飛行器總體設(shè)計(jì)課件

第1章序言

飛機(jī)飛機(jī)設(shè)計(jì)飛機(jī)設(shè)計(jì)階段

1）擬定飛機(jī)設(shè)計(jì)要求

2）概念設(shè)計(jì)(決策點(diǎn)1，軍委+國(guó)務(wù)院，設(shè)計(jì)要求)3）初步設(shè)計(jì)

4）詳細(xì)設(shè)計(jì)(決策點(diǎn)2，總參+科工委，樣機(jī))5）原型機(jī)試制

6）試飛(決策點(diǎn)3，軍委+國(guó)務(wù)院，原型機(jī))7）成批生產(chǎn)(決策點(diǎn)4，總參+科工委，生產(chǎn)型飛機(jī))8）使用和改進(jìn)改型第1章序言（續(xù)）飛機(jī)總體設(shè)計(jì)是在使用方提出特定設(shè)計(jì)要求的條件下，選擇并確定飛機(jī)布局形式和總體設(shè)計(jì)參數(shù)，經(jīng)過(guò)計(jì)算、分析、修正，使所設(shè)計(jì)出來(lái)的飛機(jī)以優(yōu)良的性能，最大限度的滿足使用方的要求。飛機(jī)總體設(shè)計(jì)是反復(fù)迭代逐漸逼近的過(guò)程，滿足設(shè)計(jì)要求，可以有多種可行的方案，確定總體設(shè)計(jì)參數(shù)和進(jìn)行分析，也有不同的工作量和精度的方法。飛機(jī)總體設(shè)計(jì)涉及到多種學(xué)科領(lǐng)域，如空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、航空發(fā)動(dòng)機(jī)、自動(dòng)控制、電子技術(shù)、材料及工藝等，特別需要各方面的綜合協(xié)調(diào)。本書(shū)作為航空高等院校本科生教材，強(qiáng)調(diào)培養(yǎng)學(xué)生的綜合和決策問(wèn)題的能力，內(nèi)容安排上也是由簡(jiǎn)到繁，通過(guò)幾個(gè)循環(huán)完成飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)。第1章序言（續(xù)）本書(shū)將飛機(jī)總體設(shè)計(jì)分為三個(gè)方面：方案設(shè)計(jì)、總體參數(shù)設(shè)計(jì)、決策與優(yōu)化。將飛機(jī)升阻特性和飛行性能計(jì)算與分析的內(nèi)容有機(jī)的融入到方案設(shè)計(jì)和總體參數(shù)設(shè)計(jì)的章節(jié)中。第二章討論飛機(jī)方案設(shè)計(jì)，提出飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的第一輪迭代設(shè)計(jì)流程，其中包括總體布局及初步分析，起飛重量、翼載和推重比的計(jì)算，升阻特性初步計(jì)算，以及各種矛盾因素權(quán)衡處理方法。第三章討論飛機(jī)總體參數(shù)設(shè)計(jì)，介紹機(jī)翼、機(jī)身和尾翼幾何參數(shù)選擇，內(nèi)部布置，推進(jìn)裝置與機(jī)體一體化設(shè)計(jì)，起落架設(shè)計(jì)等。通過(guò)總體參數(shù)設(shè)計(jì)，進(jìn)一步研究總體方案的可行性，進(jìn)行方案決策。結(jié)合實(shí)例，給出了飛機(jī)初步設(shè)計(jì)三面圖。第四章討論飛機(jī)操縱系統(tǒng)的特點(diǎn)和基本組成，給出設(shè)計(jì)要求，分析現(xiàn)代高速飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，增穩(wěn)和主動(dòng)控制技術(shù)。介紹電傳操縱和綜合飛行控制的基本概念。第1章序言（續(xù)）第五章，飛機(jī)費(fèi)用和效能分析。這是不同于飛機(jī)性能準(zhǔn)則的另一個(gè)決定設(shè)計(jì)方案取舍的重要方面。它包括了飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的組成和分析方法，研究、發(fā)展、試驗(yàn)、鑒定、生產(chǎn)費(fèi)用和使用保障費(fèi)用分析模型，民用航空運(yùn)營(yíng)問(wèn)題。軍用飛機(jī)完成預(yù)定作戰(zhàn)任務(wù)能力的大小，可通過(guò)作戰(zhàn)效能進(jìn)行綜合評(píng)估。本章還介紹了飛機(jī)作戰(zhàn)效能分析的概念和評(píng)估方法，綜合效能和費(fèi)用的效費(fèi)比分析方法。現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，涉及到多個(gè)學(xué)科領(lǐng)域，各學(xué)科構(gòu)成的子系統(tǒng)相互交叉影響。飛機(jī)設(shè)計(jì)必須建立綜合設(shè)計(jì)的思想，提高綜合設(shè)計(jì)的手段。第六章，飛機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化，詳細(xì)介紹了飛機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法的基本原理，常用算法及分析比較，近似技術(shù)、計(jì)算流程，這里有我們的研究成果和對(duì)某通用航空飛機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化的詳細(xì)分析計(jì)算過(guò)程。另外，針對(duì)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)還介紹了面向系統(tǒng)設(shè)計(jì)的方法評(píng)價(jià)準(zhǔn)則，建立了多準(zhǔn)則決策的層次結(jié)構(gòu)和綜合評(píng)價(jià)框架。第1章序言（續(xù)）本書(shū)強(qiáng)調(diào)了飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的綜合協(xié)調(diào)、折衷權(quán)衡、反復(fù)迭代等特點(diǎn)，在各個(gè)階段都盡量給出具體的設(shè)計(jì)步驟。本書(shū)吸收了國(guó)外一些成功的飛機(jī)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)、計(jì)算公式，對(duì)學(xué)生掌握飛機(jī)總體設(shè)計(jì)方法很有幫助。本課程介紹了飛機(jī)總體設(shè)計(jì)優(yōu)化和決策的基本概念和方法，使讀者體驗(yàn)設(shè)計(jì)的全過(guò)程。盡管與實(shí)際應(yīng)用于工業(yè)界的方法相比，本教材所列出的設(shè)計(jì)與分析技術(shù)是簡(jiǎn)化了的，但是課程內(nèi)容安排符合學(xué)生認(rèn)識(shí)規(guī)律，通過(guò)這門(mén)課的學(xué)習(xí)，使讀者在定性分析能力、定量估算能力，綜合運(yùn)用能力及聯(lián)系工程實(shí)際能力等方面得到鍛煉和提高。2.1方案設(shè)計(jì)的任務(wù)和過(guò)程方案設(shè)計(jì)的主要任務(wù)是確定如下飛機(jī)總體參數(shù)：起飛總重W；推重比T/W；翼載W/S；最大升力系數(shù)；零升阻力系數(shù)。2.2重量估算

飛機(jī)必須在帶有裝載物的情況下達(dá)到航程、航時(shí)、速度和巡航速度的目標(biāo)。估算為了完成任務(wù)階段的飛機(jī)最小重量和燃油重量是很重要的。對(duì)一定的任務(wù)要求，本節(jié)提供了一種快速估計(jì)起飛總重、空重、任務(wù)油重的方法。該方法適用于如下12種飛機(jī)：自制螺旋槳飛機(jī)；單發(fā)螺旋槳飛機(jī)；雙發(fā)螺旋槳飛機(jī)；農(nóng)業(yè)飛機(jī)；公務(wù)機(jī)；渦輪螺旋槳支線飛機(jī)；噴氣運(yùn)輸機(jī)；軍用教練機(jī)；戰(zhàn)斗機(jī)；軍用巡邏機(jī)，轟炸機(jī)和運(yùn)輸機(jī)；水陸兩用飛機(jī)；超音速巡航飛機(jī)。2.2重量估算（續(xù)）2.2.1方法的概述“設(shè)計(jì)起飛總重”是指飛機(jī)在設(shè)計(jì)確定任務(wù)開(kāi)始時(shí)的總重量，它不一定與“最大起飛重量”相同。許多軍用飛機(jī)的裝載可以超過(guò)其設(shè)計(jì)重量，但將損失包括機(jī)動(dòng)性在內(nèi)的主要性能。除特殊說(shuō)明外，起飛總重或假定為設(shè)計(jì)重量。2.2重量估算（續(xù)）可以將飛機(jī)起飛總重表示為如下幾項(xiàng)：

WTO=WOE+WF+WPL

（2.2.1）

WOE=WE+Wtfo+Wcrew

（2.2.2）

WE=WS+WFEQ+WEN

（2.2.3）

WTO=Wcrew+WF+WPL+WE（2.2.4）（2.2.5）

任務(wù)油重的確定空機(jī)重量的估算

確定起飛重量

將空機(jī)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(duì)該式進(jìn)行迭代，就可求得起飛重量。也就是先假定一個(gè)起飛重量，計(jì)算統(tǒng)計(jì)空機(jī)重量系數(shù)，再計(jì)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(gè)值作為下一個(gè)假定值，重新進(jìn)行計(jì)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%。飛行器總體設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)實(shí)例：反潛機(jī)

目錄反潛機(jī)設(shè)計(jì)要求方案草圖設(shè)計(jì)升阻比L/D的估算起飛重量的確定權(quán)衡分析總結(jié)1.反潛機(jī)設(shè)計(jì)要求2.方案草圖設(shè)計(jì)2.方案草圖設(shè)計(jì)(續(xù))3.升阻比L/D的估算4.起飛重量的確定5.權(quán)衡分析(航程)5.權(quán)衡分析(航程)5.權(quán)衡分析(有效裝載)5.權(quán)衡分析(有效裝載)5.權(quán)衡分析(復(fù)合材料)6.總結(jié)7.S-3A反潛機(jī)的真實(shí)資料7.S-3A反潛機(jī)的真實(shí)資料7.S-3A反潛機(jī)的真實(shí)資料7.S-3A反潛機(jī)的真實(shí)資料7.S-3A反潛機(jī)的真實(shí)資料7.S-3A反潛機(jī)的真實(shí)資料2.3飛機(jī)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(jī)翼的幾何形狀、翼型、襟翼幾何形狀及其展長(zhǎng)、前緣縫翼及縫翼幾何形狀，Re數(shù)、表面光潔度以及來(lái)自飛機(jī)其它部件的影響，如：機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙或掛架的干擾。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(jī)的典型CLmax

值。2.3飛機(jī)升阻特性估算

圖2.3.1給出了幾類(lèi)飛機(jī)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％。圖2.3.1最大升力系數(shù)隨后掠角的變化曲線2.3飛機(jī)升阻特性估算2.3.2確定零升阻力系數(shù)

機(jī)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(wú)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，一架精心設(shè)計(jì)的飛機(jī)在亞音速巡航時(shí)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(duì)于不同類(lèi)型的飛機(jī)，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)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)（Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分離阻力。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，公式中的當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)Cfe可從表（2.3.2）中查取。（2.3.1）2.3飛機(jī)升阻特性估算式中：S－飛機(jī)浸濕面積；

S參考－飛機(jī)參考面積。2.3飛機(jī)升阻特性估算

浸濕面積，即飛機(jī)總的外露表面積，可以看作是把飛機(jī)浸入水中會(huì)變濕的那部分表面積。要估算阻力必須計(jì)算浸濕面積，因?yàn)樗鼘?duì)摩擦阻力影響最大。機(jī)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，浸濕面積由實(shí)際視圖外露平面形狀面積（S）乘以一個(gè)根據(jù)機(jī)翼和尾翼相對(duì)厚度確定的因子得到。圖2.3.2機(jī)翼/尾翼浸濕面積估算2.3飛機(jī)升阻特性估算

對(duì)于起飛與著陸，襟翼與起落架對(duì)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(lèi)型有關(guān)，其典型值可參照表2.3.3選取。

采用哪個(gè)值取決于飛機(jī)的襟翼、起落架型式。開(kāi)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(jī)翼上的起落架阻力大；上單翼飛機(jī)大于下單翼。2.3飛機(jī)升阻特性估算2.3.3典型的飛機(jī)極曲線

升阻比L/D是所設(shè)計(jì)方案總氣動(dòng)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(gè)設(shè)計(jì)因素：機(jī)翼翼展和浸濕面積。以下列出了亞音速及超音速飛機(jī)典型極曲線的計(jì)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(jī)的極曲線公式如下（襟翼及起落架收上）：2.3飛機(jī)升阻特性估算

S=32㎡；A＝9；Λ1/4＝20°；(t/c)t＝0.14；(t/c)r＝0.10；df＝2m；機(jī)翼增升裝置：前緣縫翼及雙縫富勒襟翼；1－無(wú)增升裝置的CLα；2－起飛時(shí)（前緣縫翼不打開(kāi)，襟翼偏轉(zhuǎn)20°）的CLα

；3－著陸時(shí)（前緣縫翼打開(kāi)，襟翼偏轉(zhuǎn)40°）的CLα

；4－無(wú)增升裝置(起落架收起)時(shí)的CL(CD)；5－起飛時(shí)（起落架放下）的CL(CD)；6－著陸時(shí)（起落架放下）的CL(CD)；7－離地時(shí)的升力系數(shù)；8－著陸時(shí)的升力系數(shù)。圖2.3.4超音速飛機(jī)的極曲線2.3飛機(jī)升阻特性估算圖2.3.5超音速飛機(jī)的隨飛行M數(shù)變化的曲線

2.3飛機(jī)升阻特性估算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(jī)飛行性能的兩個(gè)最重要的參數(shù)，這些參數(shù)的優(yōu)化是初始設(shè)計(jì)布局完成后所要進(jìn)行的主要分析、設(shè)計(jì)工作。然而，在初始設(shè)計(jì)布局之前，要進(jìn)行基本可信的翼載和推重比估算，否則優(yōu)化后的飛機(jī)可能與初始布局的飛機(jī)相差很遠(yuǎn)，必須重新設(shè)計(jì)。2.4.1確定推重比

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)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。每當(dāng)設(shè)計(jì)師們提到飛機(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(mén)狀態(tài)下的推重比。另一個(gè)常被提到的推重比是戰(zhàn)斗機(jī)在格斗條件下的推重比。2.4確定推重比和翼載1.推重比的折算在確定參數(shù)的過(guò)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(dòng)機(jī)的數(shù)量和大小。2.推重比的統(tǒng)計(jì)估算值表2.4.1給出了不同類(lèi)型飛機(jī)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(shí)的值。2.4確定推重比和翼載

推重比與最大速度密切相關(guān)，在后面的設(shè)計(jì)過(guò)程中，在最大設(shè)計(jì)速度情況下，氣動(dòng)阻力的計(jì)算將與其它準(zhǔn)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。

3.根據(jù)保證平飛狀態(tài)的統(tǒng)計(jì)確定推重比飛機(jī)在巡航狀態(tài)時(shí)，處于水平勻速飛行中。此時(shí)，飛機(jī)的重量等于作用在飛機(jī)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：

(2.4.2)4.根據(jù)爬升性能確定推重比爬升段的推重比可用式（2.4.3）來(lái)推算，該式給出推重比的范圍，在設(shè)計(jì)中，必須使爬升推重比不能小于該式所求得的值。

(2.4.3)

2.4確定推重比和翼載2.4確定推重比和翼載5.根據(jù)起飛滑跑距離確定推重比

除非特別指明，均認(rèn)為起飛時(shí)地面為硬質(zhì)跑道（混凝土地面或柏油路面）。起飛要求通常以起飛場(chǎng)長(zhǎng)要求的形式給出，這些要求因飛機(jī)而異（圖2.4.1和圖2.4.2）。圖2.4.1螺旋槳飛機(jī)起飛距離的定義圖2.4.2民機(jī)起飛距離的定義

通常在飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求中都給出了飛機(jī)的起飛滑跑距離值，但是用下式可以足夠精確地算出滑跑距離值：2.4確定推重比和翼載2.4確定推重比和翼載

因?yàn)轱w機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求中給出了飛機(jī)的起飛滑跑距離值，所以可以根據(jù)下式解出推重比:6.根據(jù)最大平飛速度確定推重比飛行的速度增大時(shí)，飛機(jī)的阻力將增大?？朔枇π枰猛屏?，所以飛機(jī)的需用推力值就是飛機(jī)的實(shí)際阻力值D，最大可用推力減去阻力D或者減去需用推力，所得的剩余推力為：

ΔT=T-D=T可用-T需用

速度愈接近最大，剩余推力就愈小，直到這最大剩余推力等于零，此時(shí)的速度即為最大平飛速度。

2.4確定推重比和翼載

由最大評(píng)飛速度可以得出推重比的表達(dá)式：

7.推重比的選取根據(jù)飛機(jī)的不同性能要求可以求出幾個(gè)推重比，飛機(jī)的推重比取其中的最大值。2.4.2確定翼載荷（W/S）翼載是飛機(jī)重量除以飛機(jī)的參考（不是外露）機(jī)翼面積。翼載影響失速速度、爬升率、起飛著陸距離以及盤(pán)旋性能。翼載決定了設(shè)計(jì)升力系數(shù)，并通過(guò)對(duì)浸濕面積和翼展的影響而影響阻力。對(duì)確定飛機(jī)起飛總重也有很大影響。2.4確定推重比和翼載

表2.4.4給出了有代表性的翼載。在設(shè)計(jì)過(guò)程中，利用這些參數(shù)，可提供參考，也可檢驗(yàn)設(shè)計(jì)的結(jié)果。

1.根據(jù)失速速度確定翼載飛機(jī)的失速是影響飛機(jī)安全的主要因素。失速速度直接由翼載和最大升力系數(shù)確定。在設(shè)計(jì)過(guò)程中，可利用失速速度與翼載的關(guān)系，求得滿足失速性能的翼載。2.4確定推重比和翼載

通過(guò)下式2.4.12可求出達(dá)到給定失速速度和某一特定最大升力系數(shù)所需要的翼載。（2.4.12）2.根據(jù)起飛距離確定翼載起飛滑跑距離是指機(jī)輪離地前經(jīng)過(guò)的實(shí)際距離，正常起飛的離地速度是失速速度的1.1倍。式（2.4.13）和式（2.4.14）給出了給定起飛距離時(shí)所允許的最大翼載。（2.4.13）

（2.4.14）2.4確定推重比和翼載3.根據(jù)機(jī)動(dòng)過(guò)載確定翼載飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能主要反映在一定高度、速度下的過(guò)載系數(shù)n，機(jī)動(dòng)性能的好壞依賴于飛機(jī)的最大升阻比與發(fā)動(dòng)機(jī)推力。式（2.4.15）給出了給定過(guò)載系數(shù)時(shí)所允許的最大翼載。（2.4.15）4.根據(jù)升限確定翼載升限分為理論升限和實(shí)用升限兩種。理論升限是指在給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，飛機(jī)能保持等速水平直線飛行的最大高度，也就是最大爬升率等于零時(shí)的飛行高度。實(shí)用升限是指在給定飛機(jī)重量和給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，對(duì)于軍用飛機(jī)，亞音速飛行最大爬升率為0.5m/s時(shí)的飛行高度；超音速飛行最大爬升率為5m/s時(shí)的飛行高度。2.4確定推重比和翼載

給定升限高度后，查國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表可以得到升限高度上的空氣密度_x0001_，根據(jù)式（2.4.16）可以求得滿足升限的翼載。（2.4.16）5.根據(jù)航程確定翼載為了達(dá)到最大的航程，翼載的選取必須使巡航條件下有高的升阻比L/D。螺旋槳飛機(jī)：

噴氣式飛機(jī)：2.4確定推重比和翼載6.根據(jù)航時(shí)確定翼載為了達(dá)到最大航時(shí)，翼載的選擇應(yīng)能提供一個(gè)高的升阻比L/D。對(duì)于螺旋槳飛機(jī)，當(dāng)誘導(dǎo)阻力等于零升阻力的三倍時(shí)待機(jī)最優(yōu)；對(duì)于噴氣式飛機(jī)，最優(yōu)待機(jī)是在最大L/D條件下，因此可以得出下面的公式：螺旋槳飛機(jī)航時(shí)最大時(shí)的翼載：噴氣式飛機(jī)航時(shí)最大時(shí)的翼載：7.翼載的選取根據(jù)飛機(jī)的不同性能要求可以求出幾個(gè)翼載，飛機(jī)的翼載取其中的最小值。2.5總體布局形式的選擇（方案設(shè)計(jì)）

當(dāng)設(shè)計(jì)一種新的飛機(jī)時(shí)，幾乎總要遇到如何選擇其總體型式的問(wèn)題。這實(shí)際上就是飛機(jī)概念設(shè)計(jì)階段的開(kāi)始，完全用解析的方法來(lái)選擇飛機(jī)的型式是不可能的。但是在已有的方案和準(zhǔn)備采用的方案的范圍內(nèi)，從評(píng)價(jià)準(zhǔn)則和滿足給定的設(shè)計(jì)要求及戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求的觀點(diǎn)來(lái)看，可以建立起一定形式的求解最優(yōu)方案的方法。所有的各種各樣的飛機(jī)總體型式在一定程度上都可能是可行的方案。在圖2.5.1中介紹了從低速到現(xiàn)代超音速和高超音速飛機(jī)型式的總體布局型式。圖2.5.1已有的飛機(jī)總體布局型式2.5總體布局形式的選擇（方案設(shè)計(jì)）2.6飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇

飛機(jī)的氣動(dòng)布局通常是指其不同的氣動(dòng)力承力面的安排形式。全機(jī)氣動(dòng)特性取決于各承力面之間的相互位置以及相對(duì)尺寸和形狀。機(jī)翼是主承力面，它是產(chǎn)生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是輔助承力面，主要用于保證飛機(jī)的安定性和操縱性。根據(jù)各輔助翼面與機(jī)翼相對(duì)位置及輔助面的多少，有以下幾種氣動(dòng)布局形式：

——正常式布局，水平尾翼在機(jī)翼之后；

——鴨式布局，水平前翼在機(jī)翼的前面；

——無(wú)尾或“飛翼”，飛機(jī)只有一對(duì)機(jī)翼；

——三翼面布局，機(jī)翼前面有水平前翼，機(jī)翼后面有水平尾翼。2.6飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇2.6.1正常式布局多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)都采用正常式布局。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)更強(qiáng)調(diào)中、低空機(jī)動(dòng)性，要求飛機(jī)具有良好的大迎角特性（如圖2.6.1所示）。

圖2.6.1正常式布局飛機(jī)2.6飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇2.6.2鴨式布局隨著主動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，電傳操縱技術(shù)的成熟，把前翼設(shè)計(jì)得比較大（相對(duì)面積8％～15％）并靠近機(jī)翼構(gòu)成所謂近耦合鴨式布局已成為現(xiàn)實(shí)。（如圖2.6.2所示）。圖2.6.2近距耦合鴨式布局2.6飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇2.6.3無(wú)尾式布局由于無(wú)尾飛機(jī)沒(méi)有前翼和平尾，其飛機(jī)的縱向操縱和配平僅靠機(jī)翼后緣的升降舵來(lái)實(shí)現(xiàn)（如圖2.6.3所示）。圖2.6.3無(wú)尾飛機(jī)機(jī)種2.6飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇2.6.4三翼面布局三翼面布局是在正常式布局的基礎(chǔ)上增加一個(gè)水平前翼而構(gòu)成的（即前翼+機(jī)翼+平尾），因此，它綜合了正常式和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，經(jīng)過(guò)仔細(xì)設(shè)計(jì)，有可能得到更好的確定特性，特別是操縱和配平特性（如圖2.6.4所示）。圖2.6.4三翼面布局典型機(jī)種2.6飛機(jī)氣動(dòng)布局的選擇

綜上所述，各種布局型式特點(diǎn)不同，選擇確定布局型式是一個(gè)綜合、折衷的過(guò)程。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，鴨式和無(wú)尾式布局用于超音速為基本飛行狀態(tài)的飛機(jī)是合理的，而常規(guī)式布局則用于亞音速飛機(jī)或以亞音速飛行狀態(tài)為主，超音速飛行狀態(tài)為次的飛機(jī)最合適。2.6.5選擇飛機(jī)布局時(shí)要考慮的其它因素在選擇飛機(jī)布局時(shí)，除選擇氣動(dòng)配平的型式外，還要考慮其它因素。首先要選擇機(jī)翼的平面形狀、尾翼的尺寸和在飛機(jī)上的安裝位置，然后是選擇起落架的型式及其在飛機(jī)上的安裝位置。在飛機(jī)氣動(dòng)阻力中稱為干擾阻力的部分決定于飛機(jī)各部分之間的相互影響，最主要的中機(jī)翼和機(jī)身之間的相互干擾。2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響2.7.1概述隱身技術(shù)是二次大戰(zhàn)后出現(xiàn)的重要軍事技術(shù)之一，它的出現(xiàn)促使戰(zhàn)場(chǎng)軍事裝備向隱身方向發(fā)展。隱身技術(shù)的專(zhuān)業(yè)定義是：在飛機(jī)研制過(guò)程中設(shè)法降低其可探測(cè)性，使之不易被敵方發(fā)現(xiàn)、跟蹤和攻擊的專(zhuān)門(mén)技術(shù)。所謂隱身能力，又稱為低可探測(cè)性。對(duì)于新的一代先進(jìn)的軍用飛機(jī)，一般都要求具有隱身性。隱身性包括四個(gè)方面：雷達(dá)隱身、紅外隱身、聲隱身、可見(jiàn)光隱身。對(duì)于高度隱身的飛機(jī)，“可見(jiàn)度”以及與其相關(guān)的問(wèn)題支配著設(shè)計(jì)。評(píng)定和衡量一架隱身飛機(jī)的最重要的參數(shù)是雷達(dá)散射截面積(RCS)，它是目標(biāo)的一種折算面積，用來(lái)度量目標(biāo)在雷達(dá)波照射下所產(chǎn)生的回波強(qiáng)度大小，用σ表示。具有高隱身能力的飛機(jī)在突防中，由于其RCS值小，不易被敵方發(fā)現(xiàn)，可成功的穿過(guò)由先進(jìn)雷達(dá)和高炮、地對(duì)空導(dǎo)彈組成的防空系統(tǒng)，提高了飛機(jī)的生存力。在進(jìn)攻中，與敵機(jī)相迎，可實(shí)現(xiàn)先敵發(fā)現(xiàn)，先敵發(fā)射，首先消滅敵機(jī)。因此，把飛機(jī)的隱身能力作為新一代軍用飛機(jī)必須具備的重要指標(biāo)之一是非常正確的。圖2.7.1RCS隨觀察角度的變化圖2.7.2軍用飛機(jī)的RCS值2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響圖2.7.3雷達(dá)對(duì)不同飛機(jī)的探測(cè)距離2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響

隱身設(shè)計(jì)的目的是盡可能減小RCS。RCS的大小決定于飛機(jī)的幾何面積和幾何特性、雷達(dá)波的反射方向、雷達(dá)波的反射率。其中前面兩個(gè)因素由飛機(jī)的外形決定，也就是隱身氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的問(wèn)題。后一個(gè)因素取決于雷達(dá)吸波材料(RAM)和雷達(dá)吸波結(jié)構(gòu)(RAS)。

1.實(shí)體簡(jiǎn)單幾何形狀的RCS比較見(jiàn)下圖2.7.4，其中以球體作為比較的基準(zhǔn)，RCS＝lm2。2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響2.空腔體飛機(jī)的進(jìn)氣道、噴管和艙蓋都是空腔體，在進(jìn)氣道和噴管的內(nèi)端頭有高速旋轉(zhuǎn)的壓氣機(jī)和渦輪，對(duì)于雷達(dá)波來(lái)說(shuō)相當(dāng)一個(gè)平板。圖2.7.7是戰(zhàn)斗機(jī)各種部件對(duì)RCS貢獻(xiàn)的示意圖。圖2.7.6入射波方向?qū)CS的影響圖2.7.7戰(zhàn)斗機(jī)各部件的RCS示意圖2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響3.邊緣和縫隙機(jī)翼前緣對(duì)雷達(dá)入射波產(chǎn)生散射，其中一部分能量成為雷達(dá)的反射信號(hào)(圖2.7.8)。圖2.7.9為運(yùn)輸機(jī)各種部件對(duì)RCS貢獻(xiàn)的示意圖。圖2.7.8邊緣和縫隙的雷達(dá)散射波

圖2.7.9運(yùn)輸機(jī)各部件的RCS示意圖2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響

從圖2.7.6、圖2.7.7和圖2.7.9可看出，飛機(jī)的雷達(dá)反射信號(hào)強(qiáng)度，也就是RCS的大小，有很大的方向性。2.7.2考慮隱身性能的氣動(dòng)布局原則和措施

1.考慮隱身性能的氣動(dòng)布局原則

(1)消除能夠成角反射器的外形布局，如垂直側(cè)面機(jī)身與機(jī)翼采用翼身融合體設(shè)計(jì)，單立尾與平尾的角反射器采用傾斜的雙立尾來(lái)消除，如圖2.7.10所示。

(2)變后向散射為非后向散射，如F-22采用帶棱邊的機(jī)頭，將機(jī)身平側(cè)面改成傾斜側(cè)面，在突防時(shí)將雷達(dá)天線傾斜一個(gè)角度等，如圖2.7.11所示。

(3)采用一個(gè)部件對(duì)另一強(qiáng)散射部件的遮擋措施，如采用背部進(jìn)氣道，用機(jī)身和機(jī)翼遮擋了進(jìn)氣道，例如F-117飛機(jī)的進(jìn)氣道；但這種布置進(jìn)氣道，大迎角特性不好。利用機(jī)翼及邊條對(duì)機(jī)身2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響

向的遮擋可減小側(cè)向的RCS值。

(4)將全機(jī)各翼面的棱邊都安排在少數(shù)幾個(gè)非重要的照射方向上去(大于正前方40°以外)，如F-22、F-23的機(jī)翼、平尾、立尾的前緣和后緣都互相平行，如圖2.7.12所示。圖2.7.10垂尾傾斜消除角反射圖2.7.11變后向散射為非后向散射2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響圖2.7.12翼面前后緣平行可減小雷達(dá)反射圖2.7.13斜切口及S形進(jìn)氣道2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響(5)消除強(qiáng)散射源。

(6)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。

(7)當(dāng)某些部件或部位不能使用外形隱身措施時(shí)，必須采取其他措施來(lái)彌補(bǔ)。2.考慮隱身性能的氣動(dòng)布局措施本節(jié)將結(jié)合現(xiàn)有的隱身飛機(jī)介紹隱身氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要措施?，F(xiàn)在世界上在役的隱身飛機(jī)有3種：對(duì)地攻擊機(jī)F-117(圖2.7.14)，戰(zhàn)略轟炸機(jī)B-2(圖2.7.15)，第四代戰(zhàn)斗機(jī)F-22(圖2.7.16)，曾經(jīng)和F-22共同參與美國(guó)ATF(先進(jìn)技術(shù)戰(zhàn)斗機(jī))競(jìng)標(biāo)的原型機(jī)YF-23(圖2.7.17)也是一種隱身飛機(jī)，在此一并介紹。2.7隱身性能對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)布局的影響B(tài)-2F-117F-223.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟3.1.2飛機(jī)總體參數(shù)詳細(xì)設(shè)計(jì)（部件設(shè)計(jì)）的主要任務(wù)在飛機(jī)部件的設(shè)計(jì)過(guò)程中，要解決以下的問(wèn)題：

1.選擇主要參數(shù)和幾何尺寸的最優(yōu)值；

2.選擇最優(yōu)形狀、最優(yōu)外形；

3.選擇飛機(jī)部件的最優(yōu)結(jié)構(gòu)受力形式，滿足強(qiáng)度、剛度等要求并使重量最輕；

4.選擇最優(yōu)材料和工藝過(guò)程，使在成批生產(chǎn)中保證外形和表面質(zhì)量的條件下使飛機(jī)部件生產(chǎn)成本最低；3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

5.保證飛機(jī)部件使用維護(hù)方便，在飛機(jī)部件重要結(jié)構(gòu)和設(shè)備的檢查和修理時(shí)，有自由接近的和進(jìn)行必需的測(cè)量調(diào)整工作的可能性。根據(jù)飛機(jī)主要參數(shù)值和規(guī)定的戰(zhàn)術(shù)（使用）技術(shù)性能選擇飛機(jī)部件的主要參數(shù)和幾何尺寸并使它們最優(yōu)化。

1.機(jī)翼：展弦比A、后掠角Λ、根梢比λ、機(jī)翼根部和尖部翼型的相對(duì)厚度t/c、上反角Γw，幾何扭轉(zhuǎn)及氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)和增升裝置選擇；

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟2.機(jī)身：最大橫截面積SMf、長(zhǎng)細(xì)比l/d、機(jī)身長(zhǎng)度lf、機(jī)身頭部和尾部的長(zhǎng)細(xì)比；3.尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂（LHT,LVT）、尾翼的面積SHT和SVT、舵面面積SHC和SVC、根梢比λHT和λVT、展弦比AHT和AVT；4.起落架和動(dòng)力裝置：起落架支柱和機(jī)輪尺寸、進(jìn)氣口和尾噴口的尺寸、發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙或起落架整流艙的最大截面積等。

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟飛機(jī)部件（最優(yōu)）形狀的選擇與以下的參數(shù)的選擇有關(guān)：

1.機(jī)翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置規(guī)律；2.機(jī)翼和尾翼相對(duì)于機(jī)身的位置，水平尾翼（HT）和垂直尾翼（VT）的相對(duì)位置；3.機(jī)身的橫截面和機(jī)身頭部與尾部的外形；4.起落架的位置，起落架收入機(jī)翼或機(jī)身內(nèi)的可能性（以及有沒(méi)有設(shè)專(zhuān)門(mén)的整流罩的要求）；5.發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口、短艙、安裝這些短艙的吊掛，以及噴口裝置的形狀。

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟3.1.3飛機(jī)部件設(shè)計(jì)的步驟

下面給出對(duì)飛機(jī)各個(gè)部件的主要型式、尺寸、形狀的選擇步驟；這些部件的其它性能的選擇（結(jié)構(gòu)的、強(qiáng)度的和工藝的等）在專(zhuān)門(mén)的教材里進(jìn)行研究。

1.

總體布局的選擇：

·常規(guī)布局（指尾翼在機(jī)身后段）

·無(wú)尾式布局（指沒(méi)有水平尾翼和鴨翼）

·鴨式布局

·

三翼面布局

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

2.

機(jī)身方案的選擇

·

乘員、旅客、行李、燃油、貨物和其他有效載重的安排

·

座艙或飛行儀表板的設(shè)計(jì)

·

機(jī)身內(nèi)部設(shè)計(jì)

·

窗戶、門(mén)和緊急出口的設(shè)計(jì)

·

燃油、行李和貨物的容積檢查

·

武器和儲(chǔ)備的安排

·

加載和卸載的通道

·

維修和保養(yǎng)的通道

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

3.推進(jìn)裝置類(lèi)型的選擇

·增壓式或非增壓式活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)或者螺旋槳

·渦輪螺旋槳

·槳扇

·渦輪噴氣或渦輪風(fēng)扇

·沖壓噴氣或火箭

·電機(jī)（太陽(yáng)能、微波和電池等）

4.發(fā)動(dòng)機(jī)或螺旋槳數(shù)目的選擇

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟5.

推進(jìn)裝置的布置

·推進(jìn)器：推進(jìn)或拉進(jìn)

·發(fā)動(dòng)機(jī)埋在機(jī)身內(nèi)部或機(jī)翼里

·發(fā)動(dòng)機(jī)艙在機(jī)身上或機(jī)翼上

·發(fā)動(dòng)機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)艙的布置6.

機(jī)翼和尾翼（尾翼或鴨翼）的設(shè)計(jì)參數(shù)選擇

·機(jī)翼面積

·展弦比

·后掠角（固定翼或可變后掠翼）

·相對(duì)厚度

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟·相對(duì)厚度

·翼型類(lèi)型

·根梢比

·舵面的尺寸和布置

·安裝角（固定翼或可變后掠翼）

·上反角

7.增升裝置的類(lèi)型、尺寸和布置的選擇

·機(jī)械式襟翼

·后緣或前緣增升裝置3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟8.

起落架類(lèi)型和布置的選擇

·固定式或可收放

·后三點(diǎn)式、前三點(diǎn)式或自行車(chē)式

·支柱和輪胎的數(shù)目

·機(jī)輪收放位置

·起落架收起的可行性

9.

飛機(jī)上使用的各主要系統(tǒng)的選擇

·飛控系統(tǒng)，主系統(tǒng)和備用系統(tǒng)

·輔助動(dòng)力裝置

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟·燃油系統(tǒng)

·液壓系統(tǒng)

·冷氣系統(tǒng)

·電氣系統(tǒng)

·供氧系統(tǒng)

·環(huán)境控制系統(tǒng)

·防冰、除冰系統(tǒng)

·噴灑系統(tǒng)（指農(nóng)用飛機(jī)）

·導(dǎo)航系統(tǒng)

·電傳控制系統(tǒng)3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟10.

結(jié)構(gòu)布置、結(jié)構(gòu)類(lèi)型和生產(chǎn)細(xì)目的選擇

·金屬、復(fù)合材料

·主要飛機(jī)部件的結(jié)構(gòu)布置

·起落架結(jié)構(gòu)

·生產(chǎn)和制造的流程11.

確定研究、發(fā)展、制造和使用的費(fèi)用

·潛在利潤(rùn)的估算（民用飛機(jī)）

·任務(wù)效能的估算（軍用飛機(jī)）

·全壽命周期費(fèi)用估算（包括民機(jī)和軍機(jī)）

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

以下是機(jī)翼平面設(shè)計(jì)和橫向操縱面形狀位置設(shè)計(jì)的過(guò)程。

第1步：考慮對(duì)機(jī)翼布局起主要影響的因素，確定布局是下列形式之一：（1）常規(guī)布局（指尾翼后置）（4）鴨翼（2）飛翼（指無(wú)平尾或鴨翼）（5）三翼面（3）串列式機(jī)翼（6）連接式機(jī)翼第2步：確定機(jī)翼總的結(jié)構(gòu)布局：（1）懸臂式機(jī)翼（2）支撐式機(jī)翼第3步:機(jī)翼/機(jī)身總體布置的確定：（1）上單翼（2）中單翼（3）下單翼3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

下面這些機(jī)翼/機(jī)身布局的比較只有在其它條件均相同時(shí)才是正確的。數(shù)字1表示‘首選’，數(shù)字3表示‘最不合適’。

*表示在很大程度上取決于機(jī)翼通過(guò)機(jī)身的位置

**

表示如果起落架收入機(jī)身內(nèi)，那么起落架重量將不再是一個(gè)必需的因素。在這種情況下,起落架經(jīng)常需要減震器外形整流，而這又會(huì)引起附加阻力。3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)第4步:選擇機(jī)翼1/4弦線后掠角和機(jī)翼相對(duì)厚度后掠角的類(lèi)型有以下幾種：（1）零度后掠或平直翼（2）后掠（也叫正后掠）（3）前掠（也叫負(fù)后掠）（4）變后掠（對(duì)稱變后掠）（5）斜掠（不對(duì)稱變后掠）

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)第5步：選擇翼型

第6步：確定機(jī)翼尖削比λW并繪制機(jī)翼平面尺寸圖。第7步：列出最大升力系數(shù)。第8步：確定橫向操縱面的形狀、尺寸及位置。第9步：在6步繪制的機(jī)翼平面圖上標(biāo)出前后翼梁軸線第10步：機(jī)翼油箱容積的計(jì)算第11步：確定機(jī)翼上反角Γｗ第13步：將各步的決定和清晰的尺寸圖歸入一份簡(jiǎn)短的文檔。

第12步：確定機(jī)翼安裝角及機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角εt3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)參數(shù)計(jì)算

3.2.1機(jī)翼的展弦比機(jī)翼的幾何展弦比是無(wú)因次的幾何參數(shù)，并由下式確定：

A＝b2/S

其中b－機(jī)翼的翼展，米；S－機(jī)翼面積，米2。在確定機(jī)翼的氣動(dòng)力特性時(shí),不用幾何展弦比，而用有效展弦比。

3.2.2機(jī)翼的平均相對(duì)厚度機(jī)翼的平均相對(duì)厚度由下式確定：

t/c＝SMW/S=SMW

其中：SMW－機(jī)翼最大截面積，米2。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2.3

中弧面的形狀機(jī)翼中弧面的形狀同樣也是機(jī)翼的幾何特性。它的定義是由翼型上、下輪廓構(gòu)成機(jī)翼的上、下表面法向坐標(biāo)之和的一半（機(jī)翼展向?yàn)閆坐標(biāo)）：3.2.4

機(jī)翼的容積機(jī)翼的容積是機(jī)翼很重要的幾何特性，它可以用于放置燃油。對(duì)于有直母線的機(jī)翼，在前后緣之間整個(gè)機(jī)翼的最大理論容積（米）可以按下式計(jì)算：

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2.5中等展弦比和大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)力特性

1、機(jī)翼升力特性（CLα值的確定）中等展弦比和大展弦比機(jī)翼在低亞音速無(wú)紊流流動(dòng)時(shí)的升力特性用升力系數(shù)和迎角的關(guān)系，以及升力系數(shù)對(duì)迎角的導(dǎo)數(shù)來(lái)評(píng)定：

2、機(jī)翼的最大升力特性機(jī)翼的最大升力特性，以CLmax的大小來(lái)評(píng)定，它決定于翼型沿翼展的分布，機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)和平面形狀，也就是決定于它的氣動(dòng)布局型式。機(jī)翼的氣動(dòng)布局應(yīng)該考慮到機(jī)翼的流場(chǎng)特點(diǎn)。對(duì)于后掠機(jī)翼特點(diǎn)有：圖3.3.2上給出了由同類(lèi)翼型組成的梯形后掠機(jī)翼的CL實(shí)際值沿展向的分布。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)圖3.2.3上給出了展向環(huán)量分布與機(jī)翼根梢比λ、后掠角Λ的關(guān)系。3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)在圖3.2.4上表示了后掠機(jī)翼縱向力矩隨迎角α的變化。

圖3.2.4在Cm(α)＝f(CL)關(guān)系中“勺形區(qū)”的形成3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3、提高后掠機(jī)翼升力特性的措施為了提高后掠機(jī)翼的CLmax值和對(duì)應(yīng)于Cm(α)或CL(α)的非線性關(guān)系開(kāi)始時(shí)的CL容許值（為了減小“勺形”區(qū)范圍并把它向較大α值移動(dòng)），在機(jī)翼氣動(dòng)力布局上可以采用以下方法：

圖3.2.5后掠機(jī)翼在弦平面內(nèi)彎曲時(shí)其剖面迎角的變化3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

在后掠機(jī)翼上設(shè)置隔板的型式如下圖3.2.64、機(jī)翼阻力由飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)教程可知，機(jī)翼總的迎面阻力可用飛機(jī)極曲線方程給出：3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)5、機(jī)翼的力矩特性機(jī)翼的縱向力矩系數(shù)Cm取決于機(jī)翼的氣動(dòng)布局和飛行狀態(tài)（CL和Ma數(shù)）。在第一次近似中，Cm=Cm0+CmCLCL，其中零力矩Cm0取決于機(jī)翼的氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)和幾何扭轉(zhuǎn)，也和飛行Ma數(shù)有關(guān)。機(jī)翼的縱向靜穩(wěn)定性CmCL=xcg-xac，除了xcg以外還取決于機(jī)翼焦點(diǎn)位置xac，后者取決于機(jī)翼平面形狀和Ma數(shù)。6、機(jī)翼設(shè)計(jì)開(kāi)始階段機(jī)翼參數(shù)的選擇

機(jī)翼幾何參數(shù)的選擇是在實(shí)現(xiàn)給定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求或使用技術(shù)要求的條件下，在飛機(jī)所有參數(shù)優(yōu)化的過(guò)程中，折中氣動(dòng)、重量及容積等特性的基礎(chǔ)上進(jìn)行的。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2.6

小展弦比（A≤3）機(jī)翼的氣動(dòng)力特性1、小展弦比機(jī)翼的流場(chǎng)特點(diǎn)和升力特性特點(diǎn):從下表面通過(guò)側(cè)邊或前緣（大后掠角）向上表面形成激烈的空氣溢流。對(duì)于各種展弦比機(jī)翼的CL-α關(guān)系如下圖3.2.7所示：

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)2、小展弦比機(jī)翼的阻力和力矩特性小展弦比機(jī)翼的零升阻力按照中等和大展弦比機(jī)翼在亞音速的那些公式計(jì)算。小展弦比（A≤3）機(jī)翼的漩渦誘導(dǎo)阻力可按下式?jīng)Q定：3.2.7

機(jī)翼的氣動(dòng)彈性3.2.8

機(jī)翼的增升裝置和副翼

1、機(jī)翼后緣的增升裝置為了解決在起飛、著陸和在強(qiáng)擾流中飛行時(shí)增大機(jī)翼的CL和Clmax，采用各種類(lèi)型的沿機(jī)翼后緣的增升裝置，其中最常用的如圖下圖3.2.8所示。

圖3.2.8各種類(lèi)型的機(jī)翼增升裝置

a－開(kāi)裂式襟翼；b－簡(jiǎn)單襟翼；c－開(kāi)縫襟翼；d－后退開(kāi)裂式襟翼；

e－單縫后退襟翼；f－多縫后退襟翼

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

圖3.2.9各種類(lèi)型的機(jī)翼增升裝置的CL-α關(guān)系

1－無(wú)襟翼；2－帶前緣縫翼；3－帶開(kāi)裂式襟翼；

4－帶多縫后退襟翼；5－帶前后緣后退襟翼。3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)2、前緣增升裝置前緣增升裝置的作用是消除或延緩大迎角時(shí)流經(jīng)機(jī)翼的空氣分離，從而增大值。在翼尖布置前緣縫翼，分離的延緩可保證提高側(cè)向穩(wěn)定性和操縱性，以及改善大迎角時(shí)的副翼效率。機(jī)翼前緣增升裝置的型式有：帶特別形狀縫翼的前緣縫翼、克魯格襟翼和可偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼前緣。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3、飛機(jī)橫向操縱性的保證

最常使用的橫向操縱的手段是設(shè)置在翼尖部分的副翼。副翼面積占機(jī)翼面積的比通常為＝0.05～0.07。副翼可采用以下一些氣動(dòng)補(bǔ)償形式：——使用副翼還為了增大時(shí)，采用軸向補(bǔ)償；——帶柔軟隔膜的內(nèi)腔補(bǔ)償（如下圖）。

1－機(jī)翼；2－前補(bǔ)償室；3－副翼；4－密封隔膜3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)擾流板的型式如下圖所示：

a－理論圖；b－擾流板的結(jié)構(gòu)圖：

Ⅰ－減小機(jī)翼升力的增壓區(qū)（壓力增大）；

Ⅱ－減小機(jī)翼升力的氣流分離區(qū)3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.3機(jī)身設(shè)計(jì)

這一節(jié)的目的是為座艙和機(jī)身的方案設(shè)計(jì)提供具體的方法，以滿足任務(wù)規(guī)范中有關(guān)乘員、旅客和裝載的要求。3.3.1

機(jī)身設(shè)計(jì)的要求與過(guò)程

按照用途和功能特征，機(jī)身是飛機(jī)最復(fù)雜的部件之一。它的用途是多種多樣的，裝載有效載重、乘員、設(shè)備、裝備，動(dòng)力裝置和燃料，并把飛機(jī)的重要部件聯(lián)成一個(gè)整體，包括機(jī)翼、尾翼、起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)。這種功能上的復(fù)雜性決定了在設(shè)計(jì)過(guò)程中不論是選擇機(jī)身參數(shù)、尺寸和形狀，還是確定作用在它上面的外載荷都有一定的難度。機(jī)身不僅承受其載重的重力，而且還承受從飛機(jī)各部件傳到機(jī)身上的載荷。

機(jī)身主要參數(shù)的確定應(yīng)該和飛機(jī)其它部件的參數(shù)計(jì)算同時(shí)進(jìn)行。這些計(jì)算可以用迭代循環(huán)的方式進(jìn)行，這種循環(huán)的簡(jiǎn)圖如下圖。

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)3.3.2

機(jī)身參數(shù)的確定

機(jī)身的尺寸可以作為它的參數(shù)（上圖所示），它們是：長(zhǎng)度lf、直徑df、最大橫截面積SMf，以及無(wú)因次的長(zhǎng)細(xì)比，包括kf＝lf/df－機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比，kfh＝lfh/df－頭部長(zhǎng)細(xì)比，kft＝lft/df－尾部長(zhǎng)細(xì)比。當(dāng)截面不是圓形時(shí)，它的特征尺寸是最大寬度B，最大高度H，還經(jīng)常按機(jī)身的最大截面積來(lái)決定等效直徑,即

機(jī)身的幾何參數(shù)

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)下表：機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比數(shù)據(jù)

在統(tǒng)計(jì)的基礎(chǔ)上導(dǎo)出了機(jī)身參數(shù)間關(guān)系的近似公式：其中：b和A－機(jī)翼的展長(zhǎng)和展弦比；其中：形狀系數(shù)k，對(duì)于亞音速飛機(jī)k＝0.75～0.80；對(duì)于超音速飛機(jī)k＝

0.70～0.75；3.3機(jī)身設(shè)計(jì)機(jī)身容積:

機(jī)身表面面積

3.3.3

機(jī)身橫截面的形狀

用地板梁連接的雙圓弧形成的機(jī)身橫截面，地板梁在氣密壓差作用下承受拉伸（飛機(jī)DC－9）或壓縮（安－24）3.3機(jī)身設(shè)計(jì)機(jī)身橫截面的分布3.3.4

機(jī)身頭部和尾部外形的特點(diǎn)

飛行員視野、頭部形狀與風(fēng)擋玻璃的協(xié)調(diào)

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)機(jī)身尾部上翹縮短起落架支柱的長(zhǎng)度（Δh、φ為常數(shù)）

軍用運(yùn)輸機(jī)機(jī)身尾部外形的比較

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)

波音747F飛機(jī)機(jī)身的頭部貨艙

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)BORING747

3.4尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)3.4.1

尾翼初步設(shè)計(jì)1、初步確定尾翼及操縱面的位置和尺寸的步驟

第1步：作為一般原則，平尾不應(yīng)直接放在推進(jìn)器滑流中。第2步：確定尾翼的位置。第3步：確定尾翼尺寸。第4步：確定尾翼的平面幾何形狀。

第5步：繪制尾翼平面形狀尺寸圖。

第6步：確定縱向和航向操縱面的尺寸和位置。

第7步：簡(jiǎn)明地用報(bào)告說(shuō)明第1到第6步，并給出標(biāo)注有尺寸的圖。

3.4尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)2、縱向靜穩(wěn)定性估算（縱向X-圖法）：

下圖給出了一些例子的縱向站位圖，注意圖中的兩個(gè)X分別代表:

（1）

Xc.g.

代表當(dāng)平尾(鴨翼)改變位置時(shí)，重心c.g相對(duì)機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦前后移動(dòng)的距離。（2）Xa.c.

代表當(dāng)平尾(鴨翼)改變位置時(shí)，焦點(diǎn)a.c.相對(duì)機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦前后移動(dòng)的距離。

3、航向靜穩(wěn)定性估算（航向X-圖法）：下圖給出了一個(gè)X-圖的例子。

3.4.2

尾翼外形的選擇3.4.3

操縱面外形及參數(shù)的選擇3.4尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5.1

推進(jìn)系統(tǒng)概述所有飛機(jī)推進(jìn)裝置形式都是靠向后推動(dòng)空氣（或燃?xì)猓┒a(chǎn)生推力的。飛機(jī)的推進(jìn)裝置包括：（1）發(fā)動(dòng)機(jī)及其附件；（2）進(jìn)氣系統(tǒng)；（3）排氣系統(tǒng)。為了進(jìn)行動(dòng)力裝置的設(shè)計(jì)，首先需要有以下的基本數(shù)據(jù)：飛機(jī)的用途、所要求的飛機(jī)性能和飛機(jī)的起飛重量。對(duì)動(dòng)力裝置的主要要求是：保證燃油消耗率最低（尤其是遠(yuǎn)程飛機(jī)）、比重最小（尤其是大推重比的飛機(jī)），以及具有足夠的可靠性和低成本。要成功地設(shè)計(jì)出高性能的現(xiàn)代飛機(jī)，在很大程度上是依靠機(jī)體和動(dòng)力裝置恰當(dāng)?shù)亟M合。只設(shè)計(jì)出具有高氣動(dòng)性能和完善的重量特性的3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)

機(jī)體是不夠的，還需要配以單位耗油率低、比重小的發(fā)動(dòng)機(jī)。機(jī)體和動(dòng)力裝置的特性必須匹配，也就是說(shuō)要采用一種能使飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)能同時(shí)處于最佳飛行狀態(tài)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。換言之，在優(yōu)選飛機(jī)機(jī)體特性的同時(shí)，還要優(yōu)選發(fā)動(dòng)機(jī)的型式及其主要參數(shù)（決定發(fā)動(dòng)機(jī)高度－速度特性的參數(shù)），如B－涵道比，T3－渦輪前的燃?xì)鉁囟?，ky－壓氣機(jī)增壓比等。圖3.5.1給出了現(xiàn)代飛機(jī)動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)的大致順序。要考慮以下兩種情況：

（1）開(kāi)始設(shè)計(jì)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)已制出（即在已經(jīng)有了現(xiàn)成發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)）；（2）需研制所設(shè)計(jì)飛機(jī)專(zhuān)用的新的發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖3.5.1飛機(jī)動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)的邏輯框圖

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5.2

飛機(jī)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

1、進(jìn)氣道的工作情況現(xiàn)代飛機(jī)動(dòng)力裝置系統(tǒng)中進(jìn)氣道的功能如下：（1）保證發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作；（2）對(duì)進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣進(jìn)行壓縮，使氣流的動(dòng)能變成壓力勢(shì)能。

現(xiàn)代飛機(jī)的進(jìn)氣道，為了充分地發(fā)揮作用，應(yīng)該保證：（1）有盡可能高的總壓恢復(fù)系數(shù)；（2）壓氣機(jī)進(jìn)口處的速度場(chǎng)要足夠均勻；（3）在各種使用工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作（沒(méi)有嚴(yán)重的氣流分離和壓力脈動(dòng)）；（4）外部阻力盡可能小。

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)2、亞音速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和使用亞音速進(jìn)氣道所積累的經(jīng)驗(yàn)使這類(lèi)進(jìn)氣裝置已可以達(dá)到很高的總壓恢復(fù)系數(shù)值：σBX＝0.97～0.98。

圖3.5.2亞音速進(jìn)氣道

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3、超音速進(jìn)氣道眾所周知，當(dāng)超音速氣流流經(jīng)一個(gè)物體時(shí)，要產(chǎn)生激波。當(dāng)氣流穿過(guò)激波時(shí)，其各項(xiàng)參數(shù)（速度、壓力、密度、溫度）要產(chǎn)生突變。其變化的程度決定于激波角的大小，超音速進(jìn)氣道就是利用這一現(xiàn)象設(shè)計(jì)的。

圖3.5.3形成激波的不同方式a－外壓式進(jìn)氣道；b－混合式進(jìn)氣道；c－內(nèi)壓式進(jìn)氣道

圖3.5.4混合式超音速進(jìn)氣道（設(shè)計(jì)工作狀態(tài)）

4、進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性保證進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性，是使飛機(jī)機(jī)體和動(dòng)力裝置特性匹配的最重要的任務(wù)。如果在出現(xiàn)各種可能的不穩(wěn)定因素時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)仍能保持穩(wěn)定的特性，以穩(wěn)定和過(guò)渡狀態(tài)工作，就叫做與進(jìn)氣道具有相容性。

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)

亞音速進(jìn)氣道工作的特點(diǎn)是能自動(dòng)協(xié)調(diào)流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣裝置的空氣流量。因此，亞音速進(jìn)氣道不需要專(zhuān)門(mén)的空氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)。對(duì)于按超音速飛行速度設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道，為了避免上述不穩(wěn)定因素對(duì)動(dòng)力裝置工作產(chǎn)生有害的影響和能在較大的速度范圍內(nèi)保持較高的值，應(yīng)該有專(zhuān)門(mén)的調(diào)節(jié)系統(tǒng)，但進(jìn)氣道的復(fù)雜性、質(zhì)量和成本都會(huì)增加。圖3.5.5F－15飛機(jī)的進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)F-155、進(jìn)氣道在飛機(jī)上的布置3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)

選擇進(jìn)氣道在飛機(jī)上的安裝位置，最重要的是要解決進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)的問(wèn)題，即機(jī)體與動(dòng)力裝置特性的匹配。因?yàn)閷为?dú)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣裝置安裝到飛機(jī)上以后，其特性可能產(chǎn)生本質(zhì)的變化。

正面進(jìn)氣道側(cè)面進(jìn)氣道翼下（機(jī)身下）的進(jìn)氣道

圖3.5.6附面層的吸除

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5.3

排氣系統(tǒng)

1、降低底阻機(jī)身（或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙）尾部的修形，可以使其在跨音速時(shí)的阻力最小和滿足超音速飛行的要求。

底阻主要取決于飛機(jī)尾部的外形。尾部表面外形越平滑，則其周?chē)膲毫?chǎng)越均勻，外部氣流越靠近其外表面，則底阻將不大。

圖3.5.7可調(diào)節(jié)尾噴管的截面圖

2、空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的反推力

圖3.5.8多用途戰(zhàn)斗機(jī)上發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)引射器和反推力裝置

a－進(jìn)氣活門(mén)打開(kāi)；b－進(jìn)氣活門(mén)關(guān)閉；c－反推力裝置打開(kāi)

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.6起落架設(shè)計(jì)3.6.1

起落架型式的選擇起落架是一種起飛著陸裝置，它保證飛機(jī)滑跑、起飛、著陸、著陸后滑跑以及在機(jī)場(chǎng)上機(jī)動(dòng)滑行。這時(shí)，起落架承受作用于飛機(jī)上的各種載荷，并在著陸滑跑中將其大部分動(dòng)能散逸掉。起落架型式是指支點(diǎn)數(shù)目及其相對(duì)于飛機(jī)重心的位置特征。目前，飛機(jī)上采用的起落架有四種型式：后三點(diǎn)式起落架、前三點(diǎn)式起落架、機(jī)翼下帶支點(diǎn)的自行車(chē)式起落架及多支點(diǎn)式起落架（見(jiàn)圖3.6.1）圖3.6.1a－后三點(diǎn)式起落架；b－前三點(diǎn)式起落架；c－自行車(chē)式起落架

3.6起落架設(shè)計(jì)3.6.2

起落架主要幾何參數(shù)的選擇本節(jié)討論前三點(diǎn)式起落架參數(shù)的選擇，因?yàn)檫@種型式起落架在極大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)上已獲得廣泛應(yīng)用。前三點(diǎn)式起落架的主要幾何參數(shù)有：（1）縱向輪距b（在側(cè)視圖中前輪與主輪軸線之間的距離）；（2）主輪距B（在前視圖中兩主輪接地點(diǎn)之間的距離）；（3）主輪伸出量e（在側(cè)視圖中通過(guò)飛機(jī)重心的垂線與主輪軸線之間的距離）；（4）前輪伸出量a（在側(cè)視圖中通過(guò)飛機(jī)重心的垂線與前輪軸線之間的距離）；（5）主輪伸出角；（6）防倒立角（機(jī)身尾部或尾橇與跑道平面的接觸角）；（7）停機(jī)角（機(jī)身水平基準(zhǔn)線與跑道平面之間的夾角）。4.1操縱系統(tǒng)的特性其本身可簡(jiǎn)化為由三個(gè)相互關(guān)聯(lián)環(huán)節(jié)所組成的自動(dòng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)（圖4.1.1）：敏感器官（感受機(jī)構(gòu)－“傳感器”），中心神經(jīng)系統(tǒng)（完成信息加工和選擇決定的系統(tǒng)），以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)（手臂、腿、背部肌肉）。圖4.1.1（a）“駕駛員－操縱系統(tǒng)－飛機(jī)”控制回路閉環(huán)系統(tǒng)圖；（b）駕駛員作為控制回路的指令中心環(huán)節(jié)，用操縱機(jī)構(gòu)消除飛行參數(shù)偏差量的系統(tǒng)原理圖

4.1操縱系統(tǒng)的特性飛機(jī)作為控制對(duì)象在空間有6個(gè)自由度，其運(yùn)動(dòng)由6個(gè)微分方程（歐拉方程）所描述。在一般情況下，只要這些方程的解能確定任何瞬間飛機(jī)在空間運(yùn)動(dòng)的特性，特別是飛行員對(duì)操縱機(jī)構(gòu)操作之后的運(yùn)動(dòng)特性，也就能判斷這種運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性。但是，直接解這些方程是相當(dāng)困難的。如果在初始飛行狀態(tài)就采取無(wú)側(cè)滑的直線穩(wěn)定飛行，并且認(rèn)為對(duì)初始運(yùn)動(dòng)參數(shù)值的偏離很小，那么由于飛機(jī)的對(duì)稱性就可將含有6個(gè)運(yùn)動(dòng)方程的方程組分為兩個(gè)獨(dú)立的方程組，這兩個(gè)方程組以已知的精度分別描述飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)(稱為縱向運(yùn)動(dòng))和其它兩個(gè)平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)（稱為側(cè)向運(yùn)動(dòng)）。在利用存在運(yùn)動(dòng)交聯(lián)的方程求解飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)，每一個(gè)運(yùn)動(dòng)（縱向和側(cè)向）均由有四個(gè)微分方程的方程組來(lái)描述?？v向運(yùn)動(dòng)方程組描述兩種振蕩運(yùn)動(dòng)，該振蕩運(yùn)動(dòng)是在飛機(jī)上外部干擾（氣動(dòng)干擾、操縱舵面偏轉(zhuǎn)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化等）停止作用之后產(chǎn)生的。這種振蕩運(yùn)動(dòng)中4.1操縱系統(tǒng)的特性

的一個(gè)進(jìn)行得很快，周期不長(zhǎng)（數(shù)量級(jí)為1～5秒），稱為短周期運(yùn)動(dòng)；另一個(gè)進(jìn)行得較慢，并且周期較長(zhǎng)（數(shù)量級(jí)為幾十秒），稱為長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)。

求解側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程組得出，在現(xiàn)代飛機(jī)上，通常側(cè)向運(yùn)動(dòng)是兩個(gè)非周期性運(yùn)動(dòng)和一個(gè)周期性振蕩運(yùn)動(dòng)之和。短周期縱向運(yùn)動(dòng)和側(cè)向振蕩運(yùn)動(dòng)在外干擾作用和舵面偏轉(zhuǎn)之后所產(chǎn)生的運(yùn)動(dòng)特性是飛行員評(píng)價(jià)飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的標(biāo)準(zhǔn)。飛機(jī)縱向穩(wěn)定性和操縱性主要取決于飛機(jī)的下列參數(shù)：W/S,ry2=Iy/mcA,CLα，CmCL，Cmq，Cmα。

飛機(jī)的側(cè)向振蕩運(yùn)動(dòng)，其特點(diǎn)是與偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)密切相關(guān)，這種運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)主要取決于導(dǎo)數(shù)Clβ，Cnβ和Cnγ，以及慣性質(zhì)量特性rx2=4Ix/mb2,rz2=4Iz/mb2和Ix/Iz。

4.2現(xiàn)代高速飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本特

點(diǎn)與操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)高速飛機(jī)的普遍特點(diǎn)是，在超音速時(shí)，操縱機(jī)構(gòu)的鉸鏈力矩急劇增大，增量隨速壓的增長(zhǎng)和超過(guò)臨界M數(shù)時(shí)操縱舵面壓力的重新分布而增加，也隨舵面尺寸的增大而增加。超音速飛機(jī)最重要的特點(diǎn)是縱向靜態(tài)過(guò)載穩(wěn)定性與飛行狀態(tài)密切相關(guān)。由于飛機(jī)在跨音速區(qū)焦點(diǎn)急劇后移，因而造成跨音速的速度不穩(wěn)定，這種不穩(wěn)定性在向超音速加速時(shí)表現(xiàn)為“自動(dòng)俯沖”，在從超音速向亞音速減速時(shí)表現(xiàn)為“自發(fā)增加過(guò)載”（“過(guò)載急增”）。迎角達(dá)到12°～15°時(shí)縱向靜態(tài)過(guò)載穩(wěn)定性喪失。所有的高速飛機(jī)的品質(zhì)變差是飛機(jī)繞所有三個(gè)軸的固有振蕩阻尼惡化。對(duì)于所有飛機(jī)，縱向操縱舵面的偏轉(zhuǎn)和相應(yīng)的單位過(guò)載所需操縱桿的位移，隨飛行速度的增大而減小的量是固定的。4.2現(xiàn)代高速飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本特

點(diǎn)與操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)橫向靜態(tài)穩(wěn)定性實(shí)質(zhì)上取決于飛行迎角和M數(shù)。

對(duì)所有超音速飛機(jī)，保證側(cè)向穩(wěn)定性的困難很大（Cn.β>0）。

高速飛機(jī)橫向操縱性的特點(diǎn)之一是，在高速飛行時(shí)橫向操縱效率顯著下降。

圖4.2.1現(xiàn)代高速飛機(jī)操縱系統(tǒng)的構(gòu)成1-操縱桿；2-載荷機(jī)構(gòu)；3-調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu)；4-機(jī)械傳動(dòng)；5-復(fù)合搖臂；6-自動(dòng)控制系統(tǒng)的多通道傳動(dòng)；7-多余度舵面?zhèn)鲃?dòng)；8-舵面；9-駕駛和舵的協(xié)調(diào)信號(hào)；10-指示儀表和信號(hào)。4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)

4.3.1引言在70年代初，當(dāng)模擬式四余度電傳飛行操縱系統(tǒng)作為飛機(jī)主操縱系統(tǒng)，代替不可逆的助力機(jī)械操縱系時(shí)，出現(xiàn)了一種用附加在電傳(主)操縱系統(tǒng)上的某些飛行控制系統(tǒng)來(lái)提高飛行品質(zhì)的飛機(jī)，稱之為隨控布局飛機(jī)(CCV)。

隨控布局飛機(jī)設(shè)計(jì)思想是根據(jù)控制的需要，在飛機(jī)上設(shè)置一些操縱面，利用其偏轉(zhuǎn)，或利用原有操縱面的偏轉(zhuǎn)來(lái)改變飛機(jī)的氣動(dòng)力布局和結(jié)構(gòu)上的載荷分布，以減小飛機(jī)的阻力和減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重量。在隨控布局技術(shù)的項(xiàng)目中，已經(jīng)在飛機(jī)上應(yīng)用的有：放寬靜穩(wěn)定性、機(jī)動(dòng)載荷控制和飛行邊界控制等,已經(jīng)進(jìn)行飛行試驗(yàn)的有：直接力控制、陣風(fēng)減載、乘座品質(zhì)控制和機(jī)動(dòng)增強(qiáng)等；仍在研究中的有：顫振主動(dòng)抑制。除直接力控制外，其它各項(xiàng)均屬于“主動(dòng)控制技術(shù)(ACT)”

。由此可見(jiàn)，隨控布局技術(shù)包含了主動(dòng)控制技術(shù)，但其內(nèi)容更廣泛一些.4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)4.3.2放寬靜穩(wěn)定性要求

放寬靜穩(wěn)定性要求及飛行邊界控制是兩項(xiàng)最基本的隨控布局技術(shù)。旅客機(jī)可以采用移動(dòng)重心法來(lái)解決超音速飛行時(shí)的配平阻力過(guò)大的問(wèn)題，但對(duì)于高機(jī)動(dòng)性的殲擊機(jī)來(lái)說(shuō)就不適用了。只有在“放寬靜穩(wěn)定性要求”實(shí)現(xiàn)之后才可解決這個(gè)問(wèn)題。

4.3.3機(jī)動(dòng)載荷控制機(jī)動(dòng)載荷控制的目的，對(duì)于大型（轟炸、運(yùn)輸）飛機(jī)和小型（殲擊）飛機(jī)是不同的。對(duì)于大型飛機(jī)是提高其巡航經(jīng)濟(jì)性；對(duì)于小型飛機(jī)則是提高其機(jī)動(dòng)性。NB－52飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷控制的控制面

F－4飛機(jī)使用機(jī)動(dòng)載荷控制

4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)B-52F-44.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)4.3.4直接力操縱

直接力操縱就是在不改變飛機(jī)飛行姿態(tài)的條件下，通過(guò)操縱一些操縱面直接提供附加升力或側(cè)力，使飛機(jī)作垂直方向或側(cè)向的平移運(yùn)動(dòng)來(lái)改變飛機(jī)的航跡，即所謂作“非常規(guī)機(jī)動(dòng)”飛行。直接力操縱一般分為直接升力操縱和直接側(cè)力操縱，分別圖示于下：(a)直接升力控制(b)直接側(cè)力控制圖示直接力操縱裝置的示意圖

4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)三種側(cè)向運(yùn)動(dòng)

直接升力控制模式

4.4電傳操縱系統(tǒng)

4.4.1電傳操縱系統(tǒng)的提出控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)的主要優(yōu)點(diǎn)：能兼顧駕駛員對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的要求。解決了飛機(jī)在向高速、高空、高性能發(fā)展中穩(wěn)定性和操縱性間的矛盾，使飛機(jī)的性能有很大提高。但它仍然存在以下問(wèn)題：（1）控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)是在不可逆助力操縱系統(tǒng)基礎(chǔ)上，通過(guò)復(fù)合搖臂迭加電氣通道而組成的，在重量和結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度上均比不可逆助力操縱系統(tǒng)高，這會(huì)對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)造成很大困難，也影響性能的提高。（2）控制增穩(wěn)系統(tǒng)對(duì)舵面的操縱權(quán)限是有限的。（3）產(chǎn)生力反傳（4）戰(zhàn)傷生存力低60年代中期，由于計(jì)算機(jī)和微處理機(jī)小型化，為解決上述問(wèn)題創(chuàng)造了有利條件，與此同時(shí)現(xiàn)代控制理論和余度技術(shù)日趨成熟，故去掉控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)中機(jī)械桿系、增大增益，并將操縱權(quán)限擴(kuò)展為全權(quán)限，引入飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)反饋信號(hào)，此時(shí)該系統(tǒng)已成為電傳操縱系統(tǒng)了。4.4電傳操縱系統(tǒng)對(duì)電傳操縱系統(tǒng)的分析設(shè)計(jì)，主要包括兩個(gè)方面：一是控制律；二是可靠性。4.4.2電傳操縱系統(tǒng)中可靠性與余度技術(shù)所謂采用余度技術(shù)就是引入多重(套)系統(tǒng)來(lái)執(zhí)行同一指令，完成同一項(xiàng)工作任務(wù)。多重系統(tǒng)也稱余度系統(tǒng)。圖示是四余度系統(tǒng)簡(jiǎn)圖。

4.4電傳操縱系統(tǒng)同時(shí)滿足下述三個(gè)條件的多重系統(tǒng)稱為余度系統(tǒng)。采用余度系統(tǒng)的目的是為了增加系統(tǒng)的可靠性，其實(shí)質(zhì)是通過(guò)消耗更多的能源來(lái)?yè)Q取可靠性的提高。

(1)對(duì)組成系統(tǒng)的各個(gè)部分具有故障監(jiān)控、信號(hào)表決的能力。(2)一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中某部分出現(xiàn)故障后，必須具有故障隔離的能力。(3)當(dāng)系統(tǒng)中出現(xiàn)一個(gè)或數(shù)個(gè)故障時(shí)，它具有重新組織余下的完好部分，使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力，即在性能指標(biāo)稍有降低的情況下，系統(tǒng)仍能繼續(xù)承擔(dān)任務(wù)。4.4.3電傳操縱系統(tǒng)的組成

電傳操縱系統(tǒng)可分為模擬式和數(shù)字式兩種，數(shù)字式是發(fā)展方向。4.4電傳操縱系統(tǒng)

F—16飛機(jī)是世界上第一架現(xiàn)役的電傳操縱系統(tǒng)飛機(jī)。圖4.4.3為F—16A飛機(jī)的電傳操縱系統(tǒng)原理圖。

F-16

四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)原理圖

電傳操縱系統(tǒng)可定義為：駕駛員的操縱指令信號(hào)，只通過(guò)導(dǎo)線（或總線）傳給計(jì)算機(jī)，經(jīng)計(jì)算按預(yù)定的規(guī)律產(chǎn)生輸出指令，操縱舵面偏轉(zhuǎn)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的操縱。顯然它是一種人工操縱系統(tǒng)，其安全可靠性是有余度技術(shù)來(lái)保證的。

4.4電傳操縱系統(tǒng)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

4.5.1綜合飛行／火力控制系統(tǒng)綜合飛行／火力控制(IFFC)技術(shù)是美國(guó)在20世紀(jì)70年代中期提出的一種新的航空技術(shù)。它以飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)為基礎(chǔ)，通過(guò)飛行／火力耦合器將能解耦操縱的飛行控制系統(tǒng)(FCS)和攻擊瞄準(zhǔn)系統(tǒng)綜合成一個(gè)閉環(huán)武器自動(dòng)投放系統(tǒng)。

1、綜合飛行/火力控制系統(tǒng)基本組成及特點(diǎn)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

IFFC具有以下特點(diǎn)：①飛機(jī)采用主動(dòng)控制技術(shù)，獲得多自由度解耦控制功能，或者至少載機(jī)飛行控制能部分地(或近似地)實(shí)現(xiàn)飛行狀態(tài)和飛行姿態(tài)間的解耦控制。②飛行控制系統(tǒng)能在火力控制系統(tǒng)的耦合下，操縱飛機(jī)進(jìn)行自動(dòng)攻擊。③采用適合于自動(dòng)機(jī)動(dòng)攻擊的火力控制系統(tǒng)。

2、綜合飛行／火力控制對(duì)飛行控制系統(tǒng)的要求

IFFC技術(shù)是在主動(dòng)控制技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的。為了提高IFFC系統(tǒng)的效益，必須考慮到IFFC系統(tǒng)的特殊性，針對(duì)不同的武器模態(tài)對(duì)飛行控制系統(tǒng)的不同要求分別設(shè)計(jì)相應(yīng)的飛行控制系統(tǒng)。下面以美國(guó)AFTI／F-16先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)綜合計(jì)劃為例加以說(shuō)明。

4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

AFTI／F-16通過(guò)提高飛行品質(zhì)和引入新的控制自由度來(lái)改進(jìn)飛行軌跡的控制。

圖示AFTI/F-16控制規(guī)律對(duì)模態(tài)結(jié)構(gòu)

4.5綜合飛行控制系統(tǒng)4.5.2綜合飛行／推進(jìn)控制系統(tǒng)

綜合飛行／推進(jìn)控制(IFPC)技術(shù)就是把飛機(jī)與推進(jìn)(包括進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)和尾噴管)系