飛機(jī)總體設(shè)計(jì)課件(3)

1、第第2章章 飛機(jī)型式的選擇飛機(jī)型式的選擇與初始參數(shù)的確定與初始參數(shù)的確定飛機(jī)總體設(shè)計(jì)框架圖2.1 飛機(jī)型式的選擇飛機(jī)型式的選擇2.1.1 概概 述述 所謂飛機(jī)型式，是指飛機(jī)幾何外形的主要特征及各種裝載布置方案的統(tǒng)稱。而飛機(jī)外形主要特征大致是指飛機(jī)各部件(機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、動(dòng)力裝置、起落架等)的數(shù)目、外形和相對(duì)位置的統(tǒng)稱。 一些可能的飛機(jī)型式 圖1 圖2 圖3 不同類型飛機(jī)的布局型式是不同的： 超音速戰(zhàn)斗機(jī)一般采用中等后掠角(50左右)、小展弦比(24)薄機(jī)翼(相對(duì)厚度35%)的正常式、鴨式或三翼面布局型式；為了減小超音速波阻，提高亞音速機(jī)動(dòng)和隱身能力，現(xiàn)在大都采用翼身融合的型式。圖 中、遠(yuǎn)程轟

2、炸機(jī)要有一定的超音速突防能力，一般采用變后掠機(jī)翼。圖 對(duì)于強(qiáng)調(diào)隱身突防能力的轟炸機(jī)，外形基本按照隱身要求設(shè)計(jì)，但不能超音速飛行，如F-117A、B-2等。圖 亞音速運(yùn)輸機(jī)和旅客機(jī)，一般采用大展弦比(810)、小后掠角(35左右)，用超臨界翼型的機(jī)翼，以獲得在大巡航馬赫數(shù)時(shí)的高升阻比。圖 通用航空飛機(jī)乘員在10人以下的亞音速小飛機(jī)，力求便宜好用，通常采用無尖削比的平直機(jī)翼，展弦比在6以上，正常式布局型式。圖 選擇飛機(jī)型式，主要要決定下列內(nèi)容： (1) 機(jī)翼外形和機(jī)翼與機(jī)身的相對(duì)位置 (2) 尾翼外形及其與機(jī)翼、機(jī)身的相對(duì)位置 (3) 機(jī)身形狀 (4) 發(fā)動(dòng)機(jī)及進(jìn)氣道的數(shù)目及安裝形式 (5) 起落

3、架及其收放型式及位置等 選擇飛機(jī)型式，應(yīng)根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，從氣動(dòng)、強(qiáng)度、工藝、使用維護(hù)、重量等方面進(jìn)行綜合分析考慮，選擇理想、恰當(dāng)?shù)娘w機(jī)型式。 同樣的設(shè)計(jì)要求，會(huì)有多種不同的飛機(jī)型式。飛機(jī)型式的優(yōu)劣，是不能以簡(jiǎn)單的解析式或數(shù)字來表達(dá)的。例1 例2 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的任務(wù)，就是給出能夠滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的最佳方案。這是一個(gè)漸進(jìn)的過程，飛機(jī)型式的選擇是這個(gè)過程的第一步。 飛機(jī)的基本型式大致可分為正常式、無(平)尾式、鴨式和三翼面等。2.1.2 機(jī)翼的平面形狀及在機(jī)身上的安排機(jī)翼的平面形狀及在機(jī)身上的安排 I. 機(jī)翼平面形狀的選擇機(jī)翼平面形狀的選擇 現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼基本的平面形狀主要有：直機(jī)翼、后掠翼和三角翼

4、等。 機(jī)翼平面形狀對(duì)飛行性能有較大的影響，應(yīng)根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求綜合分析比較進(jìn)行選擇，重點(diǎn)是考慮不同平面形狀對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。 CD0M曲線 CL曲線 (1) 直機(jī)翼 低速飛機(jī)一般采用大展弦比的矩形翼和梯形翼。這種機(jī)翼的特點(diǎn)是：低速性能良好、誘導(dǎo)阻力小、升阻比大。此外，低速翼型一般相對(duì)厚度大，對(duì)結(jié)構(gòu)布置、剛度、強(qiáng)度、重量等特性有利。 美國的超音速戰(zhàn)斗機(jī)F-104采用小展弦比的梯形直機(jī)翼。 小展弦比直機(jī)翼與三角翼和后掠翼相比，當(dāng)M數(shù)較大時(shí)，其零升阻力系數(shù)CD0 較小，升阻比較大；其剛度、強(qiáng)度及重量特性介于三角翼和后掠翼之間。 單純的小展弦比直機(jī)翼的缺點(diǎn)是跨音速氣動(dòng)特性較差，焦點(diǎn)變化劇烈，因此在超

5、音速飛機(jī)上較少采用。 (2) 后掠翼 對(duì)亞音速飛機(jī)而言，后掠翼能有效提高臨界馬赫數(shù)，延緩局部激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。 對(duì)超音速飛機(jī)而言，后掠翼可改善其跨音速氣動(dòng)性能：后掠翼的CD0 M 變化較緩，升力線斜率雖然小于直機(jī)翼但比三角翼大。 后掠翼的主要缺點(diǎn)表現(xiàn)在： 大后掠角和大梯形比的條件下，大迎角時(shí)翼尖先失速，使飛機(jī)的操穩(wěn)特性變壞(這一問題可通過幾何/氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)、加翼刀及機(jī)翼前緣缺口等方法來改善)。 后掠角越大，對(duì)結(jié)構(gòu)布置、剛度、強(qiáng)度、重量等特性影響越不利(這一問題可以通過加大翼根弦長來改善) 大后掠機(jī)翼的高速特性較好，小后掠角機(jī)翼的低速特性較好。要兼顧高速和低速性能，可采用變后掠機(jī)翼。 變

6、后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)難點(diǎn)之一是飛機(jī)的平衡問題：當(dāng)增大后掠角時(shí)，氣動(dòng)中心后移，重心也后移，但前者移動(dòng)量大，飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)低頭現(xiàn)象，需要通過調(diào)整燃油來調(diào)整重心位置或者增加平尾向下的載荷(同時(shí)增加了配平阻力)來克服。 變后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)的另一個(gè)難點(diǎn)是由于轉(zhuǎn)軸機(jī)構(gòu)及其集中傳力而帶來的機(jī)翼結(jié)構(gòu)復(fù)雜和機(jī)翼重量的增加(機(jī)翼大致增重20%以上)以及由此引起的全機(jī)重量的增加。 此外，變后掠機(jī)翼難于滿足大迎角機(jī)動(dòng)性能及隱身能力等要求，因此在新一代戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)中已經(jīng)不再采用。 與后掠翼相比，前掠翼從根本上克服了翼尖先失速的缺點(diǎn)x-29、s-37。但前掠翼(以及斜機(jī)翼)存在氣動(dòng)彈性發(fā)散(彎扭耦合)問題，需要通過各向異性材料來解決。

7、(3) 三角翼 三角翼具有小展弦比和大后掠角兩方面的特點(diǎn)，其跨音速和超音速氣動(dòng)特性良好，焦點(diǎn)變化平穩(wěn)；由于根弦較長，在翼型相對(duì)厚度相同的情況下，可以得到較大的結(jié)構(gòu)高度，故其氣動(dòng)、剛度、強(qiáng)度、重量等特性均較好，因而被超音速飛機(jī)廣泛采用。 三角翼的缺點(diǎn)是升力線斜率較小，低速時(shí)需要大迎角才能產(chǎn)生足夠的升力。 改善三角翼的低速特性可采取一些專門措施，如Jas-39、Saab-37、J-10的近距耦合鴨式布局，“協(xié)和”/圖-144在起降時(shí)機(jī)頭下折，有的飛機(jī)將前起落架做成可伸縮的等，但要付出重量代價(jià)。 此外，大迎角時(shí)，三角翼會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣流下洗，造成尾翼困難。如果尾翼處于機(jī)翼強(qiáng)烈的下洗流中時(shí)，會(huì)使飛機(jī)的操

8、穩(wěn)特性難于保證。因此，不少三角翼飛機(jī)采用無(平)尾式或鴨式布局。而只有那些后掠角較小的三角翼飛機(jī)才采用有平尾的正常式布局。 三角形機(jī)翼，以其基本的形狀采用的較多，區(qū)別僅僅是前緣后掠角的大小。但是也有一些飛機(jī)，由于氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)安排的需要，采用了改進(jìn)了平面形狀的三角翼，如雙三角翼(Saab-35/37)、S形前緣的狹長三角翼(“協(xié)和” 超音速客機(jī))、前邊帶有邊條翼的三角翼(SR-71)等。 II. 機(jī)翼在機(jī)身上的安裝位置機(jī)翼在機(jī)身上的安裝位置 機(jī)翼在機(jī)身上的上下位置，通常有3種(單翼)型式：上單翼、中單翼和下單翼。 究竟選擇那一種型式，需要從氣動(dòng)干擾、平尾的配置、起落架的安裝、機(jī)身容積的利用、發(fā)

9、動(dòng)機(jī)的安裝以及對(duì)結(jié)構(gòu)重量的影響等方面進(jìn)行分析比較，同時(shí)還要考慮對(duì)整機(jī)性能的影響。 機(jī)翼與機(jī)身之間的氣動(dòng)干擾問題，是在選型時(shí)首先要考慮的問題。 三種型式中，中單翼的氣動(dòng)干擾阻力最??；下單翼的氣動(dòng)干擾阻力最大，但在機(jī)翼-機(jī)身結(jié)合部位進(jìn)行整流后，可使其干擾阻力明顯下降；超音速時(shí)情況較復(fù)雜，但中單翼有利于翼-身融合，并有利于采用能降低波阻的面積律。 選擇機(jī)翼的上下位置時(shí)，必須考慮機(jī)翼對(duì)正常式布局飛機(jī)的平尾的氣動(dòng)干擾，鴨式布局時(shí)需注意與鴨翼之間的相互影響。這些問題比較復(fù)雜，一般只能通過風(fēng)洞試驗(yàn)確定。初始布局時(shí)，通常的做法是盡量將機(jī)翼與平尾位置錯(cuò)開。 上單翼、中單翼和下單翼的優(yōu)缺點(diǎn)的比較見下表： 上單翼中

10、單翼下單翼翼-身干擾阻力中小大結(jié)構(gòu)布置難易/重量易/輕難/重較易/較輕機(jī)身容積利用率/機(jī)身高度好/低差/適中較好/高中央翼盒能否貫穿機(jī)身可以不可以可以翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)壽命/維修性長/難較長/較易短/易機(jī)翼上安裝起落架難/重較易/較輕易/輕對(duì)操穩(wěn)特性影響相當(dāng)于機(jī)翼上反相當(dāng)于機(jī)翼下反 概括地講，大型旅客機(jī)以下單翼型式居多；重型軍用運(yùn)輸機(jī)一般多采用上單翼型式；戰(zhàn)斗機(jī)一般情況下采用中單翼型式的較多。 機(jī)翼在機(jī)身上的前后位置，決定了飛機(jī)的縱向操穩(wěn)特性，通常要到重心定位階段才能確定。 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 飛機(jī)的氣動(dòng)特性取決于各承力翼面的相對(duì)位置以及相對(duì)尺

11、寸和形狀，其中機(jī)翼是產(chǎn)生升力的主承力翼面，前翼、平尾等是輔助承力翼面。 平尾(或輔助翼面)與機(jī)翼的前后相對(duì)位置是代表不同飛機(jī)型式的顯著的標(biāo)志。 根據(jù)平尾(或輔助翼面)與機(jī)翼的前后位置關(guān)系，可以將飛機(jī)型式分為4種： 正常式：水平尾翼位于機(jī)翼之后 鴨 式：水平前翼/鴨翼位于機(jī)翼之前 無尾式：沒有水平尾翼 三翼面布局：機(jī)翼之前有水平前翼，機(jī)翼之后有水平尾翼 不論采用何種型式，都要求飛機(jī)能進(jìn)行有效的操縱和改變飛行狀態(tài)，并在新的飛行狀態(tài)下能保持平衡和穩(wěn)定飛行。 (1) 正常式正常式 配平能力強(qiáng)：平尾升力可上可下。 為保證縱向靜穩(wěn)定性，全機(jī)焦點(diǎn)應(yīng)落在全機(jī)重心之后。 為保證縱向靜操縱性，機(jī)翼安裝角應(yīng)大于平尾

12、安裝角，即機(jī)翼迎角應(yīng)大于平尾迎角，也即要求機(jī)翼先失速，尾翼后失速。 從亞音速到超音速，焦點(diǎn)后移量大，操縱困難。 機(jī)翼的下洗對(duì)平尾有不利的影響，布置不當(dāng)配平阻力較大。 (2) 鴨式鴨式 兩種形式：遠(yuǎn)距耦合的操縱鴨翼和近距耦合的升力鴨翼JAS39，EF2000 ，“陣風(fēng)” ，J-10。 能夠同時(shí)滿足高速飛行中對(duì)飛機(jī)外形的低阻特性和起降過程中的高升力特性。 從亞音速到超音速，全機(jī)焦點(diǎn)移動(dòng)量小甚至可以基本不變，對(duì)操穩(wěn)特性有利，比較適合以跨音速飛行為主的飛機(jī)。 鴨翼宜先失速(保證縱向穩(wěn)定性)，即鴨翼迎角應(yīng)大于機(jī)翼迎角。 鴨翼的下洗對(duì)機(jī)翼的影響必須考慮。亞音速飛行時(shí)，鴨翼下洗所引起的機(jī)翼升力增量(方向向下

13、)與鴨翼的升力大致相當(dāng)。近距耦合鴨式布局可明顯改善起降性能，對(duì)飛行性能的提高也是有利的。 (3) 無尾式無尾式 浸濕面積小，阻力小，結(jié)構(gòu)重量輕，比較適合于以超音速飛行為主的飛機(jī)。 縱向配平和操縱均靠升降副翼，升降副翼既是橫向操縱面又是縱向操縱面。為使布置在機(jī)翼后緣的升降副翼獲得盡可能大的縱向操縱力臂，同時(shí)為了為保證焦點(diǎn)一般采用小展弦、大后掠三角翼加邊條的形式。 由于大后掠三角翼的升力線斜率小，無尾式飛機(jī)的起降性能不易保證。 (4) 三翼面布局三翼面布局 在正常式布局的基礎(chǔ)上加上水平前翼蘇-35，綜合了正常式和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，操縱和配平特性好。 氣動(dòng)載荷分配合理，機(jī)翼載荷小且結(jié)構(gòu)重量輕。 水平前

14、翼和機(jī)翼前/后緣襟翼、平尾配合，有利于改善飛機(jī)的大迎角特性。 增加水平前翼使飛機(jī)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 平尾安裝在機(jī)身上時(shí)，分為3種情況：上平尾、中平尾和下平尾(類似于機(jī)翼與機(jī)身的相對(duì)位置關(guān)系)。圖 平尾安裝在垂尾上時(shí)，分為2種情況：高置平尾(十字形)和T尾。 選擇平尾的高低位置，主要考慮的問題是機(jī)翼和尾翼之間的氣動(dòng)干擾和結(jié)構(gòu)布置的難易程度。 (1) 平尾應(yīng)避開機(jī)翼尾渦的不利干擾。 一般來說，機(jī)翼尾渦隨迎角增大而增強(qiáng)，因而將平尾布置在機(jī)翼弦平面上下不超過5%平均氣動(dòng)弦長的位置，有可能滿足大迎角時(shí)的縱向操穩(wěn)要求，因而現(xiàn)代飛機(jī)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個(gè)直角，阻力較大，同時(shí)垂尾重量也較大。 (3) T尾的優(yōu)點(diǎn)是平尾速度阻滯系數(shù)大，效率高；同時(shí)平尾相當(dāng)于垂尾的端板，也使垂尾的效率提高。這種形式的主要缺點(diǎn)是垂尾的結(jié)構(gòu)重量較大，而且只對(duì)于平直或者小后掠的垂尾才有可能。 (4) 平尾安裝在機(jī)身上有利于減輕結(jié)構(gòu)重量，下平尾和上平尾在機(jī)身上的安裝和主承力構(gòu)件的布置較易，重量較輕；中平尾的結(jié)構(gòu)重量較重(類似于機(jī)翼與機(jī)身的上下位置關(guān)系)。 III. 垂直尾翼的位置垂直尾翼的位置 (1) 垂直尾翼一般安裝在機(jī)身尾部，通常由固定在機(jī)身上的垂直安定面和可動(dòng)的操縱面方向舵組成，只有極個(gè)別飛機(jī)采用全動(dòng)垂尾(SR-71)。 (2) 大

16、多數(shù)飛機(jī)采用單垂尾的型式，許多高速飛機(jī)通過在機(jī)身腹部和背部加裝腹鰭和背鰭來起到增加垂尾面積的作用。 (3) 雙垂尾的壓心較低，可以減小由側(cè)力引起的機(jī)身扭矩；但雙垂尾需較大的機(jī)身寬度，比較適合于高機(jī)動(dòng)性的飛機(jī)；同時(shí)，雙垂尾有時(shí)還可以起到降低飛機(jī)雷達(dá)反射截面積(RCS)的目的(通過垂尾向內(nèi)或向外傾斜一定角度的方式)。 (4) 其他尾翼布置2.1.4 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目、安裝型式及進(jìn)氣道布置發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目、安裝型式及進(jìn)氣道布置 I. 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目及安裝型式發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目及安裝型式 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目取決于發(fā)動(dòng)機(jī)推力和飛機(jī)所需的推力。 單發(fā)：操縱簡(jiǎn)單，附加設(shè)備重量輕，成本低；噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)一般安裝在機(jī)身尾段，螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)一般安裝在

17、頭部。 雙/多發(fā)：戰(zhàn)斗生存力強(qiáng)/使用可靠性高，采用兩側(cè)/腹部/短艙進(jìn)氣時(shí)進(jìn)氣道效率較高；雙發(fā)/多發(fā)的安裝型式較多。運(yùn)輸機(jī)一般至少是雙發(fā)。 II. 進(jìn)氣道布局進(jìn)氣道布局 主要有機(jī)頭進(jìn)氣、兩側(cè)/腹部進(jìn)氣、短艙進(jìn)氣等布局型式。 機(jī)頭進(jìn)氣型式主要適合于機(jī)身較短、不裝或僅裝小尺寸雷達(dá)天線的戰(zhàn)斗機(jī)。其優(yōu)點(diǎn)是：布置緊湊，機(jī)身截面積小，沒有機(jī)身附面層干擾，進(jìn)口氣流均允、畸變小，機(jī)炮對(duì)進(jìn)氣影響小，易于安裝機(jī)炮等。 兩側(cè)/腹部進(jìn)氣型式的優(yōu)點(diǎn)是：進(jìn)氣道短，內(nèi)管道損失小，總壓恢復(fù)系數(shù)高，機(jī)頭便于安裝雷達(dá)天線，視野較好等。 短艙進(jìn)氣型式的優(yōu)點(diǎn)是：進(jìn)氣道短，不占機(jī)身或機(jī)翼內(nèi)部空間，對(duì)內(nèi)部布置及結(jié)構(gòu)元件布置無干擾等。2.1

18、.5 起落架型式起落架型式 常見的起落架的配置形式包括后三點(diǎn)式、前三點(diǎn)式和自行車式；對(duì)于大型的運(yùn)輸/轟炸機(jī)，常采用多支點(diǎn)式。 I. 后三點(diǎn)式后三點(diǎn)式：只適合于低速小型飛機(jī)，尤其是機(jī)頭裝活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的正常式布局的飛機(jī)。由于地面運(yùn)行不穩(wěn)定、著陸操縱困難，不能用于噴氣式飛機(jī)。 II. 前三點(diǎn)式前三點(diǎn)式：操縱簡(jiǎn)單，地面運(yùn)行穩(wěn)定，適宜于高速飛機(jī)(當(dāng)然同樣適用于低速飛機(jī))，應(yīng)用廣泛。但其著陸接地速度較大，前輪載荷較大且高速滑行時(shí)易產(chǎn)生擺振，整個(gè)起落架重量也較大。 III. 自行車式自行車式：收藏容易，但對(duì)滑行及起降的操縱要求較高，重量也較大。 4. 多支點(diǎn)式：用于大型運(yùn)輸/轟炸機(jī)，多支點(diǎn)和多輪可減輕對(duì)跑道的

19、壓力圖。 多支點(diǎn)式起落架可以布置成前三點(diǎn)式起落架的型式圖，也可以布置成自行車式起落架的型式。2.1.6 機(jī)身形狀機(jī)身形狀 機(jī)身形狀可分為正常式機(jī)身和尾撐式機(jī)身，主要按其使用功能要求確定。2.2 飛機(jī)的初始設(shè)計(jì)參數(shù)飛機(jī)的初始設(shè)計(jì)參數(shù)2.2.1 飛機(jī)的方案草圖飛機(jī)的方案草圖 有了飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求后，即應(yīng)研究飛機(jī)的布局形式，首先應(yīng)給出飛機(jī)方案的概念草圖。圖 概念草圖是設(shè)計(jì)構(gòu)思的一個(gè)粗略表示，國外稱為畫在“餐巾紙背面” 的飛機(jī)外形圖。 飛機(jī)方案的概念草圖應(yīng)該包括機(jī)翼與尾翼的大致形狀、機(jī)身形狀、主要部分（發(fā)動(dòng)機(jī)、座艙、有效載荷或客艙、起落架以及油箱等）在機(jī)內(nèi)的布置等。 根據(jù)方案草圖，可以估算飛機(jī)的氣動(dòng)特性

20、和重量特性。利用這些估計(jì)，通過確定必要的參數(shù)，可以得到新飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)所需要的燃油重量和起飛重量的第一次近似值，這就是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的“第一次近似”。2.2.2 確定主要設(shè)計(jì)參數(shù)的方法確定主要設(shè)計(jì)參數(shù)的方法 飛機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)是確定飛機(jī)總體方案的設(shè)計(jì)變量。確定飛機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)，是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)最主要的工作。 確定一個(gè)總體方案，需要確定一組設(shè)計(jì)參數(shù)，包括飛機(jī)及其各個(gè)組成部分的重量，機(jī)翼和尾翼的面積、展弦比、后掠角，機(jī)身的最大直徑和長度等幾何參數(shù)以及動(dòng)力裝置的推力等等。 在總體設(shè)計(jì)的初期，如果想一下子就把各項(xiàng)參數(shù)都選擇好是不現(xiàn)實(shí)的，而往往需要用一定的方法進(jìn)行初步的選擇。這些方法主要包括原準(zhǔn)統(tǒng)計(jì)法原準(zhǔn)統(tǒng)計(jì)法和統(tǒng)

21、統(tǒng)計(jì)分析法計(jì)分析法。 (1) 所謂原準(zhǔn)統(tǒng)計(jì)法，即參照原準(zhǔn)機(jī)和有關(guān)的統(tǒng)計(jì)資料，憑設(shè)計(jì)者的經(jīng)驗(yàn)和判斷，初步選出飛機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)。 原準(zhǔn)統(tǒng)計(jì)法簡(jiǎn)單方便，在用這種方法時(shí)，一是原準(zhǔn)機(jī)選擇要合適，二是統(tǒng)計(jì)資料工作要做好。 (2) 所謂統(tǒng)計(jì)分析法，即利用統(tǒng)計(jì)資料和科學(xué)研究實(shí)驗(yàn)結(jié)果作為原始數(shù)據(jù)，建立分析計(jì)算的數(shù)學(xué)模型，利用計(jì)算機(jī)進(jìn)行反復(fù)迭代、分析計(jì)算，求解出合理的設(shè)計(jì)參數(shù)。 不論是哪一種方法都需要深入地了解飛機(jī)主要的設(shè)計(jì)參數(shù)與飛機(jī)性能之間的關(guān)系，以及在進(jìn)行參數(shù)選擇時(shí)的決策原則。 飛機(jī)主要設(shè)計(jì)參數(shù)的選擇也是一個(gè)反復(fù)迭代、逐步細(xì)化的過程。2.2.3 飛機(jī)的三個(gè)主要設(shè)計(jì)參數(shù)飛機(jī)的三個(gè)主要設(shè)計(jì)參數(shù) 在眾多的飛機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)

22、中，最主要的有3個(gè)： (1) 飛機(jī)的正常起飛重量W0或WTO(或正常起飛質(zhì)量m0)； (2) 動(dòng)力裝置的海平面凈推力T0或P0； (3) 機(jī)翼面積S。 這3個(gè)參數(shù)對(duì)飛機(jī)的總體方案具有決定性、全局性的影響。這3個(gè)參數(shù)一改變，飛機(jī)的總體方案就要大變，所以稱之為飛機(jī)的主要參數(shù)。 由這3個(gè)參數(shù)可以引出2個(gè)相對(duì)參數(shù)： (1) 起飛翼載荷 W/S ，0pSWSWp00/000/WTWTt0t (2) 起飛推重比 T/W ，2.3 飛機(jī)起飛重量的計(jì)算飛機(jī)起飛重量的計(jì)算2.3.1 起飛重量的構(gòu)成起飛重量的構(gòu)成 起飛重量W0或WTO在總體設(shè)計(jì)的不同階段，劃分的詳細(xì)程度是不同的。 在最初階段，可將起飛重量分為3部

23、分：有效載荷重量、燃油重量和空機(jī)重量，即efpWWWW0)(eqenstfpWWWWW Wp為有效載荷(含乘員)重量，其由飛機(jī)設(shè)計(jì)要求給定； Wf 為燃油重量，包括任務(wù)燃油(可用燃油)、備份燃油(安全余油)及死油三部分； We為空機(jī)重量，主要包括結(jié)構(gòu)(機(jī)體、起落架、操縱系統(tǒng)等)重量、動(dòng)力裝置重量及設(shè)備重量三部分。 Wp基本與W0無關(guān)，Wf 和We與W0有關(guān)。efpWWWW0因?yàn)椋?000)/()/(WWWWWWWefp000)/(WWWWWWefppW0000)/(WWWWWWef)/1 (000WWWWWef000/1WWWWWWefp其中：Wf /W0、 We /W0分別稱為燃油重量系數(shù)、

24、空機(jī)重量系數(shù)。 在有效載重Wp已知的情況下，求出空機(jī)重量系數(shù)We /W0和燃油重量系數(shù) Wf /W0(或燃油重量 Wf )，就可求出W0 。所以：2.3.2 空機(jī)重量系數(shù)空機(jī)重量系數(shù)We /W0 空機(jī)重量系數(shù)We /W0 采用統(tǒng)計(jì)方法給出，其值大致為0.30.7，其中戰(zhàn)斗機(jī)為0.500.65，噴氣運(yùn)輸機(jī)為0.450.55。 We /W0隨飛機(jī)起飛重量的增加而減小。 對(duì)于用常規(guī)金屬材料制造的飛機(jī)，可以得到空機(jī)重量系數(shù)We /W0的擬合公式CeWAWW00/A(lb)A(kg)CA(lb)A(kg)C滑翔機(jī)-不帶動(dòng)力0.860.83-0.05雙渦輪螺槳飛機(jī)0.960.92-0.05滑翔機(jī)-帶動(dòng)力0

25、.910.87-0.05飛船1.091.05-0.05自制飛機(jī)-金屬/木材1.191.11-0.09噴氣教練機(jī)1.591.47-0.10自制飛機(jī)-復(fù)合材料0.990.92-0.09噴氣戰(zhàn)斗機(jī)2.342.11-0.13通用航空飛機(jī)-單發(fā)2.362.05-0.18軍用貨機(jī)/轟炸機(jī)0.930.88-0.07通用航空飛機(jī)-雙發(fā)1.511.40-0.10噴氣運(yùn)輸機(jī)1.020.97-0.06農(nóng)用飛機(jī)0.740.72-0.03空機(jī)重量系數(shù)空機(jī)重量系數(shù) CeAWWW00/CeAWWW00/ 由于We /W0隨起飛重量W0的增加而減小，所以C0。 采用變后掠翼時(shí)， We /W0會(huì)增加；采用先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)時(shí)，

26、We /W0會(huì)減小。2.3.3 燃油重量系數(shù)燃油重量系數(shù)Wf /W0 飛機(jī)所需要的燃油量，取決于飛行任務(wù)(航程/活動(dòng)半徑)、飛機(jī)外形(氣動(dòng)特性)、發(fā)動(dòng)機(jī)特性(耗油率、推力)及飛行狀態(tài)(速度、迎角)等。 Wf 或Wf /W0一般不能采用統(tǒng)計(jì)方法給出(誤差太大)，通常用飛行剖面分析法來確定，不同飛行剖面的耗油量是不同的。 I. 飛機(jī)的典型任務(wù)剖面飛機(jī)的典型任務(wù)剖面 在相關(guān)規(guī)范中，規(guī)定了不同種類飛機(jī)的典型任務(wù)剖面。如GJB34-85有人駕駛飛機(jī)飛行性能和圖表資料中規(guī)定了18種典型任務(wù)剖面及12種最大效能任務(wù)剖面。不同類型的飛機(jī)適用不同的任務(wù)剖面。 II. 任務(wù)段重量比任務(wù)段重量比Wi /Wi-1 將

27、任務(wù)剖面分成若干段，每段結(jié)束時(shí)的飛機(jī)重量Wi與該段開始時(shí)的飛機(jī)重量Wi-1之比Wi /Wi-1稱為該段的任務(wù)重量比。 對(duì)于簡(jiǎn)單的轉(zhuǎn)場(chǎng)/巡航任務(wù)剖面(沒有集中載荷的投放)，各段的任務(wù)重量比可初步確定如下： (1) 發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)、暖機(jī)、滑行及起飛 W1 /W0=0.97 (統(tǒng)計(jì)值) (2) 爬升至巡航高度 W2 /W1=0.985 (統(tǒng)計(jì)值) (3) 巡航(Breguet航程方程)/(exp/23DLvCRWW其中R為航程，C為動(dòng)力裝置的耗油率，v為巡航速度，L/D為巡航時(shí)的升阻比。這些參數(shù)中，R、v是已知的，當(dāng)知道C和L/D時(shí)，即可求出W3 /W2。 (4) 待機(jī)或巡邏DLCEWW/exp/34其

28、中E為待機(jī)或續(xù)航時(shí)間，其余同(3)。 (5) 著陸 W5 /W4=0.995 (統(tǒng)計(jì)值) 此處我們忽略了下降段，而認(rèn)為巡航段結(jié)束于下降段，并把下降段所飛過的水平距離作為航程的一部分。 III. 發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率C 發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率C較易確定： 若是現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)，則按發(fā)動(dòng)機(jī)手冊(cè)給出的值代入； 若是待定發(fā)動(dòng)機(jī)，則可以按典型的統(tǒng)計(jì)值代入：發(fā)動(dòng)機(jī)類型發(fā)動(dòng)機(jī)類型 巡航耗油率巡航耗油率 待機(jī)耗油率待機(jī)耗油率渦輪噴氣 0.9(1/h) 0.8(1/h)低涵道比渦扇 0.8(1/h) 0.7(1/h)高涵道比渦扇 0.5(1/h) 0.4(1/h) IV. 升阻比升阻比L/D 升阻比是氣動(dòng)效率的衡量。

29、 在方案設(shè)計(jì)初期，升阻比L/D只能按照統(tǒng)計(jì)方法估算。 亞音速時(shí)，升阻比L/D直接取決于2個(gè)設(shè)計(jì)因素：機(jī)翼翼展（或展弦比）和浸濕面積。機(jī)翼翼展（或展弦比）決定誘導(dǎo)阻力的大小，而浸濕面積決定摩擦阻力的大小。 或者可以認(rèn)為升阻比L/D取決于1個(gè)設(shè)計(jì)因素：浸濕展弦比。浸濕面積比機(jī)翼展弦比浸濕面積翼展的平方浸濕展弦比機(jī)翼面積浸濕面積浸濕面積比 圖 L/D最大(最大升阻比)時(shí)氣動(dòng)效率最高。不同飛行狀態(tài)需要不同的升阻比L/D： 最大航程最大航程 最大航時(shí)最大航時(shí) 噴氣飛機(jī) 0.866(L/D)max (L/D)max 螺槳飛機(jī) (L/D)max 0.866 (L/D)max V. 燃油重量系數(shù)燃油重量系數(shù)W

30、f /W0 或燃油重量或燃油重量Wf (1) 對(duì)于沒有集中載荷投放的任務(wù)剖面，例如上面的簡(jiǎn)單轉(zhuǎn)場(chǎng)/巡航任務(wù)剖面，任務(wù)燃油重量系數(shù)為： mfWW)/(001122334451WWWWWWWWWW051WW050WWW mffWWWW)/(06. 1/00 如果安全余油為總油量的5%，死油為總油量的1%，則總的燃油重量系數(shù)為：)1 (06. 10112233445WWWWWWWWWW)1 (06. 105WW (2) 對(duì)于有集中載荷投放的任務(wù)剖面，例如空戰(zhàn)/轟炸任務(wù)剖面，則必須首先計(jì)算出飛機(jī)在各飛行階段消耗的燃油重量：xiWWWWiiifi,.,2 , 111xififmWW1然后計(jì)算出總的任務(wù)燃

31、油重量： 同樣考慮安全余油(5%)、死油(1%)，則總的燃油重量為：xififmfWWW106. 106. 12.3.4 全機(jī)重量計(jì)算全機(jī)重量計(jì)算 求出空機(jī)重量系數(shù)We /W0及燃油重量系數(shù)Wf /W0后(或燃油重量Wf )，即可代入下式迭代求解全機(jī)重量W0 ：000/1WWWWWWefp2.3.5 算例及其說明算例及其說明 I. 設(shè)計(jì)實(shí)例：反潛機(jī)設(shè)計(jì)實(shí)例：反潛機(jī) 設(shè)計(jì)要求 反潛機(jī)(ASW)的任務(wù)要求：能在距離起飛點(diǎn)1500nmile(2778km)處巡邏飛行3h(任務(wù)剖面)，并采用電子設(shè)備搜索和跟蹤潛艇。設(shè)巡航速度為M0.6(高度9km)；機(jī)組需要4名成員，其重量為800lb(363kg)；

32、設(shè)備重量為10000lb(4536kg) 。 方案草圖 考慮4種方案： 方案一是常規(guī)布局，類似于現(xiàn)役的洛克希德公司的S-3A：高置機(jī)翼；發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛在機(jī)翼下；低置平尾時(shí)平尾處于發(fā)動(dòng)機(jī)的尾流之中。 方案二與方案一類似，只是發(fā)動(dòng)機(jī)置于機(jī)翼上面，離地面較高，壽命長，但維修不便。 方案三和四是鴨式布局，鴨式布局具有減小配平阻力的潛力和較寬的重心變化范圍。 方案三機(jī)翼低置；發(fā)動(dòng)機(jī)放在機(jī)翼上；主起落架可以收在機(jī)翼根部。 方案四中，機(jī)翼高置；發(fā)動(dòng)機(jī)吊在機(jī)翼下，其位置合適，值得進(jìn)一步研究。 最后方案草圖。 最大升阻比(L/D)max 的估算 機(jī)翼的展弦比大致選為11，同時(shí)考慮到主翼和鴨翼的面積，組合展弦比(翼展

33、的平方除以主翼與鴨翼面積之和)大約為8。 比較方案草圖與浸濕面積比統(tǒng)計(jì)圖，浸濕面積比大致為5.5；浸濕展弦比約為8/5.5 即1.45。 最大升阻比 (L/D)max 可望達(dá)到17，巡航時(shí)的升阻比為0.866 (L/D)max =15。 發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率C 的估算 亞音速飛機(jī)采用高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)可得到最佳的SFC，其典型值為0.5(巡航狀態(tài))、0.4(巡邏/待機(jī)狀態(tài))。 任務(wù)段重量比Wi /Wi-1的計(jì)算 (1) 暖機(jī)和起飛：W1 /W0 = 0.97(統(tǒng)計(jì)值) (2) 爬升：W2 /W1 = 0.985 (統(tǒng)計(jì)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) 巡邏 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) 待機(jī) E = 20min = 1,200s，其余同(4) (7) 著陸：W7 /W6 = 0.995(統(tǒng)計(jì)值) 燃油重量系數(shù)計(jì)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 空機(jī)重量系數(shù)We /W0的計(jì)算 按照軍用貨機(jī)/轟炸機(jī)類飛機(jī)計(jì)算07. 00088. 0/WWWe 全機(jī)重量計(jì)算000/1WWWWWWefp07. 0088. 0

36、3574. 013634536W W0初值 We /W0 W0計(jì)算值 重量差250000.4331233881612233880.435223616228236160.43492358333235830.4349235885235880.4349235871235870.4349235870 權(quán)衡處理計(jì)算表 (1) 航程(R)權(quán)衡 有效載重不變：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) 載荷(Wp)權(quán)衡 航程不變：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) 空機(jī)重量系數(shù)(We /W0)權(quán)衡 航程不變： R=2778km(1500nm), 有效載重不變：Wp=4899kg(10800lb) W0=23587kg07. 00088. 0/WWWe W0(1)=28695kg 重量變化百分比：07. 00088. 01 . 1/WWWe 空機(jī)重量系數(shù)增加10%，其他參數(shù)不變，則0/)1(WW00/ )()1(WWW23587/ )2358728695(%7 .2107. 00968. 0W W0(2)=1987

39、6kg 重量變化百分比：07. 00088. 09 . 0/WWWe 空機(jī)重量系數(shù)減小10%，其他參數(shù)不變，則0/)2(WW00/ )()2(WWW23587/ )2358719876(%7 .1507. 00792. 0W 結(jié)論：結(jié)論：空機(jī)重量(或結(jié)構(gòu)重量)增加/減少10%，導(dǎo)致飛機(jī)起飛重量增加/減少10%以上，這就是重量的“杠桿效應(yīng)”，也稱為“雪球效應(yīng)”。 II. 說明說明 (1) 計(jì)算時(shí)注意單位的統(tǒng)一。 (2) W0的初值一般可取為Wp 的5倍，迭代精度一般取為1。 (3) 可以對(duì)多項(xiàng)指標(biāo)(重量、航程、耗油率)進(jìn)行權(quán)衡處理。 (4) 可以從另外一方面對(duì)重量的“杠桿效應(yīng)”進(jìn)行分析： 設(shè)：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、結(jié)構(gòu)重量系數(shù)增加10%，其他參數(shù)不變，則 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% 如果結(jié)構(gòu)重量系數(shù)減小10%，其他參數(shù)不變，則 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 翼載荷和推重比的確定翼載荷和推重比的確定2.4.1 翼載荷和推重比對(duì)飛行性能的影響翼載荷和推重比對(duì)飛行性能的影響 飛機(jī)的阻力系數(shù)：20201LDLDDCAeCKCCC其中：CD0 為零升阻力(廢阻力)系數(shù)，CL 為升力系數(shù)；K為誘導(dǎo)阻力因子，A為機(jī)翼展弦比，e為奧斯瓦爾德效率因子。 發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性(渦噴)：kmHkmHtttHv11112 . 10085. 0其中：HVt0t為速度v、高度H的推重比為0速度、0高度的推重比0/H為速度特性系數(shù)： 為空氣的相對(duì)密度：非加力加力32201.

43、 04 . 032. 0173. 0605. 01MMMMM (1) 翼載荷、推重比對(duì)最大平飛速度的影響翼載荷、推重比對(duì)最大平飛速度的影響 其他條件相同時(shí)，推重比和翼載荷越大，最大平飛速度越大。 基本方程：SvCgTHHDH221DHHCpt041. 4020DHHCptDHHCpt225. 120SCgTHDH2SCgWtDH02maxHv (2) 推重比對(duì)靜升限的影響推重比對(duì)靜升限的影響TWt 02 . 1max)/(DLW02DCKW 其中：0max21)/(DCKDL002 . 12tCKD0067. 1tCKD 所以 所以，其他條件相同時(shí)，推重比越大，則相對(duì)密度越小，即飛機(jī)的靜升限越

44、高。 (3) 翼載荷、推重比對(duì)起飛滑跑距離的影響翼載荷、推重比對(duì)起飛滑跑距離的影響 基本方程SvCgWTOTOL20max0212TOvSCgWTOL0max020max02TOLCgpTOS02/21WTvgaTO)(2210max0aTOLtCgpg)(225. 1max0aTOLtCp)9 . 0(816. 00max0tCpTOLTa 為起飛平均推力，Ta=0.9T0 顯然，其他條件不變時(shí)，推重比越大，翼載荷越小，則起飛滑跑距離越短。其中： 為跑道的滾動(dòng)摩擦阻力系數(shù)，為起飛平均推重比，at09 . 0 ttaTODL)/(121 (4) 翼載荷對(duì)著陸距離的影響翼載荷對(duì)著陸距離的影響Sv

45、CgWLDLDLLD20max212LDv 基本方程SCgWLDLLD0max2LDLLDCpmax225. 120LDLLDCpmax33.16 顯然，其他條件不變時(shí)，翼載荷越小，則著陸速度越小，著陸滑跑距離越短。 推重比（T/W）和翼載（W/S）是影響飛機(jī)性能的兩個(gè)最重要的參數(shù)。在初始設(shè)計(jì)階段，對(duì)推重比和翼載荷要進(jìn)行基本可信的估計(jì)，否則，優(yōu)化后的飛機(jī)會(huì)與初始設(shè)計(jì)相差太遠(yuǎn)，不得不重新設(shè)計(jì)。 推重比和翼載荷是相互影響的，不是兩個(gè)獨(dú)立的變量，一般不能獨(dú)立求解。2.4.2 起飛推重比起飛推重比 T/W直接影響飛機(jī)的性能。一架飛機(jī)的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達(dá)到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)

46、彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動(dòng)機(jī)越大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多，從而使完成設(shè)計(jì)任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。WT /0t0P T/W 不是一個(gè)常數(shù)。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機(jī)重量在減小。另外，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力也隨高度和速度變化。 當(dāng)提到飛機(jī)的推重比時(shí)，通常指的是在海平面靜止?fàn)顟B(tài)（零速度）和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、而且是在設(shè)計(jì)起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)，另一個(gè)常被提到的推重比是格斗（作戰(zhàn)）時(shí)的推重比。 影響起飛推重比的主要性能指標(biāo)有： (1) 起飛性能 (2) 最大平飛速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盤旋性能 (7) 最小平飛速度 推重比估算的幾點(diǎn)說明

47、： (1) 為滿足各個(gè)性能指標(biāo)的要求，需根據(jù)各個(gè)性能指標(biāo)所確定的推重比的最大值來確定全機(jī)的推重比。 (2) 在起飛翼載荷W/S 確定的情況下，可以由起飛性能要求（起飛滑跑距離）來估算起飛推重比T/W。 (3) 起飛推重比T/W 也可以用統(tǒng)計(jì)方法給出： 推重比的統(tǒng)計(jì)值推重比的統(tǒng)計(jì)值 飛機(jī)類型 典型裝機(jī)推重比 噴氣教練機(jī) 0.4 噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī)) 0.9 噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它) 0.6 軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī) 0.25 噴氣運(yùn)輸機(jī) 0.25 (4) 起飛推重比T/W 也可以用相關(guān)性能指標(biāo)統(tǒng)計(jì)給出的經(jīng)驗(yàn)公式來計(jì)算：AC噴氣教練機(jī) 0.4880.728噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī))0.6480.594噴氣

48、戰(zhàn)斗機(jī)(其它)0.5140.141軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)0.2440.341噴氣運(yùn)輸機(jī) 0.2670.363CMAWTmax/ (5) 有些性能指標(biāo)既與起飛推重比T/W有關(guān)，也與起飛翼載荷W/S有關(guān)，因此起飛推重比T/W和起飛翼載荷W/S不是兩個(gè)相互獨(dú)立的參數(shù)，一般不能獨(dú)立求解，需要一起進(jìn)行優(yōu)化。2.4.3 起飛翼載荷起飛翼載荷 翼載荷是飛機(jī)重量除以機(jī)翼面積。與推重比一樣，翼載荷通常是指起飛時(shí)的值，但也可以指格斗或其它飛行條件下的翼載。SW /0p 影響起飛翼載荷的主要性能指標(biāo)有： (1) 失速速度 (2) 起飛性能 (3) 著陸性能 (4) 最優(yōu)巡航性能 (5) 機(jī)動(dòng)性能(瞬時(shí)機(jī)動(dòng)和持續(xù)機(jī)動(dòng)) (

49、6) 爬升和下滑性能 (7) 最大升限 翼載荷估算的幾點(diǎn)說明： (1) 為滿足所有性能指標(biāo)的要求，需選擇各個(gè)性能指標(biāo)所確定的翼載荷的最小值作為飛機(jī)的起飛翼載荷W/S 。 (2) 在許多情況下，起飛翼載荷W/S的臨界設(shè)計(jì)要求是失速速度，即可以由失速速度確定起飛翼載荷W/S 。 (3) 起飛翼載荷W/S 決定了設(shè)計(jì)升力系數(shù)CLopt，并通過對(duì)浸濕面積以及翼展的影響而影響飛機(jī)的阻力。 同時(shí)，翼載荷對(duì)飛機(jī)的起飛重量也有很大的影響。如果翼載荷減小，機(jī)翼就要變大，這雖然可改善性能，但由于機(jī)翼較大，會(huì)引起附加的阻力和空機(jī)重量，將導(dǎo)致為完成任務(wù)而增加起飛總量。 (4) 起飛翼載荷W/S也可以用統(tǒng)計(jì)方法初步選取

50、。飛機(jī)類型 W/S(kg/m2) 飛機(jī)類型 W/S(kg/m2)滑翔機(jī)30雙渦輪螺旋槳飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)單發(fā)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350通用航空飛機(jī)雙發(fā)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)600 (5) 起飛翼載荷W/S 的值一般不能太低，否則可能導(dǎo)致太大的機(jī)翼面積。如果某項(xiàng)性能指標(biāo)要求的翼載荷太低時(shí)，可考慮采用其他方法來滿足該項(xiàng)性能要求。 現(xiàn)有飛機(jī)的T/W和W/S的數(shù)值如圖所示。 先進(jìn)飛機(jī)的T/W和W/S的范圍如下圖： 300 400 500 600 700 W/S (kg/m2)1.21.00.20T/W先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)：T/W=1.11.2W/S=300400 k

51、g/m2先進(jìn)運(yùn)輸機(jī)：T/W=0.2W/S=700kg/m22.5 隱身對(duì)布局的影響隱身對(duì)布局的影響2.5.1. 概述概述 隱身設(shè)計(jì)的目的，是設(shè)計(jì)者要減少產(chǎn)品被探測(cè)、被發(fā)現(xiàn)的可能性，即通過使某一武器系統(tǒng)更難以被測(cè)到，從而改善執(zhí)行任務(wù)的能力 隱身并不是新的概念，它在自然界中早就存在：各種動(dòng)植物都本能地應(yīng)用著這項(xiàng)技術(shù)；人類則利用偽裝和設(shè)置假目標(biāo)來隱蔽自己。 在一定意義上，隱身就是隱蔽性；在飛行器方面，隱身就是低可探測(cè)性。 隱身是相對(duì)的，相對(duì)于探測(cè)手段，早期欺騙眼睛和耳朵，雷達(dá)出現(xiàn)以后欺騙雷達(dá)。 一旦隱身作為飛機(jī)的一項(xiàng)重要的品質(zhì)，而且在某些情況下作為最為重要的品質(zhì)提出來，就影響著從遠(yuǎn)處觀測(cè)到的這架飛機(jī)

52、的各個(gè)方面。 隱身飛機(jī)的設(shè)計(jì)最著重強(qiáng)調(diào)使飛機(jī)的雷達(dá)散射截面積小到無需考慮的程度，使紅外特征和噪聲信號(hào)都很小，目視能見度也要很低（通過色彩和尺寸控制），動(dòng)力裝置的可見排放物（排煙粒子和尾跡）要很少等。 在隱身飛機(jī)史上，YO-3A享有作為第一架用來只靠降低可探測(cè)性在敵方環(huán)境里求得生存的有人駕駛作戰(zhàn)飛機(jī)的榮譽(yù)。但YO-3A并不是一架現(xiàn)代意義上的隱身飛機(jī)，而只是一架聲音隱身飛機(jī)。 美國的U-2高空偵察機(jī)雖然在縮小雷達(dá)圖像的研究工作中取得進(jìn)展，但它畢竟不是一架隱身飛機(jī)，最終被更強(qiáng)大的雷達(dá)和地空導(dǎo)彈所摧毀。 美國的A-12/SR-71、D-21的研制，使其能躲過當(dāng)時(shí)任何先進(jìn)的防空系統(tǒng)，它們都采用了降低可探

53、測(cè)性的技術(shù)。 地空導(dǎo)彈系統(tǒng)的無法向目標(biāo)發(fā)射的最小距離的弱點(diǎn)，催生了隱身飛機(jī)F-117A、B-2等。 歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EF2000，關(guān)注隱身設(shè)計(jì)，如下垂的前機(jī)身、寬而扁的進(jìn)氣道等。 從防御電子對(duì)抗的觀點(diǎn)出發(fā)，隱身飛機(jī)可采用三種措施： (1) 輻射經(jīng)過優(yōu)化的有源信號(hào)，干擾敵方雷達(dá)，采用干擾與欺騙系統(tǒng)，用物理的方法，影響敵方借助于電子設(shè)施發(fā)現(xiàn)或摧毀目標(biāo)的系統(tǒng)。 (2) 改變雷達(dá)能量的通過介質(zhì)（通常是大氣）的電氣特性。最常用的方法是施放金屬箔條改變大氣的傳播特性，不常用的方法還有施放含金屬微粉的煙塵等。 (3) 改變飛機(jī)本身的反射特性。通過在飛機(jī)上采用改變幾何截面積、反射率和對(duì)雷達(dá)波散射的方向性系數(shù)的方法，

54、達(dá)到隱身的目的；同時(shí)，研究和采用吸波材料也可以降低系統(tǒng)的可探測(cè)性。 2.5.2 雷達(dá)截面積雷達(dá)截面積RCS（Radar Cross Section） 對(duì)于高度隱身的飛機(jī)，“可見度”以及與其相關(guān)的問題支配著設(shè)計(jì)，正像與速度有關(guān)的問題支配著M3的飛機(jī)設(shè)計(jì)一樣。評(píng)定和衡量一架隱身飛機(jī)的最重要的參數(shù)之一就是雷達(dá)截面積（RCS）。 確定雷達(dá)截面積，首先是通過測(cè)量或計(jì)算一個(gè)目標(biāo)朝著觀察者反射的雷達(dá)能量，然后，設(shè)計(jì)師計(jì)算出可以返回同等雷達(dá)能量的反射球體（光學(xué)上的等效物可以是一個(gè)球面鏡）的尺寸。這個(gè)球體的投影面積（即圓的面積），就是該目標(biāo)的雷達(dá)截面積。 一架飛機(jī)的機(jī)體（一個(gè)非常復(fù)雜的形狀）的RCS隨著觀察者的

55、角度不同而變化很大，所以，任何RCS的數(shù)值都應(yīng)該以一種標(biāo)準(zhǔn)的方位和高度進(jìn)行鑒定。又由于復(fù)雜的衍射和散射現(xiàn)象，RCS還隨著雷達(dá)波長而變化。 不同飛機(jī)的RCS值。2.5.3雷達(dá)吸波材料雷達(dá)吸波材料RAM（Radar Absorbent Material） 雷達(dá)吸波材料，顧名思義，是針對(duì)電磁頻譜的雷達(dá)頻率部分，利用碳和某些磁鐵的化合物的能量轉(zhuǎn)化特性實(shí)現(xiàn)對(duì)雷達(dá)波的吸收。當(dāng)雷達(dá)波照射飛行器的時(shí)候，這些材料的分子結(jié)構(gòu)被激發(fā)，將雷達(dá)能量轉(zhuǎn)換成熱能。這樣，雷達(dá)吸波材料就“吸收”了特定的雷達(dá)信號(hào)，使剩余能量不足以產(chǎn)生有用的反射。 RAM所涉及的原理是比較簡(jiǎn)單的，然而實(shí)現(xiàn)起來則非常復(fù)雜的，尤其是在航空領(lǐng)域，材料的

56、重量和承受飛行器外殼應(yīng)力的能力至少和其電磁性能一樣重要。 概括地講，RAM可以分為4類：寬頻帶的或“真正的”吸波材料、窄頻帶的“諧振”型吸波材料、具有前兩種材料特性的混合型吸波材料以及吸波表面涂層。 “真正的”吸波材料可以在某一頻率范圍內(nèi)提供一致的特性，并且它對(duì)于需要結(jié)構(gòu)吸波材料的飛行器很有用處。結(jié)構(gòu)吸波材料意即吸波能力與飛行器結(jié)構(gòu)元件合二為一。 “諧振”型吸波材料是采用一種彈性材料（如橡膠），襯一塊金屬反射板，以板材或鑄造的形式加到需要保護(hù)的飛行器的表面。針對(duì)某一有威脅的頻帶，這種材料能夠通過改變板材的厚度使其在相應(yīng)頻帶上達(dá)到最佳性能。理想的板材厚度應(yīng)等于發(fā)射來信號(hào)波長的1/4。 “諧振”型吸波材料也稱為無源對(duì)消，工作時(shí)產(chǎn)生等幅反射波來抵消固有的反射。 雖然“諧振”型吸波材料有重量輕的特點(diǎn)，但如果威脅信號(hào)不是以精確的90入射的話，其性能就要下降。處理好其他入射角的能力，是開發(fā)混合型吸波材料的主要推動(dòng)力。這種吸波材料具有寬頻帶和窄頻帶吸波材料的一些特點(diǎn)，產(chǎn)生一個(gè)隨入射角變化的“峰值”性能，可以改善性能。 吸波涂層是一種摻有鐵氧體吸波材料的表面涂層。這種類型的鐵球涂層，尤其對(duì)于抑制由表面電磁流效應(yīng)而產(chǎn)生的重新發(fā)射有效。 吸波涂層的吸波作用，通常是通過信號(hào)