（飞行器设计专业论文）飞机总体设计优化及软件开发.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 飞机总体设计是在使用方提出特定的设计要求的条件下， 选择并确定飞机布 局形式和总体设计参数， 经过计算、 分析、 修正， 使所设计出来的飞机以 优良的 性能， 最大限度的满足使用方的要求。飞机总体设计是综合协调、 折衷权衡、反 复迭代、逐渐逼近的过程。 优化飞机的总体参数是飞机总体设计的任务之一， 飞机的总体参数都达到最 优的这种“ 理想状态” 是不存在的， 即多个目 标间权益是相互矛盾、 相互竞争的， 必须采用多目 标优化的方法， 得到一组或多组非劣解， 寻找出比较满意的设计方 案。本文通过对运输机总体参数的多目 标优化设计，用罚函数法、全局准则法、 k - s方程法等多目 标优化方法求得最优总体参数，比较分析各个多目 标优化方 法的 特点， 并将多目 标优化结果与单目 标优化结果进行比较， 经多目 标优化方法 得到的飞机总体设计参数使得飞机综合性能显著提高。 随着航空技术的飞速发展， 飞机方案设计的复杂性增强， 军方需求与民 用市 场对飞机设计提出了更高要求， 很有必要开发飞机方案设计和优化软件以适应上 述需求。 文中论述了飞机方案设计和优化软件的主体框架、 计算流程和关键技术。 通过对该软件的开发， 将确定飞机总体参数和主要性能的复杂过程程序化。 飞机 设计与优化软件可分为三个主要模块， 即: 飞机总体参数设计模块、 飞机总体参 数优化模块和图形显示模块。 飞机总体参数设计模块的设计流程是首先根据飞机 类型和应满足的战术技术要求，基于经验数据初步计算，确定飞机的起飞重量、 翼载荷和推重比; 然后根据一些经验公式、 计算方法和航空规范确定飞机的详细 参数，如:翼面几何参数、机身几何参数、 发动机参数、进气道参数、 燃油系统 参数等; 基于这些设计参数， 可以计算出飞机的气动参数、 重量重心参数， 并对 飞机的气动、飞行、 操稳等性能进行估算， 得出飞机的总体设计方案。查看飞机 的总体设计方案是否满足性能要求和设计要求， 如果不满足要求， 按照前面提到 的设计流程， 修改部分设计参数重新设计， 得出新的设计方案， 再与性能要求和 设计要求进行对比， 如此迭代计算直至得出 满意的设计结果。 飞机总体参数优化 模块的作用是将多目 标优化设计运用到飞机总体设计中来。 设计模块的设计结果 西北工业大学硕士学位论文 传入优化模块， 为多目标优化设计做好初始准备。 用户可以根据优化模块提供的 人机交互界面方便地选取优化的设计目 标、 设计变量并设定目 标期望值、 设计变 量上下界以及设计约束。 将多目 标优化的设计结果重新带入飞机总体参数设计模 块， 验证是否满足性能要求和设计要求， 经过迭代计算， 得到兼顾飞机综合性能 并满足设计要求的最终设计结果。 为了使用户对设计结果有更为直观的印象， 软 件开发了图形显示模块， 根据设计结果生成三维立体图。 采用现有的多型飞机做 算例验证该软件， 其设计结果与真实值比较， 差别很小， 基本吻合。 软件具有界 面友好、 操作简便的特点， 并有良 好的功能扩展性， 便于用户使用。 经算例验证， 该软件具有良好的可靠性和实用性。 软件可成为从事飞机设计的工程人员手中方 便实用的设计工具。 关键词飞机总体设计，多目 标优化，设计和优化软件，动态链接库，模块化 开发，o p e n g l 西北工业大学硕士学位论文 ab s t r a c t a ir c r a ft c o n c e p t u a l d e s i g n i s a d e s i g n p r o c e s s w i t h t h e p u r p o s e o f s a t is f y i n g c u s t o m e r s r e q u i r e m e n t s . t h e r e a r e t w o e q u a l l y i m p o rt a n t a s p e c t s o f a i r c r a ft d e s i g n : d e s i g n l a y o u t a n d d e s i g n a n a l y s i s . a t f i r s t , w e s e l e c t t h e t y p e o f a i r c r a ft a n d c a l c u l a t e t h e a i r c r a ft c o n f i g u r a t i o n p a r a m e t e r . s e c o n d ly , w e d o m a n y w o r k s in c l u d i n g p r o g r a m m i n g , a n a l y z i n g a n d a m e n d in g t o m a k e t h e d e s i g n m o r e a n d m o r e p e r f e c t , s o a s t o m e e t t h e d e s i g n r e q u i r e m e n t s p r o p e r l y . t h e d e s i g n p r o c e s s a s s o rt w i t h s o m e d i s c i p l i n e s s u c h a s a e r o d y n a m i c s , s t ruc t u r e s , c o n t r o l s a n d p r o p u l s io n e t c , m a k e c o m p r o m i s e w i t h c o n fl i c t i v e o b j e c t s . i t i s a n i t e r a t i v e p r o c e s s . o p t i m i z a t i o n f o r t h e a i r c r a ft c o n c e p t u a l p a r a m e t e r i s o n e o f m i s s i o n s o f a ir c r a ft c o n c e p t u a l d e s i g n . i f t h e d e s i g n o b j e c t i v e s a r e o p p o s i n g , i t i s i m p o s s i b l e t h a t a l l o b j e c t i v e s a r e b e s t ( i d e a l s t a t e ) . we m u s t f i n d t h e b e s t p o s s i b l e d e s i g n w h i c h s t i l l s a t i s f i e s t h e o p p o s i n g o b j e c t i v e s . i t m e a n s t h a t w e f i n d s o m e p a r e t o s o lu t i o n s i n t h e m u lt i o b j e c t i v e o p t i m i z a t i o n p r o b l e m . t h e d e s i g n m e t h o d s a r e d e v e l o p e d a n d a p p l i e d t o m u l t i o b j e c t i v e o p t i m i z a t i o n f o r t h e l a r g e t r a n s p o rt s c o n c e p t i o n d e s i g n ( l t c d ) . t h e m u l t i o b j e c t i v e o p t i m i z a t i o n a l g o r i t h m s i n t h i s p a p e r i n c l u d e k - s ( k r e i s s e l m e t e r - s t e i n h a u s e r ) o p t i m i z a t i o n m e t h o d , g l o b a l c r i t e r i o n m e t h o d a n d p e n a l t y f u n c t i o n me t h o d . t h e d e s i g n me t h o d s i n t h i s p a p e r p l a y a n im p o r t a n t r o l e i n t h e a i r c r a ft c o n c e p t i o n d e s i g n . a s o ft w a r e i s d e v e l o p e d a n d a p p l i e d t o a i r c r a ft c o n c e p t i o n d e s i g n a n d o p t im i z a t i o n . wi t h t h e d e v e l o p m e n t o f a e r o n a u t i c t e c h n i q u e s , i t i s n e c e s s a r y t o s a t i s f y r e q u i r e m e n t s o f t h e c o m p l e x a i r c r a ft c o n c e p t i o n d e s i g n f o r m i l i t a r y a n d c iv i l i a n p u r p o s e s . t h e p a p e r i n v o l v e s d i s c u s s i o n s a b o u t t h e f r a m e w o r k o f t h e s o ft w a r e , d i a g r a m fl o w a n d t h e k e y t e c h n i q u e s . t h e k e y t e c h n i q u e s i n c l u d e d l l ( d y n a m i c l i n k l i b r a r y ) , mo d u l a r i z a t i o n a n d o p e n g l . t h e s o ft w a r e h a s t h r e e m o d u l e s : d e s i g n m o d u l e , o p t i m i z a t i o n m o d u l e a n d g r a p h i c s m o d u l e . t h e s o ft w a r e h as c o n v e n i e n t u t i l i t i e s b e c a u s e o f i t s c o n v e n i e n c e , f r i e n d l y in t e r f a c e a n d f u n c t i o n e x p a n d a b i l i t y . t h e s o ft w a r e w i l l b e a n i m p o rt a n t t o o l f o r e n g i n e e r s o f a i r c r a ft c o n c e p t i o n d e s i g n . k e y w o r d s : a i r c r a ft c o n c e p t i o n d e s i g n , m u l t i o b j e c t i v e o p t i m i z a t i o n , s o f t w a r e o f d e s i g n a n d o p t i m i z a t i o n , d l l ( d y n a m i c l i n k l i b r a r y ) , mo d u l a r i z a t i o n , o p e n g l i i i 第一章 前言 第一章 前言 1 . 1 飞机设计工作的一般过程和优化设计 飞机设计的一般过程可以图1 . 1 简单加以概括: 图1 . 1飞 机设计的一般过程 正如图中所示，飞机方案设计工作可以 划分为三个不同 但又有内在联系的阶段: 概念设计 ( c o n c e p t u a l d e s i g n ) 、 初步设计( p r e l i m i n a ry d e s i g n ) 和详细设计( d e t a i l d e s i g n ) . 首先是概念设计 ( 又称方案设计) ， 在飞机开始进行设计之前，由 使用部门 提出或由使用部门与设计部门共同拟定飞机的设计要求， 在概念性设计阶段要对 飞机的设计要求进行充分的分析， 研究和论证， 提出一份较合理的设计要求， 这 一部分的工作又称为“ 外部设计” 。 飞机方案设计过程可用图1 .2 简单加以 概括: 图1 .2 飞机方案设计过程 第一章 前言 第一章 前言 1 . 1 飞机设计工作的一般过程和优化设计 飞机设计的一般过程可以图1 . 1 简单加以概括: 图1 . 1飞 机设计的一般过程 正如图中所示，飞机方案设计工作可以 划分为三个不同 但又有内在联系的阶段: 概念设计 ( c o n c e p t u a l d e s i g n ) 、 初步设计( p r e l i m i n a ry d e s i g n ) 和详细设计( d e t a i l d e s i g n ) . 首先是概念设计 ( 又称方案设计) ， 在飞机开始进行设计之前，由 使用部门 提出或由使用部门与设计部门共同拟定飞机的设计要求， 在概念性设计阶段要对 飞机的设计要求进行充分的分析， 研究和论证， 提出一份较合理的设计要求， 这 一部分的工作又称为“ 外部设计” 。 飞机方案设计过程可用图1 .2 简单加以 概括: 图1 .2 飞机方案设计过程 西北工业大学硕士学位论文 下一个设计阶段是初步设计。 初步设计的目的是选择飞机的布局， 确定飞机 及各个系统的基本参数，以保证满足设计要求， 如果无法完全满足设计要求， 提 出必须修改设计要求的根据。 初步设计阶段具体的工作内容主要包括: 初步选定 飞机的型式和进行气动外形布局;初步选择飞机的主要基本参数 ( 如起飞重量、 燃油重量、翼载、推重比等) ，选定发动机和主要的机载设备;初步选择各主要 部件的主要几何参数， 粗略绘制飞机的三面图; 初步考虑飞机的总体布置方案并 进行初步的性能估算，检查是否符合给定的性能要求。 最后是详细设计。 详细设计的主要工作包括: 修改、 补充和完善飞机的几何 外形设计， 给出完善的飞机三面图和理论外形; 全面布置安排各种机载设备、 各 个系统和有效载荷; 初步布置飞机结构的承力系统和主要的承力构件; 进行较为 详细的重量计算和重心定位; 进行比较精确的气动力性能计算和操纵性、 稳定性 的计算，给出详细的总体布置图。 现代飞机设计是一个多学科交互作用的复杂过程。 飞机总体设计的最终目 的 是要给定最优的飞机总体设计方案。总体设计要完成飞机型式选择、设备安排、 尺寸、 重量、性能估算和任务可行性研究， 具有创造性与科学性、 反复迭代与多 轮逼近、 综合权衡与全面协调等主要特点， 是飞机研制过程中最为重要的一个阶 段。 随着战场环境的日 益残酷和商业竞争的空前激烈， 为了满足越来越苛刻的用 户需求必须在新型飞机设计中使用更多的先进技术，飞机总体设计的复杂性增 大， 传统的参数设计分析和单目 标优化方法不能满足这些需求， 多目 标、 多学科 优化设计广泛应用于飞机设计之中。现阶段，飞机总体优化设计的关键领域有: ( 1 )空气动力与结构综合优化;( 2 )空气动力与隐身一体化设计优化;( 3 )结 构与主动控制同时优化。 1 . 2 本文的工作 本文工作包括三个方面: 1飞机总体设计的一般过程 本文在第二、 三、 四章中简要论述了 从概念设计到初步设计阶段， 进行飞机 总体方案设计的全过程， 包括飞机初始设计参数的确定、 飞机布局的初步设计和 飞机布局的详细分析。 这些都是软件的飞机总体参数设计模块的理论基础。 第五 西北工业大学硕士学位论文 下一个设计阶段是初步设计。 初步设计的目的是选择飞机的布局， 确定飞机 及各个系统的基本参数，以保证满足设计要求， 如果无法完全满足设计要求， 提 出必须修改设计要求的根据。 初步设计阶段具体的工作内容主要包括: 初步选定 飞机的型式和进行气动外形布局;初步选择飞机的主要基本参数 ( 如起飞重量、 燃油重量、翼载、推重比等) ，选定发动机和主要的机载设备;初步选择各主要 部件的主要几何参数， 粗略绘制飞机的三面图; 初步考虑飞机的总体布置方案并 进行初步的性能估算，检查是否符合给定的性能要求。 最后是详细设计。 详细设计的主要工作包括: 修改、 补充和完善飞机的几何 外形设计， 给出完善的飞机三面图和理论外形; 全面布置安排各种机载设备、 各 个系统和有效载荷; 初步布置飞机结构的承力系统和主要的承力构件; 进行较为 详细的重量计算和重心定位; 进行比较精确的气动力性能计算和操纵性、 稳定性 的计算，给出详细的总体布置图。 现代飞机设计是一个多学科交互作用的复杂过程。 飞机总体设计的最终目 的 是要给定最优的飞机总体设计方案。总体设计要完成飞机型式选择、设备安排、 尺寸、 重量、性能估算和任务可行性研究， 具有创造性与科学性、 反复迭代与多 轮逼近、 综合权衡与全面协调等主要特点， 是飞机研制过程中最为重要的一个阶 段。 随着战场环境的日 益残酷和商业竞争的空前激烈， 为了满足越来越苛刻的用 户需求必须在新型飞机设计中使用更多的先进技术，飞机总体设计的复杂性增 大， 传统的参数设计分析和单目 标优化方法不能满足这些需求， 多目 标、 多学科 优化设计广泛应用于飞机设计之中。现阶段，飞机总体优化设计的关键领域有: ( 1 )空气动力与结构综合优化;( 2 )空气动力与隐身一体化设计优化;( 3 )结 构与主动控制同时优化。 1 . 2 本文的工作 本文工作包括三个方面: 1飞机总体设计的一般过程 本文在第二、 三、 四章中简要论述了 从概念设计到初步设计阶段， 进行飞机 总体方案设计的全过程， 包括飞机初始设计参数的确定、 飞机布局的初步设计和 飞机布局的详细分析。 这些都是软件的飞机总体参数设计模块的理论基础。 第五 第一章 前言 章论述了飞机构型设计的基本原理和过程，以飞机的机身、 机翼、发动机、 进气 道和起落架为例， 介绍建立飞机部件的参数化几何模型的过程。 这一章是编写软 件的图形显示模块的理论基础。 2飞机总体参数多目 标优化的研究 本文在第六章中主要进行飞机总体参数多目 标优化的研究。 首先对多目 标优 化的基本方法和基本概念进行综述， 然后论述优化设计变量、目标函数、 约束函 数的选取，以及飞机总体参数分析模型的建立。 接下来，用罚函数法、总体准则 法、 k - s ( k r e i s s e l m e t e r - s t e i n h a u s e r ) 法等方 法进行飞 机总体参数的多目 标优化并 对 本文所用的计算程序和计算流程进行说明。 最后， 进行优化结果分析， 观察各算 法优化后对多目 标满意程度，得出对方法特点和方法选择的一些初步结论。 3飞机总体设计和优化软件的开发 本文在第七章中论述了飞机方案设计和优化软件的主体框架、 计算流程和关 键技术。 通过对该软件的开发， 将确定飞机总体参数和主要性能的复杂过程程序 化。飞机设计与优化软件可分为三个主要模块，即: 飞机总体参数设计模块、 飞 机总体参数优化模块和图形显示模块。为了使用户对设计结果有更为直观的印 象， 软件用o p e n g l 开发了图形显示模块， 根据设计结果生成三维立体图。 采用 现有的多型飞机做算例验证该软件， 其设计结果与真实值比较， 差别很小， 基本 吻合。软件使用v i s u a l c + +作为开发平台， 利用动态链接库技术进行研制开发。 软件采用了模块化开发的原则， 实现了计算模块和界面模块相分离。 软件具有界 面友好、 操作简便的特点， 并有良 好的功能扩展性， 便于用户使用。 采用现有的 多型飞机做算例验证该软件，其设计结果与真实值比 较，差别很小，基本吻合。 这证明软件具有良 好的可靠性和实用性。 西北工业大学硕上学位论文 第二章 飞机初始设计参数的确定 2 . 1 引言 本章确定如下飞机设计参数:起飞重量 ( 包括空机重量、燃油重量) 、推重 比 和翼载荷，为下一章飞机初步布局的计算提供依据。 2 . 2 起飞重量的估算 2 . 2 . 1起飞重量的构成: 起飞重量可以分解为乘员重量、有效装载重量、 燃油重量、空机重量。空机 重量包括飞机结构、 发动机、 起落架、固定设备、 航空电子设备，以及没有包括 在乘员、 有效装载和燃油内的其他物品的重量。 起飞重量的构成可由 下列式子描 述: w o = w , 十 w r, 十 w f + w 式中: w o 代表起飞 重量; w代表乘员重量; w p 代 表 有 效 装 载 重 量 ; w f 代 表 燃 油 重 量 ; w代表空机重量: ( 2 . 2 . 1 ) 在 设 计 过 程 中 ， 乘 员 重 量w和 有 效 装 载 重 量 w r 在 设 计 技 术 要 求 中 给 定 ， 是 己 知 的 ， 只 有 燃 油 重 量w i 和 空 机 重 量w未 知 但 它 们 都 与 飞 机的 总 重 有 关 ， 因 此， 必须采用迭代方法选定飞机的参数。 为简化计算，燃油重量和空机重量都可以 起飞重量的系数形式表示，即: 叱/ w 和嗽 / w 。 于 是 式( 2 .2 .1 ) 可 变 形 为 : ( w , 、 w - 、 _ _ _ w o 一 w 十 w r 十 = j yv ow o 十 七 w o ) w o ( 2 2. 2) 对w o ，可求解如下: 西北工业大学硕上学位论文 第二章 飞机初始设计参数的确定 2 . 1 引言 本章确定如下飞机设计参数:起飞重量 ( 包括空机重量、燃油重量) 、推重 比 和翼载荷，为下一章飞机初步布局的计算提供依据。 2 . 2 起飞重量的估算 2 . 2 . 1起飞重量的构成: 起飞重量可以分解为乘员重量、有效装载重量、 燃油重量、空机重量。空机 重量包括飞机结构、 发动机、 起落架、固定设备、 航空电子设备，以及没有包括 在乘员、 有效装载和燃油内的其他物品的重量。 起飞重量的构成可由 下列式子描 述: w o = w , 十 w r, 十 w f + w 式中: w o 代表起飞 重量; w代表乘员重量; w p 代 表 有 效 装 载 重 量 ; w f 代 表 燃 油 重 量 ; w代表空机重量: ( 2 . 2 . 1 ) 在 设 计 过 程 中 ， 乘 员 重 量w和 有 效 装 载 重 量 w r 在 设 计 技 术 要 求 中 给 定 ， 是 己 知 的 ， 只 有 燃 油 重 量w i 和 空 机 重 量w未 知 但 它 们 都 与 飞 机的 总 重 有 关 ， 因 此， 必须采用迭代方法选定飞机的参数。 为简化计算，燃油重量和空机重量都可以 起飞重量的系数形式表示，即: 叱/ w 和嗽 / w 。 于 是 式( 2 .2 .1 ) 可 变 形 为 : ( w , 、 w - 、 _ _ _ w o 一 w 十 w r 十 = j yv ow o 十 七 w o ) w o ( 2 2. 2) 对w o ，可求解如下: 第二章 确定初始参数 二 一 (l o)、 一w )ww o u 一 w . + w , w o = 不 w十 w , w f i w o ) 一 ( w , / w . ) ( 2 23) 只 要 能 估 算 出 燃 油 系 数 w , / w 。 和 空 机 重 量 系 数 w ,/ w ， 就 可 确 定 w o o 2 . 2 .2空机重量系数的估算 空机重量系数可根据经验曲线，按统计规律进行估算，空机重量系数大约在 0 .3 -0 3之间变化，并随飞机总重增加而递减。表2 . 1 给出了统计曲线的拟合方 程。在初始确定参数阶段，可根据这些拟合方程估算空机重量系数。 表2 . 1 相对于叽的 空机重量系数 嗽/ 叽= a 衅k , ac wa = a w o k v., ac 滑翔机一不带动力 滑翔机一带动力 自 制飞机一金属/ 木材 自 制飞 机一复合材料 通用航空飞机一 单发动机 通用航空飞机一双发动机 农用飞机 0 . 8 6 0 . 91 1 . 1 9 0 . 9 9 2 . 3 6 1 . 51 0 . 7 4 - 0 . 0 5 - 0 . 0 5 - 0 . 0 9 - 0 . 0 9 - 0 . 1 8 - 0 . 1 0 - 0 . 0 3 双涡轮螺旋飞机 飞船 喷气教练机 喷气战斗机 军用货机/ 轰炸机 喷气运输机 0 . 9 6 1 . 0 9 1 . 5 9 2 . 3 4 0 . 9 3 0 2 - 0 . 0 5 - 0 . 0 5 - 0 . 1 0 - 0 . 1 3 - 0 . 0 7 - 0 . 0 6 注 : 表 中 k 、 为 可 变 后 掠 翼 常 数 ， 对 可 变 后 掠 机 翼 k 。 二 1 .0 4 : 对 固 定 后 掠 机 翼k w ,. = 1 .o o . 2 .2 .3燃油重量系数的 估算 飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用， 称为任务燃油。 其它的燃油， 包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油， 以及不能抽出油箱的“ 死油， ， 不能在执行任务时使用。 所需的任务燃油的量值， 取决于飞行任务、 飞机的空气动力特性和发动机的 耗油特性。 燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃油消耗的近似值和空气动力特 性来估算。 飞机的飞行任务可用飞行剖面描述。 在设计一架飞机时， 实际的飞行 剖面和航程由用户提出，或者采用计算分析的方法确定。 . 任务段重量比 在实际分析中， 可将不同的飞行任务段， 用数字编号。 例如，图2 为单巡航 第二章 确定初始参数 二 一 (l o)、 一w )ww o u 一 w . + w , w o = 不 w十 w , w f i w o ) 一 ( w , / w . ) ( 2 23) 只 要 能 估 算 出 燃 油 系 数 w , / w 。 和 空 机 重 量 系 数 w ,/ w ， 就 可 确 定 w o o 2 . 2 .2空机重量系数的估算 空机重量系数可根据经验曲线，按统计规律进行估算，空机重量系数大约在 0 .3 -0 3之间变化，并随飞机总重增加而递减。表2 . 1 给出了统计曲线的拟合方 程。在初始确定参数阶段，可根据这些拟合方程估算空机重量系数。 表2 . 1 相对于叽的 空机重量系数 嗽/ 叽= a 衅k , ac wa = a w o k v., ac 滑翔机一不带动力 滑翔机一带动力 自 制飞机一金属/ 木材 自 制飞 机一复合材料 通用航空飞机一 单发动机 通用航空飞机一双发动机 农用飞机 0 . 8 6 0 . 91 1 . 1 9 0 . 9 9 2 . 3 6 1 . 51 0 . 7 4 - 0 . 0 5 - 0 . 0 5 - 0 . 0 9 - 0 . 0 9 - 0 . 1 8 - 0 . 1 0 - 0 . 0 3 双涡轮螺旋飞机 飞船 喷气教练机 喷气战斗机 军用货机/ 轰炸机 喷气运输机 0 . 9 6 1 . 0 9 1 . 5 9 2 . 3 4 0 . 9 3 0 2 - 0 . 0 5 - 0 . 0 5 - 0 . 1 0 - 0 . 1 3 - 0 . 0 7 - 0 . 0 6 注 : 表 中 k 、 为 可 变 后 掠 翼 常 数 ， 对 可 变 后 掠 机 翼 k 。 二 1 .0 4 : 对 固 定 后 掠 机 翼k w ,. = 1 .o o . 2 .2 .3燃油重量系数的 估算 飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用， 称为任务燃油。 其它的燃油， 包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油， 以及不能抽出油箱的“ 死油， ， 不能在执行任务时使用。 所需的任务燃油的量值， 取决于飞行任务、 飞机的空气动力特性和发动机的 耗油特性。 燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃油消耗的近似值和空气动力特 性来估算。 飞机的飞行任务可用飞行剖面描述。 在设计一架飞机时， 实际的飞行 剖面和航程由用户提出，或者采用计算分析的方法确定。 . 任务段重量比 在实际分析中， 可将不同的飞行任务段， 用数字编号。 例如，图2 为单巡航 第二章 确定初始参数 二 一 (l o)、 一w )ww o u 一 w . + w , w o = 不 w十 w , w f i w o ) 一 ( w , / w . ) ( 2 23) 只 要 能 估 算 出 燃 油 系 数 w , / w 。 和 空 机 重 量 系 数 w ,/ w ， 就 可 确 定 w o o 2 . 2 .2空机重量系数的估算 空机重量系数可根据经验曲线，按统计规律进行估算，空机重量系数大约在 0 .3 -0 3之间变化，并随飞机总重增加而递减。表2 . 1 给出了统计曲线的拟合方 程。在初始确定参数阶段，可根据这些拟合方程估算空机重量系数。 表2 . 1 相对于叽的 空机重量系数 嗽/ 叽= a 衅k , ac wa = a w o k v., ac 滑翔机一不带动力 滑翔机一带动力 自 制飞机一金属/ 木材 自 制飞 机一复合材料 通用航空飞机一 单发动机 通用航空飞机一双发动机 农用飞机 0 . 8 6 0 . 91 1 . 1 9 0 . 9 9 2 . 3 6 1 . 51 0 . 7 4 - 0 . 0 5 - 0 . 0 5 - 0 . 0 9 - 0 . 0 9 - 0 . 1 8 - 0 . 1 0 - 0 . 0 3 双涡轮螺旋飞机 飞船 喷气教练机 喷气战斗机 军用货机/ 轰炸机 喷气运输机 0 . 9 6 1 . 0 9 1 . 5 9 2 . 3 4 0 . 9 3 0 2 - 0 . 0 5 - 0 . 0 5 - 0 . 1 0 - 0 . 1 3 - 0 . 0 7 - 0 . 0 6 注 : 表 中 k 、 为 可 变 后 掠 翼 常 数 ， 对 可 变 后 掠 机 翼 k 。 二 1 .0 4 : 对 固 定 后 掠 机 翼k w ,. = 1 .o o . 2 .2 .3燃油重量系数的 估算 飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用， 称为任务燃油。 其它的燃油， 包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油， 以及不能抽出油箱的“ 死油， ， 不能在执行任务时使用。 所需的任务燃油的量值， 取决于飞行任务、 飞机的空气动力特性和发动机的 耗油特性。 燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃油消耗的近似值和空气动力特 性来估算。 飞机的飞行任务可用飞行剖面描述。 在设计一架飞机时， 实际的飞行 剖面和航程由用户提出，或者采用计算分析的方法确定。 . 任务段重量比 在实际分析中， 可将不同的飞行任务段， 用数字编号。 例如，图2 为单巡航 西北工业大学硕士学位论文 飞机的任务剖面， 各段依次用数字编号为: ( 1 ) 起飞:( 2 ) 爬升; ( 3 ) 巡航: ( 4 ) 待机;( 5 )着陆。 巡航 待机 图2 . 1单巡航飞机的任务剖面 以 类似的形式， 可将每一任务 段的飞 机重量用数字编号。 也就是，w u 代表 起飞 重 量， w代表 起飞 段结束时的 飞 机 重 量， w 2 代 表 爬 升 段 结束 时的 飞 机 重量， w 3 代表 巡航段结 束时的飞机重量，w 4 代 表待机 段结束时的 飞 机重量，w s 代表 着陆 段结束时段飞机重量。 飞机在某一任务段结束时段重量除以该任务段开始时的重 量，称为该任务段的 “ 任务段重量比” 。 假定总共有x 个任务段， 任务结束时的 飞机重量为w . 。 如果飞行中无载重投放， 在执行任务中， 重量的唯一损失是由于燃油的消耗， 则 任 务 燃油 重量比 可 简单 地表 示为( 1 - 叭/ 叽) ， 假定 余 油 储备 和 死油占6 yo ， 则 总的燃油系数如式 ( 2 . 2 .4 ) : 哄/ 叽= 1 .0 6 ( 1 一 叽/ 叽)( 2 .2 .4 ) 如果飞行中有载重投放， 重量的损失除了燃油之外， 还要考虑投放重量的损 失。 因 此 必 须重 新计 算叽/ w o 。 对 于 任 一 任 务 段i .任 务 段 重 量 比 用帜. , 1 k r ) 表 示 。 如 果己 求 得 所 有 任 务 段 的 重量比 ， 则它 们的 乘 积就 可得 到( w / w o ) 。 表2 .2 给出 了 经 验的 任务 段 重 量比 ， 这些值因飞机类型不同， 可能稍有变化， 但表中所给的平均值， 对于初步选定参 数还是合理的。 巡 航段任务重量比 可由b r e g u e t 航程方程得到， 即: _ 兰三 in r c c d w ,.,一 “ x p y (l 牙 西 ) ( 2 . 2 . 5 ) 式中: r 一航程;c 一单位耗油率; v 一速度; 第二章 确定初始参数 l / d 一升阻比; 待机段重量比可由续航时间方程求得: _ l i d, w w ,一 e c 上= 下 二 - m二 二 ， -月: : ， 二 : 一=e x p 伴. i冲, i叼口 ( 2 2石) 式中:e 一续航时间或待机时间; 表2 .2经验的任务段重量比 任务段 帜, / w , ) 暖机和起飞 爬升 着陆 0 .9 7 0 0 . 9 8 5 0 . 9 9 5 . 单位耗油率 单位耗油率 ( s f c) 是燃油消耗率除以由此产生的推力。对于喷气发动机， 单位耗油率通常用每小时每磅推力所消耗的磅数度量。 螺旋桨发动机的单位耗油 率 通常用c m , 表示， 指的 是每小时 每螺旋桨轴马力功率所消耗的 燃油磅 数 ( b h p = 5 5 0 ft - lb / s ) _ 螺 旋 桨发 动 机的 单 位 耗油 率c 可由 下式 求得: w , / 时间_v c = 一 不t一 bhp 5 5 0 77 , ( 2 .2 . 7 ) 表2 . 3 给出 了 喷 气 发 动 机 典 型 的s f c 值， 、 表2 . 4 给出 了 螺 旋 桨 发 动 机 的c bh p 和17 ， 典 型 值。 这 些 值 都 可 用 于 粗 略 的 初 步 选 定 参 数 表2 .3喷气发动机的单位耗油率( s f c ) 低涵道比涡轮风扇发动机 高涵道比涡轮风扇发动机 待机 0 . 8 0 . 7 0 . 4 些090805 典型发动机的s f c 纯涡轮喷气发动机 表2 . 4 螺 旋 桨 发 动 机 的 单 位 耗 油 率( c bbp ) 羔补06/05 坑-nonu 浦-尹zjj/j 砂巡-注皿d5 螺 旋 桨 c 一 c bhp v i (5 5 0 g p ) 典 型 的 c bhp 和 。 p 活塞式螺旋桨 定距) 活塞式螺旋桨( 变距) 涡轮螺旋桨 西北工业大学硕士学位论文 . 升阻比的估算 在航程和待机两个方程中， 仍然未知的就是升阻比l i d ，升阻比l i d主要取 决于机翼展长和浸湿面积。 机翼展长的平方除以飞机总浸湿面积定义为“ 浸湿展 弦比” 。 “ 浸湿面积比” 等于浸湿面积与机翼参考面积之比。 浸湿展弦比等于机翼 几何弦长除以浸湿面积比。 根据“ 浸湿展弦比” ， 对照飞机最大升阻比随浸湿展 弦比的变化曲线，就可估算出l i d 。 在最初确定参数时，可以从方案草图中测出 浸 湿面积比， 算出 浸湿展弦比， 从 而估算出 最大升阻比( l i d ) ， o 阻力随高度和速度而变化， 对于任一高度， 都有一个使l i d达到最大值的速 度。为了达到最高的巡航和待机效率，飞机应大致在最大l i d的速度下飞行。 对于喷气式飞机， 最有效的待机恰好出现在l i d最大时的飞行速度; 对于螺 旋桨飞机， 最有效的待机速度出 现在较低的 速度， 这个速度下的l i d为最大l i d 的8 6 .6 %. 类似地， 对于螺旋桨飞机， 最有效的巡航速度出现在l i d最大时; 而喷气式 飞 机， 最有效的巡航速度出 现在l i d为最大l i d速度的8 6 .6 % 时。 如表2 . 5 所示。 表2 . 5 估算升阻比 飞 机 类 型 ” 巡 航1 待 机 喷 气 式 飞 机1 0 .8 6 6 ( l i d ) m - i ( l i d ) . _ 螺 旋 桨 飞 机 ( l i d ) . . . 0 .8 6 6 ( l i d ) m . . 燃油系数的估算 至此，己经求出了各个飞行段的任务段重量比。将它们乘在一起，就得到总 的 任 务 重 量比 ( 巩/ 溅) 。 现 在， 可 以 用 式( 2 .2 .4 ) ， 即 叽/ w . = 1 .0 6 ( 1 一 w i w o ) 求出总的燃油系数。 2 .2 . 4计算起飞重量 按照上面介绍的方法求出空机重量系数和燃油重量系数， 代入式 ( 2 .2 ,3 ) 西北工业大学硕士学位论文 . 升阻比的估算 在航程和待机两个方程中， 仍然未知的就是升阻比l i d ，升阻比l i d主要取 决于机翼展长和浸湿面积。 机翼展长的平方除以飞机总浸湿面积定义为“ 浸湿展 弦比” 。 “ 浸湿面积比” 等于浸湿面积与机翼参考面积之比。 浸湿展弦比等于机翼 几何弦长除以浸湿面积比。 根据“ 浸湿展弦比” ， 对照飞机最大升阻比随浸湿展 弦比的变化曲线，就可估算出l i d 。 在最初确定参数时，可以从方案草图中测出 浸 湿面积比， 算出 浸湿展弦比， 从 而估算出 最大升阻比( l i d ) ， o 阻力随高度和速度而变化， 对于任一高度， 都有一个使l i d达到最大值的速 度。为了达到最高的巡航和待机效率，飞机应大致在最大l i d的速度下飞行。 对于喷气式飞机， 最有效的待机恰好出现在l i d最大时的飞行速度; 对于螺 旋桨飞机， 最有效的待机速度出 现在较低的 速度， 这个速度下的l i d为最大l i d 的8 6 .6 %. 类似地， 对于螺旋桨飞机， 最有效的巡航速度出现在l i d最大时; 而喷气式 飞 机， 最有效的巡航速度出 现在l i d为最大l i d速度的8 6 .6 % 时。 如表2 . 5 所示。 表2 . 5 估算升阻比 飞 机 类 型 ” 巡 航1 待 机 喷 气 式 飞 机1 0 .8 6 6 ( l i d ) m - i ( l i d ) . _ 螺 旋 桨 飞 机 ( l i d ) . . . 0 .8 6 6 ( l i d ) m . . 燃油系数的估算 至此，己经求出了各个飞行段的任务段重量比。将它们乘在一起，就得到总 的 任 务 重 量比 ( 巩/ 溅) 。 现 在， 可 以 用 式( 2 .2 .4 ) ， 即 叽/ w . = 1 .0 6 ( 1 一 w i w o ) 求出总的燃油系数。 2 .2 . 4计算起飞重量 按照上面介绍的方法求出空机重量系数和燃油重量系数， 代入式 ( 2 .2 ,3 ) 第二章 确定初始参数 中，即w n = w + 叽 t 一 w l w o ) 一 (w / w o 进行迭代，求得起飞重量。也就是先假定一 个起飞重量， 计算统计空机重量系数， 再计算起飞总重， 如果结果与假定的值不 一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值。 2 . 3 确定推重比 和翼载荷 推重比( t / w ) 和翼载荷( w / s ) 是影响飞机性能的两个最重要的参数。 在初始布 局前， 要进行基本可信的翼载和推重比的估算， 否则， 优化后的飞机可能与所画 的飞机相差甚远，以至于不得不重新设计。 2 . 3 . 1确定推重比 飞机的推重比， 通常指的是海平面静止状态 ( 零速度) 和标准大气条件。 而 且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。 . 推重比的折算 在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞t / w和其它条件下的t / w . 如果所需的t / w 是在其它条件下得到的， 必须将它折算到起飞条件下去。 以 便于 选择发动机的数量和大小。例如，在设计过程中得到了巡航状态的推重比 ( t i w ) ， 就 可 用 下 式 折 算 : (w ) 飞一 ( _t ) ， w aw (w 1 t, g ) ( 2 . 3 . 1 ) 用第