飞机布局设计与分析课件

第3章飞机布局设计与分析3.1设计任务与步骤

(1)总体布局型式的选择

(2)推进装置的选择

(3)机翼和尾翼设计参数选择

(4)增升装置的类型、参数的选择和布置(5)机身方案和参数的选择

(6)起落架类型和参数选择

(7)进气道与尾喷管方案与参数选择

(8)隐身设计细节

(9)总体布置

(10)方案分析（重量、动力、气动、性能、费用……）3.2发动机的选择3.2.1

对发动机的要求从飞机设计角度，对发动机的基本要求主要有：

(1)推力/功率的速度特性和高度特性良好

(2)耗油率低

(3)自身重量轻

(4)外廓尺寸小

(5)工作寿命长，安全可靠、故障率低，使用维护方便

(6)其他要求：如隐身、排放、噪声等

对发动机的这些要求，可综合为以下3个主要的相对参数要求：

(1)推重比大(或功率重量比大)(2)单位迎面推力大

(3)耗油率低3.2.2发动机的外部特性

I.活塞式航空发动机

(1)耗油率Ce

：活塞式发动机单位时间内产生单位功率所消耗的燃油量(kg/hp/h)。一般来说，活塞式发动机的Ce大致在0.25kg/hp/h以下。但航空汽油的价格比航空煤油高一倍以上。(2)功率特性：随着飞行速度的增加，活塞发动机所发出的功率一般略有增加；当飞行速度一定时，活塞发动机的功率随飞行高度的增加而减小。

(3)螺旋桨的拉力特性：螺旋桨的拉力，随飞行速度的增加而减小，随飞行高度的增加也减小。活塞式航空发动机。

普通活塞式发动机、旋转活塞发动机活塞式航空发动机气缸安排形式优点：多为气冷，结构简单，重量轻缺点：尺寸大，阻力大优点：多为液冷，散热好、尺寸紧凑缺点：重量大活塞式航空发动机气缸安排形式II.涡轮喷气发动机燃气涡轮发动机。涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机离心式压气机轴流式压气机涡轮风扇发动机大涵道比涡轮风扇发动机II.涡轮喷气发动机(1)推力特性其中：m空气为发动机的空气流量，v喷气为发动机喷口处的排气速度，v为飞行速度，T为推力。①推力的油门特性(转速特性)

涡轮喷气发动机的推力，大致与转速的三次方成正比，接近最大转速时，大致与转速的四次方成正比。涡轮喷气发动机的主要工作状态有：(i)加力工作状态、(ii)最大工作状态、(iii)额定工作状态、(iv)巡航工作状态、(v)慢车工作状态等。工作状态转速/rpm海平面静推力/kg耗油率/(kg/kgf/h)加力11,150±503,2501.60最大11,150±502,6000.93额定11,150±502,1500.89巡航10,400±501,7200.86慢车4,100±200＜1004.00表涡喷-6发动机不同状态的外部特性②推力的速度特性推力的速度特性，是指在转速和飞行高度一定时，发动机的推力随飞行速度变化的关系。随着飞行速度的增大，涡轮喷气发动机的推力先是略有下降，然后增加，但飞行速度超过一定值后则迅速下降。③推力的高度特性推力的高度特性，是指在转速和飞行速度一定时，发动机的推力随飞行高度变化的关系。

高度升高，空气密度下降，发动机的空气流量减小，推力随之下降。(2)耗油率特性涡轮喷气发动机的耗油率，是指单位时间内产生单位推力的燃油消耗量(kg/kgf/h或kg/N/h)，用C或Ce表示。①耗油率的速度特性在转速和飞行高度一定时，发动机的耗油率随飞行速度的增大增加。②耗油率的高度特性在转速和飞行速度一定时，随着飞行高度的增大，涡轮喷气发动机的耗油率先是减小，到11km高度达到最小值，然后增加。③耗油率的油门特性(转速特性)

转速较低时，随发动机转速的增加，耗油率迅速下降，当增至巡航转速时，耗油率降到最小值，再增加转速，耗油率又增加。(3)推力及耗油率的高度-速度特性发动机的各种性能并不是孤立的，而是有内在联系的。在发动机性能说明书中，一般都给出综合性的能够全面表达发动机推力和耗油率随高度和速度变化规律的特性曲线，即将发动机的速度特性曲线和高度特性曲线绘制在同一张曲线图上，称为速度-高度特性，供飞机设计者使用。

如果没有合适的发动机曲线，可以用性能相近的发动机曲线作适当修正后代替，或者采用一些近似公式来模拟。例如，对于涡轮喷气发动机，可用下列近似公式进行发动机特性曲线的模拟：III.涡轮螺桨发动机

螺旋桨效率定义为螺旋桨的有用功率与发动机功率之比。在速度较低时，螺旋桨效率随速度的增加而增大，在M=0.5左右时达到最大值，之后随速度增大而迅速下降。螺旋桨效率随高度的增加而减小。桨扇在M=0.8~0.85时仍能保持较高的效率。

IV.涡轮风扇发动机

涡轮风扇发动机的外涵道与内涵道的空气流量之比，称为涵道比或流量比。涵道比3以下的称为中、低涵道比，涵道比在5~10左右的称为高涵道比(图)，在15~40左右的称为超高涵道比。可以认为，涡轮喷气发动机的涵道比为0，涡轮螺桨发动机的涵道比很大(50~60)。

随着涵道比的提高，涡扇发动机的推力的速度特性会下降，同时其耗油率随之显著减小。在核心机（由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮组成）相同、亚音速不加力状态下，涡扇发动机的耗油率介于涡喷发动机和涡桨发动机之间。

高涵道比的涡扇发动机的耗油率与涡桨发动机接近，低涵道比的涡扇发动机的外部特性与涡喷发动机接近。低涵道比的加力涡扇发动机，广泛应用于超音速战斗机上；高涵道比的涡扇发动机，广泛应用于运输机上。3.2.3

发动机的选择

I.各类发动机的推力特性图

II.各类发动机的耗油率特性图

图

III.各类发动机的使用范围图分类高度范围速度范围活塞螺桨0~8km0~M0.4涡轮螺桨0~12km0~M0.7涡轮风扇0~20km0~M1.6涡轮喷气0~22km0~M2.3加力涡喷0~24km0~M3.0表各类发动机的使用范围

IV.进一步说明

(1)活塞-螺桨发动机与涡桨发动机都具有低速特性良好和耗油率低的特点，但涡桨发动机适用的速度范围更高一些，且寿命更长一些、功率更大一些。

(2)涡桨发动机与高涵道比涡扇发动机，在一定的速度和高度范围内，耗油率均较低，但涡桨发动机适用的速度要低一些。(3)涡喷发动机与低涵道比涡扇发动机都适用于超音速飞机。涡扇发动机在巡航时的耗油率比涡喷发动机低20%左右。加力时，涡扇发动机的耗油率比涡喷发动要高。加力时，涡扇发动机的加力比(使用加力时的推力与不使用加力时的推力之比)要比涡喷发动机大的多。

当然，涡扇发动机的迎风面积较大,不带加力的涡扇发动机只能用于亚音速飞机。

(4)如果有现成的发动机可选，则应优先考虑。3.3~3.7部件设计3.3.1如何选择翼型翼型指飞机机翼或尾翼的横剖面形状。3.3机翼设计翼型最大厚度：最大的内切圆的直径翼型最大弯度：中弧线最高点到翼弦的距离

最大的内切圆的直径相对厚度=X100%翼型弦长翼型最大弯度翼型相对弯度=X100%

翼型弦长3.3.1如何选择翼型

最大厚度距离前缘位置最大厚度位置=X100%翼型弦长影响翼型升阻力特性的主要因素：攻角+弯度+厚度3.3.1如何选择翼型翼型族NACA四位数翼型现在主要用于尾翼

NASA五位数翼型将最大弯度点前移，以产生更大的最大升力NASA六位数翼型是层流翼型，将最大厚度点后移，以保证尽可能大面积的层流，多用于高速飞机（P-51，野马）层流非常脆弱，很容易转涙成为湍流（表面不光洁、灰尘…）3.3.1如何选择翼型翼型相对弯度=0对称翼型对称翼型：

零攻角升力等于0正负攻角时升力系数等大反向3.3.1如何选择翼型层流翼型的极曲线层流翼型的阻力-攻角曲线层流翼型可以减阻达30%层流翼型需要镜面蒙皮和精确的外形，导致机翼制造成本急剧上升军用飞机的亚光迷彩漆粗糙度大，使翼型（全机）阻力增加3.3.1如何选择翼型

设计升力系数翼型具有最大升阻比的升力系数

飞机设计时，升力系数应该在翼型升力系数附近以提高气动效率3.3.1如何选择翼型NACA0010翼型极曲线与翼型最大升阻比3.3.1如何选择翼型设计升力系数的典型值为：战斗机为0.3运输机为0.5高空飞机为1.0。翼型失速的类型3.3.1如何选择翼型亚音速时翼型厚度对阻力的影响翼型越厚，分离阻力越大3.3.1如何选择翼型亚音速时翼型厚度对最大升力系数的影响10%~15%时，翼型最大升力系数越大3.3.1如何选择翼型亚音速时，翼型弯度可提高最大升力系数亚音速时，适当的翼型弯度可提高最大升阻比超音速时翼型弯度对翼型升力没有贡献，只带来波阻

因此超音速飞机采用全动平尾/垂尾3.3.1如何选择翼型翼型不太厚时，常将翼型的厚度作用与弯度作用分开来考虑：厚度影响型阻(摩擦阻力和压差阻力)。弯度影响升力和诱导阻力。相对弯度是按照翼型所需的设计升力系数来确定的。对于低速飞机，巡航速度小，所需的升力系数大，应取相对弯度大的翼型。对于高速飞机，则应选择相对弯度较小的翼型或零弯度的对称翼型。3.3.1如何选择翼型高亚音速时翼型的流动上翼面突起流动加速温度降低音速下降局部超音速流动Pmin之后附面层增厚局部激波激波后逆压梯度导致附面层分离升力下降，阻力增大3.3.1如何选择翼型Ma数对翼型阻力系数的影响3.3.1如何选择翼型翼型厚度对临界Ma数的影响翼型越厚，临界Ma数越低3.3.1如何选择翼型超音速时翼型厚度对波阻的影响波阻大波阻小3.3.1如何选择翼型临界马赫数翼型首次出现超音速流动的Ma数叫“临界马赫数”提高临界马赫数的手段

采用很尖的薄翼型（对高亚音速民航机不适用）采用超临界翼型：上表面扁平，使流动加速加速缓慢，延迟局部超音速流动的产生，削弱激波强度，后部弯度加大增升3.3.1如何选择翼型翼型厚度越大，机翼结构高度越大，机翼结构重量越轻，空机重量就越小减小相对厚度50%机翼增重41%机翼重量占全机空重15%飞机空重增加6%翼型厚度对重量的影响3.3.1如何选择翼型统计结果表明，机翼结构重量近似随机翼相对厚度的平方根成反比变化t/c过小，将使机翼结构重量增加及内部容积减小，因此，t/c不能太小。一般认为，t/c=3%是下限。3.3.1如何选择翼型翼型相对厚度的统计曲线3.3.1如何选择翼型3.3.2机翼平面形状几何参数的选择

I.展弦比A(λ)

展弦比A的大小，对机翼的诱导阻力系数CDi、零升阻力系数CD0和升力线斜率及机翼的结构重量均有影响。(1)低速飞机，诱导阻力占机翼阻力的大部分，而CDi与A成反比，因而增加A可以降低诱导阻力及增大升阻比。

(2)高速飞机，波阻占很大的比例，减小展弦比A，可以使波阻系数明显下降。图

(3)展弦比A减小，升力线斜率也减小，临界迎角随之增大，起降时利用CLmax较困难。图诱导阻力成因诱导阻力成因诱导阻力成因(4)展弦比A减小，会使翼根弯矩减小，结构重量减轻，且在机翼面积不变的情况下，机翼弦长和厚度的绝对值增加，对受力构件的布置及内部空间的利用都有利。对亚音速飞机，宜采用较大的展弦比A，一般在6~8左右，最大的可以超过10，滑翔机最大可达到30~40。对超音速飞机，其展弦比A一般在3~5左右，有的小到2左右。II.尖削比λ

尖削比λ和根梢比(η)互为倒数。选择尖削比(或根梢比)，低速时主要考虑对升力分布(使诱导阻力最小)的影响，高速时主要考虑对结构强度/刚度的影响。大部分低速机翼的尖削比大致为0.4~0.5(根梢比2~2.5)；大部分后掠翼的尖削比为0.2~0.3。诱导阻力最小的机翼是环量呈椭圆形分布的机翼根梢比对机翼性能的影响平直机翼根梢比为2（尖削比为0.5）时，升力分布最接近椭圆形升力分布根梢比对机翼性能的影响根梢比为1、前掠20度时，升力最接近椭圆形分布满足椭圆形升力分布的后掠角/根梢比关系曲线为了降低成本，有时并不遵循诱阻最小的原则

III.后掠角Λ

(χ)

增大机翼后掠角，可以提高临界马赫数，同时在一定的速度范围内，可改善阻力特性(图)，但会对机翼结构重量带来不利影响。通常根据飞行速度选择合适的后掠角，要避开音速前缘而采用亚音速前缘(M<1.6)或超音速前缘(M>1.6)。亚音速前缘对降低气动阻力有利，超音速前缘对减轻结构重量有利。音速前缘的波阻最大(图)。

同时，要考虑后掠角和尖削比、后掠角和展弦比对飞机的综合影响，这些影响一般通过经验数据给出：

后掠角的经验值

后掠角与展弦比的影响3.3.3增升装置与副翼参数的选择

I.增升装置

增升装置主要是增加翼型的相对弯度，并对附面层进行控制，推迟翼面上的气流分离，其目的都是增大机翼的CLmax；对后退式襟翼，还增大了机翼面积。(1)后缘襟翼后缘襟翼一般布置在机翼后缘的内侧，目前主要的形式有开裂式、简单式、后退式、开缝式(单缝、双缝、多缝)等。

后缘襟翼的主要几何参数是：相对弦长(襟翼弦长与机翼弦长之比)和偏转角，它们的取值可按下列经验值初步选择：襟翼型式相对弦长偏转角ΔCLmax开裂式~25%50~60°0.6~0.8后退式30~40%40~50°1.3~1.4双缝式30~40%40~50°1.4~1.5多缝式35~45%50~60°1.6~1.8

襟翼的展长，通常是与外侧副翼的展长协调考虑。机翼后缘襟翼主要参数初选值

襟翼的效率，与机翼的几何参数有关：机翼的展弦比和根梢比较大时，襟翼的效率较高；而后掠角尤其是后缘后掠角较大时，襟翼的效率较低。

(2)前缘襟翼和前缘缝翼图

II.副翼副翼是横向操纵面，其作用是提供滚转操纵力矩，保证横向操纵性的要求。副翼的主要参数：

(1)相对面积Sai/S=5~7%(2)相对弦长cai/c=20~25%(3)相对展长bai/b=30~40%(4)最大偏角-25°(上偏)~+15°(下偏)

副翼展长和弦长的选取范围的经验值

副翼一般要采用气动补偿，以减小舵面铰链力矩：轴式补偿时，补偿面积与副翼面积之比S轴补/Sai=25~28%，转轴一般位于20%~25%副翼相对弦长处；采用翼内腔补偿时，S内补/Sai=30~31%。如果副翼效率不足时，可以采用扰流片或差动平尾来辅助。副翼应有完全的重量补偿。3.4尾翼设计尾翼是保证飞机操稳特性的翼面，虽然其对飞机的升阻特性有一定的影响，但一般根据飞机的操纵性、稳定性要求对尾翼进行设计。如果设计要求中没有对操稳指标给出明确要求，则应按照规范来进行设计。3.4.1平尾参数的选择平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。平尾尾容量为：飞机类型CHTCVTLHT/CWLVT/CW涡桨干线客机0.80~1.100.05~0.082.0~3.0涡喷/涡扇干线客机0.65~0.800.08~0.122.5~3.5后掠翼重型非机动飞机0.50~0.600.06~0.102.5~3.5直机翼重型非机动飞机0.45~0.550.05~0.092.0~3.0高速机动飞机0.40~0.500.05~0.081.5~2.0尾容量的统计值

确定CHT

时，应同时考虑满足纵向静稳定性和操纵性要求：

(1)稳定性：主要是应能够保证飞机在低空、高亚音速飞行时，仍有足够的纵向静稳定性。

(2)操纵性：主要是应能够保证在飞机重心前限位置情况下，和当襟翼放下、大迎角着陆时，平尾的偏度不能用尽，应留有一定的余量。

选定CHT

后，平尾面积及尾力臂的确定应与机翼、机身设计相协调。一般应尽可能选择大的尾力臂，小的平尾面积，以减轻结构重量和减小配平阻力。选择平尾几何参数时，必须保证在机翼所有可能的迎角下，平尾都有足够的效率，即平尾不能比机翼先失速，且平尾的临界马赫数应比机翼的大。

一般可取：3.4.2垂尾参数的选择选择垂尾参数的方法与平尾类似，主要考虑：

(1)保证飞机具有良好的横航向稳定性：主要是要有足够的方向稳定性，当M>2以后，方向稳定性降低，这是垂尾设计的主要情况；飞机的横向静稳定性和航向静稳定性要保持一定的比例，其比值不能过大或过小。(2)保证飞机具有良好的横航向操纵性：主要要求飞机在所有可能的飞行状态下，都满足横航向机动性的要求；侧向压杆后，飞机的滞后反应不应超过允许的范围；在侧风着陆和单发停车时，应保证有配平的能力和足够的横航向操纵性。垂尾尾容量为：初步设计时，CVT(外露面积)可在0.075~0.14之间选取。对于小展弦比机翼和长机身飞机，CVT取上限；双垂尾时，CVT要加大20%。

通常垂尾为对称翼型，主要参数：

SVT/S=13~23%；

AVT=0.8~1.5；

λVT=0.3~0.5；

(t/c)VT=(t/c)HT；

ΛVT=45~60°。方向舵相对于垂尾面积：

Sru/SVT=20~30%3.5机身设计3.5.1机身设计要求选择机身参数，确定机身外形时，应协调考虑下列要求：

(1)机身应具有足够的内部容积，保证满足内部装载的使用要求；

(2)应使机身的气动阻力最小；

(3)要有利于进行结构布置，具有足够的结构高度，便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件，等等。

初选机身外形几何参数时，对不同的飞机所要考虑的侧重点是不同的：对低速飞机，通常主要按照其内部装载需要以及连接安装机翼等其他部件的要求进行机身设计，同时考虑按气动要求对机身外形进行适当的修正；对于高速飞机，尤其是超音速飞机，则应着重考虑气动外形的要求，同时协调内部装载以及连接其他部件的问题。3.5.2机身的主要几何参数机身的主要几何参数是其总长度LB和其最大横截面积SBmax。在进行参数选择时，还经常用到这两个几何参数的比值所构成的相对参数——机身的长细比/长径比λB。

有时，为了选择参数和分析问题的方便，常把复杂的机身分为前(头部)、中、后(尾部)三段，相应有机身头部长细比和机身尾部长细比。机身的长细比λB

代表了机身几何外形最主要的特征，对机身的气动阻力和机身结构等方面的特性都有直接的影响。

机身的长细比λB

对机身气动阻力的影响是很明显的。机身的阻力由摩擦阻力、压差阻力和激波阻力等组成。其中压差阻力和波阻随λB

的增加而降低，但摩擦阻力却随着λB

的增加而增加。整个机身的阻力还与飞行速度有关。

3.5.3机身几何参数的选择

(1)机身长细比的选择确定机身长细比λB，通常是根据所给定的飞机性能要求，按照气动阻力最小的原则进行。同时兼顾机身内部容积、结构和重量等方面的特性。

低速飞机应该选择长细比较小的机身，而高速飞机应该选择长细比较大的机身。一般说来，λB=3左右的机身的亚音速飞行阻力最小，λB=14左右的机身的超音速飞行阻力最小，多数飞机的λB

在这两者之间。飞机类型λBλB头λB尾亚音速飞机(M≤0.7)6~91.2~22~3高亚音速飞机(M=0.8~0.9)8~131.7~2.53~4超音速飞机10~204~65~7机身长细比的统计值(2)机身最大横截面积从减小机身阻力的角度来讲，总是希望其最大横截面积SBmax

越小越好。但实际上，SBmax

往往受到机身内部装载的限制，特别是对于小型飞机更是如此。因此，通常实现按照机身内部装载的需要定出可能的最小的横截面积这个面积作为所要选择的机身的SBmax

。3.5.4机身外形的初步设计

(1)确定机身几何外形的控制截面机身的几何形状必须满足其内部装载的需要。按内部装载的要求定出的各个截面称之为机身的控制截面。

机身横截面的形状，以圆形最为有利。在内部容积一定的情况下，其浸湿面积最小，摩擦阻力最小，同时对于承受密封座舱的内压最为有利，从而可以减轻结构重量。如果内部布置不允许采用圆形截面时，也应尽量采用近似于圆形的截面，或有圆弧拼接而成的截面。图

(2)机身外形的初选这里机身外形主要指机身侧视图的几何外形。当选取足够多的机身控制截面后，在侧视图上将各点连接起来即可构成机身的侧视图外形，但要按照气动要求，对机身横截面和侧向外形进行修形，进行两方面同时协调设计。如果说机身控制截面一般是按照内部装载的要求确定的，那么从侧视图上看去的机身纵向几何外形则主要应按照气动阻力最小的原则来确定。

对亚音速飞机多采用流线型机身或层流机身。①流线型机身的最大横截面积在距机头约三分之一机身长度处，其压差阻力较小，但摩擦阻力所占的比例较大，因此并不要求很大的长细比，重点是要求具有良好的流线型。②对于高亚音速飞机，可采用层流机身，其与机翼的层流翼型类似，可以延缓激波的产生，这种机身的最大横截面积后移至距机头约45%机身长度处或更后一点。

对超音速飞机，减小机身气动阻力的要求更高。①机身头部外形对机身的波阻影响很大，从减小波阻的角度出发采用较大长细比的旋成体比较有利。在选择机身头部外形时，要考虑安装雷达天线的内部布置要求，同时要与飞行员座舱的安排相协调，保证飞行员的视野/视界要求，并在外形上与凸起的座舱盖光滑过渡。②机身中部的几何外形对气动阻力的影响较小，常按内部布置要求确定。从减小气动阻力的角度，以圆柱形最好。但从全机阻力来考虑，有时还需要按面积律的要求进行修形。③机身尾段的外形应与机身中段外形和尾翼的外形相协调，应避免其表面气流的分离，减小阻力。3.5.5机身的面积律设计高速空气动力学表明，流经飞机的气流扰动仅与飞机机体的横截面积的分布有关，而与机体外形无关，或者说波阻仅是机体沿激波平行方向截面积的函数。按照面积律理论，为了使飞机在跨音速范围内的阻力最小，飞机各部件组合在一起的横截面积的分布，应该相当于一个阻力最小的当量旋成体的横截面积分布。图

超音速飞机的机身采用面积律设计可减小跨音速波阻。图按面积律的要求对飞机进行修形，常采用将机身中段收缩成蜂腰形，将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开的办法。图3.6起落装置参数的选择3.6.1对起落装置的要求

(1)地面运行时具有良好的稳定性、操纵性和适应性。

(2)适合机场的承载能力。

(3)满足起飞和着陆性能的使用要求。3.6.2选择起落架几何参数的要求起落架是飞机的重要部件，其主要的几何参数与飞机的重心位置密切相关。因此，在确定起落架的主要几何参数以前，必须有飞机重心位置初步估算的结果，作为选定起落架参数的基础。

对选择起落架几何参数的主要要求有：

(1)能够保证飞机起飞和着陆所需要的姿态；

(2)使飞机起飞、着陆滑跑距离最短；

(3)保证在地面运行过程中的稳定性（飞机不能翻倒和倒立）和机动性，等等。起落架的主要类型有：后三点式起落架两个主起在重心之前，有助于加大桨尖与地面距离比前三点式轻，阻力小在粗糙机场，升力比前三点式大352后三点式起落架的缺点着陆速度受限制容易打地转不能急刹车，容易拿大顶起飞时需要先推杆再拉杆着陆时容易弹跳喷气式飞机难以采用（没有螺旋桨滑流）起降视野很差客机乘坐舒适性差前三点式起落架克服了后三点式的全部缺点起降时视野更好客舱地板水平

容易出现前轮摆振，可能导致前起落架折断单主前轮式起落架

多用于滑翔机

简单、轻巧

主轮在重心之前自行车式起落架全机重心必须在前起落架和后起落架中点之后可大速度着陆

偏航时前轮带来不稳定力矩，刹车力限制在住轮的60%~70%，滑跑距离增大多用于大翼展、窄机身飞机比前三点式更重只能使飞机以小攻角起飞多支点式起落架用于大起飞重量的飞机安-225波音7473.6.3前三点式起落架几何参数前三点式起落架的主要几何参数包括：主轮距B

前主轮距b

停机角ψ

着地角φ

防后倒立角γ

起落架高度h起落架参数都是在机轮和减速器未压缩时确定的

(1)停机角ψ

飞机水平基准线与跑道平面之间的夹角称为停机角。停机角ψ

主要按照起飞的要求选定，其最佳值应能使迎风阻力最小，使飞机起飞滑跑距离最短。飞机起飞滑跑时的迎角其中为机翼的安装角。则：通常取ψ=0°~4°。早期舰载喷气式飞机采用可变机翼安装角或大停机角改善起降性能

(2)着地角φ

机轮和减震器未压缩时主轮接地点与飞机尾部最低点间的平面和地面之间的夹角称为着地角。着地角φ

主要按照飞机所需要的着陆迎角确定。由于所以

(3)防后倒立角γ

机轮和减震器未压缩时飞机重心与主轮接地点组成的平面与铅垂线的夹角称为防后倒立角。防后倒立角γ

角不能过小也不能过大：

γ

角过小，会发生飞机尾部倒立(停机时机尾部碰地)事故；γ

角过大，会造成飞机重心太靠前，前轮载荷过大，飞机起飞时抬头困难。一般取：γ=φ+(1°~2°)；对舰载机，γ

角不应小于15°。

(3)防后倒立角γ

旅客机尾部载荷达到500kg，或飞机有后舱门，坐在尾部的旅客人数达到总数的30%时，可能出现重心超过后限的情况，此时需要加装尾支撑

(4)前主轮距b

前轮与主轮轴线之间的距离称为前主轮距。前主轮距b

的取值可按照飞机在停机准备起飞状态，前轮所承受的载荷最佳值为起飞重量的8~15%的条件来确定，且要与γ角相协调，目的是保证飞机在滑跑过程中具有良好的操纵性。

前轮载荷过小：降低飞机滑行时操纵性能前轮载荷过大：支柱和前机身的重量增加b

的取值还应该考虑飞机在滑行转弯时的性能，因此，b

的取值与机身长度LB

也有关系。统计资料表明，一般取b=(0.3~0.4)LB

较为合适。综合考虑这些因素，才能最后确定前主轮距b

。有时为了特殊需要，将前起落架偏离飞机对称面

三叉戟：为了减少货舱的容积损失A-10：为了提高机炮射击精度

(5)起落架高度h

起落架高度指机轮和减震器压缩时飞机重心到地面的距离。起落架高度h是按照减震器和轮胎处于压缩状态时，能保证地面与飞机任何一部分之间的最小距离(200~250mm)的要求来确定的(对于军用飞机，要求在减震器全压缩、轮胎压瘪时，飞机任何一部分与地面之间至少保证152.4mm的间隙)。

同时，确定起落架高度h时，还应该考虑起落架在飞机机体上的安装和收藏位置的需要。起落架高度h、前主轮距b、主轮距B可以按照飞机防侧翻角综合进行考虑。

下单翼后掠翼布局必须考虑翼梢触地问题

(6)主轮距B

两主轮之间的距离称为主轮距。

起落架主轮距B应按照飞机起飞、着陆以及在地面滑行转弯时的稳定性要求来确定，这当然希望它宽一些为好，但同时又必须协调考虑主起落架在机体上的安装和收藏位置(如主轮收入机身时，B不能选的太大)。

起落架宽度最好大于跑道单块混凝土板宽度（7m），小于12m，以便在15m的滑行道上安全滑行

最小主轮距应该满足不致于使飞机出现侧向翻倒的要求。因此，对于前三点式起落架，保证飞机在地面滑行转弯时，不致于绕前轮接地点与主轮接地点连线翻倒即成了选定B的最小值的条件。

飞机地面滑行转弯时，机体侧向惯性力(等于飞机机轮侧向摩擦力)对前轮接地点与主轮接地点连线形成的力矩是侧翻力矩，而飞机重力对该连线的力矩为阻止侧翻的阻尼力矩。为保证飞机不会侧翻倒，阻尼力矩必须不小于侧翻力矩图，即：

机轮侧向摩擦力(其中μ为机轮侧向摩擦阻力系数，一般取μ=0.85)

Δ123~Δ1O’A图所以因此，起落架的主轮距主要取决于飞机的重心距地面的高度(其中a为前轮接地点与飞机重心所在的铅垂线的距离)。

也可以将起落架高度h、前主轮距b、主轮距B综合为飞机防侧翻角θ来进行考虑。对于陆基飞机，θ≤63°；对于舰载飞机θ≤54°。对于重型飞机，需要采用多支点的起落架或者在同一支柱下安排多轮小车式起落架。对于小车式起落架，在参数选择时，要按照支柱的位置来定。3.6.4后三点式起落架布置

3.6.5减震器参数

(1)飞机下沉速度减震器的行程取决于飞机下沉速度(接地时的垂直速度)、减震材料和接地时机翼升力。不同类型飞机的下沉速度(vV)不同：陆基飞机为3m/s，垂直起落飞机为4.5m/s，舰载飞机为6~7m/s。

(2)起落架过载飞机垂直速度的减速率称为起落架过载，其决定了由起落架传到机体上的载荷的大小，影响结构重量和乘员/旅客的舒适性。不同类型飞机，起落架过载(ng)不同：大型轰炸机为2~3，商用飞机为2.7~3，通用航空飞机为3，空军战斗机为3~4，海军战斗机为5~6。

(3)减震器行程计算飞机着陆时，必须吸收的飞机垂直动能为：这些能量要靠减震器和机轮的压缩来吸收：其中：

η和ηT分别为减震器和轮胎的效率：η=0.65~0.8(定油孔)或0.75~0.9(变油孔)，ηT=0.47；

S和ST分别为减震器和轮胎的行程，ST通常等于轮胎半径减去其滚转半径；

L为压缩时的平均总载荷。

起落架过载为：由此可以计算出减震器的行程为：由该式计算出的行程应增加25mm的安全余度。通常认为最小行程为200mm，而对于大多数飞机来讲，希望不小于250~300mm。

以上确定的行程均为主起落架机轮轮轴处的垂直距离(图)。如果采用摇臂式起落架，则减震器的实际行程缩短(垂直行程除以传动比)，但实际载荷会增大(压缩平均载荷乘以传动比)，即减震器吸收的能量是不变的。前起落架的行程通常等于或稍大于主起落架的行程，以便滑跑时能平稳越过突起。3.6.6轮胎参数

(1)轮胎数目

(2)轮胎尺寸

(3)轮胎压强图

3.7进气道与尾喷管参数的选择3.7.1进气道的功用、设计要求

I.进气道的功用将流入进气道的空气减速、增压。

进入发动机的气流马赫数为0.4~0.5时，发动机才能正常工作

超音速时，进气道可产生比发动机更大的推力

II.进气道总压恢复系数

进气道出口总压与进气道进口总压之比，称为进气道总压恢复系数。进气道总压恢复系数是衡量进气道效率的参数。压力恢复降低1%，推力损失1.3%！

III.选择进气道参数时应该满足的要求

(1)保证发动机所需的空气流量；

(2)使进气道的总压恢复系数最大；

(3)与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽可能得小；

(4)要求进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质好，等等。畸变水平：进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示3.7.2进气道的类型(4类)(1)NACA嵌入式(平贴式)进气道

将附面层吸入，总压恢复系数低，已经很少采用

具有很低的阻力

多用于冷却进气口、APU进气口3.7.2进气道的类型(4类)(2)皮托管式或正激波进气道皮托管式进气道3.7.2进气道的类型(4类)(3)锥形或中心体进气道3.7.2进气道的类型(4类)(4)二维斜板式进气道3.7.3亚音速进气道

I.亚音速进气道形式

亚音速进气道通常采用简单不可调扩散式进气道(皮托管式进气道)。

II.亚音速进气道参数

(1)进口面积(捕获面积)(2)进气道长度

(3)进气道前缘唇口半径

大唇口半径：减小畸变、保证足够的流量，接近音速带来激波分离增大阻力

为了减少畸变，内测半径大（8%进气道端面半径），外侧半径小（4%）,为减小迎角的影响，下唇口不上唇口半径大50%

一般希望进气口大约垂直于来流方向，故带有前倾角

III.亚音速进气道特点

(1)设计经验丰富，亚音速总压恢复系数高，可以达到0.97~0.98。

(2)结构简单，重量轻，在设计点处工作稳定。

(3)有些超音速飞机(如F-16)也采用这种形式的进气道，只是其唇口前缘半径较小。(4)超音速时，总压恢复系数急剧降低，因此用于Ma数小于1.4的飞机3.7.4超音速进气道

I.超音速进气道原理

通过多道激波，将超音速气流减速，削弱激波强度，加大压力恢复系数，减小推力损失，压力恢复可达95%

Ma2减速到亚音速：

通过正激波减速，总压恢复仅72%

先利用10度斜角，减速到Ma1.66，总压损失仅1.4%，再通过正激波减速到Ma0.65，压力恢复87.2%，总的压力恢复为：98.6%*87.2%=86%3.7.4超音速进气道

I.超音速进气道的压缩方式

(1)外压式图

(2)内压式图

(3)混合式

II.超音速进气道的进口形状图

(1)二元(矩形)(2)三元(圆形、半圆形)

III.超音速进气道的波系结构

图

(1)二波系

(2)三波系

(3)四波系

(4)等熵多波系超音速进气道主要的压力损失是激波损失。一般而言，斜激波的数目越多，总压恢复系数越大。图

各种进气道的适用范围

IV.超音速进气道的流量系数

进气道的流量系数φ

，是指实际进入进气道的空气质量流量与以自由流参数流过捕获面积的空气的质量流量之比；也等于自由流截面积与进气道进口面积之比。其中： A0：通过进气道进口的流量对应的自由流流管面积 Ac：进气道捕获面积 ρ0：大气密度 v0：飞行速度进气道的工作状态与其流量系数有关。IV.超音速进气道的流量系数

V.二元超音速进气道

(1)特点

(2)参数图调节板折角δ

激波角β

进口面积/捕获面积进气道前缘唇口半径(3)参数选择过程

(a)确定调节板的级数及波系结构

(b)查曲线求出最佳的调节板折角(均匀减速)及其对应的激波角图

单级二波系

二级三波系

三级四波系

(c)确定进口面积/捕获面积其中，φ取0.8~0.85。

(d)确定喉道面积图M1.52.02.53.03.5喉道面积与进口面积比0.500.420.350.320.30(e)确定前缘唇口半径超音速进气道前缘唇口半径为进气口前端面半径的3~5%。

(f)根据调节板折角、激波角、进口面积等，按照几何关系协调调节板的长度。(4)外压式可变几何形状进气道

三元可调(轴对称)超音速进气道

(1)与二元进气道类似，要求设计状态时，斜激波交于进气口前缘，此时总压恢复系数最大。

(2)速度增大时，调节锥前伸；速度减小时，调节锥后缩，以使进气道总处于最佳工作状态。

(3)参数选择与二元进气道类似。3.7.5进口面积(捕获面积)的统计计算方法3.7.5进口面积(捕获面积)的统计计算方法

使用统计方法时，需要知道发动机参数

与已知的参照发动机的尺寸换算关系:SF：实际需要的发动机推力同参照发动机推力的比值

发动机附件（燃油泵、滑油泵、齿轮箱等）

大约使发动机外形向下延伸20%~40%半径3.7.5进口面积(捕获面积)的统计计算方法发动机的其他基本参数的求解3.7.5进口面积(捕获面积)的统计计算方法

考虑了次级流动的进气道捕获面积的估算方法3.7.5进口面积(捕获面积)的统计计算方法

考虑了次级流动的进气道捕获面积的估算方法3.7.6进气道附面层抽吸及隔道超音速进气道为了防止压缩面上发生激波——附面层干扰分离，压缩面上往往需要采用附面层抽吸，以提高进气道的总压恢复。对于机身侧面进气的进气道，进口前的机身产生的附面层必须隔除(F22、J10)，尤其在超音速时。如果进口很接近机头，在2~4倍进口直径内，可以不用机身附面层排除措施。

主要的机身附面层排除措施有：①台阶式隔道(只适用于亚音速飞机)②附面层旁路管道图③抽吸型附面层隔道④沟槽式附面层隔道等。图附面层隔道的厚度，与进气口距机头的距离有关。初步设计时，可按照距机头每米不小于10mm的标准来选取。3.7.7进气道在飞机上的布置隐埋式发动机的进气道位置有图：机头进气、机身两侧进气、腹部进气、“腋窝”进气、背部进气、后机身上方进气和机翼前缘进气等。吊挂式(短舱式)发动机的进气道位置有图：机翼吊挂式短舱进气和后机身吊挂式短舱进气等。一般要将前起落架布置在进气口之后。头部进气颚部进气背部进气两侧进气腋下进气机翼上表面进气机身背部和翼吊发动机舱机翼前缘进气翼根进气背部短舱进气发动机吊舱进气腹部进气腹部进气3.7.8尾喷管

I.尾喷管的功用和要求尾喷管的功用是将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力。

对尾喷管的基本要求是：能保证在飞机全部的飞行使用范围内，都能够与发动机的工作很好地协调和匹配，始终保持较高的效率。此外，飞机的外部阻力的影响也应考虑。喷管还需要冷却，四周应留有足够的冷却通道，有的飞机还需要加装反推力装置。

II.尾喷管的主要形式尾喷管的主要形式有：

(1)收敛喷管，又可分为固定不变收敛喷管和可变面积收敛喷管；固定式喷管：按巡航状态出口面积选取，简单轻巧，低速时阻力大可调式喷管：出口面积可调

亚音速性能好，适用于Ma数小于1.5的飞机

(2)引射喷管；

通过控制次级流动来控制发动机喷流，使其工作在最佳状态

简单可靠

相对其他类型喷管性能较差，次级流动导致阻力更大

(3)可调收敛-扩散喷管(C-D喷管)；

(4)矢量喷管。

III.尾喷管的面积作为初步设计，可以根据进气道进口面积进行适当的近似计算来得出喷管面积。对于亚音速收敛喷管或者处于关闭位置的C-D喷管，其所需的喷管出口面积大概是0.5~0.7倍的进气道进口面积。对于最大超音速加力工作状态，所需的喷管出口面积大约是1.2~1.6倍的进气道进口面积。

IV.反推力装置图III.反推力装置3.8飞机的总体布置（部位安排）3.8.1.飞机总体布置的任务

(1)对全机的几何外形进行协调

(2)具体安排飞机内部的各种装载和设备

(3)合理布置飞机各部件的结构承力系统

(4)对飞机重心进行定位

3.8.2几何外形的协调和修正

I.气动特性对飞机几何外形的主要要求

(1)飞机在巡航状态飞行时，应具有最大的升阻比，最低的油耗；同时飞机的阻力应该最小。

(2)在保证具有足够安全裕度的情况下，飞机在起飞着陆状态应具有最大的可用升力系数，以改善飞机的低速性能，缩短起飞着陆滑跑距离，并改善机动性。(3)飞机几何外形应尽量减小其零升阻力系数，保证在高速飞行时阻力最小，以满足高速飞行的需要。

(4)应保证在所有的飞行状态下，飞机都具有合乎规定的稳定性和操纵性。

(5)应保证动力装置具有最佳的工作环境和条件，最大限度地减小发动机的进、排气损失，等等

II.飞机几何/气动外形设计

(1)基础：已经确定的飞机构形各部件的主要参数

(2)步骤：①进行外形的初步协调②借助各种方法给出完善的理论外形(3)手段：计算机辅助设计系统(CAD)。主要包括：CATIA、UG、AutoCAD、Pro-E等实例：

728JET三维外形

F-22三维外形

高速民航机设计概念

翼身融合设计概念(4)说明：①大多数部件纵向截面气动外形的光滑性是通过保持这些截面外形的一阶导数连续来保证的，特别重要的部件还必须保持其纵向截面二阶导数的连续。②通常对横截面光滑的要求较低一些，例如沿展向的机翼截面只要求有一阶导数连续就行了，而从结构工艺性的角度来说，则应尽量要求采用平直的简单外形。③所用的数学方法应该能够对飞机外形进行完全、唯一的描述，以便于采用数控机床加工。常用的方法有：二次曲线法、圆弧法、指数方程法、样条函数和多项式解析法等，对于一些重要的复杂部件应用较多的是三次参数样条曲线、贝塞尔函数和B样条曲线等。

III.机身外形模线设计

(1)二次曲线

圆锥曲线是二次曲线，其曲线族包括圆、椭圆、抛物线和双曲线。二次曲线可以看作是平面斜切圆锥得到的。

二次曲线由预定的起点A和终点B以及在这些点处所希望的切线方向构成，这些切线相交于C。二次曲线在A点和B点之间的形状由肩点S决定。二次曲线绘制举例(2)二次曲线机身的生成用二次曲线生成光滑的机身模线，只需保证把不同横截面的点A、B、C和S用光滑曲线连接起来。这些线成为纵向控制线，因为其控制着二次曲线横截面的形状。用纵向控制线可以生成机身横截面。图机身模线绘制举例。图

(3)

二次曲线的形状参数ρ

对于二次曲线，当D为AB的中点，肩点S在CD上时，可以定义二次曲线的形状参数ρρ=DS/DC其中：AD=BD

不同的二次曲线，其ρ是不同的：双曲线：ρ>0.5

抛物线：

ρ=0.5

椭圆：

ρ<0.5

圆：

ρ=0.4142且AC=BC

纵向采用不同的二次曲线形状参数ρ，可以灵活的构成各种二次曲线：用ρ生成二次曲线机身。图

用ρ生成二次曲线机身横截面。图

(4)平面卷绕机身球面具有完全的复合曲率。所谓的复合曲率，就是指在面上的某些点，在各个方向上都存在表面曲率。通常把圆柱或其他仅在一个方向上有曲率的曲面，成为平面卷绕曲面。简单的平面卷绕机身加工容易，成本低。而复杂平面卷绕机身加工较复杂，成本也高。

(5)圆到方的过渡图

(6)机身总体外形图

IV.机翼/尾翼外形模线设计

(1)机翼几何参数之间的关系机翼平面形状主要参数图

(2)直纹面机翼/尾翼通常是在平面形状的相应弦线上布置相应的翼型。适合于机翼/尾翼没有扭转、弯曲的情况。(3)对于复杂的翼面，需要作出辅助控制线来进行外形设计：有几何扭转的翼型，通常通过做翼型扭转控制线的方法实现外形设计。图

扭转、弯曲、厚度变化的机翼外形，需要画出扭转、弯度、厚度变化的控制线。图通过移动某些翼型，使弯曲的铰链线变直，便于安装副翼。图

(4)翼型线形内插方法图线性内插法不能保证是平面卷绕曲面，制造复杂。(5)翼型平面卷绕内插方法图如果想得到一个平面卷绕机翼，必须在翼型坐标点用相同的斜率进行内插。当机翼有扭转或者翼型不相似时，等百分弦长的曲率可能不同，需要采用平面卷绕内插方法。其与线形内插方法主要不同是第二步。

V.飞机三面图的绘制

(1)选择飞机三面图的比例和图纸的大小常用比例：1:20、1:50、1:100。图纸的大小：0#、1#、2#、3#。

(2)绘制机身的外形①满足飞行员视野/视界的要求。②机身内安装发动机时，重点考虑进气道进口和尾喷口与机身的协调。(3)绘制机翼的外形①综合考虑飞机布局型式和尾翼/前翼设计要求，初步确定机翼的前后位置。②根据布局型式，确定机翼的上下位置。③根据机翼安装角和几何扭转情况，绘制机翼弦线与飞机水平基准线的相对位置关系，之后画出机翼外形。④绘制襟翼、副翼的外形，标出其偏角和相对位置。⑤画出机翼的平均空气动力弦(相对位置、弦长等)，供重心定位使用。

(4)根据尾力臂等几何参数，绘制平尾、垂尾等的外形。

(5)画出起落架的前轮和主轮。

(6)初步确定的三面图需要进一步协调和修形，并与飞机结构布置及内部装载布置相协调。(7)尺寸标注总体尺寸部件尺寸部件相对位置尺寸：尾力臂、……

特征尺寸：平均气动弦、后掠角、防后倒立角、……

三面图的例子，示意的飞机三面图3.8.3飞机内部装载的布置

I.飞机内部装载布置的原则和方法

(1)首先要考虑装载物所需要的工作条件、技术要求与使用维护要求。

(2)要避免突破飞机的气动外形，并要留有足够的结构高度，便于合理地进行结构布置。(3)在可能的情况下，应按类别将装载物相对集中，使结构能综合利用，并使电缆、导管连接最短，以便减轻重量。

(4)满足飞机重心位置的要求。

(5)在方法上，先从安排主要装载入手，然后再逐步协调，直到把全部装载和各个系统安排妥当。

II.座舱布置

(1)任务：具体地确定座舱在机身上的位置、座舱的几何形状和尺寸以及座舱内部布置，满足良好的工作环境条件、乘坐环境条件等。(2)战斗机驾驶舱的布置原则①保证驾驶员具有良好的视野/视界。我国与驾驶舱和驾驶员视野/视界要求有关的规范有《GJB19歼击机座椅基本尺寸》、《GJB35歼击机座舱几何尺寸》、《GJB307歼(强)击机座舱视野和主仪表板视区》等。

战斗机驾驶舱基本几何尺寸的规定

驾驶舱的2个关键参考点：驾驶员眼位和座椅参考点。驾驶员眼位用于确定视界/视野、玻璃折射角及驾驶员头部离座舱盖之间的间隙等。座椅参考点是地板高度和伸腿空间要求的参考点。

典型战斗机/攻击机驾驶员视野/视界要求为：★前视界(向下)11~15°★侧视界(向下)35~40°飞机前下方视界侧下方视界米格-1710º27º米格-196º23º米格-219º20´26º20´F-1615º45ºF-16飞机的气泡式座舱★上部和直到飞机尾部全部无遮挡，且座舱盖骨架宽度≦2inch。★驾驶员头部压靠在座舱盖玻璃上能有70°的向下侧视角。★对于串列式双座飞机(军用教练机)，后座越过前座椅顶上要有5°视界。

典型军用运输机/轰炸机驾驶员视野/视界要求为：★前视界(向下)17°★侧视界(向下)40°★水平线以上向前和向上的无遮挡角≥20°②保证飞行人员有良好的工作条件和舒适的乘坐环境★座舱的尺寸要适当，不能太挤。★仪表板与操作台上各种开关、手柄等的安排要合理，符合驾驶员通常的操作习惯。★空调、通讯以及照明等设备和系统的布置要合理，保证驾驶员有良好、舒适的工作环境。★座椅与驾驶杆和脚蹬的相对位置、驾驶杆与脚蹬的操纵杆力和行程都要合理。③安全可靠的弹射救生系统弹射通道的几何尺寸，必须满足弹射救生系统的需要，要保证全部飞行人员无障碍地弹射离机，即保证应急弹射的路程内，不能有任何构件的阻碍。(3)旅客机空勤组座舱的布置原则空勤组人员的座舱安排在机身的前部，其尺寸和布局与空勤组的人员组成有关。用于干线的旅客机，其空勤组通常由正、副驾驶员和随机工程师等三人组成，特殊航线时可能需要增加领航员和无线电通讯员，在空勤组座舱中应考虑给他们留有座位。

在布置空勤组人员座舱时，应特别注意要保证驾驶员的视界要求：★对于左边的驾驶员(即正驾驶员，通常也就是机长)无阻碍的视界：向左20°，向右30°，向下不小于16°，向上20°；后视界：向左应保证能看到半个翼尖、翼尖整流罩。★在向左方位角20°~45°范围内，只允许座舱结构有一根加强支柱。★风挡主要承力支柱的结构，遮挡视界的阴影宽度不应大于70毫米。★在驾驶员座椅平面内，驾驶员眼位至玻璃内表面的距离应不小于500毫米。为了保证视界，“协和”、图144飞机在起降时将机头下折：(4)飞行人员座舱的布置方法飞行人员座舱的空间几何尺寸和内部装载的设备、系统、结构等的安装协调关系十分复杂，通常采用以下方法协调布置：①用计算机进行立体造型的方法来协调解决。②按1:1的比例制作木质样机，用设备实物进行协调。计算机立体造型座舱布置座舱布置实例(5)旅客座舱的布置旅客座舵的布置，就是要布置安排好要求的旅客座位，并使飞机的空机重量最轻。同时也应考虑到增加旅客数量及对飞机进行改型的可能性。现代旅客机按座位的舒适程度和在飞行中对旅客的服务条件，采用不同级别的座舱：I级是最高级（头等舱）、II级是旅行级（公务舱）、III级是经济级（经济舱）。①旅客座舱的宽度旅客座椅的基本尺寸

布置旅客座椅的基本要求：★通常采用由两个、三个、四个和五个座椅组成一个座椅单元的型式。

I级客舱只采用由两个座椅组成的单元；

II级客舱可以用两个座椅的单元，也可以用三个座椅的单元；

III级客舱采用两个、三个、四个和五个座椅的单元。

★旅客舱只有一条纵向过道时，在过道的每一边最名只能安排三个座椅，因而，如果每排座椅数多于6个时，则应安排两条纵向过道。★I级客舱的座椅应有可以后仰45º的靠背和放脚的活动台面，以保证旅客能半仰卧地休息；II级和III级客舱的座椅靠背应分别能后仰36º和25º。★II级和III级客舱的座椅靠背应能自由地向前倾。这样，一旦发生事故，后排旅客的头不致碰到前排座椅的靠背。★I级客舱每一个座椅必须有两个扶手，II级和III级客舱的座椅，每排中两个座椅之间的扶手只有一个。★座椅单元之间过道的宽度，在距地板平面等于/大于635mm高度处(即座椅扶手高度处)，旅客数为20~299人时，应不小于5l0mm，300人以上时，应不小于650mm。★III级客舱，因各排座椅之间的间距较小，座椅的座垫应是可折起的。★旅客舱的内蒙皮与座椅结构(按扶手处或上部靠背处)之间的间隙，对于I级客舱不应小于50毫米，对于II级和III级客舱应不小于30毫米。★旅客舱墙壁的厚度，包括承力构件、隔热隔音层和装饰层，初步设计时可以取120~l30mm。②旅客座舱的长度

旅客座舱长度的确定原则：★按给定的旅客人数和前面所选定的每排座椅的数目算出座椅的排数。当然，由于机身需要有良好的流线型外形，旅客舱尾部的宽度要变窄，所以后面几排座椅的数目可能要减少，这时就要增加排数，以保证安排给定数量的座椅。★两排座椅之间的纵向间距应为30毫米的整倍数(英、美等国家要求为1英寸或25.4毫米的整倍数)：

I级客舱为980~l080mmII级客舱为840~870mmIII级客舱为780~8l0mm★从客舱前壁到第一排应椅之间的最小距离(l1)：

I级客舱为630mmII级客舱为615mmIII级客舱为585mm。★从客舱后壁，到最后一排座椅的前固定点之间的距离(l2)最小值为：

I级客舱为1000mmII级客舱为800mmIII级客舱为750mm。

l2的尺寸还要求，当座椅完全向后倾斜时，与间壁墙之间的间隙不小于20mm。★旅客舱的宽度与长度之比——客舱的形状系数，不应太小或太大，应在0.2~0.5的范围内选取。当旅客人数多时，可分成两个以上的舱室。★旅客舱的高度应该不小于1.9米，但也不能大于2.5米。★保证旅客舱有足够大的容积，保证每一旅客平均所占客舱容积不能太小。③客舱舱门及窗户等的布置旅客数多于80人时，至少应有两个舱门，舱门应布置在机身的左侧，向外开。窗户的间距为500~510mm，应与结构的隔框相协调，并便于在改变座椅间距时还能使用。结构上要求每个窗户的尺寸不能太大，一般宽200~250mm，高320~350mm。还应按适航性条例的规定，布置足够的应急出口和配置足够的应急救生设备。(6)旅客生活间和行李间的布置①行李舱和货舱的布置旅客机的行李舱或货舱的容积，根据装载行李和货物的需要而定：行李数由旅客的人数及规定的每人行李数量即可以算出；货物则按对飞机商务载荷的总要求来确定。

在布置安排行李舱或货舱时，应注意以下几点：★在机身直径较大的飞机上，行李舱和货舱通常是安排在旅客舱地板的下面，其高度不应小于1.1米。★行李舱和货舱最好是在机头和机尾各有一个舱室，以位于飞机调重心。★舱门最好安排在机身的右侧，尺寸不能太小，保证运货汽车装卸方便。★升限3000米以上的飞机，行李舱和货舱应是气密舱。★在计算行李舱或货舱的容积时，对旅客的手提行李与邮件及货物应该分开，因为它们的比重不一样。另外对于是否采用集装箱的情况也不一样。②厨房的布置旅客人数少于100人时，可以只配置一个厨房。如果旅客舱有两个以上的舱室时，则不论旅客人数多少都应有两个厨房。厨房总容积(m3)为旅客人数的0.12~0.14倍，所占地板面积(m2)为旅客人数的0.05~0.1倍。③卫生间的布置旅客机上卫生间的数量取决于旅客的人数和续航时间。一般续航时间小于2小时，每50名旅客左右应配置一个卫生间。每个卫生间占地板的面积不应小于1.5~1.6m2，宽度不应小于l米。

III.飞机动力装置的布置

(1)任务具体安排发动机、进气道和尾喷管在飞机上的位置，保证各种飞行状态下，发动机都能正常工作。(2)飞机动力装置的布置原则★在保证与其他部分互不干扰、相互协调的前提下，应尽可能减小飞机的总阻力和降低发动机的推力损失。为此，应尽量使发动机的轴线与飞机的水平基准线相重合，并考虑到进气道及尾喷管调节系统的安排。★为使发动机能正常工作，并且保证发动机周围的部件或结构不致过热，应采取发动机及尾喷管的冷却和隔热措施，通常是布置导风罩，从进气道或机身外部引入冷空气，并安排隔热层。★应便于发动机的拆装和维护。在机体上，要安排合适的使用分离面及发动机的检查、维护舱口，在分离面处的机体结构布置承力支点和承力结构。发动机的各支点接头处应有足够的强度和刚度，以承受发动机的轴向推力、惯性力和陀螺力矩等载荷，而且应允许发动机因温度变化而自由伸缩。(3)发动机在飞机上的安装形式★活塞式发动机和涡桨式发动机，通常都是以发动机架的形式安装在机身或机翼上。此时重点要考虑的问题是螺旋桨与机体各部件之间气动力的相互影响，以及发动