原创 航空小筑的方方 2024-09-24 09:24 广东
回不去的童年，摘不下的金箍，不过至少梦想还在。
“玄鸟”超声速公务机设计方案
一．应用场景和需求目标
本方案的设计目标，是在10年内定型服役的一种超声速公务机。基于这一目标，本方案将尽量采用现有成熟技术，同时参考当前仍在验证阶段的先进超声速飞机相关技术概念（例如X-59），利用综合设计来达成预期目标。
需求目标
基于以上的场景想定，对“玄鸟”超声速公务机设计方案提出以下总体需求：
1， 尺寸相当于湾流G650ER级别。
2， 标准载客人数10-20人，货舱容积20m³。
3， 巡航马赫数2，允许加速过程中开加力，以缩短加速时间并节省加速段燃油。
4， 起飞不开加力，离地速度不大于270km/h，滑跑距离2000米以内，噪声水平达到民航三级标准。
5， 要求本机载油量不小于25000kg，最大载油量时载油系数50%左右，续航距离不小于9000km。
6， 巡航段噪声低于协和客机。
二.外形设计
1，痛点分析
超声速客机面临的最大矛盾，来自于高低速飞行对飞机基本设计的几乎相反的要求。协和客机所面对的问题，以及遭到的各种限制，根源都是来自于此：
1）为了保证超声速飞行而选择的机翼，低速时升力系数低，需要更大的起飞迎角和更快的起飞离地速度，以保证在限定的跑道长度内起飞。
2）由于起飞迎角太大，机头遮挡视线，不得不增加机头下垂机构来改善视界。
3）由于协和客机过高的起降速度，导致该机只能在大型机场起降。为了在限定跑道长度内加速到起飞速度，不得不使用加力，带来严重的噪声污染。而大型机场都位于人口密集城市周边，对噪声水平管控更加严格。两者结合，导致协和客机被大多数机场拒之门外。
4）音爆带来严重噪音污染，严重限制超声速客机的航线，亟需降低音爆强度。
因此，在本方案中，解决高低速飞行对飞机基本设计要求的矛盾是第一优先级，次优先任务则是降低音爆强度。
2，痛点解决思路
1）利用推力矢量提供推力升力，减少机翼载荷。
2）利用连接翼构型来折中高低速飞行的要求。
3）引入X-59的设计理念，使用激波杆将一个强的正激波分解为多个弱的斜激波，从而达到降低音爆强度和波阻的目的。
3，总体布局
1)基本布局
本方案采用连接翼+后置T形尾翼布局（图1-1/-2）。
针对上述解决思路，本方案具有如下具体特点：
a)高速减阻：
前翼和后翼均采用薄翼型（平均相对厚度5%），以降低高速飞行的阻力；
前翼和后翼均选择中等后掠角和展弦比，以适应高速飞行的要求，并折中考虑低速飞行要求；
前翼翼根整流罩和后翼翼根填角，结合机身和发动机短舱的横截面积分布，按跨声速面积律设计，降低跨声速波阻；
利用连接翼特点，缓解超声速后机翼焦点后移幅度，减小高速配平阻力；
选用T形尾翼，利用后掠垂尾加大平尾的尾臂，以增强配平能力，减小高速配平阻力；
b)低速增升（图2/3）：
前翼采用前缘缝翼和后缘三缝襟翼设计，最大限度增升；后翼以及平尾则产生正升力，加上发动机推力垂直分量，配平前翼的高升力,其总升力并不低于放襟翼增升的大展弦比机翼。
c)结构强度保证：
连接翼设计可以在不明显增重的前提下大幅提高薄翼型机翼的结构强度。同时本方案前后翼均采用干翼设计，不设机翼油箱，以保证结构强度。这也是本方案最终选择翼尖发动机吊舱布局的重要基础。
d)降噪与减阻：
根据X-59的初步验证结果，通过将强的正激波分解为多个弱的斜激波，可以极大地降低音爆水平，同时减小超声速波阻。但X-59的超长机头明显不利于飞机地面运作，因此本方案参考了弹道导弹的激波杆设计，设计了一个可伸缩的激波杆，在超声速时向前推出，以分解正激波、并将前后翼均置于激波锥之内（图13）；而在亚声速飞行/地面运行时又可收回，减小外形尺寸，增强对保障设施的适应性。
X-59验证机
2）舱室总体布局
本机从功能上分为6个主要舱室模块，包括：驾驶舱，前设备舱，增压客舱，油箱，货舱，后设备舱。（图4）
a)驾驶舱（图5）
本方案采用双人制机组，玻璃化驾驶舱，除备用基本仪表外全部采用大型显控屏显示与控制。由图5可见，飞行员视野良好，有利于飞机安全起降。
b)前设备舱
前设备舱位于机头和驾驶舱下部，布置有主要航电设备和激波杆及其收放机构。
c)增压客舱（图6）
客舱位于中机身上部，典型布置为每排两座宽间距设置，含飞行和空服共载员18人。客舱过道最大高度为1.8米。
d)油箱
本方案油箱全部布置在中机身和后机身下部，共设置7个独立油箱。1、7号兼做配平油箱，用于主动调整飞机重心，适应亚/超声速飞行时焦点移动，减小配平阻力。油箱总容积49850升，载油38520千克。
燃油兼做冷却介质，通过中央油泵驱动，解决超声速巡航时气动加热以及航电设备本身散热问题。
e)货舱
货舱设置于后机身段，同时兼做隔音舱段。
f)后设备舱
主要安装以APU为主的一些高噪声、高振动设备，远离客舱段，以改善乘座品质。
3).起落架系统
本方案采用前三点式起落架（图7）。
前起落架为并列双轮支柱式结构，向前收起。前轮尺寸为440x125mm。为了进一步改善飞机的起飞性能，本方案的前起落架减震支柱在起飞阶段可以主动伸长，为飞机提供额外2.2°的迎角。
主起落架为向内收起的串列双轮支柱式平衡小车结构，向内收起。主轮尺寸为732x270mm。设计上参考了米格-23和F-22的主起落架结构（图8-1/-2）。
4.发动机系统（图9）
1)发动机选型：
选用两台加力式涡扇发动机，要求加力推力181kn，最大推力98kn。
2)发动机构型：
本方案采用倾转发动机设计来改善飞机起降性能，减小机翼的增升难度。由于倾转发动机仅用于起降时提供推力升力，因此控制要简单得多，由此带来的额外增重也要少得多。
3)发动机布局:
倾转发动机需要考虑的另一个问题时推力矢量带来的配平问题。为了减少由此带来的配平载荷，发动机应尽量靠近飞机重心。
本方案采用翼尖旋转发动机吊舱布局，通过翼尖吊架旋转来控制发动机推力方向，仅限于起降阶段偏转到固定角度（30°），转入平飞或前起落架接地后发动机短舱转回水平状态。发动机短舱布置于重心附近，位于前后翼翼根之间，避免全机横截面积分布在发动机位置急剧变化，以满足跨声速面积律要求，减小跨声速阻力。
翼尖布置发动机的另一个优点是，发动机远离客舱，其传递至客舱的振动水平和噪声水平要远低于当前典型的翼吊和尾吊发动机布局，从而满足公务机旅客对舱内噪声的苛刻要求。
4)进气道和发动机短舱：
进气道采用带水平压缩斜板三波系超声速进气道，以提高发动机总压恢复，保证高速飞行的推力需求，同时水平斜板还能在超声速飞行时提供部分升力，减小平尾的配平负担（阻力）。
发动机短舱左右各有一个梭形整流体，其设计目的如下：
a)内侧整流体容纳：前后翼连接结构；发动机吊挂和转动结构；
b)两侧整流体尾部容纳：收/扩喷管和反推作动机构；
c)配合机身整流罩，调整全机横截面积分布，使之更适合跨声速面积律要求；
d)短舱尾部整流减阻。
5.飞控系统
本方案采用电传飞控系统，以实现以下目标：
1）解决起降时由于发动机推力矢量偏转引起的操纵复杂化问题。
2）解决飞机从亚声速过渡到超声速飞行时操纵特点和操纵品质变化的问题。
3）对于渐进式的重心或焦点移动带来的飞机姿态改变，主要考虑由配平油箱调节，只有需要比较大幅度或者快速响应时，才优先由气动操纵面加以控制，以减小配平阻力。
4）所有额外的辅助操纵，由飞控系统完成，实现对飞行员透明化，从而降低飞行员培训难度和减少额外培训费用。
6.技术数据
尺寸数据：
全机长（m） | 39.35 |
机身长（m） | 34.42 |
机身最大宽度（m） | 2.94 |
翼展（m） | 27.40（含发动机吊舱） |
全机高（m） | 8.77 |
前翼参考面积（㎡） | 87.54 |
前翼前缘后掠角（°） | 40.35 |
前翼展弦比 | 3.46 |
后翼参考面积（㎡） | 75.14 |
后翼前缘前掠角（°） | 29.45 |
后翼展弦比 | 4.03 |
平尾翼展（m） | 8.52 |
平尾面积（㎡） | 24.39 |
平尾前缘后掠角（°） | 52.20 |
平尾展弦比 | 2.98 |
垂尾面积（㎡） | 12.68 |
前主轮距（m） | 10.08 |
主轮距（m） | 5.38 |
重量估算数据：
机身重量(㎏)： | 6733 |
前翼+后翼重量(㎏)： | 4443 |
平尾重量(㎏)： | 745 |
垂尾重量(㎏)： | 282 |
起落架重量(㎏)： | 3053 |
以上合计为结构重量(㎏)： | 15257 |
动力装置重量(㎏)： | 7830 |
飞控重量(㎏)： | 499 |
液压冷气系统重量(㎏)： | 873 |
固定设备重量(㎏)： | 5000 |
飞机空重(㎏)： | 29459 |
载油量(㎏)： | 38520 |
商载(㎏): | 3000 |
飞机正常起飞重量(㎏)： | 70979 |
起降性能估算（正常起飞重量）：
重力加速度(m/s^2） | 9.8 | 大气密度（kg/m³) | 1.225 |
发动机总推力(kn) | 196.00 | 起飞时发动机倾角（°） | 30 |
飞机起飞重量（kg） | 70979.30 | ||
起飞迎角（°） | 5.00 | 起飞阻力系数 | 0.15 |
前翼面积（放襟翼）（㎡） | 109.40 | 前翼升力系数（放襟翼） | 1.10 |
后翼面积（放襟翼）（㎡） | 75.14 | 后翼升力系数（放襟翼） | 0.70 |
离地速度（km/h) | 262.03 | 滑跑距离（m） | 1592.05 |
飞机着陆重量（kg） | 70979.30 | ||
两点滑跑阻力系数 | 0.15 | 三点滑跑阻力系数 | 0.08 |
主轮接地速度（km/h) | 248.93 | 两点滑跑距离（m） | 127.50 |
前轮接地速度（km/h) | 236.48 | 三点滑跑距离（m） | 660.02 |
着陆滑跑距离（m） | 787.52 |
续航性能估算（正常起飞重量）
条件说明：
1） 发动机耗油率使用F119发动机的数据，即正常耗油率0.062kg/n.h，加力耗油率0.185kg/n.h 。
2） 巡航段发动机推力以升阻比反推，升阻比取协和客机最大升阻比8，飞机重量取半油状态53645kg，即巡航所需推力为6705kg。
3） 因缺乏发动机推力曲线数据，爬升段以全加力状态飞行10分钟计，下滑段以平均推力98kn匀减速计。
4） 地面滑行耗油按总油量5%计，着陆余油按总油量10%计，实际可用油量为33048kg。
爬升时间（h） | 0.16 | 爬升耗油量（kg） | 10732.96 | 爬升段航程（km） | 147.69 |
巡航时间（h） | 4.48 | 巡航耗油量（kg） | 18243.73 | 巡航段航程（km） | 9513.85 |
下滑时间（h） | 0.67 | 下滑耗油量（kg） | 4070.92 | 下滑段航程（km） | 711.78 |
总航程（km） | 10373.33 |
噪声水平估算
通常喷气发动机的噪声水平（1米处噪声水平为130-150分贝）进行估算。按照“玄鸟”方案，起飞无需开加力，此处取150分贝，双发为153分贝。在450米外测量点噪声水平约100分贝，达到民航三级噪声标准（108分贝）。
协和客机的超声速音爆噪声水平，在16800米飞行时地面为133分贝。X-59按报道其超声速噪声水平降低至67分贝，相当于声压为协和客机的1/2000。本方案采用可伸缩激波杆设计，假定音爆的声压水为X-59的10倍，在预定20000米巡航高度飞行时地面噪声水平为86分贝，同样满足民航噪声标准。
结语
根据以上估算，“玄鸟”方案在载客人数、起降性能、续航性能、噪声水平方面都达到了设计要求。只有巡航速度缺乏数据，但用以反推的升阻比源自上一代超声速协和客机，因此有理由相信“玄鸟”方案能够达到预期的超声速巡航目标，成为一种实用的超声速公务机。
欢迎探讨斧正！
最后对当年买书的那个小孩说一声:“抱歉，只能做到这一步了。”
