空氣動力飛機總體示例篇

輕型戰(zhàn)斗機方案設計示例飛機設計教研室飛機總體設計示例篇輕型戰(zhàn)斗機方案設計示例*設計要求概念草圖機翼的幾何參數(shù)發(fā)動機數(shù)據(jù)推重比選取翼載選取初步確定參數(shù)*雷曼爾.現(xiàn)代飛機設計[M].鐘定逵譯.北京:國防工業(yè)出版社,1992.

1輕型戰(zhàn)斗機方案設計示例布局數(shù)據(jù)發(fā)動機起落架油箱圖測氣動數(shù)據(jù)2設計要求主要用途取代現(xiàn)役的F-16，在與先進戰(zhàn)術戰(zhàn)斗機（ATF）的高低搭配中作為低端機型主要任務：空戰(zhàn)基本要求單座、單發(fā)根據(jù)假定的F-16的性能進行改進，應在發(fā)動機不開加力的情況下持續(xù)超音速巡航要求有較短的起飛和著陸距離3設計要求任務剖面3&10（巡航）：200nm在最佳巡航馬赫數(shù)和高度（BCA/BCM）5&9（沖刺）：50nm在Ma1.435000ft6（格斗）：3min在最大推力Ma0.9

20000ft12（待機）：20min在海平面最佳待機速度7（武器投放）：400lb（僅導彈）4設計要求有效載荷2枚先進導彈（200lb5in×92in）先進機炮（400lb）750發(fā)炮彈（440lb）飛行員（220lb）性能要求起飛和著陸1000ft地面滑跑進場速度≤130kts（節(jié)，即海里／小時）最大Ma≥1.8（A/B－開加力）;Ma≥1.4（Dry－無加力）加速Ma0.9到Ma1.4在30s35000ftPS=0在5g30000ftMa0.9和Ma1.4—持續(xù)盤旋

在350kts20000ft—瞬時盤旋5概念草圖方案1常規(guī)布局中單翼傾斜式雙立尾單發(fā)腹部進氣二維矢量噴管6概念草圖方案2可變上反角垂尾中單翼單發(fā)機身兩側進氣二維矢量噴管新技術的采用有利于控制超音速時的氣動中心后移，從而減小配平阻力并提高機動能力

7機翼的幾何參數(shù)展弦比的由來（第三講P.22）：等效展弦比=aMacmaxaC噴氣教練機4.737-0.979噴氣戰(zhàn)斗機（格斗）5.416-0.622噴氣戰(zhàn)斗機（其它）4.110-0.622軍用運輸/轟炸機5.570-1.075噴氣運輸機7.500等效展弦比=aMacmaxaC噴氣教練機4.737-0.979噴氣戰(zhàn)斗機（格斗）5.416-0.622噴氣戰(zhàn)斗機（其它）4.110-0.622軍用運輸/轟炸機5.570-1.075噴氣運輸機7.5008機翼的幾何參數(shù)

后掠角的由來：教材P.35經(jīng)驗曲線對超音速飛機，后掠角應增大到使（90°－ΛLE）小于馬赫錐角，使其處于亞音速前緣狀態(tài)Ma=1.4->馬赫錐角45.6°9機翼的幾何參數(shù)

后掠角的由來：前緣后掠角與1/4弦線后掠角的關系結合草圖10跨音速上仰機翼后掠角和展弦比綜合在一起，對機翼的上仰特性有很大影響，即在接近失速的迎角下飛機會突然而又不可控制地增加迎角，使飛機繼續(xù)上仰，直到失速，完全失去控制。F-16戰(zhàn)斗機需要一個由計算機控制的迎角限制器，以防止在大約25。迎角時，出現(xiàn)過度上仰問題。機翼的幾何參數(shù)

與F-16比較表明跨音速上仰！改為：

（所以）11機翼的幾何參數(shù)

與F-16比較表明跨音速上仰！改為：

（所以）跨音速上仰用機翼1/4弦線后掠角和展弦比的組合，可描述出避免上仰的邊界

F-16的數(shù)據(jù)展弦比約3.0

前緣后掠角40°12機翼的幾何參數(shù)選?。杭庀鞅圈?0.25

尖削比＝1/根梢比根梢比也稱梯形比大部分低速機翼的尖削比大約為0.4~0.5大部分后掠機翼的尖削比大約為0.2~0.3右圖可作為參考13機翼的幾何參數(shù)選?。阂硇拖鄬穸萾/c=6%

翼型：64A006（初始的）根據(jù)設計Ma初選翼型相對厚度對于超音速后掠翼飛機，在初步設計時，NACA64A和65A翼型是最好的翼型。14發(fā)動機數(shù)據(jù)2000年后，待定的發(fā)動機比附錄A.4-1所示發(fā)動機近似燃油消耗率減少20%一架飛機方案的參數(shù)可采用某些現(xiàn)有的發(fā)動機或新設計的發(fā)動機來確定。現(xiàn)有發(fā)動機的尺寸和推力都是固定的，稱為“固定的發(fā)動機”（fixedengine），“固定的”是指發(fā)動機的尺寸固定。新設計的發(fā)動機可以是任意要求的尺寸和推力，稱為“待定的發(fā)動機”或“變形發(fā)動機”（rubberengine）,因為它在確定飛機參數(shù)過程中，可以“縮放”，以提供任何需要的推力。15發(fā)動機數(shù)據(jù)2000年后，待定的發(fā)動機比附錄A.4-1所示發(fā)動機近似燃油消耗率減少20%研制一臺新的噴氣發(fā)動機要花費大約10億美元。大多數(shù)飛機研制不對新的發(fā)動機的研制進行評價，而必須在現(xiàn)有的發(fā)動機中挑選最合適的。然而，即使對于那些必須使用現(xiàn)有發(fā)動機的飛機方案，開始時也可以采用待定的發(fā)動機進行設計研究，以確定在對現(xiàn)有發(fā)動機挑選過程中如何尋求所需的發(fā)動機特性。16發(fā)動機數(shù)據(jù)2000年后，待定的發(fā)動機比附錄A.4-1所示發(fā)動機近似燃油消耗率減少20%以下數(shù)據(jù)來自《AircraftEngineDesign》，可作為“基準”發(fā)動機特性，供初始設計時進行縮放17發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1下述裝機發(fā)動機數(shù)據(jù)反映了這些假定1)按照MIL-E-5008B，進氣口壓力恢復系數(shù)和進氣道總壓比為0.97。2)在所有動力狀態(tài)和飛行條件下，有320kw的功率提取，用以驅動發(fā)電機和輔助設備。3)高壓空氣引氣流量為1.7lb/s。4)以下的高度單位均為ft。加力式渦輪風扇發(fā)動機特性18發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風扇發(fā)動機特性19發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風扇發(fā)動機特性20發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風扇發(fā)動機特性21發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風扇發(fā)動機特性22發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1加力式渦輪風扇發(fā)動機特性23發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1下述裝機發(fā)動機數(shù)據(jù)反映了這些假定1)進氣口總壓比為0.97。2)在所有動力狀態(tài)和飛行條件下，有650kw的功率提取，用以驅動發(fā)電機和輔助設備。3)高壓空氣引氣流量為2.0lb/s。高涵道比渦扇發(fā)動機特性24發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1高涵道比渦扇發(fā)動機特性25發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1高涵道比渦扇發(fā)動機特性26發(fā)動機數(shù)據(jù)附錄A.4-1高涵道比渦扇發(fā)動機特性27推重比選取T/W表5.3T/W起飛=0.648(1.8)0.594=0.92（初期使用）第五講P.928翼載選取失速：V進場≤130kts=220ft/s

V失速≤V進場/1.2=183ft/sW/S≤qcLmax在失速時圖5.3

cLmax≈1.5+0.3（前緣襟翼）≈1.8所以W/S≤721lb/ft2（海平面）第五講P.14V進場(approach)=kV失速(stall)（k的取值：民用飛機1.3／軍用飛機1.2／艦載1.15）29翼載選取失速：...圖5.3

cLmax≈1.5+0.3（前緣襟翼）≈1.8所以W/S≤72lb/ft2（海平面）30翼載選取失速：...圖5.3

cLmax≈1.5+0.3（前緣襟翼）≈1.8所以W/S≤72lb/ft2（海平面）31著陸：由式5.11

s著陸滑跑=80W/S（）≤1000所以W/S≤22.5（！）（對一架戰(zhàn)斗機太低了！我們不管這初值，并使用反推力裝置著陸）

s著陸滑跑=80W/S（）+Sa(ft)（式5.11）=5W/S（）+Sa(m)σ—起飛高度的空氣密度與海平面空氣密度的比值Sa—=1000ft{350m}（客機類，3度下滑航跡）

=600ft{183m}（通用航空類，無動力進場）

=450ft{137m}（短距起落，7度下滑航跡）翼載選取32起飛

圖5.4

TOP≈80

式5.9

起飛參數(shù)TOP＝

或

式5.9

翼載選取33巡航：表12.2Cfe=0.0035假定Swet/Sref≈4,所以CD0≈0.014（式12.23）

蒙皮摩阻當量系數(shù)Cfe（第五講中的Cf）Swet/Sref

（教材圖2.15)

翼載選取34巡航：

公式12.50

升力效率系數(shù)（Oswald翼展效率系數(shù)）e:

（前緣后掠角大于30度）翼載選取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）

噴氣式飛機最大航程對應的翼載荷翼載選取36翼載選取巡航：

在Ma0.9和35000ft（假定BCM/BCA）q=284lb/ft2

飛機巡航時，重量因燃料消耗而減小，因此翼載也減小。為優(yōu)化巡航效率，需減小相同比例的動壓，這可通過降低速度（但這是不希望的），或者為獲得較低的空氣密度而爬升來達到。這種航程的優(yōu)化方法就是所謂的“巡航爬升”飛機一般不允許采用巡航爬升法獲得最大航程?？罩薪还懿块T建議飛機保持一個指定高度巡航，直到許可爬升或下降到另一高度為止37翼載選取瞬時轉彎：在350kts和20000ft，q=222lb/ft2

瞬時轉彎：轉彎時飛行速度下降和飛行高度降低

標準重力加速度g=32.2ft/s21kts=1nm/h=0.514m/s=1.6878ft/s!38翼載選取假定cLmax機動≈1.4對于在格斗中具有較復雜的前、后緣襟翼裝置的戰(zhàn)斗機，其格斗最大可用升力系數(shù)可取為1.0-1.5

通常，格斗重量規(guī)定為W0減去扔掉的副油箱和消耗掉50%的內部燃油重量對大多數(shù)飛機，格斗重量大約是起飛重量的85%

39翼載選取持續(xù)穩(wěn)定盤旋：在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

持續(xù)轉彎：轉彎過程中飛機保持速度和高度持續(xù)轉彎角速度通常用飛機在不減速或不掉高度的飛行條件下持續(xù)轉彎時的最大過載來表示如果保持速度不變，則推力必須等于阻力（假定推力軸線近似與飛行方向一致），升力必須等于重量乘以過載40推阻關系對無彎度翼型，阻力極曲線（DragPolar）形式為其中升致阻力因子

翼載選取在Ma0.9和30000ft；V=895ft/sq=357lb/ft2(要求n=5g)

cD0=0.014假定e=0.6（在高g盤旋時減?。?1翼載選取持續(xù)穩(wěn)定盤旋：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盤旋時減?。┥仃P系

格斗狀態(tài)！第5講P.40對應公式有誤！42翼載選取從A.4-1得到的實際和海平面的值

附錄A.4-1

T=30000lb條件：Ma0.9和30000ft43翼載選取代入

（取負號時值太?。?4翼載選取問題：按照著陸條件要求W/S=56允許使用多大的T/W？先前算出的著陸W/S≤22.5不合理，而W/S=56為持續(xù)穩(wěn)定盤旋時所得的翼載荷，也是其他各種約束下的最小值，所以此處提出“著陸條件”可認為是在考慮最“惡劣”條件下對T/W的需求45初步確定參數(shù)空重系數(shù)：（假定為復合材料結構）表6.1

ABC1C2C3C4C5噴氣教練機04.28-0-0.240.11噴氣戰(zhàn)斗機-0.022.16-4-0.100.08軍用運輸機/轟炸機0.071.71-6-0.100.05噴氣運輸機0.320.66-0.130.300.06-0.050.05KVS=可變后掠常數(shù)=1.04可變后掠=1.00固定后略VSCmaxC0C0CC00e)KMaS)/(W)W/(TABWA(W/W54321+=（英制單位！）46初步確定參數(shù)任務段重量比：暖機和起飛式（6.8）

發(fā)動機、滑跑和起飛任務段重量比仍采用估算方式式（6.8）Wi/W0=0.97~0.9947飛機爬升和加速到巡航高度及巡航馬赫數(shù)（從Ma=0.1開始）的重量比近似如下初步確定參數(shù)任務段重量比：爬升式（6.9）

48初步確定參數(shù)巡航（假定Ma=0.9在35000ftBCA/BCM）巡航時升力等于重量條件可得式（6.13）式（6.13）巡航狀態(tài)翼載荷49初步確定參數(shù)SFC:-A.4-1部分動力在M=0.936000ft給出C=1.07

-C=1.18對近似的安裝增加10% -C=0.94采用先進的技術減少20%

50初步確定參數(shù)SFC:所以

式（6.11）

由勃列蓋（Breguet）航程公式，對噴氣式飛機，有式（6.11）

任務剖面：200nm；Ma=0.9；35000ft

C的單位在英制中為1/hV=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)C=單位耗油率L/D=升阻比由勃列蓋（Breguet）航程公式，對噴氣式飛機，有式（6.11）

任務剖面：200nm；Ma=0.9；35000ft

C的單位在英制中為1/hV=速度(ft/s或m/s)R=航程(ft或m)C=單位耗油率L/D=升阻比51初步確定參數(shù)加速

式（6.10）式（6.9）如果不是從Ma0.1開始加速，那么用方程(6.9)或(6.10)對給定的最終Ma所計算的重量比，就應當除以用方程(6.9)或(6.10)對開始Ma所計算的重量比52初步確定參數(shù)沖刺

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

從圖12.31粗略估算

（Crude！）圖12.3153SFC：

A.4-1額定功率（最大，不加力）C=1.2

增加10%（裝機）

減少20%（先進技術）

初步確定參數(shù)54初步確定參數(shù)式（12.52）或超音速時，升阻阻力因子會有所增加，而Oswald系數(shù)e在Ma數(shù)1.2時大約減小到0.3~0.5式（12.52）可用于快速估算，但前緣吸力法更優(yōu)越中文補充材料的公式有誤!55由式(6.11)

初步確定參數(shù)

進入格斗！56初步確定參數(shù)格斗

d=3min格斗飛行階段通常被規(guī)定為，或是在最大功率下的飛行持續(xù)時間（“d”，一般為d=3min），或是在某些飛行高度和飛行Ma下使用最大功率的格斗轉彎數(shù)（參見第2講示例）57SFC: A.4-1對于最大推力在Ma0.9，20000ft：C=1.78

因裝機增加10%因采用先進技術減少20%初步確定參數(shù)58初步確定參數(shù)格斗飛行階段消耗的燃油重量等于推力、耗油率和格斗時間的乘積（

公式6.16）59武器投放

對于初始的參數(shù)確定，忽略重量的減少加速沖刺巡航下滑忽略，假定航程計入（即認為下滑階段未增加航程）初步確定參數(shù)60初步確定參數(shù)待機

E=20min海平面式(17.13)所以q=121lb/ft2最佳待機狀態(tài)時應使L/D最大，需用推力最小，對應的速度為（17.13）61

SFC：由A.4-1修正后得：C=0.906(約Ma0.29)初步確定參數(shù)62對噴氣式飛機，待機階段著陸下滑段重量比的經(jīng)驗數(shù)據(jù)為0.990～0.995著陸和滑回段的經(jīng)驗數(shù)據(jù)為初步確定參數(shù)

著陸下滑著陸63初步確定參數(shù)總的任務重量比

燃油系數(shù)

第三講P.25任務中消耗的燃油＝一般情況下，可假定余油儲備和死油占6%此處再次忽略了有效載荷的投放！

第三講P.25任務中消耗的燃油＝一般情況下，可假定余油儲備和死油占6%此處再次忽略了有效載荷的投放！64初步確定參數(shù)參數(shù)確定

由于可變上反角尾翼的影響需要修正空機重量方程：在初估起飛總重時，假定則有對于迭代計算中取的其他推測值W推測，用：

式（19.13）

65初步確定參數(shù)式（19.13）

圖—繪制的方案草圖為什么要進行修正？

——We/W0隨著起飛重量的增加有減小的趨勢教材圖2.8的空重系數(shù)We/W0與W0關系圖

66初步確定參數(shù)式（19.13）

如何進行修正？通過沿著所用擬合曲線斜率，修正按草圖算出的飛機空重系數(shù)，就可以找到新空重的一個較好近似值。對于新假定的起飛重量，對應的空重可通過調整按草圖算出的空重進行估計，如方程式（19.13）所示。C值（不要誤認為是耗油率）表示空重系數(shù)趨勢線的斜率，其值見第3講P.16所給的表此處對戰(zhàn)斗機取的典型C值為-0.1，但表3.1所列為-0.13。

67初步確定參數(shù)定參數(shù)迭代存在載荷投放段的情況下，改進的參數(shù)選擇方程：68初步確定參數(shù)定參數(shù)迭代W0-guessWfWemptyW0-calculated200005117.712841.019418.719534.94998.712572.019030.6......（q為修正系數(shù)，k為迭代次數(shù)）69初步確定參數(shù)—小結

草圖或初始布局

S浸濕/S參考

和CD0發(fā)動機的SFC設計目標機翼幾何參數(shù)選擇和“e”估算T/W和W/S每一段任務的.W0推算每一任務段的WfW0計算參數(shù)選擇迭代求解改進的飛機參數(shù)選擇方法70初步確定參數(shù)—小結另一個可供選擇的方法是從假定W0開始，然后減去有效載荷、乘員重量和計算的燃油重量，得到飛行“需要的空重”。把這個結果與統(tǒng)計的“有效的空重”相比較。如果需要的空重超過有效的空重，則下一次迭代必須增大W0

這一方法在數(shù)學上與上面介紹的方法完全相同，但對下一次迭代用的W0值的選擇的指導性不如上一種方法明顯

71布局數(shù)據(jù)機身：機身長度=AW0C(ft或{m})AC噴氣教練機0.79{0.333}0.41噴氣戰(zhàn)斗機0.93{0.389}0.39軍用運輸機/轟炸機0.23{0.104}0.50噴氣運輸機0.67{0.287}0.43表6.3

即為第6講P.4所列表格72布局數(shù)據(jù)機翼：式(7.5)式(7.6)式(7.7)

1ft=12in73布局數(shù)據(jù)機翼：式(7.8)式(7.9)

:

平均氣動弦（MAC）長

:

MAC的展向位置

74布局數(shù)據(jù)尾翼：“Ｖ”型布局尾翼總面積等于由尾容量系數(shù)方法決定的垂尾、平尾所需面積總和（假定）

尾容量

75布局數(shù)據(jù)尾翼：“Ｖ”型布局尾翼總面積等于由尾容量系數(shù)方法決定的垂尾、平尾所需面積總和（假定）

尾力臂可以用機身長度的百分數(shù)來作初步的估算

對于發(fā)動機裝在機翼上的飛機，尾翼力臂約為機身長度的50~55%對于發(fā)動機安裝在后部的飛機，尾翼力臂約為機身長度的45~50%Lt/L機身=200/492≈

41%

76布局數(shù)據(jù)典型值平尾AHT垂尾AVT噴氣教練機0.700.06噴氣戰(zhàn)斗機0.400.07軍用運輸機／轟炸機1.000.08噴氣運輸機1.000.09

垂尾平尾

77如果尾翼布置在飛機中心線上俯視圖的投影面積作為水平尾翼當量面積使用：布局數(shù)據(jù)bh真實尾翼幾何尺寸由圖示決定。78發(fā)動機發(fā)動機尺寸T=（T/W）W0=0.98×16480=16150.41lb(海平面靜推力)A.4-1；100%尺寸確定的發(fā)動機T=30000lb

L=160in

D=44in

W=3000lb

附錄提供的標稱發(fā)動機79發(fā)動機

“SF”＝實際需要的推力／標稱發(fā)動機真實推力

80發(fā)動機為提供超音速時俯仰操