關于減小油耗的飛機總體方案優化設計研究

張旭，岳良明，王斌

(中國航天空氣動力技術研究院 第二研究所，北京　100074)

關于減小油耗的飛機總體方案優化設計研究

張旭，岳良明，王斌

(中國航天空氣動力技術研究院 第二研究所，北京100074)

摘要：油耗是衡量飛機經濟性的最重要指標之一。根據Breguet航程公式分析降低飛機油耗的主要途徑，并以某飛機的總體方案設計為工程背景，在總體布局變動不大的前提下，有針對性地研究巡航速度、巡航高度、機翼展弦比對飛機輪擋油耗與最大起飛重量的影響；根據研究結果對基本方案進行總體布局優化與方案衍變，分析方案衍變中輪擋油耗、使用空重以及最大起飛重量的變化情況。結果表明：在相同設計航程內，優化方案的輪擋油耗降低3.92%，最大起飛重量減少100 kg。

關鍵詞：飛機總體設計；總體布局；輪擋油耗；最大起飛重量；參數優化；

0引言

隨著燃油價格的不斷上漲，飛機的燃油成本已經占到航空公司運營成本的40%以上[1]，導致許多航空公司面臨著成本上升、效益下降的困境，油耗成為衡量飛機經濟性的一項重要指標，更直接影響飛機的市場競爭力[2-4]。與此同時，國際社會對節能減排的呼聲日益高漲，例如歐盟從2012年起已對所有進出歐洲國家機場的航班征收碳排放稅，作為高能耗的民航運輸業也不得不積極應付[5]。

國外針對民機概念設計已有較為成熟的商業軟件(例如Piano-X、AAA等[6])，這些軟件對油耗、經濟性都有所涉及，但仍存在很多不足，包括模塊化不強，難以兼容優化平臺等。國內李曉勇等[7]對經濟性設計的技術途徑進行了一些探索，周琳等[8]研究了一種油耗指標的分解方法。上述研究多數針對設計理念和方法，并未將關于油耗的總體布局優化有機融合到概念設計流程中。

本文分析降低飛機油耗的主要途徑，研究巡航速度、巡航高度、機翼展弦比對飛機輪擋油耗與最大起飛重量的影響，并根據研究結果進行布局優化與方案衍變。

1理論分析與設計途徑

1.1理論分析

飛機航程的Breguet公式[9]：

(1)

式中：R為飛機航程；V為飛行速度；SFC為發動機比油耗；L/D為飛機升阻比；WF為燃油重量；WP為商載重量；WOE為使用空重。

由式(1)可得

(2)

1.2主要設計途徑

(1) 采用比油耗低的發動機

優化循環參數，提高涵道比、總壓比及渦輪前燃氣溫度等；在高亞音速范圍內，提高渦扇發動機的涵道比不僅有利于降低耗油率，還可以大大降低噴氣噪音[10-11]，因此現代民用飛機幾乎全部采用高涵道比的渦扇發動機。

(2) 減小結構重量

①提高先進材料應用比例，例如復合材料、鋁鋰合金等。

②減小機翼后掠角可以在一定程度上降低結構重量。

①保持升阻比L/D，提高飛行速度V。

提高飛行速度V，導致相應的機翼后掠角增大，結構重量增加；提高飛行速度V，抖振特性設計難度大幅增加[12]。

②保證兩者乘積增大或不變的前提下，提高升阻比L/D，降低飛行速度V。

利用增大機翼展弦比來提高升阻比L/D，同時也會導致結構重量增加；降低飛行速度V會使相應的機翼后掠角減小，結構重量減?。唤档惋w行速度V，發動機比油耗降低，由式(2)可知燃油重量降低。

2設計因素影響分析

2.1基本方案描述

根據設計目標與要求，某飛機基本方案采用常規布局形式：后掠下單翼、雙發翼吊、低平尾及前三點可收放起落架。主要設計參數與結果如表 1所示。

表1　基本方案設計結果

2.2巡航速度影響

固定飛機的使用空重，選取一組不同的巡航速度(Ma為0.71～0.78)，在設計航程內分別計算其最大起飛重量(Maximum Take-off Weight,簡稱MTOW)與輪擋油耗，對比分析結果分別如圖1～圖2所示。

圖1　最大起飛重量隨巡航速度變化曲線

圖2　輪擋油耗隨巡航速度變化曲線

從圖1可以看出：巡航馬赫數在0.71～0.75時，最大起飛重量變化極?。谎埠今R赫數在0.75～0.78時，最大起飛重量變化稍大。

從圖2可以看出：在該設計航程內輪擋油耗隨巡航速度的提高呈增加趨勢；以Ma=0.74為界，Ma<0.74時輪擋油耗增長緩慢，而Ma>0.74時輪擋油耗增長顯著。

經估算，同一架飛機在35 000 ft高度巡航時，巡航馬赫數由0.78減小至0.74，1 200 nm航段的飛行時間增加約7 min，輪擋耗油量減少約2.1%。若按巡航馬赫數0.74進行設計，則耗油量可進一步減少。

2.3巡航高度影響

固定飛機的使用空重，設定一組不同的巡航高度(H為35 000～41 000 ft)，在設計航程內分別計算分析其最大起飛重量與輪擋耗油量，對比分析結果如圖3～圖4所示?？梢钥闯觯涸谠撛O計航程內，最大起飛重量與輪擋油耗均隨巡航高度的升高而減小。隨著高度的升高，空氣密度和溫度不斷減小，飛機阻力也不斷減小，發動機耗油率也相應減小，因此輪擋油耗降低。

圖3　最大起飛重量隨巡航高度變化曲線

圖4　輪擋油耗隨巡航高度變化曲線

2.4機翼展弦比影響

為了研究“利用增大機翼展弦比來提高升阻比”的節油途徑是否可行，在保持機翼面積不變的同時增大展弦比，并計算分析相應的最大起飛重量與設計航程內的輪擋油耗，分析結果如圖5～圖6所示。

圖5　最大起飛重量隨機翼展弦比變化曲線

圖6　輪擋油耗隨機翼展弦比變化曲線

從圖5～圖6可以看出：在該設計航段內，輪擋油耗隨機翼展弦比增大而減小，但最大起飛重量隨展弦比增大而增大。同時大展弦比機翼帶來的結構大變形問題在設計中也不容忽視。因此，該設計變量仍需綜合權衡，通過合適的優化方法得出。

3布局優化與方案衍變

3.1總體布局優化

將基本方案的設計巡航馬赫數由0.78修改為0.74，巡航高度由35 000～39 000 ft修改為37 000～41 000 ft階梯巡航。由于基本方案的參數已確定，因此只針對機翼的主要參數進行布局優化，基本參數設置如下：

(1) 固定參數：航程1 200 nm；

(2) 優化變量：機翼展弦比；1/4弦線后掠角；

(3)目標函數：minf(WBF,WTO)

f(WBF,WTO)=WTO+2WBF

(3)

式中：WBF為輪擋油重；WTO為最大起飛重量。

優化后得到的結果如表 2所示。

表2　優化方案結果

3.2方案衍變

根據優化結果，從基本方案到優化方案的布局及參數衍變如下：①機翼1/4弦線后掠角減小至20°；②機翼展弦比增大為11.0；③設計巡航馬赫數降低至0.74；④設計巡航高度修改為37 000～41 000 ft階梯巡航。

由基本方案到優化方案的布局變化如圖7所示，方案衍變中輪擋油耗、使用空重以及最大起飛重量的變化情況如圖8～圖10所示。

圖7　布局優化前后對比

圖8　方案衍變中輪擋油耗變化圖

圖9　方案衍變中使用空重變化圖

圖10　方案衍變中最大起飛重量變化圖

從圖7～圖10可以看出：優化方案在設計航程內的輪擋油耗降低3.92%，使用空重增加131 kg(0.42%)，最大起飛重量減少100 kg(0.20%)。

4結論

(1) 在設計航程內，該飛機的輪擋油耗隨巡航速度的提高而增長，且以Ma=0.74為界，Ma<0.74時輪擋油耗增長緩慢，而Ma>0.74時輪擋油耗增長顯著；輪擋油耗與最大起飛重量均隨巡航高度的升高而減??；輪擋油耗隨機翼展弦比增大而減小，但最大起飛重量隨展弦比增大而增大。

(2) 機翼展弦比、1/4弦線后掠角等布局參數是與巡航速度、巡航高度等頂層設計參數密切相關的，變參數分析結果為方案優化提供了主要設計思想：降低巡航速度、提高階梯巡航高度，并相應減小機翼1/4弦線后掠角、增大機翼展弦比。

(3) 在權衡選出巡航速度、巡航高度等設計參數的情況下，采用合適的算法優化得出機翼展弦比、1/4弦線后掠角等布局參數是一種有效可行的設計途徑。

參考文獻

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Optimization Design of an Airplane General Scheme on the Reduction of Fuel Consumption

Zhang Xu, Yue Liangming, Wang Bin

(The Second Research Institute, China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

Abstract:Fuel consumption is one of the most important parameters in judging the economical efficiency of airplanes. Based on the Breguet range equation，main ways to reduce the fuel consumption of airplane are discussed. Under the background of conceptual design of an airplane, influence studies of cruise speed, cruise altitude and aspect ratio of wing on the block fuel and the maximum take-off weight(MTOW) are carried out on the premise of little change in the general layout. According to the research results, general layout optimization and certain developments are applied to the initial design, and the changes of block fuel, operational empty weight(OEW) and MTOW are analyzed during the developments. The results indicate that the optimization design brings a 3.92% decrease in the block fuel and a 100 kg reduction in MTOW during the same design range.

Key words:airplane general design; general layout; block fuel; MTOW; parameter optimization

收稿日期：2016-01-18；修回日期：2016-02-24

通信作者：岳良明,250819185@qq.com

文章編號:1674-8190(2016)02-225-05

中圖分類號：V221.6

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.013

作者簡介：

張旭(1985-)，男，工程師。主要研究方向：飛機總體設計、氣動彈性分析與設計。

岳良明(1982-)，男，工程師。主要研究方向：飛機總體、氣動設計。

王斌(1980-)，男，高級工程師。主要研究方向：飛機總體設計、氣動優化。

(編輯：趙毓梅)