面向綠色航空的客機機翼外形和飛行條件設(shè)計

王 宇 鄧海強 楊振博 張 帥

1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，南京，2100162.中國商用飛機有限責(zé)任公司北京民用飛機技術(shù)研究中心，北京，102211

面向綠色航空的客機機翼外形和飛行條件設(shè)計

王 宇1鄧海強1楊振博1張 帥2

1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，南京，2100162.中國商用飛機有限責(zé)任公司北京民用飛機技術(shù)研究中心，北京，102211

從環(huán)境影響、航空公司運營、乘客體驗多個角度，基于多學(xué)科分析框架，提出綜合研究機翼參數(shù)和飛行條件對進場噪聲、起降循環(huán)期間污染氣體排放量、溫室氣體總排放量、直接運營成本和航時等性能的影響。分析表明，減少襟翼開縫有助于降低噪聲，但需要增大機翼面積來彌補氣動性能損失；降低巡航高度可以降低溫室氣體排放量，卻伴隨著直接運營成本和航時的增加；加大進場坡度可以降低進場噪聲和起降循環(huán)的排放量。綜合經(jīng)濟性和環(huán)保性進行多目標(biāo)優(yōu)化，獲得了兩種典型的飛機構(gòu)型及對應(yīng)的飛行條件。

綠色航空；機翼外形；飛行條件；多目標(biāo)優(yōu)化

0 引言

為了應(yīng)對民航客機對環(huán)境影響的問題，國際民航組織(international civil aviation, ICAO)和美國聯(lián)邦航空管理局(federal aviation administration, FAA)制定了一系列標(biāo)準(zhǔn)、政策，并提供了指導(dǎo)材料。ICAO設(shè)定了三個環(huán)保目標(biāo)：①限制或減少受到飛機噪聲嚴(yán)重影響的人數(shù)；②限制或減少航空排放對機場周邊空氣質(zhì)量的影響；③限制或減少航空溫室氣體排放對全球氣候的影響。其中目標(biāo)③為近期新加入的目標(biāo)[1]。FAA制定了持續(xù)節(jié)能、減排和降噪(continuous lower energy, emissions and noise, CLEEN)的計劃。美國國家航空航天局制定了降噪減排的目標(biāo)，提出了“N+2”代(2025服役)和“N+3”代(2030-2035服役)飛機的概念。歐洲航空研究顧問委員會先后發(fā)布了2020愿景(vision for 2020)和航跡2050(flight path 2050)[2]。

噪聲問題是“協(xié)和”號超音速客機被迫停飛的原因之一。飛機噪聲主要包括推進系統(tǒng)噪聲和機體噪聲[3-4]?，F(xiàn)代大型客機大多采用高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，在起飛階段，發(fā)動機是最主要的噪聲輻射源[5]。隨著技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動機的噪聲不斷降低，機翼的氣動噪聲問題越發(fā)凸顯[6-7]，增升裝置和起落架等構(gòu)件是飛機進場著陸時機翼噪聲的主要噪聲源[8]。隨著時代的發(fā)展，適航噪聲審定標(biāo)準(zhǔn)越來越苛刻[9]，近期，F(xiàn)AA提出了第五階段噪聲要求，有望在2026年生效，這對于飛機和發(fā)動機設(shè)計者都是一個嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。

客機面臨的另一個環(huán)保問題是減少排放量?？蜋C發(fā)動機排放出的污染氣體主要有CO2、NOx、CO、HC等[10-11]，這些氣體對環(huán)境的影響主要包括兩方面：一方面?zhèn)戎仄痫w和著陸過程中排放的各種氣體對機場周邊空氣質(zhì)量、人類健康的影響[12]；另一方面?zhèn)戎刂虚g飛行過程，尤其是高空巡航階段，排出的CO2和NOx等溫室氣體對大氣臭氧層的影響，即這些氣體引起的溫室效應(yīng)。早期的研究主要針對機場范圍，ICAO針對標(biāo)準(zhǔn)起飛著陸 (landing and take-off，LTO) 循環(huán)中滑行、起飛、爬升、進近四個階段，設(shè)定了污染氣體排放標(biāo)準(zhǔn)。由于高空巡航階段排放的氣體會直接影響對流層頂部和平流層的大氣組成，故近期的研究更加關(guān)注這部分排放氣體對溫室效應(yīng)的影響[13-16]，學(xué)者們提出了多種評價指標(biāo)，如全球升溫潛能值(global warming potentials，GWP)[17-18]、全球溫變潛能(global temperature potentials，GTP)[19]，ICAO也正在研究制定針對溫室氣體排放量的適航標(biāo)準(zhǔn)。

從經(jīng)濟性角度考慮，幾乎所有的飛機/發(fā)動機制造商和航空公司都致力于降低成本，尤其是直接運營成本(direct operating costs，DOC)，從而保持競爭的領(lǐng)先地位，因此，有必要在客機的設(shè)計過程中權(quán)衡經(jīng)濟性和環(huán)境影響，進行多目標(biāo)設(shè)計。VOLDERS等[20]通過改變推重比和翼載荷,對一架遠程客機巡航階段的排放量和DOC進行了優(yōu)化。ANTOINE等[21]針對一架280座客機,進行了最小化環(huán)境影響的研究。SCHWARTZ等[22]提出了一個隨時間-高度變化的大氣模型，分別以成本、油耗和NOx排放為目標(biāo)，對飛機進行了設(shè)計。HENDERSON等[23]集成了一個多學(xué)科分析框架，以減小排放為目標(biāo)對飛機機翼和發(fā)動機進行了設(shè)計。WEISS等[24]從多準(zhǔn)則決策的角度，綜合研究了客機的經(jīng)濟性、環(huán)保性、社會性等因素。國內(nèi)，吳慧欣[25]和WANG等[26]也基于經(jīng)濟性和環(huán)保理念,分別對客機概念設(shè)計進行了初步研究。

發(fā)動機對于降噪減排固然十分重要，但是機體外形和飛行條件對降噪減排也有著至關(guān)重要的影響，而且發(fā)動機和飛機機體通常是由不同的公司分別研制的?？紤]到在注重降噪減排的同時可能會導(dǎo)致運營成本的提高和航時的延長，而這兩項恰恰是航空公司和乘客關(guān)注的重點，本文研究主要機翼參數(shù)(參考面積、后掠角、展弦比等)和飛行條件(巡航高度和馬赫數(shù))對總溫室氣體排放量、起降循環(huán)污染氣體排放量、進場噪聲、直接運營成本和航時的影響，在權(quán)衡客機經(jīng)濟性、環(huán)保性、用戶體驗等多個目標(biāo)的前提下，基于多學(xué)科分析框架對客機機翼參數(shù)和飛行條件展開設(shè)計。

1 客機綜合分析模型

在客機概念設(shè)計過程中，多學(xué)科分析程序是多目標(biāo)優(yōu)化的前提。本多學(xué)科分析框架主要包括以下學(xué)科：推進、幾何、氣動、結(jié)構(gòu)、質(zhì)量、性能、噪聲、排放和直接運營成本，如圖1所示。各學(xué)科分析模型的構(gòu)建以解析方法為主，結(jié)合半經(jīng)驗公式和快速數(shù)值方法[27-28]。程序在MATLAB軟件環(huán)境下開發(fā)完成，分析模型由獨立的m程序文件實現(xiàn)，采用MAT數(shù)據(jù)文件統(tǒng)一管理各類數(shù)據(jù)。

圖1 多學(xué)科分析框架Fig.1 Multidisciplinary analysis framework

1.1 噪聲評估模型

在進場著陸階段，機翼噪聲是主要的噪聲來源。在起飛階段，風(fēng)扇噪聲和噴流噪聲起主要貢獻。商用飛機在噪聲方面必須滿足FAA36部的條款要求，按照國際民航組織Annex 16適航噪聲審定指南要求，適航噪聲審定通過評定地面指定位置點飛機起飛和進場著陸階段的有效感覺噪聲級(effective perceived noise level，EPNL)來進行[29]，如圖2所示。飛機在全部發(fā)動機都工作的情況下并以最大起飛質(zhì)量起飛、著陸時，其邊線、起飛和進近的EPNL累積值不超過適航標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的限值。本文采用NASA研發(fā)的飛機噪聲預(yù)測程序ANOPP來完成噪聲預(yù)測。ANOPP是一款基于半經(jīng)驗方法的飛機噪聲預(yù)測程序，它以大量的實驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)并結(jié)合理論分析得出噪聲級，預(yù)測結(jié)果較為可靠且效率高[30]。

1.2 排放量評估模型

飛機發(fā)動機排放的污染氣體包括CO2、NOx、HC、煙塵等。在飛機飛行的各階段中，各種污染氣體的排放量E可以依據(jù)發(fā)動機消耗的燃油量Wfuel和該氣體對應(yīng)的排放指數(shù)(emission index, EI)I來計算，即

E=IWfuel

(1)

圖2 ICAO噪聲測量參考位置Fig.2 ICAO certification noise measurement reference points

其中，I表示每消耗1 kg燃油所排出該氣體的克數(shù)，各種氣體的排放指數(shù)均不相同，而且一些氣體的排放指數(shù)還會隨著發(fā)動機的運行狀態(tài)和運行環(huán)境而變化。H2O和CO2的排放指數(shù)近似為定值，而HC、CO、NOx等氣體的排放指數(shù)IHC、ICO和INOx不是常數(shù)，其具體數(shù)值需要根據(jù)發(fā)動機的具體型號及運行環(huán)境來確定。ICAO測量并公布的發(fā)動機排放數(shù)據(jù)庫提供了部分現(xiàn)有發(fā)動機處于標(biāo)準(zhǔn)起飛降落循環(huán)的起飛、爬升、進近和滑行四種工作狀態(tài)且為15 ℃海平面凈推力情況下的燃油流量或推力與排放指數(shù)之間的關(guān)系[31]。其他飛行狀態(tài)可結(jié)合波音公司研發(fā)的燃油流量修正方法進行估算，本文采用改進的燃油流量修正方法[16,32]，使用高階的多項式擬合代替原來的線性插值，拓展原方法的使用范圍，從而應(yīng)用于客機概念設(shè)計。

客機排放的氣體對環(huán)境的影響主要包括兩個方面：起降循環(huán)階段對機場周邊造成的大氣污染和全航程飛行產(chǎn)生的溫室效應(yīng)。針對機場周邊的當(dāng)?shù)乜諝赓|(zhì)量，ICAO制定了發(fā)動機在海平面標(biāo)準(zhǔn)起降循環(huán)階段HC、CO和NOx的排放限制，但未考慮飛機本身的影響。為了綜合考慮客機機翼的影響，本文使用飛機飛行高度低于914.4 m(3000 ft)[10]時，在起降循環(huán)過程中以上氣體的排放量Eg作為評估機場周邊飛機污染氣體排放量的指標(biāo)。

對于全航程溫室效應(yīng)影響，排放量較大且溫室作用明顯的氣體主要包括CO2、NOx、H2O。各種氣體的溫室效應(yīng)是不同且復(fù)雜的，當(dāng)NOx排放在對流層頂?shù)狡搅鲗訁^(qū)域時，產(chǎn)生的溫室效應(yīng)影響隨海拔高度的變化呈現(xiàn)先遞增后遞減的截然相反的變化趨勢。本文采用政府間氣候變化專業(yè)委員會提出的全球升溫潛能值(global warming potential,GWP)[20]來衡量飛機排放出的溫室氣體總量。先將全航程分為若干特定航段，針對每個特定航段，計算三種主要溫室氣體CO2、H2O和NOx的排放量，將之分別乘以各自的GWP值再疊加起來，可得到特定航段溫室氣體排放量；然后將各航段溫室氣體排放量疊加，求得全航程總溫室氣體排放量ETGWP。由于不同客機的乘客數(shù)和航程都不同，為了便于相互比較，本文使用每座每千米的溫室氣體排放ETGWP_PR作為衡量標(biāo)準(zhǔn)，計算公式為

ETGWP_PR=ETGWP/(PR)

(2)

其中，總溫室氣體排放量ETGWP的單位為g,P為乘客數(shù)；R為航程(單位為km)，則ETGWP_PR單位為g/km。

1.3 成本評估模型

DOC是直接運營成本或直接使用費用，是指使用一架飛機所支付的費用，它與飛機運營直接相關(guān)，是衡量飛機使用經(jīng)濟性的重要依據(jù)。DOC的組成項目通?？梢苑譃閮深悾核袡?quán)成本和現(xiàn)金成本。所有權(quán)成本包括利息(或租金)、折舊費、保險費三項；現(xiàn)金成本包括空勤組費用、燃油費用、維修費用、運行費用和旅客餐食費用五項。其中，空勤組費用包括飛行員費用和客艙乘務(wù)員費用；運行費用包括飛機起降服務(wù)費、地面服務(wù)費、航路費[33]。DOC有多種表達方式，如每輪檔小時成本、每航次成本和座千米成本等，分別從不同側(cè)面體現(xiàn)運營成本。本文采用座千米成本(即每座每千米的直接運營成本CDOC_PR)作為衡量指標(biāo)，單位為元/km。

1.4 飛行任務(wù)剖面

民用飛機的主要運行任務(wù)路線包括起飛、爬升、巡航、進場、著陸、停機等，本文將任務(wù)剖面共分為14段，并對爬升段、巡航段、下滑段進行了細(xì)化，具體如下。

飛機起飛越過安全高度以后到達457.2 m(1500 ft)高度之前為起飛爬升階段。根據(jù)襟翼、起落架、發(fā)動機油門的不同狀態(tài)，起飛爬升可以分為四個階段。

從457.2 m(1500 ft)到巡航高度為飛機的航線爬升段，飛機正式進入航線飛行。3048.0 m(10 000 ft)以下通常為定速爬升階段，客機以463 km/h(250 kt)的速度作定速爬升。3048.0 m(10 000 ft)以上為加速爬升段。

飛機到達初始巡航高度時，通常飛機已經(jīng)加速到設(shè)計巡航馬赫數(shù)。在平飛巡航階段，隨著燃油的不斷消耗，飛機的質(zhì)量不斷減小，為保持較高的巡航效率，航程較遠、平飛巡航段較長的客機通常都會采用若干段不同高度的階梯巡航。

在巡航段的終點，飛機的油門收至慢車狀態(tài)，在阻力大于推力的情況下開始下滑。下滑過程與爬升過程正好相反，在3048.0 m(10 000ft)以上為減速下滑，到達3048.0 m(100 00 ft)以后減速至463 km/h(250 kt)并以該速度定速下滑。在下降到457.2 m(1500 ft)高度以后，飛機已經(jīng)到達著陸場上空，開始進近以及進場著陸階段。

進近過程仍然是減速下滑過程，從463 km/h(250 kt)減速至進場速度，同時從475.2 m(1500 ft)下滑至15.2 m(50 ft)進場高度對準(zhǔn)跑道，然后轉(zhuǎn)為進場著陸階段。

2 權(quán)衡成本與環(huán)境影響

以一架全經(jīng)濟艙可乘坐189位旅客的客機為例，面向綠色航空需求研究機翼參數(shù)和飛行條件的影響。該客機構(gòu)型和性能類似于波音737-800，設(shè)計航程為5000 km。配裝發(fā)動機型號為CFM56-7B27， ICAO數(shù)據(jù)庫發(fā)布的該發(fā)動機的部分排放數(shù)據(jù)見表1。

表1 發(fā)動機CFM56-7B27的相關(guān)排放數(shù)據(jù)

除了上述經(jīng)濟性和環(huán)保性要求以外，航時也是乘客關(guān)心的一項重要性能，航時直接影響著用戶體驗和和航空公司安排客機每天飛行的次數(shù)?？傮w來看，需要權(quán)衡多方面因素，這實際上是一個多目標(biāo)優(yōu)化的問題，目標(biāo)包括：起降循環(huán)污染氣體排放量Eg、每座每千米溫室氣體排放量ETGWP_PR、進場噪聲NApp、每座每千米成本CDOC_PR和航時E。共有9個設(shè)計變量，其中有5個機翼構(gòu)型參數(shù)、3個飛行條件參數(shù)(巡航馬赫數(shù)、初始巡航高度和進近角)，最后一個設(shè)計變量是該客機設(shè)計航程為5000 km時的設(shè)計燃油質(zhì)量。此外，還有3個性能要求作為約束條件。設(shè)計變量、約束條件、優(yōu)化目標(biāo)具體含義及初始值見表2。

表2 優(yōu)化問題中的參數(shù)

注：設(shè)計航程為5000 km。

2.1 降低噪聲

在飛機進場著陸過程中，增升裝置可大幅度提高升力和阻力，單縫和三縫富勒襟翼是目前主要用于現(xiàn)代客機的后緣增升裝置，三縫富勒襟翼可以增加升力系數(shù)100%以上，但是多條開縫產(chǎn)生的不穩(wěn)定氣流導(dǎo)致機翼噪聲增大。設(shè)定機翼的參考面積為定值120 m2，受單縫和三縫富勒襟翼影響變化大于3%的性能如圖3所示。從圖3中可以看出，與配裝單縫富勒襟翼的飛機相比，配裝三縫富勒襟翼的飛機進場噪聲將高出7.4 dB(EPN)，對其他目標(biāo)Eg、ETGWP_PR、CDOC_PR和E的影響非常??；三縫富勒襟翼的增升效果要比單縫富勒襟翼好，所以三縫富勒襟翼比單縫富勒襟翼對應(yīng)的進場速度vApp(約5.3 m/s)小，并且起飛距離Sto和著陸距離Sld較短。Sto從1837 m縮短到1656 m，Sld從1633 m縮短到1510 m；第二階段爬升梯度受襟翼的影響也有所增大?？梢?，單縫富勒襟翼有助于降低進場噪聲，但會損失起降性能。

圖3 兩種襟翼的影響Fig.3 Impact of two flap types

假定客機已配置單縫富勒襟翼，研究機翼參考面積S的變化對各項性能的影響，其他設(shè)計變量均設(shè)為初始基準(zhǔn)值。如圖4所示，通過將機翼參考面積從110 m2增大到130 m2，起飛距離從2026 m減小到1766 m，著陸距離從1754 m減小到1595 m。進場速度可以減小5.5 m/s，進場速度減小也使進場噪聲進一步減小1.6 dB(EPN)。與此同時，Eg、ETGWP_PR和CDOC_PR和E變化都很小?？梢?，減少襟翼開縫可以起到降低噪聲的作用，但同時需要更大的機翼面積來彌補空氣動力的損失。

圖4 機翼面積的影響Fig.4 Impact of wing area

通常客機進場是采用一個標(biāo)準(zhǔn)的3°下滑進近角，ANTOINE等[21]的研究表明，加大進近角可以降低噪聲。本文綜合分析增大進近角對噪聲、排放、經(jīng)濟性的影響，主要分析結(jié)果如圖5所示，飛機進近角θ從3°增大到5°對ETGWP_PR、CDOC_PR和E的影響很小，因為這些性能受全航線(尤其是巡航階段)的影響，而進近角只影響進場階段。隨著θ的增大，進場噪聲NApp可減小3.1 dB(EPN)，機場周邊污染氣體排放量Eg由14.9 kg減小到14.4 kg，減小了3.3%，這是因為陡峭進場使飛機飛行軌跡遠離了地面噪聲測量點，而且通過減小油門來提高進近角有利于減少油耗和排放。

圖5 進近角的影響Fig.5 Impact of approach angle

2.2 減少排放

客機飛行過程要經(jīng)歷較長時間的巡航階段，巡航高度和巡航速度對航時、溫室氣體排放量、經(jīng)濟性都有較大影響。由圖6可見，初始巡航高度H從9000 m變化到11 000 m對E、ETGWP_PR和CDOC_PR都有很大的影響，隨著高度的增加，CDOC_PR逐漸減小，變化幅度約4.3%；而ETGWP_PR迅速增大，變化幅度達到20.5%，這主要是因為客機在該高度范圍飛行時，排放的NOx和H2O對溫室效應(yīng)的影響是隨海拔高度增加而增大的?？梢娡ㄟ^降低巡航高度可大幅度減少排放氣體對溫室效應(yīng)的影響，但會伴隨油耗的增加和直接運營成本的提高，飛機最大起飛質(zhì)量和進場速度也會隨之增大，從而導(dǎo)致起飛和著陸距離變長。

圖6 初始巡航高度的影響Fig.6 Impact of initial cruise altitude

由圖7可見，馬赫數(shù)達到0.78之后，激波出現(xiàn)導(dǎo)致阻力急劇增加，進而油耗、起飛質(zhì)量、排放量和直接運營成本等都迅速增加。巡航速度小于0.78Ma時，巡航速度的提高對航時的影響較大，變化幅度達9.63%，CDOC_PR的變化幅度約3.9%，γ的變化幅度約2.8%，ETGWP_PR的變化幅度僅為2.3%，對其他參數(shù)影響較小。這是因為算例設(shè)定的客機初始構(gòu)型后掠角為25°，有利于延遲機翼上的激波發(fā)生從而減小波阻。但低速飛行時并未產(chǎn)生激波，誘導(dǎo)阻力是主要阻力來源，較大后掠角構(gòu)型并不適合于低速飛行。綜合分析可知，對于目前處于運營中的此類后掠翼客機，以不產(chǎn)生波阻的速度飛行，減速對減排并不會起太大作用，反而延長了航時，會影響乘客對航班的選擇。

圖7 巡航速度的影響Fig.7 Impact of cruise velocity

3 多目標(biāo)優(yōu)化

此客機多目標(biāo)優(yōu)化問題共包含5個最優(yōu)化目標(biāo)：起降循環(huán)污染氣體排放量Eg、每座每千米溫室氣體排放量ETGWP_PR、進場噪聲NApp、每座每千米成本CDOC_PR和航時E。求解多目標(biāo)優(yōu)化問題的典型策略主要分兩類：先驗方法和后驗方法。

先驗方法。需要先將多個目標(biāo)通過加權(quán)合成一個總目標(biāo)，即

(3)

其中，f表示優(yōu)化目標(biāo)；k為目標(biāo)的個數(shù)，k=1,2,…,n；w是權(quán)重因子；s是比例因子。然后借助單目標(biāo)優(yōu)化求解方法尋找最優(yōu)解。

后驗方法。先應(yīng)用多目標(biāo)優(yōu)化方法尋找最優(yōu)解集，然后決策者可根據(jù)不同的評判準(zhǔn)則綜合分析，在最優(yōu)解集中選取設(shè)計方案。然而，如果要以圖形的形式直觀顯示最優(yōu)解集(Pareto沿)，那么優(yōu)化目標(biāo)就不能超過3個。因此，本文選擇先驗方法求解這個五目標(biāo)優(yōu)化問題，并研究最小化經(jīng)濟性目標(biāo)、最小化環(huán)保性目標(biāo)、最小化總目標(biāo)幾種組合。優(yōu)化求解采用粒子群優(yōu)化算法(particle swarm optimization,PSO)和序列二次規(guī)劃優(yōu)化(sequential quadratic programming，SQP)算法。粒子群優(yōu)化算法[34-35]是一種演化計算技術(shù)，來源于對一個簡化社會模型的模擬。作為一種基于群體職能的隨機尋優(yōu)算法，相比于傳統(tǒng)進化算法，粒子群優(yōu)化算法采用簡單的速度-位移模型，具有記憶微粒最佳位置和微粒間共享信息的能力，避免了復(fù)雜的遺傳操作，而且粒子群優(yōu)化可以通過自適應(yīng)調(diào)整慣性因子權(quán)衡全局探索和局部探索。序列二次規(guī)劃優(yōu)化是一種傳統(tǒng)的優(yōu)化算法，可以將通過粒子群優(yōu)化算法求得的近似全局最優(yōu)解作為其初始值，然后通過基于梯度的尋優(yōu)過程迅速完成局部最優(yōu)進一步更新。優(yōu)化目標(biāo)合成時選取表2中各目標(biāo)的初始值作為總目標(biāo)的各比例因子，各種目標(biāo)組合對應(yīng)的權(quán)重因子取值不同，具體取值見表3，優(yōu)化結(jié)果見表4，構(gòu)型如圖8所示。

表3 優(yōu)化目標(biāo)權(quán)值

表4 優(yōu)化結(jié)果

(a)初始設(shè)計

(b)經(jīng)濟性與綜合目標(biāo)

(c)環(huán)境影響圖8 不同目標(biāo)組合最優(yōu)解比較Fig.8 Comparison of optimal solutions of different target combinations

(1)經(jīng)濟性為目標(biāo)。每座每千米成本CDOC_PR體現(xiàn)了航空公司的運營成本，航時E體現(xiàn)了乘客的時間成本，以經(jīng)濟性為目標(biāo)進行優(yōu)化時，優(yōu)化目標(biāo)由這兩部分組成。如表4和圖8b所示，與圖8a所示的優(yōu)化前初始設(shè)計相比，以經(jīng)濟性為設(shè)計目標(biāo)的飛機采用較小的機翼面積、較大的后掠角、大展弦比和較厚的翼根，并且在較高的海拔高度以大馬赫數(shù)飛行。此最優(yōu)設(shè)計中，后掠角達到設(shè)計區(qū)間上界，機翼面積達到下界，較大的后掠角和較小的機翼面積可以延緩激波發(fā)生，相對大的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力，從而使總阻力和燃油消耗減小，也為翼根厚度的增加留有了余地。對于大后掠角機翼，較小的尖削比有利于減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量。相比于優(yōu)化前，此設(shè)計可使CDOC_PR降低21.4%，航時縮短約10 min。

(2)環(huán)保性為目標(biāo)。以環(huán)保性為目標(biāo)進行優(yōu)化時，優(yōu)化目標(biāo)包括以下三部分: 起降循環(huán)污染氣體排放量Eg、每座每千米溫室氣體排放量ETGWP_PR、進場噪聲NApp。以環(huán)保性為設(shè)計目標(biāo)的飛機最優(yōu)構(gòu)型如圖8c所示，與表4和圖8a所示的優(yōu)化前初始設(shè)計相比，其特點為：平直機翼無后掠角且大展弦比，機翼面積較大，翼根較薄，并以低馬赫數(shù)在低高度巡航，以較大的進近角進場著陸。低速飛行時沒有激波產(chǎn)生，誘導(dǎo)阻力是主要阻力，這個構(gòu)型非常有助于減小誘導(dǎo)阻力。由于在對流層時，NOx等氣體產(chǎn)生的溫室效應(yīng)隨高度降低而減少；而且巡航馬赫數(shù)降低時，發(fā)動機燃油流量和總溫室氣體量也降低。相比于優(yōu)化前，ETGWP_PR從88.07 g/km減少到75.41 g/km，NApp從85.5 dB(EPN)下降到81.4 dB(EPN)。與此同時，雖然CDOC_PR增長較小，但是航時E延長了35 min。

(3)綜合目標(biāo)。綜合研究經(jīng)濟性和環(huán)保性包含的5個目標(biāo)，每個目標(biāo)的權(quán)值取0.2，優(yōu)化后的結(jié)果與以經(jīng)濟性為目標(biāo)的優(yōu)化結(jié)果是相同的設(shè)計點。這是因為與優(yōu)化前的初始設(shè)計相比，這一組解在經(jīng)濟性方面可以有較大幅度的改善，對于總目標(biāo)的減小非常明顯。

綜合分析這三組優(yōu)化的結(jié)果，也有一些參數(shù)的變化趨勢是相同的，如展弦比和進近角，均達到優(yōu)化區(qū)間上界，如前所述，大展弦比有利于減阻，更陡的進近坡度可以降低進場噪聲、油耗、LTO循環(huán)過程中的污染氣體排放量，對提升經(jīng)濟性和減少環(huán)境影響均有益處。

4 結(jié)論

(1)對于目前處于運營中的常規(guī)后掠翼客機，降低巡航高度可以較大幅度降低溫室氣體排放量，但減速對減排并不會起太大作用，反而會導(dǎo)致經(jīng)濟性變差。

(2)與單縫富勒襟翼相比，三縫富勒襟翼由于多縫氣流不穩(wěn)定提高了噪聲等級，減少開縫襟翼有利于降低噪聲，但是同時需要更大的機翼面積來彌補損失的空氣動力。

(3)進近角從3°增加到5°，使油耗、進場噪聲、LTO循環(huán)過程中污染氣體排放量均減少。這是因為更陡的進場使飛機軌跡遠離地面噪聲測試點，較小的油門設(shè)置提高了經(jīng)濟性。

(4)綜合考慮經(jīng)濟性和環(huán)保性進行多目標(biāo)優(yōu)化，優(yōu)化后獲得兩種類型的飛機構(gòu)型以及及與之對應(yīng)的飛行條件。綜合5個目標(biāo)的優(yōu)化設(shè)計時，經(jīng)濟性的提高起主導(dǎo)作用，優(yōu)化結(jié)果與以經(jīng)濟性為目標(biāo)的優(yōu)化結(jié)果相符，主要采用小機翼面積、大展弦比、厚翼根和大后掠翼，并且在高海拔以大馬赫數(shù)飛行。

(5)在以后的研究中，將考慮飛行條件、機翼和發(fā)動機一體化優(yōu)化設(shè)計,從飛行軌跡的角度研究客機的經(jīng)濟性、環(huán)保性,采用新的可再生航空燃料對客機各方面性能產(chǎn)生的影響等。

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(編輯 陳 勇)

Design of Wing Shapes and Flight Operations of Commercial Aircrafts for Green Aviation

WANG Yu1DENG Haiqiang1YANG Zhenbo1ZHANG Shuai2

1.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-Advanced Design Technology of Flight Vehicle,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing，210016 2.Beijing Aeronautical Science & Technology Research Institute of COMAC, Beijing, 102211

The effects of the wing shape parameters and the flight conditions on the noises during approach, on the emissions during landing and takeoff (LTO) cycle, the total emitted greenhouse gas, the direct operating cost and the endurance were presented. The multiple perspectives of the environmental impact, airline operations and passenger experience were analyzed based on the multidisciplinary analysis framework. The analysis results indicate that the flap with fewer gaps may contribute to the noise reduction; meanwhile, a larger wing area is needed to compensate for the loss of aerodynamic effects. Reducing the cruise altitude may result in a decrease of the global warming impact but the increases of direct operating costs(DOC) and endurance. The steeper approach may reduce both of the noises during approach and the emissions during LTO. Considering economy and environmental impacts, two typical configurations of aircraft with the corresponding flight conditions are achieved after multi-objective optimization.

green aviation; wing shape; flight condition; multi-objective optimization

2016-08-31

國家自然科學(xué)基金資助項目(11602103)

V211.4

10.3969/j.issn.1004-132X.2017.15.016

王 宇，女，1981年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院、飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室副教授。研究方向為飛行器多學(xué)科設(shè)計與優(yōu)化。E-mail: wangyu@nuaa.edu.cn。鄧海強，男，1980年生。南京航空航天大學(xué)無人機研究院、飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室高級工程師。楊振博，男，1991年生。南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院、飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室碩士研究生。張 帥，男，1982年生。中國商用飛機有限責(zé)任公司北京民用飛機技術(shù)研究中心高級工程師。