三翼面验证机纯电方案设计

孔垂欢，吴大卫，谭兆光，潘立军，马茹冰，司江涛

中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210

随着绿色低碳成为世界经济发展的新导向，航空客运量的快速增长加剧了碳排放对环境的影响，国际航空运输协会（International Air Transport Association，IATA）联合航空工业界、科学界、政府和航空公司等专家共同制定了本行业2050 年CO2减排目标：到2050 年，航空运输业CO2排放总量比2005 年减少50%。商用飞机是航空运输业CO2减排的主战场，面临来自CO2减排的严峻挑战［1］。新能源、新布局相结合的设计概念将成为未来民用飞机设计领域解决碳排放的重要路径［2］。

在新布局领域，常规布局的商用飞机经历了数十年的发展，在气动效率、结构效率等方面的提升空间和潜力已经十分有限，桁架支撑翼（Truss-Braced Wing，TBW）、翼身融合（Blended Wing Body，BWB）、三翼面（Three-Surface Aircraft，TSA）等非常规布局成为民用飞机未来先进布局的新方向［3-4］。翼身融合布局已经积累30 年的研究［5-9］，具有较好装载能力、低噪声、与氢能源兼容等优点，但也存在飞机系列化发展困难、乘客对缺少舷窗不适应、应急撤离、非圆柱机身加压等问题［10］。翼身融合布局在支线飞机和窄体干线飞机油耗优势不明显，但在宽体飞机上有优势，相比传统的常规布局飞机可降低10.9%油耗［11］，该布局更适合大座级的宽体飞机。桁架支撑翼布局具有较大的展弦比、较薄的机翼以及较小后掠角［4］，对不同座级飞机均可实现较低的燃油消耗［12］。常规布局民航客机的展弦比受到结构限制，通常为9～10，桁架支撑展弦比可以做到20，较大的展弦比可有效降低诱导阻力，较薄的机翼可降低激波阻力，较小的后掠角利于机翼实现层流流动［13］，降低摩擦阻力。以波音公司主导的亚声速超绿色飞机研究（Subsonic Ultra Green Aircraft Research，SUGAR）项 目中［14-18］，桁架支撑翼可实现30%～50% 自然层流，相比常规布局可减小8%～12%燃油消耗［16］。桁架支撑翼相比传统布局，展弦比增大，当机翼面积不变时，参考弦长缩短，而实际运营过程中所需的重心移动距离不变，因而需要更严酷的重心包线，前重心工况应尽量降低配平损失。三翼面布局由前翼、主翼、尾翼3 个升力面构成，前翼产生正升力，可以减小升力配平损失，升力配平损失减小可达到10%，升阻比提升2.4%［19］。在保持合理的静稳定裕度前提下，通过增加前翼，主翼后移的布局方式，三翼面飞机得益于全包线的配平优势，巡航效率提升5.38%［20］，升阻比可提升4%［21］，起飞距离可缩短7%，抬轮速度减小3 kn（1 kn=1.852 km/h）［22］，具有较好低速起降性能。P180 是采用三翼面布局的现役通航飞机，实现了超过50%机翼弦长的自然层流分布，前翼采用5°下反角，避免下洗对主翼、发动机、平尾的干扰。在起飞状态下，配平升力损失约10%～20%，使用前翼参与配平，可获得正升力，使主翼面积减少［23］，运营成本下降30%［24］。三翼面构型可实现直接力控制，同时保持较高的空气动力学效率，在飞机上安装鸭翼会导致纵向稳定性问题，用最新的现代控制技术可以解决［25-26］。在支线飞机、窄体干线飞机上使用带前翼和桁架支撑翼的三翼面布局成为新的研究方向。

在新能源领域，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）［27］研究认为，电推进飞机可实现节能超过60%、减排超过90%、降噪超过65%的潜在收益。NASA 于2015 年提出了电动飞机发展路线图［28］，基于不同座级飞机应用场景，同步开展多条技术路线研究。针对波音737 干线飞机开展了后机身边界层推进器的单通道涡轮混电推进飞机（Singleangle Turboelectric Aircraft with Aft Boundary Layer Propulsion，STARC-ABL）研究［29］，采用机身边界层抽吸技术，翼吊两发传统涡扇发动机，尾部加装一台2.6 MW 电涵道风扇，提供1/3 巡航推力，电力系统效率可达到90%，轮挡油耗降低12%［30］。在当前阶段，锂离子电池由于较低的能量密度，约200～300 kW/kg［10］，难以满足支线航空市场出行需求，仅适用于短途出行，未来随着电池能量密度提升至750～1 000 kW/kg［27］，将具备进入支线航空市场的潜力。

缩比模型飞行试验是空气动力学研究的三大技术路径之一，可研究和验证原型机的本体气动特性、危险边界、新布局和新技术，具有周期短、风险小、成本低的优势［31-32］。NASA 开展了一系列缩比验证机试飞［33］，根据验证目的，可以大致分为两类：一类是技术验证，以新概念、新布局、新技术探索和验证；另一类是系统功能验证。基于缩比验证机试飞，可以较低成本开展新布局、新能源的技术探索，为未来民机预研提供技术储备，以及总体方案论证提供依据。

为了探索三翼面、桁架支撑翼、分布式动力等具有降低油耗潜力的先进布局技术，以及纯电等减小碳排放的新能源架构，设计并制造了三翼面验证机，代号“乘风2.0”，开展试飞验证。

1 三翼面验证机描述

1.1 三翼面验证机参数

“乘风2.0”三翼面验证机，采用了大展弦比桁架支撑翼、三翼面的新布局，考虑到验证机未来发展成为混电、混氢平台的拓展性，动力系统采用两套推进系统，分别是机翼分布式推进系统、机身尾部推进系统，为了减小尾翼与尾部推进系统干扰，尾翼使用双垂尾布局。

前翼+主翼+尾翼的布局使得飞机具备本体大迎角改出能力，尾部动力系统导致重心靠后，尾翼力臂较短，同时分布式动力产生低头力矩，配平升力损失较大，通过前翼与平尾协调偏转实现飞机纵向配平，减小配平升力损失和配平阻力。前翼采用下单翼、下反角9°，主翼采用上单翼，减小前翼下洗影响。主翼采用桁架支撑翼形式，展弦比达19，同时机翼的翼型较同等重量的悬臂梁式机翼做的更薄，对于实现自然层流更为有利。机翼采用NACA 低速翼型优化后的翼型，具有较好失速特性和最大升力系数。

“乘风2.0”三翼面验证机最大起飞重量200 kg，最大飞行速度200 km/h，设计参数见表1，验证机三视图见图1。以未来中小型通勤飞机为背景机，在布局上兼具发展成为大型商用飞机的潜力，可以实现灵活动力配置，兼容纯电、油电混合动力与氢电混合动力。

图1 “乘风2.0”三翼面验证机三视图Fig.1 Three-view of three-surface verification aircraft of “Windrider 2.0”

表1 三翼面验证机总体参数Table 1 General parameters of three-surface verification aircraft

1.2 三翼面纯电架构

三翼面构型验证机采用纯电构型开展试飞工作，尾推采用2 个电池单体串联，单块电池容量35 000 mA·h，推进架构见图2。分布式推进使用10 组螺旋桨动力单元，2 个电池单体并联驱动5 组动力单元，单块电池容量35 000 mA·h，推进架构见图3。当单组电池失效时，该分布式动力架构的不对称推力为内侧单元L5 或R6 推力，为常规双发布局飞机的1/5，且不对称推力力臂（10%半展长）远小于翼吊发动机布局（30%～40%半展长），可减小90%不对称推力力矩，减小垂尾面积和操纵舵面偏度，降低飞行器试验风险。

图2 尾推动力能源架构Fig.2 Tail propulsion energy architecture

图3 分布式动力能源架构Fig.3 Distributed power energy architecture

1.3 三翼面验证机重量

三翼面验证机大面积采用复合材料，除了承力严酷区域，比如翼台、桁架撑杆、内外翼连接、起落架连接区域采用铝合金，其余均使用复合材料，以此来减轻空机重量（Operating Empty Weight，OEW）。验证机重量详细结果见表2和图4。

图4 空机重量、电池、商载与最大起飞重量比例Fig.4 Fractions of OEW，battery，payload to maximum takeoff mass

表2 验证机重量组成Table 2 Verification aircraft weight

纯电构型在飞行过程中重量没有变化，滑行重量、着陆重量均和起飞重量保持一致，这与传统燃油飞机差别较大，对起落架结构强度设计提出了更高的要求，需要开展起落架落震试验来检验起落架强度。

验证机空机重量占比约65%，电池重量占比22%，电池电量13.4 kW·h，能量密度约225 W·h/kg。

2 三翼面布局气动特性分析

2.1 三翼面布局纵向操纵特性

通过CFD 计算前翼升降舵（Canard Elevator，CE）、尾翼升降舵（Elevator，ELE）不同偏度组合工况的纵向力矩，研究三翼面布局气动特性。

前翼与平尾单独推杆与组合推杆对干净构型纵向力矩的影响如图5 所示，图中：CE30_ELE-30 为前翼升降舵下偏30°、尾翼升降舵上偏30°工况，其他工况类似。

图5 前翼尾翼组合推杆力矩系数曲线Fig.5 Moment coefficient curves of canard and horizontal tail combined deflection for push stick

在较大迎角范围内，无论组合推杆还是前翼、尾翼升降舵单独推杆，均未出现反操纵现象，在失速迎角附近，具有正常的推杆改出能力。前翼升降舵的大迎角推杆改出能力明显优于尾翼推杆工况，在广泛的迎角范围内舵效维持了较好的线性度；而平尾在大迎角区域推杆加剧了分离，导致舵效显著下降，中小迎角范围内平尾升降舵推杆舵效是前翼的1.5～2 倍。

前翼与平尾单独拉杆与组合拉杆对干净构型纵向力矩的影响如图6 中的计算结果所示。可以看出平尾的拉杆舵效在中小迎角内达到前翼2 倍甚至更高，这一优势在大迎角与大舵偏状态更加明显。但过大的升降舵上偏导致的负升力会造成配平最大升力系数的显著降低。在迎角超过15 °时，前翼比尾翼提前失速，增强了飞机本体大迎角失速改出特性，大迎角拉杆主要由尾翼完成，但在中小迎角前翼仍可增加操纵性，该状态下具有很强的纵向静稳定性。若平尾升降舵进一步上偏，可以继续增大飞机的的配平迎角，但主翼开始产生分离，因此总升力系数不会继续增加。

图6 前翼尾翼组合拉杆力矩系数曲线Fig.6 Moment coefficient curves of canard and horizontal tail combined deflection for pull stick

2.2 三翼面布局收益论证

桁架支撑翼相比传统布局，展弦比较大。常规布局民航客机的飞行重心范围为10%～40%参考弦长（Mean Aerodynamic Chord，MAC），即巡航参考点（25%MAC）前后±15%MAC 范围，展弦比增大1 倍后，若机翼面积不变，则参考弦长缩短约30%，重心前后限范围从常规布局的30%MAC 扩展至42%MAC，配平严酷的前重心为巡航参考点的-21%MAC。

图7 分析了前翼、尾翼单独配平的收益，可以看出随着迎角增大、重心前移，尾翼产生的配平升力损失增大，而前翼产生的配平正升力收益变大。在较大升阻比的4°迎角，典型巡航重心25%MAC 工况下，尾翼偏转将导致配平升力损失4%，使用前翼可增加3%配平正升力，即验证机有前翼（三翼面布局）相比取消前翼（无前翼布局）可获得最大7%的配平升力收益。在常用的8°起飞迎角工况，可获得配平升力收益10%，前重心可获得配平升力17%收益。前翼参与配平，可在全重心包线范围内，均获得正升力收益，特别是前重心工况下，优于单独尾翼配平的方案。

图7 配平升力随重心移动变化曲线Fig.7 Curves of trim lift coefficient with the change of center of gravity

按照相同尾容量约束，分析验证机的三翼面布局与无前翼布局（平尾+主翼）的尾翼部件在零升阻力和重量上差异。假设前翼与平尾的力臂相同，即三翼面布局的前翼+平尾面积等于无前翼布局的平尾面积，详见表3。验证机前翼和尾翼总重量2.67 kg，根据尾翼面密度可得出无前翼布局的平尾重量为2.4 kg，即相比无前翼布局，三翼面布局的前翼+尾翼部件共增重10%。采用经验公式［34］，亦得出三翼面布局的前翼+尾翼部件增重15%，尾翼占起飞重量比例约2%［34］，即全机增重约0.3%。

表3 2 种布局的零升阻力和重量对比Table 3 Comparison of zero-lift drag and weight between the two empennage layouts

对于民用飞机，减阻减重主要收益是增加航程，根据航程估算公式，建立减阻减重换算关系，见表4。根据燃油飞机布雷盖航程公式［35］，以及电动飞机航程公式［36］，当起飞重量小幅增加时，飞机航程与起飞重量变化近似为线性关系。采用前翼+尾翼布局方案导致起飞重量增加0.3%，即航程减小0.3%，等效于增加阻力1.2count。

表4 减阻减重与航程换算关系Table 4 Change of range caused by the reduction of drag and weight

根据阻力估算公式［34］，三翼面前翼+尾翼部件零升阻力相比无前翼布局增加1.4count，同时使用OpenVSP 零升阻力分析模块，计算得出零升阻力增加了0.5count～1count。即前翼+尾翼部件的等效阻力增量达2.6count。

前翼对主翼存在下洗，文献［37］给出了前翼对主翼下洗梯度数据，根据验证机前翼、主翼的实际安装位置和尺寸，计算得出下洗导致主翼升力损失0.5%，诱导阻力增加3.5count。同时使用Open-VSP 涡格法气动分析模块，计算得出前翼下洗导致主翼升力损失0.4%，诱导阻力增加4count。

图8 给出了三翼面布局的阻力和升阻比收益，随着配平重心前移，前翼配平升力系数增大，导致前翼诱导阻力增大，但仍小于无前翼布局阻力。考虑前翼方案带来的零阻、下洗、增重，中间重心减阻收益仍有19.7count，巡航升阻比增大3%，前重心时升阻比增大至3.4%～3.7%。

图8 阻力和升阻比收益曲线Fig.8 Comparison of drag and lift-to-drag ratio

3 三翼面验证机纯电架构飞行验证

3.1 三翼面验证机试飞任务剖面

三翼面验证机本次试飞主要开展动力架构验证、前翼尾翼舵效比例、分布式动力可达最大空速测试、最大滚转角速率科目试验。考虑飞行试验安全，模型飞行试验高度不宜过高，需保证地面操纵人员肉眼可见的高度范围，一般＜1 200 m，选择500 m，试飞任务剖面见图9。

图9 试飞任务剖面Fig.9 Flight test mission profile

3.2 三翼面验证机试飞

本次试飞为三翼面验证机首次飞行，未搭载商载，起飞重量为175 kg，开展了前翼尾翼舵效比例、分布式动力最大速度等科目试飞，图10～图12 为试飞照片。

图10 “乘风2.0”三翼面验证机地面调试Fig.10 Ground test of three-surface verification aircraft of “Windrider 2.0”

图11 “乘风2.0”三翼面验证机起飞Fig.11 Takes off of three-surface verification aircraft of“ Windrider 2.0”

图12 “乘风2.0”三翼面验证机科目试飞Fig.12 Flight test of three-surface verification aircraft of “Windrider 2.0”

本文通过监测电机的电压电流，获取电机输入功率。由于尾推动力在空中关闭后处于风车状态，尾推转速与功率的关系难以准确测量，因此本文主要针对分布式动力开展分析。巡航时，分布式油门100%，转速为10.7×103r/min，总功率为24 kW，总推力约43 kgf（1 kgf=9.8 N），分布式动力最大可达的平飞空速为45 m/s，即162 km/h。

根据图13 和图14 可以得出，分布式动力随着空速增大，推力衰减较快，产生相同推力所需功率增大，相同空速条件下，推力随着输入功率线性增长。

图13 分布式动力功率与转速曲线Fig.13 Distributed power and speed curves

图14 分布式动力功率与推力曲线Fig.14 Distributed power and thrust curves

图15 可以看出，巡航速度达到45 m/s 时，飞机总功率达到20 kW，速度降至35 m/s，总功率降至8 kW。图16 可以看出，本次试飞升力系数集中在0.4～0.8 附近，大迎角升力系数约2.2～2.3，失速迎角约为16°～17°，与仿真结果匹配较好。试飞表明飞机失速性能较好，失速改出姿态较好。

图15 分布式动力功率与空速曲线Fig.15 Distributed power and airspeed curves

图16 验证机试飞和仿真升力系数对比曲线Fig.16 Comparison of lift coefficient between flight test and CFD simulation

主要试飞参数和数据见表5，验证机试飞的最大速度达到203 km/h，最大过载2.2g，获得了尾翼和前翼舵效的比例约1.8～2，与设计值一致。

表5 验证机飞行试验主要结果Table 5 Main flight test results of verification aircraft

3.3 三翼面验证机巡航性能

通过飞行过程中实时监测分布式动力和尾推动力电压电流，通过监测机载全球定位系统（Global Positioning System，GPS）数据得到飞行轨迹，通过计算可以得到飞行过程中各阶段的电量消耗比例，见图17，巡航阶段耗电量最大，下降和爬升能耗占比接近，起飞阶段仅占比2%。

图17 试飞各阶段耗电量占比Fig.17 Proportion diagram of power consumption in each stage of flight test

本次试飞耗电量为1.23 kW·h，尾推能耗为分布式能耗的46%，约占全机能耗1/3，根据图18 和图19 可以得到，全机巡航公里能耗为0.126 kW·h/km，最大功率出现在起飞阶段为45 kW，是巡航功率的2 倍。

图18 试飞各阶段的千米能耗Fig.18 Comparison of energy consumption per kilometer in each stage of flight test

图19 试飞各阶段的平均功率Fig.19 Comparison of average power in each stage of flight test

验证机总电量为10 kW·h，预留20%为应急储备电量，以45 m/s 巡航时，航程可达到55 km，飞行时长可达21 min。通过降低巡航速度到35 m/s，降低飞行所需功率至8 kW，则全机巡航公里能耗降至0.065 kW·h/km，航程可进一步增加至112 km，航时56 min。

4 结论

本文采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）和工程估算开展了三翼面布局操纵特性分析、气动收益论证，给出了验证机重量占比、分布式动力与能源架构设计以及初步试飞结果。

1）前翼升降舵的大迎角推杆改出能力明显优于尾翼推杆工况，在广泛的迎角范围内舵效具有较好的线性度；而平尾在大迎角区域推杆加剧了分离，导致舵效显著下降，中小迎角范围内平尾升降舵推杆舵效是前翼的1.5～2 倍。

2）验证机的三翼面布局，相对于其取消前翼的布局，前翼+尾翼部件增重10%～15%，全机增重约0.3%。前翼参与配平后，验证机的三翼面布局，相对于其取消前翼的布局，在4°迎角可获得约7%配平升力收益，考虑前翼方案带来的零阻、下洗、增重的不利影响，仍能获得19.7count减阻收益，巡航升阻比提升3%，前重心时升阻比增大至3.4%～3.7%。

3）分布式动力架构可减小90%航向不对称推力力矩，减小垂尾面积和操纵舵面偏度。验证机空机重量占比约65%，电池重量占比22%，电池能量密度约225 W·h/kg。验证机最大功率出现在起飞阶段为45 kW，是巡航功率的2 倍；45 m/s 巡航所需功率约20 kW，巡航能耗为0.126 kW·h/km，35 m/s 巡航所需功率8 kW，巡航能耗为0.065 kW·h/km，航程可达112 km，航时56 min。

但与此同时，三翼面布局新增前翼操纵面，增加了机体结构设计、控制律设计复杂度，同时民航客机机头侧面常用于安装大气传感器，前翼会干扰传感器区域流场，导致大气传感器布局设计复杂度增加，需要多方面权衡论证。

致 谢

当前阶段已经完成三翼面验证机一阶段试飞，后期将进一步开展新布局控制律、混电/混氢改装和试飞验证，感谢中国商飞上海飞机设计研究“追风工作室”全体成员的辛苦工作。