本田小型商用HondaJet噴射機CFRP構件

本田耗時20餘年開發(fā)的小型商用噴射飛機「HondaJet」已經(jīng)到了向客戶交付的倒計時階段。包括配備了嶄新技術的機體、以及研發(fā)中心、量產(chǎn)工廠在內(nèi)，本文將通過多個角度，為您介紹HondaJet的全貌。



設計目標：頭等艙的寬敞和價格

「『HondaJet』在客艙的寬敞程度、低油耗、飛行速度上全都勝過現(xiàn)有的小型商用噴射飛機」。美國本田飛機公司（Honda Aircraft）社長兼CEO藤野道格對HondaJet的競爭力充滿了信心。

以客艙的寬敞程度為例。在以往的小型商用噴射飛機中，對面而坐的乘客腳下的空間非常侷促。而在HondaJet中，落座的空間充足，相向而坐的乘客，腳不會碰到一起（圖1）。燃效還比以往同級別的商用噴射飛機提高了約20％*1。

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圖1：HondaJet的內(nèi)部示例
因為無需在機身上安裝引擎，所以無需貫穿機身的構造構件，擴大了客艙和行李艙的空間。上圖為2名駕駛員、5名乘客時的佈局。即便是相向而坐，腳下空間也十分寬敞。


*1　機體的價格為450萬美元。

HondaJet是在新型交通系統(tǒng)的理念下開發(fā)而成。尤其是在幅員遼闊的美國，小城市間的移動需要搭乘飛機，但是，由於需要途徑大型機場，每次出行必然會伴隨漫長的換乘時間。因此，搭乘飛機出差往往要耗時兩天。不過，如果小城市之間能夠直航，兩天就能縮短為一天。藤野認為，滿足這種需求的交通系統(tǒng)，應該能夠得到很多客戶的青睞。

話雖如此，但倘若飛機不夠舒適，或是使用費用昂貴，客戶也不會買帳，上述遠大宏圖也就會變得如同白紙一張。因此，在HondaJet的開發(fā)中，客艙的寬敞程度與直接關係到使用費的燃效都以「美國國內(nèi)線頭等艙」（藤野）為標準。 內(nèi)容來自123456

目前，即便是小型機，一架商用噴射飛機1小時的使用費也接近2000美元。如果能夠降低到1000美元或是1500美元，當4人合用時，人均費用就僅為250美元或是375美元，與美國國內(nèi)的頭等艙價格相當。而且，如果能夠使舒適度媲美頭等艙，此前只能望洋興嘆的小型商用噴射飛機的用戶數(shù)量將會大幅攀升。

但是，擴大客艙提高舒適度與提高燃效是相互矛盾的設計要求。二者是如何權衡的呢？下面，我們就從「空間」、「阻力」、「輕量化」三個角度來分析。

空間：引擎配置在機翼上

HondaJet外觀上的最大特徵是引擎配置在主翼之上。通常商用噴射飛機的引擎配置在機身的左右後方。此時，懸吊引擎需要使用貫穿機身的結構部件，這樣會在機體中產(chǎn)生死角，也就是無法作為客艙和行李艙使用的空間。

而把引擎配置在主翼上既不需要貫穿機身的結構部件，也不會產(chǎn)生死角。但是，把引擎配置在主翼上一直被視為禁忌。原因是引擎（嚴格來說是覆蓋引擎的短艙）與主翼之間會產(chǎn)生非常巨大的氣動干擾阻力。

在開發(fā)HondaJet時，由於理論上「引擎的配置方式的不同可以減少阻力」（藤野），開發(fā)人員大膽向這一禁忌發(fā)起了挑戰(zhàn)。在當時，最大的問題是高速飛行時發(fā)生的興波阻力。

當飛行速度提升，機翼表面氣流的馬赫數(shù)*2達到音速附近的時候，在大氣壓縮的作用下，將會形成衝擊波。由此產(chǎn)生的阻力就是興波阻力，阻力會在高馬赫數(shù)區(qū)域激增。其實，衡量阻力的阻力係數(shù)（CD）之所以在馬赫數(shù)0.8前後激增並且發(fā)散，就是緣于興波阻力（圖2）。因此，在設計中，如何減少興波阻力、如何提高興波阻力發(fā)散（開始激增）的馬赫數(shù)是高速下提高飛行效率的重點。


圖2：引擎配置與阻力係數(shù)的關係
馬赫數(shù)接近0.8後，阻力係數(shù)激增。商用噴射飛機慣用的機身後部配置（6）與翼上配置相比，在圖上的所有區(qū)域，翼上配置的前方（2）和中間（3）的阻力係數(shù)均偏大，但HondaJet採用的後方位置（4、5）所有區(qū)域的阻力係數(shù)都小於機身後部配置。 123,123


*2　馬赫數(shù)　流體的相對速度與音速之比。

讓我們再來看圖2。通過改變引擎的配置方式（前後方向的安裝位置），馬赫數(shù)與阻力係數(shù)的關係會發(fā)生變化。翼上配置時，阻力係數(shù)總體上高於單獨機翼，但配置在某個位置時卻出現(xiàn)了縮小。那就是引擎短艙尖端部的前後位置配置在機翼上表面發(fā)生的衝擊波附近的時候（圖中4、5）。如果從這個位置略微偏向前方，阻力係數(shù)就會猛增（圖中3）。與引擎配置機身後部的以往商用噴射飛機的做法相比，配置在這個位置時的阻力係數(shù)要小得多（圖中6）。

當然，引擎的配備位置並不是單由這一點決定的，包括距離主翼的高度、與機身的距離在內(nèi)，「（開發(fā)人員）通過調(diào)整數(shù)量龐大的參數(shù)，找出了最佳位置」（藤野）。圖中給出的最終配備位置正是以數(shù)cm為單位調(diào)整得出的最佳位置（圖3）。


圖3：引擎與主翼的位置關係
支撐引擎的塔架從主翼上表面後方向斜後方延伸。圖前方（機體左側）透視顯示了內(nèi)部構造，後方（機體右側）的引擎圖上未標出。

配置在機翼上方對於振動特性的影響

在實際製造飛機之際，除了通過優(yōu)化引擎的配備位置降低阻力之外，還必須考慮操控的穩(wěn)定性和振動特性。其中之一是抑制顫振現(xiàn)象，也就是主翼的彈性變形與空氣流受力的共振現(xiàn)象。

顯而易見，當主翼上安裝與其重量基本相同的引擎後，主翼的振動特性將大幅改變。對於普通的噴射飛機，當引擎配備在「主翼下表面前方」時，引擎的重量起著抑制顫振現(xiàn)象的效果。這是因為「引擎重量位於主翼彈性軸前方，發(fā)揮了平衡效果」（藤野）。

而HondaJet與普通的噴射飛機相反，引擎配備在「主翼上表面後方」。也就是說，引擎的重量位於主翼彈性軸的後方，一般來說，這樣的配置會令顫振現(xiàn)象惡化（增大）。

因此，HondaJet在氣動彈性特性的設計上也做了詳細研究，通過把引擎配置在主翼節(jié)線附近，在顫振現(xiàn)象不惡化的前提下，成功實現(xiàn)了興波阻力的最小化。而且，通過優(yōu)化作為引擎支柱的塔架的振動模式與主翼的振動模式的關係，與顫振現(xiàn)象相關的振動特性也得到了改善。

為了實現(xiàn)在機翼上的配置，開發(fā)人員進行了龐大的數(shù)據(jù)理論計算（模擬）和風洞實驗（圖4）。尤其是風洞實驗，由於機體模型的固定方法會影響到實驗結果，「與實機的實驗結果建立關聯(lián)成為了重要的技術經(jīng)驗」（藤野）。風洞實驗的結果需要根據(jù)這一關聯(lián)進行修正。


圖4：翼上配置的性能評價
在微調(diào)引擎位置的同時，通過反覆進行數(shù)值模擬（a）和風洞實驗（b）找到了最佳位置。

阻力：精密控制空氣流動

對於縮小HondaJet機體阻力貢獻卓著的是自然層流翼型「SHM-1」。SHM-1具有高升力係數(shù)、平緩的失速特性、上升及巡航時形狀阻力低、高速飛行時俯仰力矩小的特徵。

其實，自然層流翼型相關研究的歷史悠久，可以上溯到1930年代（圖5）。不過，「當時的自然層流翼型缺點太多，未能投入實用」（藤野）。進入1980年代後，NASA（美國航太總署）重新開始研究自然層流翼型。但那些自然層流翼型主要針對的是低速飛行的飛機，不適合高速飛行的商用噴射飛機。之後，高速使用的自然層流翼型雖然也開發(fā)成功，但翼厚比（機翼厚度與前後寬度之比）小、裝載燃料的容積小、失速特性差等缺點沒能全部解決。


圖5：自然層流翼型的變遷
自然層流翼型的研究始於1930年代，但由於在高速飛機中使用時失速特性差，未能投入實用。為HondaJet開發(fā)的自然層流翼型「SHM-1」從根本上調(diào)整翼型，解決了過去的課題。

HondaJet的開發(fā)也向這些障礙發(fā)起了挑戰(zhàn)。為了開發(fā)高速時也能使用的自然層流翼型，開發(fā)人員使用新的設計方法，完全改變了過去的自然層流翼型的概念*3。

*3　通過確保自然層流降低阻力的知識經(jīng)驗也運用到了機身設計之中。尤其是設計非常困難的複雜3D形狀的機頭部分，阻力比普通機體減少了約10％。

按照傳統(tǒng)翼型設計的固定概念，翼型由厚度分佈和彎度*4組成。而新方法把翼型的輪廓視為微小的面——「翼素」的集合體。其思路是通過逐一調(diào)整翼素進行優(yōu)化，把翼型作為翼素的集合體進行設計*5。 本文來自123

*4　彎度　連接機翼上表面與下表面中心點的曲線——翼型中心線與連接翼型中心線前端與後端的直線——翼弦線的距離。

*5　此時，機翼上表面與下表面要分別進行設計。

SHM-1的設計就採用了這一方法（圖6）。流經(jīng)機翼表面的空氣從層流邊界層過渡到湍流邊界層，然後剝離。通過精密地控制這些變化點，SHM-1在確保小阻力、大升力的同時，實現(xiàn)了良好的失速特性和低俯仰力矩。


圖6：HondaJet的自然層流翼型「SHM-1」的壓力分佈
為了防止在馬赫0.7以上的高速區(qū)域發(fā)生衝擊波，需要控制壓力係數(shù)的峰值，但是，為了得到足夠的升力，還需要長時間維持大壓力係數(shù)。因此，SHM-1把峰值從一個增加到了多個。

從SHM-1的壓力分佈來看，傳統(tǒng)翼型沒有的精緻設計隨處可見。以圖6所示的壓力係數(shù)（CP）為例，如果其峰值過大，就會容易產(chǎn)生引發(fā)興波阻力的衝擊波。相反，如果峰值過小，就得不到足夠的升力。 123456

而SHM-1的設計在降低峰值的同時，增加了峰值出現(xiàn)的次數(shù)。這樣既增加了衝擊波發(fā)生的難度，也能夠確保足夠的升力。這種精密的控制可以說歸功於以翼素為單位的設計。

其實，SHM-1在設計之初就把擴大翼厚比作為了前提。如果能擴大翼厚比，不僅易於保持主翼的強度，還便於確保燃料的裝載容量*6。

*6　一般來說，該等級飛機的主翼翼厚比為10～12％，HondaJet加厚3～5個百分點，達到了15％。傳統(tǒng)翼型存在為確保燃料裝載量而無謂增加主翼面積的情況。

在根據(jù)理論推算出SHM-1的形狀後，開發(fā)人員利用與實機相同的鋁合金構造的全尺寸（1/1）模型實施低速風洞試驗、在噴氣式教練機「T-33」上配備試製品進行實際飛行，通過眾多實驗對其性能進行了確認（圖7）。由於T-33無法完成馬赫數(shù)0.8～0.85的高速飛行驗證，實驗時租借了法國航太院（ONERA）的風洞。 123456


圖7：實機的自然層流翼型驗證
在實驗機上安裝了設計的自然層流翼型（右）。通過使用紅外相機從機內(nèi)拍攝測量表面溫度，確認到了層流到湍流的過渡（左）。在圖中綠色轉變?yōu)樗{色的部分過渡到湍流邊界層。

而且，在實際飛行時，通過使用紅外相機測量機翼表面的溫度分佈，層流邊界層過渡到湍流邊界層的位置（遷移點）實現(xiàn)了可視化*7。這些技術的開發(fā)也為SHM-1的實現(xiàn)做出了巨大貢獻。

*7　雖然湍流邊界層的導熱率高，但是，由於主翼溫度受外界氣體溫度的影響，湍流邊界層部分的溫度不一定低於層流邊界層部分。

輕量化：區(qū)別使用2種CFRP構造

輕量化的主角是機身採用的碳纖維強化樹脂（CFRP）*8。HondaJet區(qū)別使用了2種構造。一種是內(nèi)夾蜂窩材料的蜂窩夾芯板構造。另一種是框架蒙皮採用的加筋板構造*9（圖8）。

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圖8：機身對於複合材料構造的區(qū)別使用
由自由曲面構成的前部和後部採用蜂窩夾芯板構造，圓筒形狀的機身部分則採用框架安裝蒙皮的加筋板構造。


*8　實際上，本田在開發(fā)計劃初期製作的實驗機「MH-02」的機身和主翼均為CFRP制。但HondaJet的主翼為鋁合金製。這是考慮到成本與輕量化效果的平衡後做出的選擇。

*9　加筋板構造　沿機體前後方向延伸的縱樑與圓環(huán)狀的框架、板狀蒙皮相組合的構造。

前者蜂窩夾芯構造適合存在自由曲面的3D形狀。但其重量容易偏大，而且回音大。因此，HondaJet只在3D表面形狀尤其重要的機體前部和後部使用了這種構造。

而加筋板構造適合比較簡單的形狀，因此應用在了接近圓筒形的機身中央。在為增加搭乘人數(shù)而延長HondaJet機體，開發(fā)衍生機型時也容易沿用。 123,123

這些CFRP制部件由供應商提供（圖9）。在對各部分進行成形後，組裝成一個整體，利用高壓釜使其硬化。這樣就製造出了輕巧而且堅固的機身。


圖9：複合材料機身的組裝
（a）組裝中的機身中央?？梢钥吹缴形唇M裝蒙皮的圓環(huán)狀框架。
（b）從內(nèi)部觀察機身的照片。縱樑和框架縱橫交錯。
（C）完成組裝的機身。前部與中央、後部一體成形。