静音超声速飞机新曙光：新研究有望改变布塞曼翼型在声速飞行时的状态

长期以来，人们对静音超声速客机的梦想一直萦绕在一个有着百年历史的古老构想之中：布塞曼双翼机。这一概念最早由德国空气动力学家阿道夫·布塞曼于1935年提出，它将两个翼型单元紧密排列，使它们的激波相互抵消，理论上可以消除困扰传统超声速设计的波阻，并减弱音爆的轰鸣声。然而，这种在超声速巡航速度下能够抑制激波的几何结构，在飞机减速进入跨声速区域时却会成为一种负担。接近马赫数1时，两个翼型单元之间的狭窄通道会发生阻塞现象，即气流在通道喉部达到声速后无法通过，从而产生剧烈的压力扰动和巨大的阻力。近日，一项发表在《航空航天系统》（AerospaceSystems）期刊上的最新计算研究表明，通过精心校准的喷射气流，可以突破布塞曼双翼飞机性能最差的飞行状态，将阻力降低一半以上。

研究团队直接着手解决声速条件下的阻力问题。他们使用基于压力的数值求解器求解了稳态可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯方程。这种方法非常适合捕捉双翼飞机几何形状周围近声速流动中主导的强压力相互作用、激波阵面和边界层行为。他们选择的湍流闭合模型建立在Spalart-Allmaras单方程模型之上，这是外部空气动力学的主要理论，因其在附着流和轻微分离流中的稳健性而备受青睐。

布塞曼双翼飞机的气流阻塞本质上是一个管道式可压缩性问题。当自由流接近声速时，空气在两个翼型单元之间的通道收敛部分加速，在喉部达到马赫数1后才能排出。此时，喉部上游会形成正激波。由于激波中的流动在下游方向始终处于亚声速到超声速之间，激波会向前传播，加厚边界层，并引发一系列分离流和非定常压力载荷。其结果是波阻急剧增加，在严重情况下，还会出现滞后效应，即使条件改善，阻塞状态仍然持续存在。早期的缓解策略依赖于改变几何形状本身——例如将两个翼型单元前后错开，或使用襟翼改变喉部面积。研究团队的方法则不同：他们不改变形状，而是改变气流。

该机制被称为动量注入，是一种借鉴自同向流射流文献的主动流动控制方法。在同向流射流中，通过翼型表面的狭缝吹气可以增强边界层能量并显著改变压力分布。在本研究中，固定宽度的注入狭缝被设置在双翼翼片间通道的多个弦向位置。通过这些狭缝吹出的压缩空气直接为喉部前方积聚的低能流体增加动量，从而将有效喉部状态向下游推进，并延迟或抑制原本主导流场的激波引起的阻塞现象。

参数扫描过程刻意设计得简单而系统。在每个狭缝位置，测试了100~700米/秒范围内的注入速度——涵盖了从亚声速射流速度到接近当地声速的流动速度。通过将阻力系数和流动结构与声速飞行条件下的无控制基准进行比较，量化了气动成本效益。压力场清晰地揭示了其机制：在缺乏控制的情况下，压力会在通道的收敛段积聚，这是初始激波串的特征。注入流体后，压力积聚明显缓解，喉部区域的压力得到释放，流体通过通道时的扰动也大大减少。

这些数据令人瞩目。最佳配置——位于0.05弦长处（即非常靠近双翼翼片前缘）的狭缝，结合600米/秒的喷射速度——与基准阻塞情况相比，阻力降低了约56%。事后看来，将狭缝设置在翼型前端附近是最佳选择，这在物理上是显而易见的：尽早喷射可以使射流在流体到达临界收敛段之前，拥有最长的运行距离，从而与边界层混合并为其提供能量，使其动量优势扩散到整个通道，而不是过晚集中。

同样重要的是喷射速度过大时会发生什么。超过600米/秒的最佳速度后，性能下降是突然的，而不是逐渐的。研究团队将此确定为一个临界动量阈值：超过该阈值，喷射的射流本身会在狭缝内开始阻塞，喷射非但不能缓解通道阻塞，反而会加剧本已拥堵的气流。对于设计人员来说，这传达的信息是，用于缓解阻塞的动量注入并不是“越多越好”，而是一个经过调整的参数，具有明确的最佳值——未来的飞行系统需要使用机载引气供应来精确计量该参数。

这项工作的意义在于它开辟了新的运行范围。基于布塞曼型几何结构的超声速运输机可以舒适地巡航，几乎消除激波，并显著降低音爆。但实际的飞机必须爬升、下降并在跨声速范围内进行机动。在接近或达到马赫数1时的非设计性能一直是该概念的致命弱点，研究团队之前的研究探索了交错式布局、后缘襟翼以及在非设计超声速马赫数1.6时的喷射等方法。新的研究成果将主动流动控制扩展到了最严苛的条件：声速条件本身，此时可压缩性效应最为显著，阻塞流的影响也最为严重。

此项研究的大背景是超声速民用航空研究领域正在悄然复兴。NASA的X-59静音超声速技术验证机以及陆上超声速飞行商业领域的复苏，重新激发了人们对低音爆构型的探索。

布塞曼双翼机仍然是目前最具理论优势的解决方案之一，自本世纪第一个十年中期以来，日本和其他地区的研究团队一直在研究其作为无音爆超声速运输机的概念。采用多翼段、优化平面形状和双体机身集成等改进方案不断涌现。所有这些设计都存在同样的跨声速阻力问题，因此，在声速条件下实现56%的阻力降低绝非偶然——它解决了该概念实际操作中最关键的制约因素。

当然，其中也存在一些需要注意的地方。这项研究完全基于计算，在二维翼型截面而非三维机翼上进行，并且采用单方程湍流模型的稳态雷诺平均纳维-斯托克斯方程（RANS）模拟无法完全捕捉真实阻塞流中特有的非定常激波振荡和宽带分离动力学。将该喷射系统应用于飞行器需要从发动机引气、内部管道以及降低推进效率的质量流量控制——这些成本仅靠气动阻力无法体现。

即便如此，这项研究弥补了该领域的一项空白：它定量地展示了在声速条件下，缝隙位置和喷射速度如何与阻塞程度进行权衡，并清晰地证明了存在一个临界动量阈值，超过该阈值，原本有效的方法反而会适得其反。对于一个诞生于1935年的翼型而言，最终突破其跨声速限制并非通过几何妥协，而是通过主动流动控制，这无疑是对布塞曼最初设想的完美诠释。如果超声速飞行要悄然重返蓝天，那么如今拥有喷气发动机的布塞曼双翼飞机或许将再次扮演重要角色。（航柯）