孔垂歡，吳大衛(wèi)，譚兆光，潘立軍，馬茹冰，司江濤

中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海 201210

隨著綠色低碳成為世界經(jīng)濟(jì)發(fā)展的新導(dǎo)向，航空客運(yùn)量的快速增長加劇了碳排放對環(huán)境的影響，國際航空運(yùn)輸協(xié)會（International Air Transport Association，IATA）聯(lián)合航空工業(yè)界、科學(xué)界、政府和航空公司等專家共同制定了本行業(yè)2050 年CO2減排目標(biāo)：到2050 年，航空運(yùn)輸業(yè)CO2排放總量比2005 年減少50%。商用飛機(jī)是航空運(yùn)輸業(yè)CO2減排的主戰(zhàn)場，面臨來自CO2減排的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)［1］。新能源、新布局相結(jié)合的設(shè)計概念將成為未來民用飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域解決碳排放的重要路徑［2］。

在新布局領(lǐng)域，常規(guī)布局的商用飛機(jī)經(jīng)歷了數(shù)十年的發(fā)展，在氣動效率、結(jié)構(gòu)效率等方面的提升空間和潛力已經(jīng)十分有限，桁架支撐翼（Truss-Braced Wing，TBW）、翼身融合（Blended Wing Body，BWB）、三翼面（Three-Surface Aircraft，TSA）等非常規(guī)布局成為民用飛機(jī)未來先進(jìn)布局的新方向［3-4］。翼身融合布局已經(jīng)積累30 年的研究［5-9］，具有較好裝載能力、低噪聲、與氫能源兼容等優(yōu)點(diǎn)，但也存在飛機(jī)系列化發(fā)展困難、乘客對缺少舷窗不適應(yīng)、應(yīng)急撤離、非圓柱機(jī)身加壓等問題［10］。翼身融合布局在支線飛機(jī)和窄體干線飛機(jī)油耗優(yōu)勢不明顯，但在寬體飛機(jī)上有優(yōu)勢，相比傳統(tǒng)的常規(guī)布局飛機(jī)可降低10.9%油耗［11］，該布局更適合大座級的寬體飛機(jī)。桁架支撐翼布局具有較大的展弦比、較薄的機(jī)翼以及較小后掠角［4］，對不同座級飛機(jī)均可實現(xiàn)較低的燃油消耗［12］。常規(guī)布局民航客機(jī)的展弦比受到結(jié)構(gòu)限制，通常為9～10，桁架支撐展弦比可以做到20，較大的展弦比可有效降低誘導(dǎo)阻力，較薄的機(jī)翼可降低激波阻力，較小的后掠角利于機(jī)翼實現(xiàn)層流流動［13］，降低摩擦阻力。以波音公司主導(dǎo)的亞聲速超綠色飛機(jī)研究（Subsonic Ultra Green Aircraft Research，SUGAR）項 目中［14-18］，桁架支撐翼可實現(xiàn)30%～50% 自然層流，相比常規(guī)布局可減小8%～12%燃油消耗［16］。桁架支撐翼相比傳統(tǒng)布局，展弦比增大，當(dāng)機(jī)翼面積不變時，參考弦長縮短，而實際運(yùn)營過程中所需的重心移動距離不變，因而需要更嚴(yán)酷的重心包線，前重心工況應(yīng)盡量降低配平損失。三翼面布局由前翼、主翼、尾翼3 個升力面構(gòu)成，前翼產(chǎn)生正升力，可以減小升力配平損失，升力配平損失減小可達(dá)到10%，升阻比提升2.4%［19］。在保持合理的靜穩(wěn)定裕度前提下，通過增加前翼，主翼后移的布局方式，三翼面飛機(jī)得益于全包線的配平優(yōu)勢，巡航效率提升5.38%［20］，升阻比可提升4%［21］，起飛距離可縮短7%，抬輪速度減小3 kn（1 kn=1.852 km/h）［22］，具有較好低速起降性能。P180 是采用三翼面布局的現(xiàn)役通航飛機(jī)，實現(xiàn)了超過50%機(jī)翼弦長的自然層流分布，前翼采用5°下反角，避免下洗對主翼、發(fā)動機(jī)、平尾的干擾。在起飛狀態(tài)下，配平升力損失約10%～20%，使用前翼參與配平，可獲得正升力，使主翼面積減少［23］，運(yùn)營成本下降30%［24］。三翼面構(gòu)型可實現(xiàn)直接力控制，同時保持較高的空氣動力學(xué)效率，在飛機(jī)上安裝鴨翼會導(dǎo)致縱向穩(wěn)定性問題，用最新的現(xiàn)代控制技術(shù)可以解決［25-26］。在支線飛機(jī)、窄體干線飛機(jī)上使用帶前翼和桁架支撐翼的三翼面布局成為新的研究方向。

在新能源領(lǐng)域，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）［27］研究認(rèn)為，電推進(jìn)飛機(jī)可實現(xiàn)節(jié)能超過60%、減排超過90%、降噪超過65%的潛在收益。NASA 于2015 年提出了電動飛機(jī)發(fā)展路線圖［28］，基于不同座級飛機(jī)應(yīng)用場景，同步開展多條技術(shù)路線研究。針對波音737 干線飛機(jī)開展了后機(jī)身邊界層推進(jìn)器的單通道渦輪混電推進(jìn)飛機(jī)（Singleangle Turboelectric Aircraft with Aft Boundary Layer Propulsion，STARC-ABL）研究［29］，采用機(jī)身邊界層抽吸技術(shù)，翼吊兩發(fā)傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機(jī)，尾部加裝一臺2.6 MW 電涵道風(fēng)扇，提供1/3 巡航推力，電力系統(tǒng)效率可達(dá)到90%，輪擋油耗降低12%［30］。在當(dāng)前階段，鋰離子電池由于較低的能量密度，約200～300 kW/kg［10］，難以滿足支線航空市場出行需求，僅適用于短途出行，未來隨著電池能量密度提升至750～1 000 kW/kg［27］，將具備進(jìn)入支線航空市場的潛力。

縮比模型飛行試驗是空氣動力學(xué)研究的三大技術(shù)路徑之一，可研究和驗證原型機(jī)的本體氣動特性、危險邊界、新布局和新技術(shù)，具有周期短、風(fēng)險小、成本低的優(yōu)勢［31-32］。NASA 開展了一系列縮比驗證機(jī)試飛［33］，根據(jù)驗證目的，可以大致分為兩類：一類是技術(shù)驗證，以新概念、新布局、新技術(shù)探索和驗證；另一類是系統(tǒng)功能驗證?；诳s比驗證機(jī)試飛，可以較低成本開展新布局、新能源的技術(shù)探索，為未來民機(jī)預(yù)研提供技術(shù)儲備，以及總體方案論證提供依據(jù)。

為了探索三翼面、桁架支撐翼、分布式動力等具有降低油耗潛力的先進(jìn)布局技術(shù)，以及純電等減小碳排放的新能源架構(gòu)，設(shè)計并制造了三翼面驗證機(jī)，代號“乘風(fēng)2.0”，開展試飛驗證。

1 三翼面驗證機(jī)描述

1.1 三翼面驗證機(jī)參數(shù)

“乘風(fēng)2.0”三翼面驗證機(jī)，采用了大展弦比桁架支撐翼、三翼面的新布局，考慮到驗證機(jī)未來發(fā)展成為混電、混氫平臺的拓展性，動力系統(tǒng)采用兩套推進(jìn)系統(tǒng)，分別是機(jī)翼分布式推進(jìn)系統(tǒng)、機(jī)身尾部推進(jìn)系統(tǒng)，為了減小尾翼與尾部推進(jìn)系統(tǒng)干擾，尾翼使用雙垂尾布局。

前翼+主翼+尾翼的布局使得飛機(jī)具備本體大迎角改出能力，尾部動力系統(tǒng)導(dǎo)致重心靠后，尾翼力臂較短，同時分布式動力產(chǎn)生低頭力矩，配平升力損失較大，通過前翼與平尾協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)飛機(jī)縱向配平，減小配平升力損失和配平阻力。前翼采用下單翼、下反角9°，主翼采用上單翼，減小前翼下洗影響。主翼采用桁架支撐翼形式，展弦比達(dá)19，同時機(jī)翼的翼型較同等重量的懸臂梁式機(jī)翼做的更薄，對于實現(xiàn)自然層流更為有利。機(jī)翼采用NACA 低速翼型優(yōu)化后的翼型，具有較好失速特性和最大升力系數(shù)。

“乘風(fēng)2.0”三翼面驗證機(jī)最大起飛重量200 kg，最大飛行速度200 km/h，設(shè)計參數(shù)見表1，驗證機(jī)三視圖見圖1。以未來中小型通勤飛機(jī)為背景機(jī)，在布局上兼具發(fā)展成為大型商用飛機(jī)的潛力，可以實現(xiàn)靈活動力配置，兼容純電、油電混合動力與氫電混合動力。

圖1 “乘風(fēng)2.0”三翼面驗證機(jī)三視圖Fig.1 Three-view of three-surface verification aircraft of “Windrider 2.0”

表1 三翼面驗證機(jī)總體參數(shù)Table 1 General parameters of three-surface verification aircraft

1.2 三翼面純電架構(gòu)

三翼面構(gòu)型驗證機(jī)采用純電構(gòu)型開展試飛工作，尾推采用2 個電池單體串聯(lián)，單塊電池容量35 000 mA·h，推進(jìn)架構(gòu)見圖2。分布式推進(jìn)使用10 組螺旋槳動力單元，2 個電池單體并聯(lián)驅(qū)動5 組動力單元，單塊電池容量35 000 mA·h，推進(jìn)架構(gòu)見圖3。當(dāng)單組電池失效時，該分布式動力架構(gòu)的不對稱推力為內(nèi)側(cè)單元L5 或R6 推力，為常規(guī)雙發(fā)布局飛機(jī)的1/5，且不對稱推力力臂（10%半展長）遠(yuǎn)小于翼吊發(fā)動機(jī)布局（30%～40%半展長），可減小90%不對稱推力力矩，減小垂尾面積和操縱舵面偏度，降低飛行器試驗風(fēng)險。

圖2 尾推動力能源架構(gòu)Fig.2 Tail propulsion energy architecture

圖3 分布式動力能源架構(gòu)Fig.3 Distributed power energy architecture

1.3 三翼面驗證機(jī)重量

三翼面驗證機(jī)大面積采用復(fù)合材料，除了承力嚴(yán)酷區(qū)域，比如翼臺、桁架撐桿、內(nèi)外翼連接、起落架連接區(qū)域采用鋁合金，其余均使用復(fù)合材料，以此來減輕空機(jī)重量（Operating Empty Weight，OEW）。驗證機(jī)重量詳細(xì)結(jié)果見表2和圖4。

圖4 空機(jī)重量、電池、商載與最大起飛重量比例Fig.4 Fractions of OEW，battery，payload to maximum takeoff mass

表2 驗證機(jī)重量組成Table 2 Verification aircraft weight

純電構(gòu)型在飛行過程中重量沒有變化，滑行重量、著陸重量均和起飛重量保持一致，這與傳統(tǒng)燃油飛機(jī)差別較大，對起落架結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計提出了更高的要求，需要開展起落架落震試驗來檢驗起落架強(qiáng)度。

驗證機(jī)空機(jī)重量占比約65%，電池重量占比22%，電池電量13.4 kW·h，能量密度約225 W·h/kg。

2 三翼面布局氣動特性分析

2.1 三翼面布局縱向操縱特性

通過CFD 計算前翼升降舵（Canard Elevator，CE）、尾翼升降舵（Elevator，ELE）不同偏度組合工況的縱向力矩，研究三翼面布局氣動特性。

前翼與平尾單獨(dú)推桿與組合推桿對干凈構(gòu)型縱向力矩的影響如圖5 所示，圖中：CE30_ELE-30 為前翼升降舵下偏30°、尾翼升降舵上偏30°工況，其他工況類似。

圖5 前翼尾翼組合推桿力矩系數(shù)曲線Fig.5 Moment coefficient curves of canard and horizontal tail combined deflection for push stick

在較大迎角范圍內(nèi)，無論組合推桿還是前翼、尾翼升降舵單獨(dú)推桿，均未出現(xiàn)反操縱現(xiàn)象，在失速迎角附近，具有正常的推桿改出能力。前翼升降舵的大迎角推桿改出能力明顯優(yōu)于尾翼推桿工況，在廣泛的迎角范圍內(nèi)舵效維持了較好的線性度；而平尾在大迎角區(qū)域推桿加劇了分離，導(dǎo)致舵效顯著下降，中小迎角范圍內(nèi)平尾升降舵推桿舵效是前翼的1.5～2 倍。

前翼與平尾單獨(dú)拉桿與組合拉桿對干凈構(gòu)型縱向力矩的影響如圖6 中的計算結(jié)果所示?？梢钥闯銎轿驳睦瓧U舵效在中小迎角內(nèi)達(dá)到前翼2 倍甚至更高，這一優(yōu)勢在大迎角與大舵偏狀態(tài)更加明顯。但過大的升降舵上偏導(dǎo)致的負(fù)升力會造成配平最大升力系數(shù)的顯著降低。在迎角超過15 °時，前翼比尾翼提前失速，增強(qiáng)了飛機(jī)本體大迎角失速改出特性，大迎角拉桿主要由尾翼完成，但在中小迎角前翼仍可增加操縱性，該狀態(tài)下具有很強(qiáng)的縱向靜穩(wěn)定性。若平尾升降舵進(jìn)一步上偏，可以繼續(xù)增大飛機(jī)的的配平迎角，但主翼開始產(chǎn)生分離，因此總升力系數(shù)不會繼續(xù)增加。

圖6 前翼尾翼組合拉桿力矩系數(shù)曲線Fig.6 Moment coefficient curves of canard and horizontal tail combined deflection for pull stick

2.2 三翼面布局收益論證

桁架支撐翼相比傳統(tǒng)布局，展弦比較大。常規(guī)布局民航客機(jī)的飛行重心范圍為10%～40%參考弦長（Mean Aerodynamic Chord，MAC），即巡航參考點(diǎn)（25%MAC）前后±15%MAC 范圍，展弦比增大1 倍后，若機(jī)翼面積不變，則參考弦長縮短約30%，重心前后限范圍從常規(guī)布局的30%MAC 擴(kuò)展至42%MAC，配平嚴(yán)酷的前重心為巡航參考點(diǎn)的-21%MAC。

圖7 分析了前翼、尾翼單獨(dú)配平的收益，可以看出隨著迎角增大、重心前移，尾翼產(chǎn)生的配平升力損失增大，而前翼產(chǎn)生的配平正升力收益變大。在較大升阻比的4°迎角，典型巡航重心25%MAC 工況下，尾翼偏轉(zhuǎn)將導(dǎo)致配平升力損失4%，使用前翼可增加3%配平正升力，即驗證機(jī)有前翼（三翼面布局）相比取消前翼（無前翼布局）可獲得最大7%的配平升力收益。在常用的8°起飛迎角工況，可獲得配平升力收益10%，前重心可獲得配平升力17%收益。前翼參與配平，可在全重心包線范圍內(nèi)，均獲得正升力收益，特別是前重心工況下，優(yōu)于單獨(dú)尾翼配平的方案。

圖7 配平升力隨重心移動變化曲線Fig.7 Curves of trim lift coefficient with the change of center of gravity

按照相同尾容量約束，分析驗證機(jī)的三翼面布局與無前翼布局（平尾+主翼）的尾翼部件在零升阻力和重量上差異。假設(shè)前翼與平尾的力臂相同，即三翼面布局的前翼+平尾面積等于無前翼布局的平尾面積，詳見表3。驗證機(jī)前翼和尾翼總重量2.67 kg，根據(jù)尾翼面密度可得出無前翼布局的平尾重量為2.4 kg，即相比無前翼布局，三翼面布局的前翼+尾翼部件共增重10%。采用經(jīng)驗公式［34］，亦得出三翼面布局的前翼+尾翼部件增重15%，尾翼占起飛重量比例約2%［34］，即全機(jī)增重約0.3%。

表3 2 種布局的零升阻力和重量對比Table 3 Comparison of zero-lift drag and weight between the two empennage layouts

對于民用飛機(jī)，減阻減重主要收益是增加航程，根據(jù)航程估算公式，建立減阻減重?fù)Q算關(guān)系，見表4。根據(jù)燃油飛機(jī)布雷蓋航程公式［35］，以及電動飛機(jī)航程公式［36］，當(dāng)起飛重量小幅增加時，飛機(jī)航程與起飛重量變化近似為線性關(guān)系。采用前翼+尾翼布局方案導(dǎo)致起飛重量增加0.3%，即航程減小0.3%，等效于增加阻力1.2count。

表4 減阻減重與航程換算關(guān)系Table 4 Change of range caused by the reduction of drag and weight

根據(jù)阻力估算公式［34］，三翼面前翼+尾翼部件零升阻力相比無前翼布局增加1.4count，同時使用OpenVSP 零升阻力分析模塊，計算得出零升阻力增加了0.5count～1count。即前翼+尾翼部件的等效阻力增量達(dá)2.6count。

前翼對主翼存在下洗，文獻(xiàn)［37］給出了前翼對主翼下洗梯度數(shù)據(jù)，根據(jù)驗證機(jī)前翼、主翼的實際安裝位置和尺寸，計算得出下洗導(dǎo)致主翼升力損失0.5%，誘導(dǎo)阻力增加3.5count。同時使用Open-VSP 渦格法氣動分析模塊，計算得出前翼下洗導(dǎo)致主翼升力損失0.4%，誘導(dǎo)阻力增加4count。

圖8 給出了三翼面布局的阻力和升阻比收益，隨著配平重心前移，前翼配平升力系數(shù)增大，導(dǎo)致前翼誘導(dǎo)阻力增大，但仍小于無前翼布局阻力?？紤]前翼方案帶來的零阻、下洗、增重，中間重心減阻收益仍有19.7count，巡航升阻比增大3%，前重心時升阻比增大至3.4%～3.7%。

圖8 阻力和升阻比收益曲線Fig.8 Comparison of drag and lift-to-drag ratio

3 三翼面驗證機(jī)純電架構(gòu)飛行驗證

3.1 三翼面驗證機(jī)試飛任務(wù)剖面

三翼面驗證機(jī)本次試飛主要開展動力架構(gòu)驗證、前翼尾翼舵效比例、分布式動力可達(dá)最大空速測試、最大滾轉(zhuǎn)角速率科目試驗。考慮飛行試驗安全，模型飛行試驗高度不宜過高，需保證地面操縱人員肉眼可見的高度范圍，一般＜1 200 m，選擇500 m，試飛任務(wù)剖面見圖9。

圖9 試飛任務(wù)剖面Fig.9 Flight test mission profile

3.2 三翼面驗證機(jī)試飛

本次試飛為三翼面驗證機(jī)首次飛行，未搭載商載，起飛重量為175 kg，開展了前翼尾翼舵效比例、分布式動力最大速度等科目試飛，圖10～圖12 為試飛照片。

圖10 “乘風(fēng)2.0”三翼面驗證機(jī)地面調(diào)試Fig.10 Ground test of three-surface verification aircraft of “Windrider 2.0”

圖11 “乘風(fēng)2.0”三翼面驗證機(jī)起飛Fig.11 Takes off of three-surface verification aircraft of“ Windrider 2.0”

圖12 “乘風(fēng)2.0”三翼面驗證機(jī)科目試飛Fig.12 Flight test of three-surface verification aircraft of “Windrider 2.0”

本文通過監(jiān)測電機(jī)的電壓電流，獲取電機(jī)輸入功率。由于尾推動力在空中關(guān)閉后處于風(fēng)車狀態(tài)，尾推轉(zhuǎn)速與功率的關(guān)系難以準(zhǔn)確測量，因此本文主要針對分布式動力開展分析。巡航時，分布式油門100%，轉(zhuǎn)速為10.7×103r/min，總功率為24 kW，總推力約43 kgf（1 kgf=9.8 N），分布式動力最大可達(dá)的平飛空速為45 m/s，即162 km/h。

根據(jù)圖13 和圖14 可以得出，分布式動力隨著空速增大，推力衰減較快，產(chǎn)生相同推力所需功率增大，相同空速條件下，推力隨著輸入功率線性增長。

圖13 分布式動力功率與轉(zhuǎn)速曲線Fig.13 Distributed power and speed curves

圖14 分布式動力功率與推力曲線Fig.14 Distributed power and thrust curves

圖15 可以看出，巡航速度達(dá)到45 m/s 時，飛機(jī)總功率達(dá)到20 kW，速度降至35 m/s，總功率降至8 kW。圖16 可以看出，本次試飛升力系數(shù)集中在0.4～0.8 附近，大迎角升力系數(shù)約2.2～2.3，失速迎角約為16°～17°，與仿真結(jié)果匹配較好。試飛表明飛機(jī)失速性能較好，失速改出姿態(tài)較好。

圖15 分布式動力功率與空速曲線Fig.15 Distributed power and airspeed curves

圖16 驗證機(jī)試飛和仿真升力系數(shù)對比曲線Fig.16 Comparison of lift coefficient between flight test and CFD simulation

主要試飛參數(shù)和數(shù)據(jù)見表5，驗證機(jī)試飛的最大速度達(dá)到203 km/h，最大過載2.2g，獲得了尾翼和前翼舵效的比例約1.8～2，與設(shè)計值一致。

表5 驗證機(jī)飛行試驗主要結(jié)果Table 5 Main flight test results of verification aircraft

3.3 三翼面驗證機(jī)巡航性能

通過飛行過程中實時監(jiān)測分布式動力和尾推動力電壓電流，通過監(jiān)測機(jī)載全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System，GPS）數(shù)據(jù)得到飛行軌跡，通過計算可以得到飛行過程中各階段的電量消耗比例，見圖17，巡航階段耗電量最大，下降和爬升能耗占比接近，起飛階段僅占比2%。

圖17 試飛各階段耗電量占比Fig.17 Proportion diagram of power consumption in each stage of flight test

本次試飛耗電量為1.23 kW·h，尾推能耗為分布式能耗的46%，約占全機(jī)能耗1/3，根據(jù)圖18 和圖19 可以得到，全機(jī)巡航公里能耗為0.126 kW·h/km，最大功率出現(xiàn)在起飛階段為45 kW，是巡航功率的2 倍。

圖18 試飛各階段的千米能耗Fig.18 Comparison of energy consumption per kilometer in each stage of flight test

圖19 試飛各階段的平均功率Fig.19 Comparison of average power in each stage of flight test

驗證機(jī)總電量為10 kW·h，預(yù)留20%為應(yīng)急儲備電量，以45 m/s 巡航時，航程可達(dá)到55 km，飛行時長可達(dá)21 min。通過降低巡航速度到35 m/s，降低飛行所需功率至8 kW，則全機(jī)巡航公里能耗降至0.065 kW·h/km，航程可進(jìn)一步增加至112 km，航時56 min。

4 結(jié)論

本文采用計算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）和工程估算開展了三翼面布局操縱特性分析、氣動收益論證，給出了驗證機(jī)重量占比、分布式動力與能源架構(gòu)設(shè)計以及初步試飛結(jié)果。

1）前翼升降舵的大迎角推桿改出能力明顯優(yōu)于尾翼推桿工況，在廣泛的迎角范圍內(nèi)舵效具有較好的線性度；而平尾在大迎角區(qū)域推桿加劇了分離，導(dǎo)致舵效顯著下降，中小迎角范圍內(nèi)平尾升降舵推桿舵效是前翼的1.5～2 倍。

2）驗證機(jī)的三翼面布局，相對于其取消前翼的布局，前翼+尾翼部件增重10%～15%，全機(jī)增重約0.3%。前翼參與配平后，驗證機(jī)的三翼面布局，相對于其取消前翼的布局，在4°迎角可獲得約7%配平升力收益，考慮前翼方案帶來的零阻、下洗、增重的不利影響，仍能獲得19.7count減阻收益，巡航升阻比提升3%，前重心時升阻比增大至3.4%～3.7%。

3）分布式動力架構(gòu)可減小90%航向不對稱推力力矩，減小垂尾面積和操縱舵面偏度。驗證機(jī)空機(jī)重量占比約65%，電池重量占比22%，電池能量密度約225 W·h/kg。驗證機(jī)最大功率出現(xiàn)在起飛階段為45 kW，是巡航功率的2 倍；45 m/s 巡航所需功率約20 kW，巡航能耗為0.126 kW·h/km，35 m/s 巡航所需功率8 kW，巡航能耗為0.065 kW·h/km，航程可達(dá)112 km，航時56 min。

但與此同時，三翼面布局新增前翼操縱面，增加了機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計、控制律設(shè)計復(fù)雜度，同時民航客機(jī)機(jī)頭側(cè)面常用于安裝大氣傳感器，前翼會干擾傳感器區(qū)域流場，導(dǎo)致大氣傳感器布局設(shè)計復(fù)雜度增加，需要多方面權(quán)衡論證。

致 謝

當(dāng)前階段已經(jīng)完成三翼面驗證機(jī)一階段試飛，后期將進(jìn)一步開展新布局控制律、混電/混氫改裝和試飛驗證，感謝中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計研究“追風(fēng)工作室”全體成員的辛苦工作。