航模飞行器总体设计

起飞总重WTO最大升力系数CLmax零升阻力系数CD0推重T/翼载W/S重WTO、空重WE、任务油重WF的方法该方法适用于如下12种飞 方法的外，起飞总重或WTO假定为设计重量 ）2.2.其中 而WOE通常记为：OEW=WE+Wtfo （2.2.其中 Wcrew——乘员重EW=WS+WFEQ+ （2.2.（APU设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图2.2.1所示飞飞机起飞机飞机结有效载动力动力装燃221飞机起飞重量分类 （2.2.

Wcrew （2.2. 1W

式中：

=

fWF=mf

表2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及和燃油的相对重量表2.2. 0.16~000 从最底层考虑，估算需要的燃油重量WF（2）.统计数据表明，对先前提及的12种飞机，log10WTO和log10WE之间存性关系。基于这两点WTO、WEWF将包7个步骤：第二步：猜测一个起飞重量值WTO第四步WOE的试探OEWtent=WToguess-WF- （2.2.第五步：求WE的试探 Wtf- （2.2.Wtfo大约为WTO的0.5%或，通常可以忽略不计。Wcrew数值根据设计要求或使用要求决定。第六步：按2.2.5节中的方法求WE的值。第七步：比较WEtent和第五、第六步得来的的值，然后改变WTOguess的值，重复3～6步，一直迭代下去，直到WEtentWE的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取05%。确定飞机装载重量WPL，和人员重量飞机装载重量WPL通常已在任务要求中给出。WPL包括以下各项的一对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重35k，带行李10k，对飞行每个旅客带行李15kg。crw成员，一般重量为80kg，所带行李10kg。飞机：对军机，重量取 100kg，因为他们带有附加设备对起飞总重量WTO任务油重的在2.2.1节中，第一步曾表明确定WF是不难的，本节将提供求WF的方法：任务油重WF可被写为：WF=WFused+WFres (2.2.8)WFused——任务期间耗去的燃油重量WFres——执行任务所必须的余油图2.2.2。每一段的油耗按简单计算或由经验确定。给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面分 待 下 起始重量为WTO，终止重量为W1，本段燃油系数为W1/WTO。该系数的参考数据约为099～0998。开始重量为W1，终止重量为W2，燃油系数为W2/W1。该系数的参考数据约为0.99～0.998。开始重量为W2，终止重量为W3，本段燃油系数为W3/W2。该系数的参考数据约为0.99～0.998。开始重量为W3，终止重量为W4，本段燃油系数W4/W3的参考数据约为0.98～0.995。起始重量为W4，终止重量为W5，本段燃油系数W5/W4的参考数据约为0.863～0.99。起始重量W5，终止重量为W6，本段燃油系数W6/W5的各种飞机参考数据约为0.99～0.995。开始重W6，终止重量为W7。该系数的参考数据约为0.985～0.995。起始重W7，终止重量W8，该系数的参考数据约为0.99～0.998。这样即可求出任务燃油系数Mff：ffM=（W1/WTO）Πi=1,7（Wi+1/Wi (2.2.式中WTO——起飞总iW—发动机启动和暖机阶段末的iWWi+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重 (2.2.F=W（1-Mff）WTO （2.2.空机重量的me2.2.3图 用这些统计数据时要考虑增加WPL而减小WE。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力确定起飞将空机重量系数和燃油重量系数代入式（225）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该WEtentWE的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取0.5%。确定最大升力状，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。平起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。表2.3.1列出了不同飞机的典型CLmax值。表2.3. 11.2-1.1.2-1.1.2-2.21.3-1.1.3-1.1.6-2.31.2-1.1.4-2.1.6-2.41.3-1.1.3-1.1.3-1.51.4-1.1.6-2.1.6-2.61.5-1.1.7-2.1.9-3.71.2-1.1.6-2.1.8-2.8机1.2-1.1.4-2.1.6-2.91.2-1.1.4-2.1.6-2.1.2-1.1.6-2.1.8-3.1.2-1.1.6-2.1.8-3.1.2-1.1.6-2.1.8-2.CLmax的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表2.3.1所列值已经足以“选择” CLmax。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值，需要求助于实验结果和经验数据。图2.3.1给出了几类飞机最大用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数，大约是着陆最大升力系数的80％。图2.3. 确定零升阻力系数Cfe可从表（2.3.2）中查取。S浸SCD0＝C S参S浸湿S参考－飞机参考面积表 S 浸 fe参CfeS 浸 fe参CfeS浸湿≈3.4[(S侧+S俯 面形状面积（S外露）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。S外2.3.2机翼/如果t/c<0.05S浸湿＝2.003S外 t/c>0.05S＝S[1.977+0.52(t/c)]加零升阻力的值主要同它们的尺寸、类型有关，其典型值可参照表2.3.3选取。233ΔCDO的典型DOe00.80-0.0.010-0.0.75-0.0.055-0.0.70-0.0.015-0.典型的飞机极DCD= DD或者：CD= D1A－机翼展弦比；典型的奥斯瓦尔德系数（e）在0.7与0.85之间，可以用下面的估算e值：直机翼飞机e＝1.78（1－0.045A068）－0.46 后掠翼飞机e＝4.61（1－0.045A068）(cosΛ

)015－3. （2.3.L/DL/D直接取决于两个(L/D)max=0.5(πAe ：(CCCDCDmin 其中：CL0－对应于CDmin的升力系数。如CL0＝0，则CDminCD0。

CDmin(0.90.15M)3Cf(13.3(t/c))cos1/40.009ST/+(0.008kf0.5/k2 /S S/S

M DE (lgRe)2Cf V 1.460.25104H1.94108HVc－巡航速度SE－所有发动机短舱的横截面面积ST－尾翼面积CDE－发动机短舱的阻力系数表2.3 CDE与涵道比的关02460图 的CL；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。图 图 超音速飞机的CD0随飞行M数变化的曲推重比(T/W和翼载(W/S是影响飞机飞行性能的两个最重要的参些参数的优化是初始设确定推重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 W巡 （

巡航 W起

T起

2.4.1给出了不同类型飞机的推重比TW的典型值，这些值都是海平面和零速度静态”）表 0进行格斗的喷气式战斗TW是特指发动机开加力时的值，而其它喷气飞机的TW，一般是不开242c ac力等于阻力。因此，推重比等于升阻比L/D的倒数，即：T ）巡航W

(LD)

L/DL/DL/D相同；对于喷气式飞机，W

0.0200.03。是奥斯瓦尔德（Oswald）效率因子，它是诱导阻力效率的量度。对于战斗机，e0.6，对.2TOGTOGL241TOGL2.4.2L＝VTO

(

(2.4.W 2

2(L/式中：VTO－起飞速度（又叫离地速度G－地面摩擦阻力系数；T W(L/D)TO－飞机起飞滑跑时的升阻比表2.4 在起飞状态，V223.6W

CLW/ (3 (3L

L/T

1.2

1.05

2(3GL/D

LLmaxTO L 飞机的实际阻力值D，最大可用推力TD或者减去需用推力T，所得的剩余推力TT＝TD=T可用T需 速度愈接近最大，剩余推力T就愈小，直到这最大剩余推力T等于零，此时的速度即为最大平V Vmax V2TW

max

确定翼载荷表 喷气机/轰炸载是根据某些单项要求（比如失速速度）确定的，则本节的大多数方程还可用于求解T/W。供足够的升力，设计师应选择估算所得翼载的最小值但是，如果由这些性能中某项指标确定的翼（2.4.7：W＝L＝1V V （STOL起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。中查得，起飞升力系数CL起飞是起飞时的实际升力系数，而不是在起飞条件下用于失速计算的最大升力系数。飞机大1.1倍失速速度下起飞，所以起飞升力系数等于最大升力系数除以1.21。 W/S＝（TOP）σCL起飞(hp/W) 喷气式飞机W/S＝（TOP）σCL起飞 89个g设计为最大使用过载，但是此过载必须对应某个特定的格斗重量。WCLmax1V M数效应。于大多数飞机，格斗重量大约是起飞重量的85％。LH1VL V

H W1V Hzj式中：H－ 度上的空气密度Vzj－可用推力最大时的飞行速度CL－升限飞行时的升力系数L/D对应的速度下飞行时达到最大 CV

VSCD0

W1V2C

W1V2C

1V2

AeCD0W1AeCD0

3W13 W1V

；2.5.1要求的飞行技术性能则作为约束条件。这样飞机总体布局型式的最佳方案将是在某些相同的情况飞机布局的选择经常是从现有的布局出在一些大的飞机公司尤其如此。例如波音707727、737、757777等。这些飞机的机身断面都相同。DC9系列MD80、MD82系列也是这样。现有布局的1909年以来，每年出纯推进式布局很少，也有牵引/推进混合式的，要使发动机推力在飞机中心线上。显然，在 对于双尾撑、悬进式布局的飞机,后部螺旋桨的失效可能会造成一个尾翼尾撑的结构失这些飞机中多数是螺旋桨牵引式，个别是喷气式的。而在螺旋桨牵引式飞机中，涡轮螺桨式是未来农用飞机动力装置的发展趋势。其原因是涡轮螺旋桨发动机本身比活塞螺旋桨发有些喷气式飞机采用了T型尾翼布局所 这些飞机中有上单翼和下单翼。（2）数为外撑式机翼，其他的都为悬臂式机翼。对于以巡航为主的飞机，外撑式机翼虽T型尾翼布局，也有双垂尾布局，多数是常规平尾与垂尾。从桨与地面的距离和相关的起落架长度在决定机翼/短舱的方式上起很大作用。绝大多数的喷气机的起落架都收在机身与机翼的结合部，这样便于装卸货物，不需要可接受的阻力与厚的翼根空间使得起落架的收藏不与襟翼与后翼梁布置发生，同时获注意这些飞机中有些采用了T机（2）机都可装载机关和空间，使得气流流动畸变最小。对于单发布局同样进气道分叉、S型管道问题，这类除个别采用了T对于轰炸机，为了布置又长又大的舱，而采用上单翼和串列式起落架布局。因为机上的大型搜索具有上视和下视功能，机身和尾翼在一定程度上削弱了下视能对于在高度、长度和宽度方面都有严格限制的舰载飞机。当加装一台天线器时，超音速巡航飞机的一个主要设计问题是如何避免音爆现象。这也是许多国家超音速超音速巡航飞机巡航时的配平升阻比大致是7或8，而对亚音速机而言这个值为14～非常规合理布置动力装置使其推进飞机而不是牵引飞机，这已经变的越来越流行推进式与牵引式相概要论述所有可能的性VV2.5.4选择总体布局的过程第2步：第一步的结果和2.5.1节其共同点是对不同的升力值都能进行配平，在给定某一升力值时都能保持稳定的运动。采用“扭转”的承力面可以在保持飞机稳定性的条件下合理地（升阻比损失最小）对所有正常式迎角特性。在20世纪70年代发展了边条机翼，在中到大迎角范围边条产生的脱体涡除本身具有高所示图 鸭式随着主动控制技术的发展，电传技术的成熟，把前翼设计得比较大（相对面积X－29图 L为了在配平的条件下保证飞机的纵向静稳定度（CmC0L静稳定度，前翼面的迎角1必须大于后翼面的迎角2。对于鸭式飞机，此规则由于飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向和配平仅靠机翼后缘的升降舵来实现，其采用，仅幻影2000和B－2隐身轰炸机采用了飞翼型式，现在进一步发展无垂尾的飞机如的试验机X－36（如图2.6.3所示。三翼面

图 27加小前翼改为舰载型，又把苏－27加大前翼改成苏－35，其机动性得到更大提高，主要得益于升力的增加（2.6.4所示图 选择飞机布局时要考虑的其它上单翼布局，从而保证能够从机身前面或后面下部的舷梯或斜板（货桥，轻易地装卸、装备离地面太近，故需要有上反角从而在现代飞机上还需要有航向和横向的自动装置。隐身技术是二次大战后出现的重要军事技术之一，它的出现促使战场军事装备向隐身方向发和重要的参数是散射截面积(RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在波照射下所计师计算出可以返回同等能量的反射球体(光学上的等效物可以是一个球面镜)的尺寸。这个球RCS是方位角、散射体的形状、波的频率、发射和接收天线极化特性的函数。一架飞机的机体(一个非常复杂的形状)的S随着观察的角度不同而变化很大（图2.7.1，所S0均值来描述一架飞机RCS值的大小，即表示飞机被前向探测发现的程度。RCS值越大，表示反2.7.2S值。根据方程，探测距离与目标(飞机)的RCS的4次方根成正比，以R表示探测的假设飞RCS0dB(1m2)100km；如RCS减少10dB(达到0.1m2)其探测距离减少44％，即为56km，减少20dB(0.01m2)，其探测距离减少68％，即32km2.7.3为不同RCS值的飞机与探测距离关系的示意图。RCS值小，不易被敌方发现，可成功的穿过 图2.7.1RCS随观察角度的变 图2.7.2飞机的RCS图 0.1~0.3m2。隐身设计的目的是尽可能减小RCS。RCS的大小决定于飞机的几何面积和几何特性、波RAM是含有磁性铁颗粒的塑料，一般涂敷在飞机的表面。波在RAM中传递过程电磁能变为热能，减弱波的反射。RAS一般是以非金属为基体填充吸波材料的复合材料，可以制成RAMRAS相结合。由于本课程的性质，下面只讨论RCS，因为复杂的飞机外形是由一些简单几何外形组成的。RCS2.7.4，其中以球体作为比较的基准，RCS＝lm2。入射波的方RCS为球1万倍。圆柱体RCS为球100倍。将球体变为椭圆体或尖头仿锤体，由于反射波向四周的散射作用，RCS减小。长短轴比为2:1椭球的RCS约为球体的十分之一，顶角为20o仿锤体的RCS小于球体的百分之一。而平板的RCS为仿锤体的100万倍以上，可见几何形状对RCS的重要影响。将圆柱体机身改为截面为融合体的机身可以降低RCS，图2.7.5是这两种柱体的RCS比较，以圆柱体作为比较的基准，其RCS为1m2。对于融合柱体，当入射波为水平时，其RCS为圆柱体的RCS0.1~1.0m2之间。由于融合体截面形状不同，融合柱体的RCS在一定范围内变射波的θ角在水平方向上下一定范围融合柱体的RCS变化不大，对于一般融合体，θ30o~40o左右。垂直方向的入射波在一定角度范围内变化时也同样如此，但变化的角度要小一些，具体取决于融合体的截面外形。融合体机身可以减小RCS。虽然入射波为法向时平面体的RCS很大，如入射波与平面有一斜角时反射波向相反的方向折射，可降低接收信号的强度。图2.7.6为入射波方位角对平板RCS的影响，当方位角为10oRAM处理的舱盖可以透过波。所以，进气道、喷管和座舱盖对飞机的RCS有重要的影响。2.7.7RCSRCS(进气道RCS包括唇口影响)RCSS形进气管道使入射波不能“直达”图2.7.6入射波方向对RCS的影 图2.7.7战斗机各部件的RCS示意 图2.7.8边缘和缝隙的散射 图2.7.9机各部件的RCS示意机翼前缘对入射波产生散射，其中一部分能量成为的反射信号(图2.7.8)。当翼型为钝图2.7.9为机各种部件对RCS贡献的示意图。可见入射波缘和后缘的法线方向时，机多(图2.7.6中未示出)，但在隐身气动布局设计中也不容忽视。和侧方上下不太大的滚转角范围内(上方是考虑敌机和战斗机的)有良好的隐身性。现代 2.7.102.7.11防时将天线倾斜一个角度等，如图2.7.11所示。向的遮挡可减小侧向的RCS值。F-22、F-23的机翼、平尾、立尾的前缘和后缘都互相平行，如图2.7.12所示。 图2.7.12翼面前后缘平行可减小反 图2.7.13斜切口及S形进气S弯形，既可遮挡电磁波直射到压气机叶片上，又可使进入进气道内的电磁波经过4~5次反射(如图2.7.13所示)，使回波减弱，从而有效的减小了进气道的RCS。F-22F-18改进型都采用了斜切进口及S弯形进气道。对于物，将中、近距及都埋挂在机身舱内，如F-22、B-2那样，但会增大机身截面积而使阻力增加；也可采用保形，如EF-2000那样，将贴在机身上。结构细节设计。对于隐身飞机当强散射源已减弱后，弱散射将起主要作用，如机身的口如F-22那样。(7).当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措施来弥补。例如波能透件盒上涂以吸波材料、智能罩（只能透过自己的波）等。在关键部位（并非全部导面）使用吸波材料，例如在机翼、平尾等翼面前缘涂吸波材料，在进气口、S型进气道腔体使用吸波材料等均可以起到降低RCS的作用。本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。现在世界上在役的隐身飞机有3种：对地机F-117(图2.7.14)，战略轰炸机B-2(图2.7.15)，第四代战斗机F-22(图2.7.16)，它们都是研制的。除此之外，曾经和F-22共同参与ATF(先进技术战斗机)竞标的原型机YF-23(2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。 图2.7.14隐身机F- 图2.7.15隐身轰炸机B-图2.7.16第四代战斗机F- 的隐身性而牺牲气动效率。为弥补大后掠、小展弦比机翼气动效率低的缺点，在大约40％半翼展B-2是轰炸机，由于技术的进展已经不需像F-117机那样牺牲气动效率的设计。它的为保证机翼后缘的航向面的效率，机翼前缘后掠角不大(33o)。B-2机翼的特点是多折线后缘，仰面得到较大的力臂。准的菱形，前缘后掠40o后缘前掠40o，展弦比2.0，根梢比12.5。“燕形”尾翼俯视投影的前后缘45oF-22基本为三角机翼，从隐身的角度YF-23的机翼更为优越。YF-23F-22机翼(A＝2.23，λ＝8.3)小，因此从隐身角度翼型不但相对厚度要小，而且前缘要尖削，前缘半径要小，最好是尖头。F-117攻B-2轰炸机(2.7.152.7.19)的机身在机翼上表面类似一个流线型的大鼓包，从前到后宽F-22战斗机(27162.7.20)为上单翼，机身上部与机翼融合在一起。机身侧面为向内倾斜约35o的平面，使反射波避开的主要方向(一般认为侧面在30o以内)。机身下部基本为平面，有舱门。在进气口以前的前机身截面类似菱形；下部也是向内倾斜约35o的平面。上部35o的曲面。F-22机身外F-22F-117倾斜平面的思路，并且有所发展，隐身性和气动性能有更好的结图 F-117机的多面体机图 B-2轰炸机图 F-22战斗机图 YF-23战斗机YF-23(图2.7.17和图2.7.21)的机身设计与F-22有明显不同。F-22采用窄间距双喷管布局，两)，B-2轰炸机就是这样做的。去掉尾翼有两个前F-117飞机取消了平尾，由于是