飛機總體設計-5第五講-主要參數(shù)選擇-大飛機

主要參數(shù)選擇航空科學與工程學院飛機系飛機總體設計第五講

1第五講主要參數(shù)選擇5.1推重比和翼載荷確實定方法5.2起飛重量估算5.1推重比和翼載荷確實定方法一般飛機設計要求中除了有載荷要求外，還有航程、續(xù)航時間及巡航速度。有時還會規(guī)定下述要求：失速速度；起飛場長；著陸場長；巡航速度〔或最大速度〕；爬升率，分為全發(fā)工作狀態(tài)(AEO)及單發(fā)停車狀態(tài)(OEI)；爬升到指定高度所需時間。35.1.1飛機設計參數(shù)為了滿足上述要求，這里給出快速初估以下設計參數(shù)的方法：起飛重量WTO〔Take-offgrossweight，也即W0〕機翼面積S(Wingarea)起飛推力TTO(Take-offThrust，也即T)或起飛功率PTO(Take-offpower)本方法將得出可以滿足某種性能要求的機翼載荷、推重比或功重比的范圍。45.1.1飛機設計參數(shù)選擇許用范圍內(nèi)的最高的機翼載荷以及最低的推重比的數(shù)值，便能在滿足性能要求的前提下得到最輕的重量和最低的本錢的飛機方案。因此這里所討論的飛機設計參數(shù)，對飛機設計要求起主導作用，而且在飛機概念設計階段必須慎重選擇。相對參數(shù)起飛推重比

(Take-offThrust-weightRatio)起飛翼載

(Take-offwingloading)55.1.2飛機設計參數(shù)選擇要點推重比的物理意義是:為了實現(xiàn)飛機的某種性能，單位飛機重量所需的推力。翼載的物理意義是:為了實現(xiàn)飛機的某種性能，單位機翼面積所需承載的飛機重量。65.1.2飛機設計參數(shù)選擇要點飛機設計參數(shù)估算的任務——為了到達設計要求〔有用載荷、飛行性能參數(shù)以及所用設計標準規(guī)定的各種要求〕，去尋求那些能夠很好地滿足設計要求的設計參數(shù)值。估算的方法因設計公司各異，這些方法的差異主要表現(xiàn)在：原始數(shù)據(jù)的來源不同〔統(tǒng)計的，實際值和理論值〕；解法的起點、步驟的不同；某些過程處理方法的細節(jié)不同。75.1.2飛機設計參數(shù)選擇要點但凡利用統(tǒng)計資料，參照原準機，主要依靠經(jīng)驗進行飛機設計參數(shù)估算的方法，稱之為“原準統(tǒng)計法〞。但凡利用統(tǒng)計數(shù)據(jù)或?qū)嶋H結果作為原始數(shù)據(jù)，而主要以數(shù)學解析或數(shù)學規(guī)劃方法求解，那么稱之為"統(tǒng)計分析法"。85.1.3推重比推重比的估計在設計的初期，可以根據(jù)一些不同類型飛機的統(tǒng)計數(shù)據(jù)進行選擇，作為初次近似之用95.1.3推重比用曲線擬合105.1.3推重比推重比的估算〔推力匹配〕對推重比的選擇，也可利用飛機性能計算中的一些計算表達式進行估算〔此時需對某些原始數(shù)據(jù)選用一些統(tǒng)計數(shù)據(jù)〕。例如，某些對巡航(Cruise)效率要求較高的飛機，可按下式估算推重比115.1.3推重比巡航狀態(tài)的推重比換算到起飛狀態(tài)的推重比一般有對于螺旋槳飛機(L/D)cr=(L/D)max。

對于噴氣飛機(L/D)cr=0.866(L/D)max。一般飛機開始巡航時的重量Wcr/WTO=0.975。一般飛機巡航時裝有輪噴氣發(fā)動機飛機Tcr/TTO=0.40～0.70。渦輪螺槳飛機Tcr/TTO=0.60～0.80。高內(nèi)外涵道比渦輪風扇發(fā)動機Tcr/TTO=0.20～0.25。低內(nèi)外涵道比渦輪風扇發(fā)動機Tcr/TTO=0.40～0.70?；钊桨l(fā)動機飛機Pcr/PTO=0.75。5.1.3推重比對于裝高涵道比渦輪風扇發(fā)動機的旅客機13

翼載翼載指的是起飛的翼載，機翼面積是參考面積〔不是外露面積〕翼載影響失速速度，爬升率，起降性能，盤旋性能，決定設計升力系數(shù)，通過浸潤面積和翼展的影響而影響阻力。對飛機總重有很大的影響。估算翼載方法：根據(jù)滿足某一些性能要求的條件,推導得出翼載和推重比的函數(shù)關系，由此確定滿足與不滿足某些性能的界限線，用來選擇設計參數(shù)。按失速速度要求按起飛距離要求按著陸要求按巡航速度要求按爬升和下降要求5.1.4翼載按失速速度要求失速速度直接由翼載和最大升力系數(shù)確定，是影響飛行平安的主要因素。在飛機設計要求中，為了確保飛行的平安，都規(guī)定了飛機的失速速度。平飛時處于失速速度〔VStall〕和最大升力系數(shù)〔CLmax〕狀態(tài)，飛機的重量與升力平衡。155.1.4翼載適航標準第23部要求：單發(fā)飛機的失速速度在最大起飛重量下不得大于61kn〔浬/小時，合113km/h〕；多發(fā)飛機在起飛重量小于2700kg時，除非滿足一定的梯度要求，也不得大于61kn。25部的飛機沒有這類最小失速速度的要求。165.1.4翼載明確幾點進場速度=k·失速速度〔k：民用飛機1.3，軍用飛機1.2，艦載1.15〕失速速度在設計要求或設計標準中有明確規(guī)定，例如：FAR23要求飛機〔總重低于5670kg〕失速速度滿足VStall≤113KM/h。有些情況下，設計要求中給定進場速度，進而計算失速速度最大升力系數(shù)取決于機翼參數(shù)，增升裝置的配置，在設計之初可選用統(tǒng)計數(shù)據(jù)。一般情況下，對大多數(shù)飛機約為CLmax=1.2～3.0〔約為翼型CLmax的90%〕。起飛狀態(tài)的最大升力系數(shù)約為著陸狀態(tài)的80%。175.1.4翼載185.1.4翼載例如，對螺旋槳式飛機規(guī)定:

VStall≯93KM/h(襟翼全放下)

VStall﹤111KM/h〔收起襟翼〕5.1.4翼載205.1.4翼載按起飛距離要求

據(jù)統(tǒng)計STO=1.66*STOG

〔該圖針對23部的飛機〕215.1.4翼載飛機的起飛距離取決于如下因素：1、起飛重量WTO

2、起飛速度VTO

3、起飛時的推重比(T/W)TO或功率載荷(W/P)TO及螺旋槳特性4、空氣阻力CDG

5、地面摩擦系數(shù)μg

6、駕駛員技術。225.1.4翼載σ—

起飛高度的空氣密度與海平面空氣密度的比值。統(tǒng)計樣本顯示LTO與(TOP)25有相關性，其擬合方程為如(TOP)25的量綱取為kg/m2，那么其與起飛場長的關系為飛機的起飛滑跑距離LTO與起飛參數(shù)(TOP)25有關235.1.4翼載5.1.4翼載255.1.4翼載螺旋槳飛機：

噴氣飛機：

對于螺旋槳式〔渦槳或槳扇式〕，需要將起飛所要求的T/W換成W/P。統(tǒng)計數(shù)字顯示的經(jīng)驗換算關系如下，式中TTO為起飛推力，lb，PTO為起飛馬力，hp。因此確定機翼載荷與起飛場長和推(功)重比的關系式為26例如：某噴氣客機，設計要求中規(guī)定：

1〕LTO<1524M;

2)H=2500M〔標準大氣〕，σ=0.7865.1.4翼載275.1.4翼載按著陸要求選參數(shù)飛機的著陸距離取決于如下因素：1、著陸重量WL

2、著陸速度VA

3、接地后的減速方法4、飛機的飛行品質(zhì)5、飛行員的技術

對于噴氣式旅客機，飛機最大著陸重量WL應近于起飛重量，平均著陸重量應為WTO的0.84倍。

對軍用機，應以起飛重量減去50%的燃油重量做為著陸重量。285.1.4翼載著陸距離[飛機設計手冊5—民用飛機總體設計]飛機以著陸速度觸地、滑跑到完全停止時的距離，稱為著陸滑跑距離SLG(landinggroundroll)。FAR23規(guī)定：以進場速度VA(Approachspeed)滑翔，越過15.24M〔50英尺〕高度，以著陸速度觸地、滑跑、停止，飛機越過的機場長度與著陸滑跑距離之和稱為著陸距離SL。一般著陸速度為Vstall的1.15倍。進場速度VA規(guī)定如下：對民機VA=1.3Vstall

對軍機VA=1.2Vstall

295.1.4翼載進場速度Vapp規(guī)定為失速速度VSL的1.3倍，此處失速速度為著陸形態(tài)：著陸襟翼、起落架放下、無動力。

著陸距離與進場速度之間的統(tǒng)計關系的擬合式為

當規(guī)定了著陸距離之后，就可以算出所需著陸失速速度，由此轉化為對著陸翼載荷及著陸最大升力系數(shù)的要求。式中，LL以m計，Vapp以m/s計。根據(jù)進場速度與失速速度的關系，得到5.1.4翼載可用不可用315.1.4翼載在FAR中，考慮到駕駛員的駕駛技術不同，和可能遇到的一些變化情況，規(guī)定了一個平安的機場長度SFL，其值為SFL=SL/0.6。有時在設計要求中給定SFL的具體數(shù)據(jù)。325.1.4翼載按巡航速度要求選參數(shù)[飛機設計手冊5—民用飛機總體設計]巡航速度也是一種平飛速度，其算式為:

設計要求中已規(guī)定了巡航速度〔或巡航M數(shù)〕和巡航高度，那么q值就是的。如果再知道CD0、A、e各值，就可按該式表達出起飛翼載和推重比的關系式。335.1.4翼載機翼展弦比A已在部件參數(shù)選擇時選定或初步選擇統(tǒng)計值升力效率系數(shù)e〔Oswardsefficiencyfactor〕，在巡航狀態(tài)下可近似取為，或按經(jīng)驗公式計算：后掠：直機翼：零升阻力系數(shù)CDO確實定，可按飛行力學中介紹的方法估算?；蛴媒y(tǒng)計分析方法。345.1.4翼載最大航程的翼載螺旋槳飛機：噴氣飛機：待機續(xù)航翼載螺旋槳飛機：噴氣飛機：355.1.4翼載例如一架噴氣客機：

1〕WTO=4536kg〔10000lb〕

2〕巡航M數(shù)M=0.9

3〕巡航高度在11000m

4〕考慮壓縮性影響5.1.4翼載許多飛機的浸濕面積與飛機的起飛重量顯著相關?？梢詴翰豢紤]飛機的具體外形，通過統(tǒng)計規(guī)律來對飛機的浸濕面積作出初步估計。統(tǒng)計數(shù)據(jù)的分散主要是因為機翼載荷、駕駛艙形狀以及發(fā)動機短艙的不同引起的。但大局部飛機的數(shù)據(jù)落在10%的誤差帶內(nèi)。因此可以用相關的對數(shù)回歸式表述如下對于噴氣式客機，c=0.0199，d=0.7531，因此式中，WTO的量綱為lb，Swet的量綱為ft2。375.1.4翼載還可以根據(jù)WTO值，由圖查得浸濕面積。因此Swet=1080ft2=100.4m2385.1.4翼載

根據(jù)飛機蒙皮當量摩擦因素的統(tǒng)計表，查得Cf=0.0030。再由蒙皮當量摩擦因素與a、b的對應關系，得到民用運輸機的a=-2.5229，b=1.0。由當量迎風面積與飛機浸潤面積的對數(shù)回歸方程，得到飛機的當量迎風面積。對于民用運輸機，有因此，f=0.301m2395.1.4翼載還可以由統(tǒng)計曲線查圖得到飛機的當量迎風面積。405.1.4翼載按統(tǒng)計選擇一參考翼載為293〔kg/M2)，從而可知參考機翼面積Sref=15.48M2計算CDo值按統(tǒng)計數(shù)據(jù)估計壓縮性的影響：5.1.4翼載機翼平面參數(shù)的統(tǒng)計，設A=5，e=0.85.1.4翼載根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，低函道比的渦扇發(fā)動機巡航與起飛的推力比約為0.4~0.7，輕型飛機起飛用燃油約為10%，那么因此435.1.4翼載最大升阻比計算5.1.4翼載按巡航Ma數(shù)要求繪制(W/S)TO與(T/W)TO關系曲線可行區(qū)455.1.4翼載465.1.4翼載按轉彎率要求定參數(shù)某些戰(zhàn)斗機的戰(zhàn)術技術要求中規(guī)定了對飛機轉彎率或的要求。這是考慮到飛機在發(fā)射空-空導彈時，飛機能否迅速、準確地轉向目標，并發(fā)射成功。對于進行空中機炮互射時，具有較大轉彎率的飛機，就能夠利用高轉彎率飛到敵機前方的有利攻擊位置。一般說來，最好的轉彎率為每秒20°475.1.4翼載如果轉彎過急，飛機阻力增加很多，會使飛行速度下降和飛行高度降低，這種情況的轉彎率稱為瞬時轉彎率〔InstantaneousTurnRate)。如果飛機的推力能充分滿足轉彎過程中保持速度和高度的需求，這時的轉彎率稱為穩(wěn)定轉彎率(SustainedTurnRate)。485.1.4翼載瞬時轉彎

如果計算出的載荷因數(shù)n值大于設計標準的規(guī)定值，那么我們將認為規(guī)定值為極限值。翼載的要求值可由下式解出：

495.1.4翼載

在概念設計階段，戰(zhàn)斗時最大可用升力系數(shù)可取為0.6～0.8〔只有簡單的前緣襟翼〕。如果戰(zhàn)斗機具有較復雜的前、后緣襟翼系統(tǒng)，最大可用升力系數(shù)可取為。值得注意的是，這時飛機的總重，由于燃油的消耗，一般可近似取為WTO的85%。505.1.4翼載穩(wěn)定轉彎

如果式中根號項為負值，那么方程無解。這時不考慮翼載，而按給定的n值，用下式計算：515.1.4翼載例如：求瞬時轉彎時的翼載。

戰(zhàn)術技術要求規(guī)定：

1.=20°/sec

2.V=180M/sec

3.H=6096M

4.q=1084kg/M2

設CLmax=1.4525.1.4翼載將n=6.5代入式可得戰(zhàn)斗時翼載值為

kg/M2

由統(tǒng)計

故

kg/M2535.1.4翼載繪制

和

曲線〔假設CLmax=1.8時，

=353kg/M2；CLmax=2.0時,

=392kg/M2〕545.1.4翼載按爬升和下降要求定參數(shù)爬升率垂直速度〔ft/min,m/min)計算時〔m/s，ft/s〕爬升梯度=垂直距離/水平距離=θ由得到將阻力公式代入上式，得到關于翼載的一元二次方程555.1.4翼載求解得到翼載可得5.1.4翼載〔T/W=0G取負值可計算規(guī)定下滑角需要的翼載〕取θ=0.3rad=17°，那么575.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的選擇5.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的選擇根據(jù)飛機設計要求，應用了飛行力學的理論和對現(xiàn)有飛機的一些統(tǒng)計數(shù)據(jù)，尋求滿足某項設計要求的翼載〔W/S〕TO和推重比〔T/W〕TO的函數(shù)關系式，并在平面座標上繪制出相應的曲線。在曲線的一邊為可選區(qū)域，即所選的〔W/S〕TO和〔T/W〕TO值能滿足某項性能的取值范圍；另一邊為不可選區(qū)。如果把各項設計要求的翼載與推重比的關系曲線界限線繪制在同一座標平面上，即成為綜合界限圖。5.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的選擇它是一個尋求滿足各項要求的翼載和推重比的可選平面域。這一可選平面域的可選區(qū)與不可選區(qū)形成的邊界線，是一種滿足各項設計要求的〔W/S〕TO與〔T/W〕TO函數(shù)關系的綜合曲線。595.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的選擇605.1.5(W/S)TO和(T/W)TO的選擇一般情況下應考慮以下幾個原那么：應選擇靠近可選域底部的值，這樣可使結構重量下降和有用載重增大。不能選擇太低的(W/S)TO值，它將會增加重量和本錢。應對設計要求進行綜合分析，要多照顧主要的設計要求，應稍離開界限線，以留有充足的裕量。615.2

起飛重量估算5.2.1起飛總重WTO估算的統(tǒng)計分析法625.2.1起飛總重WTO估算的統(tǒng)計分析法其中：WPL為有用載重，它包括乘員組、旅客、隨身行李、貨物、機上效勞用品。對軍用機包括彈藥、炸彈和外掛可投擲或發(fā)射的武器彈藥。WF為飛機的燃油重量，它包括試車、暖機、任務用油或備用油量等。WE為空機重量，它包括飛機結構殼體重量、飛機各運行系統(tǒng)、飛機儀表設備、電氣設備、發(fā)動機重量和保證發(fā)動機運行的一些系統(tǒng)的重量。對軍用機還包括固定武器、掛彈架、發(fā)射架等重量。6364655.2.2燃油重量的估算參見第三講6667685.2.2燃油重量的估算例題：某噴氣客機總重的估算有用載重：150名乘客〔79kg/人，行李14kg/人〕,2名駕駛員和3名效勞員〔79kg/人，行李14kg/人〕；航程：2780KM；巡航高度：10.60KM；巡航速度：在巡航高度上M=0.82；爬升：以WTO重量，可直接爬升到巡航高度；起飛和著陸：按FAR25規(guī)定機場跑道長度為1524M，著陸重量為起飛重量的85%；客艙增壓：10.60KM高度的客艙壓力，相當于1524M高度的大氣壓力；動力：二臺渦輪風扇發(fā)動機。695.2.2燃油重量的估算705.2.2燃油重量的估算1確定有用載荷：

〔Kg)2設定一個WTO的可能值：

參考如下統(tǒng)計資料飛機名稱WPL(Kg)WTO(Kg)Vcr航程(Km)

Boeing737-3001587661235

3002McDDDC9-801723763503M=0.83706Air