阻技術(shù)，但要應(yīng)用于超聲速民機(jī)仍存在雍塞等實(shí)用性問題，仍需進(jìn)一步研究。針對黏性阻力，要在大后掠、高雷諾數(shù)超聲速機(jī)翼上實(shí)現(xiàn)層流，需要發(fā)展eN方法、γ-Reθ方法等針對超聲速流動的混合轉(zhuǎn)捩預(yù)測模型作為重要基礎(chǔ)；其次，重點(diǎn)發(fā)展超聲速自然層流反設(shè)計方法和混合反設(shè)計/優(yōu)化設(shè)計方法；最后，厘清層流特性和聲爆強(qiáng)度的關(guān)聯(lián)性和開展聲爆約束下的超聲速層流設(shè)計，都是非常有前景的方向。

4）飛-發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)。從發(fā)展趨勢看，未來超聲速民機(jī)采用背負(fù)式、尾吊式等發(fā)動機(jī)短艙布局已成為共識，但對于不同布局位置對于飛機(jī)整體性能的影響仍需更細(xì)致的研究。此外，對STEX 進(jìn)氣道等新型進(jìn)氣道設(shè)計及其與機(jī)體的一體化設(shè)計方法未來都需要重點(diǎn)發(fā)展。對于噴口-機(jī)體一體化設(shè)計，對噴口-機(jī)體集成對聲爆/氣動/噪聲的詳細(xì)影響機(jī)制和設(shè)計方法是要實(shí)現(xiàn)超聲速民機(jī)工程化必須研究的問題。需要說明的是，發(fā)動機(jī)技術(shù)雖然在本文中沒有詳細(xì)論述，但無疑是超聲速民機(jī)發(fā)展的核心關(guān)鍵技術(shù)之一。