流线型民用飞机机头外形的参数化设计方法研究

王 磊，陈学刚

（上海飞机设计研究院，上海 200126）

1 引言

放眼国际航空市场，流线型民用飞机已成为潮流和趋势，C919、B787等飞机的靓丽外形已获大众认可，如图1所示。而机头设计涉及多个专业，包括内部布置、结构设计、制造加工、气动设计、噪声、适航要求［6］以及曲面定义［7］等，约束关系极其复杂，外形建模难度大。

图1 C919飞机外形（左）B787飞机外形（右）Fig.1 C919 Aircraft Shape（Left）B787 Aircraft Shape（Right）

按照民用飞机研制程序［5］，飞机方案逐步细化，尤其进入初步设计阶段以后，飞机三面图已确定，飞机机头长度、与机身连接处的截面形状等已基本明确，需对飞机机头外形进行精细化设计。

在该阶段，需在满足各类约束的前提下，开展大量的机头外形建模-CFD/风洞试验验证-优化外形建模的迭代工作。但受限于型号研制进度，机头外形建模和优化工作需要快速高效，而传统的点-线-面的设计方法已无法满足型号需求。

2 优化目标

为实现快速高效优化的工作目标，现使用达索公司CATIA软件，采用保凸性好的二次曲线［8］，通过综合权衡考虑流线型机头的各类约束，提取机头特征参数，采用参数化建模，可确保在短时间内，在满足各项约束的前提下，通过调整核心参数变化，快速更新飞机机头模型，确定多套机头外形方案，并行开展CFD/风洞试验，以便优中选优，大大缩短飞机机头优化时间。

3 约束条件

各专业约束均会对机头外形设计产生影响，而各项约束之间也会出现相互矛盾，因此需要综合权衡，在矛盾中寻求一种设计的平衡。

3.1 气动与噪声约束

飞机飞行过程中需确保机头流场分布均匀，且流动从机头到机身应保持持续和稳定加速。在典型巡航状态下，需要控制超音速区的最大马赫数，以避免明显激波产生；在非设计点状态，需要有效控制机头超音速区的位置和强度，不仅需考虑纵向流动，还需重点考虑气流横向流动的影响，避免出现压力分布不均匀，局部激波突出的情况，以及强激波诱导分离产生噪声。

3.2 驾驶舱空间约束

由于驾驶员将在机头空间内操控飞机，设计时需重点考虑驾驶舱人机工效，以驾驶员眼位为中心，充分考虑风挡视野面积、机组头部空间要求、眼位距风挡距离、眼位距驾驶舱后壁板距离等参数，确保内部空间分配合理，如图2所示。

图2 驾驶舱示意图（侧视图）Fig.2 Cockpit Schematic（Side View）

3.3 飞行员视觉约束

飞机外形决定了风挡玻璃的外形，为保证飞行员视野和风挡玻璃的可制造性，一般飞机的风挡玻璃采用的是平面风挡。而在流线型飞机机头设计中，风挡不可避免地被设计成为曲面风挡。通常一般情况下，需将风挡曲面设计成单曲度曲面，以尽可能使主风挡具有较好的光学品质，降低风挡加工难度，同时也避免曲率变化带来视觉变形问题。

3.4 制造与设备安装

为易于制造，需确保机头外形曲面的高品质，即控制好外形曲面曲率，避免出现曲率过于突变的曲面，同时也需考虑内部空间布置，如电子飞行包等设备，如图3所示。

图3 电子飞行包安装位置示意图（侧视图）Fig.3 Installation Position of Electronic Flight Bag（Side View）

4 机头外形参数化

与传统的参数化方法不同［1-2］，本方法不是简单地定义产品既有的、直观可视的外形参数，也不是仅仅考虑气动性能、空间布置等单一约束条件来评判设计好坏。而是采用系统工程理念，全面捕获机头设计的各类需求和输入条件，聚焦于在复杂约束中提炼并自定义影响飞机整体性能参数。考虑到在初步设计阶段，飞机三面图已基本确定，等直段参数以及飞机的长细比已明确，现主要探讨机头外形设计中的其他重要参数。

4.1 机头前点参数化分析

机头低头角定义为机头末端截面上半圆圆心与机头最前点的连线，与水平线形成的夹角，如图4所示。

图4 低头角定义Fig.4 Definition of Bow Angle

4.2 眼位与座椅参数化分析

从眼位与座椅的参数关系中提取出重要参数，分别是风挡脊线倾角、眼位到风挡的距离，如图5所示。

图5 设计眼位与座椅几何关系Fig.5 Design Eye Position and Seat

4.3 轮廓线参数化分析

将机头轮廓从侧视和俯视两个视角进行分析，设计出上零纵线、下零纵线、最大宽度线。考虑到轮廓线上的约束点较少，采用了保凸性能较好的二次曲线绘制，并将二次曲线的特征参数进行提取，机头各参数间的约束，如图6所示。

图6 机头参数之间的约束Fig.6 Constraints Between Head Parameters

5 曲面设计流程

参考各类飞机总体设计［8-10］和曲面设计方法［3-4］，结合流线型飞机机头外形特征，本方法的设计流程如下：

（1）分块。依据飞机外形轮廓，对机头外形的合理分块进行曲面设计，基本分块原则为：在满足要求的情况下，尽量分块数量最小，便于调整参数提高曲面质量。

（2）风挡成形。考虑到风挡成形约束条件较多，优先设计风挡玻璃。为便于制造和不影响飞行员视角，风挡尽量以直纹面的形式，设计为单曲风挡，从气动角度上，风挡的水平后掠角和垂直后掠角尽量大，曲率变化尽量缓慢，不仅可以减小气动阻力，而且会增加风挡抗击鸟撞的能力。但是后掠角大并且曲率变化快，会造成折射和视觉变形增大，需综合考虑视觉变形与气动阻力的特征参数匹配问题。

（3）整体成形。外形成形方法尽可能沿顺流线方向进行扫略，以保证成形品质。同时优化各控制点站位，对截面控制线进深入优化，确保各面间的切矢连续，如图7所示。

图7 飞机外形曲面分块方式Fig.7 Plane Surface Segmentation

6 多方案优化

采用本参数化方法设计出多套机头设计方案，先通过CFD计算优选出3套设计方案，再将3套方案进行风洞试验，完成最终机头方案优化，相关试验数据已作处理。

6.1 通过CFD计算优选方案

由于机头驾驶舱、雷达罩、E-E舱等内部空间约束条件的限制，3套方案的参数选取，如表1所示。

表1 参数选择Tab.1 Parameter Selection

6.2 CFD计算

按照上述参数完成飞机机头设计，并在CFD软件中建模分析，如图8所示。对优选机头进行测压试验，从上零纵线位置纵向测压曲线上看，三套方案都能很好的控制风挡区的气流加速，同时能控制气流在最大加速区后压力的缓慢恢复，即机头的风挡后面区域均未出现强烈的吸力峰，如图9所示。从压力分布曲线上看，风挡区为整个机头气流加速最快的区域。优化机头风挡区的气流加速较为缓和，对风挡区气流的控制能力较强，如图10所示。从不同攻角下的飞机稳定性分析，各机头方案在巡航马赫数Ma=0.785、各攻角下的纵向测压曲线图，如图11所示。可以看出每个机头在巡航攻角附近均具有很好的稳定性，权衡分析确定出最优方案。

图8 CFD计算结果Fig.8 CFD Calculation Results

图10 在60°和110°位置的测压曲线Fig.10 Pressure Curves at 60° and 110° Degrees

图11 在Ma=0.785不同攻角下、在α=3°不同马赫数下上零纵线纵向测压曲线对比Fig.11 Comparison of Longitudinal Pressure Measurement Curves of the Upper Zero Longitudinal Line at Ma=0.785 Different Angles of Attack and α=3° Different Mach Numbers

6.3 风洞试验

根据测压实验结果，通过油流试验再次确认。试验马赫数为Ma=0.785 和Ma=0.82，在每个马赫数下选取攻角α=3°和α=6°。从油流试验上看，2个机头在试验状态下均未发现流动分离及激波，进一步验证了测压试验，如图12所示。

图12 Ma=0.785，α=3°、Ma=0.785，α=6°，黑色油流示意图Fig.12 Ma=0.785，α=3°，Ma=0.785，α=6°，Black Oil Flow Diagram

7 结论

（1）结合CFD计算和风洞试验结果进行总结，各项参数中，低头角和最大宽度线对飞机气动影响最大。一般情况下，低头角越大，机头驾驶舱顶部的局部气动特性越好；最大宽度线参数变化对飞机三维流动影响较大，其余参数的主要作用在于优化微调。（2）本设计方法大大缩短了方案优化迭代的时间，进而降低项目研制成本，现已在型号应用中确认验证。后续将随着飞机研制经验的增加而不断优化，逐步形成了一套通用的民用飞机机头外形优化设计理论和方法。