基于參數化模型的大型民用飛機設計航程研究

馬超， 吳大衛， 俞金海， 陳迎春

中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院， 上海　201210

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基于參數化模型的大型民用飛機設計航程研究

馬超， 吳大衛， 俞金海， 陳迎春*

中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院， 上海201210

摘要:航程和座級直接反映民用客機的市場定位，是飛機產品能否被市場廣泛接受的關鍵因素。目前全球大型客機市場由波音和空客兩家公司壟斷，又細分為窄體客機、寬體客機和超大型客機等市場。其中，寬體客機的航程跨度較大，是否發展中、短程寬體客機的爭論從未終止。伴隨空客公司推出A330區域型客機，中短程寬體客機是否有利可圖的爭論更加炙手可熱。有鑒于此，基于全參數化飛機模型，研究了特定座級下設計航程與機翼、發動機、特征重量、氣動特性以及燃油經濟性之間的關系，分析了設計航程對民用飛機總體設計帶來的影響，從技術層面闡述了設計航程變化帶來的收益及代價。

關鍵詞:大型客機； 民用飛機； 設計航程； 總體設計； 綜合優化； 參數化

航程和座級直接反映民用客機的市場定位，是飛機產品能否被市場廣泛接受的關鍵因素，而其燃油效率和運營成本直接體現產品的技術水平，是飛機產品的核心競爭力。

市場定位和技術水平決定了民機產品能否取得商業成功。歷史上由于市場定位不合理而使得技術水平十分先進的飛機產品銷售黯淡而商業失敗的例子不勝枚舉，其中以達索公司1973年首飛的雙發窄體客機“水星”的例子最為慘烈。“水星”客機研發時按照各航空公司需要航程的平均值進行設計[1]，2 000 km的設計航程僅為航空公司最大需求的四分之一，致使該飛機不能靈活適應航線的變化，總計僅生產12架，最終在經濟上慘敗；另一款因市場定位不合理而商業失敗的例子是洛克希德公司在1970年首飛的“三星”寬體客機[2]。“三星”客機250座級，基本型航程約7 000 km，洛克希德公司將當時在軍用飛機上研發的新技術應用于該型飛機，使得“三星”客機技術非常先進，可在零可見度條件下進行自動盲降。然而因為其設計航程較短，且沒有及時推出遠程型，“三星”客機總共制造了250架，未達到盈虧平衡點，所以從商業角度看仍然是一款失敗的產品。綜上所述，對民機的航程和座級進行抉擇時要深思熟慮，尤其對航程要慎之又慎，需要進行科學、全面和綜合的權衡與分析。

1全球民航市場分析

目前全球大型客機市場由波音和空客兩家公司壟斷，通常又細分為窄體客機、寬體客機和超大型客機。窄體客機以B737和A320為代表，其最新改進型A320neo、B737max均已達到6 000 km以上航程；超大型客機以A380和B747-8為代表，其航程均已超過14 000 km；寬體客機的航程區間跨度較大，較新型號以B787和A350XWB為代表，設計航程也已達到或超過14 000 km，現役主流產品以A330和B777為代表，標準型設計航程約10 000～11 000 km，遠程型設計航程約13 000～14 000 km。然而，根據全球權威的航空數據信息管理公司OAG發布的研究報告，如表1和表2所示[3]，全球95%以上的航線距離小于10 000 km，而中國寬體客機70%的航線數量和79%的航班頻率其距離都小于6 000 km。此外，當前亞太民航市場尤其是中國市場的快速發展，令該區域現有的機場趨于飽和，民航業未來發展受到空域緊張、機場擁堵、飛行員短缺等因素的影響越發嚴重，致使該區域的航空公司更多地使用寬體客機運營6 000 km以下航線，以更少的航班運送更多旅客。針對該區域的市場特點，空客公司推出了A330區域型客機(高密度客艙布局400座，航程5 000 km，最大起飛重量199 t)，這一舉措使得中短程寬體客機的爭論更加炙手可熱。

表1　全球民航客機航線距離[3]

表2中國寬體客機運營指標占比[3]

Table 2Proportion of wide body airliner operation index of China[3]

Type<6000km6000-8000km8000-10000km>10000kmRoutenumber70.41%12.36%11.99%5.24%Flightfrequency78.78%7.01%8.71%5.50%ASK42.63%14.29%22.42%20.66%Aircraftnumber42.46%15.28%23.38%18.88%

同等座級的寬體客機，較短的設計航程可一定程度上降低飛機的重量和運營成本，提高飛機的經濟性和競爭力；而較遠的航程可以有更好的航線適應性和運營靈活性，減少機隊的機型種類和維護成本；因此航空公司面臨機型選擇時應綜合考慮各方面因素，在飛機的經濟性、適應性、可靠性以及其他方面做出權衡。有鑒于此，基于多種策略和手段，研究同一技術水平下設計航程對大型客機的影響，并定量地分析航程縮短所能帶來的經濟性收益，可有助于回答是否發展中、短程寬體客機，全新設計和改進升級孰優孰劣等現實性問題。

2研究方法

2.1分析思路

要分析設計航程對飛機設計的影響，首先要明確其影響邏輯。在同一技術水平條件下，飛機的結構和氣動水平一定，發動機的油耗和重量水平也基本一致。固定飛機座位數及排布標準，機身的外形及尺寸基本確定。根據圖1顯示的邏輯關系，飛機的設計航程直接影響了最大起飛重量(Maximum Take-off Weight, MTOW)，航程越短則最大起飛重量越輕。相同翼載荷和推重比假設下，起飛推力和機翼面積減小。機翼面積和起飛推力的減小會影響到飛機的飛行剖面和飛行性能，如初始巡航高度、平均巡航高度、單發升限、二階段爬升梯度、起飛平衡場長和進場速度等。其中對燃油經濟性影響較大的是平均巡航高度，它影響了飛機的平均巡航升力系數和巡航相對推力點，決定了飛機巡航是否處于最低單位耗油率(Specific Fuel Consumption, SFC)和最高升阻比(L/D)附近，進而影響飛機實際飛行時的平均巡航升阻比和平均耗油率。此外，機身的外形和尺寸保持不變，機翼的平面形狀一定，機翼參考面積越小，全機浸潤面積和機翼參考面積的比值就越大，對應巡航馬赫數下的全機最優升阻比也將減小[4]。

圖1航程對民機總體設計的影響
Fig. 1Range impact on civil aircraft overall design

除了影響巡航單位耗油率和升阻比，起飛推力的降低和機翼面積的減小將減輕推進系統和機翼結構的重量，同樣起飛重量的降低也減小了機翼結構的重量，使得使用空機重量(Operational Empty Weight, OEW)有一定的降低。通常情況下，這3個技術要素對油耗的影響效果相反，氣動效率變差會增加油耗，而使用空重降低則減小油耗，因而找到3個因素的平衡點，使三者達到綜合最優是飛機總體設計的重要目標之一。

2.2全參數化飛機模型

飛機總體參數相互之間的關系由全參數化飛機模型體現，全參數化飛機模型是上海飛機設計研究院憑借自身的工程經驗，采用數值方法進行氣動力計算，獨立開發的具有完全自主知識產權的飛機總體氣動設計平臺。該模型將總體技術方案的各類參數通過計算機算法和工程經驗公式建立相互之間的計算關系，體現總體參數之間的影響，建立各類參數之間的數學模型。與總體參數的類別對應，全機模型可細分為幾何模型、氣動模型、發動機模型、重量模型、性能模型等，其核心是保證各類參數之間的匹配和協調。

幾何模型主要是飛機尺寸和外形的參數化定義和表達，采用幾組給定的翼型數據；氣動模型針對定義的幾何外形進行氣動力計算，求解速勢方程組并考慮附面層黏性修正[5-7]，形成相應的氣動極曲線；重量模型基于工程經驗公式分別估算各部件和系統的重量[8-9]，并根據多型大型民機的重量分解數據進行校準，確保重量模型的準確與可靠；發動機模型給出推力和油耗的變化規律，一般由發動機廠商提供；性能模型根據已有的重量、氣動力和發動機數據，采用布雷蓋航程公式[10-11]積分算法按照飛行任務剖面逐段進行性能計算，并可進行飛行剖面的優化。

在分別校準和驗證的基礎上，以上模型之間各自耦合，相互影響，最終經過程序迭代收斂為一組相互協調的總體方案。

3案例分析

3.1問題簡化

如前所述，航程和座級直接影響機翼的設計和發動機的選擇，進而影響飛機的氣動效率、使用空重、發動機耗油率等，最終影響輪擋油耗和運營成本。根據最新發布的《2015-2034中國商飛公司市場預測年報》，寬體客機目標市場的座位數需求集中在250～300座級，和航程的激烈爭論相比，座級的爭論相對較少，并可以通過系列化發展覆蓋較大的區間，確定起來相對容易。因為研究的主要目的是航程對飛機總體設計的影響，所以只需選擇特定的座級，機身的外形和尺寸即確定，按照由簡到繁、先易后難的原則，分3種假設條件對研究問題進行簡化，逐步分析設計航程對總體設計的影響。

第一種假設最為簡單，隨航程的變化，飛機的機翼和發動機保持不變；第二種假設是隨航程的變化，機翼的大小保持不變，起飛推重比保持不變；第三種假設是機翼和發動機都要根據航程進行優化設計；以上3種情況均假設巡航馬赫數和機翼平面形狀不變。前兩種假設比較簡單，基于某型250座級飛機方案進行研究，第三種假設最為合理，基于某型300座級飛機方案進行研究。

3.2對重量的影響

航程變化對重量的影響主要體現在最大起飛重量和使用空機重量上，如圖2所示，橫坐標RDESIGN表示設計航程，Thrust constant和Thrust to weight ratio constant分別對應起飛推力不變和起飛推重比不變兩種條件。如圖2所示，兩者隨航程縮短近似線性地降低，但起飛重量降低的幅度較大，主要源于燃油的減少，其次是空機重量的降低。首先對機翼不變的情況進行說明，兩者的機翼大小隨航程均不變，機翼的結構重量隨航程縮短而降低。起飛推力不變的條件下，發動機的重量也不變化，而起飛推重比不變的條件下，起飛推力隨航程縮短而降低，發動機重量也隨推力降低而減輕，因而使用空機重量降低的幅度比發動機不變的方案要大。

圖2設計重量隨航程的變化
Fig. 2Design weight variations with range

需要說明的是，機翼重量的降低伴隨氣動效率的損失，因而對減少燃油的效果有限，而發動機重量的降低對單位耗油率影響較小，且伴隨風扇直徑和短艙尺寸的減小，可以改善氣動效率，因而對減少燃油的效果較好。然而在現實中，一型發動機可以在重量和尺寸基本不變的前提下通過微小改動將參考推力大幅增加或減小，一旦發動機型號選定，其參考推力可在一定區間內變化，但重量維持不變，只有更換發動機型號才會使重量有較大變化。因而假設發動機重量隨推力連續變化很難具備實際操作性，需要結合推力變化的幅度和可選發動機型號進行修正。

3.3對升阻比的影響

前兩種假設的飛機重量隨航程縮短而降低，機翼參考面積不變，則巡航段平均升力系數降低。除此之外，平均巡航高度也直接影響平均升力系數，它主要由初始巡航高度和巡航段的距離所決定。巡航高度在29 000 ft～41 000 ft (1 ft=0.304 8 m)之間按RVSM[12]標準中飛行高度層的規定而無法連續變化，初始巡航高度又受到發動機推力的直接影響。因而巡航平均升力系數隨航程變化并存在突變。如圖3所示，縱坐標CL為升力系數，而L/D表示升阻比。發動機不變條件下，航程12 000 km及以下巡航高度不變，巡航升力系數隨航程縮短線性減小，航程高于12 000 km巡航高度降低，巡航升力系數有一定程度的偏移；推重比不變的條件下，發動機推力隨航程變化較大，航程10 000 km以上巡航高度不變，升力系數線性變化，航程10 000 km以下發動機推力不足而巡航高度降低，因而升力系數向下偏移。

圖3巡航升力系數和升阻比隨航程的變化
Fig. 3Variations of cruise CLand L/D with range

由氣動模型下的極曲線可知巡航馬赫數下最優升阻比對應升力系數在0.44～0.47之間，這一范圍之外的升阻比下降比較明顯。發動機不變情況下，高于11 000 km航程的巡航升阻比維持較高水平，反之隨航程降低略微降低。而推重比不變的情況，升阻比隨航程縮短而快速減小，尤其在10 000 km航程以下，升阻比降低非常明顯，這將嚴重增加巡航段的耗油。

3.4對單位耗油率的影響

除了巡航升阻比，發動機的耗油率也直接影響了巡航段耗油。如圖4所示，縱坐標TRATIO表示巡航所需推力和發動機提供的可用巡航推力的比值，圖例中Thrust ratio_thrust constant和SFC_thrust constant曲線為推力不變條件下的TRATIO和SFC，Thrust ratio_thrust to weight ratioconstant和SFC_thrust to weight ratio constant曲線為起飛推重比不變條件下的TRATIO和SFC。一般而言，SFC由發動機技術水平決定，同時也受同一巡航條件下TRATIO的影響。發動機不變的情況，該比值隨航程的縮短而降低。推重比不變的情況，該比值隨航程的縮短而增加。通常而言，該比值在80%～90%之間SFC最低，該區間之外的單位耗油率略微增高。

圖4巡航推力點和SFC隨航程的變化
Fig. 4Variations of cruise thrust point and SFC with range

由圖4所示，推重比不變的巡航SFC隨航程的變化較小，發動機不變的SFC隨航程的變化相對較大，然而最大偏差不到1%。因而推力比值對巡航SFC有一定的影響，但幅度較小，發動機推力更多地影響性能的邊界約束，如起飛場長[13]、二階段爬升梯度、單發升限和初始巡航高度等。

3.5對輪擋油耗的影響

隨著航程的縮短，使用空重降低，巡航升阻比降低，巡航SFC增加，三者都直接影響了輪擋燃油，其綜合效果是輪擋燃油隨設計航程的縮短而降低，但降低的幅度有限。以13 000 km方案為比較基準，以3 500 nm(1 nm=1.852 km)為典型航段，圖5給出了輪擋燃油隨設計航程的變化。如圖5所示，縱坐標為輪擋燃油，圖例Wing constant thrust constant表示機翼和發動機均不變的情況，Wing constantT/Wconstant表示機翼不變和起飛推重比不變的條件。發動機不變情況，輪擋燃油隨航程縮短減小的幅度較小，從13 000 km到11 000 km輪擋油耗降低只有約1%；推重比不變的條件，輪擋燃油隨航程的降低相對明顯，但隨航程的減小，油耗降低的幅度逐漸減弱，到10 000 km以下，輪擋油耗甚至增加。這主要是由于巡航升力系數過低而導致的升阻比過小。

圖5典型航段輪擋燃油隨航程的變化
Fig. 5Variations of typical route block fuel with range

4機翼的影響

4.1機翼面積的確定

前兩種假設的巡航升力系數隨航程縮短而降低，主要是因為機翼面積不變的原因。更合理的假設是機翼和發動機隨航程均可變，針對每個設計航程對機翼面積進行優化。機翼面積隨航程的變化規律是航程研究的關鍵，對此需進行重點分析。機翼面積的選取主要從氣動和重量兩方面影響的平衡來確定，并考慮其他設計約束[14]。飛機的升力主要由機翼來產生，相同的機身外形，機翼越大，機翼在全機中所占的比重越高，則全機升阻比越大。與此同時，機翼面積越大，機翼的結構重量越重，造成飛機的使用空重越大，使得飛機達到設計商載航程的油耗越高；綜上，機翼面積增大的氣動和重量對油耗的影響效果相反，因而兩者存在一個平衡的區域。全機升阻比隨機翼面積的變化由全參數化飛機模型中的氣動模型進行計算，氣動力計算中全機網格模型如圖6所示，左右兩部分網格分別對應較大機翼和較小機翼的方案，機身、尾翼和短艙保持不變。機翼和機身的相對位置按照平均氣動弦中點位置對齊，并考慮飛機配平阻力的影響，短艙相對機翼的位置保持不變。

輪擋燃油反映機翼面積對重量和氣動的綜合影響，特定設計航程下，全參數化飛機模型計算輪擋燃油隨機翼面積的變化，如圖7所示，橫坐標SREF為機翼參考面積，縱坐標為輪擋燃油的變化量，Range A曲線為較短航程方案，Range B曲線為較遠航程方案，兩者的油耗隨機翼面積均呈現勺型變化，底部區域反映重量和氣動達到了最優的平衡。底部左側氣動占主要影響，右側重量起主要作用。且較遠航程對應的勺底往右偏移，即遠航程所需的最優機翼面積將增大。考慮其他性能和油耗約束，針對每個航程給出方案優化后的機翼面積和全機升阻比如圖8所示：機翼參考面積隨航程線性變化，升阻比隨航程縮短呈現加速下降的趨勢，航程越小，升阻比降低的越明顯。

圖6氣動模型中的網格模型
Fig. 6Mesh model in aerodynamic model

圖7輪擋燃油隨機翼參考面積的變化
Fig. 7Variations of block fuel with wing reference area

圖8機翼參考面積和升阻比隨航程的變化
Fig. 8Variations of wing reference area and L/D with
range

4.2翼載荷的變化

翼載為飛機的重量和機翼參考面積的比值，通常針對起飛狀態。這里定義3個特征翼載，分別是最大起飛翼載、典型巡航翼載和最大著陸翼載。起飛翼載主要影響飛機的起飛性能和爬升率等，巡航翼載更多影響飛機的巡航高度和巡航升力系數等，而著陸翼載對飛機的進場速度、失速速度、著陸距離等有直接影響。按照圖8給出的機翼面積隨航程的變化規律，3個特征翼載隨航程的變化如圖9所示：縱坐標LWING為翼載荷，圖 例中MTOW曲線為最大起飛翼載，MLW曲線為最大著陸翼載，Cruise曲線為典型巡航翼載。隨著航程的降低，最大起飛翼載逐漸降低，典型巡航翼載隨航程縮短先不變后又略微增加，最大著陸翼載的變化幅度最大，隨航程的降低而快速地增加。座級和商載較大的飛機使用空重較大，航程較遠時使用空重和燃油重量相當，隨著設計航程的縮短，燃油在起飛重量中的比重越小，導致最大零油重量增大，進而最大著陸重量增大并越發接近起飛重量。

圖9翼載荷隨航程的變化
Fig. 9Variations of wing loading with range

進場速度是民航飛機等級劃分的重要依據，直接影響飛機的機場適應性，一般不得小于失速速度的1.23倍[15]。進場速度直接影響失速速度，失速速度又影響飛機的最大升力系數。作為增升裝置的設計目標，最大升力系數往往使得著陸翼載成為機翼面積選取的限制因素。航程小于10 000 km時，最大著陸翼載增加迅速，所需最大升力系數也偏大。如果要求的進場速度一定，航程越短對應增升系統的形式越復雜，如將單縫襟翼改為雙縫襟翼等，使飛機付出增重、增阻、可靠性降低等代價。

4.3輪擋油耗的變化

根據優化后的機翼面積隨航程的變化，將3種假設的輪擋燃油隨航程的變化進行對比，如圖10所示，橫坐標為設計航程，縱坐標為輪擋燃油，圖例Wing constant thrust constant代表機翼和發動機均不變的條件，Wing constantT/Wconstant代表機翼不變和推重比不變的條件，Wing optimized thrust optimized表示機翼和發動機推力均根據航程進行了優化的方案。由圖10可見,在3 500 nm典型航段下，機翼面積優化的方案輪擋油耗隨航程的降低比較明顯，尤其是在10 000 km以下,由于對機翼面積重新設計使得油耗降低趨勢得以繼續，但燃油減小的斜率隨航程的縮短而降低。整體來說，燃油隨航程縮短降低的幅度仍然有限，遠航程飛機縮短航程的省油收益相對明顯。造成這一現象除了前面分析的重量、氣動和耗油率等技術因素外，另一個重要原因是典型航段距離占飛機設計航程的比值不同，而飛機的每公里油耗隨飛行距離顯著變化。

圖10輪擋燃油隨設計航程的變化
Fig. 10Variations of block fuel with design range

4.4運營成本的變化

民機最終的經濟性一般用直接運營成本(Direct Operating Cost, DOC)進行評價，可以分為3個主要組成部分：燃油成本、維修維護成本以及各種費用、飛機的采購(租賃)成本。其中，飛機的售價沒有普適的定價標準，不同的定價策略將會對DOC產生較大差別。本文在麻省理工學院提出的一種定價規則[16]上擬合出公式對DOC進行計算分析：

(1)

式中：Pac為目標機型的售價；Pref為參考機型的售價；St為目標機型的座位數；Stref為參考機型的座位數；Ra為目標機型的航程；Raref為參考機型的航程；k1=0.894 2，α=1.426，k2=0.115 8，β=2.82。

圖11給出了機翼和發動機隨航程優化條件下的飛機成本(采購或租賃)、燃油成本和直接運營成本隨航程的變化。飛機成本與燃油成本相比隨航程縮短下降的幅度更大，3 500 nm典型航段下DOC隨設計航程的縮短而降低，降低的幅度介乎燃油成本和飛機成本之間。在該價格假設下，設計航程每降低2 000 km，DOC降低3%左右。

圖11運營成本隨設計航程的變化
Fig. 11Variations of operating cost with design range

4.5航段距離的影響

圖12給出了每公里油耗隨飛行距離的變化：橫坐標RROUTE為飛機飛行的航段距離，縱坐標為輪擋燃油，兩條曲線分別為航程14 000 km和10 000 km的飛機方案，如圖所示，針對特定設計航程的飛機，每公里油耗隨飛行距離呈現“勺型”變化，大概在1/3航程處最低，在其之前由于巡航段在整個飛行剖面所占的比例偏小而油耗較高，在其之后是由于飛行距離較遠而產生較強的“油背油”效應，即后面段消耗的燃油等效于前面段的商載，因而將會消耗多余的燃油，致使飛行距離越遠每公里油耗越高。以設計航程的每公里油耗為比較基準，較遠航程飛機的每公里油耗差別可達10%，較近航程的飛機每公里油耗差別可達5%。兩方案在不同航段距離下的相對油耗差別會有一定的變化，也同樣說明了遠程飛機飛較短航程時油耗會明顯降低，但飛行距離過短時也將付出一定的燃油代價。

圖12每公里油耗隨航段距離的變化
Fig. 12Variations of block fuel per km with route distance

5結論

1) 航程和座級是飛機總體設計的關鍵輸入，特定座級下，航程對飛機總體設計的影響主要體現在重量、機翼、發動機、巡航速度以及燃油經濟性等方面。

2) 座級和商載不變，航程縮短導致最大起飛重量和使用空機重量均近似線性地降低，起飛重量降低的幅度較大；針對某座級飛機方案，航程每縮短1 000 km，起飛重量降低3%～4%，使用空重降低1%左右。

3) 飛機的市場定位和布局形式一定，機翼面積主要由氣動和重量兩方面因素權衡決定，機翼面積存在一個油耗較低的區間，該區間內油耗的變化不明顯，需結合其他設計約束和考量進行選擇。

4) 座級和商載不變，航程縮短導致飛機的機翼參考面積減小，巡航升阻比下降，低速構型最大升力系數增大，增升裝置設計難度增加。最優升阻比隨機翼面積減小呈加速下降的趨勢，當機翼面積變化幅度較小時，面積降低10%，最優升阻比降低約2%～3%。

5) 發動機參考推力主要由性能約束決定，如起飛場長、二階段爬升梯度、單發升限等，還需考慮巡航階段的需求，如初始巡航高度、典型巡航高度，巡航所需推力與最大巡航推力的比值在80%～90%附近，使SFC處于較低水平，在高低速要求之間進行權衡。

6) 縮短飛機的設計航程，可以一定程度上降低飛機典型航段的輪擋油耗，但省油的程度并不明顯。根據不同的前提假設，航程12 000 km的飛機降低2 000 km航程，油耗降低0.5%～2%。

7) 航程降低后飛機所能覆蓋的航線范圍減小，航線適應性下降，因機翼和發動機減小使得飛機的改裝和發展潛力都降低，最終需根據市場需求權衡利弊后確定飛機的設計航程。

8) 座級和航程確定后，飛機的每公里油耗隨飛行距離的不同相差較大，如航程14 000 km方案在5 000 km附近時油耗較低，與設計航程相比每公里油耗降低可達10%。

9) 為了讓一型飛機覆蓋更多的民航市場，降低研發的成本和風險，在總體設計時應考慮飛機的系列化發展。基本型方案面向最主要的目標市場，通過機身的加長和縮短，航程的延長和縮短，覆蓋更多的細分市場。

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馬超男, 碩士研究生， 工程師。主要研究方向： 氣動布局及概念方案設計。

Tel: 021-20865536

E-mail: machao@comac.cc

吳大衛男， 博士， 高級工程師。主要研究方向： 飛機總體布局設計。

Tel: 021-20865535

E-mail: wudawei@comac.cc

俞金海男， 研究員。主要研究方向： 飛機總體氣動設計。

Tel: 021-20864096

E-mail: yujinhai@comac.cc

陳迎春男， 博士， 研究員。主要研究方向： 民用飛機設計。

Tel: 021-20865010

E-mail: chenyingchun@comac.cc

Received： 2015-09-24; Revised: 2015-10-20; Accepted: 2015-10-27; Published online: 2015-11-1116:33

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1633.004.html

Design range research of large civil aircraft based on parametric modelMA Chao, WU Dawei, YU Jinhai, CHEN Yingchun*

Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China Ltd.,

Shanghai201210, China

Abstract:Seats number and design range, as direct reflection of marketing orientation, are the key parameters of a civil aircraft. The current global large airliner market is dominated by Boeing and Airbus, including narrow body aircraft, wide body aircraft and super large aircraft, among which the wide body aircrafts have a large scope of design range, Both Airbus and Boeing have settled the new generation of wide body aircraft as the remote type. However, the controversy of the development of medium and short range wide body aircraft has never stopped. As Airbus has launched the A330Reginal project, the profit of medium and short range wide body aircraft becomes hot debate. In view of this, large airliner with certain seats level is selected in this paper to analyze the combined impact of design range on wing, engine, aerodynamic performance, characteristic weights, fuel efficiency and the operating cost, the influence of design range on civil aircraft overall design is also illuminated. Finally the benefit and losses due to design range variation are concluded in the technical prospective.

Key words:airliner; civil aircraft; design range; overall design; synthesis optimization; parametric

*Corresponding author. Tel.： 021-20865010E-mail: chenyingchun@comac.cc

作者簡介：

中圖分類號：V221

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-112-10

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0292

*通訊作者.Tel.： 021-20865010E-mail: chenyingchun@comac.cc

收稿日期：2015-09-24; 退修日期: 2015-10-20; 錄用日期: 2015-10-27; 網絡出版時間: 2015-11-1116:33

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1633.004.html

引用格式： 馬超， 吳大衛， 俞金海， 等． 基于參數化模型的大型民用飛機設計航程研究[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 112-121. MA C, WU D W, YU J H, et al. Design range research of large civil aircraft based on parametric model[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 112-121.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn