再續(xù)前緣 SSBJ 超聲速民機(jī)接班人？

錢錕

先贏一步

目前，比較有代表性的超聲速公務(wù)機(jī)設(shè)計方案包括美國國際超聲速宇航公司與洛克希德·馬丁臭鼬工程隊(duì)聯(lián)合提出的“安靜超聲速公務(wù)機(jī)”方案（QSST），日本宇航研究開發(fā)機(jī)構(gòu)提出的“安靜超聲速技術(shù)驗(yàn)證機(jī)”計劃（S3TD），以及美國Aerion集團(tuán)提出的“超聲速公務(wù)機(jī)”方案（SSBJ）。

QSST采用大后掠角三角翼鴨式氣動布局。鴨翼靠前，飛行時，大力矩帶來正升力配平，顯著減小了主翼面載荷。缺點(diǎn)也明顯，因?yàn)闄C(jī)翼后掠角大，翼展較小，誘導(dǎo)阻力增大，導(dǎo)致亞聲速飛行時升阻比降低；無法安排足夠長的后緣襟翼，使飛機(jī)起降時難以獲得足量額外升力。特別是在降落時，飛行員需增大機(jī)身迎角把飛機(jī)速度降下來，操作難度不小。飛機(jī)滑跑距離也比較長，無法用于中小機(jī)場。

S3TD采用了雙后掠角箭形機(jī)翼常規(guī)氣動布局。機(jī)翼內(nèi)段前緣被設(shè)計成大后掠角，而且機(jī)翼后緣也后掠，超聲速飛行時激波阻力最小；機(jī)翼外段設(shè)計成小后掠角，以增加機(jī)翼展弦比，并設(shè)計了翼梢小翼，以降低誘導(dǎo)阻力。S3TD采用正常布局，超聲速巡航時，平尾帶來負(fù)升力配平，無形之中增加主翼面載荷，導(dǎo)致其聲爆強(qiáng)度高于鴨式布局。箭形機(jī)翼展弦比大，為了滿足強(qiáng)度和剛度要求，要付出增大機(jī)身結(jié)構(gòu)重量的代價。

SSBJ采用了小展弦比梯形翼機(jī)翼正常式氣動布局。其優(yōu)點(diǎn)是亞聲速氣動效率較好，誘導(dǎo)阻力較?。豢刹贾米銐蛘归L的后緣襟翼，提升飛機(jī)起降性能。缺點(diǎn)是其梯形機(jī)翼可使機(jī)翼橫截面積突然增加，既不利于減小超聲速激波阻力，也不利于減小聲爆強(qiáng)度。另外，小展弦比的梯形翼結(jié)構(gòu)效率一般，僅比S3TD的機(jī)翼布局稍強(qiáng)。

如果這么比下去，在3種方案中，SSBJ看似是最差的。但是，就目前的研發(fā)進(jìn)展來看，SSBJ已經(jīng)投入25～30億美元研制經(jīng)費(fèi)，投入規(guī)模最大，研制進(jìn)度最快，很有可能成為世界上第一種投入運(yùn)營的超聲速公務(wù)機(jī)。而且SSBJ已經(jīng)取得了50架意向訂單，總金額高達(dá)40億美元，成績不俗。SSBJ反敗為勝，有何奧秘？原來，Aerion集團(tuán)獨(dú)辟蹊徑，和NASA德萊頓飛行研究中心展開合作，采用超聲速自然層流翼型技術(shù)，大幅降低了SSBJ的超聲速巡航阻力，全尺寸流體試驗(yàn)顯示總阻力降低20%，使其超聲速巡航升阻比提高到11以上（其他兩個方案同數(shù)值都在9左右）。此外，SSBJ還采用了跨聲速聲爆消減技術(shù)，使得其低聲爆性能在3種方案中名列第一。（其原理詳見本刊2014年第9期《圖解超級聲爆》）

NASA大幫忙

研究表明，無論是在亞聲速還是超聲速巡航狀態(tài)，摩擦阻力都在飛機(jī)所受到的總阻力中占有很大的比例。在超聲速巡航狀態(tài)下，摩擦阻力可占到總阻力的40%以上。因此，減少摩阻對改善民機(jī)性能和降低成本具有重要意義。

根據(jù)實(shí)驗(yàn)，粘性流體存在著兩種流態(tài)，即層流和湍流。附面層的流動也因此有層流附面層和湍流附面層之分。附面層氣流從機(jī)翼前緣開始，先形成層流附面層，逐漸累積超過一定極限時，就開始出現(xiàn)不穩(wěn)定狀態(tài)，并逐漸過渡為湍流附面層。通俗一點(diǎn)說，湍流附面層更粘，更亂，飛行時產(chǎn)生的摩擦阻力更大。因此擴(kuò)大飛機(jī)表面的層流附面層區(qū)域，甚至實(shí)現(xiàn)全層流流動，是減小摩擦阻力最重要途徑。

顯然，在飛機(jī)超聲速飛行時，把氣流附面層產(chǎn)生的極高阻力降下來，絕非易事。SSBJ之所以敢為天下先，采用超聲速自然層流翼型，要得益于NASA強(qiáng)大的技術(shù)儲備。NASA相關(guān)研究早在1959年就已經(jīng)展開，其試驗(yàn)機(jī)平臺是當(dāng)時美國飛得最快的戰(zhàn)斗機(jī)F-104。NASA發(fā)現(xiàn)，在特定飛行條件下，在F-104的主翼下表面會形成一個層流附面層產(chǎn)生的三角區(qū)，其最大長度為機(jī)翼弦長的60%。

NASA真正參與到SSBJ項(xiàng)目的時間是1999年。NASA德萊頓飛行研究中心和Aerion集團(tuán)合作，將一個三分之一縮比、翼展3英尺（約0.91米）的SSBJ試驗(yàn)機(jī)翼（迎角可調(diào)）安裝到836號F-15B試驗(yàn)機(jī)的機(jī)腹掛架上。在F-15B機(jī)翼下方，同時安裝一臺中波紅外照相機(jī)，以便對試驗(yàn)機(jī)翼進(jìn)行拍照。在相同條件下，由于層流摩擦阻力遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于湍流摩擦阻力，層流附面層的氣動加熱也顯著低于后者。所以，在紅外照相機(jī)鏡頭下，試驗(yàn)機(jī)翼前緣氣流滯止區(qū)和湍流附面層區(qū)域氣動加熱明顯，溫度高，顯示為亮色區(qū)，而層流附面層區(qū)域則相反，顯示為深色區(qū)。因此，科學(xué)家可以通過這臺中波紅外照相機(jī)拍下的圖像，方便地觀察試驗(yàn)機(jī)翼表面層流向湍流的轉(zhuǎn)折過程。例如，在飛行馬赫數(shù)1.8、試驗(yàn)機(jī)翼的飛行迎角為1度時，紅外照片顯示，在試驗(yàn)機(jī)翼80%的區(qū)域內(nèi)產(chǎn)生了層流附面層。不過，由于試驗(yàn)機(jī)翼面積較小，而且不免受到F-15B機(jī)腹附近復(fù)雜流場的干擾，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與計算機(jī)模擬結(jié)果相比，精度誤差較大。

為了取得更為精確的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，2010年NASA將一個接近1：1的自然層流翼型機(jī)翼試驗(yàn)段安裝到同一架F-15B上，重新進(jìn)行超聲速飛行試驗(yàn)。新的機(jī)翼試驗(yàn)段，其弦長達(dá)到80英寸（約2.03米），寬度為40英寸（約1.02米），完全可以模擬真實(shí)流場下的飛行。2011年， F-15B完成了一系列飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)精度大幅提高，其結(jié)果顯示，在全尺寸機(jī)翼試驗(yàn)段上，層流附面層的覆蓋區(qū)域從50%拓展到了100%；但層流向湍流轉(zhuǎn)折的延遲程度，取決于不同的飛行條件。

利用實(shí)驗(yàn)結(jié)果，SSBJ率先采用超聲速自然層流翼型技術(shù)，把翼型相對厚度減小，以至于機(jī)翼容積被壓縮到?jīng)]有空間布置機(jī)翼油箱；機(jī)翼翼型前緣非常尖削，最大厚度處非?？亢?，使得層流附面層對機(jī)翼產(chǎn)生的壓力呈梯次遞減，非常順暢，產(chǎn)生湍流附面層的時間大幅延后。同時，SSBJ采用了小后掠角小展弦比梯形機(jī)翼，減少機(jī)身橫向氣流造成的附面層堆積，擴(kuò)大了機(jī)翼層流范圍；通過改進(jìn)制造工藝，保證機(jī)翼表面的超高光潔度，讓機(jī)翼表面超過90%的面積實(shí)現(xiàn)層流流動。也就是說，層流附面層成分為主，流動通暢，不會輕易形成湍流附面層及其所造成的沉重“包袱”。

為了擴(kuò)大機(jī)翼的層流附面層范圍，SSBJ的機(jī)翼的數(shù)項(xiàng)關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)做出重大調(diào)整，首先是機(jī)翼的平面形狀，在邊條翼和主機(jī)翼結(jié)合處增加了缺口設(shè)計；其次是對邊條翼和主機(jī)翼結(jié)合處的機(jī)翼進(jìn)行了扭轉(zhuǎn)處理，尖削的翼型前緣向下扭轉(zhuǎn)，以擴(kuò)大邊條翼結(jié)合處的層流附面層范圍。扭轉(zhuǎn)設(shè)計更重要的作用是，使厚前緣/大后掠角的邊條翼前緣所拖出的上洗渦流沿著尖削前緣/小后掠角的主翼前緣流動，而非沖擊主翼上翼面，從而避免破壞經(jīng)過主翼上翼面的層流附面層。endprint

相比之下，QSST由于沒有采用層流翼型技術(shù)，在機(jī)翼前緣附近就出現(xiàn)湍流附面層，使得其機(jī)翼表面僅實(shí)現(xiàn)10%的層流流動。而S3TD方案考慮到了機(jī)翼層流控制問題，在機(jī)翼前部加速區(qū)盡量減小橫流區(qū)的范圍，來抑制橫流所產(chǎn)生的不穩(wěn)定性，在機(jī)翼中部則盡量保持附面層壓力梯度，以抑制流向不穩(wěn)定性，兩者結(jié)合，使機(jī)翼表面實(shí)現(xiàn)40%的層流流動，但減阻效果仍然遠(yuǎn)遜于SSBJ。

除了超聲速自然層流翼型本身的設(shè)計之外，SSBJ的機(jī)身、發(fā)動機(jī)短艙、翼身融合體的細(xì)節(jié)設(shè)計同樣可以影響層流附面層的范圍大小，因此必須進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。

為了擴(kuò)大機(jī)翼的層流附面層范圍，SSBJ的翼身融合體氣動外形進(jìn)行了特殊優(yōu)化設(shè)計，機(jī)身截面積軸向呈現(xiàn)獨(dú)特的波浪狀曲線，使機(jī)翼上、下表面的等壓線沿機(jī)翼展向呈線性分布，也就是平行于機(jī)翼前緣，從而進(jìn)一步減小橫流不穩(wěn)定性，減小超聲速摩擦阻力。

研究人員發(fā)現(xiàn)，機(jī)身橫截面本身的設(shè)計對于擴(kuò)大機(jī)翼的層流附面層范圍影響巨大。為了滿足超聲速面積律的設(shè)計要求，減小激波阻力，SSBJ在機(jī)翼上方機(jī)身主體必須設(shè)計成狹長的“收縮-擴(kuò)張”形態(tài)，以應(yīng)對機(jī)身截面積在小后掠角梯形機(jī)翼站位處的突變。而為了擴(kuò)大機(jī)翼的層流附面層范圍，減小摩擦阻力，機(jī)翼下方的機(jī)身則必須反其道而行之，設(shè)計成“擴(kuò)張-收縮”形態(tài)。技術(shù)人員對兩種互相沖突的設(shè)計要求進(jìn)行了折中處理，最終做到飛機(jī)在馬赫數(shù)1.5巡航時，所受到的總阻力最小。

飛機(jī)重量越小，聲爆強(qiáng)度就越低；飛機(jī)長細(xì)比越大，聲爆強(qiáng)度越低。SSBJ的最大起飛重量只有40 823千克，重量只有波音737-800的一半，其機(jī)身長度達(dá)到40.5米，比機(jī)身長 39.5 米的波音737-800還要長，而其機(jī)身橫截面則要遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于波音737。因此，瘦長苗條的SSBJ有利于減小聲爆強(qiáng)度。

超聲速民機(jī)接班人？

飛行高度越高，聲爆強(qiáng)度越低；飛行馬赫數(shù)越小，聲爆強(qiáng)度越低。SSBJ的巡航高度為15 545 米，高于目前多數(shù)公務(wù)機(jī)的使用升限。相對于其他兩種方案（巡航速度定為馬赫數(shù)2.0），SSBJ超聲速巡航定為馬赫數(shù)1.6之下，思路非常現(xiàn)實(shí)。

SSBJ以馬赫數(shù)1.5進(jìn)行超聲速巡航時，具有4200海里（約7 778千米）航程，從紐約到巴黎只需4小時14分。比起乘坐灣流公司飛行速度最快的G650（馬赫數(shù)0.9），SSBJ飛躍大西洋的時間可節(jié)省2小時47分鐘。而SSBJ從紐約至東京可在9小時33分內(nèi)到達(dá)，其中還包括在安克雷奇停留一小時進(jìn)行加油的時間，即使如此，也要比乘坐G650以馬赫數(shù)0.87（中間無落地停留）飛行同樣里程的時間快兩個多小時。時間，對于那些如同空中飛人般的商務(wù)人士，才真的是金錢。

即使同其他兩種超聲速公務(wù)機(jī)相比，SSBJ的性能優(yōu)勢同樣明顯。QSST和S3TD都將巡航速度設(shè)定在馬赫數(shù)2.0，看似巡航速度超過SSBJ，但是其使用靈活性遠(yuǎn)遜于SSBJ，更不要談運(yùn)營成本了。SSBJ的最大特點(diǎn)就是設(shè)定了3檔經(jīng)濟(jì)巡航速度，分別是：高亞聲速巡航——馬赫數(shù)0.95，最省油，航程可達(dá)4600海里（約8 519千米）；跨聲速聲爆消減巡航——馬赫數(shù)1.1～1.2，無聲爆，但耗油率最高，航程3600海里（約6 667千米）；超聲速巡航——馬赫數(shù)1.5，低聲爆，耗油率居中，航程達(dá)4200海里。這樣，SSBJ在美國大陸上空可選用高亞聲速巡航，提高航程；而在海洋無人區(qū)上空可選用馬赫數(shù)1.5超聲速巡航，提高速度；而在美國之外的發(fā)達(dá)國家上空可選用跨聲速聲爆消減巡航，保持超聲速飛行。這樣一來，即使在大陸上空，QSST和S3TD由于沒有消減聲爆的技術(shù)，只能進(jìn)行亞聲速飛行，不僅巡航效率大幅降低，而且飛行速度反而要慢于進(jìn)行超聲速飛行的SSBJ。

SSBJ具備較強(qiáng)的性能優(yōu)勢，但是運(yùn)營成本卻十分低廉，其每海里運(yùn)營成本甚至于還要低于某些亞聲速公務(wù)機(jī)，可算物美價廉。SSBJ有沒有可能成為“協(xié)和”的第一個接班人？時間會給出答案。

責(zé)任編輯：吳佩新endprint