翼身融合民机总体气动技术研究进展与展望

王刚，张彬乾，张明辉，桑为民，袁昌盛，李栋

西北工业大学 航空学院，西安 710072

随着经济全球化迅速发展，航空运输业需求持续增长，未来20年，民机市场年均增速将稳定在4.4%～4.7%[1-2]，同时，石油危机和人类生存环境危机使民机节能、环保要求急剧提高。现有航空技术已远不能满足以“经济性和环保性”为核心的“绿色航空”运输发展要求，促使民用航空技术必须实现革命性变化，进行概念与技术的全面创新。

未来民机将充分体现“绿色航空”的发展理念，以节能、减排、降噪为目标。基于此，NASA提出了针对亚声速民机的新三代(N+1,N+2,N+3)发展计划[3]；欧洲航空研究咨询委员会(ACARE)也制定了至2050年的民航节能减排目标[4]，见表1和表2，指明了未来亚声速民机的发展方向;同时,各航空发达国家均制定了相应的应对发展规划[4-11]，形成了民机史上空前的新技术全面发展局面。

作为飞行器发展的先行官，民机气动布局技术研究极为活跃，各种新概念气动布局大量涌现，并全面带动民机技术进步。经过约30年发展，已经聚焦于翼身融合(Blended-Wing-Body, BWB)、双气泡机身、桁架支撑翼、连接翼等几种新概念布局，并已陆续进入技术验证阶段[12-13]。可以预见，民用飞机将迎来新的技术跨越，新概念亚声速民机或将在2030年前问世[12]。

翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形[14-16]。在相同装载要求下，翼身融合设计能够降低全机浸润面积从而减小摩擦阻力，与传统的筒状机身+机翼(Tube And Wing, TAW)布局相比，BWB巡航效率可提高15%～20% (相对B787和A350)，并具有降低噪声、排放和结构重量等潜力[14-17]。图1给出了亚声速民机巡航效率与布局之间的关系[18]，当前研究结果表明，几种代表性BWB民机方案的巡航效率因子已达20以上，显示出了巨大的性能优势和发展潜力。

表1 NASA“新三代”亚声速民机发展规划(2009年)[3]Table 1 NASA subsonic transport system level metrics(2009)[3]

表2 欧洲航空研究咨询委员会(ACARE) 2050年节能减排目标[4]

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

项目类型2020年(相对2000年民机技术水平)2050年(相对2000年民机技术水平)噪声排放-50%-65%氮氧化物排放-80%-90%燃油消耗(CO2排放)-50%-75%

图1 巡航效率随民机布局变化情况[18]Fig.1 Variation of cruise efficiency with layout of civil aircraft[18]

经过约30年研究，BWB布局不断演化发展，关键技术基本明确并取得重大研究进展，应用对象也随之清晰。最新研究表明，BWB布局应用不再局限于250以上座级的大型民机，而是可扩展到100～150座级支线机[19-21]和高端公务机[22]领域。

本文聚焦于BWB民机总体与气动设计中的技术挑战和对策展开讨论。首先，简要回顾BWB民机概念的发展历程；阐述飞翼(Flying Wing, FW)和BWB两种布局的差异，明确BWB概念特征及应用范围。然后，主要从设计思想、总体、气动布局、飞-发集成、降噪等设计技术角度论述BWB民机发展与应用过程中面临的挑战与对策。最后，对BWB民机的发展趋势提出4点看法。

1 发展历史回顾

飞翼或机翼-机身融合布局概念出现很早，几乎伴随着飞机的发展，19世纪末期就有不少理论探讨，在20世纪20～40年代航空业的“黄金时代”，许多研究者进行了艰辛的探索和实践，并制造了自己的飞机进行试飞，为飞翼和翼身融合布局飞机的发展作出了杰出的贡献，在飞机发展史上留下了浓墨重彩的一笔, 具体可参考文献[23-26]。

完整的或现代的翼身融合布局概念是麦道公司(现并入波音公司)的Liebeck于1988年首先提出的[16]，其探索研究始于20世纪90年代。BWB布局发展过程可划分为概念探索与应用研究两个阶段。

1.1 概念探索阶段

最初的BWB布局集中在800座级以上超大型客机的可行性概念探索研究。麦道公司与斯坦福大学在NASA的支持下先后提出了800座级的第1代和第2代BWB布局，见图2(a)和图2(b)，一定程度上验证了BWB布局的技术可行性和突出的商业价值[14]。欧盟组织英国克兰菲尔德大学[27]、空客公司(Airbus)和德国宇航院(DLR)等先后提出了针对800～1 000座级的超大型BWB概念方案VELA1和VELA2[28-29]，见图2(c)～图2(e)。俄罗斯也提出了900座级的“FW-900”概念方案[30]。上述研究确认了BWB布局在经济性、环保性等方面相对于传统布局的巨大优势。然而，鉴于航空运输业市场的需求，这种超大型概念方案的后续发展逐渐式微，目前已很少见到这方面的研究信息。

图2 概念探索阶段的BWB设计方案Fig.2 BWB design schemes in concept exploration stage

出于对航空运输业市场需求、绿色航空等因素的综合考虑，BWB民机技术发展逐渐集中在250～450座级。NASA与波音公司率先开始了BWB布局在需求量更大的450座级以下客机的关键技术研究与验证[16]，以波音的BWB-450概念方案及X-48系列验证机为代表，见图3[14,31]。BWB-450在多学科优化设计方法、系列化、客舱设计等方面的研究逐步深入[14-15]，以该概念方案为基础的X-48B/C缩比验证机在布局可行性验证、多操纵舵面耦合控制、噪声/排放/油耗测试等方面获得了BWB研究最初的经验与数据[32]，为BWB的应用研究奠定了基础。

图3 波音BWB-450概念及X-48B验证机Fig.3 Boeing BWB-450 concept and X-48B flight test model

1.2 应用研究阶段

为满足绿色航空的“新四性”要求，即安全性、经济性、舒适性和环保性[33-34]。BWB在设计思想与设计方法、材料与结构、新型发动机、噪声抑制及适航符合性等方面的研究不断深入，构成了下一代民机发展的主要研究领域之一。自2009年起，一种名为混合翼身(Hybrid Wing Body, HWB)的布局概念更多地出现于Cambridge-MIT(CMI)的静音计划(SAI)及NASA的N+3代亚声速客机的研究项目中[6-10]。SAI计划主要针对N+2代噪声排放指标提出了SAX系列HWB概念方案，见图4(a)。波音在SAX-40的衍生机SAX-40F的基础上进行了改进发展，提出了N2A和N2B两种HWB布局方案作为N+2代民机发展方案[8]，见图4(b)。针对N+3目标，Boeing-MIT团队提出了基于SAX-40的HWB布局方案H3[10]，见图4(c)。H3方案部分满足了N+2代指标，但距离N+3代节能和噪声指标还有一定差距。随后，NASA提出了基于分布式电推进动力的N3-X HWB概念方案，有望实现N+3节能目标[35]，见图4(d)。

图4 应用研究阶段的BWB设计方案Fig.4 BWB design schemes in applied research stage

近年来，国内对BWB民机的研究也逐渐深入，北京航空航天大学[36-38]、南京航空航天大学[39]、中国商用飞机有限责任公司[13,40]、航空工业集团等院校和研究机构在总体、气动布局、结构、飞控等方面均开展了大量研究。以西北工业大学为代表的研究团队，联合上海飞机设计研究院、北京民用飞机技术研究中心、北京航空航天大学、航空工业第一飞机设计研究院和航空工业空气动力研究院等国内大型飞机研究单位，自2007年起，结合大型客机C919研制，在国内率先开展了150座级BWB民机概念方案研究。经过十余年的发展，先后完成了1个150座级和2个300座级概念方案设计，在总体、气动、飞控、飞机-发动机匹配、噪声及其抑制、先进材料与结构设计等关键技术领域取得了重要进展，形成了一批具有完全自主知识产权的技术成果[41-56]。

2 飞翼与翼身融合布局

飞翼和翼身融合布局是当前军/民用飞机研究的前沿和热点，本节从设计原理、外形特征及应用对象等方面阐述这两类布局的差异，供业内参考。

1) 设计原理不同

FW布局以“机翼气动效率最高”为理论依据，以获得最高巡航效率为目标，装载、操纵等功能完全集中于“机翼”为设计原理。BWB布局则是以提高综合性能为目标[14]，在保留传统布局机身和机翼基本功能的前提下，通过高度融合设计提升气动性能，实现减阻减重、全面提升综合性能的布局形式[13,15]。

2) 外形差异明显

FW布局得名于纯粹“机翼”的外形特征[16,57]，既无明显的机身轮廓，也没有传统布局的平尾和垂尾。BWB布局具有明显的机身轮廓，出于全面提升综合性能的需要，往往增加垂尾或兼顾垂翼功能的翼梢小翼。图5给出了典型FW和BWB布局外形对比。

图5 典型FW布局与典型BWB布局外形对比Fig.5 Comparison of typical FW layout and typical BWB layout shapes

3) 应用对象不同

FW布局纯粹“机翼”的外形特征，使有效载荷可沿展向布置于机翼内，具有载荷布置的灵活性，既是优点，也使其应用受限。FW布局的外形特征，使其具有优异的隐身性能，加之灵活的载荷布置，被广泛应用于战略轰炸机、无人作战飞机、第6代战斗机等军用飞机，如B-2、B-21、X-47B等。而在民机应用方面，受客舱高度不小于2 m的强制性适航要求限制，“机翼”的相对厚度沿展向将增大较多，使跨声速气动性能下降，在450座级以下客机中的巡航性能优势已不存在，这就是FW布局在民用飞机发展方面目前已基本处于停滞状态的主要原因。NASA针对N+2代民机的环境责任航空计划(ERA)最终选择了波音的BWB方案进行深入研究，而淘汰了诺斯罗普公司的FW方案正是基于上述考虑[58]。

BWB布局由于保留了较厚的中机身，其应用范围相对FW布局大大扩展，更易满足民用飞机使用要求，已成为下一代民机较为理想的选择。目前研究显示，BWB应用对象已从250～450座级扩展到较小(100座)座级支线机/公务机及超大座级客机，均显示出了优越的综合性能优势[14,19-22,41]。同时，BWB布局在军用运输机[59-60]、货运飞机[61-62]及大型特殊用途运载平台等领域的应用潜力也不可忽视。

需要指出，对于450座级以上特大客机，如突破当前翼展不大于80 m的限制，随着飞机尺寸的增大，客舱高度限制与“机翼”的相对厚度之间的矛盾将趋于缓和，BWB与FW之间的界限也将逐渐模糊，如波音第1代800座级BWB客机概念方案[14,23]。

3 BWB布局技术挑战与对策

3.1 布局设计思想

目前，欧美及中国的BWB发展均处于概念设计与关键技术突破阶段，BWB布局在燃油消耗、排放及噪声等方面的优势及广阔的应用前景已得到共识，但多个专业技术领域仍面临挑战，多项技术瓶颈仍有待突破，在总体和气动设计技术方面主要集中于以下方面。

3.1.1 BWB布局面临的技术瓶颈

1) 起降性能需进一步提高

BWB布局整体的升力面特征使其具有明显小于TAW布局的翼载，这对改善起降性能十分有利[16]，然而，下一代民机发展目标对起降性能提出了更高的要求，如，美国N+2代指标[3]要求起飞场长相对现有机型降低50%，使BWB布局的起降性能面临较大挑战，需进一步提升。现有的BWB由于中机身较短，纵向配平能力有限[14,63-64]，加之噪声排放标准的提高，限制了高增升系统(如传统多段增升装置)使用，上述两种因素的共同影响导致现有多种BWB方案不易满足下一代民机起降性能指标。NASA ERA项目研究结果显示[65]，其代表性方案的油耗、噪声、排放3项指标均可实现N+2发展目标，唯独起降场长指标未纳入其研究范畴，一定程度上暗示短期内尚难以满足起降指标；Boeing-MIT团队针对N+3目标发展的H3.2概念方案平衡场长仅比777-200LR降低了10%[66]，距离N+2代降低50%的指标仍有较大差距。此外，波音公司和NASA于2017年重启了X-48C验证机计划，重点研究BWB短距起降问题[67]，也充分反映了BWB起降问题的复杂性和难度。对此，不仅需要发展高效增升、小低头力矩、低噪声的新型增升装置，也需要在气动布局方面寻求突破。

2) 高度融合的宽短中机身带来安全性与舒适性挑战

BWB布局由于中机身宽短，其安全性和舒适性问题一直备受关注[14-16]，国内外研究者对基于适航符合性和舒适性的BWB客舱设计进行了诸多研究，并已形成丰富的概念方案级技术积累，详见3.2.2节。现有300以上座级BWB方案在机身两侧可布置3×2=6个舱门，为满足适航应急疏散要求，需要在机身后体下表面再布置舱门，但该位置的应急出口存在机腹着地迫降状态下无法使用的风险；此外，宽而短的客舱使每排座位较多(>24～30座/排)，这导致外侧乘客在飞机滚转和偏航飞行时承受较大过载，且中间乘客距悬窗较远，影响乘坐舒适性。由此可见，BWB相对传统TAW布局仍存在安全性与舒适性设计挑战。

3) 操稳问题使无尾布局短期难以实现

BWB布局纵、航向操纵能力偏低，特殊的质量分布和平面形状又使其倾向于纵、航向静不稳定[16,36,68-69]，在民机安全性和飞行品质要求下，需要应用先进的增稳控制系统[13,36]。为了提供适当的稳定性和足够的增稳操纵裕度[36]，国内外研究者在飞机本体增稳技术和操纵舵面设计方面进行了多方探索和研究，如，带有方向舵的翼梢小翼[70]、“鳄鱼”襟翼(Crocodile Flaps)[69]、开裂式副翼[14]等概念被用于航向增稳和操纵；复合式尾舵[71]、小面积鸭翼[72]、腹部扰流板(Belly Flap)[73]、矢量推力[16,74]等概念被用于纵向增稳与操纵。不过这些技术措施因控制能力有限或耦合其他方向气动力[16]，另一些因重量代价、阻力惩罚或技术风险而停留在概念设想阶段。V形尾翼同时具备纵、航向稳定和操纵能力，且具有较长控制力臂，是现阶段最具实际应用价值的操稳问题解决方案。美国自N2A之后的大部分BWB方案都采用了V尾布局，但V尾带来的浸润面积增加会一定程度上吞食BWB巡航性能优势。如何在升阻优势损失较少的前提下满足纵、航向设计要求是BWB的又一技术挑战。

3.1.2 BWB布局设计思想的演化与突破

BWB布局发展面临的起降、安全性与舒适性、操纵性与稳定性3方面的技术瓶颈，除相关联技术，如增升、操纵等方面需寻求突破外，也需要布局设计思想的转变与突破。综合国内外公开文献及西北工业大学团队300座级概念方案研究工作，从以下4方面对BWB设计思想进行论述。

1) 混合翼身布局

HWB布局本质上是BWB布局的改进和发展，是BWB走向实际应用过程中综合设计的产物，主要面向450座级以下民机。HWB的显著特征，或者说与BWB的差异，主要体现在中央机体加长、机翼-机身的融合过渡更快、机身宽度减小、机身轮廓更加明显等方面，典型BWB和HWB外形对比见图6[14,75]。

HWB设计思想旨在通过快速融合减弱中机身和过渡段的激波强度，增大外露机翼面积和展弦比，提高整机升力面的利用率和气动效率；收窄的中机身能够减少每排座位数，降低外侧乘客承受的过载，增加更多舷窗，缩小中间乘客距舷窗的距离，多方面提升舒适度；较长的中机身更容易沿机身布置舱门，有助于解决应急疏散问题，提高安全性。

由以上分析可见，HWB是介于传统TAW和典型BWB布局之间的一种布局形式，它保留了BWB布局的众多设计特点和气动优势，同时也降低了设计难度，更注重飞机的综合性能(安全性、经济性、环保性、舒适性)和可实现性。近年来，国内外披露的BWB方案大都应用了HWB设计思想，体现了国内外对技术瓶颈认识和解决途径的一致性，图7的典型概念方案发展历程表明了BWB向HWB的演化趋势。

2) 后机体加长设计思想

后机体加长(Aft-body Extending)能够增长控制力臂[76]并有助于进一步降低翼载，提高飞机纵向配平能力和基础起降性能，从而降低增升装置设计压力；同时，尾部操纵舵面(如尾部升降副翼)和安定面(如V形尾翼)位置后移，效率提高，控制和稳定能力增强，降低了增稳设计难度，有助于解决纵、航向操稳问题；后体加长也有助于布置更多的机身侧向应急疏散舱门；后体加长还增大了动力系统设计空间，降低了飞-发匹配难度，也增强了机体对发动机噪声的遮蔽效果[76]。

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

图7 BWB向HWB演化趋势Fig.7 Evolution trend of BWB to HWB

后机体加长技术一般与HWB布局综合应用，因为中机身收窄的HWB延长后机体的浸润面积增量较小，净收益更高。波音公司在2011年出于飞-发匹配和噪声遮蔽的考虑，在其220座级的N2A概念方案采用了后体加长[76]。

西北工业大学团队着眼于高-低速性能协调和提升综合性能，于2012年提出“后体加长混合翼身布局”设计思想，首先应用于无尾布局NPU-300-I概念方案，见图8(a)，并在其基础上发展出综合性能优越的NPU-300-Ⅱ方案，见图8(b)。该方案在保持优越高速性能的同时，显著提升了低速性能。采用适当收窄的后体加长中机身设计，既缓解了起降配平压力，又有效解决了适航和舒适性问题，每排座位数是目前国内外同级别概念方案中最少的16座/排，且每排座位都布置有舷窗，显著改善了舒适性；实现了沿机身的4×2舱门布置，解决了应急疏散问题，提高了安全性，全面提升了BWB布局综合性能。

无独有偶，波音BWB首席工程师诺姆·普林森于2018年1月在AIAA航空航天科技大会上表示，ERA方案也将采用后体加长设计[77-78]，提升低速性能。可见，国内外对BWB布局技术发展的认识和解决途径逐渐趋于一致。

图8 西北工业大学BWB概念方案Fig.8 BWB concepts by Northwestern Polytechnical University

3) 高-低速协调设计思想

BWB面临起降性能需进一步提高的问题，深层次的根源在于人们基本沿袭了传统布局的设计思想，更多地关注于BWB布局高巡航效率，而对低速问题认识和重视不足。

西北工业大学团队针对BWB布局的高-低速协调问题，提出了高-低速协调设计思想。该设计思想具体表述为，采用高速向低速适当妥协的总体参数协调，升致阻力与零升阻力匹配的高速性能补偿，后体加长与翼身快速融合过渡相结合的优化设计，综合平衡高低速性能矛盾，为高升力构型的性能与操稳提供良好基础；提高安全性和舒适性。

波音公司的研究也指出[76]，应用后机体加长等起降性能改善措施，需要与巡航状态进行权衡设计来保证高-低速综合性能。此外，Lyu和Martins[79-81]针对BWB多点优化设计问题进行了初步探索。

4) 无尾向V尾布局过渡的技术路径

如3.1.1节所述，V尾是现阶段解决BWB操稳技术瓶颈的有效措施，为了最小化V尾造成的气动损失，西北工业大学团队采用无尾方案向V尾方案过渡的技术路径。先充分挖掘无尾布局BWB(NPU-300-I方案，见图8(a))的气动潜力，在深入研究的基础上找出设计不足，例如起降构型配平、航向稳定性及控制、单发停车和侧风着陆等飞行边界问题，为V尾设计提供依据。后续方案(NPU-300-Ⅱ方案，见图8(b))针对这些不足及要求，结合后体加长设计技术，在高速升阻性能损失最小的情况下设计V尾以进一步提高方案综合性能。风洞试验结果显示，NPU-300-Ⅱ方案在增加V尾并满足设计要求的情况下，仍然实现了24以上的巡航升阻比。

3.2 总体设计技术

3.2.1 座级与平面形状

座级在BWB总体设计中占据支配地位，不仅决定了飞机的市场定位和宏观尺寸，还会影响BWB的巡航性能及平面形状。现有研究认为，BWB相对传统TAW布局能够获得20%左右的气动收益[16]，在小座级上，BWB的气动优势不如大座级明显[82-85]。这是由于在融合程度不变的情况下，BWB的每座浸润面积优势[82]随着座级数的减小而逐渐降低[82-83]，其根源在于小座级BWB翼-身融合“过渡”，使得无装载能力的翼身融合过渡区域面积占比增大，气动效率降低。

图9给出了不同座级下实现高气动效率的方案平面形状对比，可知小座级支线BWB飞机倾向于采用融合程度低的细长机身+大展弦比机翼布局(如BWB100-E1方案[84])；超大座级BWB飞机倾向于采用近似飞翼的高融合度平面形状(如第1代 BWB方案[14])；而介于这两种之间的中型座级(250～450)则采用HWB布局(如NPU-300方案)，旨在通过调整平面形状和客舱布置，缩减过渡段面积占比，获得BWB气动优势。

图9 3种典型座级 BWB 方案平面形状对比[14,84]Fig.9 Comparison of planforms of three typical BWB concepts with different number of passengers[14,84]

需要指出，现有研究表明，在融合过渡区布置货舱，即采用客/货舱平行布置策略，小座级BWB布局较传统布局具有综合优势，如西北工业大学150座方案NPU-150、美国DZYNE公司112座支线/公务机方案Ascent 1000，见图10。

图10 客/货舱平行布置概念方案Fig.10 Concepts for parallel arrangement of cabin and cargo

3.2.2 客/货舱设计

BWB客舱布置与气动外形紧密耦合，设计难度高于TAW布局，在保证乘坐空间的前提下，中机身需要兼顾气动外形、动力系统及后缘操纵舵面布置等设计要求。图11给出了典型BWB客舱平面形状及其几何约束，客舱前部梯形区域一般布置头等舱和商务舱，中部集中布置多通道经济舱[11,14,86-91]，还可根据需求布置吧台等娱乐设施[91]。

图11 BWB客舱形状及约束[84]Fig.11 Shape and constraints of BWB cabin[84]

除满足设计要求外，BWB客舱还需满足适航条例中的应急疏散和舒适性指标，3.1节已经从技术瓶颈及设计思想应对角度对该问题进行了论述，本节从技术方案角度给出典型客舱设计及应急舱门布置方式，供业内参考。

表3给出了现有概念方案3种典型的客舱应急疏散策略及对应的机体舱门位置。具体设计应综合考虑应急疏散压力、机翼-机身相对位置、发动机布置等方面，不同布置形式可组合应用。

表3 3种典型的客舱应急策略Table 3 Three typical cabin emergency exit strategies

表4汇总了目前公布的典型概念方案客/货舱布置形式及应急疏散策略。如3.1节所述，对于客舱横向宽度较大的BWB而言，一般需要客舱后部的应急疏散通道；对于机身相对收窄的HWB布局，可以仅在两侧布置应急舱门的情况下满足“90 s应急疏散适航要求”[91-92]，如NPU-300设计，见图12。

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

图12 仅在两侧布置应急舱门的NPU-300方案Fig.12 NPU-300 concept with emergency exits only arranged on the two sides

3.2.3 新型结构设计与重量估算方法

BWB概念设计阶段的另一个主要挑战是结构重量估算方法。结构重量估算结果会影响BWB方案的指标符合性和可行性[93]。其难点主要体现在两方面[94]：一是结构设计本身的挑战，特别是非常规的中机身需要新的结构形式；二是评估方法挑战，现有重量估算方法大多是根据传统布局经验和历史数据归纳而来，对于新的布局和结构形式适用度不高。

中机身结构设计建模与重量估算方法是BWB重量估算的核心问题[95]。BWB中机身结构需要同时考虑气动载荷、客舱增压载荷与机翼弯矩载荷[94,96-97]，这些载荷使概念设计阶段中机身结构建模更为困难。

在BWB发展过程中，形成了几种典型的中机身结构设计方案，如压力壳体+独立蒙皮概念[14](见图13(a))，复合材料蒙皮蜂窝夹层板[98](见图13(b))，拉挤杆缝合高效一体化结构(PRSEUS)[99-100](见图13(c))，基于椭圆截面客舱的结构方案[101](见图13(d))等。其中，PRSEUS全复材结构概念通过高度集成的连接方式显著降低结构重量，相比早期复合夹层板方案能够减重28%[96]，是一种具有工程应用前景的技术途径。

BWB概念设计中使用的重量估算方法应当是基于物理建模和数值仿真的，由于没有实际产品，基于经验估算的方法需要谨慎使用[94]。在初始的设计阶段，经验加权理论方法[102]、等效板方法[103]等低精度方法可以用来获得初始重量[101]。而设计迭代过程中使用的重量估算方法，应当是基于初步结构设计和有限元分析的半物理方法[94,104-106]，特别是对于新的结构形式，如PRSEUS，更需要在设计初期就进行较为细致的计算分析，确定初始结构设计方案用以评估结构重量[94]。图14是一个典型的基于物理的结构重量计算平台，它应具备外形和结构建模、内外载荷计算和重量估算等模块。然而，基于物理的重量评估方法需要权衡估算精度与设计效率[94]。

图13 典型BWB中机身结构设计方案Fig.13 Typical BWB fuselage structure design schemes

图14 基于物理的结构重量计算平台[94]Fig.14 A physics-based structural weight estimation platform[94]

BWB布局低翼载、更合理的展向升力分布、部件高度集成化等特点理论上具有高结构效率[14,16]，但要在实际中获得重量收益，仍需在结构材料、设计方法、制造技术等方面开展研究，特别是结构初步设计与兼顾效率和精度的重量估算方法等[93-94]，这一方面有助于更有针对性地发展新型高效结构形式，另一方面有助于降低中机身特殊结构形式带来的重量惩罚，从而发挥BWB的结构效率优势。此外，先进结构试验验证、快速有限元结构分析方法、特殊飞行状态下的中机身非线性应力预测[16]、高复材占比结构的成本分析与技术风险评估[107]等研究都将为BWB结构设计与重量估算提供理论和技术支撑。

3.2.4 概念设计阶段的舵面及控制系统设计

BWB民机在概念设计阶段需要重视舵面及控制系统设计，具体包括控制面布置(Control Surface Layouts)、控制策略及驱动系统设计等[63,108-111]。BWB布局纵、航向控制力臂短，气动力耦合度高，需要更多的后缘舵面[63](一般为10～15个，见图15[111])和更大的驱动功率[14,63,112]，这就导致BWB舵面布置及控制策略对全机重量和耗油率的影响较传统布局大[113]。波音公司[11]、代尔夫特理工大学[108-109]、佐治亚理工学院[63,110-111]等研究团队的工程实践表明，舵面及控制系统设计是BWB布局较强的设计约束之一，需要纳入到概念设计过程中以保证概念方案的经济性。具体分析与设计过程详见文献[63，108-111]。

图15 典型BWB后缘控制面布置形式[111]Fig.15 Typical BWB trailing edge control surface layout[111]

3.3 气动布局设计技术

3.3.1 气动布局优化设计原则与设计方法

BWB布局融合度高[14,16]、设计约束强[14,16,114]，其气动布局设计具有多学科强烈耦合的特点，既需要先进的综合设计方法，更需要统揽全局的优化设计原则。

如前所述，BWB布局是以“绿色航空”为发展目标，因此，气动布局设计必须围绕“安全性、经济性、舒适性和环保性”进行。依据西北工业大学团队研究工作，总结国内外研究经验，BWB气动布局应采用的设计原则是，采用后体加长混合翼身布局，以高-低速性能协调为核心，以翼载作为关键协调参数，综合优化总体设计参数，平衡高-低速性能矛盾，获得优异的高-低速气动性能，并解决应急疏散、乘坐感受等安全性和舒适性等问题。

目前，BWB气动布局采用的主流设计方法包括基于CFD的综合优化设计[14,41]、反设计[41,115]、风洞试验[46,72]及缩比飞行验证[11,31-32]。以基于CFD的综合优化设计方法为主，辅以反设计方法进行局部改进设计，风洞试验和缩比飞行试验方法研究与验证概念方案、关键技术等。基于CFD的综合优化设计方法，是在任务载荷、航程、气动性能、稳定性与操纵性、结构重量、安全性、舒适性及环保性等强约束条件下[15]，进行的平面形状及三维构型的多设计点气动性能优化设计，核心是减阻和高-低速协调设计等。

综合国内外和本团队的研究工作，基于CFD的综合优化设计应注意以下问题：

1) 应采用多设计点协调优化[81]或高-低速协调优化设计策略。注重巡航状态单点优化结果在低速或其他非设计点状态会带来的纵向配平、安全性、舒适性等问题[19,79-80]，可能造成颠覆性影响。

2) 平面形状是BWB气动布局设计的核心，弱化三维设计得到的气动布局可能顾此失彼[114]，甚至导致颠覆性问题。

3) 平面形状优化需要加入弯矩约束，由于跨声速气动优化有增大后掠角和展长的趋势，这样的外形变化都对控制翼根弯矩(结构重量)不利，加入弯矩约束可一定程度上避免平面形状剧烈变化。

4) 局部截面优化有助于减弱激波强度，将优化设计方法与反设计方法相结合，用于平面形状优化和减弱激波设计，可以提高气动设计效率[41]。

3.3.2 展向载荷分布设计

BWB布局的整体升力面设计更容易获得理想的展向载荷分布[14,16]。Qin[114,116-117]、Mody[10]、林宇[118]等国内外研究者对BWB椭圆、线性、混合载荷分布进行了细致深入的研究，这3种载荷分布形式对气动性能的影响不尽相同，设计过程中需关注以下问题：

1) 椭圆载荷分布在相同翼展下具有最低的诱导阻力，但外翼载荷较大，易产生较强的外翼激波、较高的激波诱发分离风险、较大的翼根弯矩和配平压力。

2) 气动载荷由外翼向内翼转移可以有效降低外翼波阻，减小翼根弯矩和配平压力[16]，但偏离椭圆载荷分布会造成诱导阻力的增加。

实际工作中，BWB布局的展向载荷分布设计应根据设计要求进行调整[116]。在较低的巡航马赫数下(例如Ma=0.83以下)，应尽量同时满足无激波设计、自配平设计和椭圆载荷分布设计[10]，即在诱导阻力最小的状态下达到波阻为零。对较高马赫数(例如Ma=0.85以上)，无激波设计难度加大，高马赫数带来的大后掠角也会增大翼根弯矩和配平压力，这种情况下，应采用弱激波设计，并将外翼载荷适当向内翼转移以获得波阻与诱阻的协调，使综合性能最优。

3.3.3 中机身翼型设计

BWB气动优势得益于集成了装载功能的升力面机身[16]，中机身设计也关系到飞机能否满足纵向配平、稳定性和巡航地板角限制要求[15]。因此，中机身设计要求可以归纳为：满足装载需求；不产生强激波；尽可能产生较大升力；尽量减小低头力矩；应具有较大的后机体长度以增强操纵能力。

采用后缘正弯度的中机身翼型可以产生最大升力，但会增加纵向配平和静稳定性设计困难；而限制后部弯度甚至后部反弯的中机身翼型又难以满足升力需求，巡航迎角较大[14]。目前，主流的中机身设计方法是HWB布局结合前加载翼型同时最小化后部弯度[119]，主要是基于以下原因。

1) HWB布局中机身收窄，产生的升力占比降低，有利于缓解上述矛盾。

2) HWB布局中机身加长且前伸量增加，使翼型相对厚度降低，激波强度减弱；也使前加载设计可提供较大抬头力矩。

3) 中机身后部正弯度最小化能显著降低配平压力，又不至于如反弯翼型带来升力损失。

图16给出了西北工业大学HWB布局中机身翼型及其压力系数Cp分布，可以看出该翼型后部弯度小并具有明显的前加载特征。

HWB布局结合合理设计的中机身翼型有助于协调解决升力与配平的矛盾，也在一定程度上放开了外翼设计约束[119]，使HWB仍可应用超临界机翼，从而进一步提升了HWB布局的跨声速性能。

图16 HWB布局中机身典型截面翼型及其压力分布Fig.16 Typical geometry and pressure distribution of fuselage airfoil of HWB concept

3.3.4 巡航自配平设计

巡航状态舵面无偏转的自配平设计对BWB布局至关重要[14]，也是其气动设计的核心约束，必须在升阻性能和配平之间进行权衡[120]。表5列举了BWB高速升阻性能与配平设计之间的若干矛盾以及相应的设计妥协策略。

西北工业大学团队提出了针对BWB高速设计的“三点归一”巡航自配平设计原则[41]，即通过合理的优化策略实现高速巡航设计点、最大升阻比点与力矩平衡点为同一飞行姿态，可获得最大的实用巡航气动性能，见图17。

3.3.5 机翼-机身过渡段设计

BWB大迎角流动分离与失速一般始于机翼-机身过渡段。这是由于大后掠中机身三维流动强，导致过渡段边界层堆积；机翼与机身各自的前缘后掠角差异大导致较强的横向流动，堆积的边界层在横向流动作用下易诱发分离[14]，见图18。尽管过渡段先分离对大迎角操纵有利[14]，既可保证失速时外翼操纵面有效，也可避免俯仰力矩过早发生上仰，但不利于提高全机失速特性。

表5 BWB高升阻性能与配平之间的矛盾及妥协策略

要提高BWB失速迎角和最大升力系数，合理的过渡段设计是推迟分离的关键。应在协调机身和机翼前缘后掠角的同时，注意该位置的降载设计和分离控制[6]，高速状态应避免过渡段产生激波从而诱发分离失速；低速状态，前缘增升装置设计也应重点控制该位置前缘流动分离，从而提高飞机起降性能。

图17 “三点归一”设计原则Fig.17 Design idea that cruise point, maximum lift to drag point and pitch trim point are in the same flight attitude

图18 HWB布局过渡段横流分离Fig.18 Cross flow separation on transition section of HWB layout

3.3.6 BWB增升装置设计

BWB布局的全机升力面使其具有小于常规布局的翼载荷，这有利于缩短起降场长、降低起降速度[16,121]，在目前的枢纽机场跑道长度下，理论上BWB可在无后缘增升装置的情况下起降[10-11,14,75]，但仍需要前缘增升装置来获得更大的最大升力系数[10,14,16,75]。然而，没有后缘襟翼或襟翼使用受限，使BWB起降所需升力系数会出现在一个相对较大的迎角，飞行姿态相应较高，这样的起降姿态易受阵风、擦地角等影响[114]，存在安全性隐患，如NASA的ERA-0009A方案仅采用前缘增升装置时起飞迎角达到了13.67°[11]，远大于目前民航客机5°～7°的起降姿态角[122]。另一方面，后缘增升装置的缺失或低效，使BWB起降场长难以进一步减小，不能满足下一代“绿色航空”发展要求。目前国外公布的典型方案，如NASA的H3.2方案平衡场长为9 000 ft[10](1 ft=0.304 8 m)，ERA-0009A方案平衡场长为8 850 ft[11]，相比现有技术(B777-200平衡场长约为10 000 ft)并无明显优势，远不能达到N+2起降场长约5 000 ft的指标。为提升起降性能，如进一步减小翼载，将带来高速性能的损失。所以，单纯采用前缘增升装置将带来较高安全风险，限制低速性能提升，不利于BWB布局的工程化发展和实现市场预期。

当然，对于追求低噪和环保要求的静音计划(SAI)[123]和环境责任航空计划(ERA)[11]而言，去除后缘增升装置无疑对控制起降噪声和排放有利，这就导致需在起降性能上另辟蹊径或进行妥协，SAX-40方案应用了矢量推力概念才接近NASAN+2代起降场长指标[123]，ERA计划伊始就未将起降场长指标纳入其研究范畴[11]。

如在BWB起降阶段应用后缘增升装置，则低速配平问题又如上文所述，成为了另一个核心技术瓶颈。较短配平力臂下的大操纵力会造成大的升力损失，需要考虑配平升力增量(Trimmed Lift Increase)[124]。Paulus等[124-125]将单缝富勒襟翼用于BWB，未配平状态设计迎角升力系数达到了1.09，而配平后仅为0.84，配平升力损失达到了23%，虽然这相比干净构型配平升力系数提高了31%，但为此付出的阻力、重量、噪声代价就需要设计者综合权衡。

就可采用的前缘增升装置而言，传统缝翼推迟失速能力较好，且技术成熟，但噪声、重量代价较大；前缘下垂技术以出色的降噪潜力成为了多个BWB方案[10,75,123]的选择，但其推迟失速能力明显弱于缝翼[126-127]；克鲁格襟翼由于不破坏机翼前缘外形使BWB外翼应用混合层流动控制技术(HLFC)成为可能[11]，且其控制失速能力与缝翼相当，近年来的研究逐渐增多[11,128-129]。NASA ERA-0009A[11]和NPU 300-Ⅱ方案均选择克鲁格襟翼作为前缘增升装置。

对后缘增升装置，在小翼载设计仍不能满足起降要求或起降场长指标较高的情况下，可采用简单后缘襟翼的设计[11]，既可在增升状态补足升力，又可用作后缘操纵面；如需布置增升能力更强的富勒襟翼，则需在升阻、配平、重量等方面进行权衡，重点解决配平问题。BWB后缘增升装置设计挑战在于尽可能使升力增量靠近重心，并与配平方式和操纵舵面进行协同设计[124]。此外，矢量推力[122-123]、主动增升系统(Active High-lift System)[124-125,130]、自适应变形机翼[124]等技术也应作为提高BWB起降综合性能(场长、噪声)的技术途径进行积极研究。

3.4 飞机-发动机综合集成设计技术

3.4.1 背撑式发动机布局设计技术

在新型发动机技术成熟之前，大涵道比涡扇发动机仍然会是民用飞机的主要推进动力，而将大尺寸发动机与BWB集成具有很大的挑战[67]。TAW布局民机大都将发动机布置在机翼下方，而翼吊形式会改变BWB升力分布从而增大诱导阻力，其最大升阻比可能因此降低10%[131]。

BWB民机发动机一般上置于中机身后部(背撑式，Podded-on Engine)，这种布置形式技术难度低，短期可实现，且具有以下优点[16,132]：发动机后置可后移飞机重心，减小纵向配平压力；后上置的短舱有利于改善航向稳定性；发动机抽吸作用加速上表面气流，能一定程度上提高中机身升力；发动机尾喷流还有助于提高后体舵面效率，Shea等[132]证明背撑式发动机对BWB尾舵及V尾操纵效率有提升作用，见图19；此外，宽大的机身有助于遮蔽噪声，同时避免发动机吸入异物。

然而，发动机背撑也会对整机的气动性能产生不利影响[16,133]。高速条件下，短舱与中机身之间流动通道内易出现激波，增大阻力同时造成后体分离，上移发动机可以减弱激波，但过高的推力线又会导致附加较大的低头力矩，这一矛盾显著增加了飞-发集成设计难度，需要精细的协调优化设计[133]。西北工业大学团队提出了中机身上表面-发动机短舱三维集成设计方法，结合合理的支架设计，有效解决了机体-短舱激波干扰问题，见图20。

另一方面，BWB机体同样会对发动机性能造成不利影响。主要体现为大迎角、大侧滑或其他非设计状态下发动机吸入边界层或分离流造成的进气畸变，见图21，这会在一定程度上影响发动机进气品质和叶片工作状态。Carter等[134]研究认为，布置合理的背撑式发动机的进气畸变和总压损失在可接受的范围内，但较强的进气畸变仍然对发动机和燃油经济性不利。

图19 发动机喷流对尾部舵面效率影响试验[132]Fig.19 Experiment of influence on engine jet on efficiency of trailing elevons[132]

图20 短舱-机体综合设计以消除激波Fig.20 Nacelle-airframe integrated design to eliminate shock wave

图21 背撑式发动机大迎角进气畸变[134]Fig.21 Inlet distortion of podded-on engine at large angle of attack[134]

3.4.2 嵌入式发动机布局设计技术

嵌入式(Embedded Engine)是另一种适合BWB的发动机布置形式，能够利用边界层吸入技术(BLI)在不提高发动机涵道比的情况下提高推进效率[16,89,135-137]，如图22[135]所示。

发动机嵌入式相比背撑式布置具有以下优势：发动机短舱与机体融合使飞机迎风面积和浸润面积均减小，降低了形状阻力、摩擦阻力和干扰阻力(包括激波干扰)，提升巡航气动性能[16,136]；取消发动机支架和部分发动机短舱，减轻了结构重量[16,136]；风扇叶片嵌入机体内，噪声遮蔽效果更强[136]；推力线下移，附加低头力矩减小[16]；对机体上表面流动抽吸作用更强，可进一步提高中机身升力[138]。

然而，BWB机体对嵌入式发动机进气品质的

图22 采用嵌入式发动机的BWB概念方案[135]Fig.22 BWB concept with embedded engine[135]

不利影响也更加严重[139]。一方面，与背撑式发动机在特殊飞行状态下出现进气畸变不同，嵌入式发动机吸入边界层导致的进气畸变将持续整个飞行过程[137]，降低发动机压力恢复系数(PR)和热效率(ηth)，从而抵消BLI效应的油耗收益；另一方面，长而复杂的进气道(见图23)造成总压进一步损失，甚至出现叶片前分离，导致风扇流量不足[16,136,140]。持续的进气畸变与进气道总压损失对发动机叶片及核心机的抗畸变性能提出了非常高的设计要求[16,136,140-141]，制造成本也将显著增加。

从综合收益角度，采用嵌入式发动机的BWB布局需要考虑两方面问题：一是为了维持整体燃油收益，进气畸变和总压损失造成的风扇性能下降必须比BLI效应获得的好处要少得多[137]。NASA的研究表明，尽管存在进口总压损失和风扇效率降低，在一定发动机数目下，嵌入式发动机方案仍比背撑式方案有3%～5%的燃油优势，见图24。二是边界层吸入式进气道与机体的综合设计[142]，对于单独进气道或者机体/进气道耦合的优化设计在控制流场畸变和提高压力恢复方面取得了较好进展，主要来自Florea[143]、Kim[142,144]和Gangoli[135]等的研究，相关成果有待进一步验证。

图23 嵌入式发动机的S形进气道[135]Fig.23 S-shaped inlet for embedded engine[135]

图24 BLI推进系统燃油收益分析[137]Fig.24 Fuel benefit analysis of BLI propulsion system[137]

边界层吸入动力系统对飞-发综合数值模拟提出了挑战。传统进排气边界条件无法模拟发动机叶片的旋转效果，因而无法精确计算边界层吸入和进气畸变效应[145-146]，Hall等提出的基于发动机叶片简化的体积力进排气模型(Body Force Model)[38,144-146]能够近似叶片旋转效果，已被用于采用BLI技术的BWB内外流精确模拟[38]、进气畸变模拟[144-146]与进气道优化设计[144]中。

3.4.3 分布式推进系统与油电混合技术

分布式推进系统(Distributed Propulsion System)用一系列小型发动机/动力风扇代替大尺寸、大功率发动机，能够增大有效涵道比，提高推进效率[147-148]，同时降低动力系统整体噪声水平[147-148]，为减小浸润面积，多采用嵌入式设计[131]，因而同样能够利用BLI效应降低耗油率，如图25所示。

应用分布式动力的BWB民机有以下几方面优点。分布式推进系统往往沿展向布置于BWB中机身后体上部，用高速尾喷流代替机体后缘流动能够降低诱导阻力[142,148-149]；同时，位于机体后缘的尾喷口具有较长的控制力臂，有望通过矢量推力代替传统舵面或增升装置；此外，由于发动机数目较多，对发动机失效情况下飞机的控制要求降低。

图25 采用分布式推进系统的BWB概念Fig.25 BWB concept with distributed propulsion system

然而，传统涡扇发动机尺寸的简单缩小会造成压力和热损失增大，导致油耗增加等问题[149]，使分布式推进系统整体收益下降。这一问题的解决策略是用少数小型转子发动机(核心机)带动多数小型动力风扇，既可以获得分布式动力优势，又能有效控制发动机尺寸缩小带来的不利作用。CMI采用机械传动方式，发展出了嵌入式多风扇推进系统(Embedded Multiple Fan Propulsion System)[150]，见图26，并应用于SAX-40概念方案；NASA采用涡轮电驱动技术，发展出了涡轮发电机分布式动力系统 (TurboElectric Distributed Propulsion)并应用于N3-X概念方案，见图27[137]。

N3-X方案采用油电混合技术[151]，被认为有望显著降低能耗、排放和噪声[137]。其动力系统由位于翼尖的两个涡轮发动机和布置于中机身后部的多个电驱动的低压比风扇组成[152]。布置在翼尖的涡轮发电机能够不受进气畸变的影响而获

图26 嵌入式多风扇推进系统[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能够在超过2 000 nmi(即3 704 km)的任务范围内实现N+3代机型降低70%燃油消耗的目标，且成本可以接受，见图28。

采用分布式动力的BWB飞机发动机进气口多呈“槽”形[91,149,153]，进气口上表面易出现局部超声速区和激波[153]，应注意该位置的降载设计，一方面减小激波强度和分离风险，另一方面降低后机体加载产生的低头力矩，如图29所示。此外，中机身各截面弦长差异导致不同进气位置的边界层厚度不同，靠近中央截面的推进风扇进气品质较差[91]，设计中应针对性改善机身中部流动状况，并进行进气道内部形状的优化设计。

图27 N3-X概念和涡轮发电机分布式动力系统[137]Fig.27 N3-X concept and turbo-electric distributed propulsion[137]

图28 N3-X与B777-200LR燃油消耗对比[35]Fig.28 Comparison of fuel consumption between N3-X and B777-200LR[35]

图29 分布式推进系统进气口上表面弱化激波设计[151]Fig.29 Shock wave weakening on upper surface of an inlet in distributed propulsion system[151]

虽然应用分布式推进与油电混合技术的BWB民机可以充分发挥BWB的优势，获得更高的综合收益，但该技术仍受限于电动机的效率、体积、重量和散热等问题，同时也需要电力传输效率的进一步提高[13]。

3.5 降噪技术

“绿色航空”的核心目标之一是低噪，这受到国际社会[154]与航空业界[58]普遍关注与重视。国际民航组织(ICAO)自20世纪70年代以来对民航噪声排放的要求不断提高，美国联邦航空管理局(FAA)为确保最新可用的降噪技术被纳入新的飞机设计中，目前已逐步开始实施第5阶段噪声标准(即ICAO第14章标准)，新标准在第4阶段基础上提高了7 EPNdB(有效感知噪声分贝)[155]。噪声排放标准的日趋严苛与民航运营规模的持续增长促使降噪技术成为目前民机发展的热点。针对传统TAW布局的各种降噪技术研究正广泛开展[154]，但需要付出的成本、重量等代价使TAW布局的降噪潜力不被看好[156]，要实现未来民机愈加严格的降噪标准，需要在布局形式上有所突破，BWB在各类新布局中被认为具有最大的降噪潜力[58,157]。

BWB布局宽大的中机身和后上置动力系统提供了出色的发动机噪声遮蔽能力，低翼载设计又使其具有了降低起降速度和推力以进一步降噪的潜力[11]，尽管如此，要满足各类降噪指标要求[3-4]还有赖于各项技术进步。这是由于飞机起降阶段噪声源很多，只有所有声源的降噪都取得一定进展，才能获得整体的降噪收益[157]。BWB出色的发动机噪声遮蔽能力以及发动机自身降噪水平的提高使BWB机体噪声更为凸显[11,157]，这主要来源于起落架和增升装置。

表6汇总了有望应用于BWB民机的降噪技术[7,123,154,158-170]。本文将其归纳为发动机改进设计技术、布局降噪技术、部件降噪技术和控制降噪技术4类，给出了具体技术措施及其设计矛盾，并基于美欧SAI项目的评估给出了部分技术的预期收益参考量。需要说明，由于概念设计阶段噪声评估难度大且噪声评估手段仍需完善，该收益仅可做参考。

表6 BWB民机降噪技术[7,123,154,159-170]Table 6 BWB civil aircraft noise reduction technology[7,123,154,159-170]

综合来看，降噪技术引入的设计矛盾主要有以下方面：一是降噪措施与燃油经济性之间的矛盾[7]，如大范围声衬的应用会在一定程度上造成重量增加和发动机效率降低；二是降噪要求与起降性能之间的矛盾[157]，如取消传统三段增升装置能够显著降低机体噪声，但可能需要更大的机翼面积、更高起降速度和更长的起降场长。实际上，在布局技术和发动机技术没有突破性进步之前，多数情况下是牺牲经济性来换取环保性，如，A380内段采用前缘下垂增升，这说明前缘下垂的气动损失(增升能力弱、更大的机翼面积)在降噪压力下被接受[157]。基于上述矛盾，NASA在新一阶段的亚声速固定翼项目(Subsonic Fixed Wing Project)[171]中便提出了寻求低噪同时保持飞机效率和排放实际方法的目标。

BWB作为新一代民机布局，本身就是一种技术革命，要实现降噪目标，核心在于尽可能提高飞机本体低速性能和发展更加安静、高效的动力系统。提高机体低速性能能够降低起降速度和推力要求并增加起降航迹可设计性，是全局降噪的最重要方面；发展安静、高效的动力系统是从发动机声源角度降噪的核心，在传统涡扇发动机涵道比难以进一步增大的背景下，涡轮-风扇分布式动力系统已成为发展重点，其与BWB布局的综合应用也已成为各类新布局中降噪潜力最大的组合，如SAI项目的SAX-40方案经评估有望实现NASAN+3降噪目标[157]。

作为新一代民机布局，低噪是BWB必须实现的目标之一，在概念设计阶段就应充分考虑降噪指标要求，这里仍以SAI计划和NASA ERA项目为例说明两种考虑噪声目标的总体设计策略。

SAI计划提出的Quasi-3D设计平台[74]，以燃油消耗和噪声特性组合作为优化目标，将低速性能评估纳入优化设计流程，将起降速度、航迹等参数用于噪声特性评估，实现了气动性能与噪声水平的综合优化。该设计策略的优势在于能够在概念设计早期就加入噪声约束，增大了降噪设计空间，但采用的噪声评估方法主要基于简化模型修正与经验估计[166]，评估结果可能与真实情况有较大差异，研究中需给予重视。目前，这种策略更适合用于概念预先研究，如SAX静音系列概念。

面向工程应用的概念方案设计可采用不同的策略，如NASA ERA项目。由于在概念设计阶段预测噪声的精度十分有限，采用高精度计算航空声学方法(CAA)的效率和成本又都无法接受，因此ERA项目没有将噪声指标纳入概念方案设计优化过程[11]，而是以机体和推进系统一体化的气动声学(PAA)[58]设计方法进行机体与超大涵道比发动机的集成设计，实现燃油消耗和发动机噪声综合最优，与此同时，在概念方案设计中评估多项降噪技术，如静音克鲁格、起落架整流罩、声学衬垫、垂直尾翼等[11]。这种设计策略更接近目前飞机设计流程，其噪声评估方式多为概念方案的风洞试验[128,172-174]，如图30[172]所示，试验方法对方案整体和特定技术的评估精度相对较高，更适合工程方案确认和关键技术研究。

图30 ERA项目发动机噪声遮蔽风洞试验[172]Fig.30 Wind tunnel test for engine noise shielding effect in ERA project[172]

民机降噪是一个精细设计、点滴积累的过程，降噪技术措施应以飞机安全性为前提，并与经济性、舒适性相协调，应进行起降航迹降噪设计对安全性影响评估，后上置动力系统对客舱噪声水平影响评估等。国内外[11,166]研究均表明，气动噪声的精确模拟和试验方法是降噪技术发展的前提，既有利于更清晰地分解和量化噪声源，又有利于更准确地预测和评价噪声水平。文献[58]对目前主流气动噪声计算方法进行了系统评述并提供了丰富的参考文献信息。在非常规布局噪声评估与试验方面，国内以西北工业大学和航空工业空气动力研究院为代表的团队进行了一系列较深入的研究工作，如图31所示的BWB布局发动机安装效应噪声试验。

需要指出，相比于总体、气动、结构等方面的技术积累，中国气动噪声发展水平仍相对较低，特别在风洞试验和飞行试验技术方面[154,175]，应在此方面进一步增大科研投入，以满足下一代民机日益严峻的降噪要求。

图31 BWB布局发动机安装效应噪声试验Fig.31 Engine installation effect noise test of BWB layout

4 BWB技术发展趋势

图32以部件集成度的视角给出了融合类布局的发展脉络及工程应用可行技术路径分析。综合考虑各相关专业技术进展和民机市场发展，BWB布局进入实际应用的发展趋势及路线应为：“次高度集成”向“高度集成”发展；低难度、低风险设计向高难度、高风险设计发展；满足基本设计要求的飞机产品向综合性能卓越的飞机产品发展，大致划分为4个阶段：① 从背撑式发动机布局向嵌入式/分布式布局发展;② 从V尾向无尾布局发展;③ 优先应用于货运/军用领域;④ 全面满足民机“新四性”要求。

图32 融合类布局发展脉络及工程应用可行技术路径分析Fig.32 Developing venation of blended-type layout and engineering application feasible technical path analysis

4.1 背撑式发动机布局向嵌入式/分布式布局发展

从目前的研究进展来看，虽然发动机背撑式布置会带来一定的阻塞面积和浸润面积增量，但对发动机要求较低，基于现有技术的大涵道比发动机便可使用，是一种低风险、较快速的技术发展路线。嵌入式/分布式动力系统对发动机技术、飞-发综合设计技术提出了很高的设计要求，集成度高，技术风险也相应增大。因此，背撑式布局仍然是BWB近期较快投入应用的首选方案，而嵌入式/分布式动力是布局发展的趋势，但目前仍需技术积累,如图33所示。

图33 背撑式发动机布局向嵌入式/分布式布局发展Fig.33 Development trend from podded-on engine layout to embedded/distributed engine layout

4.2 V尾向无尾布局发展

BWB布局现阶段采用V尾设计是针对其纵、航向操稳及起降配平问题的一种设计妥协，虽然合理设计的V尾能够最小化浸润面积增量，但依然会影响气动效率，如图34所示。随着新型小低头力矩增升装置、放宽静稳定度(RSS)设计[176]、主动控制技术[177]甚至矢量推力[16,76]技术的发展，BWB在操稳方面的先天劣势会不断得到弥补，V尾的作用将被其他技术措施取代，无尾布局BWB民机的实际应用值得期待。

图34 V尾布局向无尾布局发展Fig.34 Development trend from V-tail layout to tailless layout

4.3 优先应用于货运/军用领域

相较于客机需同时满足安全、经济、环保、舒适及适航符合性等要求，货运/军用BWB的设计难度相对较低。首先应用在货运及军用领域，在积累一定技术和经验后，再用于民航客机应是BWB布局较为可靠的发展途径。BWB相比于TAW布局天然具有装载空间宽大的优势，适合发展货运/军用型运输机[59-62]，但需要进行后体舱门与配平舵面的集成设计，如波音公司披露的军用型BWB采用的“蛤式”后体解决方案[79]，见图35。

图35 从货运/军用BWB向客运BWB发展Fig.35 Development trend from freight/military BWB to passenger BWB

4.4 全面满足民机“新四性”要求

下一代民机产品的研发须紧扣“新四性”要求。对于BWB民机而言，要更好地实现安全性，需要着力解决适航符合性问题，并且发展先进增升装置及飞控系统；要实现高经济性，需要进一步解决高-低速协调设计以及高效结构形式等问题；要提高乘坐舒适性，需要以人为本的客舱布置；要实现各类环保指标，需要在低噪声动力系统与起落架设计、清洁能源应用等领域继续深入研究。

要同时满足上述的“新四性”要求，目前的技术积累仍然不足，需继续大力发展。因此，BWB工程化应采用分阶段发展策略，近期的工程化发展目标应有所侧重，可在某些指标方面适当妥协，如起飞平衡场长，参考NASA ERA项目，待相关技术突破后，全面实现“新四性”目标。

5 结束语

在简要回顾翼身融合民机发展历史的基础上，分析了飞翼布局和翼身融合布局的概念差异，重点从技术挑战与对策角度对BWB民机总体气动关键技术进行了梳理和分析，突出了由气动布局演化产生的设计思想、设计方法、技术冲突等问题。

可以看出，BWB民机设计实质上是其气动优势与各类约束和要求之间的协调平衡过程，如何实现理论上的高气动效率是BWB布局设计的核心和难点。同时，也应看到，气动效率优势并不一定意味着经济性优势，新布局带来的生产线和机场设施更替成本、地勤维护及运营成本、风险成本、乘客接受度等都是航空公司需要综合权衡的决策要素，当然，噪声、排放等环保性指标也可能成为其换购新机型的推动力。归根到底，BWB等新布局需要具有较传统TAW布局足够大的综合优势之后，才可能被市场接受。

作为BWB等新布局发展的最大“竞争对手”，传统TAW民机在新技术和新材料的推动下，经济性、环保性、舒适性等方面也在不断提升，因此，鉴于TAW民机已有的设计-制造-运营-维护体系等全方位的优势，新布局要想打破其在民机市场的“垄断”地位，需要走的路还很长。这就包括飞机设计技术的突破，新技术的前瞻性应用，谨慎细致的风险评估等。

后续将在BWB民机市场前景及风险评估、总体综合设计、飞机-发动机集成、噪声抑制、先进结构、飞行演示验证等关键技术领域进一步开展研究。