第二章飛機初始總體參數(shù)與方案設(shè)計

第二章飛機初始總體參數(shù)與方案設(shè)計第二章飛機初始總體參數(shù)與方案設(shè)計2.1方案設(shè)計的任務(wù)和過程本章的目的是為了使航空專業(yè)的學(xué)生能熟悉飛機設(shè)計過程中所用的設(shè)計決策方法，了解飛機設(shè)計的任務(wù)來源與如何進行最初階段的設(shè)計工作?！俺跏伎傮w參數(shù)的確定”和“方案設(shè)計”這兩個詞表示的便是這一階段的設(shè)計。初始設(shè)計階段之后的情）兄很大程度上取決于初始設(shè)計階段的結(jié)果和研制成本。如果初始設(shè)計階段的結(jié)果可以滿足預(yù)定的設(shè)計要求，則可以進行飛機的詳細設(shè)計，如果初始設(shè)計的結(jié)果中發(fā)現(xiàn)了某些問題（如某種技術(shù)上的不足，或缺乏數(shù)據(jù)庫等），那么就要進一步的改進初始方案、研究解決問題的方案，直到問題被解決之后，形成最終設(shè)計任務(wù)書，進行飛機的全尺寸發(fā)展研制。如果研制表明在可接受的周期和費用內(nèi)不能解決這些問題，該設(shè)計項目將被取消。方案設(shè)計的任務(wù)主要是確定如下飛機總體參數(shù)：（1）起飛總重WTO；（2） 最大升力系數(shù)Clmax；（3） 零升阻力系數(shù)CD0；（4推重比T/W；（5翼載W/S。本章中假設(shè)飛機的任務(wù)要求是已知的，任務(wù)書中定義的典型參數(shù)有：（1裝載和裝載類型；（2航程或待機要求；（3起飛著陸場長；（4）爬升要求；（5機動要求；（6）鑒定基準（例如：實驗、航標或軍用標準）。2.2重量估算飛機必須在帶有裝載物的情）兄下達到航程、航時、速度和巡航速度的目標。估算為了完成任務(wù)階段的飛機最小重量和燃油重量是很重要的。對一定的任務(wù)要求，本節(jié)提供了一種快速估計起飛總重WTO、空重WE、任務(wù)油重WF的方法。該方法適用于如下12種飛機：（1自制螺旋槳飛機；（2單發(fā)螺旋槳飛機；（3雙發(fā)螺旋槳飛機；（4農(nóng)業(yè)飛機；（5公務(wù)機；（6）渦輪螺旋槳支線飛機；（7噴氣運輸機；（8軍用教練機；（9成斗機；(10)軍用巡邏機，轟炸機和運輸機；(11)水陸兩用飛機；(12)超音速巡航飛機。2.2.1方法的概述可以將飛機起飛總重表示為如下幾項：WTO=WOE+WF+WPL(2.2.1)其中：WOE——飛機使用空重WF——飛機任務(wù)油重WPL——飛機有效裝載重量而WOE通常記為：WOE=WE+Wtfo+Wcrew(2.2.2)其中：WE——空重；Wtfo——死油重；Wcrew——乘員重。空重有時又可寫成如下形式：WE=WS+WFEQ+WEN(2.2.3)其中：WS——為飛機結(jié)構(gòu)重量；WFEQ——為固定設(shè)備重量；WEN——動力裝置重量。設(shè)計起飛總重”是指飛機在設(shè)計確定任務(wù)開始時的總重量，它不—定與〃最大起飛重量”相同。許多軍用飛機的裝載可以超過其設(shè)計重量，但將損失包括機動性在內(nèi)的主要性能。除特殊說明外，起飛總重或WTO假定為設(shè)計重量。固定設(shè)備重量可以包括航電設(shè)備、空調(diào)設(shè)備、特殊雷達設(shè)備、輔助動力裝置(APU)、內(nèi)部裝置和內(nèi)部裝飾和其他用于完成該任務(wù)而帶的設(shè)備的重量。設(shè)計起飛重量包括空機重量和全部載重(如圖2.2.1所示)。

圖2.2.1飛機起飛重量分類對于一般飛機，起飛總重可以表示為如下形式：WTO=Wcrew+WF+WPL+WE（2.2.4）也可以寫為：1crewPLTOFETOTOWWWWWWW+=（2.2.5）式中：ETOWW=me——空機重量系數(shù)；FTOWW=mf——燃油重量系數(shù)。表2.2.1給出了常規(guī)起落飛機的結(jié)構(gòu)、動力裝置、設(shè)備及操縱和燃油的相對重量。飛機種類WS/WWEN/WFEQ/WF/WT.從最底層考慮，估算需要的燃油重量WF是不難的；.統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明，對先前提及的12種飛機，log10WTO和log10WE之間存在線性關(guān)系。基于這兩點，求WTO、WE和WF將包含以下7個步驟：第一步：確定任務(wù)裝載重量WPL第二步：猜測一個起飛重量值WTOguess第三步：確定任務(wù)油重WF第四步：確定WOE的試探值：WOEtent=WToguess-WF-WPL(2.2.6)第五步：求WE的試探值：WEtent=WOEtent-Wtfo-Wcrew(2.2.7)Wtfo大約為WTO的0.5%或更多，通常可以忽略不計。Wcrew數(shù)值根據(jù)設(shè)計要求或使用要求決定。第六步：按2.2.5節(jié)中的方法求WE的許可值。第七步：比較WEtent和第五、第六步得來的的值，然后改變WTOguess的值，重復(fù)3?6步，一直迭代下去，直到WEtent和WE的差值小于指定的誤差值。在這一階段，誤差值通常取0.5%。2.2.2確定飛機裝載重量WPL，和人員重量Wcrew飛機裝載重量WPL通常已在任務(wù)要求中給出。WPL包括以下各項的一部分：(1)乘員和行李(2)貨物(3)軍用裝載，如：彈藥、炸彈、導(dǎo)彈和各種夕卜掛物。對于作短程飛行的旅客機，每個旅客重35kg，帶行李10kg，對遠程飛行每個旅客帶行李15kg。機組人員重量Wcrew是由如下方式確定的：旅客機：機組人員包括駕駛艙內(nèi)的乘員和飛機乘務(wù)人員，人員數(shù)目還取決于旅客總數(shù)。對機組成員，一般重量為80kg，所帶行李10kg。軍用飛機：對軍機飛行員，重量取為100kg，因為他們帶有附加設(shè)備。2.2.3對起飛總重量WTO的估計WTOguess的初始值通常是按具有類似任務(wù)和類型的飛機重量類比而來，如果無法類比，則任意給一個猜測值。2.2.4任務(wù)油重的確定在2.2.1節(jié)中，第一步曾表明確定WF是不難的，本節(jié)將提供求WF的方法：任務(wù)油重WF可被寫為：WF=WFused+WFres(2.2.8)其中：WFused——任務(wù)期間耗去的燃油重量WFres―執(zhí)行任務(wù)所必須的余油任務(wù)余油量通常按下列方式規(guī)定：(1)作為消耗燃油的一部分⑵使飛機可以抵達另夕卜機場的附加航程需要(3)滿足待機時間要求的油量為了確定執(zhí)行飛行任務(wù)時耗去的油量，通常采用燃油系數(shù)法，即飛行任務(wù)被分成若干段(見圖2.2.2)。每一段的油耗按簡單計算公式或由經(jīng)驗確定。給定某一飛機的任務(wù)剖面，把任務(wù)剖面分成許多任

務(wù)段，每一段給予編號并給出起始重量和結(jié)束重量。每個任務(wù)段燃油系數(shù)是段末重量與本段開始時的重量之比。下一步是為每一任務(wù)段的燃油系數(shù)分配一個數(shù)，這可以按如下方法進行：圖2.2.2典型飛機任務(wù)剖面第一步：發(fā)動機啟動和暖機起始重量為WTO，終止重量為W1,本段燃油系數(shù)為W1/WTO。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.99?0.998。第二段：滑跑開始重量為W1,終止重量為W2,燃油系數(shù)為W2/W1。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.99?0.998。第三段：起飛開始重量為W2，終止重量為W3，本段燃油系數(shù)為W3/W2。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.99?0.998。第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度開始重量為W3,終止重量為W4，本段燃油系數(shù)W4/W3的參考數(shù)據(jù)約為0.98?0.995。第五段：巡航起始重量為W4,終止重量為W5，本段燃油系數(shù)W5/W4的參考數(shù)據(jù)約為0.863?0.99。第六段：待機起始重量W5，終止重量為W6，本段燃油系數(shù)W6/W5的各種飛機參考數(shù)據(jù)約為0.99?0.995。第七段：下降開始重量為W6,終止重量為W7。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.985?0.995。第八段：著陸、滑行和關(guān)機起始重量為W7，終止重量W8，該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.99?0.998。這樣即可求出任務(wù)燃油系數(shù)Mff:Mff=(W1/WTO)ni=1,7(Wi+1/Wi)(2.2.9)式中WTO——起飛總重Wi——發(fā)動機啟動和暖機階段末的飛機重量Wi、Wi+1——飛行剖面中每一個任務(wù)段的起始和終止重量任務(wù)中使用的燃油，WFused為：WFused=（1-Mff）WTO（2.2.10）任務(wù)燃油重量，WF最終為：WF=（1-Mff）WTO+WFres（2.2.11）2.2.6空機重量的估算空機重量系數(shù)me可以根據(jù)圖2.2.3所示的經(jīng)驗曲線，按統(tǒng)計規(guī)律估算?？諜C重量系數(shù)大約在0.3?0.7之間變化，并隨飛機總重增加而遞減。圖2.2.3空機重量系數(shù)與飛機起飛總重的關(guān)系由圖可見，飛機類型的影響也很大。飛船的空機重量系數(shù)最大，遠程軍用飛機的空機重量系數(shù)最小。飛船之所以重，是因為它需要攜帶相當(dāng)于整個船體重量的附加重量。還應(yīng)注意到，不同類型的飛機所對應(yīng)的空機重量系數(shù)隨飛機重量變化的曲線斜率也不同。空機重量系數(shù)原則上是隨飛機尺寸而變化的，但對有些電子設(shè)備重量是不變的。也可以把這些設(shè)備的重量統(tǒng)計到空機重量中去，這只適用于20世紀80年代以前的飛機。對于新T弋飛機，在使用這些統(tǒng)計數(shù)據(jù)時要考慮增加WPL而減小WE?？偟内厔菔秋w機總重越小，裝載的能力就越小。2.2.7確定起飛重量將空機重量系數(shù)和燃油重量系數(shù)代入式（2.2.5）中，得到關(guān)于起飛重量的迭代關(guān)系式，對該式進行迭代，就可求得起飛重量。也就是先假定一個起飛重量，計算統(tǒng)計空機重量系數(shù)，再計算起飛總重，如果結(jié)果與假定值不一致，則取兩數(shù)之間的某一個值作為下一個假定值，重新進行計算，直到WEtent和WE的差值小于指定的誤差值。在這一階段，誤差值通常取0.5%。2.3飛機升阻特性估算2.3.1確定最大升力系數(shù)最大升力系數(shù)取決于機翼的幾何形狀、翼型、襟翼幾何形狀及其展長、前緣縫翼及縫翼幾何形狀，Re數(shù)、表面光潔度以及來自飛機其它部件的影響，如：機身、發(fā)動機短艙或掛架的干擾。平尾提供的配平力將增加或減小最大升力，這取決于配平力的方向。如果螺旋槳洗流或噴氣洗流沖擊到機翼或襟翼上，那么在發(fā)動機工作條件下，也會對最大升力產(chǎn)生重要影響。大多數(shù)飛機在起飛和著陸時，使用不同的襟翼狀態(tài)。在著陸過程中，襟翼偏轉(zhuǎn)到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不過，起飛用的最大襟翼偏角可能會弓|起比快速加速和爬升時所期望的阻力還要大。因此，這時的襟翼將使用大約一半的最大偏角，這樣一來，著陸時的最大升力系數(shù)將比起飛時的大。一般地，起飛最大升力系數(shù)大約是著陸最大升力系數(shù)的80%。表2.3.1列出了不同飛機的典型CLmax值。表2.3.1最大升力系數(shù)典型值C的詳細求解方法可以查閱相關(guān)資料，在初始設(shè)計階段，表2.3.1所列Lmax。為了獲得較好值已經(jīng)足以〃選擇”滿足任務(wù)要求和與襟翼參數(shù)相對應(yīng)的CLmax的最大升力系數(shù)的初始估算值，需要求助于實驗結(jié)果和經(jīng)驗數(shù)據(jù)。圖2.3.1給出了幾類飛機最大升力系數(shù)隨后掠角的變化曲線，要記住的是，用于起飛襟翼偏角狀態(tài)的最大升力系數(shù)，大約是著陸最大升力系數(shù)的80%。LJmax卜4.1：-A0 10eo30 40 50 60八5圖2.3.1最大升力系數(shù)隨后掠角的變化曲線2.3.2確定零升阻力系數(shù)機翼上的阻力有許多種，根據(jù)阻力的起因以及是否與升力有關(guān)，可以把阻力分為零升阻力（與升力無緊密聯(lián)系的阻力）和誘導(dǎo)阻力（與升力密切相關(guān)的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，—架精心設(shè)計的飛機在亞音速巡航時的零升阻力大部分為蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分離壓差阻力，對于不同類型的飛機，分離壓差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出"當(dāng)量蒙皮摩）的概念"，它包括蒙皮摩擦阻力和分離阻力。擦阻力系數(shù)（C

fe式（2.3.1）給出用當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)法估算零升阻力的公式，公式中的可從表（2.3.2）中查取。當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)Cfe式中：S浸濕 飛機浸濕面積；S參考——飛機參考面積。表2.3.1當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)C花一也音速p 一p'是都C責(zé)一亞音速袤炸機或暗用匿輸如0.0030徑型E機1單投）0.0055軍用貨機0.0035粒型飛機1雙發(fā)）O.OM5空嚇戰(zhàn)斗機0035境睫％11?.飛機0.006?海軍戰(zhàn)斗機0.0040晰氣式：寸1E機0.0040超吝速巡航以L0.0025這里弓1入了浸濕面積的概念，所謂浸濕面積，即飛機總的夕卜露表面積，可以看作是把飛機浸入水中會變濕的那部分表面積。要估算阻力必須計算浸濕面積，因為它對摩擦阻力影響最大。機身的浸濕面積可以用飛機的俯視圖和側(cè)視圖來估算。對于一般飛機方程式（2.3.2）給出了合理的近似。S浸濕”3.4[（S側(cè)+S俯）/2]（2.3.2）其中：S側(cè)-側(cè)視圖中飛機的平面面積；S俯-俯視圖中飛機的平面面積。機翼和尾翼的浸濕面積可根據(jù)其平面形狀估算，如圖2.3.2所示，浸濕面積）乘以一個根據(jù)機翼和尾翼相對厚度確定的由實際視圖夕卜露平面形狀面積（S夕露因子得到。圖2.3.2機翼/尾翼浸濕面積估算圖2.3.2中陰影部分為夕卜露平面形狀面積，虛線所示為機翼/尾翼真實平面形狀面積。如果機翼或尾翼象一張紙那樣薄，則浸濕面積將精確地等于實際平面形狀面積的二倍（即上和下）。有限厚度的影響將增大浸濕面積，可近似的由式（2.3.3）或（2.3.4）估算。要注意，實際夕卜露平面形狀面積是投影（俯視）面積除以上反角的余弦值。如果t/c<0.05S浸濕=2.003S夕露（2.3.3）如果t/c>0.05S浸濕二，夕露[1.977+0.52（t/c）]（2.3.4）對于起飛與著陸，襟翼與起落架對零升阻力的影響比較大，應(yīng)予以考慮。襟翼與起落架產(chǎn)生附加零升阻力的值主要同它們的尺寸、類型有關(guān)，其典型值可參照表2.3.3選取。表2.3.3ACDO的典型值采用哪個值取決于飛機的襟翼、起落架型式。開裂式襟翼阻力比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；裝在機翼上的起落架阻力大；上單翼飛機大于下單翼。2.3.3典型的飛機極曲線亞音速時，設(shè)極曲線為拋物線，則飛機的阻力系數(shù)為：20LDDCCCAen二+(2.3.5)或者：2DDLCCKC二+(2.3.6)其中：1KAe——誘導(dǎo)阻力因子；A-機翼展弦比；e-奧斯瓦爾德系數(shù)。典型的奧斯瓦爾德系數(shù)(e)在0.7與0.85之間，可以用下面的公式估算e值：直機翼飛機e=1.78(1-0.045A0.68)-0.46(2.3.7)后掠翼飛機e=4.61(1-0.045A0.68)(cosALE)0.15-3.1(2.3.8)其中：ALE——機翼前緣后掠角。升阻比L/D是所設(shè)計方案總氣動效率的量度，在亞音速狀態(tài)下，升阻比L/D直接取決于兩個設(shè)計因素：機翼翼展和浸濕面積。下面給出了一個計算最大升阻比的公式，可以用于升阻比L/D的估算。(L/D)max=0.5(nAe/CD0)1/2(2.3.9)以下列出了亞音速及超音速飛機典型極曲線的計算和圖表，這些數(shù)據(jù)可以用于方案論證。所提供的亞音速飛機的極曲線公式如下(襟翼及起落架收上)：20min()LLDDCCCCAen-=+(2.3.10)其中：CL0-對應(yīng)于CDmin的升力系數(shù)。如CL0=0，則CDmin=CD0。對第一次近似，min1420.09(0.90.15)[3(13.3()cos0.50.008)0.0002]MfTDfSDEESffStCMCcSCSkSk-?=++A++-++式中:fC=—翼在紊流中的摩擦系數(shù);2.580.045(lgRe)fC=機翼在層流中的摩擦系數(shù);Re=VC 巡航速度；SE一所有發(fā)動機短艙的橫截面面積；ST-尾翼面積；CDE-發(fā)動機短艙的阻力系數(shù)；kf-機身的長細比。發(fā)動機短艙的阻力系數(shù)決定于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的涵道比(確切地說是決定于短艙形狀)，如表2.3.4所示：表2.3.4CDE與涵道比的關(guān)系涵道比0246CDE850.065

S=32試；A=9;A1/4=20°;=0.14;=0.10;df=2m;機翼增升裝置：前緣縫翼及雙縫富勒襟翼；1——無增升裝置的CLa;2——起飛時（前緣縫翼不打開，襟翼偏轉(zhuǎn)20°）的CLa;3——著陸時（前緣縫翼打開，襟翼偏轉(zhuǎn)40°）的Ca;4——無增升裝置（起落架收起）時的（）LDCC;5——起飛時（起落架放下）的（）LDCC;6——著陸時（起落架放下）的（）LDCC;7—2.4確定推重比和翼載推重比（T/W）和翼載（W/S）是影響飛機飛行性能的兩個最重要的參數(shù)，這些參數(shù)的優(yōu)化是初始設(shè)計布局完成后所要進行的主要分析、設(shè)計工作。然而，在初始設(shè)計布局之前，要進行基本可信的翼載和推重比估算，否則優(yōu)化后的飛機可能與初始布局的飛機相差很遠，必須重新設(shè)計。2.4.1確定推重比T/W直接影響飛機的性能。一架飛機的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動機越大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多，從而使完成設(shè)計任務(wù)的飛機的起飛總重增加。T/W不是一個常數(shù)。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機重量在減小。另外，發(fā)動機的推力也隨高度和速度變化。每當(dāng)設(shè)計師們提到飛機的推重比時，通常指的是在海平面靜止狀態(tài)（零速度）和標準大氣條件下，而且是在設(shè)計起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。另一個常被提到的推重比是戰(zhàn)斗機在格斗條件下的推重比。推重比的折算在確定參數(shù)的過程中，應(yīng)該注意避免混淆起飛推重比和其它條件下的推重比。如果所需的推重比是在其它條件下得到的，必須將它折算到起飛條件下去，以便于選擇發(fā)動機的數(shù)量和大小。例如，在設(shè)計過程中得到了巡航狀態(tài)的推重比（T/W）巡航，就可以用式（2.4.1）進行折算：如果可能的話，起飛與巡航條件下的推力比值，應(yīng)該從實際發(fā)動機數(shù)據(jù)中得到，否則可采用類似發(fā)動機的數(shù)據(jù)，或者某些其它來源的數(shù)據(jù)。推重比的統(tǒng)計估算值表2.4.1給出了不同類型飛機的推重比（T/W）的典型值，這些值都是海平面和零速度（“靜態(tài)”）狀態(tài)下的最大功率時的值。飛機類型典型裝機推重比噴氣教練機0.4噴氣戰(zhàn)斗機（空中格斗0.9機）噴氣戰(zhàn)斗機（其它）0.6軍用運輸/轟炸機0.25噴氣運輸機0.25注意，現(xiàn)代空中格斗戰(zhàn)斗機的T/W值接近1.0，這表明推力近似等于重量。在格斗條件下，當(dāng)燃油消耗一部分后，飛機的推重比超過1.0，這時飛機甚至能垂直向上加速。應(yīng)特別指出的是，能進行格斗的噴氣式戰(zhàn)斗機的T/W是特指發(fā)動機開加力時的值，而其它噴氣飛機的T/W，一般是不開加力的值。推重比與最大速度密切相關(guān)，在后面的設(shè)計過程中，在最大設(shè)計速度情況下，氣動阻力的計算將與其它準則一起用于確定所需要的T/W，表2.4.2給出了基于最大馬赫數(shù)或最大速度的曲線擬合方程，可用于估算推重比（T/W）的初始值。表2.4.2推重比與最大馬赫數(shù)的關(guān)系maxcTOTaMW=ac噴氣教練機0.4880.728噴氣戰(zhàn)斗機（空中格斗機）0.6480.594噴氣戰(zhàn)斗機（其它）0.5140.141軍用運輸/轟炸機0.2440.341噴氣運輸機0.2670.363根據(jù)保證平飛狀態(tài)的統(tǒng)計確定推重比飛機在巡航狀態(tài)時，處于水平勻速飛行中。此時，飛機的重量等于作用在飛機上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升阻比L/D的倒數(shù)，即：L/D可通過多種方法計算，對于螺旋槳飛機，巡航L/D和最大L/D相同；對于噴氣式飛機，巡航L/D是最