第五讲-主要参数选择.

1、 飞机设计研究所飞机设计研究所航空科学与工程学院航空科学与工程学院飞机总体设计飞机总体设计第五讲第五讲 1第五讲第五讲 主要参数选择主要参数选择5.1 推重比和翼载荷的确定方法5.2 起飞重量估算25.1.1 飞机设计参数飞机设计参数v本章所讨论的飞机设计参数，是指对飞机本章所讨论的飞机设计参数，是指对飞机设计要求起主导作用，而且在飞机概念设设计要求起主导作用，而且在飞机概念设计阶段必须慎重选择的那些参数。计阶段必须慎重选择的那些参数。 起飞重量起飞重量WTO（Take-off gross weight，也即，也即第三讲中的第三讲中的W0）、）、 翼面积翼面积S(Swing area) 起飞推

2、力起飞推力TTO(Take-off Thrust，也即第三讲中，也即第三讲中的的T)或起飞功率或起飞功率PTO(Take-off power)35.1.1 飞机设计参数飞机设计参数v相对参数相对参数 起飞推重比起飞推重比 (Take-off Thrust-weight Ratio) 起飞翼载起飞翼载 (Take-off wing loading) 推重比的物理意义义是:为为了实现飞实现飞机的某种种性能，单单位飞飞机重量所需的推力。 翼载载的物理意义义是:为为了实现飞实现飞机的某种种性能，单单位机翼面积积所需支承的飞飞机重量。 45.1.2 飞机设计参数选择要点飞机设计参数选择要点 原始数据原始

3、数据-飞机设计要求中列出了飞机飞机设计要求中列出了飞机的有用载荷表和飞行性能数据，据此，我的有用载荷表和飞行性能数据，据此，我们便知道了飞机的有用载重们便知道了飞机的有用载重WPL(payload weight)和飞行性能数据，这便是飞机设计和飞行性能数据，这便是飞机设计参数选择的原始数据。参数选择的原始数据。 飞机设计参数估算的任务飞机设计参数估算的任务-在于根据给在于根据给定的原始数据，去寻求那些能够很好地满定的原始数据，去寻求那些能够很好地满足已定的设计要求的设计参数值。足已定的设计要求的设计参数值。 55.1.2 飞机设计参数选择要点飞机设计参数选择要点 估算的方法因设计公司各异估算的

4、方法因设计公司各异 ，这些方法，这些方法的差别主要表现在的差别主要表现在 ： 原始数据的来源不同（统计的，实际值和理论原始数据的来源不同（统计的，实际值和理论值）；值）； 解法的起点、步骤的不同；解法的起点、步骤的不同； 某些过程处理方法的细节不同。某些过程处理方法的细节不同。 65.1.2 飞机设计参数选择要点飞机设计参数选择要点v凡是利用统计资料，参照原准机，主要依凡是利用统计资料，参照原准机，主要依靠经验进行飞机设计参数估算的方法，称靠经验进行飞机设计参数估算的方法，称之为之为“原准统计法原准统计法”。 v凡是利用统计数据或实际结果作为原始数凡是利用统计数据或实际结果作为原始数据，而主要

5、以数学解析或数学规划方法求据，而主要以数学解析或数学规划方法求解，则称之为解，则称之为统计分析统计分析法法。 75.1.3 推重比推重比 推重比的估计推重比的估计 在设计的初期，可以根据一些不同类型飞机在设计的初期，可以根据一些不同类型飞机的统计数据进行选择，作为初次近似之用的统计数据进行选择，作为初次近似之用 85.1.3 推重比推重比用曲线拟合用曲线拟合95.1.3 推重比推重比 推重比的估算推重比的估算 （推力匹配）（推力匹配） 对推重比的选择，也可利用飞机性能计算中对推重比的选择，也可利用飞机性能计算中的一些计算表达式进行估算（此时需对某些原的一些计算表达式进行估算（此时需对某些原始数

6、据选用一些统计数据）。例如，某些对巡始数据选用一些统计数据）。例如，某些对巡航效率要求较高的飞机，可按下式估算推重比航效率要求较高的飞机，可按下式估算推重比 105.1.3 推重比推重比巡航状态的推重比换算到起飞状态的推重比巡航状态的推重比换算到起飞状态的推重比一般有一般有 对于螺旋浆飞机对于螺旋浆飞机 (L/D)cr=(L/D)max 。 对于喷气飞机对于喷气飞机 (L/D)cr=0.866(L/D)max 。 一般飞机开始巡航时的重量一般飞机开始巡航时的重量 Wcr/WTO=0.956 。 一般飞机巡航时一般飞机巡航时 装有轮喷气发动机飞机装有轮喷气发动机飞机 Tcr/TTO=0.400.

7、70 。 涡轮螺浆飞机涡轮螺浆飞机 Tcr/TTO=0.600.80 。 高内外涵道比涡轮风扇发动机高内外涵道比涡轮风扇发动机Tcr/TTO=0.200.25 。 低内外涵道比涡轮风扇发动机低内外涵道比涡轮风扇发动机 Tcr/TTO=0.400.70 。 活塞式发动机飞机活塞式发动机飞机 Pcr/PTO=0.75 。115.1.4 翼载翼载 翼载指的是起飞的翼载，机翼面积是参考面积翼载指的是起飞的翼载，机翼面积是参考面积（不使外露面积）（不使外露面积） 翼载影响失速速度，爬升率，起降性能，盘旋翼载影响失速速度，爬升率，起降性能，盘旋性能，决定设计升力系数，通过浸润面积和翼性能，决定设计升力系数

8、，通过浸润面积和翼展的影响而影响阻力。对飞机总重有很大的影展的影响而影响阻力。对飞机总重有很大的影响。响。 估算翼载方法估算翼载方法-首先估算翼载值或得出满足某首先估算翼载值或得出满足某一些性能的翼载和推重比的函数关系，随之确一些性能的翼载和推重比的函数关系，随之确定出满足与不满足某些性能的界限线，用来选定出满足与不满足某些性能的界限线，用来选择设计参数。择设计参数。 125.1.4 翼载翼载失速速度失速速度 失速速度直接由翼载和最大升力系数确定，失速速度直接由翼载和最大升力系数确定，是影响飞行安全的主要因素。是影响飞行安全的主要因素。 在飞机设计要求中，为了确保飞行的安全，在飞机设计要求中，

9、为了确保飞行的安全，都规定了飞机的失速速度。都规定了飞机的失速速度。 平飞时处于失速速度（平飞时处于失速速度（VStall）和最大升力）和最大升力系数（系数（CLmax）状态，飞机的重量与升力平衡）状态，飞机的重量与升力平衡 135.1.4 翼载翼载 明确几点明确几点 进场速度进场速度=k 。失速速度。失速速度 （民用飞机（民用飞机1.3 军用飞机军用飞机1.2，舰载，舰载 1.15） 失速速度在设计要求或设计规范中有明确规定，例失速速度在设计要求或设计规范中有明确规定，例如：如：FAR 23要求飞机（总量低于要求飞机（总量低于5670kg）失速速）失速速度满足度满足 VStall 113KM

10、/h 。 有些情况下，设计要求中给定进场速度，进而计算有些情况下，设计要求中给定进场速度，进而计算失速速度失速速度 最大升力系数取决于机翼参数，增升装置的配置，最大升力系数取决于机翼参数，增升装置的配置，在设计之初可选用统计数据。一般情况下，对大多在设计之初可选用统计数据。一般情况下，对大多数飞机约为数飞机约为 CLmax=1.23.0（约为翼型（约为翼型CLmax的的90%）。）。 起飞状态的最大升力系数约为着陆状态的起飞状态的最大升力系数约为着陆状态的80%145.1.4 翼载翼载155.1.4 翼载翼载例如，对螺旋浆式飞机规定例如，对螺旋浆式飞机规定: VStall 93KM/h(襟翼全

11、放下襟翼全放下) VStall 111KM/h（收起襟翼）（收起襟翼） 165.1.4 翼载翼载起飞距离起飞距离 Vto=1.1Vstall 据统计 STO=1.66 * STOG 175.1.4 翼载翼载飞机的起飞距离确定于如下因素：飞机的起飞距离确定于如下因素： 1、起飞重量、起飞重量WTO 2、起飞速度、起飞速度VTO 3、推重比、推重比 （或功率重量比（或功率重量比 及螺旋桨特性）及螺旋桨特性） 4、空气阻力、空气阻力CDG 5、地面摩擦系数、地面摩擦系数G 6、驾驶员的技术。、驾驶员的技术。 185.1.4 翼载翼载TOP 或 平衡场长：多发飞平衡场长：多发飞机，单台失效，可机，单台

12、失效，可能最坏情况下机场能最坏情况下机场安全距离。安全距离。喷气式喷气式195.1.4 翼载翼载螺旋桨飞机： 喷气飞机： 起飞高度的空气密度与海平面空气密度的比值 20例如：例如：某喷气客机，设计要求中规定：某喷气客机，设计要求中规定： 1）STO1524M; 2) H=2500M （标准大气），（标准大气），=0.786215.1.4 翼载翼载着陆距离着陆距离l飞机以着陆速度触地、滑跑到完全停止时的距离，称为着陆滑飞机以着陆速度触地、滑跑到完全停止时的距离，称为着陆滑跑距离跑距离SLG(landing ground roll)。按。按FAR23规定：以进场速规定：以进场速度度VA(Appro

13、ach speed )滑翔，越过滑翔，越过15.24M高度直到以着陆高度直到以着陆速度触地，飞机越过的机场长度与着陆滑跑距离之和称为着陆速度触地，飞机越过的机场长度与着陆滑跑距离之和称为着陆距离距离SL一般着陆速度为一般着陆速度为Vstall的的1.15倍。进场速度倍。进场速度VA规定如下：规定如下： 对民机VA=1.3Vstall对军机VA=1.2Vstall 225.1.4 翼载翼载 飞机的着陆距离确定于如下因素：飞机的着陆距离确定于如下因素： 1、着陆重量、着陆重量WL 2、着陆速度、着陆速度VA 3、着陆装置的设置情况、着陆装置的设置情况 4、飞机的低速特性、飞机的低速特性 5、飞行员

14、的技术、飞行员的技术 235.1.4 翼载翼载着陆距离SL可按下式计算 - 空气密度比 Sa - 越障距离 为了安全，FAR25规定 SL=SL（计算值）1.67 使用逆推力装置时 SL=SL（计算值）0.66 245.1.4 翼载翼载对大多数螺桨飞机和喷气教练机，飞机着陆重量WL应近于起飞重量。一般的飞机应为WTO的85%。对军用机，应以起飞重量减去50%的燃油重量做为着陆重量 在FAR中，考虑到驾驶员的驾驶技术不同，和可能遇到的一些变化情况，规定了一个安全的机场长度SFL，其值为 SFL=SL/0.6 。有时在设计要求中给定SFL的具体数据 255.1.4 翼载翼载巡航速度巡航速度 巡航速

15、度也是一种平飞速度，其算式为: 设计要求中已规定了巡航速度（或巡航M数）和巡航高度，那么q值就是已知的 。如果再知道CD0、A、e各值，就可按该式表达出起飞翼载和推重比的关系式 265.1.4 翼载翼载机翼展弦比机翼展弦比A已在部件参数选择时选定已在部件参数选择时选定 获初步选获初步选择统计值择统计值升力效率系数升力效率系数e（Oswards efficiency factor），），在巡航状态下可近似取为在巡航状态下可近似取为e=0.6-0.85，或按经，或按经验公式计算：验公式计算： 后掠：后掠： 直机翼直机翼 （1.78 0.64）零升阻力系数零升阻力系数CDO的确定，可按飞行力学中介绍

16、的确定，可按飞行力学中介绍的方法估算。或统计分析方法。的方法估算。或统计分析方法。275.1.4 翼载翼载 最大航程的翼载最大航程的翼载 螺旋桨飞机：螺旋桨飞机： 喷气飞机喷气飞机 待机续航翼载待机续航翼载 螺旋桨飞机：螺旋桨飞机： 喷气飞机喷气飞机0/DAeCqsw3/0DAeCqsw0/DAeCqsw03/DAeCqsw285.1.4 翼载翼载v例如例如一架喷气客机：一架喷气客机： 1）WTO=4536 kg 2)巡航巡航M数数 M=0.9 3) 巡航高度在海平面巡航高度在海平面 4）考虑压缩性影响）考虑压缩性影响295.1.4 翼载翼载根据根据WTO值，由图查得浸湿面积值，由图查得浸湿面

17、积 SWet = 97.55 M2 305.1.4 翼载翼载31325.1.4 翼载翼载 按统计选择一参考翼载为按统计选择一参考翼载为 293（kg/M2)，从而可知，从而可知参考机翼面积参考机翼面积 sref=15.5M2 计算计算CDo值值 按统计数据估计压缩性的影响，按统计数据估计压缩性的影响， 335.1.4 翼载翼载 机翼平面参数的统计，设机翼平面参数的统计，设 A=5，e=0.8 绘制绘制 与与 关系曲线图关系曲线图345.1.4 翼载翼载355.1.4 翼载翼载转弯率转弯率 某些战斗机的战术技术要求中规定了对飞机转弯某些战斗机的战术技术要求中规定了对飞机转弯率率 或或 的要求。这

18、是考虑到飞机在发射空的要求。这是考虑到飞机在发射空-空导弹时，空导弹时，飞机能否迅速、准确地转向目标，并发射成功。对飞机能否迅速、准确地转向目标，并发射成功。对于进行空中机炮互射时，具有较大转弯率的飞机，于进行空中机炮互射时，具有较大转弯率的飞机，就能够利用高转弯率飞到敌机后方的有利攻击位置。就能够利用高转弯率飞到敌机后方的有利攻击位置。一般说来，最好的转弯率为每秒一般说来，最好的转弯率为每秒20 365.1.4 翼载翼载 如果转弯过急，飞机阻力增加很多，会使飞行如果转弯过急，飞机阻力增加很多，会使飞行速度下降和飞行高度降低，这种情况的转弯率速度下降和飞行高度降低，这种情况的转弯率称为称为瞬时

19、转弯率瞬时转弯率（Instantaneous Turn Rate)。 如果飞机的推力能充分满足转弯过程中保持速如果飞机的推力能充分满足转弯过程中保持速度和高度的需求，这时的转弯率称为度和高度的需求，这时的转弯率称为稳定转弯稳定转弯率率(Sustained Turn Rate)。 375.1.4 翼载翼载 瞬时转弯瞬时转弯 如果计算出的载荷因数n值大于设计规范的规定值，那么我们将认为规定值为极限值。翼载的要求值可由下式解出： 385.1.4 翼载翼载 在概念设计阶段，战斗时最大可用升力系数可在概念设计阶段，战斗时最大可用升力系数可取为取为0.60.8（只有简单的前缘襟翼）。如果战斗（只有简单的前

20、缘襟翼）。如果战斗机具有较复杂的前、后缘襟翼系统，最大可用升力机具有较复杂的前、后缘襟翼系统，最大可用升力系数可取为系数可取为1.0-1.5。值得注意的是，这时飞机的总。值得注意的是，这时飞机的总重，由于燃油的消耗，一般可近似取为重，由于燃油的消耗，一般可近似取为WTO的的85%。 395.1.4 翼载翼载 稳定转弯稳定转弯 如果式中根号项为负值，则方程无解。这时不考虑翼载，而按给定的n值，用下式计算： 405.1.4 翼载翼载例如：例如：求瞬时转弯时的翼载。求瞬时转弯时的翼载。 战术技术要求规定：战术技术要求规定： 1. =20/sec 2. V=180 M/sec 3. H=6096 M

21、4. q=1084 kg/M2 设设CLmax=1.4415.1.4 翼载翼载将n=6.5代入式可得战斗时翼载值为 kg/M2 由统计 故 kg/M2425.1.4 翼载翼载绘制 和 曲线 （若CLmax=1.8时， =353 kg/M2； CLmax=2.0时, =392 kg/M2） 435.1.4 翼载翼载爬升和下降爬升和下降n爬升率爬升率 垂直速度（垂直速度（ft/min,m/min) 计算时计算时（m/s，ft/s）n爬升梯度爬升梯度=垂直距离垂直距离/水平距离水平距离将阻力代入上式将阻力代入上式WDTG/ )(GWTWD/)(20AeCCqsDLD445.1.4 翼载翼载 得到翼载

22、得到翼载 可得可得（T/W=0 G取负值可计算规定下滑角需要的翼载）取负值可计算规定下滑角需要的翼载）AeqAeCGWTGWTSWD/2)/4()/(/02AeCGWTd02/455.1.5 (W/S)(W/S)TOTO和和(T/W)(T/W)TOTO的选择的选择5.1.5 (W/S)TO和和(T/W)TO的选择的选择 根据飞机设计要求，应用了飞行力学的理论和对现有根据飞机设计要求，应用了飞行力学的理论和对现有飞机的一些统计数据，寻求满足某项设计要求的翼载飞机的一些统计数据，寻求满足某项设计要求的翼载（W/S）TO和推重比（和推重比（T/W）TO的函数关系式，并在平面的函数关系式，并在平面座标

23、上绘制出相应的曲线。座标上绘制出相应的曲线。 在曲线的一边为可选区域，即所选的（在曲线的一边为可选区域，即所选的（W/S）TO和和（T/W）TO值能满足某项性能；另一边为不可选区。值能满足某项性能；另一边为不可选区。 如果把各项设计要求的翼载与推重比的关系曲线界限如果把各项设计要求的翼载与推重比的关系曲线界限线绘制在同一座标平面上，即成为综合界限图。线绘制在同一座标平面上，即成为综合界限图。它是一个它是一个寻求满足各项要求的翼载和推重比的可选平面域。这一可寻求满足各项要求的翼载和推重比的可选平面域。这一可选平面域的可选区与不可选区形成的边界线，是一种满足选平面域的可选区与不可选区形成的边界线，

24、是一种满足各项设计要求的（各项设计要求的（W/S）TO与（与（T/W）TO函数关系的综合函数关系的综合曲线，曲线， 465.1.5 (W/S)(W/S)TOTO和和(T/W)(T/W)TOTO的选择的选择475.1.5 (W/S)(W/S)TOTO和和(T/W)(T/W)TOTO的选择的选择一般情况下应考虑以下几个原则：一般情况下应考虑以下几个原则： 应选择靠近可选域底部的值，这样可使结构重应选择靠近可选域底部的值，这样可使结构重量下降和有用载重增大。量下降和有用载重增大。 不能选择太低的不能选择太低的 值，它将会增加重量和成值，它将会增加重量和成本。本。 应对设计要求进行综合分析，要多照顾主

25、要的应对设计要求进行综合分析，要多照顾主要的设计要求，应稍离开界限线，以留有充足的裕设计要求，应稍离开界限线，以留有充足的裕量。量。 485.2 起飞重量估算起飞重量估算5.2.1 起飞总重起飞总重WTO估算的统计分析法估算的统计分析法 495.2.1 起飞总重起飞总重WTO估算的统计分析法估算的统计分析法 其中：其中： WPL为有用载重，它包括乘员组、旅客、随身为有用载重，它包括乘员组、旅客、随身行李、货物、机上服务用品。对军用机包括弹行李、货物、机上服务用品。对军用机包括弹药、炸弹和外挂可投掷或发射的武器弹药。药、炸弹和外挂可投掷或发射的武器弹药。 WF为飞机的燃油重量，它包括试车、暖机、

26、任为飞机的燃油重量，它包括试车、暖机、任务用油或备用油量等。务用油或备用油量等。 WE为空机重量，它包括飞机结构壳体重量、飞为空机重量，它包括飞机结构壳体重量、飞机各运行系统、飞机仪表设备、电气设备、发机各运行系统、飞机仪表设备、电气设备、发动机重量和保证发动机运行的一些系统的重量。动机重量和保证发动机运行的一些系统的重量。对军用机还包括固定武器、挂弹架、发射架等对军用机还包括固定武器、挂弹架、发射架等重量。重量。5051525.2.2 燃油重量的估算燃油重量的估算参见第三讲参见第三讲5354555.2.2 燃油重量的估算燃油重量的估算例题例题 某喷气客机总重的估算某喷气客机总重的估算 有用载重：有用载重：150名乘客（名乘客（79kg/人，行李人，行李14kg/人）人）, 2名驾驶名驾驶员和员和3名服务员（名服务员（79kg/人，行李人，行李14kg/人）；人）； 航程：航程：2780KM；巡航高度：；巡航高度：10.60KM； 巡航速度：在巡航高度上巡航速度：在巡航高度上 M=0.82；爬升：以；爬升：以WT