【转】【技术贴】即将起飞！本田小型商用喷气机“HondaJet”全貌

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　　本田耗时20余年开发的小型商用喷气飞机“HondaJet”已经到了向客户交付的倒计时阶段。包括配备了崭新技术的机体、以及研发中心、量产工厂在内，本文将通过多个角度，为您介绍HondaJet的全貌。

设计目标：头等舱的宽敞和价格

　　“‘HondaJet’在客舱的宽敞程度、高燃效、飞行速度上全都胜过现有的小型商用喷气飞机”。美国本田飞机公司（Honda Aircraft）社长兼CEO藤野道格对HondaJet的竞争力充满了信心。

　　以客舱的宽敞程度为例。在以往的小型商用喷气飞机中，对面而坐的乘客脚下的空间非常局促。而在HondaJet中，落座的空间充足，相向而坐的乘客，脚不会碰到一起（图1）。燃效还比以往同级别的商用喷气飞机提高了约20％*1。

图1：HondaJet的内部示例
            因为无需在机身上安装发动机，所以无需贯穿机身的构造构件，扩大了客舱和行李舱的空间。上图为2名驾驶员、5名乘客时的布局。即便是相向而坐，脚下空间也十分宽敞。

*1　机体的价格为450万美元。

　　HondaJet是在新型交通系统的理念下开发而成。尤其是在幅员辽阔的美国，小城市间的移动需要搭乘飞机，但是，由于需要途径大型机场，每次出行必然会伴随漫长的换乘时间。因此，搭乘飞机出差往往要耗时两天。不过，如果小城市之间能够直航，两天就能缩短为一天。藤野认为，满足这种需求的交通系统，应该能够得到很多客户的青睐。

　　话虽如此，但倘若飞机不够舒适，或是使用费用昂贵，客户也不会买账，上述远大宏图也就会变得如同白纸一张。因此，在HondaJet的开发中，客舱的宽敞程度与直接关系到使用费的燃效都以“美国国内线头等舱”（藤野）为标准。

　　目前，即便是小型机，一架商用喷气飞机1小时的使用费也接近2000美元。如果能够降低到1000美元或是1500美元，当4人合用时，人均费用就仅为250美元或是375美元，与美国国内的头等舱价格相当。而且，如果能够使舒适度媲美头等舱，此前只能望洋兴叹的小型商用喷气飞机的用户数量将会大幅攀升。

　　但是，扩大客舱提高舒适度与提高燃效是相互矛盾的设计要求。二者是如何权衡的呢？下面，我们就从“空间”、“阻力”、“轻量化”三个角度来分析。

[ 本帖最后由 dongfang 于 2012-6-21 10:59 编辑 ]

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空间：发动机配置在机翼上

　　HondaJet外观上的最大特征是发动机配置在主翼之上。通常商用喷气飞机的发动机配置在机身的左右后方。此时，悬挂发动机需要使用贯穿机身的结构部件，这样会在机体中产生死区，也就是无法作为客舱和行李舱使用的空间。

　　而把发动机配置在主翼上既不需要贯穿机身的结构部件，也不会产生死区。但是，把发动机配置在主翼上一直被视为禁忌。原因是发动机（严格来说是覆盖发动机的短舱）与主翼之间会产生非常巨大的气动干扰阻力。

　　在开发HondaJet时，由于理论上“发动机的配置方式的不同可以减少阻力”（藤野），开发人员大胆向这一禁忌发起了挑战。在当时，最大的问题是高速飞行时发生的兴波阻力。

　　当飞行速度提升，机翼表面气流的马赫数*2达到音速附近的时候，在大气压缩的作用下，将会形成冲击波。由此产生的阻力就是兴波阻力，阻力会在高马赫数区域激增。其实，衡量阻力的阻力系数（CD）之所以在马赫数0.8前后激增并且发散，就是缘于兴波阻力（图2）。因此，在设计中，如何减少兴波阻力、如何提高兴波阻力发散（开始激增）的马赫数是高速下提高飞行效率的重点。

图2：发动机配置与阻力系数的关系
            马赫数接近0.8后，阻力系数激增。商用喷气飞机惯用的机身后部配置（6）与翼上配置相比，在图上的所有区域，翼上配置的前方（2）和中间（3）的阻力系数均偏大，但HondaJet采用的后方位置（4、5）所有区域的阻力系数都小于机身后部配置。
*2　马赫数　流体的相对速度与音速之比。

　　让我们再来看图2。通过改变发动机的配置方式（前后方向的安装位置），马赫数与阻力系数的关系会发生变化。翼上配置时，阻力系数总体上高于单独机翼，但配置在某个位置时却出现了缩小。那就是发动机短舱尖端部的前后位置配置在机翼上表面发生的冲击波附近的时候（图中4、5）。如果从这个位置略微偏向前方，阻力系数就会猛增（图中3）。与发动机配置机身后部的以往商用喷气飞机的做法相比，配置在这个位置时的阻力系数要小得多（图中6）。

　　当然，发动机的配备位置并不是单由这一点决定的，包括距离主翼的高度、与机身的距离在内，“（开发人员）通过调整数量庞大的参数，找出了最佳位置”（藤野）。图中给出的最终配备位置正是以数cm为单位调整得出的最佳位置（图3）。

图3：发动机与主翼的位置关系
            支撑发动机的塔架从主翼上表面后方向斜后方延伸。图前方（机体左侧）透视显示了内部构造，后方（机体右侧）的发动机图上未标出。

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配置在机翼上方对于振动特性的影响

　　在实际制造飞机之际，除了通过优化发动机的配备位置降低阻力之外，还必须考虑操控的稳定性和振动特性。其中之一是抑制颤振现象，也就是主翼的弹性变形与空气流受力的共振现象。

　　显而易见，当主翼上安装与其重量基本相同的发动机后，主翼的振动特性将大幅改变。对于普通的喷气飞机，当发动机配备在“主翼下表面前方”时，发动机的重量起着抑制颤振现象的效果。这是因为“发动机重量位于主翼弹性轴前方，发挥了平衡效果”（藤野）。

　　而HondaJet与普通的喷气飞机相反，发动机配备在“主翼上表面后方”。也就是说，发动机的重量位于主翼弹性轴的后方，一般来说，这样的配置会令颤振现象恶化（增大）。

　　因此，HondaJet在气动弹性特性的设计上也做了详细研究，通过把发动机配置在主翼节线附近，在颤振现象不恶化的前提下，成功实现了兴波阻力的最小化。而且，通过优化作为发动机支柱的塔架的振动模式与主翼的振动模式的关系，与颤振现象相关的振动特性也得到了改善。

　　为了实现在机翼上的配置，开发人员进行了庞大的数据理论计算（模拟）和风洞实验（图4）。尤其是风洞实验，由于机体模型的固定方法会影响到实验结果，“与实机的实验结果建立关联成为了重要的技术经验”（藤野）。风洞实验的结果需要根据这一关联进行修正。（未完待续，记者：中山 力，《日经制造》）

图4：翼上配置的性能评价
            在微调发动机位置的同时，通过反复进行数值仿真（a）和风洞实验（b）找到了最佳位置。

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阻力：精密控制空气流动

　　对于缩小HondaJet机体阻力贡献卓著的是自然层流翼型“SHM-1”。SHM-1具有高升力系数、平缓的失速特性、上升及巡航时形状阻力低、高速飞行时俯仰力矩小的特征。

　　其实，自然层流翼型相关研究的历史悠久，可以上溯到1930年代（图5）。不过，“当时的自然层流翼型缺点太多，未能投入实用”（藤野）。进入1980年代后，NASA（美国宇航局）重新开始研究自然层流翼型。但那些自然层流翼型主要针对的是低速飞行的飞机，不适合高速飞行的商用喷气飞机。之后，高速使用的自然层流翼型虽然也开发成功，但翼厚比（机翼厚度与前后宽度之比）小、装载燃料的容积小、失速特性差等缺点没能全部解决。

图5：自然层流翼型的变迁
            自然层流翼型的研究始于1930年代，但由于在高速飞机中使用时失速特性差，未能投入实用。为HondaJet开发的自然层流翼型“SHM-1”从根本上调整翼型，解决了过去的课题。

　　HondaJet的开发也向这些障碍发起了挑战。为了开发高速时也能使用的自然层流翼型，开发人员使用新的设计方法，完全改变了过去的自然层流翼型的概念*3。

*3　通过确保自然层流降低阻力的知识经验也运用到了机身设计之中。尤其是设计非常困难的复杂三维形状的机头部分，阻力比普通机体减少了约10％。

　　按照传统翼型设计的固定概念，翼型由厚度分布和弯度*4组成。而新方法把翼型的轮廓视为微小的面——“翼素”的集合体。其思路是通过逐一调整翼素进行优化，把翼型作为翼素的集合体进行设计*5。

*4　弯度　连接机翼上表面与下表面中心点的曲线——翼型中心线与连接翼型中心线前端与后端的直线——翼弦线的距离。

*5　此时，机翼上表面与下表面要分别进行设计。

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SHM-1的设计就采用了这一方法（图6）。流经机翼表面的空气从层流边界层过渡到湍流边界层，然后剥离。通过精密地控制这些变化点，SHM-1在确保小阻力、大升力的同时，实现了良好的失速特性和低俯仰力矩。

图6：HondaJet的自然层流翼型“SHM-1”的压力分布
            为了防止在马赫0.7以上的高速区域发生冲击波，需要控制压力系数的峰值，但是，为了得到足够的升力，还需要长时间维持大压力系数。因此，SHM-1把峰值从一个增加到了多个。
　　从SHM-1的压力分布来看，传统翼型没有的精致设计随处可见。以图6所示的压力系数（CP）为例，如果其峰值过大，就会容易产生引发兴波阻力的冲击波。相反，如果峰值过小，就得不到足够的升力。

　　而SHM-1的设计在降低峰值的同时，增加了峰值出现的次数。这样既增加了冲击波发生的难度，也能够确保足够的升力。这种精密的控制可以说归功于以翼素为单位的设计。

　　其实，SHM-1在设计之初就把扩大翼厚比作为了前提。如果能扩大翼厚比，不仅易于保持主翼的强度，还便于确保燃料的装载容量*6。

*6　一般来说，该等级飞机的主翼翼厚比为10～12％，HondaJet加厚3～5个百分点，达到了15％。传统翼型存在为确保燃料装载量而无谓增加主翼面积的情况。

　　在根据理论推算出SHM-1的形状后，开发人员利用与实机相同的铝合金构造的全尺寸（1/1）模型实施低速风洞试验、在喷气式教练机“T-33”上配备试制品进行实际飞行，通过众多实验对其性能进行了确认（图7）。由于T-33无法完成马赫数0.8～0.85的高速飞行验证，实验时租借了法国宇航院（ONERA）的风洞。

图7：实机的自然层流翼型验证
            在实验机上安装了设计的自然层流翼型（右）。通过使用红外相机从机内拍摄测量表面温度，确认到了层流到湍流的过渡（左）。在图中绿色转变为蓝色的部分过渡到湍流边界层。
　　而且，在实际飞行时，通过使用红外相机测量机翼表面的温度分布，层流边界层过渡到湍流边界层的位置（迁移点）实现了可视化*7。这些技术的开发也为SHM-1的实现做出了巨大贡献。。（未完待续，记者：中山 力，《日经制造》）

*7　虽然湍流边界层的导热率高，但是，由于主翼温度受外界气体温度的影响，湍流边界层部分的温度不一定低于层流边界层部分

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轻量化：区别使用2种CFRP构造

　　轻量化的主角是机身采用的碳纤维强化树脂（CFRP）*8。HondaJet区别使用了2种构造。一种是内夹蜂窝材料的蜂窝夹芯板构造。另一种是框架蒙皮采用的加筋板构造*9（图8）。

图8：机身对于复合材料构造的区别使用
            由自由曲面构成的前部和后部采用蜂窝夹芯板构造，圆筒形状的机身部分则采用框架安装蒙皮的加筋板构造。

*8　实际上，本田在开发计划初期制作的实验机“MH-02”的机身和主翼均为CFRP制。但HondaJet的主翼为铝合金制。这是考虑到成本与轻量化效果的平衡后做出的选择。

*9　加筋板构造　沿机体前后方向延伸的纵梁与圆环状的框架、板状蒙皮相组合的构造。

　　前者蜂窝夹芯构造适合存在自由曲面的三维形状。但其重量容易偏大，而且回音大。因此，HondaJet只在三维表面形状尤其重要的机体前部和后部使用了这种构造。

　　而加筋板构造适合比较简单的形状，因此应用在了接近圆筒形的机身**。在为增加搭乘人数而延长HondaJet机体，开发派生机型时也容易沿用。

　　这些CFRP制部件由供应商提供（图9）。在对各部分进行成形后，组装成一个整体，利用高压釜使其硬化。这样就制造出了轻巧而且坚固的机身。（全文完，记者：中山 力，《日经制造》）

图9：复合材料机身的组装
            （a）组装中的机身**。可以看到尚未组装蒙皮的圆环状框架。（b）从内部观察机身的照片。纵梁和框架纵横交错。（C）完成组装的机身。前部与**、后部一体成形。

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