基于最远航程的巡航性能计算分析

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1、中国交通研究与探寨(2005)一第六多全图交通运枪领域青年学謇全议论文喜“，?。．，，i“十7、，，基于最远航程的巡航性能计算分析魏志强(中国民航学院空管学院，天津300300)摘要：采取经济方式可以降低整个飞行成本，但受限于航空公司商务部门很难向签派员准确提供成本指数的大小。本文研究在最远航程巡航方武下的性能参数计算方法，分析了对远程巡航参数的影响因素、影响程度和原因，计算结果与波音INFLT软件计算数据进行对比，在相同条件下基本一致。计算数据可作为起飞前制作燃油飞行计划的原始数据和进行巡航性能分析的理论依据。关键词：飞行力学；远程巡航；燃油里程0引言燃油成本是航班运行中主要的可控成本。在飞

2、行高度层一定的情况下，选择合适的巡航方式(速度)，可以有效地降低巡航阶段的油耗，提高航空公司的经济效益。从理论上讲，最低油耗成本对应于燃油里程(消耗单位油量可飞的距离)最大的巡航速度，但该速度，接近于飞机的反常操纵区，操纵性和稳定性比较差，而且随着环境变化飞机需要频繁加减速，实际耗油并不一定最!》，因此在飞行中很少使用。通常采用损失1％的燃油里程以换取较大的巡航速度，即远程巡航(LRC)速度【l，21。航空公司虽然可以采用经济巡航方式以降低整个飞行成本(时间成本和燃油成本之和)，但在飞行前需要知道成本指数(CI)，而成本指数大小是很难确定的网；同时在经常使用的成本指数范围内，经济巡航性能与LR

3、C巡航性能差不岁引，因此在很多时候习惯使用LRC巡航方式，而不采用经济巡航方式。本文基于波音公司INFLT软件机型数据库文件，研究如撇飞机的阻力和燃油流量、燃油里程大小，并采用一定的∥讹方法，求出MRC速度和LRC速度14】。计算结果与INFLT软件基本—致，文中还分析了对LRC巡航参数的影响因素和程度。1计算方法与理论依据1．1飞机等速平飞阻力的计算在巡航阶段，认为飞机近似于等速平飞状态，则升力系数Q为c。_(丽‰]㈩其中形为飞机重量，艿为飞行高度匕压强与标准大气压之比，勋为机翼参考面积，M为飞行马赫数；求出升力系数Q后，由c工、M查高速极曲线数值表求出阻力系数CD。根据波音公司要求，需要采

4、取双抛物面插值计算。对阻力系数落厅修正。因为机型数据文件中高速极曲线是基于一定高度、一定大气温度试飞修正出的，当实际15彳审懈同时，对应的雷诺数(即黏性的影响程度)也不同，因此需要修正。同时还由对飞机重-心位置迸行修正。修正后2005·8中国·大连Co=CD+△CD胜+△‰(2)1062所需单发换算推力：第五部分：戢ig'r鼻设计制造及运用工程．D

5、6=．Co×WISl(3)FⅣ伽麦(。／回“)其中，％力发动机台数。1．2燃油流量与燃油里程的计算根据所需单荔张算推力、_珩马赫数和]珩高度，由机型数据库文件中(％／磊辞)=厂(M，够P，目la)数值表进行双抛物面插值计算，求出单发换算燃油流量(形

6、F／磊醇)，根据飞行高度大气参数求出万、0，按下式计算出H0；撮后由燃油里程与燃油流量之间的关系，计算出燃油里程。陈=(％／矗印)xSxO(1+(K一1)M2／2)‘3j“)×％(5)FM=VGIWF=(诋万+％)／烁(6)其中骄为燃油流量，口为飞行高度上实际温度与标准大气海平面温度之比，Ⅳ日为发动机台数，脚为燃油里程，y旁为风速。1．3MRC速度的计算从理论E讲，对燃油里程求马赫数的导数，导数等于零时对应者MRC速度。但在实际计算中，很难求出燃油里程的导数，而采用数值微分方法，求出的MRC速度误差较大，不太实用。因l蜾取在—定飞行高度、温度、重量下，计算不同马赫数对应的燃油里程大小，取燃由里

7、程最大值所对应的马赫数为MRC速度。迭代计算时的最小M数XMN应是高速极曲线数值表中给出的最小M数、换算燃油流量数值表中在该巡航高度E给出的最小M数、最大换算巡航推力数值表中在该巡航高度E所给出的最小M数中最大的—个；最大M数Ⅺ似应是：极曲线数值表中给出的最大M数、换算燃油流量数值表中在燃高度t给出的最大膨数、最大换算巡航推力数值表中在该巡航高度上所给出的最大M数和MMO这四个肘数中最小的—个。(1)令Mo=XMN，求出与Mo对应的FMo(2)M。=Mo+△M，若M。≤X懈，则求出与M对应的FM；否则若△M小于等于给出的精度要求，．则MRC：必结束；若△膨大于给出的精度要求(如0．0001)，

8、则进／、第(4)步。(3)若FMo≤肌，则坛=M；FMo=蹦重复第(2)步；若FMo≤蹦且埘／】、于槲出的精度要求，则M=眠结束；若删◆FMI且大于△膨给出的精度要求，则进入第(2)步。(4)此时腻可能在坛一埘与坛之间或坛与M之闯10-I(详见图1)o缩小步长，令埘=胧110，‰=％一胧；若x删<％，则。k=％；若x心>M，则x懈=M；剐悌(2)步。(5)求出MRC后，可采用1．2节中的方法求出F