空气动力飞机总体示例篇

轻型战斗机方案设计示例飞机设计教研室飞机总体设计示例篇轻型战斗机方案设计示例*设计要求概念草图机翼的几何参数发动机数据推重比选取翼载选取初步确定参数*雷曼尔.现代飞机设计[M].钟定逵译.北京:国防工业出版社,1992.

1轻型战斗机方案设计示例布局数据发动机起落架油箱图测气动数据2设计要求主要用途取代现役的F-16，在与先进战术战斗机（ATF）的高低搭配中作为低端机型主要任务：空战基本要求单座、单发根据假定的F-16的性能进行改进，应在发动机不开加力的情况下持续超音速巡航要求有较短的起飞和着陆距离3设计要求任务剖面3&10（巡航）：200nm在最佳巡航马赫数和高度（BCA/BCM）5&9（冲刺）：50nm在Ma1.435000ft6（格斗）：3min在最大推力Ma0.9

20000ft12（待机）：20min在海平面最佳待机速度7（武器投放）：400lb（仅导弹）4设计要求有效载荷2枚先进导弹（200lb5in×92in）先进机炮（400lb）750发炮弹（440lb）飞行员（220lb）性能要求起飞和着陆1000ft地面滑跑进场速度≤130kts（节，即海里／小时）最大Ma≥1.8（A/B－开加力）;Ma≥1.4（Dry－无加力）加速Ma0.9到Ma1.4在30s35000ftPS=0在5g30000ftMa0.9和Ma1.4—持续盘旋

在350kts20000ft—瞬时盘旋5概念草图方案1常规布局中单翼倾斜式双立尾单发腹部进气二维矢量喷管6概念草图方案2可变上反角垂尾中单翼单发机身两侧进气二维矢量喷管新技术的采用有利于控制超音速时的气动中心后移，从而减小配平阻力并提高机动能力

7机翼的几何参数展弦比的由来（第三讲P.22）：等效展弦比=aMacmaxaC喷气教练机4.737-0.979喷气战斗机（格斗）5.416-0.622喷气战斗机（其它）4.110-0.622军用运输/轰炸机5.570-1.075喷气运输机7.500等效展弦比=aMacmaxaC喷气教练机4.737-0.979喷气战斗机（格斗）5.416-0.622喷气战斗机（其它）4.110-0.622军用运输/轰炸机5.570-1.075喷气运输机7.5008机翼的几何参数

后掠角的由来：教材P.35经验曲线对超音速飞机，后掠角应增大到使（90°－ΛLE）小于马赫锥角，使其处于亚音速前缘状态Ma=1.4->马赫锥角45.6°9机翼的几何参数

后掠角的由来：前缘后掠角与1/4弦线后掠角的关系结合草图10跨音速上仰机翼后掠角和展弦比综合在一起，对机翼的上仰特性有很大影响，即在接近失速的迎角下飞机会突然而又不可控制地增加迎角，使飞机继续上仰，直到失速，完全失去控制。F-16战斗机需要一个由计算机控制的迎角限制器，以防止在大约25。迎角时，出现过度上仰问题。机翼的几何参数

与F-16比较表明跨音速上仰！改为：

（所以）11机翼的几何参数

与F-16比较表明跨音速上仰！改为：

（所以）跨音速上仰用机翼1/4弦线后掠角和展弦比的组合，可描述出避免上仰的边界

F-16的数据展弦比约3.0

前缘后掠角40°12机翼的几何参数选取：尖削比λ=0.25

尖削比＝1/根梢比根梢比也称梯形比大部分低速机翼的尖削比大约为0.4~0.5大部分后掠机翼的尖削比大约为0.2~0.3右图可作为参考13机翼的几何参数选取：翼型相对厚度t/c=6%

翼型：64A006（初始的）根据设计Ma初选翼型相对厚度对于超音速后掠翼飞机，在初步设计时，NACA64A和65A翼型是最好的翼型。14发动机数据2000年后，待定的发动机比附录A.4-1所示发动机近似燃油消耗率减少20%一架飞机方案的参数可采用某些现有的发动机或新设计的发动机来确定。现有发动机的尺寸和推力都是固定的，称为“固定的发动机”（fixedengine），“固定的”是指发动机的尺寸固定。新设计的发动机可以是任意要求的尺寸和推力，称为“待定的发动机”或“变形发动机”（rubberengine）,因为它在确定飞机参数过程中，可以“缩放”，以提供任何需要的推力。15发动机数据2000年后，待定的发动机比附录A.4-1所示发动机近似燃油消耗率减少20%研制一台新的喷气发动机要花费大约10亿美元。大多数飞机研制不对新的发动机的研制进行评价，而必须在现有的发动机中挑选最合适的。然而，即使对于那些必须使用现有发动机的飞机方案，开始时也可以采用待定的发动机进行设计研究，以确定在对现有发动机挑选过程中如何寻求所需的发动机特性。16发动机数据2000年后，待定的发动机比附录A.4-1所示发动机近似燃油消耗率减少20%以下数据来自《AircraftEngineDesign》，可作为“基准”发动机特性，供初始设计时进行缩放17发动机数据附录A.4-1下述装机发动机数据反映了这些假定1)按照MIL-E-5008B，进气口压力恢复系数和进气道总压比为0.97。2)在所有动力状态和飞行条件下，有320kw的功率提取，用以驱动发电机和辅助设备。3)高压空气引气流量为1.7lb/s。4)以下的高度单位均为ft。加力式涡轮风扇发动机特性18发动机数据附录A.4-1加力式涡轮风扇发动机特性19发动机数据附录A.4-1加力式涡轮风扇发动机特性20发动机数据附录A.4-1加力式涡轮风扇发动机特性21发动机数据附录A.4-1加力式涡轮风扇发动机特性22发动机数据附录A.4-1加力式涡轮风扇发动机特性23发动机数据附录A.4-1下述装机发动机数据反映了这些假定1)进气口总压比为0.97。2)在所有动力状态和飞行条件下，有650kw的功率提取，用以驱动发电机和辅助设备。3)高压空气引气流量为2.0lb/s。高涵道比涡扇发动机特性24发动机数据附录A.4-1高涵道比涡扇发动机特性25发动机数据附录A.4-1高涵道比涡扇发动机特性26发动机数据附录A.4-1高涵道比涡扇发动机特性27推重比选取T/W表5.3T/W起飞=0.648(1.8)0.594=0.92（初期使用）第五讲P.928翼载选取失速：V进场≤130kts=220ft/s

V失速≤V进场/1.2=183ft/sW/S≤qcLmax在失速时图5.3

cLmax≈1.5+0.3（前缘襟翼）≈1.8所以W/S≤721lb/ft2（海平面）第五讲P.14V进场(approach)=kV失速(stall)（k的取值：民用飞机1.3／军用飞机1.2／舰载1.15）29翼载选取失速：...图5.3

cLmax≈1.5+0.3（前缘襟翼）≈1.8所以W/S≤72lb/ft2（海平面）30翼载选取失速：...图5.3

cLmax≈1.5+0.3（前缘襟翼）≈1.8所以W/S≤72lb/ft2（海平面）31着陆：由式5.11

s着陆滑跑=80W/S（）≤1000所以W/S≤22.5（！）（对一架战斗机太低了！我们不管这初值，并使用反推力装置着陆）

s着陆滑跑=80W/S（）+Sa(ft)（式5.11）=5W/S（）+Sa(m)σ—起飞高度的空气密度与海平面空气密度的比值Sa—=1000ft{350m}（客机类，3度下滑航迹）

=600ft{183m}（通用航空类，无动力进场）

=450ft{137m}（短距起落，7度下滑航迹）翼载选取32起飞

图5.4

TOP≈80

式5.9

起飞参数TOP＝

或

式5.9

翼载选取33巡航：表12.2Cfe=0.0035假定Swet/Sref≈4,所以CD0≈0.014（式12.23）

蒙皮摩阻当量系数Cfe（第五讲中的Cf）Swet/Sref

（教材图2.15)

翼载选取34巡航：

公式12.50

升力效率系数（Oswald翼展效率系数）e:

（前缘后掠角大于30度）翼载选取35巡航：在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=284lb/ft2

所以（W1/W0和W2/W1使用典型值）

喷气式飞机最大航程对应的翼载荷翼载选取36翼载选取巡航：

在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=284lb/ft2

飞机巡航时，重量因燃料消耗而减小，因此翼载也减小。为优化巡航效率，需减小相同比例的动压，这可通过降低速度（但这是不希望的），或者为获得较低的空气密度而爬升来达到。这种航程的优化方法就是所谓的“巡航爬升”飞机一般不允许采用巡航爬升法获得最大航程。空中交管部门建议飞机保持一个指定高度巡航，直到许可爬升或下降到另一高度为止37翼载选取瞬时转弯：在350kts和20000ft，q=222lb/ft2

瞬时转弯：转弯时飞行速度下降和飞行高度降低

标准重力加速度g=32.2ft/s21kts=1nm/h=0.514m/s=1.6878ft/s!38翼载选取假定cLmax机动≈1.4对于在格斗中具有较复杂的前、后缘襟翼装置的战斗机，其格斗最大可用升力系数可取为1.0-1.5

通常，格斗重量规定为W0减去扔掉的副油箱和消耗掉50%的内部燃油重量对大多数飞机，格斗重量大约是起飞重量的85%

39翼载选取持续稳定盘旋：在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

持续转弯：转弯过程中飞机保持速度和高度持续转弯角速度通常用飞机在不减速或不掉高度的飞行条件下持续转弯时的最大过载来表示如果保持速度不变，则推力必须等于阻力（假定推力轴线近似与飞行方向一致），升力必须等于重量乘以过载40推阻关系对无弯度翼型，阻力极曲线（DragPolar）形式为其中升致阻力因子

翼载选取在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

cD0=0.014假定e=0.6（在高g盘旋时减小）41翼载选取持续稳定盘旋：在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

cD0=0.014假定e=0.6（在高g盘旋时减小）升重关系

格斗状态！第5讲P.40对应公式有误！42翼载选取从A.4-1得到的实际和海平面的值

附录A.4-1

T=30000lb条件：Ma0.9和30000ft43翼载选取代入

（取负号时值太小）44翼载选取问题：按照着陆条件要求W/S=56允许使用多大的T/W？先前算出的着陆W/S≤22.5不合理，而W/S=56为持续稳定盘旋时所得的翼载荷，也是其他各种约束下的最小值，所以此处提出“着陆条件”可认为是在考虑最“恶劣”条件下对T/W的需求45初步确定参数空重系数：（假定为复合材料结构）表6.1

ABC1C2C3C4C5喷气教练机04.28-0-0.240.11喷气战斗机-0.022.16-4-0.100.08军用运输机/轰炸机0.071.71-6-0.100.05喷气运输机0.320.66-0.130.300.06-0.050.05KVS=可变后掠常数=1.04可变后掠=1.00固定后略VSCmaxC0C0CC00e)KMaS)/(W)W/(TABWA(W/W54321+=（英制单位！）46初步确定参数任务段重量比：暖机和起飞式（6.8）

发动机、滑跑和起飞任务段重量比仍采用估算方式式（6.8）Wi/W0=0.97~0.9947飞机爬升和加速到巡航高度及巡航马赫数（从Ma=0.1开始）的重量比近似如下初步确定参数任务段重量比：爬升式（6.9）

48初步确定参数巡航（假定Ma=0.9在35000ftBCA/BCM）巡航时升力等于重量条件可得式（6.13）式（6.13）巡航状态翼载荷49初步确定参数SFC:-A.4-1部分动力在M=0.936000ft给出C=1.07

-C=1.18对近似的安装增加10% -C=0.94采用先进的技术减少20%

50初步确定参数SFC:所以

式（6.11）

由勃列盖（Breguet）航程公式，对喷气式飞机，有式（6.11）

任务剖面：200nm；Ma=0.9；35000ft

C的单位在英制中为1/hV=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)C=单位耗油率L/D=升阻比由勃列盖（Breguet）航程公式，对喷气式飞机，有式（6.11）

任务剖面：200nm；Ma=0.9；35000ft

C的单位在英制中为1/hV=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)C=单位耗油率L/D=升阻比51初步确定参数加速

式（6.10）式（6.9）如果不是从Ma0.1开始加速，那么用方程(6.9)或(6.10)对给定的最终Ma所计算的重量比，就应当除以用方程(6.9)或(6.10)对开始Ma所计算的重量比52初步确定参数冲刺

Ma1.4,35000ft;V=1362ft/s;q=685lb/ft2

从图12.31粗略估算

（Crude！）图12.3153SFC：

A.4-1额定功率（最大，不加力）C=1.2

增加10%（装机）

减少20%（先进技术）

初步确定参数54初步确定参数式（12.52）或超音速时，升阻阻力因子会有所增加，而Oswald系数e在Ma数1.2时大约减小到0.3~0.5式（12.52）可用于快速估算，但前缘吸力法更优越中文补充材料的公式有误!55由式(6.11)

初步确定参数

进入格斗！56初步确定参数格斗

d=3min格斗飞行阶段通常被规定为，或是在最大功率下的飞行持续时间（“d”，一般为d=3min），或是在某些飞行高度和飞行Ma下使用最大功率的格斗转弯数（参见第2讲示例）57SFC: A.4-1对于最大推力在Ma0.9，20000ft：C=1.78

因装机增加10%因采用先进技术减少20%初步确定参数58初步确定参数格斗飞行阶段消耗的燃油重量等于推力、耗油率和格斗时间的乘积（

公式6.16）59武器投放

对于初始的参数确定，忽略重量的减少加速冲刺巡航下滑忽略，假定航程计入（即认为下滑阶段未增加航程）初步确定参数60初步确定参数待机

E=20min海平面式(17.13)所以q=121lb/ft2最佳待机状态时应使L/D最大，需用推力最小，对应的速度为（17.13）61

SFC：由A.4-1修正后得：C=0.906(约Ma0.29)初步确定参数62对喷气式飞机，待机阶段着陆下滑段重量比的经验数据为0.990～0.995着陆和滑回段的经验数据为初步确定参数

着陆下滑着陆63初步确定参数总的任务重量比

燃油系数

第三讲P.25任务中消耗的燃油＝一般情况下，可假定余油储备和死油占6%此处再次忽略了有效载荷的投放！

第三讲P.25任务中消耗的燃油＝一般情况下，可假定余油储备和死油占6%此处再次忽略了有效载荷的投放！64初步确定参数参数确定

由于可变上反角尾翼的影响需要修正空机重量方程：在初估起飞总重时，假定则有对于迭代计算中取的其他推测值W推测，用：

式（19.13）

65初步确定参数式（19.13）

图—绘制的方案草图为什么要进行修正？

——We/W0随着起飞重量的增加有减小的趋势教材图2.8的空重系数We/W0与W0关系图

66初步确定参数式（19.13）

如何进行修正？通过沿着所用拟合曲线斜率，修正按草图算出的飞机空重系数，就可以找到新空重的一个较好近似值。对于新假定的起飞重量，对应的空重可通过调整按草图算出的空重进行估计，如方程式（19.13）所示。C值（不要误认为是耗油率）表示空重系数趋势线的斜率，其值见第3讲P.16所给的表此处对战斗机取的典型C值为-0.1，但表3.1所列为-0.13。

67初步确定参数定参数迭代存在载荷投放段的情况下，改进的参数选择方程：68初步确定参数定参数迭代W0-guessWfWemptyW0-calculated200005117.712841.019418.719534.94998.712572.019030.6......（q为修正系数，k为迭代次数）69初步确定参数—小结

草图或初始布局

S浸湿/S参考

和CD0发动机的SFC设计目标机翼几何参数选择和“e”估算T/W和W/S每一段任务的.W0推算每一任务段的WfW0计算参数选择迭代求解改进的飞机参数选择方法70初步确定参数—小结另一个可供选择的方法是从假定W0开始，然后减去有效载荷、乘员重量和计算的燃油重量，得到飞行“需要的空重”。把这个结果与统计的“有效的空重”相比较。如果需要的空重超过有效的空重，则下一次迭代必须增大W0

这一方法在数学上与上面介绍的方法完全相同，但对下一次迭代用的W0值的选择的指导性不如上一种方法明显

71布局数据机身：机身长度=AW0C(ft或{m})AC喷气教练机0.79{0.333}0.41喷气战斗机0.93{0.389}0.39军用运输机/轰炸机0.23{0.104}0.50喷气运输机0.67{0.287}0.43表6.3

即为第6讲P.4所列表格72布局数据机翼：式(7.5)式(7.6)式(7.7)

1ft=12in73布局数据机翼：式(7.8)式(7.9)

:

平均气动弦（MAC）长

:

MAC的展向位置

74布局数据尾翼：“Ｖ”型布局尾翼总面积等于由尾容量系数方法决定的垂尾、平尾所需面积总和（假定）

尾容量

75布局数据尾翼：“Ｖ”型布局尾翼总面积等于由尾容量系数方法决定的垂尾、平尾所需面积总和（假定）

尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算

对于发动机装在机翼上的飞机，尾翼力臂约为机身长度的50~55%对于发动机安装在后部的飞机，尾翼力臂约为机身长度的45~50%Lt/L机身=200/492≈

41%

76布局数据典型值平尾AHT垂尾AVT喷气教练机0.700.06喷气战斗机0.400.07军用运输机／轰炸机1.000.08喷气运输机1.000.09

垂尾平尾

77如果尾翼布置在飞机中心线上俯视图的投影面积作为水平尾翼当量面积使用：布局数据bh真实尾翼几何尺寸由图示决定。78发动机发动机尺寸T=（T/W）W0=0.98×16480=16150.41lb(海平面静推力)A.4-1；100%尺寸确定的发动机T=30000lb

L=160in

D=44in

W=3000lb

附录提供的标称发动机79发动机

“SF”＝实际需要的推力／标称发动机真实推力

80发动机为提供超音速时俯仰操