飞机初始总体参数与方案设计

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1、第二章飞机初始总体参数与方案设计本章的目的使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。第二章飞机初始总体参数与方案设计2.1方案设计的任务和过程2.2重量估算2.3飞机升阻特性估算2.4确定推重比和翼载2.5总体布局形式的选择（方案设计）2.6飞机气动布局的选择2.7隐身性能对飞机气动布局的影响第二章飞机初始总体参数与方案设计2.1方案设计的任务和过程方案设计的主要任务是确定如下飞机总体参数：起飞总重W；推重比T/W；翼载W/S；最大

2、升力系数；零升阻力系数。2.2重量估算飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总重、空重、任务油重的方法。该方法适用于如下12种飞机：自制螺旋桨飞机；单发螺旋桨飞机；双发螺旋桨飞机；农业飞机；公务机；涡轮螺旋桨支线飞机；喷气运输机；军用教练机；战斗机；军用巡逻机，轰炸机和运输机；水陆两用飞机；超音速巡航飞机。2.2.1方法概述“设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。许多军用飞机的装载可以超过其设计

3、重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。除特殊说明外，起飞总重或假定为设计重量。2.2重量估算（续）可以将飞机起飞总重表示为如下几项：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）任务油重的确定空机重量的估算确定起飞重量将空机重量系数和燃油重量系数代入式（2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定值不一

4、致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，直到和的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取0.5%。2.3飞机升阻特性估算2.3.1确定最大升力系数最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。2.3飞机升阻特性估算最大升力系数随后掠角的变化曲线2.3.2确定零升阻力系数机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力

5、）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力，对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“当量蒙皮摩擦阻力系数（Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。2.3飞机升阻特性估算2.3飞机升阻特性估算浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。机翼/尾翼浸湿面积估算2.3飞机升阻特性估算2.3.3典型的飞机极曲线2.3飞机升阻特性

6、估算S=32㎡；A＝9；Λ1/4＝20°；(t/c)t＝0.14；(t/c)r＝0.10；df＝2m；机翼增升装置：前缘缝翼及双缝富勒襟翼；1－无增升装置的CLα；2－起飞时（前缘缝翼不打开，襟翼偏转20°）的CLα；3－着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转40°）的CLα；4－无增升装置(起落架收起)时的CL(CD)；5－起飞时（起落架放下）的CL(CD)；6－着陆时（起落架放下）的CL(CD)；7－离地时的升力系数；8－着陆时的升力系数。超音速飞机的极曲线2.3飞机升阻特性估算超音速飞机的随飞行M数变化的曲线2.3飞机升阻特性估算2.4确定推重比和翼载推重比(T/W)

7、和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。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。每当设计师们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