飞机主要参数的选择

1、第五章 飞机主要参数的选择选定飞机的设计参数,是飞机总体设计过程中最主要的工作。所谓飞机的总体设计,简 言之,即已知设计要求,求解设计参数,定出飞机总体方案的过程。飞机的设计参数是确定飞 机方案的设计变量。 确定一个总体方案, 需要定出一组设计参数, 包括飞机及其各组成部分的 质量;机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角、机身的最大直径和长度等几何参数;以及发动机 的推力等等。在总体设计的初期,如果想一下子就把各项参数都选好,是很困难的,而往往需要用原 准统计法进行粗略的初步选择。 所谓原准统计法,即参照原准机和有关的统计资料, 凭设计者 的经验和判断, 初步选出飞机的设计参数。如果所设计的飞机是某

2、现役飞机的后继机, 性能指 标差别不是很大, 或仅在某一两点上有较大的差别,则可以将原来的飞机做为原准机, 这样在 设计上和生产上可能有良好的继承性, 这是很有利的。 但是, 如果在性能指标上有量级的突变, 则不宜再将原机种做为新机设计的原准机了。 如果选用外国的飞机做为原准机, 则应特别注意 我国自己的设计风格及科研和生产水平,应尽量多搜集一些统计资料, 以便对比分析。 对各种 统计数据均应注意其来源、附加条件和可靠程度,这种方法简单方便,但用这种方法时,一是 原准机选得要合适,二是统计资料工作要做好。另一类选择飞机参数的方法是统计分析法,即利用统计资料或科学研究实验结果作为原 始数据,建立

3、分析计算的数学模型, 并利用计算机进行反复迭代的分析计算, 求解出合理的设 计参数。不论是哪一种方法都要求深入地了解飞机主要的设计参数与飞机飞行性能之间的关 系,以及在进行参数选择时的决策原则。在众多的飞机设计参数当中,最主要的有三个:1.飞机的正常起飞质量 (kg ;0m 2.动力装置的海平面静推力 (dan; 0P 3.机翼面积 (mS 2。 这三个参数对飞机的总体方案具有决定性的全局性影响,这三个参数一改变,飞机的总 体方案就要大变,所以称之为飞机的主要参数。它们的相对参数是:1. 起 飞翼载荷0p Sg m p 1000=(dan/m2 2.起飞推重比 0P /(1000g m P P

4、 =§5.1 飞机主要设计参数与飞行性能的关系这一节,回顾过去在飞行力学等课程中所学的一些简单的计算飞机性能的公式,以便对· 55 ·飞机主要参数与飞行性能之间的关系进行研究和分析。一、最大平飞速度max v 从飞机在某一高度(H上等速平飞时,推力等于阻力的基本方程:S v C P H xH 221= (5.1 可以得出 的计算公式为: max v =x H C p P v 55. 14max (5.2 其中:的单位为“km/h”, H高度处的空气相对密度; max v H P H高度处的推 重比; H高度处的翼载荷,单位为“dan/mH p 2”。 涡轮喷气发动

5、机的推力与飞行速度和高度有关,超音速时,其关系如下:当 H<11000m时, 085. 0P P H = (5.3 当 H>11000m时, 02. 1P P H = (5.4 其中系数 和 85. 02. 1是考虑推力随高度的变化;速度特性系数 0/=v v P P 是考虑推力 随飞行速度的变化。将(5.3和(5.4式代入(5.2式得到:当 H<11000m时, 15. 00max 55. 14=x C P p v (5.5 当 H11000m 时, xH C P p v 0max 94. 15= (5.6 由此可知飞机的最大平飞速度 与其推重比及翼载荷的 1/2次方成正比

6、。max v 二、静升限静 H 静升限是指飞机能继续维持平飞时的最大飞行高度,可以用该高度处的空气相对密度值 来表示。由平飞时“升力等于重量”和“阻力等于推力”的关系式,可以得出 。根据极曲线的表达式。 可得, 10/(max K mg P =200y x x C D C C +=00max max 21x x y C D C C K =代入上式,则可以 · 56 ·导出,00067. 1P C D x =升限 (5.7 对于亚音速飞机, 00 /(67. 1P C e x =升限 (5.8 对于超音速飞机, 0201可见,飞机的推重比对其静升限的影响最大,是正比关系,而对

7、于亚音速飞机,增大机 翼的展弦比也可以使静升限提高。三、最大航程max L 从飞行力学中得知,巡航状态下航程的计算公式为:其中:L 的单位为 km; K 飞机的升阻比; 巡航速度(m/s ; 发动 机的平均耗油率; 开始巡航飞行时的飞机质量; 飞行终了时的飞机质量。巡 v 平均 e C 0m 终 m 如果考虑在起飞、爬高和加速到巡航速度过程中所消耗掉的燃油,则需对(5.10式修 改为:=终 平均 巡 m m C Kv L e 0ln 45. 3 (5.11 其中:油油 终 m m m m m m =11000 而 油 油 油 m m m 11ln油 m 可用燃油质量, 0m m m 油 油 =

8、为燃油质量系数。代入上式得, 油油 平均 巡 m m C Kv L e =45. 3 (5.12 · 57 ·将飞行速度换算成飞行 M 数得到:油油 平均 巡 m C KM L e =1020 (5.13 从航程的表达式可以看出,选用耗油率较低的发动机可以增大航程,提高 的值 也可以增大航程,但影响最大的则是 (巡航 Kv 油 m 。因此,对于远程飞机一定要设法增大载油系数。四、起飞滑跑距离起滑 l 通常在飞机的设计要求中都给定起飞滑跑距离,其近似计算公式如下:(908. 0max 0f P C p l y =平均 起飞 起滑 (5.14 其中, 襟翼在起飞位置时的最大升力

9、系数; 翼载荷单位为“dan/m 起飞 max y C 0p 2” ; 平均 P 起飞滑跑时的平均推重比, 095. 0P P 平均 ; 滑跑时机轮与地面之间的 摩擦系数。f 通常认为,对于水泥跑道, ;草地, 035. 0=f 085. 0=f 。从(5.14式可以明显地看出,为了缩短起飞滑跑距离,需要降低翼载荷,增大推重比 和最大升力系数, 翼载荷太小将会对其他性能产生不利的影响。因此, 现代飞机为了尽量缩短 其起飞滑跑距离, 就要设法增大其推重比, 同时采用高效率的增升装置尽量提高其起飞时的最 大升力系数。五、着陆速度着陆 v 从“着陆时飞机的升力等于重量”的关系式推出的着陆速度表达式为

10、: 着陆 着陆其中:的单位为 “km/h” ; 着陆时的翼载荷, 单位为 “dan/m着陆 v 着陆 p 2” ; 着陆时,前、后缘增升装置完全放下的最大升力系数。着陆 max y C 从(5.15式可知减小着陆速度的办法是降低着陆时的翼载荷和提高着陆时的最大升力 系数。为了把 转换为 ,取 着陆 p 0p 消耗 油 着陆 m m m m =01(0消耗 油 m m m =· 58 ·其中:飞机着陆时的质量; 着陆 m 油 m 相对的消耗燃油质量系数; 消耗 m 相 对的消耗载荷的质量系数,消耗质量包括旅客机的食物和水或军用飞机的武器弹药等。1(0消耗 油 着陆 m m p

11、 p =代入(5.15得 1(7. 2112max 0消耗 油 着陆对于其他方面的飞行性能,也可以找出其与设计参数之间的类似关系式,需要时同学们 可从一些书籍或手册中查找,这里不再一一列举。§5.2 选择飞机主要参数的方法飞机的设计参数很多, 最主要的是其起飞质量、 动力装置的海平面静推力和机翼面积, 这 三个参数可以组合成两个相对参数:起飞推重比 0P 和翼载荷 。 0p 0P 和 主要决定于对飞机 的飞行性能的要求,不直接涉及飞机几何尺寸的绝对值,比较容易确定。所以,通常在进行飞 机参数选择时,可以先根据飞机设计要求中所给定的飞行性能指标,初步选定 0p 0P 和 ,然后 再根据

12、飞机的典型任务及其他方面的要求算出 ,从而初步确定各主要参数的初值。0p 0m 可以说各个飞机设计部门所用的参数选择方法都不是一样的,都有他们自己的具体方法, 对具体计算公式和原始数据的选取各有差异, 很难一一加以叙述, 这里仅简单介绍两种比较典 型的方法。一、界限线法当某项飞行性能给定时, 在起飞推重比和翼载荷之间, 总存在着一定的关系, 这种关系可 以用函数 0 , (0=p P f 来表示, 如果能设法找出这种函数关系, 就可以在 , (0p P 坐标平面上画 出相应的曲线来,在曲线的某一边的 0P 和 值是可以满足要求的,而在另一边的值则不能满 足设计要求,这种曲线就是代表能否满足性能

13、要求的界限线。0p 对于不同的性能要求, 这种函数关系也不一样, 因此, 根据飞机设计要求所给定各项性能 指标,即可画出一组这样的界限线,形成一个关于能满足设计要求的 0P 和 的可选区。然后 通过对飞机的设计要求进行综合性分析,在可选区的范围内,即可选出合适的 0p 0P 和 值,这 种方法即称为界限线法。0p 这里只有 0P 和 两个相对参数做为设计变量,属于二维的问题,显然,如果同时选择三 个或四个参数,则将形成三维或四维的可选域。0p 这种方法的特点是简明、 直观。 应用这种方法的关键在于如何设法找出各项飞行性能与 0P 和 之间的函数关系,有时要涉及多种气动导数和外形参数,需要有合适

14、的统计数据或实验0p · 59 ·数据,找出这种关系之后,即可按相同的坐标比例绘出 0P 的界限线图,如图 5.1所示。 0p图 5.1 0P 界限线图0p 图 5.1中影线所示的区域即为可选区,可选区中各点(0P , 均能全面满足各项性能 指标的要求,但究竟选用哪一点的 0p 0P 和 值较好,应该考虑下述的一些原则:0p 1.在靠近可选区的下面取值时,可以减轻飞机的质量,所选之 0P 越小,则代表 结构 油 动力 m m m +越小,或 有效 越大。 不应该盲目地将 0P 或 选得过大,否则可能对总体方案的设计产生不利的影响。0p 2. 应该对飞机的设计要求进行综合分析

15、, 对最主要的要求要多加照顾, 即在选定 0P 和 值时, 应该远离最主要性能的界限线, 给满足这种性能留有充足的余量。 图 5.2所示是几种变 后掠翼军用飞机的统计数据。 0p从图中可以看出,对于强调突出空战性能的飞机,应该选取 0P 较大、 较小的值,而 突出任务是对地攻击、 近距支援和强调截击任务的飞机, 则应分别沿箭头 2和箭头 3的方向选 0p · 60 ·取。3. 因是初步的选择, 所以对各项性能要求应考虑留有适当的余量, 并应考虑所用函数关 系式及有关原始数据的准确度。二、对比分析法 参考文献3中介绍了一种按各项飞行性能要求分别对所需之 0P 和 值进行计算,

16、然 后进行对比取值定出 0p 0P 和 的方法,我们称之为对比分析法。现简介如下:0p 1. 用 (5.13式求出在飞行过程中的相对燃油消耗量 油 m油油 平均 巡 m m C KM L e =1020 (运算 1 其中:和 由设计要求给定, L 巡 M K 和 由统计数据得出。平均 e C 2. 按 飞机着陆状态,用(5.16式求出翼载荷 值:' 0p 17. 211' 2max 0消耗 油 着陆着陆 (m m v C p y = (运算 2其中:由设计要求给定, 按不同的机翼增升装置取统计值:对高效率的增升装置,当后掠角 着陆 v 着陆 max y C =0°25

17、°时取 3.03.2,=25°35°时取 2.72.9;对一般的增升装置取 2.22.3;对正常式超音速飞机取 1.31.5;对无尾式超音速飞机取 0.70.9。3. 按 给定的巡航速度 (或 ,用 巡 v 巡 M q C p y =的公式算出所需的翼载荷:2106. 011" 巡 巡 M q C m p M y T= (运算 3 其中, 是在给定飞行高度,对应于 1=M q M =1时的速压; 按统计值。巡 y C 4.对于机动类飞机,按允许使用的升力系数和允许使用的过载计算翼载荷:机动 允许允许 q n C m p y y T =6. 011'

18、; " 0 (运算 4 其中, 用对应于 允许 y C (f C y =曲线开始弯曲时的 值, 或者对应于 曲线的直线段的 值, 或者按强度规范(y C (y z C f m =y C 允许 y n max 5. 0y y n n =允许 ,或者按飞行员生理条件的限制来 确定,在机动飞机的战术技术要求中,通常给定机动过载 和速压 值。允许 y n 机动 q 5.进行翼载荷的选择,取 、 、 中的最小值:' 0p " 0p ' " 0p · 61 ·=' " " ' min 0000p p p

19、p (运算 5 6.用平飞时的公式 K P /1=按保证平飞的条件计算推重比:按(5.3式当飞行高度 H <11000m时,调巡 85. 001=K P I (运算 6 按(5.4式当飞行高度 H 11000m 时,调 巡 =K P I 2. 110 (运算 6其中, 从统计数据中选取, ,系数 巡 K max 90. 085. 0K K (巡 =调 是考虑在巡航飞行过 程中,能够把发动机油门调节到允许发动机长期工作或对应于耗油率最低的最佳状态的程度, 通常此系数的值等于 0.80.9。如没有恰当的 的统计值,可以用 的统计值,当给定 和飞行高度时,巡 K 0x C 巡 v /(8. 1

20、0215. 000p v C P x I巡 = (运算 6 0p 取运算 5的值。 7.按给定的起飞滑跑距离计算推重比,从(5.14式得出:f l C p P y II +=起滑起飞 max 00908. 0 (运算 7 其中, 按统计数值选取, 可以取:8.对机动类飞机的推重比按以下补充条件计算: (1按给定的爬升速度,+=调 H y III K v v P 11max 0 (运算 8 · 62 ·其中, 给定的爬升速度; 给定的飞行速度或最有利的飞行速度;y v v =2. 185. 0H 时 时 m H m H 1100011000<(2按给定的 max q 调

21、H x IV p q C P 0max 00 (运算 8 (3按在给定的 和 v H 下,给定的持续使用过载 ,使用 y n 调 使用 使用H y y V K n n P max 2021+ (运算 8以上三种情况,如在飞行中发动机不加力, 1=调 ;加力时, 0. 25. 1=调 。 9.选定飞机的推重比:=IVIII II I P P P P P P 00000max (运算 9 10.初步估算飞机结构、动力装置、设备及操纵系统的相对质量 结构 m 、 动 m 、 设备 m 。(运算 10 11.按给定的有效载荷质量计算飞机质量的第一次近似值。T I m m m m m m =设备 动力

22、结构 有效10 (运算 11 12.按所选的的 0P 和 及所求出的 值,计算:0p I m 0(1 机翼面积 0010p g m S I = (m 2 , (2 起飞推力 10/000g m P P I = (dan (运算 12这样就完成了飞机主要参数选择的第一个循环,然后进行飞机部件参数的选择,初步进 行飞机的外形布局和内部布置, 再对飞机质量进行第二循环的计算, 并重复飞机主要参数选择 的全过程。· 63 ·§5.3 飞机全机质量的估算在进行飞机总体方案设计时,开始不可能精确地求出飞机的全机质量m 0的值,而只能进行 初步的估算。 飞机质量的估算方法有许多

23、种,繁简和准确程度也很不一样, 但在飞机总体设计 阶段所用的方法,在原理上都是利用统计资料和一些近似计算公式,按逐步逼近的方法求解m 0的近似值。一、全机质量的含义通常在飞机设计过程中经常遇到的全机质量有以下几种:(一空机质量飞机的空机质量是指除去有效载荷、 耗消性载荷及各种在飞行前后需进行拆装的装备和设 施以后的飞机质量。这里所说的有效期荷,是指飞机的乘员、需要运送的旅客和货物、农业机的农药和种子、 军用机的武器弹药等等。消耗性载荷是指燃油、滑油等等。需拆卸的设施包括:各种工具、备用件、专用外挂架、救生包、卫生箱以及餐具等等。 (二起飞质量1.正常起飞质量根据飞机的设计要求,能够达到最大技术

24、航程的飞机质量,通常不 计外挂的副油箱,用m 0表示;2.最大起飞质量由飞机设计部门根据飞机的结构强度和起飞安全条件所规定的最大 飞机质量,通常包括副油箱等外挂物的质量。(三飞行质量1.正常飞行质量指飞机有 50%余油的质量,在计算飞行性能时常用此质量:2.最大飞行质量指结构强度和飞行安全所能允许的最大飞行质量,飞机在空中加油 时要受此质量的限制。(四着陆质量1.正常着陆质量通常是指飞机在有 20%的余油、50%的弹药时的质量;2.最大着陆质量受结构强度限制,能保证安全着陆的最大飞机质量。在飞机总体设计阶段,首先要定的是飞机的正常起飞质量m 0,在进行分析计算时也要用到 正常飞行质量和正常着陆

25、质量。二、飞机质量的分类飞机的构造复杂, 由众多零构件和各种设备组成。对飞机质量进行精确的计算, 理应从每 一个零件和每一种设备入手,但在总体方案设计阶段,这是根本不可能的,也是不必要的。为 了分析研究和计算的方便, 通常是将飞机的质量划分成若干个组成部分,或者叫做分类。 这种 划分可粗可细,例如某歼击机各部分质量的明细表如图 5.3所示。· 64 · 图 5.3 某型歼击机质量表所示。 图 5.4 飞机质量分类图当然, 任何一种分类方法都不是绝对的, 只是为了便于对飞机质量进行分析研究和计算而 已。三、飞机全机质量的近似计算根据设计要求,飞机必须能够装载给定的各种有效载荷

26、,满足航程、续航性、速度和巡航 速度等要求。 根据这些最基本的设计要求, 应用统计数据和经验公式,可初步估算飞机起飞质量、 空机质量和燃油质量。 下面采用文献 8的方法, 给出一个估算起飞质量 、空机质量 和燃油质量 的计算步骤。此方法适用于 12种类型的飞机,各类飞机参见表 5.1。0m 空机 m 油 m (一 方法概要飞机的起飞质量 可由下式表述:· 65 ·其中:燃油质量; 有效载荷; 为使用空机质量,由下式确定:式中:不可用的燃油和滑油质量; 机组人员质量; 为空机质量, 可由下式计算:式中:结构质量; 固定设备质量, 动力装置质量。结构 m 设备 m 动力 m 固

27、定设备质量包括如下几部分:航空电子设备;空气调节设备;特殊雷达设备;辅助动 力装置;装置和内部装配;飞机在完成任务时所需的其它设备。估算起飞质量的思路主要有两点:(1首先根据设计要求(有效载荷、航程、续航时间、 巡航速度 ,估算出所需的燃油质量 ; (2利用飞机起飞质量 和空机质量 的之间 的统计经验公式。油 m 0m 空机 m 基于上述两点,估算起飞质量 、空机质量 和燃油质量 可按以下步骤来进行: 0m 空机 m 油 m 第一步:确定设计要求中所要求的设计要求有效载荷 。有效 m 第二步:猜测一个合适的起飞质量值 。0m 第三步:确定完成任务的燃油质量 。油 m 第四步:按下式计算假想的(

28、可用的使用空机质量 :第五步:按下式计算假想的(可用的空机质量 :对某些飞机的 可按 0.5% 计算,通常在设计阶段可以忽略掉。不可用燃油 m 0m 第六步:利用飞机起飞质量 和空机质量 的之间的统计经验公式, 计算出需用的空 机质量 。0m 空机 m (需用 使用 m 第七步:比较第五步和第六步得到的 和 。 调整 重复第三步到第六步 的计算过程,直到 和 之间的相对误差小于 0.5%为止。(可用 使用 m (需用 使用 m 0m (可用 使用 m (需用 使用 m 以下对上述各步骤中有关计算作进一步的说明。(二关于计算有效载荷 和机组质量 有效 m 机组m 有效载荷 通常由以下组成:(1乘

29、客和行李; (2货物; (3军用载荷,如弹药、 炸弹、导弹和各种存储物或吊舱。有效 m 民用飞机里的乘客平均每人重 80公斤,短距离飞行时行李重 15公斤,长距离飞行时行 李重 20公斤。机组质量 可根据下面的数据来计算。 对于民用飞机, 机组包括驾驶舱驾驶员和机舱 服务人员。 每个机组的人数取决于飞机的类型和任务,同时也取决于所载乘客总数, 适航条例 中给出了最小机组人员要求。 机组人员平均每人重 80公斤, 携带 15公斤的行李。 对于军用机, 机组 m · 66 ·因为有降落伞等额外的装置,机组人员每人按 95公斤计算。(三关于起飞质量的最初近似估测值0m 起飞质量的

30、最初估测值 可从参考资料中所列的设计要求相近的飞机比较而得到的。 如 果没有合理的比较数据,这时就按经验给出一个猜测值。0m (四关于燃油质量 的估算油 m 燃油质量 由二部分组成:油 m 备用燃油 使用燃油 油 m m m +=其中:满足设计要求所需的燃油质量;使用燃油 m 备用燃油质量。备用燃油 m 备用燃油 通常在任务要求中给出,对于民用飞机,在适航条例中给出。备用燃 油质量通常按以下几种情况确定:(1按所需的使用燃油质量的百分比给出,比如 25% ; (2为能到达备降机场所需增加的航程部分; (3所需的额外的空中盘旋时间。 备用燃油 m 使用燃油 m 为确定在设计要求中所需燃油质量 ,

31、可用燃油系数法计算。该方法是将飞行任务 分为若干阶段,每个阶段所用的燃油质量, 根据简单的性能计算公式或统计数据来取确定。燃 油系数法可以应用于任意一架飞机。图 5.5示出了典型的任务剖面图。使用燃油 m 任务剖面图可以划分为几个任务阶段。 每个阶段用数字来表示。 每个阶段有一个起始质量 和一个与其有关的结束质量。每一阶段的燃油系数被定义为结束质量与起始质量的比值。 图 5.5 飞机的飞行任务剖面下一步是给有关的每一任务段所分配的燃油系数。具体做法如下:阶段 1起动和暖机· 67 ·起始质量 ,结束质量与 。该段的燃油系数为 可由表 5.1查出。0m 1m 01/m m 阶

32、段 2滑跑起始质量 ,结束质量与 。该段的燃油系数为 可由表 5.1查出。1m 2m 12/m m 阶段 3起飞起始质量 ,结束质量与 。该段的燃油系数为 可由表 5.1查出。2m 3m 23/m m 阶段 4爬升到巡航高度和加速到巡航高度起始质量 ,结束质量与 。该段的燃油系数 可用 Breguet 的续航公式计算。 3m 4m 34/m m 对于螺旋桨飞机:其中:在上式中的单位是:km/h。爬升 V 对于喷气式飞机:为了计算该阶段的燃油系数, 必须估算爬升阶段 、 爬升 V 爬升 /(p p c 、 和 的平均值。表 5.2给出了确定该系数的参考值。方程(5.22和(5.23式中的 是爬升

33、时 间, 用小时表示, 可通过飞机平均爬升率和在爬升段的最后高度 (通常指巡航高度 计算得到。 爬升 /1(j c 爬升 (K 爬升 E 阶段 5巡航起始质量 ,结束质量与 。该段的燃油系数 可用 Breguet 的航程公式估算。 4m 5m 45/m m 对于螺旋桨飞机:对于喷气式飞机:式中 的单位是 km , 巡航 L 巡航 /(p p c 、 、 和 的值仍可由表 5.2查出。巡航航程 和巡航速度 通常由设计要求中已给出。巡航 /(j c V 巡航 (j c 巡航 (K 巡航 L 巡航 V 阶段 6盘旋起始质量 ,结束质量 。该段的燃油系数 可用 Breguet 的续航公式估算。 5m

34、6m 56/m m 对于螺桨推动飞机:对于喷气式飞机:· 68 ·式中:的单位为 km/h, 的单位为小时。 盘旋 V 盘旋 E 盘旋 /(p p c 、 和 的值 仍可由表 5.2查出。 和 通常由设计要求中已给出。盘旋 (j c r K 盘旋 (盘旋 V 盘旋 E 阶段 7下降起始质量 ,结束质量 。6m 7m 该段的燃油系数 可由表 5.1查出。67/m m 阶段 8着陆、滑跑和停机起始质量 ,结束质量与 。该段的燃油系数 可由表 5.1查出。7m 8m 78/m m 现在可以计算燃油系数 :ff M =+=71101 /(总燃油质量 :(五关于估算需用的空机质量(需

35、用 使用 m 对于各类飞机,飞机起飞质量 和空机质量 的之间的有一个统计经验公式。利用这个经验公式, 可根据所假设的起飞质量 估算出需用的空机质量 。从 求 的方法可按以下经验公式计算:参数 A 和 B 的数值由表 5.3列出。值得注意的是大多数飞机的结构都是用金属材料生产的。如果读者希望得到由复合材料生产的飞机的 估计值,可参照下面二点:(1确定飞 机哪些组成部分是由复合材料生产的; (2 确定 的平均值。 由上面得到的 的允许值必须乘上表 5.4所列的 值。(需用 使用 m 金属 复材 m m / (需用 使用 m 金属 复材 m m /· 69 ·· 70

36、· 表 5.1 任务阶段的建议燃油系数 任务阶段 滑跑 2 0.998 0.997 0.996 0.995 0.995 0.995 0.990 0.990 0.990 0.990 0.990 0.995 0.990 0.990 0.995 0.996 0.995 0.995 0.995 0.995 0.980 0.985 0.980 0.980 0.96-0.90 0.980 0.985 0.92-0.87 0.996 0.998 0.996 0.990 0.998 0.992 0.993 0.992 0.999 0.990 0.985 0.990 0.990 0.990 0.990

37、 0.990 0.985 0.998 0.995 0.995 3 4 7 8 0.995 0.993 0.992 0.998 0.992 0.995 0.992 0.995 0.995 0.992 0.990 0.992 起飞 爬升 下降 起动和 暖机 1 0.998 0.995 0.992 0.996 0.990 0.990 0.990 0.990 0.990 0.990 0.992 0.990 滑行 关车 飞机类型 家庭制造的螺旋桨驱动的飞机 单发的螺旋桨驱动的飞机 双发的螺旋桨驱动的飞机 农业飞机 商业喷气式飞机 支线涡轮螺旋桨驱动的飞机 喷气式运输机 军用教练机 战斗机 军用巡逻机、轰炸机和运输机 飞艇、两栖和水上飞机 超音速巡航飞机 表 5.2 任务阶段的K、cj、cp、和p的建议值 任务阶段 K 5 8-10 0.6-0.8 0.5-0.7 0.5-0.7 0.5-0.7 0.5-0.9