基于参数化模型的大型民用飞机设计航程研究

马超， 吴大卫， 俞金海， 陈迎春

中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院， 上海　201210



基于参数化模型的大型民用飞机设计航程研究

马超， 吴大卫， 俞金海， 陈迎春*

中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院， 上海201210

摘要:航程和座级直接反映民用客机的市场定位，是飞机产品能否被市场广泛接受的关键因素。目前全球大型客机市场由波音和空客两家公司垄断，又细分为窄体客机、宽体客机和超大型客机等市场。其中，宽体客机的航程跨度较大，是否发展中、短程宽体客机的争论从未终止。伴随空客公司推出A330区域型客机，中短程宽体客机是否有利可图的争论更加炙手可热。有鉴于此，基于全参数化飞机模型，研究了特定座级下设计航程与机翼、发动机、特征重量、气动特性以及燃油经济性之间的关系，分析了设计航程对民用飞机总体设计带来的影响，从技术层面阐述了设计航程变化带来的收益及代价。

关键词:大型客机； 民用飞机； 设计航程； 总体设计； 综合优化； 参数化

航程和座级直接反映民用客机的市场定位，是飞机产品能否被市场广泛接受的关键因素，而其燃油效率和运营成本直接体现产品的技术水平，是飞机产品的核心竞争力。

市场定位和技术水平决定了民机产品能否取得商业成功。历史上由于市场定位不合理而使得技术水平十分先进的飞机产品销售黯淡而商业失败的例子不胜枚举，其中以达索公司1973年首飞的双发窄体客机“水星”的例子最为惨烈。“水星”客机研发时按照各航空公司需要航程的平均值进行设计[1]，2 000 km的设计航程仅为航空公司最大需求的四分之一，致使该飞机不能灵活适应航线的变化，总计仅生产12架，最终在经济上惨败；另一款因市场定位不合理而商业失败的例子是洛克希德公司在1970年首飞的“三星”宽体客机[2]。“三星”客机250座级，基本型航程约7 000 km，洛克希德公司将当时在军用飞机上研发的新技术应用于该型飞机，使得“三星”客机技术非常先进，可在零可见度条件下进行自动盲降。然而因为其设计航程较短，且没有及时推出远程型，“三星”客机总共制造了250架，未达到盈亏平衡点，所以从商业角度看仍然是一款失败的产品。综上所述，对民机的航程和座级进行抉择时要深思熟虑，尤其对航程要慎之又慎，需要进行科学、全面和综合的权衡与分析。

1全球民航市场分析

目前全球大型客机市场由波音和空客两家公司垄断，通常又细分为窄体客机、宽体客机和超大型客机。窄体客机以B737和A320为代表，其最新改进型A320neo、B737max均已达到6 000 km以上航程；超大型客机以A380和B747-8为代表，其航程均已超过14 000 km；宽体客机的航程区间跨度较大，较新型号以B787和A350XWB为代表，设计航程也已达到或超过14 000 km，现役主流产品以A330和B777为代表，标准型设计航程约10 000～11 000 km，远程型设计航程约13 000～14 000 km。然而，根据全球权威的航空数据信息管理公司OAG发布的研究报告，如表1和表2所示[3]，全球95%以上的航线距离小于10 000 km，而中国宽体客机70%的航线数量和79%的航班频率其距离都小于6 000 km。此外，当前亚太民航市场尤其是中国市场的快速发展，令该区域现有的机场趋于饱和，民航业未来发展受到空域紧张、机场拥堵、飞行员短缺等因素的影响越发严重，致使该区域的航空公司更多地使用宽体客机运营6 000 km以下航线，以更少的航班运送更多旅客。针对该区域的市场特点，空客公司推出了A330区域型客机(高密度客舱布局400座，航程5 000 km，最大起飞重量199 t)，这一举措使得中短程宽体客机的争论更加炙手可热。

表1　全球民航客机航线距离[3]

表2中国宽体客机运营指标占比[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%

同等座级的宽体客机，较短的设计航程可一定程度上降低飞机的重量和运营成本，提高飞机的经济性和竞争力；而较远的航程可以有更好的航线适应性和运营灵活性，减少机队的机型种类和维护成本；因此航空公司面临机型选择时应综合考虑各方面因素，在飞机的经济性、适应性、可靠性以及其他方面做出权衡。有鉴于此，基于多种策略和手段，研究同一技术水平下设计航程对大型客机的影响，并定量地分析航程缩短所能带来的经济性收益，可有助于回答是否发展中、短程宽体客机，全新设计和改进升级孰优孰劣等现实性问题。

2研究方法

2.1分析思路

要分析设计航程对飞机设计的影响，首先要明确其影响逻辑。在同一技术水平条件下，飞机的结构和气动水平一定，发动机的油耗和重量水平也基本一致。固定飞机座位数及排布标准，机身的外形及尺寸基本确定。根据图1显示的逻辑关系，飞机的设计航程直接影响了最大起飞重量(Maximum Take-off Weight, MTOW)，航程越短则最大起飞重量越轻。相同翼载荷和推重比假设下，起飞推力和机翼面积减小。机翼面积和起飞推力的减小会影响到飞机的飞行剖面和飞行性能，如初始巡航高度、平均巡航高度、单发升限、二阶段爬升梯度、起飞平衡场长和进场速度等。其中对燃油经济性影响较大的是平均巡航高度，它影响了飞机的平均巡航升力系数和巡航相对推力点，决定了飞机巡航是否处于最低单位耗油率(Specific Fuel Consumption, SFC)和最高升阻比(L/D)附近，进而影响飞机实际飞行时的平均巡航升阻比和平均耗油率。此外，机身的外形和尺寸保持不变，机翼的平面形状一定，机翼参考面积越小，全机浸润面积和机翼参考面积的比值就越大，对应巡航马赫数下的全机最优升阻比也将减小[4]。

图1航程对民机总体设计的影响
Fig. 1Range impact on civil aircraft overall design

除了影响巡航单位耗油率和升阻比，起飞推力的降低和机翼面积的减小将减轻推进系统和机翼结构的重量，同样起飞重量的降低也减小了机翼结构的重量，使得使用空机重量(Operational Empty Weight, OEW)有一定的降低。通常情况下，这3个技术要素对油耗的影响效果相反，气动效率变差会增加油耗，而使用空重降低则减小油耗，因而找到3个因素的平衡点，使三者达到综合最优是飞机总体设计的重要目标之一。

2.2全参数化飞机模型

飞机总体参数相互之间的关系由全参数化飞机模型体现，全参数化飞机模型是上海飞机设计研究院凭借自身的工程经验，采用数值方法进行气动力计算，独立开发的具有完全自主知识产权的飞机总体气动设计平台。该模型将总体技术方案的各类参数通过计算机算法和工程经验公式建立相互之间的计算关系，体现总体参数之间的影响，建立各类参数之间的数学模型。与总体参数的类别对应，全机模型可细分为几何模型、气动模型、发动机模型、重量模型、性能模型等，其核心是保证各类参数之间的匹配和协调。

几何模型主要是飞机尺寸和外形的参数化定义和表达，采用几组给定的翼型数据；气动模型针对定义的几何外形进行气动力计算，求解速势方程组并考虑附面层黏性修正[5-7]，形成相应的气动极曲线；重量模型基于工程经验公式分别估算各部件和系统的重量[8-9]，并根据多型大型民机的重量分解数据进行校准，确保重量模型的准确与可靠；发动机模型给出推力和油耗的变化规律，一般由发动机厂商提供；性能模型根据已有的重量、气动力和发动机数据，采用布雷盖航程公式[10-11]积分算法按照飞行任务剖面逐段进行性能计算，并可进行飞行剖面的优化。

在分别校准和验证的基础上，以上模型之间各自耦合，相互影响，最终经过程序迭代收敛为一组相互协调的总体方案。

3案例分析

3.1问题简化

如前所述，航程和座级直接影响机翼的设计和发动机的选择，进而影响飞机的气动效率、使用空重、发动机耗油率等，最终影响轮挡油耗和运营成本。根据最新发布的《2015-2034中国商飞公司市场预测年报》，宽体客机目标市场的座位数需求集中在250～300座级，和航程的激烈争论相比，座级的争论相对较少，并可以通过系列化发展覆盖较大的区间，确定起来相对容易。因为研究的主要目的是航程对飞机总体设计的影响，所以只需选择特定的座级，机身的外形和尺寸即确定，按照由简到繁、先易后难的原则，分3种假设条件对研究问题进行简化，逐步分析设计航程对总体设计的影响。

第一种假设最为简单，随航程的变化，飞机的机翼和发动机保持不变；第二种假设是随航程的变化，机翼的大小保持不变，起飞推重比保持不变；第三种假设是机翼和发动机都要根据航程进行优化设计；以上3种情况均假设巡航马赫数和机翼平面形状不变。前两种假设比较简单，基于某型250座级飞机方案进行研究，第三种假设最为合理，基于某型300座级飞机方案进行研究。

3.2对重量的影响

航程变化对重量的影响主要体现在最大起飞重量和使用空机重量上，如图2所示，横坐标RDESIGN表示设计航程，Thrust constant和Thrust to weight ratio constant分别对应起飞推力不变和起飞推重比不变两种条件。如图2所示，两者随航程缩短近似线性地降低，但起飞重量降低的幅度较大，主要源于燃油的减少，其次是空机重量的降低。首先对机翼不变的情况进行说明，两者的机翼大小随航程均不变，机翼的结构重量随航程缩短而降低。起飞推力不变的条件下，发动机的重量也不变化，而起飞推重比不变的条件下，起飞推力随航程缩短而降低，发动机重量也随推力降低而减轻，因而使用空机重量降低的幅度比发动机不变的方案要大。

图2设计重量随航程的变化
Fig. 2Design weight variations with range

需要说明的是，机翼重量的降低伴随气动效率的损失，因而对减少燃油的效果有限，而发动机重量的降低对单位耗油率影响较小，且伴随风扇直径和短舱尺寸的减小，可以改善气动效率，因而对减少燃油的效果较好。然而在现实中，一型发动机可以在重量和尺寸基本不变的前提下通过微小改动将参考推力大幅增加或减小，一旦发动机型号选定，其参考推力可在一定区间内变化，但重量维持不变，只有更换发动机型号才会使重量有较大变化。因而假设发动机重量随推力连续变化很难具备实际操作性，需要结合推力变化的幅度和可选发动机型号进行修正。

3.3对升阻比的影响

前两种假设的飞机重量随航程缩短而降低，机翼参考面积不变，则巡航段平均升力系数降低。除此之外，平均巡航高度也直接影响平均升力系数，它主要由初始巡航高度和巡航段的距离所决定。巡航高度在29 000 ft～41 000 ft (1 ft=0.304 8 m)之间按RVSM[12]标准中飞行高度层的规定而无法连续变化，初始巡航高度又受到发动机推力的直接影响。因而巡航平均升力系数随航程变化并存在突变。如图3所示，纵坐标CL为升力系数，而L/D表示升阻比。发动机不变条件下，航程12 000 km及以下巡航高度不变，巡航升力系数随航程缩短线性减小，航程高于12 000 km巡航高度降低，巡航升力系数有一定程度的偏移；推重比不变的条件下，发动机推力随航程变化较大，航程10 000 km以上巡航高度不变，升力系数线性变化，航程10 000 km以下发动机推力不足而巡航高度降低，因而升力系数向下偏移。

图3巡航升力系数和升阻比随航程的变化
Fig. 3Variations of cruise CLand L/D with range

由气动模型下的极曲线可知巡航马赫数下最优升阻比对应升力系数在0.44～0.47之间，这一范围之外的升阻比下降比较明显。发动机不变情况下，高于11 000 km航程的巡航升阻比维持较高水平，反之随航程降低略微降低。而推重比不变的情况，升阻比随航程缩短而快速减小，尤其在10 000 km航程以下，升阻比降低非常明显，这将严重增加巡航段的耗油。

3.4对单位耗油率的影响

除了巡航升阻比，发动机的耗油率也直接影响了巡航段耗油。如图4所示，纵坐标TRATIO表示巡航所需推力和发动机提供的可用巡航推力的比值，图例中Thrust ratio_thrust constant和SFC_thrust constant曲线为推力不变条件下的TRATIO和SFC，Thrust ratio_thrust to weight ratioconstant和SFC_thrust to weight ratio constant曲线为起飞推重比不变条件下的TRATIO和SFC。一般而言，SFC由发动机技术水平决定，同时也受同一巡航条件下TRATIO的影响。发动机不变的情况，该比值随航程的缩短而降低。推重比不变的情况，该比值随航程的缩短而增加。通常而言，该比值在80%～90%之间SFC最低，该区间之外的单位耗油率略微增高。

图4巡航推力点和SFC随航程的变化
Fig. 4Variations of cruise thrust point and SFC with range

由图4所示，推重比不变的巡航SFC随航程的变化较小，发动机不变的SFC随航程的变化相对较大，然而最大偏差不到1%。因而推力比值对巡航SFC有一定的影响，但幅度较小，发动机推力更多地影响性能的边界约束，如起飞场长[13]、二阶段爬升梯度、单发升限和初始巡航高度等。

3.5对轮挡油耗的影响

随着航程的缩短，使用空重降低，巡航升阻比降低，巡航SFC增加，三者都直接影响了轮挡燃油，其综合效果是轮挡燃油随设计航程的缩短而降低，但降低的幅度有限。以13 000 km方案为比较基准，以3 500 nm(1 nm=1.852 km)为典型航段，图5给出了轮挡燃油随设计航程的变化。如图5所示，纵坐标为轮挡燃油，图例Wing constant thrust constant表示机翼和发动机均不变的情况，Wing constantT/Wconstant表示机翼不变和起飞推重比不变的条件。发动机不变情况，轮挡燃油随航程缩短减小的幅度较小，从13 000 km到11 000 km轮挡油耗降低只有约1%；推重比不变的条件，轮挡燃油随航程的降低相对明显，但随航程的减小，油耗降低的幅度逐渐减弱，到10 000 km以下，轮挡油耗甚至增加。这主要是由于巡航升力系数过低而导致的升阻比过小。

图5典型航段轮挡燃油随航程的变化
Fig. 5Variations of typical route block fuel with range

4机翼的影响

4.1机翼面积的确定

前两种假设的巡航升力系数随航程缩短而降低，主要是因为机翼面积不变的原因。更合理的假设是机翼和发动机随航程均可变，针对每个设计航程对机翼面积进行优化。机翼面积随航程的变化规律是航程研究的关键，对此需进行重点分析。机翼面积的选取主要从气动和重量两方面影响的平衡来确定，并考虑其他设计约束[14]。飞机的升力主要由机翼来产生，相同的机身外形，机翼越大，机翼在全机中所占的比重越高，则全机升阻比越大。与此同时，机翼面积越大，机翼的结构重量越重，造成飞机的使用空重越大，使得飞机达到设计商载航程的油耗越高；综上，机翼面积增大的气动和重量对油耗的影响效果相反，因而两者存在一个平衡的区域。全机升阻比随机翼面积的变化由全参数化飞机模型中的气动模型进行计算，气动力计算中全机网格模型如图6所示，左右两部分网格分别对应较大机翼和较小机翼的方案，机身、尾翼和短舱保持不变。机翼和机身的相对位置按照平均气动弦中点位置对齐，并考虑飞机配平阻力的影响，短舱相对机翼的位置保持不变。

轮挡燃油反映机翼面积对重量和气动的综合影响，特定设计航程下，全参数化飞机模型计算轮挡燃油随机翼面积的变化，如图7所示，横坐标SREF为机翼参考面积，纵坐标为轮挡燃油的变化量，Range A曲线为较短航程方案，Range B曲线为较远航程方案，两者的油耗随机翼面积均呈现勺型变化，底部区域反映重量和气动达到了最优的平衡。底部左侧气动占主要影响，右侧重量起主要作用。且较远航程对应的勺底往右偏移，即远航程所需的最优机翼面积将增大。考虑其他性能和油耗约束，针对每个航程给出方案优化后的机翼面积和全机升阻比如图8所示：机翼参考面积随航程线性变化，升阻比随航程缩短呈现加速下降的趋势，航程越小，升阻比降低的越明显。

图6气动模型中的网格模型
Fig. 6Mesh model in aerodynamic model

图7轮挡燃油随机翼参考面积的变化
Fig. 7Variations of block fuel with wing reference area

图8机翼参考面积和升阻比随航程的变化
Fig. 8Variations of wing reference area and L/D with
range

4.2翼载荷的变化

翼载为飞机的重量和机翼参考面积的比值，通常针对起飞状态。这里定义3个特征翼载，分别是最大起飞翼载、典型巡航翼载和最大着陆翼载。起飞翼载主要影响飞机的起飞性能和爬升率等，巡航翼载更多影响飞机的巡航高度和巡航升力系数等，而着陆翼载对飞机的进场速度、失速速度、着陆距离等有直接影响。按照图8给出的机翼面积随航程的变化规律，3个特征翼载随航程的变化如图9所示：纵坐标LWING为翼载荷，图 例中MTOW曲线为最大起飞翼载，MLW曲线为最大着陆翼载，Cruise曲线为典型巡航翼载。随着航程的降低，最大起飞翼载逐渐降低，典型巡航翼载随航程缩短先不变后又略微增加，最大着陆翼载的变化幅度最大，随航程的降低而快速地增加。座级和商载较大的飞机使用空重较大，航程较远时使用空重和燃油重量相当，随着设计航程的缩短，燃油在起飞重量中的比重越小，导致最大零油重量增大，进而最大着陆重量增大并越发接近起飞重量。

图9翼载荷随航程的变化
Fig. 9Variations of wing loading with range

进场速度是民航飞机等级划分的重要依据，直接影响飞机的机场适应性，一般不得小于失速速度的1.23倍[15]。进场速度直接影响失速速度，失速速度又影响飞机的最大升力系数。作为增升装置的设计目标，最大升力系数往往使得着陆翼载成为机翼面积选取的限制因素。航程小于10 000 km时，最大着陆翼载增加迅速，所需最大升力系数也偏大。如果要求的进场速度一定，航程越短对应增升系统的形式越复杂，如将单缝襟翼改为双缝襟翼等，使飞机付出增重、增阻、可靠性降低等代价。

4.3轮挡油耗的变化

根据优化后的机翼面积随航程的变化，将3种假设的轮挡燃油随航程的变化进行对比，如图10所示，横坐标为设计航程，纵坐标为轮挡燃油，图例Wing constant thrust constant代表机翼和发动机均不变的条件，Wing constantT/Wconstant代表机翼不变和推重比不变的条件，Wing optimized thrust optimized表示机翼和发动机推力均根据航程进行了优化的方案。由图10可见,在3 500 nm典型航段下，机翼面积优化的方案轮挡油耗随航程的降低比较明显，尤其是在10 000 km以下,由于对机翼面积重新设计使得油耗降低趋势得以继续，但燃油减小的斜率随航程的缩短而降低。整体来说，燃油随航程缩短降低的幅度仍然有限，远航程飞机缩短航程的省油收益相对明显。造成这一现象除了前面分析的重量、气动和耗油率等技术因素外，另一个重要原因是典型航段距离占飞机设计航程的比值不同，而飞机的每公里油耗随飞行距离显著变化。

图10轮挡燃油随设计航程的变化
Fig. 10Variations of block fuel with design range

4.4运营成本的变化

民机最终的经济性一般用直接运营成本(Direct Operating Cost, DOC)进行评价，可以分为3个主要组成部分：燃油成本、维修维护成本以及各种费用、飞机的采购(租赁)成本。其中，飞机的售价没有普适的定价标准，不同的定价策略将会对DOC产生较大差别。本文在麻省理工学院提出的一种定价规则[16]上拟合出公式对DOC进行计算分析：

(1)

式中：Pac为目标机型的售价；Pref为参考机型的售价；St为目标机型的座位数；Stref为参考机型的座位数；Ra为目标机型的航程；Raref为参考机型的航程；k1=0.894 2，α=1.426，k2=0.115 8，β=2.82。

图11给出了机翼和发动机随航程优化条件下的飞机成本(采购或租赁)、燃油成本和直接运营成本随航程的变化。飞机成本与燃油成本相比随航程缩短下降的幅度更大，3 500 nm典型航段下DOC随设计航程的缩短而降低，降低的幅度介乎燃油成本和飞机成本之间。在该价格假设下，设计航程每降低2 000 km，DOC降低3%左右。

图11运营成本随设计航程的变化
Fig. 11Variations of operating cost with design range

4.5航段距离的影响

图12给出了每公里油耗随飞行距离的变化：横坐标RROUTE为飞机飞行的航段距离，纵坐标为轮挡燃油，两条曲线分别为航程14 000 km和10 000 km的飞机方案，如图所示，针对特定设计航程的飞机，每公里油耗随飞行距离呈现“勺型”变化，大概在1/3航程处最低，在其之前由于巡航段在整个飞行剖面所占的比例偏小而油耗较高，在其之后是由于飞行距离较远而产生较强的“油背油”效应，即后面段消耗的燃油等效于前面段的商载，因而将会消耗多余的燃油，致使飞行距离越远每公里油耗越高。以设计航程的每公里油耗为比较基准，较远航程飞机的每公里油耗差别可达10%，较近航程的飞机每公里油耗差别可达5%。两方案在不同航段距离下的相对油耗差别会有一定的变化，也同样说明了远程飞机飞较短航程时油耗会明显降低，但飞行距离过短时也将付出一定的燃油代价。

图12每公里油耗随航段距离的变化
Fig. 12Variations of block fuel per km with route distance

5结论

1) 航程和座级是飞机总体设计的关键输入，特定座级下，航程对飞机总体设计的影响主要体现在重量、机翼、发动机、巡航速度以及燃油经济性等方面。

2) 座级和商载不变，航程缩短导致最大起飞重量和使用空机重量均近似线性地降低，起飞重量降低的幅度较大；针对某座级飞机方案，航程每缩短1 000 km，起飞重量降低3%～4%，使用空重降低1%左右。

3) 飞机的市场定位和布局形式一定，机翼面积主要由气动和重量两方面因素权衡决定，机翼面积存在一个油耗较低的区间，该区间内油耗的变化不明显，需结合其他设计约束和考量进行选择。

4) 座级和商载不变，航程缩短导致飞机的机翼参考面积减小，巡航升阻比下降，低速构型最大升力系数增大，增升装置设计难度增加。最优升阻比随机翼面积减小呈加速下降的趋势，当机翼面积变化幅度较小时，面积降低10%，最优升阻比降低约2%～3%。

5) 发动机参考推力主要由性能约束决定，如起飞场长、二阶段爬升梯度、单发升限等，还需考虑巡航阶段的需求，如初始巡航高度、典型巡航高度，巡航所需推力与最大巡航推力的比值在80%～90%附近，使SFC处于较低水平，在高低速要求之间进行权衡。

6) 缩短飞机的设计航程，可以一定程度上降低飞机典型航段的轮挡油耗，但省油的程度并不明显。根据不同的前提假设，航程12 000 km的飞机降低2 000 km航程，油耗降低0.5%～2%。

7) 航程降低后飞机所能覆盖的航线范围减小，航线适应性下降，因机翼和发动机减小使得飞机的改装和发展潜力都降低，最终需根据市场需求权衡利弊后确定飞机的设计航程。

8) 座级和航程确定后，飞机的每公里油耗随飞行距离的不同相差较大，如航程14 000 km方案在5 000 km附近时油耗较低，与设计航程相比每公里油耗降低可达10%。

9) 为了让一型飞机覆盖更多的民航市场，降低研发的成本和风险，在总体设计时应考虑飞机的系列化发展。基本型方案面向最主要的目标市场，通过机身的加长和缩短，航程的延长和缩短，覆盖更多的细分市场。

参考文献

[1]艾德·奥波特. 运输类飞机的空气动力设计[M]. 顾诵芬, 吴兴世, 杨新军, 译. 上海: 上海交通大学出版社, 2010: 7-8.

OBERT E. Aerodynamic design of transport aircraft[M]. GU S F, WU X S, YANG X J, translated. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University Press, 2010: 7-8 (in Chinese).

[2]UPTON J. Lockheed L-1011 TriStar-Airliner Tech Vol. 8 [M]. 2001: 24-27.

[3]OAG Company. Global air transport outlook[R]. 2014.

[4]陈迎春, 宋文斌, 刘洪. 民用飞机总体设计[M]. 上海: 上海交通大学出版社, 2010: 33-35.

CHEN Y C, SONG W B, LIU H. Civil aircraft design [M]. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University Press, 2010: 33-35 (in Chinese).

[5]WOODSON S H, DEJARNETTE F R, CAMPBELL J F. An interactive three-dimensional boundary-layer method for transonic flow over swept wings: AIAA-1989-0112[R].Reston: AIAA, 1989.

[6]HUA J, ZHANG Z Y. Transonic wing design for transport aircraft[C]//ICAS Proceedings, 1990, 2: 1316-1322.

[7]VOLPE G, JAMESON A. Transonic potential flow calculations by two artificial density methods[C]//4th AIAA and ASME, Fluid Mechanics, Plasma Dynamics and Lasers Conference, 1986: 12-14.

[8]陈俊章, 刘孟诏, 孙振家.飞机设计手册 第8册: 重量平衡与控制[M]. 北京: 航空工业出版社, 1999: 45-55.

CHEN J Z, LIU M Z, SUN Z J. Aircraft design manual vol 8: weight balance and control[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1999: 44-45 (in Chinese).

[9]EGBERT T. Synthesis of subsonic airplane design[M]. Delft: Delft University Press, 1996: 280-283.

[10]DANIEL P R. Aircraft design: A conceptual approach fourth edition[M]. Reston: AIAA, 2006: 21-23.

[11]OBERT E. Aerodynamic design of transport aircraft[M]. Delft: Delft University Press, 2009: 7-8, 551-552.

[12]中国民用航空局. AC-91-7 缩小垂直间隔(RVSM)空域的运行要求[S]. 北京： 中国民用航空局, 2007： 1-3.

Civil Aviation Administration of China. AC-91-7 Reduced vertical separation minimum requirement[S]. Beijing: CAAC, 2007： 1-3 (in Chinese).

[13]黄太平. 飞机性能工程[M]. 北京: 科学出版社, 2005: 43-44.

HUANG T P. Aircraft performance engineering[M]. Beijing: Science Press, 2005: 43-44 (in Chinese).

[14]方宝瑞， 飞机气动布局设计[M]. 北京： 航空工业出版社， 1997： 1126-1130.

FANG B R. Aircraft aerodynamic configuration design[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1997: 1126-1130 (in Chinese).

[15]中国民用航空局. CCAR-25-R4 运输类飞机适航标准[S]. 北京：中国民用航空局, 2009： 13-14.

Civil Aviation Administration of China. CCAR-25-R4 Transport category airplanes[S]. Beijing: CAAC, 2009： 13-14 (in Chinese).

[16]JACOB M. Valuation techniques for commercial aircraft program design[D]. Massachusetts: Massachusetts Institute of Technology, 2002: 12-35.

马超男, 硕士研究生， 工程师。主要研究方向： 气动布局及概念方案设计。

Tel: 021-20865536

E-mail: machao@comac.cc

吴大卫男， 博士， 高级工程师。主要研究方向： 飞机总体布局设计。

Tel: 021-20865535

E-mail: wudawei@comac.cc

俞金海男， 研究员。主要研究方向： 飞机总体气动设计。

Tel: 021-20864096

E-mail: yujinhai@comac.cc

陈迎春男， 博士， 研究员。主要研究方向： 民用飞机设计。

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

作者简介：

中图分类号：V221

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-112-10

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0292

*通讯作者.Tel.： 021-20865010E-mail: chenyingchun@comac.cc

收稿日期：2015-09-24; 退修日期: 2015-10-20; 录用日期: 2015-10-27; 网络出版时间: 2015-11-1116:33

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1633.004.html

引用格式： 马超， 吴大卫， 俞金海， 等． 基于参数化模型的大型民用飞机设计航程研究[J]． 航空学报, 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