面向绿色航空的客机机翼外形和飞行条件设计

王 宇 邓海强 杨振博 张 帅

1.南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京，2100162.中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心，北京，102211

面向绿色航空的客机机翼外形和飞行条件设计

王 宇1邓海强1杨振博1张 帅2

1.南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京，2100162.中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心，北京，102211

从环境影响、航空公司运营、乘客体验多个角度，基于多学科分析框架，提出综合研究机翼参数和飞行条件对进场噪声、起降循环期间污染气体排放量、温室气体总排放量、直接运营成本和航时等性能的影响。分析表明，减少襟翼开缝有助于降低噪声，但需要增大机翼面积来弥补气动性能损失；降低巡航高度可以降低温室气体排放量，却伴随着直接运营成本和航时的增加；加大进场坡度可以降低进场噪声和起降循环的排放量。综合经济性和环保性进行多目标优化，获得了两种典型的飞机构型及对应的飞行条件。

绿色航空；机翼外形；飞行条件；多目标优化

0 引言

为了应对民航客机对环境影响的问题，国际民航组织(international civil aviation, ICAO)和美国联邦航空管理局(federal aviation administration, FAA)制定了一系列标准、政策，并提供了指导材料。ICAO设定了三个环保目标：①限制或减少受到飞机噪声严重影响的人数；②限制或减少航空排放对机场周边空气质量的影响；③限制或减少航空温室气体排放对全球气候的影响。其中目标③为近期新加入的目标[1]。FAA制定了持续节能、减排和降噪(continuous lower energy, emissions and noise, CLEEN)的计划。美国国家航空航天局制定了降噪减排的目标，提出了“N+2”代(2025服役)和“N+3”代(2030-2035服役)飞机的概念。欧洲航空研究顾问委员会先后发布了2020愿景(vision for 2020)和航迹2050(flight path 2050)[2]。

噪声问题是“协和”号超音速客机被迫停飞的原因之一。飞机噪声主要包括推进系统噪声和机体噪声[3-4]。现代大型客机大多采用高涵道比涡轮风扇发动机，在起飞阶段，发动机是最主要的噪声辐射源[5]。随着技术的发展，发动机的噪声不断降低，机翼的气动噪声问题越发凸显[6-7]，增升装置和起落架等构件是飞机进场着陆时机翼噪声的主要噪声源[8]。随着时代的发展，适航噪声审定标准越来越苛刻[9]，近期，FAA提出了第五阶段噪声要求，有望在2026年生效，这对于飞机和发动机设计者都是一个严峻的挑战。

客机面临的另一个环保问题是减少排放量。客机发动机排放出的污染气体主要有CO2、NOx、CO、HC等[10-11]，这些气体对环境的影响主要包括两方面：一方面侧重起飞和着陆过程中排放的各种气体对机场周边空气质量、人类健康的影响[12]；另一方面侧重中间飞行过程，尤其是高空巡航阶段，排出的CO2和NOx等温室气体对大气臭氧层的影响，即这些气体引起的温室效应。早期的研究主要针对机场范围，ICAO针对标准起飞着陆 (landing and take-off，LTO) 循环中滑行、起飞、爬升、进近四个阶段，设定了污染气体排放标准。由于高空巡航阶段排放的气体会直接影响对流层顶部和平流层的大气组成，故近期的研究更加关注这部分排放气体对温室效应的影响[13-16]，学者们提出了多种评价指标，如全球升温潜能值(global warming potentials，GWP)[17-18]、全球温变潜能(global temperature potentials，GTP)[19]，ICAO也正在研究制定针对温室气体排放量的适航标准。

从经济性角度考虑，几乎所有的飞机/发动机制造商和航空公司都致力于降低成本，尤其是直接运营成本(direct operating costs，DOC)，从而保持竞争的领先地位，因此，有必要在客机的设计过程中权衡经济性和环境影响，进行多目标设计。VOLDERS等[20]通过改变推重比和翼载荷,对一架远程客机巡航阶段的排放量和DOC进行了优化。ANTOINE等[21]针对一架280座客机,进行了最小化环境影响的研究。SCHWARTZ等[22]提出了一个随时间-高度变化的大气模型，分别以成本、油耗和NOx排放为目标，对飞机进行了设计。HENDERSON等[23]集成了一个多学科分析框架，以减小排放为目标对飞机机翼和发动机进行了设计。WEISS等[24]从多准则决策的角度，综合研究了客机的经济性、环保性、社会性等因素。国内，吴慧欣[25]和WANG等[26]也基于经济性和环保理念,分别对客机概念设计进行了初步研究。

发动机对于降噪减排固然十分重要，但是机体外形和飞行条件对降噪减排也有着至关重要的影响，而且发动机和飞机机体通常是由不同的公司分别研制的。考虑到在注重降噪减排的同时可能会导致运营成本的提高和航时的延长，而这两项恰恰是航空公司和乘客关注的重点，本文研究主要机翼参数(参考面积、后掠角、展弦比等)和飞行条件(巡航高度和马赫数)对总温室气体排放量、起降循环污染气体排放量、进场噪声、直接运营成本和航时的影响，在权衡客机经济性、环保性、用户体验等多个目标的前提下，基于多学科分析框架对客机机翼参数和飞行条件展开设计。

1 客机综合分析模型

在客机概念设计过程中，多学科分析程序是多目标优化的前提。本多学科分析框架主要包括以下学科：推进、几何、气动、结构、质量、性能、噪声、排放和直接运营成本，如图1所示。各学科分析模型的构建以解析方法为主，结合半经验公式和快速数值方法[27-28]。程序在MATLAB软件环境下开发完成，分析模型由独立的m程序文件实现，采用MAT数据文件统一管理各类数据。

图1 多学科分析框架Fig.1 Multidisciplinary analysis framework

1.1 噪声评估模型

在进场着陆阶段，机翼噪声是主要的噪声来源。在起飞阶段，风扇噪声和喷流噪声起主要贡献。商用飞机在噪声方面必须满足FAA36部的条款要求，按照国际民航组织Annex 16适航噪声审定指南要求，适航噪声审定通过评定地面指定位置点飞机起飞和进场着陆阶段的有效感觉噪声级(effective perceived noise level，EPNL)来进行[29]，如图2所示。飞机在全部发动机都工作的情况下并以最大起飞质量起飞、着陆时，其边线、起飞和进近的EPNL累积值不超过适航标准规定的限值。本文采用NASA研发的飞机噪声预测程序ANOPP来完成噪声预测。ANOPP是一款基于半经验方法的飞机噪声预测程序，它以大量的实验数据为基础并结合理论分析得出噪声级，预测结果较为可靠且效率高[30]。

1.2 排放量评估模型

飞机发动机排放的污染气体包括CO2、NOx、HC、烟尘等。在飞机飞行的各阶段中，各种污染气体的排放量E可以依据发动机消耗的燃油量Wfuel和该气体对应的排放指数(emission index, EI)I来计算，即

E=IWfuel

(1)

图2 ICAO噪声测量参考位置Fig.2 ICAO certification noise measurement reference points

其中，I表示每消耗1 kg燃油所排出该气体的克数，各种气体的排放指数均不相同，而且一些气体的排放指数还会随着发动机的运行状态和运行环境而变化。H2O和CO2的排放指数近似为定值，而HC、CO、NOx等气体的排放指数IHC、ICO和INOx不是常数，其具体数值需要根据发动机的具体型号及运行环境来确定。ICAO测量并公布的发动机排放数据库提供了部分现有发动机处于标准起飞降落循环的起飞、爬升、进近和滑行四种工作状态且为15 ℃海平面净推力情况下的燃油流量或推力与排放指数之间的关系[31]。其他飞行状态可结合波音公司研发的燃油流量修正方法进行估算，本文采用改进的燃油流量修正方法[16,32]，使用高阶的多项式拟合代替原来的线性插值，拓展原方法的使用范围，从而应用于客机概念设计。

客机排放的气体对环境的影响主要包括两个方面：起降循环阶段对机场周边造成的大气污染和全航程飞行产生的温室效应。针对机场周边的当地空气质量，ICAO制定了发动机在海平面标准起降循环阶段HC、CO和NOx的排放限制，但未考虑飞机本身的影响。为了综合考虑客机机翼的影响，本文使用飞机飞行高度低于914.4 m(3000 ft)[10]时，在起降循环过程中以上气体的排放量Eg作为评估机场周边飞机污染气体排放量的指标。

对于全航程温室效应影响，排放量较大且温室作用明显的气体主要包括CO2、NOx、H2O。各种气体的温室效应是不同且复杂的，当NOx排放在对流层顶到平流层区域时，产生的温室效应影响随海拔高度的变化呈现先递增后递减的截然相反的变化趋势。本文采用政府间气候变化专业委员会提出的全球升温潜能值(global warming potential,GWP)[20]来衡量飞机排放出的温室气体总量。先将全航程分为若干特定航段，针对每个特定航段，计算三种主要温室气体CO2、H2O和NOx的排放量，将之分别乘以各自的GWP值再叠加起来，可得到特定航段温室气体排放量；然后将各航段温室气体排放量叠加，求得全航程总温室气体排放量ETGWP。由于不同客机的乘客数和航程都不同，为了便于相互比较，本文使用每座每千米的温室气体排放ETGWP_PR作为衡量标准，计算公式为

ETGWP_PR=ETGWP/(PR)

(2)

其中，总温室气体排放量ETGWP的单位为g,P为乘客数；R为航程(单位为km)，则ETGWP_PR单位为g/km。

1.3 成本评估模型

DOC是直接运营成本或直接使用费用，是指使用一架飞机所支付的费用，它与飞机运营直接相关，是衡量飞机使用经济性的重要依据。DOC的组成项目通常可以分为两类：所有权成本和现金成本。所有权成本包括利息(或租金)、折旧费、保险费三项；现金成本包括空勤组费用、燃油费用、维修费用、运行费用和旅客餐食费用五项。其中，空勤组费用包括飞行员费用和客舱乘务员费用；运行费用包括飞机起降服务费、地面服务费、航路费[33]。DOC有多种表达方式，如每轮档小时成本、每航次成本和座千米成本等，分别从不同侧面体现运营成本。本文采用座千米成本(即每座每千米的直接运营成本CDOC_PR)作为衡量指标，单位为元/km。

1.4 飞行任务剖面

民用飞机的主要运行任务路线包括起飞、爬升、巡航、进场、着陆、停机等，本文将任务剖面共分为14段，并对爬升段、巡航段、下滑段进行了细化，具体如下。

飞机起飞越过安全高度以后到达457.2 m(1500 ft)高度之前为起飞爬升阶段。根据襟翼、起落架、发动机油门的不同状态，起飞爬升可以分为四个阶段。

从457.2 m(1500 ft)到巡航高度为飞机的航线爬升段，飞机正式进入航线飞行。3048.0 m(10 000 ft)以下通常为定速爬升阶段，客机以463 km/h(250 kt)的速度作定速爬升。3048.0 m(10 000 ft)以上为加速爬升段。

飞机到达初始巡航高度时，通常飞机已经加速到设计巡航马赫数。在平飞巡航阶段，随着燃油的不断消耗，飞机的质量不断减小，为保持较高的巡航效率，航程较远、平飞巡航段较长的客机通常都会采用若干段不同高度的阶梯巡航。

在巡航段的终点，飞机的油门收至慢车状态，在阻力大于推力的情况下开始下滑。下滑过程与爬升过程正好相反，在3048.0 m(10 000ft)以上为减速下滑，到达3048.0 m(100 00 ft)以后减速至463 km/h(250 kt)并以该速度定速下滑。在下降到457.2 m(1500 ft)高度以后，飞机已经到达着陆场上空，开始进近以及进场着陆阶段。

进近过程仍然是减速下滑过程，从463 km/h(250 kt)减速至进场速度，同时从475.2 m(1500 ft)下滑至15.2 m(50 ft)进场高度对准跑道，然后转为进场着陆阶段。

2 权衡成本与环境影响

以一架全经济舱可乘坐189位旅客的客机为例，面向绿色航空需求研究机翼参数和飞行条件的影响。该客机构型和性能类似于波音737-800，设计航程为5000 km。配装发动机型号为CFM56-7B27， ICAO数据库发布的该发动机的部分排放数据见表1。

表1 发动机CFM56-7B27的相关排放数据

除了上述经济性和环保性要求以外，航时也是乘客关心的一项重要性能，航时直接影响着用户体验和和航空公司安排客机每天飞行的次数。总体来看，需要权衡多方面因素，这实际上是一个多目标优化的问题，目标包括：起降循环污染气体排放量Eg、每座每千米温室气体排放量ETGWP_PR、进场噪声NApp、每座每千米成本CDOC_PR和航时E。共有9个设计变量，其中有5个机翼构型参数、3个飞行条件参数(巡航马赫数、初始巡航高度和进近角)，最后一个设计变量是该客机设计航程为5000 km时的设计燃油质量。此外，还有3个性能要求作为约束条件。设计变量、约束条件、优化目标具体含义及初始值见表2。

表2 优化问题中的参数

注：设计航程为5000 km。

2.1 降低噪声

在飞机进场着陆过程中，增升装置可大幅度提高升力和阻力，单缝和三缝富勒襟翼是目前主要用于现代客机的后缘增升装置，三缝富勒襟翼可以增加升力系数100%以上，但是多条开缝产生的不稳定气流导致机翼噪声增大。设定机翼的参考面积为定值120 m2，受单缝和三缝富勒襟翼影响变化大于3%的性能如图3所示。从图3中可以看出，与配装单缝富勒襟翼的飞机相比，配装三缝富勒襟翼的飞机进场噪声将高出7.4 dB(EPN)，对其他目标Eg、ETGWP_PR、CDOC_PR和E的影响非常小；三缝富勒襟翼的增升效果要比单缝富勒襟翼好，所以三缝富勒襟翼比单缝富勒襟翼对应的进场速度vApp(约5.3 m/s)小，并且起飞距离Sto和着陆距离Sld较短。Sto从1837 m缩短到1656 m，Sld从1633 m缩短到1510 m；第二阶段爬升梯度受襟翼的影响也有所增大。可见，单缝富勒襟翼有助于降低进场噪声，但会损失起降性能。

图3 两种襟翼的影响Fig.3 Impact of two flap types

假定客机已配置单缝富勒襟翼，研究机翼参考面积S的变化对各项性能的影响，其他设计变量均设为初始基准值。如图4所示，通过将机翼参考面积从110 m2增大到130 m2，起飞距离从2026 m减小到1766 m，着陆距离从1754 m减小到1595 m。进场速度可以减小5.5 m/s，进场速度减小也使进场噪声进一步减小1.6 dB(EPN)。与此同时，Eg、ETGWP_PR和CDOC_PR和E变化都很小。可见，减少襟翼开缝可以起到降低噪声的作用，但同时需要更大的机翼面积来弥补空气动力的损失。

图4 机翼面积的影响Fig.4 Impact of wing area

通常客机进场是采用一个标准的3°下滑进近角，ANTOINE等[21]的研究表明，加大进近角可以降低噪声。本文综合分析增大进近角对噪声、排放、经济性的影响，主要分析结果如图5所示，飞机进近角θ从3°增大到5°对ETGWP_PR、CDOC_PR和E的影响很小，因为这些性能受全航线(尤其是巡航阶段)的影响，而进近角只影响进场阶段。随着θ的增大，进场噪声NApp可减小3.1 dB(EPN)，机场周边污染气体排放量Eg由14.9 kg减小到14.4 kg，减小了3.3%，这是因为陡峭进场使飞机飞行轨迹远离了地面噪声测量点，而且通过减小油门来提高进近角有利于减少油耗和排放。

图5 进近角的影响Fig.5 Impact of approach angle

2.2 减少排放

客机飞行过程要经历较长时间的巡航阶段，巡航高度和巡航速度对航时、温室气体排放量、经济性都有较大影响。由图6可见，初始巡航高度H从9000 m变化到11 000 m对E、ETGWP_PR和CDOC_PR都有很大的影响，随着高度的增加，CDOC_PR逐渐减小，变化幅度约4.3%；而ETGWP_PR迅速增大，变化幅度达到20.5%，这主要是因为客机在该高度范围飞行时，排放的NOx和H2O对温室效应的影响是随海拔高度增加而增大的。可见通过降低巡航高度可大幅度减少排放气体对温室效应的影响，但会伴随油耗的增加和直接运营成本的提高，飞机最大起飞质量和进场速度也会随之增大，从而导致起飞和着陆距离变长。

图6 初始巡航高度的影响Fig.6 Impact of initial cruise altitude

由图7可见，马赫数达到0.78之后，激波出现导致阻力急剧增加，进而油耗、起飞质量、排放量和直接运营成本等都迅速增加。巡航速度小于0.78Ma时，巡航速度的提高对航时的影响较大，变化幅度达9.63%，CDOC_PR的变化幅度约3.9%，γ的变化幅度约2.8%，ETGWP_PR的变化幅度仅为2.3%，对其他参数影响较小。这是因为算例设定的客机初始构型后掠角为25°，有利于延迟机翼上的激波发生从而减小波阻。但低速飞行时并未产生激波，诱导阻力是主要阻力来源，较大后掠角构型并不适合于低速飞行。综合分析可知，对于目前处于运营中的此类后掠翼客机，以不产生波阻的速度飞行，减速对减排并不会起太大作用，反而延长了航时，会影响乘客对航班的选择。

图7 巡航速度的影响Fig.7 Impact of cruise velocity

3 多目标优化

此客机多目标优化问题共包含5个最优化目标：起降循环污染气体排放量Eg、每座每千米温室气体排放量ETGWP_PR、进场噪声NApp、每座每千米成本CDOC_PR和航时E。求解多目标优化问题的典型策略主要分两类：先验方法和后验方法。

先验方法。需要先将多个目标通过加权合成一个总目标，即

(3)

其中，f表示优化目标；k为目标的个数，k=1,2,…,n；w是权重因子；s是比例因子。然后借助单目标优化求解方法寻找最优解。

后验方法。先应用多目标优化方法寻找最优解集，然后决策者可根据不同的评判准则综合分析，在最优解集中选取设计方案。然而，如果要以图形的形式直观显示最优解集(Pareto沿)，那么优化目标就不能超过3个。因此，本文选择先验方法求解这个五目标优化问题，并研究最小化经济性目标、最小化环保性目标、最小化总目标几种组合。优化求解采用粒子群优化算法(particle swarm optimization,PSO)和序列二次规划优化(sequential quadratic programming，SQP)算法。粒子群优化算法[34-35]是一种演化计算技术，来源于对一个简化社会模型的模拟。作为一种基于群体职能的随机寻优算法，相比于传统进化算法，粒子群优化算法采用简单的速度-位移模型，具有记忆微粒最佳位置和微粒间共享信息的能力，避免了复杂的遗传操作，而且粒子群优化可以通过自适应调整惯性因子权衡全局探索和局部探索。序列二次规划优化是一种传统的优化算法，可以将通过粒子群优化算法求得的近似全局最优解作为其初始值，然后通过基于梯度的寻优过程迅速完成局部最优进一步更新。优化目标合成时选取表2中各目标的初始值作为总目标的各比例因子，各种目标组合对应的权重因子取值不同，具体取值见表3，优化结果见表4，构型如图8所示。

表3 优化目标权值

表4 优化结果

(a)初始设计

(b)经济性与综合目标

(c)环境影响图8 不同目标组合最优解比较Fig.8 Comparison of optimal solutions of different target combinations

(1)经济性为目标。每座每千米成本CDOC_PR体现了航空公司的运营成本，航时E体现了乘客的时间成本，以经济性为目标进行优化时，优化目标由这两部分组成。如表4和图8b所示，与图8a所示的优化前初始设计相比，以经济性为设计目标的飞机采用较小的机翼面积、较大的后掠角、大展弦比和较厚的翼根，并且在较高的海拔高度以大马赫数飞行。此最优设计中，后掠角达到设计区间上界，机翼面积达到下界，较大的后掠角和较小的机翼面积可以延缓激波发生，相对大的展弦比可以减小诱导阻力，从而使总阻力和燃油消耗减小，也为翼根厚度的增加留有了余地。对于大后掠角机翼，较小的尖削比有利于减小结构质量。相比于优化前，此设计可使CDOC_PR降低21.4%，航时缩短约10 min。

(2)环保性为目标。以环保性为目标进行优化时，优化目标包括以下三部分: 起降循环污染气体排放量Eg、每座每千米温室气体排放量ETGWP_PR、进场噪声NApp。以环保性为设计目标的飞机最优构型如图8c所示，与表4和图8a所示的优化前初始设计相比，其特点为：平直机翼无后掠角且大展弦比，机翼面积较大，翼根较薄，并以低马赫数在低高度巡航，以较大的进近角进场着陆。低速飞行时没有激波产生，诱导阻力是主要阻力，这个构型非常有助于减小诱导阻力。由于在对流层时，NOx等气体产生的温室效应随高度降低而减少；而且巡航马赫数降低时，发动机燃油流量和总温室气体量也降低。相比于优化前，ETGWP_PR从88.07 g/km减少到75.41 g/km，NApp从85.5 dB(EPN)下降到81.4 dB(EPN)。与此同时，虽然CDOC_PR增长较小，但是航时E延长了35 min。

(3)综合目标。综合研究经济性和环保性包含的5个目标，每个目标的权值取0.2，优化后的结果与以经济性为目标的优化结果是相同的设计点。这是因为与优化前的初始设计相比，这一组解在经济性方面可以有较大幅度的改善，对于总目标的减小非常明显。

综合分析这三组优化的结果，也有一些参数的变化趋势是相同的，如展弦比和进近角，均达到优化区间上界，如前所述，大展弦比有利于减阻，更陡的进近坡度可以降低进场噪声、油耗、LTO循环过程中的污染气体排放量，对提升经济性和减少环境影响均有益处。

4 结论

(1)对于目前处于运营中的常规后掠翼客机，降低巡航高度可以较大幅度降低温室气体排放量，但减速对减排并不会起太大作用，反而会导致经济性变差。

(2)与单缝富勒襟翼相比，三缝富勒襟翼由于多缝气流不稳定提高了噪声等级，减少开缝襟翼有利于降低噪声，但是同时需要更大的机翼面积来弥补损失的空气动力。

(3)进近角从3°增加到5°，使油耗、进场噪声、LTO循环过程中污染气体排放量均减少。这是因为更陡的进场使飞机轨迹远离地面噪声测试点，较小的油门设置提高了经济性。

(4)综合考虑经济性和环保性进行多目标优化，优化后获得两种类型的飞机构型以及及与之对应的飞行条件。综合5个目标的优化设计时，经济性的提高起主导作用，优化结果与以经济性为目标的优化结果相符，主要采用小机翼面积、大展弦比、厚翼根和大后掠翼，并且在高海拔以大马赫数飞行。

(5)在以后的研究中，将考虑飞行条件、机翼和发动机一体化优化设计,从飞行轨迹的角度研究客机的经济性、环保性,采用新的可再生航空燃料对客机各方面性能产生的影响等。

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(编辑 陈 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

国家自然科学基金资助项目(11602103)

V211.4

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

王 宇，女，1981年生。南京航空航天大学航空宇航学院、飞行器先进设计技术国防重点学科实验室副教授。研究方向为飞行器多学科设计与优化。E-mail: wangyu@nuaa.edu.cn。邓海强，男，1980年生。南京航空航天大学无人机研究院、飞行器先进设计技术国防重点学科实验室高级工程师。杨振博，男，1991年生。南京航空航天大学航空宇航学院、飞行器先进设计技术国防重点学科实验室硕士研究生。张 帅，男，1982年生。中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心高级工程师。