飞机总体设计课件(3)

1、第第2章章 飞机型式的选择飞机型式的选择与初始参数的确定与初始参数的确定飞机总体设计框架图2.1 飞机型式的选择飞机型式的选择2.1.1 概概 述述 所谓飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及各种装载布置方案的统称。而飞机外形主要特征大致是指飞机各部件(机翼、机身、尾翼、动力装置、起落架等)的数目、外形和相对位置的统称。 一些可能的飞机型式 图1 图2 图3 不同类型飞机的布局型式是不同的： 超音速战斗机一般采用中等后掠角(50左右)、小展弦比(24)薄机翼(相对厚度35%)的正常式、鸭式或三翼面布局型式；为了减小超音速波阻，提高亚音速机动和隐身能力，现在大都采用翼身融合的型式。图 中、远程轰

2、炸机要有一定的超音速突防能力，一般采用变后掠机翼。图 对于强调隐身突防能力的轰炸机，外形基本按照隐身要求设计，但不能超音速飞行，如F-117A、B-2等。图 亚音速运输机和旅客机，一般采用大展弦比(810)、小后掠角(35左右)，用超临界翼型的机翼，以获得在大巡航马赫数时的高升阻比。图 通用航空飞机乘员在10人以下的亚音速小飞机，力求便宜好用，通常采用无尖削比的平直机翼，展弦比在6以上，正常式布局型式。图 选择飞机型式，主要要决定下列内容： (1) 机翼外形和机翼与机身的相对位置 (2) 尾翼外形及其与机翼、机身的相对位置 (3) 机身形状 (4) 发动机及进气道的数目及安装形式 (5) 起落

3、架及其收放型式及位置等 选择飞机型式，应根据飞机设计要求，从气动、强度、工艺、使用维护、重量等方面进行综合分析考虑，选择理想、恰当的飞机型式。 同样的设计要求，会有多种不同的飞机型式。飞机型式的优劣，是不能以简单的解析式或数字来表达的。例1 例2 飞机总体设计的任务，就是给出能够满足飞机设计要求的最佳方案。这是一个渐进的过程，飞机型式的选择是这个过程的第一步。 飞机的基本型式大致可分为正常式、无(平)尾式、鸭式和三翼面等。2.1.2 机翼的平面形状及在机身上的安排机翼的平面形状及在机身上的安排 I. 机翼平面形状的选择机翼平面形状的选择 现代飞机机翼基本的平面形状主要有：直机翼、后掠翼和三角翼

4、等。 机翼平面形状对飞行性能有较大的影响，应根据飞机设计要求综合分析比较进行选择，重点是考虑不同平面形状对机翼气动特性的影响。 CD0M曲线 CL曲线 (1) 直机翼 低速飞机一般采用大展弦比的矩形翼和梯形翼。这种机翼的特点是：低速性能良好、诱导阻力小、升阻比大。此外，低速翼型一般相对厚度大，对结构布置、刚度、强度、重量等特性有利。 美国的超音速战斗机F-104采用小展弦比的梯形直机翼。 小展弦比直机翼与三角翼和后掠翼相比，当M数较大时，其零升阻力系数CD0 较小，升阻比较大；其刚度、强度及重量特性介于三角翼和后掠翼之间。 单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性较差，焦点变化剧烈，因此在超

5、音速飞机上较少采用。 (2) 后掠翼 对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓局部激波的产生，避免过早出现波阻。 对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动性能：后掠翼的CD0 M 变化较缓，升力线斜率虽然小于直机翼但比三角翼大。 后掠翼的主要缺点表现在： 大后掠角和大梯形比的条件下，大迎角时翼尖先失速，使飞机的操稳特性变坏(这一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善)。 后掠角越大，对结构布置、刚度、强度、重量等特性影响越不利(这一问题可以通过加大翼根弦长来改善) 大后掠机翼的高速特性较好，小后掠角机翼的低速特性较好。要兼顾高速和低速性能，可采用变后掠机翼。 变

6、后掠机翼设计难点之一是飞机的平衡问题：当增大后掠角时，气动中心后移，重心也后移，但前者移动量大，飞机会出现低头现象，需要通过调整燃油来调整重心位置或者增加平尾向下的载荷(同时增加了配平阻力)来克服。 变后掠机翼设计的另一个难点是由于转轴机构及其集中传力而带来的机翼结构复杂和机翼重量的增加(机翼大致增重20%以上)以及由此引起的全机重量的增加。 此外，变后掠机翼难于满足大迎角机动性能及隐身能力等要求，因此在新一代战斗机的设计中已经不再采用。 与后掠翼相比，前掠翼从根本上克服了翼尖先失速的缺点x-29、s-37。但前掠翼(以及斜机翼)存在气动弹性发散(弯扭耦合)问题，需要通过各向异性材料来解决。

7、(3) 三角翼 三角翼具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速和超音速气动特性良好，焦点变化平稳；由于根弦较长，在翼型相对厚度相同的情况下，可以得到较大的结构高度，故其气动、刚度、强度、重量等特性均较好，因而被超音速飞机广泛采用。 三角翼的缺点是升力线斜率较小，低速时需要大迎角才能产生足够的升力。 改善三角翼的低速特性可采取一些专门措施，如Jas-39、Saab-37、J-10的近距耦合鸭式布局，“协和”/图-144在起降时机头下折，有的飞机将前起落架做成可伸缩的等，但要付出重量代价。 此外，大迎角时，三角翼会产生强烈的气流下洗，造成尾翼困难。如果尾翼处于机翼强烈的下洗流中时，会使飞机的操

8、稳特性难于保证。因此，不少三角翼飞机采用无(平)尾式或鸭式布局。而只有那些后掠角较小的三角翼飞机才采用有平尾的正常式布局。 三角形机翼，以其基本的形状采用的较多，区别仅仅是前缘后掠角的大小。但是也有一些飞机，由于气动特性和结构安排的需要，采用了改进了平面形状的三角翼，如双三角翼(Saab-35/37)、S形前缘的狭长三角翼(“协和” 超音速客机)、前边带有边条翼的三角翼(SR-71)等。 II. 机翼在机身上的安装位置机翼在机身上的安装位置 机翼在机身上的上下位置，通常有3种(单翼)型式：上单翼、中单翼和下单翼。 究竟选择那一种型式，需要从气动干扰、平尾的配置、起落架的安装、机身容积的利用、发

9、动机的安装以及对结构重量的影响等方面进行分析比较，同时还要考虑对整机性能的影响。 机翼与机身之间的气动干扰问题，是在选型时首先要考虑的问题。 三种型式中，中单翼的气动干扰阻力最小；下单翼的气动干扰阻力最大，但在机翼-机身结合部位进行整流后，可使其干扰阻力明显下降；超音速时情况较复杂，但中单翼有利于翼-身融合，并有利于采用能降低波阻的面积律。 选择机翼的上下位置时，必须考虑机翼对正常式布局飞机的平尾的气动干扰，鸭式布局时需注意与鸭翼之间的相互影响。这些问题比较复杂，一般只能通过风洞试验确定。初始布局时，通常的做法是尽量将机翼与平尾位置错开。 上单翼、中单翼和下单翼的优缺点的比较见下表： 上单翼中

10、单翼下单翼翼-身干扰阻力中小大结构布置难易/重量易/轻难/重较易/较轻机身容积利用率/机身高度好/低差/适中较好/高中央翼盒能否贯穿机身可以不可以可以翼吊发动机寿命/维修性长/难较长/较易短/易机翼上安装起落架难/重较易/较轻易/轻对操稳特性影响相当于机翼上反相当于机翼下反 概括地讲，大型旅客机以下单翼型式居多；重型军用运输机一般多采用上单翼型式；战斗机一般情况下采用中单翼型式的较多。 机翼在机身上的前后位置，决定了飞机的纵向操稳特性，通常要到重心定位阶段才能确定。 2.1.3 尾翼的位置尾翼的位置 I. 水平尾翼的前后位置水平尾翼的前后位置 飞机的气动特性取决于各承力翼面的相对位置以及相对尺

11、寸和形状，其中机翼是产生升力的主承力翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面。 平尾(或辅助翼面)与机翼的前后相对位置是代表不同飞机型式的显著的标志。 根据平尾(或辅助翼面)与机翼的前后位置关系，可以将飞机型式分为4种： 正常式：水平尾翼位于机翼之后 鸭 式：水平前翼/鸭翼位于机翼之前 无尾式：没有水平尾翼 三翼面布局：机翼之前有水平前翼，机翼之后有水平尾翼 不论采用何种型式，都要求飞机能进行有效的操纵和改变飞行状态，并在新的飞行状态下能保持平衡和稳定飞行。 (1) 正常式正常式 配平能力强：平尾升力可上可下。 为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机重心之后。 为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平尾

12、安装角，即机翼迎角应大于平尾迎角，也即要求机翼先失速，尾翼后失速。 从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困难。 机翼的下洗对平尾有不利的影响，布置不当配平阻力较大。 (2) 鸭式鸭式 两种形式：远距耦合的操纵鸭翼和近距耦合的升力鸭翼JAS39，EF2000 ，“阵风” ，J-10。 能够同时满足高速飞行中对飞机外形的低阻特性和起降过程中的高升力特性。 从亚音速到超音速，全机焦点移动量小甚至可以基本不变，对操稳特性有利，比较适合以跨音速飞行为主的飞机。 鸭翼宜先失速(保证纵向稳定性)，即鸭翼迎角应大于机翼迎角。 鸭翼的下洗对机翼的影响必须考虑。亚音速飞行时，鸭翼下洗所引起的机翼升力增量(方向向下

13、)与鸭翼的升力大致相当。近距耦合鸭式布局可明显改善起降性能，对飞行性能的提高也是有利的。 (3) 无尾式无尾式 浸湿面积小，阻力小，结构重量轻，比较适合于以超音速飞行为主的飞机。 纵向配平和操纵均靠升降副翼，升降副翼既是横向操纵面又是纵向操纵面。为使布置在机翼后缘的升降副翼获得尽可能大的纵向操纵力臂，同时为了为保证焦点一般采用小展弦、大后掠三角翼加边条的形式。 由于大后掠三角翼的升力线斜率小，无尾式飞机的起降性能不易保证。 (4) 三翼面布局三翼面布局 在正常式布局的基础上加上水平前翼苏-35，综合了正常式和鸭式布局的优点，操纵和配平特性好。 气动载荷分配合理，机翼载荷小且结构重量轻。 水平前

14、翼和机翼前/后缘襟翼、平尾配合，有利于改善飞机的大迎角特性。 增加水平前翼使飞机零升阻力和重量均有增加。 II. 水平尾翼的高低位置水平尾翼的高低位置 平尾安装在机身上时，分为3种情况：上平尾、中平尾和下平尾(类似于机翼与机身的相对位置关系)。图 平尾安装在垂尾上时，分为2种情况：高置平尾(十字形)和T尾。 选择平尾的高低位置，主要考虑的问题是机翼和尾翼之间的气动干扰和结构布置的难易程度。 (1) 平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。 一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求，因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式

15、居多。 (2) 高置平尾由于存在4个直角，阻力较大，同时垂尾重量也较大。 (3) T尾的优点是平尾速度阻滞系数大，效率高；同时平尾相当于垂尾的端板，也使垂尾的效率提高。这种形式的主要缺点是垂尾的结构重量较大，而且只对于平直或者小后掠的垂尾才有可能。 (4) 平尾安装在机身上有利于减轻结构重量，下平尾和上平尾在机身上的安装和主承力构件的布置较易，重量较轻；中平尾的结构重量较重(类似于机翼与机身的上下位置关系)。 III. 垂直尾翼的位置垂直尾翼的位置 (1) 垂直尾翼一般安装在机身尾部，通常由固定在机身上的垂直安定面和可动的操纵面方向舵组成，只有极个别飞机采用全动垂尾(SR-71)。 (2) 大

16、多数飞机采用单垂尾的型式，许多高速飞机通过在机身腹部和背部加装腹鳍和背鳍来起到增加垂尾面积的作用。 (3) 双垂尾的压心较低，可以减小由侧力引起的机身扭矩；但双垂尾需较大的机身宽度，比较适合于高机动性的飞机；同时，双垂尾有时还可以起到降低飞机雷达反射截面积(RCS)的目的(通过垂尾向内或向外倾斜一定角度的方式)。 (4) 其他尾翼布置2.1.4 发动机数目、安装型式及进气道布置发动机数目、安装型式及进气道布置 I. 发动机数目及安装型式发动机数目及安装型式 发动机数目取决于发动机推力和飞机所需的推力。 单发：操纵简单，附加设备重量轻，成本低；喷气发动机一般安装在机身尾段，螺旋桨发动机一般安装在

17、头部。 双/多发：战斗生存力强/使用可靠性高，采用两侧/腹部/短舱进气时进气道效率较高；双发/多发的安装型式较多。运输机一般至少是双发。 II. 进气道布局进气道布局 主要有机头进气、两侧/腹部进气、短舱进气等布局型式。 机头进气型式主要适合于机身较短、不装或仅装小尺寸雷达天线的战斗机。其优点是：布置紧凑，机身截面积小，没有机身附面层干扰，进口气流均允、畸变小，机炮对进气影响小，易于安装机炮等。 两侧/腹部进气型式的优点是：进气道短，内管道损失小，总压恢复系数高，机头便于安装雷达天线，视野较好等。 短舱进气型式的优点是：进气道短，不占机身或机翼内部空间，对内部布置及结构元件布置无干扰等。2.1

18、.5 起落架型式起落架型式 常见的起落架的配置形式包括后三点式、前三点式和自行车式；对于大型的运输/轰炸机，常采用多支点式。 I. 后三点式后三点式：只适合于低速小型飞机，尤其是机头装活塞发动机的正常式布局的飞机。由于地面运行不稳定、着陆操纵困难，不能用于喷气式飞机。 II. 前三点式前三点式：操纵简单，地面运行稳定，适宜于高速飞机(当然同样适用于低速飞机)，应用广泛。但其着陆接地速度较大，前轮载荷较大且高速滑行时易产生摆振，整个起落架重量也较大。 III. 自行车式自行车式：收藏容易，但对滑行及起降的操纵要求较高，重量也较大。 4. 多支点式：用于大型运输/轰炸机，多支点和多轮可减轻对跑道的

19、压力图。 多支点式起落架可以布置成前三点式起落架的型式图，也可以布置成自行车式起落架的型式。2.1.6 机身形状机身形状 机身形状可分为正常式机身和尾撑式机身，主要按其使用功能要求确定。2.2 飞机的初始设计参数飞机的初始设计参数2.2.1 飞机的方案草图飞机的方案草图 有了飞机的设计要求后，即应研究飞机的布局形式，首先应给出飞机方案的概念草图。图 概念草图是设计构思的一个粗略表示，国外称为画在“餐巾纸背面” 的飞机外形图。 飞机方案的概念草图应该包括机翼与尾翼的大致形状、机身形状、主要部分（发动机、座舱、有效载荷或客舱、起落架以及油箱等）在机内的布置等。 根据方案草图，可以估算飞机的气动特性

20、和重量特性。利用这些估计，通过确定必要的参数，可以得到新飞机执行任务所需要的燃油重量和起飞重量的第一次近似值，这就是飞机总体设计的“第一次近似”。2.2.2 确定主要设计参数的方法确定主要设计参数的方法 飞机的设计参数是确定飞机总体方案的设计变量。确定飞机的设计参数，是飞机总体设计最主要的工作。 确定一个总体方案，需要确定一组设计参数，包括飞机及其各个组成部分的重量，机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角，机身的最大直径和长度等几何参数以及动力装置的推力等等。 在总体设计的初期，如果想一下子就把各项参数都选择好是不现实的，而往往需要用一定的方法进行初步的选择。这些方法主要包括原准统计法原准统计法和统

21、统计分析法计分析法。 (1) 所谓原准统计法，即参照原准机和有关的统计资料，凭设计者的经验和判断，初步选出飞机的设计参数。 原准统计法简单方便，在用这种方法时，一是原准机选择要合适，二是统计资料工作要做好。 (2) 所谓统计分析法，即利用统计资料和科学研究实验结果作为原始数据，建立分析计算的数学模型，利用计算机进行反复迭代、分析计算，求解出合理的设计参数。 不论是哪一种方法都需要深入地了解飞机主要的设计参数与飞机性能之间的关系，以及在进行参数选择时的决策原则。 飞机主要设计参数的选择也是一个反复迭代、逐步细化的过程。2.2.3 飞机的三个主要设计参数飞机的三个主要设计参数 在众多的飞机设计参数

22、中，最主要的有3个： (1) 飞机的正常起飞重量W0或WTO(或正常起飞质量m0)； (2) 动力装置的海平面净推力T0或P0； (3) 机翼面积S。 这3个参数对飞机的总体方案具有决定性、全局性的影响。这3个参数一改变，飞机的总体方案就要大变，所以称之为飞机的主要参数。 由这3个参数可以引出2个相对参数： (1) 起飞翼载荷 W/S ，0pSWSWp00/000/WTWTt0t (2) 起飞推重比 T/W ，2.3 飞机起飞重量的计算飞机起飞重量的计算2.3.1 起飞重量的构成起飞重量的构成 起飞重量W0或WTO在总体设计的不同阶段，划分的详细程度是不同的。 在最初阶段，可将起飞重量分为3部

23、分：有效载荷重量、燃油重量和空机重量，即efpWWWW0)(eqenstfpWWWWW Wp为有效载荷(含乘员)重量，其由飞机设计要求给定； Wf 为燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分。 Wp基本与W0无关，Wf 和We与W0有关。efpWWWW0因为：0000)/()/(WWWWWWWefp000)/(WWWWWWefppW0000)/(WWWWWWef)/1 (000WWWWWef000/1WWWWWWefp其中：Wf /W0、 We /W0分别称为燃油重量系数、

24、空机重量系数。 在有效载重Wp已知的情况下，求出空机重量系数We /W0和燃油重量系数 Wf /W0(或燃油重量 Wf )，就可求出W0 。所以：2.3.2 空机重量系数空机重量系数We /W0 空机重量系数We /W0 采用统计方法给出，其值大致为0.30.7，其中战斗机为0.500.65，喷气运输机为0.450.55。 We /W0随飞机起飞重量的增加而减小。 对于用常规金属材料制造的飞机，可以得到空机重量系数We /W0的拟合公式CeWAWW00/A(lb)A(kg)CA(lb)A(kg)C滑翔机-不带动力0.860.83-0.05双涡轮螺桨飞机0.960.92-0.05滑翔机-带动力0

25、.910.87-0.05飞船1.091.05-0.05自制飞机-金属/木材1.191.11-0.09喷气教练机1.591.47-0.10自制飞机-复合材料0.990.92-0.09喷气战斗机2.342.11-0.13通用航空飞机-单发2.362.05-0.18军用货机/轰炸机0.930.88-0.07通用航空飞机-双发1.511.40-0.10喷气运输机1.020.97-0.06农用飞机0.740.72-0.03空机重量系数空机重量系数 CeAWWW00/CeAWWW00/ 由于We /W0随起飞重量W0的增加而减小，所以C0。 采用变后掠翼时， We /W0会增加；采用先进复合材料结构时，

26、We /W0会减小。2.3.3 燃油重量系数燃油重量系数Wf /W0 飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务(航程/活动半径)、飞机外形(气动特性)、发动机特性(耗油率、推力)及飞行状态(速度、迎角)等。 Wf 或Wf /W0一般不能采用统计方法给出(误差太大)，通常用飞行剖面分析法来确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。 I. 飞机的典型任务剖面飞机的典型任务剖面 在相关规范中，规定了不同种类飞机的典型任务剖面。如GJB34-85有人驾驶飞机飞行性能和图表资料中规定了18种典型任务剖面及12种最大效能任务剖面。不同类型的飞机适用不同的任务剖面。 II. 任务段重量比任务段重量比Wi /Wi-1 将

27、任务剖面分成若干段，每段结束时的飞机重量Wi与该段开始时的飞机重量Wi-1之比Wi /Wi-1称为该段的任务重量比。 对于简单的转场/巡航任务剖面(没有集中载荷的投放)，各段的任务重量比可初步确定如下： (1) 发动机启动、暖机、滑行及起飞 W1 /W0=0.97 (统计值) (2) 爬升至巡航高度 W2 /W1=0.985 (统计值) (3) 巡航(Breguet航程方程)/(exp/23DLvCRWW其中R为航程，C为动力装置的耗油率，v为巡航速度，L/D为巡航时的升阻比。这些参数中，R、v是已知的，当知道C和L/D时，即可求出W3 /W2。 (4) 待机或巡逻DLCEWW/exp/34其

28、中E为待机或续航时间，其余同(3)。 (5) 着陆 W5 /W4=0.995 (统计值) 此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。 III. 发动机的耗油率发动机的耗油率C 发动机的耗油率C较易确定： 若是现有发动机，则按发动机手册给出的值代入； 若是待定发动机，则可以按典型的统计值代入：发动机类型发动机类型 巡航耗油率巡航耗油率 待机耗油率待机耗油率涡轮喷气 0.9(1/h) 0.8(1/h)低涵道比涡扇 0.8(1/h) 0.7(1/h)高涵道比涡扇 0.5(1/h) 0.4(1/h) IV. 升阻比升阻比L/D 升阻比是气动效率的衡量。

29、 在方案设计初期，升阻比L/D只能按照统计方法估算。 亚音速时，升阻比L/D直接取决于2个设计因素：机翼翼展（或展弦比）和浸湿面积。机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。 或者可以认为升阻比L/D取决于1个设计因素：浸湿展弦比。浸湿面积比机翼展弦比浸湿面积翼展的平方浸湿展弦比机翼面积浸湿面积浸湿面积比 图 L/D最大(最大升阻比)时气动效率最高。不同飞行状态需要不同的升阻比L/D： 最大航程最大航程 最大航时最大航时 喷气飞机 0.866(L/D)max (L/D)max 螺桨飞机 (L/D)max 0.866 (L/D)max V. 燃油重量系数燃油重量系数W

30、f /W0 或燃油重量或燃油重量Wf (1) 对于没有集中载荷投放的任务剖面，例如上面的简单转场/巡航任务剖面，任务燃油重量系数为： mfWW)/(001122334451WWWWWWWWWW051WW050WWW mffWWWW)/(06. 1/00 如果安全余油为总油量的5%，死油为总油量的1%，则总的燃油重量系数为：)1 (06. 10112233445WWWWWWWWWW)1 (06. 105WW (2) 对于有集中载荷投放的任务剖面，例如空战/轰炸任务剖面，则必须首先计算出飞机在各飞行阶段消耗的燃油重量：xiWWWWiiifi,.,2 , 111xififmWW1然后计算出总的任务燃

31、油重量： 同样考虑安全余油(5%)、死油(1%)，则总的燃油重量为：xififmfWWW106. 106. 12.3.4 全机重量计算全机重量计算 求出空机重量系数We /W0及燃油重量系数Wf /W0后(或燃油重量Wf )，即可代入下式迭代求解全机重量W0 ：000/1WWWWWWefp2.3.5 算例及其说明算例及其说明 I. 设计实例：反潜机设计实例：反潜机 设计要求 反潜机(ASW)的任务要求：能在距离起飞点1500nmile(2778km)处巡逻飞行3h(任务剖面)，并采用电子设备搜索和跟踪潜艇。设巡航速度为M0.6(高度9km)；机组需要4名成员，其重量为800lb(363kg)；

32、设备重量为10000lb(4536kg) 。 方案草图 考虑4种方案： 方案一是常规布局，类似于现役的洛克希德公司的S-3A：高置机翼；发动机吊挂在机翼下；低置平尾时平尾处于发动机的尾流之中。 方案二与方案一类似，只是发动机置于机翼上面，离地面较高，寿命长，但维修不便。 方案三和四是鸭式布局，鸭式布局具有减小配平阻力的潜力和较宽的重心变化范围。 方案三机翼低置；发动机放在机翼上；主起落架可以收在机翼根部。 方案四中，机翼高置；发动机吊在机翼下，其位置合适，值得进一步研究。 最后方案草图。 最大升阻比(L/D)max 的估算 机翼的展弦比大致选为11，同时考虑到主翼和鸭翼的面积，组合展弦比(翼展

33、的平方除以主翼与鸭翼面积之和)大约为8。 比较方案草图与浸湿面积比统计图，浸湿面积比大致为5.5；浸湿展弦比约为8/5.5 即1.45。 最大升阻比 (L/D)max 可望达到17，巡航时的升阻比为0.866 (L/D)max =15。 发动机耗油率C 的估算 亚音速飞机采用高涵道比涡轮风扇发动机时可得到最佳的SFC，其典型值为0.5(巡航状态)、0.4(巡逻/待机状态)。 任务段重量比Wi /Wi-1的计算 (1) 暖机和起飞：W1 /W0 = 0.97(统计值) (2) 爬升：W2 /W1 = 0.985 (统计值) (3) 巡航 R = 1,500nm = 2,778km = 2,778

34、,000m C = 0.5(1/h) = 0.0001389(1/s) v = 0.6303.85m/s = 182.3m/s L/D = 15)/(exp/23DLvCRWW153 .1820001389. 0000,778, 2exp)1411. 0exp(8684. 0 (4) 巡逻 E = 3h = 10,800s C = 0.4(1/h) = 0.0001111(1/s) L/D = 17DLCEWW/exp/34170001111. 0800,10exp)07058. 0exp(9319. 0DLCEWW/exp/56170001111. 0200, 1exp)007842. 0e

35、xp(9922. 0 (5) 返航 同(3)：W5 /W4= 0.8684 (6) 待机 E = 20min = 1,200s，其余同(4) (7) 着陆：W7 /W6 = 0.995(统计值) 燃油重量系数计算： W7 /W0 = 0.970.9850.86840.9319 0.86840.99220.995 = 0.6628 Wf /W0 = 1.06(1- W7 /W0 ) = 1.06(1- 0.6628 ) = 0.3574 空机重量系数We /W0的计算 按照军用货机/轰炸机类飞机计算07. 00088. 0/WWWe 全机重量计算000/1WWWWWWefp07. 0088. 0

36、3574. 013634536W W0初值 We /W0 W0计算值 重量差250000.4331233881612233880.435223616228236160.43492358333235830.4349235885235880.4349235871235870.4349235870 权衡处理计算表 (1) 航程(R)权衡 有效载重不变：Wp = 4899kg(10800lb) R = 2778km(1500nm)：W0 = 23587kg R(1) = 1852km(1000nm)：W0(1) = 18208kg R(2) = 3704km(2000nm)：W0(2) = 31876

37、kg W0 /R = 23587kg/2778km = 8.4906kg/km W0(1)/R(1)=18208kg/1852km=9.8317kg/km W0(2)/R(2)=31876kg/3704km=8.6058kg/km (2) 载荷(Wp)权衡 航程不变：R = 2778km(1500nm) Wp = 4899kg(10800lb)：W0=23587kg Wp(1)= 2631kg(5800lb)： W0(1)=13774kg Wp(2)= 7167kg(15800lb)：W0(2)=32917kg W0 /Wp = 23587kg/4899kg = 4.8146 W0(1)/Wp

38、(1) = 13774kg/2631kg = 5.2353 W0(2)/Wp(2) = 32917kg/7167kg = 4.5929 (3) 空机重量系数(We /W0)权衡 航程不变： R=2778km(1500nm), 有效载重不变：Wp=4899kg(10800lb) W0=23587kg07. 00088. 0/WWWe W0(1)=28695kg 重量变化百分比：07. 00088. 01 . 1/WWWe 空机重量系数增加10%，其他参数不变，则0/)1(WW00/ )()1(WWW23587/ )2358728695(%7 .2107. 00968. 0W W0(2)=1987

39、6kg 重量变化百分比：07. 00088. 09 . 0/WWWe 空机重量系数减小10%，其他参数不变，则0/)2(WW00/ )()2(WWW23587/ )2358719876(%7 .1507. 00792. 0W 结论：结论：空机重量(或结构重量)增加/减少10%，导致飞机起飞重量增加/减少10%以上，这就是重量的“杠杆效应”，也称为“雪球效应”。 II. 说明说明 (1) 计算时注意单位的统一。 (2) W0的初值一般可取为Wp 的5倍，迭代精度一般取为1。 (3) 可以对多项指标(重量、航程、耗油率)进行权衡处理。 (4) 可以从另外一方面对重量的“杠杆效应”进行分析： 设：W

40、p = 4899kg(10800lb)； Kf = Wf /W0 = 0.36， Kst = Wst /W0 = 0.28， Ken = Wen /W0 = 0.08， Keq = Weq /W0 = 0.08， Kp = Wp /W0 。 由于 W0 = Wp + Wf + We = Wp + Wf + Wst + Wen + Weq 所以 Kp + Kf + Kst + Ken + Keq =1 Kp =1-(Kf + Kst + Ken + Keq) =1-(0.36+0.28+0.08+0.08) = 0.20 W0 = Wp/Kp = 4899/0.20 = 24495(kg) 如果

41、结构重量系数增加10%，其他参数不变，则 Kst1 = 1.10.28 = 0.308 Kp1 = 1-(0.36+0.308+0.08+0.08) = 0.172 W01 = Wp/Kp1 = 4899/0.172 = 28483 (kg) W01/W0 = (W01W0)/W0 = (28483 24995) / 24995 = 16.3% 如果结构重量系数减小10%，其他参数不变，则 Kst2 = 0.90.28 = 0.252 Kp2 = 1-(0.36+0.252+0.08+0.08) = 0.228 W02 = Wp/Kp2 = 4899/0.228 = 21487 (kg) W0

42、2/W0 = (W02W0)/W0 = (21487 24995) / 24995 = -12.3%2.4 翼载荷和推重比的确定翼载荷和推重比的确定2.4.1 翼载荷和推重比对飞行性能的影响翼载荷和推重比对飞行性能的影响 飞机的阻力系数：20201LDLDDCAeCKCCC其中：CD0 为零升阻力(废阻力)系数，CL 为升力系数；K为诱导阻力因子，A为机翼展弦比，e为奥斯瓦尔德效率因子。 发动机的推力特性(涡喷)：kmHkmHtttHv11112 . 10085. 0其中：HVt0t为速度v、高度H的推重比为0速度、0高度的推重比0/H为速度特性系数： 为空气的相对密度：非加力加力32201.

43、 04 . 032. 0173. 0605. 01MMMMM (1) 翼载荷、推重比对最大平飞速度的影响翼载荷、推重比对最大平飞速度的影响 其他条件相同时，推重比和翼载荷越大，最大平飞速度越大。 基本方程：SvCgTHHDH221DHHCpt041. 4020DHHCptDHHCpt225. 120SCgTHDH2SCgWtDH02maxHv (2) 推重比对静升限的影响推重比对静升限的影响TWt 02 . 1max)/(DLW02DCKW 其中：0max21)/(DCKDL002 . 12tCKD0067. 1tCKD 所以 所以，其他条件相同时，推重比越大，则相对密度越小，即飞机的静升限越

44、高。 (3) 翼载荷、推重比对起飞滑跑距离的影响翼载荷、推重比对起飞滑跑距离的影响 基本方程SvCgWTOTOL20max0212TOvSCgWTOL0max020max02TOLCgpTOS02/21WTvgaTO)(2210max0aTOLtCgpg)(225. 1max0aTOLtCp)9 . 0(816. 00max0tCpTOLTa 为起飞平均推力，Ta=0.9T0 显然，其他条件不变时，推重比越大，翼载荷越小，则起飞滑跑距离越短。其中： 为跑道的滚动摩擦阻力系数，为起飞平均推重比，at09 . 0 ttaTODL)/(121 (4) 翼载荷对着陆距离的影响翼载荷对着陆距离的影响Sv

45、CgWLDLDLLD20max212LDv 基本方程SCgWLDLLD0max2LDLLDCpmax225. 120LDLLDCpmax33.16 显然，其他条件不变时，翼载荷越小，则着陆速度越小，着陆滑跑距离越短。 推重比（T/W）和翼载（W/S）是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始设计阶段，对推重比和翼载荷要进行基本可信的估计，否则，优化后的飞机会与初始设计相差太远，不得不重新设计。 推重比和翼载荷是相互影响的，不是两个独立的变量，一般不能独立求解。2.4.2 起飞推重比起飞推重比 T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转

46、弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。WT /0t0P T/W 不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也随高度和速度变化。 当提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗（作战）时的推重比。 影响起飞推重比的主要性能指标有： (1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度 推重比估算的几点说明

47、： (1) 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。 (2) 在起飞翼载荷W/S 确定的情况下，可以由起飞性能要求（起飞滑跑距离）来估算起飞推重比T/W。 (3) 起飞推重比T/W 也可以用统计方法给出： 推重比的统计值推重比的统计值 飞机类型 典型装机推重比 喷气教练机 0.4 喷气战斗机(空中格斗飞机) 0.9 喷气战斗机(其它) 0.6 军用运输/轰炸机 0.25 喷气运输机 0.25 (4) 起飞推重比T/W 也可以用相关性能指标统计给出的经验公式来计算：AC喷气教练机 0.4880.728喷气战斗机(空中格斗飞机)0.6480.594喷气

48、战斗机(其它)0.5140.141军用运输/轰炸机0.2440.341喷气运输机 0.2670.363CMAWTmax/ (5) 有些性能指标既与起飞推重比T/W有关，也与起飞翼载荷W/S有关，因此起飞推重比T/W和起飞翼载荷W/S不是两个相互独立的参数，一般不能独立求解，需要一起进行优化。2.4.3 起飞翼载荷起飞翼载荷 翼载荷是飞机重量除以机翼面积。与推重比一样，翼载荷通常是指起飞时的值，但也可以指格斗或其它飞行条件下的翼载。SW /0p 影响起飞翼载荷的主要性能指标有： (1) 失速速度 (2) 起飞性能 (3) 着陆性能 (4) 最优巡航性能 (5) 机动性能(瞬时机动和持续机动) (

49、6) 爬升和下滑性能 (7) 最大升限 翼载荷估算的几点说明： (1) 为满足所有性能指标的要求，需选择各个性能指标所确定的翼载荷的最小值作为飞机的起飞翼载荷W/S 。 (2) 在许多情况下，起飞翼载荷W/S的临界设计要求是失速速度，即可以由失速速度确定起飞翼载荷W/S 。 (3) 起飞翼载荷W/S 决定了设计升力系数CLopt，并通过对浸湿面积以及翼展的影响而影响飞机的阻力。 同时，翼载荷对飞机的起飞重量也有很大的影响。如果翼载荷减小，机翼就要变大，这虽然可改善性能，但由于机翼较大，会引起附加的阻力和空机重量，将导致为完成任务而增加起飞总量。 (4) 起飞翼载荷W/S也可以用统计方法初步选取

50、。飞机类型 W/S(kg/m2) 飞机类型 W/S(kg/m2)滑翔机30双涡轮螺旋桨飞机200自制飞机50喷气教练机250通用航空飞机单发80喷气战斗机350通用航空飞机双发130喷气运输机/轰炸机600 (5) 起飞翼载荷W/S 的值一般不能太低，否则可能导致太大的机翼面积。如果某项性能指标要求的翼载荷太低时，可考虑采用其他方法来满足该项性能要求。 现有飞机的T/W和W/S的数值如图所示。 先进飞机的T/W和W/S的范围如下图： 300 400 500 600 700 W/S (kg/m2)1.21.00.20T/W先进战斗机：T/W=1.11.2W/S=300400 k

51、g/m2先进运输机：T/W=0.2W/S=700kg/m22.5 隐身对布局的影响隐身对布局的影响2.5.1. 概述概述 隐身设计的目的，是设计者要减少产品被探测、被发现的可能性，即通过使某一武器系统更难以被测到，从而改善执行任务的能力 隐身并不是新的概念，它在自然界中早就存在：各种动植物都本能地应用着这项技术；人类则利用伪装和设置假目标来隐蔽自己。 在一定意义上，隐身就是隐蔽性；在飞行器方面，隐身就是低可探测性。 隐身是相对的，相对于探测手段，早期欺骗眼睛和耳朵，雷达出现以后欺骗雷达。 一旦隐身作为飞机的一项重要的品质，而且在某些情况下作为最为重要的品质提出来，就影响着从远处观测到的这架飞机

52、的各个方面。 隐身飞机的设计最着重强调使飞机的雷达散射截面积小到无需考虑的程度，使红外特征和噪声信号都很小，目视能见度也要很低（通过色彩和尺寸控制），动力装置的可见排放物（排烟粒子和尾迹）要很少等。 在隐身飞机史上，YO-3A享有作为第一架用来只靠降低可探测性在敌方环境里求得生存的有人驾驶作战飞机的荣誉。但YO-3A并不是一架现代意义上的隐身飞机，而只是一架声音隐身飞机。 美国的U-2高空侦察机虽然在缩小雷达图像的研究工作中取得进展，但它毕竟不是一架隐身飞机，最终被更强大的雷达和地空导弹所摧毁。 美国的A-12/SR-71、D-21的研制，使其能躲过当时任何先进的防空系统，它们都采用了降低可探

53、测性的技术。 地空导弹系统的无法向目标发射的最小距离的弱点，催生了隐身飞机F-117A、B-2等。 欧洲战斗机EF2000，关注隐身设计，如下垂的前机身、宽而扁的进气道等。 从防御电子对抗的观点出发，隐身飞机可采用三种措施： (1) 辐射经过优化的有源信号，干扰敌方雷达，采用干扰与欺骗系统，用物理的方法，影响敌方借助于电子设施发现或摧毁目标的系统。 (2) 改变雷达能量的通过介质（通常是大气）的电气特性。最常用的方法是施放金属箔条改变大气的传播特性，不常用的方法还有施放含金属微粉的烟尘等。 (3) 改变飞机本身的反射特性。通过在飞机上采用改变几何截面积、反射率和对雷达波散射的方向性系数的方法，

54、达到隐身的目的；同时，研究和采用吸波材料也可以降低系统的可探测性。 2.5.2 雷达截面积雷达截面积RCS（Radar Cross Section） 对于高度隐身的飞机，“可见度”以及与其相关的问题支配着设计，正像与速度有关的问题支配着M3的飞机设计一样。评定和衡量一架隐身飞机的最重要的参数之一就是雷达截面积（RCS）。 确定雷达截面积，首先是通过测量或计算一个目标朝着观察者反射的雷达能量，然后，设计师计算出可以返回同等雷达能量的反射球体（光学上的等效物可以是一个球面镜）的尺寸。这个球体的投影面积（即圆的面积），就是该目标的雷达截面积。 一架飞机的机体（一个非常复杂的形状）的RCS随着观察者的

55、角度不同而变化很大，所以，任何RCS的数值都应该以一种标准的方位和高度进行鉴定。又由于复杂的衍射和散射现象，RCS还随着雷达波长而变化。 不同飞机的RCS值。2.5.3雷达吸波材料雷达吸波材料RAM（Radar Absorbent Material） 雷达吸波材料，顾名思义，是针对电磁频谱的雷达频率部分，利用碳和某些磁铁的化合物的能量转化特性实现对雷达波的吸收。当雷达波照射飞行器的时候，这些材料的分子结构被激发，将雷达能量转换成热能。这样，雷达吸波材料就“吸收”了特定的雷达信号，使剩余能量不足以产生有用的反射。 RAM所涉及的原理是比较简单的，然而实现起来则非常复杂的，尤其是在航空领域，材料的

56、重量和承受飞行器外壳应力的能力至少和其电磁性能一样重要。 概括地讲，RAM可以分为4类：宽频带的或“真正的”吸波材料、窄频带的“谐振”型吸波材料、具有前两种材料特性的混合型吸波材料以及吸波表面涂层。 “真正的”吸波材料可以在某一频率范围内提供一致的特性，并且它对于需要结构吸波材料的飞行器很有用处。结构吸波材料意即吸波能力与飞行器结构元件合二为一。 “谐振”型吸波材料是采用一种弹性材料（如橡胶），衬一块金属反射板，以板材或铸造的形式加到需要保护的飞行器的表面。针对某一有威胁的频带，这种材料能够通过改变板材的厚度使其在相应频带上达到最佳性能。理想的板材厚度应等于发射来信号波长的1/4。 “谐振”型吸波材料也称为无源对消，工作时产生等幅反射波来抵消固有的反射。 虽然“谐振”型吸波材料有重量轻的特点，但如果威胁信号不是以精确的90入射的话，其性能就要下降。处理好其他入射角的能力，是开发混合型吸波材料的主要推动力。这种吸波材料具有宽频带和窄频带吸波材料的一些特点，产生一个随入射角变化的“峰值”性能，可以改善性能。 吸波涂层是一种掺有铁氧体吸波材料的表面涂层。这种类型的铁球涂层，尤其对于抑制由表面电磁流效应而产生的重新发射有效。 吸波涂层的吸波作用，通常是通过信号