飞机总体设计FuDan_SG

1、1 1.0 飞行器引论 1.1 什么是飞机设计？ 1.2 什么是飞机总体设计？ 1.3 总体设计的重要性 1.4 总体设计的特点 1.5 本课程的教学目标2n设计是指创制某一产品之前的构思和体现这一构思结果的过程。n工程设计是指设计人员应用自然规律，通过分析、综合和创造思维将设计要求（系统要求）转化为一组能完整描述系统的参数（文档或图纸）的活动过程。3 n飞机设计是指设计人员应用气动、结构、动力、材料、工艺等学科知识通过分析综合和创造思维，将设计要求转化为一组能完整描述飞机的参数的过程。4 n论证阶段研究设计新飞机的可行性n方案阶段设计出可行的飞机总体技术方案n工程研制阶段 进行详细设计，提供

2、图纸试制原型机n设计定型阶段 进行定型试飞n生产定型阶段少量改进，小批量生产5 主要涉及论证、方案和工程研制阶段见下页 6 设计要求设计要求概念设计概念设计（Conceptual Design）初步设计初步设计（Preliminary Design）详细设计详细设计（Detail Design）71.性能要求和使用要求性能要求和使用要求2.设计规范设计规范拟出一个或几个能满足设计要拟出一个或几个能满足设计要求的初步方案。求的初步方案。81.确定气动布局与构型确定气动布局与构型2.确定主要参数确定确定主要参数确定3.选择发动机和机载设备选择发动机和机载设备4.确定部件主要几何参数确定部件主要几何

3、参数5.飞行性能和操稳性估算飞行性能和操稳性估算6.方案评估方案评估7.总体参数优化总体参数优化8.绘制三面草图绘制三面草图 91.统计数据统计数据2.经验公式经验公式3.理论估算公式理论估算公式4.参数敏感分析参数敏感分析5.地毯图地毯图6.总体计算分析软件总体计算分析软件7.总体参数优化软件总体参数优化软件用用CAD系统绘制的设计布置图系统绘制的设计布置图 101.三面草图三面草图2.论证报告论证报告111.概念设计结果概念设计结果2.初步的外形初步的外形CAD模型模型1.细化和优化概念设计方案细化和优化概念设计方案2.详细论证设计方案能否符合要求详细论证设计方案能否符合要求121.细化和

4、优化几何外形细化和优化几何外形n气动设计、分析与优化气动设计、分析与优化2.总体结构布置总体结构布置n结构分析与优化结构分析与优化3.多学科分析与优化多学科分析与优化4.完整三面图和外形数模完整三面图和外形数模5.绘出飞机总体布置图绘出飞机总体布置图n各种机载设备、各系统、载荷和结构承力系统各种机载设备、各系统、载荷和结构承力系统 6.对重量重心、性能、操稳、成本等较精确的计算对重量重心、性能、操稳、成本等较精确的计算7.模型吹风试验模型吹风试验13nCAD软件（软件（CATIA）n基于数值仿真的方法基于数值仿真的方法: CFD、FEM、性能、气动优化、性能、气动优化、结构优化、多学科设计优化

5、软件结构优化、多学科设计优化软件n风洞实验风洞实验/全尺寸样机全尺寸样机141.全机外形数模全机外形数模2.完整三面图完整三面图/总体布置图总体布置图3.论证报告论证报告4.全尺寸样机全尺寸样机15初步设计结果初步设计结果n外形数模；外形数模；n总体布置（数字样机；全尺寸样机）总体布置（数字样机；全尺寸样机）完成可实现加工的细节设计。完成可实现加工的细节设计。161.部件设计和零构件设计部件设计和零构件设计2.各系统的设计各系统的设计n液压系统液压系统n环控系统环控系统n起落架系统起落架系统3.详细的重量重心计算详细的重量重心计算4.强度计算报告强度计算报告5.静强度、动强度和寿命试验静强度、

6、动强度和寿命试验 6.系统的地面台架试验系统的地面台架试验7.工装设计工装设计171.CAD2.CAM（FEM）3.结构优化设计结构优化设计4.系统可靠性设计系统可靠性设计5.试验试验181.部件总图、装配图、零件图部件总图、装配图、零件图2.各系统总图、装配图、零件图各系统总图、装配图、零件图19 n飞机总体设计概念设计初步设计飞机总体设计概念设计初步设计设计要求设计要求概念设计概念设计初步设计初步设计详细设计详细设计飞机飞机总体总体设计设计20设计要求 布局型式选择布局型式选择 主要参数计算主要参数计算 发动机选择发动机选择部件外形设计部件外形设计机身机身 机翼机翼 尾翼尾翼 起落架起落架

7、 进气道进气道 三面图三面图部位安排图部位安排图结构布置图结构布置图 分析计算分析计算重量计算重量计算 气动计算气动计算性能计算性能计算 结构分析结构分析 是否满足是否满足设计要求？设计要求？最优最优？21 n“管中窥豹” 机翼前梁在设计过程中的演变详细设计详细设计专注于每一个细节尺寸与参数初步设计初步设计表示出梁的截面变化概念设计概念设计仅仅是一个从翼根到翼梢的平面！“简单任务简单任务”？22 1.3 总体设计的重要性n概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置！n设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费翼盒翼盒机翼油箱机翼油箱前缘襟翼前缘襟翼前梁的位置前梁的位置23 n总体设计阶段所占时间相对

8、较短，但需要作出大量的关键决策n投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本设计阶段人员比例概念设计1初步设计9详细设计9024 （决定的费用）（决定的费用）（消耗的费用）（消耗的费用）25 n应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果n总体设计没有“标准答案”，构思（创造性）即提出各种各样方案。26设设计计要要求求技技术术可可用用性性概概念念草草图图初初次次估估计计的的参参数数选选择择初初始始设设计计初初始始分分析析气气动动重重量量推推进进参参数数选选择择与与性性能能优优化化修修正正设设计计分分析析气气动动重

9、重量量推推进进操操稳稳性性结结构构费费用用子子系系统统细细化化的的参参数数选选择择与与性性能能优优化化新新概概念念构构思思设设计计要要求求权权衡衡初初步步设设计计概念设计流程概念设计流程参数选择与参数选择与权衡研究权衡研究设计分析设计方案设计要求“Design Wheel”27 综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 从孤立专业的角度 设计出的飞机气动力气动力把机身、发动机、起落架这样 降低气动效率的部件统统去掉！动力装置动力装置飞机？“会飞的发动机”？！重量重量重量工程师的梦想航模飞机？布鲁恩米勒布鲁恩米勒总体设计工作特点n科学性与创造性n非唯一性n逐步细化n反复迭代，多

10、轮逼近n综合与协调281.5 本课程教学目标 n掌握飞机设计的一般过程和方法掌握飞机设计的一般过程和方法 n提供一个飞机设计的经历提供一个飞机设计的经历 n融汇贯通前修课程所学的知识融汇贯通前修课程所学的知识n提高综合分析、判断和决策能力提高综合分析、判断和决策能力 n小组工作小组工作(Team-work)(Team-work)精神精神 n培养制定计划、组织协调的基本能力培养制定计划、组织协调的基本能力 n提高书面和口头表达能力提高书面和口头表达能力 29课程评分内容与方法 n设计报告设计报告 50% 50% n笔试笔试 50% 50% n得分：得分： 设计报告设计报告 + + 笔试成绩笔试成

11、绩 n设计报告评分标准：设计报告评分标准： 1 1）正确性和合理性）正确性和合理性 2 2）清晰性）清晰性 30设计报告内容设计报告内容 n设计要求拟定设计要求拟定 n飞机布局型式的确定飞机布局型式的确定 n飞机主要参数计算飞机主要参数计算 n部件外形设计部件外形设计 n飞机总体布置飞机总体布置n重量重心计算重量重心计算 n气动特性分析气动特性分析 n飞行性能分析计算飞行性能分析计算n三面图三面图 n总结总结 313233 类型：军用机 民用飞机 基本任务：飞行任务剖面图 民用飞机：旅客（75kg)；货物 军用飞机：空勤人员（95kg）；武器弹药和装备 34 飞行速度指标：最大速度，巡航速度，

12、失速速度 飞行高度指标：巡航高度，升限 耐航性指标： 航程，作战半径，最大续航时间 起飞着陆指标：起飞速度，起飞滑跑距离，着陆 速度，着陆滑跑距离 机动性能指标：改变飞行高度能力：爬升率 改变飞行速度能力：加速性能 改变飞行方向能力：转弯半径 其它性能指标：隐身性能，使用维护，噪音水平，翻修周期，使用寿命 35n功能系统：航电、安全、飞控等n使用维护要求n机体结构方面的要求n正、负最大过载n承受动强度、使用寿命n研制周期和费用n民机的经济性指标n制造成本n直接运营成本（Direct operating costs，DOC） 36 通常由军方根据如下因素提出：n政治上，未来政治环境和冲突规模的估

13、计n经济上，全寿命费用和承受能力的估计n技术上，未来敌机发展的估计和新技术的风险分析 37n民用飞机很难说有什么“固定客户”，因此要发展什么样的飞机，一般由飞机公司提出初步设想，经过与可能用户的商讨，再制定设计要求n设计要求也需要有正确的预见性，因此必须必须进行长期的市场调查和详细的分析研究 38 简单剖面：简单剖面：起飞爬升巡航待机下降着陆起飞爬升巡航待机下降着陆 作战剖面：作战剖面：起飞爬升巡航待机起飞爬升巡航待机 下降投弹爬升下降投弹爬升巡航待机下降着陆巡航待机下降着陆3940 n是航空运输的最低安全标准。是航空运输的最低安全标准。n在进行飞机设计时必须遵守的有关规定，是飞机设在进行飞机

14、设计时必须遵守的有关规定，是飞机设计的计的“法律法律”。n指令性规定涵盖：指令性规定涵盖：n设计情况、安全系数、过载系数、重量极限、重心位置、设计情况、安全系数、过载系数、重量极限、重心位置、重量分配、操纵性、稳定性、配平、飞行载荷、飞行包线、重量分配、操纵性、稳定性、配平、飞行载荷、飞行包线、突风载荷、起飞与着陆、强度和变形、结构试验、飞行试突风载荷、起飞与着陆、强度和变形、结构试验、飞行试验、飞行品质、使用极限、起落装置、动力装置、飞机设验、飞行品质、使用极限、起落装置、动力装置、飞机设备、操纵系统、安全措施等。备、操纵系统、安全措施等。 41n 保证安全性n飞机设计和使用经验积累n科学研

15、究的结果军用飞机设计规范 民用飞机适航性条例：FAR-23，FAR-25 军用飞机强度规范 民用飞机适航性条例 4243n当发动机在大于当发动机在大于V V1 1时失效，飞机应继续起飞；发动时失效，飞机应继续起飞；发动机在小于机在小于V V1 1时失效，应立即关闭所有发动机，刹车时失效，应立即关闭所有发动机，刹车减速，停止起飞。速度减速，停止起飞。速度V V1 1就称为就称为“决策速度决策速度”。 n在在V V1 1时刻发觉一台发动机失效后，飞机继续起飞到时刻发觉一台发动机失效后，飞机继续起飞到安全高度上所经过的水平距离，等于在安全高度上所经过的水平距离，等于在V V1 1时刻放弃时刻放弃起飞

16、，迫使飞机减速停止所需的滑跑距离。起飞，迫使飞机减速停止所需的滑跑距离。 442.3 飞机的总体技术指标飞机的总体技术指标n由总设计师和总体设计部门，根据飞机使用技术要求或战术技术要求，以及有关的设计规范和适航标准等文件而制定n为了全面指导和协调整个飞机设计的工作n飞机设计要求的具体化和某些必要的补充n考虑当前和今后一个时期内，该指标有一定的先进性和现实可能性451 1最大使用过载最大使用过载 歼击机：歼击机：+8g+8g-4g-4g 民用飞机民用飞机: :突风过载突风过载2 2最大最大速压最大最大速压 最大速压最大速压q qmaxmax: : 对应于飞机设计要求中所给定的对应于飞机设计要求中

17、所给定的 在某一高度上的最大平飞速度，在某一高度上的最大平飞速度， 代表飞机速度特性的指标。代表飞机速度特性的指标。 总体技术指标的基本内容46总体技术指标的基本内容总体技术指标的基本内容 最大最大速压最大最大速压q qmaxmaxmaxmax=q=qmaxmax+ +q q。 影响：影响：1)1)飞机的局部气动载荷（减速板、座舱飞机的局部气动载荷（减速板、座舱 盖、进气道和各种舱口盖、进气道和各种舱口 盖等的强度）盖等的强度） 2 2）飞机的刚度方面）飞机的刚度方面3.3.温度指标温度指标474 4其它：其它： 关于静稳定裕度关于静稳定裕度 飞机重心使用的前后限飞机重心使用的前后限 在使用维

18、护方面在使用维护方面 再次出勤时间再次出勤时间 翻修间隔时间翻修间隔时间 飞行使用寿命飞行使用寿命 新技术的采用新技术的采用- - 复合材料？复合材料？- - 层流翼型？层流翼型？ - - 电操纵系统？电操纵系统？总体技术指标的基本内容48飞行包线飞行包线- 飞行速度和飞行高度飞行速度和飞行高度 的范围图的范围图- 不是单项的技术指标，不是单项的技术指标， 而是综合了几项指标而是综合了几项指标-形象表明飞机设计方案形象表明飞机设计方案 应该满足各方面的要求应该满足各方面的要求 总体技术指标的基本内容492.4 设计要求示例设计要求示例n作为与先进战术战斗机（作为与先进战术战斗机（Advance

19、d Tactical Fighter，ATF）进行）进行“高低搭配高低搭配”的低端机型的低端机型n执行空对空作战的执行空对空作战的 单座轻型战斗机单座轻型战斗机 n尽可能地采用新技术尽可能地采用新技术 以满足任务要求以满足任务要求来源：来源：Aircraft Engine Design,1987 (2nd Edition, 2002)502.4 设计要求示例设计要求示例序号序号任务段名称任务段名称任务段数据任务段数据1起飞起飞起飞时间起飞时间=3min、起飞滑跑距离、起飞滑跑距离=304.80m、最小失速速度、最小失速速度=53.34m/s、机场海拔高度机场海拔高度=609.60m、跑道摩阻系

20、数、跑道摩阻系数=0.052水平加速水平加速所在高度所在高度=609.60m、起始速度、起始速度=0.18Ma、终止速度、终止速度=0.70Ma、水平加速允许时间水平加速允许时间=30.42s、军用推力状态、军用推力状态3加速爬升加速爬升起始高度起始高度=609.60m、终止高度、终止高度=13106.4m、起始速度起始速度=0.70Ma、终止速度、终止速度=0. 90Ma、军用推力状态、军用推力状态4巡航巡航巡航高度巡航高度=13106.4m、巡航速度、巡航速度=0. 90Ma、巡航距离、巡航距离=277.8km5下降下降起始高度起始高度=13106.4m、终止高度、终止高度=9144. 0

21、m6巡逻待机巡逻待机待机高度待机高度=9144.0m、待机速度、待机速度=0. 68Ma、待机时间、待机时间=0.33h512.4 设计要求示例设计要求示例7水平加速水平加速所在高度所在高度=9144.0m、起始速度、起始速度=0.68Ma、终止速度、终止速度=1.50Ma、水平加速允许时间水平加速允许时间=50s、最大推力状态、最大推力状态8巡航巡航巡航高度巡航高度=9144.0m、巡航速度、巡航速度=1.5Ma、巡航距离、巡航距离=185.2km9格斗盘旋格斗盘旋盘旋高度盘旋高度=9144.0m、盘旋速度、盘旋速度=1.6Ma、盘旋圈数、盘旋圈数=110格斗盘旋格斗盘旋盘旋高度盘旋高度=9

22、144.0m、盘旋速度、盘旋速度=0.9Ma、盘旋圈数、盘旋圈数=211水平加速水平加速所在高度所在高度=9144.0m、起始速度、起始速度=0.8Ma、终止速度、终止速度=1.60Ma、水平加速允许时间水平加速允许时间=50s、最大推力状态、最大推力状态12投放有效载荷投放有效载荷投放的有效载荷的重量投放的有效载荷的重量=295.74kg （2枚枚AMRAAM导弹）导弹）13投放有效载荷投放有效载荷投放的有效载荷的重量投放的有效载荷的重量=298.0kg （2枚枚AIM-9L导弹和导弹和1/2的炮弹）的炮弹）522.4 设计要求示例设计要求示例14巡航巡航巡航高度巡航高度=9144.0m、巡

23、航速度、巡航速度=1.5Ma、巡航距离、巡航距离=46.3km15减速爬升减速爬升起始高度起始高度=9144. 0m、终止高度、终止高度=13106.4m、起始速度起始速度=1.5Ma、终止速度、终止速度=0. 9Ma、军用推力状态、军用推力状态16巡航巡航巡航高度巡航高度=13106.4m、巡航速度、巡航速度=0.9Ma、巡航距离、巡航距离=277.8km17下降下降起始高度起始高度=13106.4m、终止高度、终止高度=3048.0m18巡逻待机巡逻待机待机高度待机高度=3048.0m、待机速度、待机速度=0.3Ma、待机时间、待机时间=0.33h19下降下降起始高度起始高度=3048.0

24、m、终止高度、终止高度=1000.0m20着陆着陆进场高度进场高度=1000.0m、着陆接地速度、着陆接地速度=70m/s、着陆滑跑距离、着陆滑跑距离=304.8m、机场海拔高度机场海拔高度=609.6m、跑道摩阻系数、跑道摩阻系数=0.4532.4 设计要求示例设计要求示例起飞距离起飞距离1500 ft 着陆距离着陆距离1500 ft 最大速度最大速度2.0Ma /40k ft 超音速巡航要求超音速巡航要求1.5Ma /30k ft 加速性能加速性能0.8-1.6Ma /30k ftt50 s 持续盘旋过载持续盘旋过载n5 at 0.9 /30k ftn5 at 1.6Ma /30k ft5

25、42.4 设计要求示例设计要求示例n飞行员 1名n武器nAMRAAM 2 326 lb/枚枚nAIM-9L 2 191 lb/枚枚n25mm机炮机炮 1 270 lb n炮弹炮弹 500 550 lb55复复 习习 题题1.飞机的设计要求有哪些基本内容？ 3.1 概念构思与概念草图 3.2 飞机主要总体设计参数 3.3确定飞机主要参数的方法 3.4 飞机重量估计563.1 概念构思与概念草图n概念构思的形成 1.熟知同类用途飞机的布局形式，了解不 同布局的利弊和特点。 2.积累数据n飞机的数据n主要标准部件的形状和重量n了解相关领域的最新水平 573.1 概念构思与概念草图n概念构思的形成 2

26、.积累数据飞机的技术说明书飞机的技术说明书 简氏飞机年鉴简氏飞机年鉴飞机公司宣传资料飞机公司宣传资料设计教科书设计教科书期刊杂志期刊杂志 互联网互联网数据主要来源583.1 概念构思与概念草图n概念构思的形成 3.对各专业基本知识的全面了解4.创新的思想5.美学观点 概念构思的体现 概念草图（Conceptual Sketch）593.1 概念构思与概念草图n概念草图n画出多个候选方案，不要指望一开始就知道该怎么做。n在可能的情况下对多个方案都进行分析和优化。603.1 概念构思与概念草图n概念草图的作用n确定你对要设计的方案的整体印象n勾画出气动布局n表示出在哪里布置机组、有效载荷、乘员、起

27、落架、发动机、燃油和主要的子系统n用于总体设计的第一次近似 估算初始的主要总体设计参数613.1 概念构思与概念草图T1 “潮汐猎人潮汐猎人” （330501）T9（330504） 623.2 飞机主要总体设计参数n飞机运动方程分析重力重力推力推力阻力阻力升力升力来源：Introduction to Aeronautics:A Design Perspective633.2 飞机主要总体设计参数n飞机的主要总体设计参数n设计起飞重量 W0 (kg)n动力装置海平面净推力 T (kg)n机翼面积 S (m2)n组合参数n推重比推重比 T/W0 n翼载荷翼载荷 W0 /S (kg/m2)643.2

28、 飞机的主要总体设计参数参数参数符号符号Aircraft Design: A Conceptual Approach (mks)重量重量 m (kg) W (kg)推力推力F (N) T (kg)重力重力G (N) 推重比推重比F0/G0 T/W0翼载荷翼载荷m0 /S (kg/m2 )W0 /S (kg/m2 )升阻比升阻比K=CL/CD L/D653.3确定飞机主要参数的方法n根据设计要求中的飞行性能要求确定翼载根据设计要求中的飞行性能要求确定翼载荷和推重比荷和推重比 - 界限线法 - 对比分析法 66W/ST/W3.3.1界限线法Vmax = f1(T0/ Wto, Wto/S)L起飞起

29、飞 = f2(T0/ Wto, Wto/S)升限升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S)爬升率爬升率= f4(T0/ Wto, Wto/S)V着陆着陆 = f5(T0/ Wto, Wto/S)67SVCTD221对于喷气式发动机对于喷气式发动机： H 11000（M） 时时DCSWWTV/)/()/(94.15max（km/h） （km/h） 最大平飞速度对于螺旋浆发动机：对于螺旋浆发动机： 3max)/()/()/(39.42DCSWWPV（km/h） 68其中：其中：T/W的单位是的单位是10N/kg W/S的单位是的单位是kg/m2 P/W的单位是的单位是 kW/kg =/0= P

30、v/Pv=0 是发动机速度特性系数是发动机速度特性系数= 1-0.32M + 0.40M2 - 0.01M3 CD是阻力系数是阻力系数 最大平飞速度69对于喷气式发动机：对于喷气式发动机：H 11000（M） 时时)/(965. 0182.57174. 0maxmaxWTKH（km） 最大升限70对于螺旋浆发动机对于螺旋浆发动机:H 11000（M） 时时 )()/(/728. 0182.57058. 03022maxDCWTSWH(km)最大升限71其中：其中： maxmax)(DLCCK最大升阻比最大升阻比 （统计数据）（统计数据） 0max121DDCK20LDDDCCC；1D412MD

31、亚声速超声速 ：展弦比：展弦比 最大升限72机型机型K KmaxmaxC CJ JC CP PP P单发（活）单发（活）10 - 1210 - 12-0.5 - 0.70.5 - 双发（活）双发（活）9 - 119 - 11-0.5 - 0.70.5 - 0.70.820.82战斗机（喷）战斗机（喷）6 - 96 - 90.6 - 1.40.6 - 1.4-客机（喷）客机（喷）14 - 1814 - 180.5 - 0.90.5 - 0.9-最大升阻比 （统计数据）73起飞滑跑距离 对于喷气式发动机：对于喷气式发动机： )/(02. 1 )/(816. 0max,fWTCSW

32、LTOLTO（M） 对于螺旋浆发动机：对于螺旋浆发动机： TOLTOLTOCSWfWPCSWLmax,3max,)/(2)/(51/ )/(633. 1（M）其中：其中：f 是机轮与跑道间的滚动摩擦系数是机轮与跑道间的滚动摩擦系数 水泥：水泥：0.035 ； 草地：草地：0.085 CL,max,TO起飞时最大升力系数（统计或经验）起飞时最大升力系数（统计或经验） 74着陆速度 _,max,)1 (/4 .14XHRLLlmmCSWV（km/h）其中：其中： TOFRWWm_TOHXXHWWm_(WHX是消耗载荷是消耗载荷)CL,max,L着陆时最大升力系数（统计或经验）着陆时最大升力系数（统

33、计或经验）75CL,max，CL,max,TO和和CL,max,L统计数据统计数据 注：注：CL,max,TO和和CL,max,L与襟翼的类型有关，与襟翼的类型有关，CL,max,TO（或（或CL,max,L）越大，襟翼越复杂）越大，襟翼越复杂机型机型CL,maxCL,max,TOCL,max,L单发螺旋浆单发螺旋浆1.3 - 1.91.3 - 1.91.6 - 2.3双发螺旋浆双发螺旋浆1.2 - 1.81.2 - 2.01.6 - 2.5战斗机战斗机1.2 - 1.81.4 - 2.01.6 - 2.6喷气运输机喷气运输机1.2 - 1.81.6 2.21.8 2.8喷气公务机喷气公务机1

34、.4 1.81.6 2.21.6 2.676确定翼载荷和推重比的一般原则n翼载荷的值尽量靠左n推重比的值尽量靠下n留有充足的余量W/ST/W77喷气支线飞机翼载荷和推重比的统计数据型号乘客人数翼载荷（kg/m2)推重比(10N/kg)阿夫罗RJ70（英）70 854930.325阿夫罗RJ100（英）1105690.282CRJ200ER（加）504460.353CRJ700 （加）66 784780.371CRJ700ER （加）66 784950.359福克70（荷）70 793930.337摘自国际航空，2001年第四期78喷气支线飞机翼载荷和推重比的统计数据（续）型号乘客人数翼载荷（k

35、g/m2)推重比(10N/kg)ERJ-145ER（巴西）504020.320ERJ170STD（巴西）704870.344ERJ170LR（巴西）705070.331ERJ190-100LR（巴西）985390.338528 Jet（美）55 654250.382728 Jet（美）70 854130.394摘自国际航空，2001年第四期79油m油油平均巡mmCKMLe11020其中：L和M巡航由设计要求给定，K和Ce平均由统计数据得出。2. 按飞机着陆状态求出翼载荷 W/S)17 .211)/(2max消耗油着陆着陆（mmvCSWL其中： V着陆由设计要求给定，CLmax着陆按机翼增升装置

36、取统计值。（km）3.3.2对比分析法1.求出在飞行过程中的相对燃油消耗量803. 按给定的巡航速度V或 M，算出所需的翼载荷： 216 . 011)/(巡巡油MqCmSWML 其中，qM=1是在给定飞行高度对应于M1时的速压；CL巡航按统计值。 4对于机动类飞机，按允许使用的升力系数和允许使用的过载计算翼载荷： 机动允许允许油qnCmyLSW6 . 011 )/(3.3.2对比分析法813.3.2对比分析法其中，C L允许对应于升力系数曲线开始弯曲时的值， n L允许按强度规范（ n L允许=0.5nLMAX），或者按飞行员生理条件的限制来确定，在机动飞机的战术技术要求中，通常给定机动过载n

37、 L允许和速压值。 5进行翼载荷的选择 )/()/()/(min/SWSWSWSW826. 按保证平飞的条件计算推重比： 当飞行高度H11000m时： 调巡85. 001KtI当飞行高度11000m时：调巡KtI2 . 110巡K从统计数据中选取: max90. 085. 0KK）（巡调取0.80.9 3.3.2对比分析法837按给定的起飞滑跑距离计算推重比 flCSWtLII起滑起飞max0)/(908. 08对机动类飞机 （1）按给定的爬升速度 调HyIIIKvvt11max02 . 185. 0H时时mHmH1100011000给定的爬升速度 yv给定的飞行速度 v3.3.2对比分析法8

38、4（2）按给定的 maxq调HDIVSWqCt)/(max00（3）按在给定的和下，给定的持续使用过载 使用yn调使用使用HyyVKnntmax2021以上三种情况，如在飞行中发动机不加力， 1调加力时：0 . 25 . 1调3.3.2对比分析法859选定飞机的推重比： VIVIIIIIItttttt000000max10估算飞机重量Wto11.按所选的(W/S）和t0及所求出的值Wto，计算： 机翼面积：S = Wto /（W/S） 起飞推力：T = Wto / t03.3.2对比分析法863.4 飞机重量估计n起飞重量的构成起飞重量的构成 0crewpayloadfuelemptyWWWW

39、W()()()()(/)(/)fe0crewpayload0000fe000crewpayload00crewpayload0f0e0WWWWWWWWWWWWWWWWWWWWW1WWWW87 估算起飞重量WTO的步骤有效载荷有效载荷WPL假设一个可能的假设一个可能的WTO计算所需的燃油重量计算所需的燃油重量WF计算可使用空重：计算可使用空重：WOE可用可用= WTO - WF - WPL计算可用空重：计算可用空重：WE可用可用= WOE可用可用 - Wtfo - Wcrew根据根据WTO与与WE之间的统计关系计算之间的统计关系计算WE需用需用结结 束束%5.0需用需用可用EEEWWW883.4

40、 飞机重量估计n空机重量估计空机重量估计 We /W0 =AW0C K vsAA-公制C双发涡轮螺桨飞机0.960.92-0.05喷气式教练机1.591.47-0.10喷气式战斗机2.342.11-0.13军用货机轰炸机0.930.88-0.07喷气式运输机1.020.97-0.06Kvs= 可变后掠常数 = 1.04 对可变后掠机翼 = 1.00 对固定后掠机翼n复合材料的应用： 近似为We /W0 统计值的0.95倍893.4 飞机重量估计n燃油重量估计燃油重量估计n机上燃油“任务燃油”储备燃油“死油”n一级近似（First-order design） ： 假设任务所需燃油与飞机的重量成正

41、比，则Wf /W0 近似地与飞机重量无关n根据任务段重量比计算n任务段重量比：飞机在某一任务段结束时的重量除以该任务段开始时的重量n任意的第i段： ii-1WWi+1iWW或或903.4 飞机重量估计n燃油重量估计燃油重量估计n整个任务结束时的飞机重量Wx与初始重量W0之比等于各段重量比的乘积n例如：73567124oo123456WWW W WW WWWW W W W W W W913.4 飞机重量估计n燃油重量估计燃油重量估计n各种任务段的重量比估算方法n暖机、起飞、爬升和着陆n忽略下降段任务段(Wi/Wi-1)暖机和起飞0.970爬升0.985着陆0.995923.4 飞机重量估计n燃油

42、重量估计燃油重量估计n各种任务段的重量比估算方法n巡航根据勃列盖（Breguet）航程公式n待机(Loiter) 根据续航时间公式i 1iWV LRlnC DW( /)ii-1WRCexpWV L DV = 速度 (ft/s 或 m/s)R = 航程 (ft或m) E = 续航时间或待机时间C = 单位耗油率单位耗油率 L/D = 升阻比升阻比/i 1iWL DElnCW/ii-1WECexpWL D933.4 飞机重量估计n单位耗油率（单位耗油率（SFC或或C）n单位时间内产生单位推力所消耗的燃油量n对不同类型的发动机可以进行统计拟和n注意单位！典型喷气式发动机的 SFC: 1/hrmg/N

43、s巡航待机纯涡轮喷气式0.925.50.822.7低涵道比涡轮风扇0.822.70.719.8高涵道比涡轮风扇0.514.10.411.3943.4 飞机重量估计n升阻比升阻比nK （或L/D）是设计方案总体气动效率的量度n取决于两个设计因素：机翼翼展 浸润面积n估算升阻比时常用的另一个机翼设计参数： 展弦比=翼展的平方机翼参考面积等效展弦比=翼展的平方/（机翼和鸭翼面积） 953.4 飞机重量估计n升阻比升阻比Sjr/S （或或Swet/Sref）等效展弦比等效展弦比 l2/S浸润展弦比浸润展弦比 l2/Sjr概念概念草图草图+963.4 飞机重量估计n升阻比升阻比巡航待机喷气式飞机0.86

44、6L/DmaxL/Dmax螺旋桨飞机L/Dmax0.866L/Dmax最大升阻比！最大升阻比！973.4 飞机重量估计n 燃油重量估计燃油重量估计n在不考虑有效载荷投放的情况下，任务过程中的总重减少，必然是燃油消耗所致n任务中消耗的燃油n一般情况下，可假定余油储备和死油占6%()x0W1W.()fx00WW106 1WW983.4 飞机重量估计n 存在投放有效载荷段的剖面分析方法存在投放有效载荷段的剖面分析方法例：设总共14段，第7段投放有效载荷W7dropped ，则重量比0crewfixeddroppedfuel0payloadpayload0()eWWWWWWWW6356124oo123

45、45WWW WW WWWW W W W W W6777766660011droppeddroppeddroppedWWWWWWWWWWW 其中其中993.4 飞机重量估计n存在投放有效载荷段的剖面分析方法（续）存在投放有效载荷段的剖面分析方法（续）着陆重量：任务中消耗燃油：总的燃油重量：671314114.land0oo561213W WWWWWWWWWW WWW0fusedlanddroppedWWWWfuelfusedWW1003.4 飞机重量估计n一级近似法一级近似法 （First-order design method）u 任务段中不得进行有效载荷的投放任务段中不得进行有效载荷的投放u

46、 迭代通常只须几次就可以收敛迭代通常只须几次就可以收敛101复 习 题1.飞机的主要总体设计参数有哪些？2.画出一级近似法估算起飞重量的流程 102第四讲第四讲 飞机构型设计飞机构型设计第四讲第四讲 飞机构型设飞机构型设计计 飞机构型是指飞机几何外形的主要特征及飞机各种装载布置方案的总称。104 通常区分飞机构型主要是根据部件的外形、数量和相对位置：什么是飞机构型- 尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置- 机翼的平面形状及其在机身上的安装位置- 发动机（进气道）数目和安装位置- 起落架的型式和收放位置105无尾式布局n用机翼后缘处的襟副翼作为纵向配平的操纵面，常采用后掠角较大用机翼后缘处的襟副

47、翼作为纵向配平的操纵面，常采用后掠角较大的三角形机翼；的三角形机翼；n具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失；升力损失； n结构重量较轻：无水平尾翼的重量。结构重量较轻：无水平尾翼的重量。n气动阻力较小：采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小；气动阻力较小：采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小； n起飞着陆性能不容易保证。起飞着陆性能不容易保证。 106实例：无尾式布局幻影幻影20002000正常式和无尾式飞机的零升阻力正常式和无尾式飞机的零升阻力 协和协和号超音速客机号超音速客机零升零升阻力阻力107飞翼布局

48、隐身性能好隐身性能好升阻比高升阻比高108尾翼与机翼的相对位置109正常式飞机 n水平尾翼的气动力水平尾翼的气动力 - - 平尾对全机升力贡献的大小与重心的位置有关平尾对全机升力贡献的大小与重心的位置有关 - - 纵向静稳定性纵向静稳定性n优点与缺点优点与缺点 - - 技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 - - 机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大。 110鸭式布局n全机升力系数较大；全机升力系数较大；nL/DL/D可能较大；可能较大；n为保证飞机纵向稳定性，前

49、翼迎角一般大于机翼迎角；为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；n前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制。前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制。 111n远距鸭式布局远距鸭式布局 通常用在轻型亚音速飞机：通常用在轻型亚音速飞机：AD100AD100和和AD200AD200n近距鸭式布局近距鸭式布局n鸭翼前缘有较大后掠角，面积也比远距鸭翼鸭翼前缘有较大后掠角，面积也比远距鸭翼( (指战斗机指战斗机) )大得多。大得多。迎角不太大时，稳定脱体涡，提供非线性升力。迎角不太大时，稳定脱体涡，提供非线性升力。n大迎角时，鸭翼脱体涡减缓附面层的分离，可以改进飞机的机动大迎角时，鸭翼脱体涡减缓附面层的

50、分离，可以改进飞机的机动性和大迎角时的气动特性。性和大迎角时的气动特性。n近距鸭式布局飞机多半为纵向静不稳定或稳定性很小：依赖于自近距鸭式布局飞机多半为纵向静不稳定或稳定性很小：依赖于自动控制系统。动控制系统。 - - 实例：实例：SAAB-37SAAB-37战斗机；战斗机；EF2000 EF2000 ；我国歼；我国歼-10-10 鸭式布局112Long EZ为什么采用鸭式布局?供业飞行余爱好者使用，防失速是最重要的供业飞行余爱好者使用，防失速是最重要的! !113尾翼与机身的相对位置114尾翼与机翼机身的相对位置(续)n平尾高、底位置平尾高、底位置 - - 上平尾上平尾 - - 中平尾中平尾

51、 - - 下平尾下平尾 - - “T T” 平尾平尾 - - 高置平尾高置平尾115选择平尾高低位置的原则n避开机翼尾涡的不利干扰避开机翼尾涡的不利干扰 将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5 5平均气动力弦长的位平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。n避开发动机尾喷流的不利干扰避开发动机尾喷流的不利干扰n有利于结构布置有利于结构布置 平尾安装在机身上对减轻结构重量有利平尾安装在机身上对减轻结构重量有利 考虑角度考虑角度上平尾上平尾中平尾中平尾下平尾下平尾“T T” 平尾平尾高置平尾高置平尾结构重量结构

52、重量轻轻较轻较轻 轻轻重重 较重较重 116机翼的平面形状117直机翼的特点n主要用在低速飞机主要用在低速飞机 n低速气动特性良好，诱低速气动特性良好，诱导阻力小、升阻比大。导阻力小、升阻比大。n低速翼剖面的相对厚度低速翼剖面的相对厚度比较大，结构布置、强比较大，结构布置、强度和刚度以及重量问题度和刚度以及重量问题易解决。易解决。新舟新舟60Y12118后掠翼的特点n优点：优点：n能有效地提高临界能有效地提高临界M M数，延缓激波的产生，避免过早出数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。现波阻。n缺点：缺点：n气动方面：在大后掠角和大梯形比情况下，大迎角时翼气动方面：在大后掠角和大梯形比情况下，

53、大迎角时翼尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏。尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏。n对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。 119后掠翼的广泛应用（1） 高亚音速民用及军用飞机广泛采用后掠翼高亚音速民用及军用飞机广泛采用后掠翼。轰六轰六120三角翼的特点n优点优点n具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速气动特性良好，具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速气动特性良好，气动焦点变化较平稳。气动焦点变化较平稳。 n根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，

54、可得到较大的结构高度。n三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。n缺点缺点n升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的升力。升力。n对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下洗气流，尾翼布置困难。洗气流，尾翼布置困难。121后掠翼 、三角翼与小展弦比的比较 因素因素后掠翼后掠翼三角翼三角翼小展弦比小展弦比阻力（阻力（M M 1.6)1.6)1 12 23 3阻力（阻力（ M1.6M1.6）3 32 21

55、1重量重量3 31 12 2升力线斜率升力线斜率1 12 2122机翼在机身上的安装位置123为什么大多数军用运输机采用上单翼？为了满足使用要求，机身地为了满足使用要求，机身地板离地面尽量近。板离地面尽量近。124下单翼（客机）A320为什么大多数喷气客机采用下单翼？为什么大多数喷气客机采用下单翼？ 机翼结构可从客舱地板下穿过机翼结构可从客舱地板下穿过 起落架短、结构重量轻、易收放起落架短、结构重量轻、易收放 发动机和襟翼易于检查和维修发动机和襟翼易于检查和维修 安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲作用。作用。不利因素：不利因素： 机身机翼气动干扰较大机身机翼气

56、动干扰较大 机翼离地近，吊舱安装困难。机翼离地近，吊舱安装困难。 部分客舱的座位的视线被机翼遮挡部分客舱的座位的视线被机翼遮挡 125机翼在机身上的安装位置 因素因素上单翼上单翼中单翼中单翼下单翼下单翼干扰阻力干扰阻力21*3稳定性稳定性123视界视界123起落架重量起落架重量3*21结构布置结构布置131安装吊舱安装吊舱123*有利于翼身融合，有利于翼身融合， *若收入机身内，无影响若收入机身内，无影响 126机翼位置对气动特性的影响 翼身组合体的极曲线翼身组合体的极曲线 对横滚力矩特性的影响对横滚力矩特性的影响 127发动机（进气道）数目和安装位置128发动机数目和安装位置 n发动机数目发

57、动机数目 - - 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低单发：操纵简单，附加重量轻，成本低, ,安全性差安全性差 - - 双发（多发）：生存力强双发（多发）：生存力强 n安装位置安装位置 - - 单发：机身（前、后）单发：机身（前、后） - - 双发：机身尾段双发：机身尾段 机翼下部机翼下部 机翼或尾翼根部机翼或尾翼根部 短舱短舱 129 进气道布局n头部进气道头部进气道n布置紧凑，机身截面小，进口气布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀，机炮对进气影响小；流均匀，机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。不能装或仅装小雷达天线。n两侧进气道两侧进气道n进气道短，内管损失小，机头便于装雷达天线进气道

58、短，内管损失小，机头便于装雷达天线 n短舱式短舱式n进气道短，不占机身内部空间，对内部布置和结构布置无干扰；进气道短，不占机身内部空间，对内部布置和结构布置无干扰；但要增加额外的阻力。但要增加额外的阻力。n腹部进气道腹部进气道n背部进气道背部进气道130进气道布局实例131发动机翼吊布局n支持翼吊布局的观点：支持翼吊布局的观点：n能减轻结构重量能减轻结构重量n载客量相同时机身长度小载客量相同时机身长度小n发动机短舱安装高度小，便发动机短舱安装高度小，便于维护；于维护；n飞机重心控制容易。飞机重心控制容易。 132发动机尾吊布局n支持尾吊布局观点：支持尾吊布局观点：n机翼升力系数大；机翼升力系数

59、大；n单发熄火时，由于发动机离单发熄火时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易；机身近，配平操纵较容易；n可采用较短的起落架；可采用较短的起落架；n座舱内噪音较小；座舱内噪音较小；n机翼干净，对增升装置影响机翼干净，对增升装置影响小。小。MD90133公务机一般采用尾吊布局134起落架的型式和收放位置135后三点n优点优点-尾轮小而轻，设计简单；尾轮小而轻，设计简单；-可以利用气动阻力提供减速力；可以利用气动阻力提供减速力；n缺点缺点-着陆时操纵困难着陆时操纵困难-起飞和着陆滑跑时不稳定起飞和着陆滑跑时不稳定-后三点起落架不能用于喷气式飞机后三点起落架不能用于喷气式飞机136起飞和着陆滑跑时不稳

60、定后三点137前三点n适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。程中操纵驾驶比较容易。n具有起飞着陆时滑跑的稳定性。具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 n飞行员座舱视界的要求较容易满足。飞行员座舱视界的要求较容易满足。 n可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。n缺点是前轮可能出现前轮缺点是前轮可能出现前轮“摆振摆振” 现象现象。138自行车式n起落架可收入机身里，布置起落架舱比起落架可收入机身里，布置起落架舱比较容易。较容易。 n在起飞滑跑时，要求较高的驾驶技术。在起飞滑跑时，要求较高的驾驶技术。 n延长了着陆滑跑距离。延