新一代環保型超聲速客機氣動相關關鍵技術與研究進展

韓忠華喬建領丁玉臨王 剛宋筆鋒宋文萍

(1.西北工業大學 航空學院 超聲速客機研究中心,西安 710072；2.西北工業大學 航空學院 氣動與多學科優化設計研究所,西安 710072)

0 引 言

從近期國際航空科學技術的發展來看,盡管高亞聲速客機獲得了極大成功,但隨著日益增長的航空運輸需求,飛行時間過長嚴重降低了遠距離飛行旅客的舒適性和旅行效率,迫切需要發展飛行速度更快的客機。因此,超聲速客機成為未來民機發展的重點方向之一。

更快的旅行速度是人類永恒的追求。在民用航空領域,超聲速客機的作用類似于公路系統中的“高速公路”、鐵路系統中的“高鐵”。相比于傳統亞聲速民機,超聲速客機能夠成倍地縮短飛行時間,可大幅提高旅行效率。以巡航馬赫數為2的超聲速客機為例,相同飛行距離下能比現有亞聲速客機節省一半以上的時間。更快的旅行速度能夠促進世界各國在經濟、政治、文化等領域的交流與合作。以中國為例,超聲速客機可大幅度縮短旅行時間,有利于形成首都100分鐘經濟圈(圖1),顯著改善國內旅客的出行效率。隨著中國與東盟各國、周邊國家經濟交流的不斷深入,考慮到未來東盟經濟貿易一體化趨勢的不斷發展,利用超聲速客機打造亞太地區200分鐘經濟圈(圖2),加強同東南亞和中國周邊各國的交往,對于進一步促進我國經濟可持續發展具有重大的現實意義。另外,發展超聲速客機可以極大促進我國同世界各國在經濟文化等領域的交流與合作,形成“全球一日經濟圈”。例如從北京到華盛頓,乘坐高亞聲速客機需要約15小時,而乘坐超聲速客機可以減少到6個小時,旅行效率大大提高。

圖1 首都100分鐘經濟圈示意圖Fig.1 Sketch of 100 minutes economic circle around Beijing

圖2 亞太200分鐘經濟圈示意圖Fig.2 Sketch of Asian-Pacific economic circle within 200 minutes

超聲速客機的研制開始于20世紀中后期。20世紀60年代,美國、英法和前蘇聯就分別論證了超聲速客機的可行性,并啟動了第一代超聲速客機研究計劃。20世紀70年代,“協和”號、“圖144”分別投入商業運營[1]。但是,由于其嚴重的聲爆問題(“協和”號巡航階段的地面聲爆可達108 PLdB)以及耗油率高、安全性差等問題,最終導致了以“協和”號為代表的第一代超聲速客機商業運營的失敗[2]。20世紀90年代前后,各國在吸取第一代超聲速客機失敗教訓的基礎上,提出了各自的第二代超聲速客機研究計劃,其中最具代表性的是美國的HSCT(High Speed Civil Transport)計劃[3],但這些計劃僅僅停留在方案設計階段并未付諸制造。21世紀以來,隨著航空科學技術的快速進步,世界各國均掀起了新一代環保型超聲速客機的研究熱潮。美國、歐洲和日本分別針對這些關鍵問題制定了一系列研究計劃(如圖3),包括HSR(High Speed Research)計劃[4]、QSP(Quiet Supersonic Platform)計劃[4]、NEXST計劃[5]、“N＋3”計劃[6]等。以美國為例,NASA在過去15年內至少投入18億美元的經費來開展新一代超聲速客機技術的研究。此外,以波音公司和洛克希德-馬丁公司為代表的飛機制造商也在超聲速客機研究方面有大量投入。根據NASA制定的“N＋3”計劃,在10年內美國將研制出可投入商業運營的小型超聲速公務客機,在20年左右時間將研制出100-300座的大型超聲速客機(如表1所示)。由表1可知,新一代超聲速客機在地面聲爆強度、氮氧化物排放、耗油率、載客量等方面都有十分嚴格的要求。

圖3 美國、歐洲和日本關于超聲速客機的研究進展[7]Fig.3 Research progress of supersonic transports by USA,Europe and Japan[7]

表1 NASA“N＋3”計劃中各階段超聲速客機的技術指標要求[6]Table 1 Technical indicators of supersonic transport aircrafts in different phases of NASA's N＋3 program[6]

通過大量文獻的調研和詳細數據分析,特別是從國外這些主要研究計劃的深入分析,認為新一代環保型超聲速客機相比于其他種類飛機具有一些獨特的性能要求,因此首要需要突破如下四大關鍵技術:(1)聲爆預測及其抑制技術；(2)超聲速減阻技術；(3)超聲速變循環發動機技術；(4)低聲爆低阻布局與綜合優化技術。圖4給出了各關鍵技術與超聲速客機的對應關系示意圖。本文主要對這四個方面的關鍵技術進行綜述,對研究現狀進行分析,并進一步介紹西北工業大學超聲速客機研究中心在新一代超聲速客機關鍵技術方面的研究進展。

圖4 新一代環保型超聲速客機研制所面臨的四大關鍵技術瓶頸Fig.4 Key technologies of the next-generation environmentally friendly supersonic transports

1 新一代環保型超聲速客機的關鍵技術及研究現狀

1.1 聲爆預測及其抑制技術的國內外研究進展

聲爆是由飛行器在超聲速飛行時產生的激波和膨脹波系在大氣中演化并傳播到地面引起的。地面聲爆強度與機體周圍的激波膨脹波分布、傳播時的大氣條件有著密切關系。較強的地面聲爆會嚴重影響生態環境和人類正常的生活工作,嚴重時甚至破壞建筑物。以“協和”號超聲速客機為例,其巡航時的地面聲爆高達108 PLdB,因而被美國、馬來西亞等多個國家禁止在陸地上空作超聲速飛行。這極大地限制了超聲速客機運營航路規劃,削弱了市場競爭力。據了解,國際民航組織明確指出,超聲速客機的地面聲爆強度必須降低至可接受的標準,才允許在大陸上空超聲速飛行。雖然民航組織還未給出具體的指標要求,但NASA的“N＋3”計劃要求是聲爆水平不超過70 PLd B,而目前國際先進水平只能達到80～85 PLd B。聲爆每降低1個分貝,都意味著聲能量的顯著降低。要達到這個要求,在技術上的差距十分顯著,新一代環保型超聲速客機研制面臨巨大挑戰。因此,聲爆及其抑制技術應該是其最先需要突破的核心關鍵技術。

對遠場聲爆強度的準確預測,是評估和降低聲爆水平的前提。從20世紀50年代開始,國際上針對聲爆預測開展了系統性研究(如圖5),發展了多種方法(各方法的優缺點如表2所示),開發了一系列預測程序。其中,近場CFD計算與增廣Burgers方程相結合的方法,由于能夠比較準確計算激波上升時間、且計算量相對較小,逐漸成為高精度聲爆預測的最主要方法。目前,基于增廣Burgers方程的聲爆傳播計算,已經能夠考慮分子弛豫、熱粘吸收、大氣分層、幾何聲學、風梯度、經典非線性等效應對聲爆的影響。除上述效應外,大氣湍流對聲爆傳播的影響也受到重視。2015年,日本Takeno等[22]用統計學方法將大氣邊界層內的陣風湍流影響加入到KZK(Khokhlove-Zabolotskaya-Kuznetsov)方程中,開展了考慮大氣湍流影響的聲爆預測研究。在國內,從公開發表的文獻看,我國對聲爆預測方面的研究開始于2009年[23-24],西北工業大學和北京航空航天大學是最早開展聲爆研究的單位。雖然起步較晚,但目前也取得了較大進展。近幾年來,國內在近場聲爆CFD計算與基于增廣Burgers方程的遠場聲爆預測方面進展迅速。西北工業大學[25-27]、中國空氣動力研究與發展中心[27]、航空工業空氣動力研究院[28-30]、中國航空研究院[31]、中國商飛公司北京民用飛機技術研究中心[32]等多家單位都開展了相關研究,發展了一系列聲爆的近、遠場預測方法,并針對AIAA聲爆預測研討會發布的標模進行了計算研究。

在對聲爆預測理論和方法開展研究的同時,聲爆抑制技術的研究也在同步進行。聲爆抑制技術主要分兩類:主動抑制技術和被動抑制技術。主動抑制技術中,以能量注入技術為代表。Zaidi[33-34]通過激光脈沖的方式向超聲速流場中注入能量,改變了原本的激波結構,避免飛機各部件產生的激波相互疊加和干擾,實現了降低遠場聲爆強度的目的。被動抑制技術中,以靜音錐技術為代表,灣流公司[35-36]提出通過在機頭安裝若干可伸縮的圓錐體和圓柱體,能夠使機頭原本較強的弓形激波變為若干道弱激波,并避免聲爆傳播過程中出現激波的疊加和干擾,從而達到延長遠場聲爆上升時間、降低聲爆強度的目的。如圖6為靜音錐的結構及其近場流場情況。在國內,針對聲爆抑制技術的研究也主要集中在能量注入和低聲爆靜音錐技術方面[37-39],探索了相關參數對聲爆抑制效果的影響規律。

圖5 國際上關于聲爆預測理論與方法研究的發展歷程(含代表性的預測軟件或程序)Fig.5 Development history of sonic-boom prediction theory and methods(including representative prediction software or codes)

表2 現有聲爆預測方法及其優缺點Table 2 Strength and weakness of existing sonic-boom prediction methods

圖6 靜音錐構型及其流場情況[40-41]Fig.6 Configuration of a low-boom quiet spike and corresponding flow field[40-41]

1.2 超聲速減阻技術的國內外研究進展

超聲速減阻技術是提高超聲速客機經濟性的主要手段,是新一代環保型超聲速客機的另一個關鍵技術。與亞聲速飛行不同,超聲速飛行時激波不可避免,因此降低激波阻力和摩擦阻力成為減阻的重點。

激波是將飛行器超聲速飛行時的部分能量以壓縮空氣做功的形式傳遞到大氣中,其強度與飛機的等效截面積分布密切相關。目前,減小激波阻力主要是通過優化飛機的等效截面積分布或采用消波技術來實現。優化飛機等效截面積來降低激波阻力,主要根據超聲速面積率,即等效截面積變化平緩的飛機其激波阻力較小。而消波技術主要基于斜激波和膨脹波理論,以Busemann雙層翼技術[42-45]為代表(圖7),利用兩翼型之間的激波干涉與反射效應來達到消除或降低激波阻力的目的。但目前該技術需要解決在非設計點存在的流動“雍塞”等問題。國內,中國航天空氣動力技術研究院[46]和西北工業大學[47]分別開展了Busemann雙翼的相關研究。

除激波阻力外,超聲速巡航時的摩擦阻力也不容忽視。研究表明,超聲速客機的摩阻仍然占總阻力的20%～40%,而采用自然層流技術有可能實現5%～10%的減阻效果,具有巨大的潛力。美國[48-50]、歐洲[51-52]、日本[53-55]均開展了大量超聲速層流減阻技術的研究,目前已應用于部分型號設計。例如Aerion公司的AS2[50](圖8),通過對機翼、機翼與機身結合部進行優化設計,實現了大范圍超聲速自然層流,從而顯著降低了巡航階段的摩擦阻力。相比之下,國內目前尚未見到關于超聲速層流翼型和機翼設計方面的研究報道。

圖7 Licher雙層翼布局與激波抑制技術[42-45]Fig.7 Licher biplane configuration and shock wave control technology[42-45]

圖8 Aerion公司AS2超聲速公務機的自然層流機翼設計[50]Fig.8 Natural-laminar-flow wing designed for supersonic business jet AS2 of Aerion[50]

1.3 超聲速變循環發動機技術的國內外研究進展

性能優良的航空發動機是超聲速客機能夠持續以高燃油效率進行超聲速巡航的保證,是新一代環保型超聲速客機實現經濟性和環保性的重要支撐。雖然“協和”和“圖-144”都投入了市場運營,但由于其發動機的耗油率高、噪聲大、氮氧化物的排放量大等問題,造成客機經濟性差、環保不達標,再加上其他原因最終導致其退出歷史舞臺[2]。新一代環保型超聲速客機應該克服上述缺點,其發動機應該在亞聲速和超聲速飛行時都具有良好的經濟性和推重比。目前,廣泛應用于亞聲速飛行的大涵道比渦扇發動機無法用于超聲速飛行,而小涵道比渦扇或渦噴發動機,在起飛階段噪聲較大、亞聲速飛行時耗油率偏高、污染物的排放量較多。因此,為緩解亞聲速飛行和超聲速巡航的動力矛盾,需要發展能夠兼顧兩者優勢的發動機,將其作為新一代超聲速客機的動力裝置。而變循環發動機(variable-cycle engine,VCE)由于具有能夠兼顧亞聲速巡航低油耗和超聲速巡航高推重比的優點,受到了廣泛關注,成為發展新一代環保型超聲速客機的關鍵技術之一。

伴隨著各種超聲速客機的研究計劃,國外變循環發動機的研制得到了長足進步。從20世紀70年代開始,通用電氣公司(GE)就研制了從YJ101第一代變循環驗證機到GE21、GE33(即后來的YF120,如圖9)變循環發動機[56]。羅羅公司在20世紀80年代也提出了變循環發動機方案,但并未投入實際應用[57]。NASA在關于“N＋3”代超聲速客機的研究計劃[58]中,已經將超聲速變循環發動機技術作為推進系統研究的重要內容。

圖9 YF120第三代變循環發動機示意圖[56]Fig.9 Sketch of third-generation variable-cycle engine YF120[56]

在國內,與航空發動機技術相關的各科研院所和高校都非常重視變循環發動機的研究。沈陽發動機設計研究所[59]、北京航空航天大學[60]、西北工業大學[61]、南京航空航天大學[62]和空軍工程大學[63]等紛紛開展了不同層次的分析與設計研究。但目前在公開發表的文獻中,還沒有關于變循環發動機驗證機的報道。

1.4 低聲爆低阻布局及綜合優化技術的國內外研究進展

低聲爆低阻布局及綜合優化技術,是發展新一代環保型超聲速客機的又一關鍵技術。從近期國際航空科學技術的發展趨勢分析,由于超聲速客機的特殊性,特別是聲爆這一問題的出現,常規布局無法同時滿足低聲爆和低阻的苛刻設計要求,急需發展新的布局設計理念和設計方法以獲得滿足要求的布局。從聲爆來源來看,聲爆是飛機對周圍空氣的壓縮引起的,如何在兼顧氣動性能的情況下控制氣流的壓縮形式以使遠場聲爆達到最小,成為研究的重點。目前,國內外主要采用等效截面積分布的反設計方法(SGD)和聲爆/氣動綜合優化設計方法來實現氣動與聲爆的權衡。

SGD方法是在20世紀70年代由Seebass、George和Darden[64-65]在線化聲爆預測理論的基礎上提出并完善的。由于聲爆F函數[10]包含了飛行器作為聲源的特性,通過優化聲爆F函數的分布形式可以使遠場聲爆強度降低。然后,在此基礎上,根據F函數與飛機等效截面積分布的對應關系,獲得超聲速客機的等效截面積分布。最后,通過調整飛機的外形參數來獲得最優的等效截面積分布。該方法在20世紀末的HSCT計劃及本世紀以來的新一代超聲速客機計劃中仍有大量應用[3]。

近年來,隨著高效數值優化算法、高精度聲爆預測以及計算流體力學的飛速發展,聲爆/氣動綜合優化設計在超聲速客機精細化設計的研究中得到了重視。其中,高效優化算法主要為基于Adjoint的梯度方法和運用類似機器學習技術的代理優化方法；高精度聲爆預測主要采用近場CFD計算與遠場基于增廣Burgers方程傳播相結合的方法；高精度氣動分析主要采用基于高分辨率、低耗散雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程的求解器。例如,2014年Rallabhandi[66]運用基于增廣Burgers方程的伴隨方法實現了超聲速公務機的優化設計。2018年Kirz[67]運用代理優化方法開展了美國AIAA聲爆預測研討會標模的低聲爆優化設計研究。

針對超聲速客機的低聲爆和低阻要求,國際上提出了一系列新概念布局,以大幅度改善飛機的聲爆特性。例如美國SAI的QSST[68]、美國N＋X代超聲速客機方案[6]、日本小型SST[69]、俄羅斯S-21[70]、法國Trijet超聲速公務機[70]、邁阿密大學查戈成教授提出的雙向飛翼布局[71]等,部分外形如圖10所示。值得關注的是,美國BOOM公司2016年完成了BOOM Airliner設計[72],現已完成低聲爆驗證機XB-1的風洞試驗,下一步準備進行試飛驗證,并計劃2023年投入市場運營。2017年,Sun等[73]對當今主要超聲速公務機的布局和設計方法進行了較全面的綜述。2018年,NASA和洛馬公司完成了低聲爆驗證機X-59 QueSST的設計和風洞試驗[74]。

在國內,各研究院所和高校也都相繼開展了低阻低聲爆布局和聲爆/氣動綜合優化設計方法的研究,尤其是在最近幾年取得了較大進展。在低聲爆優化設計方面,西北工業大學發展了基于代理模型的高效優化設計方法[75]和基于本征正交分解與增廣Burgers方程的低聲爆反設計方法[76],為降低遠場聲爆強度提供了新思路。中國航天空氣動力技術研究院[77]基于遺傳算法和超聲速線化理論及波形參數法,開展了某公務機的低聲爆優化設計,并對氣動性能進行了評估。中國空氣動力研究與發展中心[78]推導出流場/聲爆的耦合伴隨方程,并開展了超聲速公務機的低聲爆優化設計研究。中國航空研究院[79]開發了超聲速民機的低聲爆優化設計平臺,并采用標模進行了優化設計驗證。

針對前文梳理的關鍵技術,下文將西北工業大學的研究進展進行比較詳細的介紹。西北工業大學是國內最早從事聲爆研究的單位之一,也是比較系統化地開展超聲速客機關鍵技術研究的單位之一。因此,對西北工業大學過去10年研究工作的總結和梳理,對于國內相關領域的研究具有參考意義。

圖10 國際上一些低聲爆、低阻超聲速客機布局的研究進展概況Fig.10 Recent progress of low-boom and low-drag configurations for supersonic transport

2 西北工業大學超聲速客機研究中心研究進展

西北工業大學自2009年起,比較系統地開展了關于聲爆預測理論方法、聲爆抑制、超聲速客機布局與優化設計、以及超聲速層流減阻技術等研究。2016年,瞄準超聲速客機技術的發展前沿,依托翼型/葉柵空氣動力學國家級重點實驗室和飛行器設計國家重點學科,重新梳理了超聲速客機關鍵技術的研究方向,并組建了超聲速客機研究中心(下文簡稱“中心”)。下文將對中心研究進展進行介紹。

2.1 聲爆預測理論和方法研究進展

根據超聲速客機從概念設計到詳細設計階段對聲爆預測的不同需求,中心發展了快速預測方法和高精度預測方法。快速預測方法包括簡化聲爆預測方法和聲爆修正線化預測理論；高精度預測方法主要是近場CFD計算與遠場傳播方法(波形參數法和增廣Burgers方程)相結合的方法。

基于簡化預測方法,中心發展了簡化聲爆預測系統“SSBP”[24](如圖11),并針對典型超聲速飛機開展了聲爆特性研究。以SR-71為例,在巡航馬赫數為1.5、飛行高度為14.6 km的情況下,飛機正下方的計算的“N型波”與試驗值對比如圖12所示。計算結果能夠初步反映“N型波”的形態,在過壓量級上與試驗值能夠良好符合。

圖11 所開發的SSBP簡化聲爆預測系統[24]Fig.11 Sonic-boom prediction system based on simplified prediction method(SSBP)[24]

圖12 簡化聲爆預測結果與試驗值的對比[24]Fig.12 Comparison of predicted sonic boom by SSBP with flight test data[24]

基于Whitham修正線化聲爆預測理論,本中心發展了修正線化理論計算近場和遠場聲爆波形的預測方法。針對尖錐體標模,使用修正線化理論預測方法計算了在Ma1.41、模型正下方10倍模型長度位置的近場聲爆信號。圖13給出了尖錐標模外形級和近場壓強信號與實驗值的對比,可知計算結果與實驗值符合較好。

在高精度聲爆預測方法方面,中心最近發展了一套近場高精度CFD數值模擬與遠場傳播方法相結合的方法。在近場聲爆CFD計算方面,研究團隊發展了能夠高精度捕捉空間流場中激波膨脹波系的非結構網格求解器“HUNS3D”[80]。該CFD求解器具有熵相容EC格式、E-CUSP格式等多種空間離散格式。基于該求解器,開展了不同離散格式對近場壓強信號計算結果的影響研究[81-83],如圖14所示。在遠場傳播方法方面,基于波形參數法發展了遠場聲爆預測方法[84],并采用經驗公式添加了激波的上升時間,開發了“FL-BOOM”程序[85]。圖15為運用波形參數法對LM-1021標模的近場壓強信號進行傳播得到的遠場波形,通過對比可知計算結果與SBWP-1(AIAA第一屆聲爆預測研討會)提供的結果符合良好；基于增廣Burgers方程傳播的計算,發展了考慮分子弛豫、熱粘吸收、大氣分層、風梯度、幾何聲學、非線性等效應的聲爆預測程序“bBoom”,研究了各個效應對遠場波形的影響,以及風對聲爆影響域的影響規律,如圖16所示。

圖13 基于Whitham理論計算的壓強信號與實驗比較[80]Fig.13 Comparison of predicted sonic boom based on Whitham's theory with experimental data[80]

圖14 不同空間離散格式計算的結果與風洞試驗對比[81-83]Fig.14 Comparison of computed near-field pressure signals using different spatial discretization schemes with experimental data[81-83]

圖15 由波形參數法得到的遠場波形信號與SBPW2大會結果對比[80]Fig.15 Comparison of different far-field waveforms using waveform-parameter method with result of SBPW2[80]

2.2 聲爆抑制技術研究進展

針對低聲爆靜音錐抑制技術,中心嘗試開展了靜音錐的長度、級數和頭部形狀對聲爆抑制效果的影響規律研究[85-86-88]。圖17給出了不同長度靜音錐的聲爆抑制效果。研究表明,靜音錐只有在其長度大于某一臨界值時才具有顯著的聲爆抑制效果；當長度小于這一臨界值時,靜音錐產生的激波在傳播過程中會與機頭的強弓形激波合并,無法起到聲爆抑制的作用。針對靜音錐級數的研究表明,以二級靜音錐和一級靜音錐對比為例(如圖18),二級靜音錐的初始過壓和最大過壓相對較小,聲爆的持續時間更長,更具有低聲爆的特征。針對靜音錐的頭部形狀研究如圖19、圖20和表3所示,結果表明不同頭部形狀的靜音錐對聲爆抑制的效果差異不大,但對靜音錐的駐點溫度及阻力系數有較大影響。

圖16 增廣Burgurs方程中不同效應對遠場波形的影響(bBoom程序)Fig.16 Comparison of far-field waveforms based on Burgers equation solutions considering different effects(bBoom code)

圖17 不同長度靜音錐的聲爆抑制效果Fig.17 Sonic-boom reduction effects of quiet spikes with different length

圖18 不同級數的靜音錐對遠場聲爆波形的影響Fig.18 Influences of different number of series of quiet spikes on far-field sonic-boom waveform

除此之外,中心還探索了能量注入法降低聲爆強度的機理,分析了注入位置、注入量、注入點數等對聲爆、阻力特性的影響規律[85-88-89]。利用熱阻塞模型分析得出,通過向流場中注入能量可以產生類似靜音錐的效果(如圖21和圖22所示)。與靜音錐不同的是,該方法是通過向流場中主動注入能量改變原本的激波結構,避免激波的疊加和干擾。多點能量注入與多級靜音錐類似,能夠通過延長遠場聲爆的持續時間、減小初始過壓值和最大過壓值來達到降低聲爆強度的目的。

圖19 不同頭部形狀的靜音錐示意圖Fig.19 Sketch of quiet spikes with different noses

圖20 不同頭部形狀的靜音錐對應的近場壓強信號Fig.20 Comparison of near-field pressure signals of aircraft with quiet spikes featuring different noses

圖21 機頭下方能量注入前后的近場壓強分布對比Fig.21 Comparison of near-field pressure signals with and without energy injection under the nose

2.3 低聲爆低阻新概念布局與綜合優化技術研究進展

中心在該方面的研究主要分為三個方面:低聲爆布局反設計方法、高效全局的低聲爆布局優化設計方法和低聲爆、低阻新概念布局。

圖22 機頭下方能量注入對遠場波形的影響Fig.22 Influence of energy injection under the nose on far-field sonic-boom waveform

表3 不同頭部形狀的靜音錐對聲爆特性、駐點溫度、阻力系數的影響Table 3 Influences of quiet spikes with different nose shapes on sonic boom,stagnation temperature and drag coefficient of supersonic transport aircraft

在低聲爆反設計方法方面,發展了基于SGD方法的低聲爆外形反設計方法[90]和基于CFD的低聲爆反設計方法[91],開發了基于SGD的快速低聲爆布局反設計程序“FSGD”(如圖23)[85-92-93]。基于FSGD程序,開展了鈍頭系數、聲爆F函數斜率、飛機長度等SGD方法中關鍵控制參數對遠場波形的影響研究。針對傳統SGD方法存在的聲爆與氣動難以協調的問題,發展了幾種改進型的SGD方法(如圖24)。在一種多段斜率F函數反設計方法的基礎上,提出了新的聲爆F函數表達式,并應用于低聲爆布局方案設計(如圖25)。基于CFD的低聲爆反設計方法是將遠場波形對應的近場壓強信號作為目標,運用CFD技術求解空間流場中近場壓強信號,通過優化手段調整外形參數,來改變近場壓強,并最終使其滿足低聲爆要求。圖26給出了低聲爆設計前后兩種方案的物面壓力云圖對比。

圖23 FSGD程序操作界面[85,92-93]Fig.23 GUI interface of FSGD software[85,92-93]

圖24 SGD反設計方法改進前后對應的F-函數[85,92-93]Fig.24 Original F-function and improved functions of inverse design method SGD for supersonic transports[85,92-93]

圖25 基于SGD方法的低聲爆方案[85,92-93]Fig.25 Low-boom configuration designed using SGD method[85,92-93]

圖26 基于CFD的低聲爆反射設計前后兩種方案的物面壓力云圖對比[85,92-93]Fig.26 Comparison of wall pressure distributions of original configuration and new configuration designed using SGD method[85,92-93]

在高效全局的低聲爆優化設計方法研究方面,團隊發展了一套基于代理模型的高效全局多目標多約束優化算法和程序“Surro Opt”[94-102],并發展了基于代理優化算法的一種具有全局優化能力的高效低聲爆優化設計方法[75],其流程如圖27所示。通過簡單圓錐體模型的低聲爆優化設計實例,對比分析了該方法與遺傳算法、梯度優化的優化效率和優化結果。結果表明,該方法的效率相比于遺傳算法能夠提高2個量級,優化結果相比于梯度優化更具有全局性。之后,將該方法運用于SBPW-1提供的翼身組合體標模的低聲爆優化設計中,將遠場聲爆N型波的過壓峰值減少了27.4%(如圖28-圖33所示),結果表明該方法在復雜外形低聲爆優化設計中具有很好的應用潛力。

圖27 基于代理模型的低聲爆優化設計流程[75]Fig.27 Framework of surrogate-based lowboom optimization design[75]

在低聲爆低阻新概念布局方面,為兼顧低聲爆和高氣動性能的要求,團隊基于查戈成教授提出的可用于超聲速客機的雙向飛翼布局概念研究了一種超聲速客機新概念布局[103-110]。雙向飛翼布局以大展弦比狀態進行起飛和著陸,而在超聲速巡航飛行時,飛翼水平旋轉90°,以小展弦比狀態進行超聲速飛行,如圖34。針對飛翼的阻力特性,基于FCE算法開展了全機氣動性能優化,如圖35和圖36所示。在兼顧起飛著陸和巡航階段性能的情況下,可以通過設計升力分布,獲得滿足低聲爆要求的等效截面積分布。

圖28 SBPW-1機身參數化[75]Fig.28 SBPW-1 fuselage parameterization[75]

圖29 SBPW-1機翼參數化[75]Fig.29 SBPW-1 wing parameterization[75]

圖30 優化收斂曲線[75]Fig.30 Convergence history[75]

2.4 超聲速層流減阻技術研究進展

圖32 優化前后外形對比[75]Fig.32 Comparison of geometries between baseline and optimum[75]

圖33 優化前后等效截面積分布對比[75]Fig.33 Comparison of effective cross-section distribution between baseline and optimum[75]

圖34 雙向飛翼布局在起飛著陸、亞聲速飛行、超聲速巡航構型轉換Fig.34 Transformation of supersonic bi-direction flying wing vehicle between take-off,landing,subsonic flight,and supersonic cruise

在超聲速層流減阻技術方面,團隊目前開展了基于DMD/eN方法[111-112]、γ-Reθt的超聲速轉捩預測方法研究[113],發展了具有轉捩預測功能的RANS方程求解器“PMNS3D”[114]。圖37為耦合轉捩自動判斷的RANS方程求解流程。以高超聲速雙楔流動為例,在馬赫數為8.1、雷諾數為3.8×106和迎角為0°的情況下,對比分析了基于γ-Reθt和基于DMD/eN的轉捩預測方法,雙楔幾何外形和兩種方法轉捩位置預測結果如圖38所示,結果表明兩種方法的計算結果與實驗值符合良好。之后,將兩種方法應用于自主設計的兼顧跨聲速和高超聲速流動特性的NPUHyper-04翼型中[115],如圖39所示。可以看出兩者計算的上表面轉捩位置差異較小,但下表面計算結果差異較大,需要開展進一步研究。

圖35 雙向飛翼優化前后上表面壓力云圖Fig.35 Comparison of upper wall pressure contour between baseline and optimal bi-direction flying wings

圖36 Ma＝2.0時雙向飛翼優化前后極曲線對比Fig.36 Comparison of polar curves of bi-direction flying wings at Ma＝2.0 between baseline and optimal configuration

圖37 耦合轉捩自動判斷的RANS方程求解器“PMNS3D”流程圖Fig.37 Flowchart of flow solver“PMNS3D”with automatic transition prediction methods

圖38 基于γ-Reθt和基于DMD/e N方法的高超聲速雙楔流動的轉捩預測結果對比Fig.38 Comparison of hypersonic transition prediction results for a double wedge usingγ-Reθt and DMD/e N methods

3 總結與展望

本文梳理出了發展新一代環保型超聲速客機首先需要突破的四大關鍵技術,并概述了國內外在相關研究領域的研究現狀。此外,還比較詳細地介紹了西北工業大學近10年來在聲爆預測理論與方法、聲爆抑制、低聲爆低阻外形布局與綜合優化設計、超聲速層流減阻技術方法的研究進展。

針對發展新一代環保型超聲速客機急需突破的關鍵科學與技術問題,我們認為未來需要重點研究的方向包括(但不僅限于):

1)發展考慮真實大氣條件的遠場聲爆精細化預測方法。在近場聲爆信號的CFD計算方面,研究適用于捕捉空間激波膨脹波系的網格/自適應網格技術、激波捕捉高精度格式和離散方法等。在遠場傳播方面,研究基于考慮大氣旋度、湍流效應的增廣Burgers方程的聲爆傳播方法。同時,為準確驗證聲爆預測方法的可信度,開展聲爆預測方法的驗證與確認研究、風洞試驗與飛行試驗驗證技術研究也十分必要。

圖39 基于γ-Reθt和DMD/e N的轉捩預測方法計算的物面摩擦阻力系數對比[116]Fig.39 Comparison of friction coefficient distributions obtained by usingγ-Reθt and DMD/e N methods

2)發展聲爆抑制技術和新概念布局設計方法。在聲爆抑制方面,研究對飛機氣動、結構影響較小的主動或被動聲爆抑制技術。在新概念布局設計方面,運用SGD方法、基于CFD的反設計方法或基于本征正交分解的反設計方法研究兼顧氣動特性、聲爆特性的新概念布局方案。

3)發展精度高且穩健的超聲速轉捩預測方法與超聲速層流翼型/機翼設計技術。將eN方法、γ-Reθ方法以及DMD方法相結合,發展適用于超聲速流動的混合轉捩預測模型。

4)發展激波抑制減阻技術。開展等離子體控制的主動激波抑制技術研究和Licher雙層翼波阻抑制技術研究,重點突破雙層翼布局中出現的流動“雍塞”等問題。

5)發展針對復雜超聲速客機外形的高效全局的氣動/聲爆綜合優化設計方法。在綜合優化過程中,需發展高效的大規模網格的變形方法、高維全局的代理優化理論與方法、多學科優化理論與方法等。

6)開展滿足飛行器全包線推力需求的變循環發動技術研究。研究發動機工作模態的平穩轉換技術、高速風扇穩定性技術等。