關(guān)于減小油耗的飛機(jī)總體方案優(yōu)化設(shè)計研究

張旭，岳良明，王斌

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 第二研究所，北京　100074)

關(guān)于減小油耗的飛機(jī)總體方案優(yōu)化設(shè)計研究

張旭，岳良明，王斌

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 第二研究所，北京100074)

摘要：油耗是衡量飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性的最重要指標(biāo)之一。根據(jù)Breguet航程公式分析降低飛機(jī)油耗的主要途徑，并以某飛機(jī)的總體方案設(shè)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(jī)翼展弦比對飛機(jī)輪擋油耗與最大起飛重量的影響；根據(jù)研究結(jié)果對基本方案進(jìn)行總體布局優(yōu)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(jié)果表明：在相同設(shè)計航程內(nèi)，優(yōu)化方案的輪擋油耗降低3.92%，最大起飛重量減少100 kg。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)總體設(shè)計；總體布局；輪擋油耗；最大起飛重量；參數(shù)優(yōu)化；

0引言

隨著燃油價格的不斷上漲，飛機(jī)的燃油成本已經(jīng)占到航空公司運(yùn)營成本的40%以上[1]，導(dǎo)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(jī)經(jīng)濟(jì)性的一項重要指標(biāo)，更直接影響飛機(jī)的市場競爭力[2-4]。與此同時，國際社會對節(jié)能減排的呼聲日益高漲，例如歐盟從2012年起已對所有進(jìn)出歐洲國家機(jī)場的航班征收碳排放稅，作為高能耗的民航運(yùn)輸業(yè)也不得不積極應(yīng)付[5]。

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

本文分析降低飛機(jī)油耗的主要途徑，研究巡航速度、巡航高度、機(jī)翼展弦比對飛機(jī)輪擋油耗與最大起飛重量的影響，并根據(jù)研究結(jié)果進(jìn)行布局優(yōu)化與方案衍變。

1理論分析與設(shè)計途徑

1.1理論分析

飛機(jī)航程的Breguet公式[9]：

(1)

式中：R為飛機(jī)航程；V為飛行速度；SFC為發(fā)動機(jī)比油耗；L/D為飛機(jī)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(shè)計途徑

(1) 采用比油耗低的發(fā)動機(jī)

優(yōu)化循環(huán)參數(shù)，提高涵道比、總壓比及渦輪前燃?xì)鉁囟鹊?；在高亞音速范圍?nèi)，提高渦扇發(fā)動機(jī)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(xiàn)代民用飛機(jī)幾乎全部采用高涵道比的渦扇發(fā)動機(jī)。

(2) 減小結(jié)構(gòu)重量

①提高先進(jìn)材料應(yīng)用比例，例如復(fù)合材料、鋁鋰合金等。

②減小機(jī)翼后掠角可以在一定程度上降低結(jié)構(gòu)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(dǎo)致相應(yīng)的機(jī)翼后掠角增大，結(jié)構(gòu)重量增加；提高飛行速度V，抖振特性設(shè)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(jī)翼展弦比來提高升阻比L/D，同時也會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量增加；降低飛行速度V會使相應(yīng)的機(jī)翼后掠角減小，結(jié)構(gòu)重量減??；降低飛行速度V，發(fā)動機(jī)比油耗降低，由式(2)可知燃油重量降低。

2設(shè)計因素影響分析

2.1基本方案描述

根據(jù)設(shè)計目標(biāo)與要求，某飛機(jī)基本方案采用常規(guī)布局形式：后掠下單翼、雙發(fā)翼吊、低平尾及前三點可收放起落架。主要設(shè)計參數(shù)與結(jié)果如表 1所示。

表1　基本方案設(shè)計結(jié)果

2.2巡航速度影響

固定飛機(jī)的使用空重，選取一組不同的巡航速度(Ma為0.71～0.78)，在設(shè)計航程內(nèi)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(jié)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(shù)在0.71～0.75時，最大起飛重量變化極??；巡航馬赫數(shù)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(shè)計航程內(nèi)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(jīng)估算，同一架飛機(jī)在35 000 ft高度巡航時，巡航馬赫數(shù)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(shù)0.74進(jìn)行設(shè)計，則耗油量可進(jìn)一步減少。

2.3巡航高度影響

固定飛機(jī)的使用空重，設(shè)定一組不同的巡航高度(H為35 000～41 000 ft)，在設(shè)計航程內(nèi)分別計算分析其最大起飛重量與輪擋耗油量，對比分析結(jié)果如圖3～圖4所示?？梢钥闯觯涸谠撛O(shè)計航程內(nèi)，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(jī)阻力也不斷減小，發(fā)動機(jī)耗油率也相應(yīng)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(jī)翼展弦比影響

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

圖5　最大起飛重量隨機(jī)翼展弦比變化曲線

圖6　輪擋油耗隨機(jī)翼展弦比變化曲線

從圖5～圖6可以看出：在該設(shè)計航段內(nèi)，輪擋油耗隨機(jī)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(jī)翼帶來的結(jié)構(gòu)大變形問題在設(shè)計中也不容忽視。因此，該設(shè)計變量仍需綜合權(quán)衡，通過合適的優(yōu)化方法得出。

3布局優(yōu)化與方案衍變

3.1總體布局優(yōu)化

將基本方案的設(shè)計巡航馬赫數(shù)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(shù)已確定，因此只針對機(jī)翼的主要參數(shù)進(jìn)行布局優(yōu)化，基本參數(shù)設(shè)置如下：

(1) 固定參數(shù)：航程1 200 nm；

(2) 優(yōu)化變量：機(jī)翼展弦比；1/4弦線后掠角；

(3)目標(biāo)函數(shù)：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(yōu)化后得到的結(jié)果如表 2所示。

表2　優(yōu)化方案結(jié)果

3.2方案衍變

根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，從基本方案到優(yōu)化方案的布局及參數(shù)衍變?nèi)缦拢孩贆C(jī)翼1/4弦線后掠角減小至20°；②機(jī)翼展弦比增大為11.0；③設(shè)計巡航馬赫數(shù)降低至0.74；④設(shè)計巡航高度修改為37 000～41 000 ft階梯巡航。

由基本方案到優(yōu)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(yōu)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(yōu)化方案在設(shè)計航程內(nèi)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(jié)論

(1) 在設(shè)計航程內(nèi)，該飛機(jī)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(jī)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(jī)翼展弦比、1/4弦線后掠角等布局參數(shù)是與巡航速度、巡航高度等頂層設(shè)計參數(shù)密切相關(guān)的，變參數(shù)分析結(jié)果為方案優(yōu)化提供了主要設(shè)計思想：降低巡航速度、提高階梯巡航高度，并相應(yīng)減小機(jī)翼1/4弦線后掠角、增大機(jī)翼展弦比。

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

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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(xiàn)標(biāo)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(jī)總體設(shè)計、氣動彈性分析與設(shè)計。

岳良明(1982-)，男，工程師。主要研究方向：飛機(jī)總體、氣動設(shè)計。

王斌(1980-)，男，高級工程師。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計、氣動優(yōu)化。

(編輯：趙毓梅)