變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用前景

李士途，艾俊強(qiáng)，任遠(yuǎn)春，周正光，李春鵬

1.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089

2.航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，遼寧 沈陽 110034

為了進(jìn)一步提高飛行效率和操控性能、改善噪聲等環(huán)保特性，各航空技術(shù)大國對(duì)連續(xù)、光滑變形的變彎度機(jī)翼前后緣技術(shù)開展了長期研究。隨著氣動(dòng)力計(jì)算與試驗(yàn)技術(shù)、先進(jìn)結(jié)構(gòu)技術(shù)、新型智能材料技術(shù)和控制技術(shù)等的持續(xù)進(jìn)步，變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)正在逐漸走向工程應(yīng)用[1-5]。

在此背景下，對(duì)變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的應(yīng)用前景、指標(biāo)體系和應(yīng)用于典型民機(jī)上的潛在收益開展研究，有利于進(jìn)一步明確后續(xù)研究的重點(diǎn)方向，牽引總體、氣動(dòng)、材料、結(jié)構(gòu)、傳感器和控制等相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，為開展更廣泛、更深入的收益研究打下基礎(chǔ)，從技術(shù)和應(yīng)用兩個(gè)角度同時(shí)推動(dòng)變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)更快、更好地發(fā)展[6-11]。

本文介紹了變彎度機(jī)翼前后緣技術(shù)發(fā)展情況，對(duì)后緣變彎度的氣動(dòng)收益進(jìn)行了工程化的計(jì)算分析，進(jìn)而分析了氣動(dòng)收益對(duì)全機(jī)重量（質(zhì)量）特性的影響、燃油收益和航程收益。本研究為全面深入地研究變彎度機(jī)翼前后緣技術(shù)指標(biāo)體系和相關(guān)收益提供了參考[12-13]。

1 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的技術(shù)發(fā)展概況

1.1 美國變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展概況

（1）光滑變彎度概念和分段變彎度概念

20世紀(jì)70年代，美國提出了光滑變彎度概念和分段變彎度概念。波音公司使用F-8戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行了光滑變彎度演示驗(yàn)證，該驗(yàn)證機(jī)采用較薄的超臨界翼型。為了實(shí)現(xiàn)變彎度，機(jī)翼弦長方向5%～25%和72.5%～90%為光滑變彎度區(qū)域，如圖1（a）所示，以使其具有良好的巡航和盤旋性能。波音公司開展的風(fēng)洞試驗(yàn)速度范圍從Ma0.2到Ma2，試驗(yàn)結(jié)果表明，先進(jìn)技術(shù)機(jī)翼相對(duì)基礎(chǔ)機(jī)翼呈現(xiàn)出顯著的性能提升，更有意義的是，先進(jìn)機(jī)翼上簡單前后緣和帶外形前后緣之間的對(duì)比。在升力系數(shù)為0.8 和Ma0.7 到Ma0.9 時(shí)，阻力系數(shù)降低18%和6%。然而在Ma2 時(shí)，基本機(jī)翼的阻力系數(shù)比先進(jìn)技術(shù)機(jī)翼要小13%。這一結(jié)果意味著先進(jìn)技術(shù)機(jī)翼在改善亞聲速巡航和機(jī)動(dòng)性能的同時(shí)，將導(dǎo)致飛機(jī)的超聲速性能有較大幅度的下降。

沃特公司研究的分段變彎度概念將機(jī)翼前后緣各分成4部分，如圖1（b）所示，使機(jī)翼形成錐形彎度。風(fēng)洞試驗(yàn)表明，在Ma0.6時(shí)機(jī)動(dòng)性提升明顯，然而機(jī)動(dòng)性優(yōu)勢(shì)到Ma0.9時(shí)顯著降低，并且導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)增重453kg，系統(tǒng)復(fù)雜度也隨之增加。沃特公司認(rèn)為，如果在現(xiàn)有機(jī)型上改進(jìn)，其性能提升幅度不如在新設(shè)計(jì)飛機(jī)之初就引入變彎度的概念。

圖1 光滑變彎度概念和分段變彎度概念Fig.1 Concept of smoothly variable camber wing and segmented variable camber wing

（2）任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼研究

20世紀(jì)80年代前后，美國開始了任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼項(xiàng)目研究。1979 年，美國國家航空航天局（NASA）和美國空軍共同發(fā)起任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼（MAW）研究項(xiàng)目，目標(biāo)是獲得一種實(shí)用的機(jī)翼系統(tǒng)，能在不同飛行工況、飛機(jī)狀態(tài)和飛行員指令條件下保持最高的氣動(dòng)效率和機(jī)動(dòng)性，并形成飛行測(cè)試的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。波音公司憑借在F-8光滑變彎度研究中積累的經(jīng)驗(yàn)贏得了基于NF-111A飛機(jī)的研究合同。

機(jī)翼前后緣整體布置如圖2所示，前緣形成展向一段、后緣展向分三段可偏轉(zhuǎn)區(qū)域，可以實(shí)現(xiàn)前緣-5°～30°偏轉(zhuǎn)，后緣-7.5°～25°偏轉(zhuǎn)。從1985年到1988年進(jìn)行的59次飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，在機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)上阻力減小7%左右，在某些非設(shè)計(jì)點(diǎn)上阻力減小超過20%。然而，MAW系統(tǒng)過于復(fù)雜和笨重，僅變彎度機(jī)翼前緣的重量就增加了3.55倍，使得該系統(tǒng)費(fèi)效比相對(duì)較低，難以滿足實(shí)用化的需求。

圖2 MAW前后緣結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Leading edge and trailing edge structure of MAW

（3）柔性變彎度概念

20世紀(jì)90年代，美國提出柔性變彎度機(jī)翼概念。1994年，密歇根大學(xué)在美國空軍科學(xué)研究辦公室資助下，驗(yàn)證了其提出的柔性機(jī)構(gòu)變彎度機(jī)翼概念。其柔性機(jī)構(gòu)可以將智能材料的作動(dòng)位移和能量放大，并傳遞給機(jī)翼的前后緣，以使機(jī)翼的前后緣發(fā)生無縫連續(xù)的偏轉(zhuǎn)變形，這種變形是通過強(qiáng)迫結(jié)構(gòu)產(chǎn)生足夠的應(yīng)變產(chǎn)生的。該研究暴露了智能作動(dòng)器的行程問題，以及分布式作動(dòng)帶來的復(fù)雜度問題，因而難以走向?qū)嵱谩?/p>

1995 年，美國國防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）、美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）和NASA 聯(lián)合開展了智能機(jī)翼（SW）項(xiàng)目，該項(xiàng)目是在MAW 和AFW 項(xiàng)目的基礎(chǔ)上進(jìn)行的。SW項(xiàng)目研制了兩組無鉸鏈的光滑柔性機(jī)翼前緣與后緣操縱面，分別由形狀記憶合金（SMA）和稀土磁致伸縮材料作動(dòng)器（TERFENOL-D）驅(qū)動(dòng)，能夠提供高達(dá)80°/s的偏轉(zhuǎn)速率，增強(qiáng)滾轉(zhuǎn)和俯仰性能，前者針對(duì)超聲速飛行，后者針對(duì)Ma0.3～0.8 飛行。該項(xiàng)目的研究很快發(fā)現(xiàn)，不管是采用SMA驅(qū)動(dòng)器還是壓電陶瓷，能耗和重量都使得結(jié)果遠(yuǎn)低于預(yù)期。這一結(jié)果導(dǎo)致后續(xù)研究回歸傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)：以壓電行波超聲電機(jī)驅(qū)動(dòng)偏心梁機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)操縱面的偏轉(zhuǎn)，如圖3所示。盡管如此，進(jìn)入21 世紀(jì)以來，基于傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)和基于智能材料的兩大派系并未出現(xiàn)任一方遠(yuǎn)超對(duì)方的優(yōu)勢(shì)。

圖3 偏心梁驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)Fig.3 Driving structure based on eccentric beam

2011 年，NASA 和波音開展了變彎度連續(xù)后緣襟翼（VCCTEF）系統(tǒng)研究。該研究基于波音757飛機(jī)，采用輕質(zhì)形狀記憶合金（SMA）技術(shù)作為動(dòng)力源，三段獨(dú)立的弦向分塊來實(shí)現(xiàn)襟翼的變彎度；該襟翼在展向上包括起增升作用的內(nèi)側(cè)三塊分段和外側(cè)14塊起控制扭轉(zhuǎn)作用的分段，如圖4所示。VCCTEF的第二個(gè)特征是連續(xù)的后緣襟翼，每段間都由一種彈性蒙皮（圖4 中藍(lán)色部位）連接，襟翼外形不會(huì)中斷，從而減小了阻力和噪聲。該項(xiàng)目驗(yàn)證結(jié)果表明，SMA作動(dòng)器能提供大的鉸鏈力矩，但驅(qū)動(dòng)速度比較慢。

圖4 變彎度連續(xù)后緣襟翼系統(tǒng)Fig.4 Variable continuous camber trailing edge and flaps

1.2 歐洲變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展概況

2011年9月到2015年8月，由空客公司作為牽頭單位，聯(lián)合16 個(gè)國家共64 個(gè)參研單位，完成了基于傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)的SARISTU項(xiàng)目，其目的是在降低飛機(jī)重量和運(yùn)營成本的同時(shí)改善氣動(dòng)性能。

SARISTU 項(xiàng)目與傳統(tǒng)自適應(yīng)前緣裝置不同的是整合了前緣的功能要求，如防除冰、防鳥撞、紫外線防護(hù)和閃電防護(hù)等。該項(xiàng)目主要基于三種裝置：增強(qiáng)自適應(yīng)前緣裝置、自適應(yīng)后緣裝置和翼梢小翼主動(dòng)后緣。增強(qiáng)自適應(yīng)前緣裝置的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)連接于沿展向布置的帽形加筋板，進(jìn)而將驅(qū)動(dòng)通過這些連接施加到整個(gè)前緣。變彎度后緣由三段肋來滿足外形需要，每個(gè)肋由傳統(tǒng)固定肋改為可分段轉(zhuǎn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)一體化裝置，如圖5所示，由獨(dú)立的伺服承載作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)。后緣的上下蒙皮采用了一種多材料結(jié)構(gòu)，包括軟質(zhì)分段和硬質(zhì)分段，基于橡膠泡沫的前者提供內(nèi)部承載單元之間光滑無縫的變形，后者則由鋁合金制成以承受載荷，兩者之間覆蓋有橡膠層以維持外形連續(xù)。

圖5 SARISTU項(xiàng)目的變彎度后緣結(jié)構(gòu)概念Fig.5 Variable camber trailing edge concept of SARISTU

除了參與國家多、項(xiàng)目規(guī)模大的SARISTU 項(xiàng)目外，德國MBB 公司開展過基于傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)的變彎度機(jī)翼前后緣研究，戴姆勒·奔馳研究過基于肋變形的變彎度概念，歐盟3AS項(xiàng)目（主動(dòng)氣彈飛機(jī)結(jié)構(gòu)）對(duì)主動(dòng)自適應(yīng)機(jī)翼彎度概念進(jìn)行了研究，悉尼大學(xué)使用玻璃纖維復(fù)材驗(yàn)證了氣動(dòng)變彎度概念。這些項(xiàng)目以及其他諸多相關(guān)項(xiàng)目都對(duì)變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了不同角度的創(chuàng)新性研究。

2 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的發(fā)展應(yīng)用前景

2.1 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的技術(shù)發(fā)展前景

變彎度機(jī)翼前后緣是在傳統(tǒng)增升裝置發(fā)展到一定程度后，為了在多個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)上獲得較好性能而開展的技術(shù)革新。與繼續(xù)改進(jìn)傳統(tǒng)增升裝置相比，變彎度機(jī)翼前后緣的技術(shù)路線主要有基于傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)和采用智能材料兩種，這兩種技術(shù)路線的簡單對(duì)比結(jié)果見表1。

表1 不同變彎度技術(shù)路線對(duì)比Table 1 Comparison between technology routines of variable camber

盡管變彎度機(jī)翼前后緣在技術(shù)路線上有所不同，但是總的趨勢(shì)仍然是從增升裝置改型到專用機(jī)構(gòu)/結(jié)構(gòu)再到新材料、新原理的應(yīng)用。從表1中可以看出，雖然智能材料/柔性機(jī)構(gòu)存在技術(shù)成熟度低、成本高的缺點(diǎn)，但卻能結(jié)合飛行器結(jié)構(gòu)剛度降低的趨勢(shì)，更接近理論狀態(tài)的實(shí)現(xiàn)變彎度概念。

對(duì)表1 所列不同技術(shù)路線的發(fā)展應(yīng)用，可以有以下預(yù)計(jì)：（1）基于現(xiàn)有增升裝置改進(jìn)的技術(shù)路線，適用于對(duì)現(xiàn)有機(jī)型的改進(jìn)，在控制成本的基礎(chǔ)上，可以實(shí)現(xiàn)一定程度上的在役機(jī)隊(duì)的能耗降低；（2）基于傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)/結(jié)構(gòu)的技術(shù)路線，可以應(yīng)用在以技術(shù)成熟度為決策點(diǎn)的即將入役或者在研型號(hào)機(jī)型，可以在較短周期內(nèi)獲得型號(hào)性能的較顯著提升；（3）基于智能材料的技術(shù)路線，離應(yīng)用還有較遠(yuǎn)距離，近期內(nèi)適宜結(jié)合軍用飛機(jī)發(fā)展開展攻關(guān)突破，待技術(shù)成熟度提高和相關(guān)材料成本降低后再推廣到民用市場(chǎng)。

2.2 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的主要應(yīng)用方向

基于傳統(tǒng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼前后緣相對(duì)較為成熟，已經(jīng)在F-111 等飛機(jī)平臺(tái)完成了技術(shù)驗(yàn)證，但仍然存在驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)復(fù)雜、重量代價(jià)較大且高承載柔性蒙皮技術(shù)障礙大等問題?；谥悄懿牧蠈?shí)現(xiàn)變彎度機(jī)翼前后緣作為新型概念，盡管創(chuàng)新思路層出不窮，進(jìn)入飛行驗(yàn)證階段的仍然不多。基于智能材料的變彎度前后緣需要具有低面內(nèi)剛度以獲得大的變形和降低驅(qū)動(dòng)力，還需要具有高面外剛度以承受和傳遞足夠的氣動(dòng)載荷，蒙皮需要具備優(yōu)良的力學(xué)性能各向異性以滿足這些互相矛盾的要求，這些都難以在短期內(nèi)解決。

隨著變彎度機(jī)翼前后緣研究的逐步深入，其潛在技術(shù)優(yōu)勢(shì)和應(yīng)用收益逐步明晰，可以將其應(yīng)用方向分為以下幾類。

（1）增升減阻

變彎度機(jī)翼前后緣使機(jī)翼表面光滑連續(xù)，避免了前后緣與機(jī)翼主結(jié)構(gòu)連接部位的流場(chǎng)不連續(xù)，延緩氣流分離，有利于改善機(jī)翼的升力特性并減少阻力。以后緣為例，與傳統(tǒng)的襟翼相比，從圖6 中可以清晰地看出變彎度機(jī)翼后緣在增升減阻方面的優(yōu)勢(shì)。

圖6 傳統(tǒng)襟翼與變彎度后緣流場(chǎng)特征Fig.6 Streamline of traditional flap and variable camber trailing edge

增升減阻優(yōu)勢(shì)有助于飛機(jī)獲得以下收益。首先是降低燃油消耗。自適應(yīng)柔性后緣的試驗(yàn)結(jié)果表明，變彎度機(jī)翼與傳統(tǒng)機(jī)翼相比可以節(jié)省3%～12%的燃油消耗，民用飛機(jī)應(yīng)用變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)可以至少節(jié)約5%的燃油。以美國民用飛機(jī)市場(chǎng)為例進(jìn)行估算，相當(dāng)于每年節(jié)省70億美元。其次是綠色環(huán)保。降低油耗不僅將給民機(jī)市場(chǎng)帶來直接經(jīng)濟(jì)效益，同時(shí)還幾乎等比例地減少了二氧化碳、氮氧化物等的排放，滿足了綠色航空的需求。再次是提高商載能力。典型雙發(fā)噴氣民機(jī)應(yīng)用變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)后，最大升力系數(shù)提高5%可以增加12%～15%的商載，著陸最大升力系數(shù)提高5%可以增加25%的商載。最后是改善飛機(jī)綜合性能。增升減阻對(duì)飛機(jī)的綜合性能產(chǎn)生廣泛影響，例如，波音公司研究顯示如果飛機(jī)在進(jìn)場(chǎng)著陸階段的升力系數(shù)增加0.10，則飛機(jī)的迎角可以減小大約1°，這將允許減小起落架的高度，獲得大約634kg的減重收益。

（2）改善操控性能

變彎度機(jī)翼前后緣既可以通過翼面的彎度改變控制氣流的分離、提高飛行器的氣動(dòng)性能，又可以通過對(duì)不同弦截面設(shè)置不同彎度實(shí)現(xiàn)翼面的翹曲、控制飛行器的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)，一定程度甚至全面代替襟副翼等操縱面。與此同時(shí)，將變彎度前后緣技術(shù)和自適應(yīng)技術(shù)相結(jié)合，可以實(shí)現(xiàn)更好的過載控制和陣風(fēng)減載，可以減少飛行配平和操縱時(shí)的阻力，并獲得陣風(fēng)減緩、直接力控制等收益。

變彎度機(jī)翼前后緣的另一優(yōu)點(diǎn)是可增加飛機(jī)在做劇烈機(jī)動(dòng)飛行期間的安全裕度。如客艙壓力突然喪失需要飛機(jī)迅速下降到具有足夠氧氣的高度以便乘客進(jìn)行呼吸，自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)可減小這類機(jī)動(dòng)飛行期間的升降舵載荷。

此外，尾渦擾動(dòng)的影響是進(jìn)近階段使飛機(jī)間隔較大的主要原因之一。變彎度機(jī)翼前后緣技術(shù)可以減輕尾渦的影響，允許飛機(jī)間有較近的間隔，從而提高機(jī)場(chǎng)的著陸容量，改善機(jī)場(chǎng)的運(yùn)營效率。

（3）降低噪聲

變彎度機(jī)翼前后緣使機(jī)翼表面光滑連續(xù)，避免了傳統(tǒng)飛機(jī)中氣流流經(jīng)各舵面之間的間隙所生成渦而形成的氣動(dòng)噪聲。自適應(yīng)柔性后緣項(xiàng)目中的試驗(yàn)結(jié)果表明，表面連續(xù)的變彎度機(jī)翼與傳統(tǒng)機(jī)翼相比，可以降低40%的噪聲。在日益嚴(yán)格噪聲環(huán)境限制情況下，減少飛機(jī)起降時(shí)的噪聲，可減緩機(jī)場(chǎng)面臨的環(huán)境壓力，提高航空運(yùn)輸?shù)母?jìng)爭力。

3 應(yīng)用變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的背景飛機(jī)

發(fā)展和應(yīng)用我國的變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)，應(yīng)該以我國自己能夠掌控的飛機(jī)作為背景飛機(jī)。由于我國自主研發(fā)的民用飛機(jī)還處于起步階段，目前只有某系列渦槳支線機(jī)和某渦扇支線機(jī)已投入市場(chǎng)運(yùn)行。此外，某渦扇干線機(jī)剛完成國內(nèi)適航認(rèn)證，預(yù)研項(xiàng)目則有一個(gè)被稱為CAEAVM的遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)初步方案。

渦槳支線機(jī)具有飛行高度低、速度慢、航程短等特點(diǎn)。由于螺旋槳的滑流增升作用，渦槳飛機(jī)在起降階段的升力系數(shù)較高，使用變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)難以獲得顯著受益；由于螺旋槳噪聲很大，應(yīng)用變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)也難以獲得明顯的降噪效果。因?yàn)樽儚澏葯C(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)在高速遠(yuǎn)程飛行中其增升減阻的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)才更加明顯，而渦槳支線機(jī)的飛行速度與變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢(shì)速度范圍相去甚遠(yuǎn)。因此，渦槳支線機(jī)不是應(yīng)用變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的理想機(jī)型。

渦扇支線機(jī)和干線機(jī)的巡航速度接近Ma0.8，利于發(fā)揮變彎度機(jī)翼前后緣的氣動(dòng)收益。不過我國已投入使用的渦扇支線機(jī)和剛剛完成取證的干線機(jī)的航程都較短，決定了燃油消耗成本在全生命周期成本中的比例相對(duì)較小，不能完全發(fā)揮變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)因增升減阻而降低燃油成本的優(yōu)勢(shì)。雖變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)應(yīng)用于這兩個(gè)機(jī)型有一定的價(jià)值，但這兩個(gè)機(jī)型不是變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)最為理想的應(yīng)用對(duì)象，其大規(guī)模長期使用產(chǎn)生的累積成本特性可在未來進(jìn)一步研究。

CAE-AVM遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)以高亞聲速和大航程為顯著特點(diǎn)[14]，其巡航速度達(dá)到Ma0.85，最大航程達(dá)到8000km。CAE-AVM遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)的巡航速度非常適合發(fā)揮變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)在巡航階段增升減阻的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)，其遠(yuǎn)程飛行性能則使巡航階段的增升減阻優(yōu)勢(shì)轉(zhuǎn)化為對(duì)降低全生命周期成本的貢獻(xiàn)。另外，變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)在降噪減振方面的優(yōu)勢(shì)以及改善操控性能方面的優(yōu)勢(shì)，對(duì)于以舒適為重要指標(biāo)的公務(wù)機(jī)而言，非常具有吸引力。相比之下，CAE-AVM遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)更加適合作為變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)研究的背景飛機(jī)。

4 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的牽引性指標(biāo)

4.1 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)指標(biāo)體系

開展變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)指標(biāo)體系研究，首要的前提是明確變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)研究的主要方向（如增升減阻、改善操控、降低噪聲等）。只有與變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)研究與應(yīng)用的方向相對(duì)應(yīng)，才能有針對(duì)性地提出相應(yīng)的指標(biāo)體系。

綜合國內(nèi)外變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的關(guān)注點(diǎn)，可以將變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)的主要指標(biāo)劃分為變形能力指標(biāo)、功能類指標(biāo)、性能類指標(biāo)以及評(píng)價(jià)類指標(biāo)等幾類。這些不同類型的指標(biāo)共同構(gòu)成了變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)的指標(biāo)體系。

變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的各類指標(biāo)可以進(jìn)一步分解，如變形能力指標(biāo)包括機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行變形時(shí)能夠?qū)崿F(xiàn)的變形量、變形速率等方面；功能類指標(biāo)包括前后緣變形能夠?qū)崿F(xiàn)的功能，如降噪、防除冰、防鳥撞、抗腐蝕、防雷擊等方面；性能類指標(biāo)包括前后緣變形前后對(duì)起降、爬升以及巡航性能的改善能力等；評(píng)價(jià)類指標(biāo)包括可用來評(píng)價(jià)變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)是否具備實(shí)用價(jià)值的指標(biāo)，如重量指標(biāo)、成本指標(biāo)、可靠性指標(biāo)、耐久性指標(biāo)、維修性指標(biāo)等。

上述指標(biāo)類型中，變形能力指標(biāo)、功能類指標(biāo)和性能類指標(biāo)等都會(huì)在變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究中發(fā)揮重要牽引性作用，這些指標(biāo)的改善能夠直接改善飛機(jī)的飛行性能或使用特性，在持續(xù)研究中需要多次修正和迭代以使其更具指導(dǎo)價(jià)值。部分評(píng)價(jià)類指標(biāo)在變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的較早階段難以定量提出，只能在變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)研究、驗(yàn)證與實(shí)用化的過程中逐步完善。此外，變形能力指標(biāo)在實(shí)踐中還需要進(jìn)一步劃分為前緣變形指標(biāo)和后緣變形指標(biāo)；功能類指標(biāo)和評(píng)價(jià)類指標(biāo)具有一定的通用性，不論采用何種形式的變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)、不論服務(wù)于何種目的，均需要滿足相關(guān)指標(biāo)的要求。在部分國內(nèi)外文獻(xiàn)中，將噪聲特性視為功能類指標(biāo)。實(shí)際上，對(duì)于民機(jī)而言，噪聲特性的改善對(duì)提高上座率、增強(qiáng)機(jī)隊(duì)的盈利能力具有顯著效果，因此將噪聲特性作為性能指標(biāo)也應(yīng)是可行的，甚至更為合理。

由于變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)有增升減阻、改善操控、降低噪聲等多種應(yīng)用方向，因此在指標(biāo)體系相近的條件下，變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的具體指標(biāo)需要針對(duì)具體應(yīng)用方向進(jìn)行量化。這是由于高增升的需求主要對(duì)應(yīng)飛機(jī)的起降階段，而起降階段對(duì)噪聲也更加敏感，因此高增升需要變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)在有更大的前后緣變形量的同時(shí)，還需要極力控制相關(guān)翼面的噪聲；高升阻比的需求主要對(duì)應(yīng)飛機(jī)的巡航階段，此時(shí)不僅需要通過幅度較小但精細(xì)的翼面調(diào)控使飛機(jī)保持盡可能大的升阻比，也要改善巡航階段的操控特性。相比之下，功能類指標(biāo)和評(píng)價(jià)類指標(biāo)具有較強(qiáng)的通用性，不論變彎度前后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的目的是什么，都需要滿足安全性、經(jīng)濟(jì)性、維修性等方面的要求，才能確保飛機(jī)能用、好用并被用戶所接受。

4.2 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)初步量化指標(biāo)

美國、歐盟等國家與地區(qū)已開展多項(xiàng)變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究項(xiàng)目，其中基于F-111 飛機(jī)的光滑變彎度機(jī)翼與自適應(yīng)機(jī)翼等項(xiàng)目、“灣流Ⅲ”的自適應(yīng)柔性后緣等項(xiàng)目還完成了一定程度的飛行驗(yàn)證。盡管如此，包括SARISTU這樣公開性比較強(qiáng)的項(xiàng)目在內(nèi)，各種研究項(xiàng)目公開的信息仍然是十分有限的，特別是涉及技術(shù)細(xì)節(jié)時(shí)更是如此。同時(shí)，由于各種變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)都沒有達(dá)到實(shí)用狀態(tài)，因此部分功能類指標(biāo)和多數(shù)評(píng)價(jià)類指標(biāo)的信息更是缺乏，很難在沒有深入研究的條件下通過參考、借鑒國外項(xiàng)目就提出具有很高準(zhǔn)確性的定量指標(biāo)。

鑒于此，只能根據(jù)能夠獲得的國外相關(guān)研究的技術(shù)指標(biāo)信息，并結(jié)合我國開展變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的需要，從實(shí)用性和近期的技術(shù)可能性等角度，初步提出供現(xiàn)階段開展變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)研究的牽引性指標(biāo)體系，以推動(dòng)我國相關(guān)技術(shù)研究的發(fā)展，并結(jié)合相關(guān)研究的成果進(jìn)行持續(xù)修正。由于變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)研究的目的不同，因此在牽引性指標(biāo)體系中，將針對(duì)起降、爬升等階段高增升、低噪聲需求的變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)方案和針對(duì)巡航等階段高升阻比需求的變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)方案分別提出指標(biāo)，同時(shí)對(duì)功能類指標(biāo)和評(píng)價(jià)類指標(biāo)提出通用指標(biāo)。

表2給出了針對(duì)起降、爬升等階段，以高增升和降噪為目標(biāo)的變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)變形能力和性能類牽引性指標(biāo)。

表2 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標(biāo)（高增升、降噪目標(biāo)）Table 2 Preliminary requirements of variable camber structure（for high lift and low noise）

表3給出了針對(duì)巡航階段，以高升阻比為目標(biāo)的變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)變形能力和性能類牽引性指標(biāo)。表4給出了變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)功能類和評(píng)價(jià)類牽引性指標(biāo)，由于目前所處的研究階段，相關(guān)指標(biāo)基本按適航條例要求，更具體的量化指標(biāo)有待于根據(jù)技術(shù)進(jìn)展補(bǔ)充完善。

表3 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標(biāo)（高升阻比目標(biāo)）Table 3 Preliminary requirements of variable camber structure（for high lift-drag ratio）

表4 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標(biāo)（通用）Table 4 Preliminary requirements of variable camber structure（general）

上述指標(biāo)力圖全面揭示變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的技術(shù)與性能特征，并在此基礎(chǔ)上填補(bǔ)空白。由于技術(shù)研究仍在持續(xù)進(jìn)行之中，因此各類指標(biāo)的量化結(jié)果必然會(huì)有相當(dāng)大的調(diào)整空間。在未來的技術(shù)研究中，將結(jié)合結(jié)構(gòu)專業(yè)的設(shè)計(jì)結(jié)果與地面樣件、氣動(dòng)專業(yè)的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果等，對(duì)上述各種指標(biāo)進(jìn)行修改完善，使變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)牽引性指標(biāo)能夠更好地推動(dòng)技術(shù)研究，使其向工程應(yīng)用的方向不斷邁進(jìn)。

5 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的主要收益

針對(duì)牽引性量化指標(biāo)，本文首先對(duì)變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)收益，以及與其密切相關(guān)的起飛重量收益、燃油收益等開展初步研究，其他指標(biāo)的合理性和收益有待在后續(xù)項(xiàng)目中開展研究。

5.1 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)收益初步分析

5.1.1 氣動(dòng)力計(jì)算分析初步結(jié)果

本文開展變彎度氣動(dòng)特性計(jì)算時(shí)，首先對(duì)無彎度變化的原始翼型進(jìn)行氣動(dòng)力評(píng)估，評(píng)估使用空氣動(dòng)力研究院的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格計(jì)算平臺(tái)ENSMB 完成，湍流模型為Spalart-Allmaras 模型。計(jì)算網(wǎng)格使用O 形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，物面網(wǎng)格高度為10-6翼型弦長，網(wǎng)格高度增長率為1.15，法向和繞翼型網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為121×317。根據(jù)三維巡航馬赫數(shù)和1/4 弦線后掠角，翼型評(píng)估馬赫數(shù)為0.7。圖7是原始翼型在Ma0.7狀態(tài)下，翼型升阻比隨升力系數(shù)變化曲線。從圖7 中可以看出，該狀態(tài)下翼型最大升阻比對(duì)應(yīng)升力系數(shù)為CL=0.64 左右，與三維計(jì)算CL=0.515 狀態(tài)下剖面翼型升力系數(shù)基本一致。在這種情況下，針對(duì)巡航狀態(tài)的后緣變彎主要考慮重量減輕，即升力系數(shù)減小狀態(tài)的變彎設(shè)計(jì)。

圖7 原始翼型升阻比隨升力系數(shù)變化曲線Fig.7 CL/CD curve of the original airfoil

在本文設(shè)計(jì)條件下，將機(jī)翼后緣分為三段，每段可獨(dú)立偏轉(zhuǎn)，建立機(jī)翼后緣外輪廓矩陣。根據(jù)氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果，可以得出以下結(jié)論：

（1）后緣上偏對(duì)較大升力系數(shù)范圍的升阻比影響更為明顯，上偏后較大升力系數(shù)范圍的升阻比降低，較小升力系數(shù)范圍的升阻比升高，升阻比隨升力系數(shù)變化曲線整體上呈向左下移動(dòng)的趨勢(shì)，向下移動(dòng)主要是由于小升力系數(shù)下升阻比的提高空間較小。

（2）在設(shè)計(jì)條件下，后緣偏轉(zhuǎn)主要是提高較小升力系數(shù)下的升阻比。相同偏度下，相對(duì)靠前位置偏轉(zhuǎn)（曲線顏色變化）帶來的升阻比增量要高于相對(duì)靠后位置偏轉(zhuǎn)（曲線線型變化）提高帶來的升阻比增量。當(dāng)任意位置固定偏度增加后，另兩個(gè)位置偏度增加帶來的小升力系數(shù)升阻比增量都將變小。

5.1.2 氣動(dòng)收益分析初步結(jié)果

根據(jù)航空研究院提供的CAE-AVM公務(wù)機(jī)模型的原始參考翼型數(shù)據(jù)，其翼型的最大升阻比為46，所對(duì)應(yīng)的CL=0.635（空氣動(dòng)力研究院報(bào)告中取整為0.64）。此時(shí)所對(duì)應(yīng)的全機(jī)CL=0.514，與飛行高度13000m 時(shí)飛機(jī)重量44000kg 相匹配。也就是說，原始參考翼型最大升阻比、升力系數(shù)對(duì)應(yīng)了理想化的巡航起始高度與飛行重量。在實(shí)際飛行中，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、飛機(jī)起飛和爬升等階段的燃油消耗，飛機(jī)的真實(shí)巡航起始重量約為42000kg，對(duì)應(yīng)的全機(jī)升力系數(shù)只有0.491。為簡化分析，假設(shè)參考翼型的升力系數(shù)與全機(jī)升力系數(shù)之比（0.635/0.514=1.2354）為固定值，則真實(shí)巡航起始重量（42000kg）對(duì)應(yīng)的參考翼型CL=0.607，巡航中間點(diǎn)重量（37000kg）對(duì)應(yīng)的參考翼型CL=0.534，巡航結(jié)束重量（32000kg）對(duì)應(yīng)的參考翼型CL=0.462。所以，對(duì)原始參考翼型進(jìn)行變彎度氣動(dòng)特性分析時(shí)，最關(guān)注的就是升力系數(shù)為0.46～0.60這一范圍。

將上述分析結(jié)果與空氣動(dòng)力研究院的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行相比，可以得到以下結(jié)論：

（1）在后緣變彎度條件下，后緣偏度0-0.5-0時(shí)獲得最大升阻比49.38，此時(shí)對(duì)應(yīng)的CL=0.58。僅從最大升阻比角度來看，與原始參考翼型的最大升阻比46 相比，變彎度設(shè)計(jì)能夠使翼型的最大升阻比提高7.35%左右。

（2）在實(shí)際巡航起始點(diǎn)，參考翼型的CL=0.607，原始參考翼型在此時(shí)的升阻比必然小于46（氣動(dòng)院提供的數(shù)據(jù)中沒有提及具體數(shù)值），而后緣變彎度偏度0-0-0.5 時(shí)可得到最大升阻比49.33，最大升阻比改善幅度必然大于前述的7.35%。也就是說，在實(shí)際巡航起始點(diǎn)，后緣變彎度設(shè)計(jì)可以取得更多的氣動(dòng)收益。

（3）與實(shí)際巡航中間點(diǎn)的參考翼型CL=0.534、實(shí)際巡航結(jié)束點(diǎn)的參考翼型CL=0.462 分別相對(duì)應(yīng)，后緣變彎度0.5-0-0 和1-0-0 時(shí)各可以獲得最大升阻比49.01 和46.25。這一結(jié)果表明，采用后緣變彎度設(shè)計(jì)后，參考翼型在巡航飛行的任意時(shí)刻（包括效率最低的時(shí)刻），能夠獲得的升阻比均大于原始參考翼型不變彎度的最大升阻比，因而飛機(jī)的巡航效率可獲得顯著改善。

（4）由于后緣變彎度設(shè)計(jì)的特點(diǎn)，即使暫時(shí)缺乏相關(guān)數(shù)據(jù)也不影響做出如下判斷——除了巡航起始點(diǎn)以外，后緣變彎度能夠使參考翼型在巡航飛行各時(shí)刻均能獲得大于7.35%的氣動(dòng)收益，而且越是偏離原始參考翼型最大升阻比位置，所獲得的收益就越多。

（5）基于以上分析，按最保守的估計(jì)，也可以認(rèn)為后緣變彎度對(duì)翼型可用最大升阻比的改善幅度平均可以達(dá)到7.35%以上，后續(xù)計(jì)算分析中進(jìn)一步保守取整為7%。

（6）假設(shè)飛機(jī)巡航飛行獲得最大升阻比時(shí)，誘導(dǎo)阻力與摩擦阻力基本相當(dāng)，則飛機(jī)翼型、機(jī)翼升阻比改善幅度為7%時(shí)，全機(jī)升阻比改善幅度為3.5%。這一結(jié)果可用于后續(xù)開展飛行性能收益、重量收益以及經(jīng)濟(jì)性收益等分析。

5.2 變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的起飛重量與燃油收益初步分析

按CAE-AVM公務(wù)機(jī)的性能指標(biāo)：航程13000km、巡航高度13000m、搭載乘客19 人（按每人100kg 計(jì)算）、機(jī)組人員3人（正副駕駛、服務(wù)員各1人，按每人100kg計(jì)算）。

使用空機(jī)重量對(duì)數(shù)線性回歸估算方法對(duì)CAE-AVM公務(wù)機(jī)的起飛重量進(jìn)行計(jì)算，按巡航段平均燃油消耗率為0.525kg/（kgf?h）、平均升阻比為20、平均升力系數(shù)0.534，計(jì)算可得飛機(jī)最大停機(jī)重量、起飛重量、空機(jī)重量、任務(wù)燃油重量等總體重量參數(shù)。

在此基礎(chǔ)上，假設(shè)機(jī)翼阻力分別減少2%、4%、6%、7%、8%、10%，全機(jī)阻力分別減少1%、2%、3%、3.5%、4%、5%，全機(jī)升阻比相應(yīng)分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%。

按照改善后的全機(jī)升阻比，按飛機(jī)總體設(shè)計(jì)流程重新計(jì)算飛機(jī)的起飛重量和任務(wù)燃油量。起飛重量將從42900kg 分別降低到40724kg、38817kg、37092kg、36288kg、35539kg 和34140kg，起飛重量分別減少了5%、9.5%、13.5%、15.4%、17.2%和20.4%。任務(wù)燃油量將從16795kg分別降低到15834kg、14990kg、14229kg、13875kg、13544kg和12926kg，分別減少了5.7%、10.7%、15.3%、17.4%、19.4%和23%。飛機(jī)減重特性與節(jié)油特性隨減阻比例的變化趨勢(shì)如圖8所示。

圖8 減重特性與節(jié)油特性隨減阻比例的變化趨勢(shì)Fig.8 Weight and fuel efficiency curve

按CAE-AVM 公務(wù)機(jī)交付使用300 架、每架飛機(jī)服役期為30年、每年飛行100架次、每架次的燃油消耗量均與設(shè)計(jì)值相當(dāng)，則在全機(jī)升阻比分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%的條件下，單機(jī)單程節(jié)油量分別為961kg、1805kg、2566kg、2920kg、3251kg、3869kg；單機(jī)服役期內(nèi)節(jié)油量分別為2883t、5415t、7698t、8760t、9753t、11607t；整個(gè)機(jī)隊(duì)服役期 內(nèi) 的 節(jié) 油 量 達(dá)864900t、1624500t、2309400t、2628000t、2925900t、3482100t。也就是說，按現(xiàn)有氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果，在全機(jī)巡航升阻比提高3.5%的條件下，CAE-AVM公務(wù)機(jī)的單架飛機(jī)在服役期內(nèi)可節(jié)約燃油8760t、機(jī)隊(duì)可節(jié)約燃油2628000t，從而創(chuàng)造巨大的經(jīng)濟(jì)效益。

5.3 定航程條件下燃油收益分析

使用中國航空研究院提供的CAE-AVM公務(wù)機(jī)重量特性，按照飛機(jī)的起飛重量不變、航程不變，從起飛到降落共計(jì)飛行8000km，計(jì)算、分析在不同氣動(dòng)收益條件下飛機(jī)的燃油消耗特性。

使用布雷蓋航程方程對(duì)CAE-AVM公務(wù)機(jī)的燃油消耗量進(jìn)行計(jì)算，按原設(shè)計(jì)方案的巡航段平均燃油消耗率為0.52kg/(kgf?h)、平均升阻比為20，在全機(jī)升阻比分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%時(shí)，單機(jī)單程節(jié)油量分別為77kg、152kg、226kg、262kg、298kg、370kg；單機(jī)服役期內(nèi)節(jié)油量分別為231t、456t、678t、786t、894t、1110t；整個(gè)機(jī)隊(duì)服役 期 內(nèi) 的 節(jié) 油 量 達(dá)69300t、136800t、203400t、235800t、268200t、333000t。

由此可見，在不對(duì)CAE-AVM 公務(wù)機(jī)方案進(jìn)行重新設(shè)計(jì)的條件下，僅考慮原CAE-AVM 公務(wù)機(jī)方案因巡航過程中的全機(jī)升阻比改善量，飛機(jī)可節(jié)約的燃油量也是相當(dāng)可觀的。當(dāng)全機(jī)升阻比提高3.5%時(shí)，每架飛機(jī)按30 年服役期、每年飛行100 架次計(jì)算，在服役期內(nèi)單機(jī)可節(jié)油786t、機(jī)隊(duì)可節(jié)油量多達(dá)235800t。

5.4 定燃油條件下航程收益分析

使用中國航空研究院提供的CAE-AVM公務(wù)機(jī)重量特性，按照飛機(jī)的起飛重量不變、燃油量不變，從起飛到降落共計(jì)消耗12t燃油，計(jì)算、分析在不同氣動(dòng)收益條件下，飛機(jī)的航程分別增加多遠(yuǎn)。

使用布雷蓋航程方程對(duì)CAE-AVM公務(wù)機(jī)的航程進(jìn)行計(jì)算，按原設(shè)計(jì)方案的巡航段平均燃油消耗率為0.52kg/(kgf?h)、平均升阻比為20，在全機(jī)升阻比分別提高1%、2%、3%、3.5%、4%、5%時(shí)，單機(jī)單程分別可增加80km、158km、236km、276km、316km、394km 的航程；單機(jī)服役期內(nèi)增加的航程分別為2.4×105km、4.74×105km、7.08×105km、8.2×105km、9.48×105km、1.18×106km；整個(gè)機(jī)隊(duì)服役期內(nèi)增加的航程可達(dá)7.2×107km、1.42×108km、2.12×108km、2.48×108km、2.84×108km、3.55×108km。

也就是說，僅考慮升阻比改善在巡航飛行中的收益，當(dāng)全機(jī)阻力減少3.5%的時(shí)候，單機(jī)服役期內(nèi)可增加航程8.2×105km、機(jī)隊(duì)服役期內(nèi)可增加航程2.48×108km。

6 結(jié)束語

隨著材料、結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)、控制等技術(shù)的進(jìn)步，變彎度機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)技術(shù)越來越接近實(shí)用，對(duì)民機(jī)的氣動(dòng)特性、重量特性和節(jié)油環(huán)保等方面都有顯著的改善作用，具有廣闊的發(fā)展和應(yīng)用前景。

初步計(jì)算分析表明，在后緣變彎度產(chǎn)生的氣動(dòng)收益計(jì)算結(jié)果可信、后緣變彎度不產(chǎn)生明顯重量代價(jià)等條件下，將后緣變彎度技術(shù)應(yīng)用于遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)，在航程一定時(shí)能夠取得非常顯著的燃油收益，在燃油量一定時(shí)則能取得相應(yīng)的航程收益。如果將變彎度前后緣技術(shù)推廣應(yīng)用于客運(yùn)飛機(jī)，因客運(yùn)飛機(jī)比公務(wù)機(jī)使用規(guī)模更大、年均飛行架次更多，特定氣動(dòng)收益條件下的重量收益、燃油收益、航程收益等也將大得多。即使C919等中短程客機(jī)的巡航段較短，每架次的燃油收益、航程收益相對(duì)較小，在機(jī)隊(duì)規(guī)模大、服役時(shí)間長的條件下，機(jī)隊(duì)壽命周期中取得的累積收益也將十分可觀，具體結(jié)果有待開展針對(duì)性設(shè)計(jì)和研究。