飞机总体设计-5第五讲_主要参数选择_大飞机
飞机总体设计概略
新飞机的研制分成五个阶段：(1)论证阶段、(2) 方案阶段、(3) 工程研制阶段、(4) 设计定型阶段、(5) 生产定型阶段论证阶段任务：研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。
方案阶段任务：根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。
主要工作内容：★确定飞机布局形式、总体设计参数★选定动力装置、主要系统方案及主要设备★机体主要结构材料和工艺分离面等★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算★提出对各分系统的技术要求★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。
对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段工程研制阶段任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。
工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备设计定型阶段新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。
调整试飞、鉴定试飞、定型试飞在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。
提出战术技术要求的依据通常有四个方面：(1) 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想；(2) 空军在未来战争中的任务和战术使用原则；(3) 部队的使用经验和失败教训；(4) 技术上实现的可能性。
制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。
战术技术要求的具体内容为：(一) 使用要求(二) 作战效能要求(三) 主要性能指标要求，(四) 研制的主要地面试验(五) 飞行试验干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。
飞机主要参数的选择
升阻比
17.6 18.6 16.2 15.1 17.4 17.1 18.1 15.0 17.6
机型
L1011-100 DC-3 DC-7C DC-10-30 MD-80 MD-11
升阻比
16.0 15.3 18.5 17.2 15.6 18.2
Laerjet 湾流GⅢ
13.0 15.6
关于发动机耗油率
Wto
1.142
算例：单通道客机重量估算
燃油系数的计算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
最终求得的重量数据：
计算燃油系数的简化方法
燃油系数公式：
ln WFuel Wto
ESAR
a C
M
L D
ESAR为当量无风航程： ESAR 568 1.063 Range
单通道客机的重量统计数据
重量关系图
重量估算的实质：假设的重量不仅要满足任务载荷和燃油 重量，而且要满足最大起飞重量与使用空重的统计关系。
公务机的重量统计数据
公务机的重量统计关系
Weight Trend Data － Business Jet
双通道客机的重量统计数据
双通道客机的重量统计数据拟合
TC0
( Mg )0
(CD )C CLUS
0
0.71( )C0
(CD )C0 / CLUS
当飞机发动机个数为2台发动机时，上式的α = 2.74, γ = 0.020。
其中： ( )C0 (CD )C0(KV )0 由爬升时升阻极曲线特性确定：CD (CD )C0 (KV )0 CL2 需用推力TC0 和海平面静推力T0 的关系式为：TC0 T0C0
第05讲—外_载_荷(2)
第五讲
1
§3.3 飞机设计规范简介
一、规范及各类标准的作用
二、规范的形成与演变
★ 飞机设计规范和适航条例是在飞机多年的设计、研制和实践中逐步 形成的，是飞机研制、使用经验和使用教训的总结。 ★ 军用飞机设计经历了静强度设计、刚度设计、疲劳设计、安全寿命 加损伤容限设计、耐久性加损伤容限设计等几个阶段。与这些设计 思想对应，美国军用飞机强度规范产生了近10个版本。 ★ 我国已经拥有用于军用飞机结构设计的强度刚度规范等设计标准文 件，目前仍在修订和完善。 ① 1975年根据我国武器装备研制的需要，引进了前苏联“飞机强度规 范‖，共七本。我国早期研制的飞机，如歼六、歼七、歼八；歼教七、 强五、轰六等军用飞机结构的设计都是以此规范为主要依据进行设 计的。 ② 八十年代初期，我国对美国的“军用飞机强度刚度规范”进行了大 量的研究并加以引进，于85年发行了国家军用标准《军用飞机强度 和刚度规范》，代号为GJB 67.1-85 ～ GJB 67.12-85，共分为12个 部分。我国的飞豹、枭龙、歼十、山鹰、猎鹰等飞机的结构便是按 此规范要求设计的。67系列规范各部分名称如下：
18
补充：节点载荷的计算
目前结构强度、刚度的计算，多采用直刚法或有限元素法， 这些方法，均需将结构上的分布载荷合理地分配到拟定的结 构节点上，形成节点载荷，才便于计算。 载荷分配的原则是常用的力的平衡和等效原则。
13
§3.5 安全系数和设计载荷
一、安全系数等概念的定义
使用载荷Pe：飞机在使用中预计各结构可能遇到的最大载 荷，或称为限制载荷 ( Limit Load )。在该载荷作用下，飞 机各元件的应力临近材料的比例极限强度σs，但未出现永 久变形。 设计载荷Pd ：飞机及各结构在其作用下刚好临近破坏的 载荷，或称为极限载荷 (Ultimate Load ) 。
飞机主要参数的选择(精)
第五章飞机主要参数的选择选定飞机的设计参数,是飞机总体设计过程中最主要的工作。
所谓飞机的总体设计,简言之,即已知设计要求,求解设计参数,定出飞机总体方案的过程。
飞机的设计参数是确定飞机方案的设计变量。
确定一个总体方案, 需要定出一组设计参数, 包括飞机及其各组成部分的质量;机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角、机身的最大直径和长度等几何参数;以及发动机的推力等等。
在总体设计的初期,如果想一下子就把各项参数都选好,是很困难的,而往往需要用原准统计法进行粗略的初步选择。
所谓原准统计法,即参照原准机和有关的统计资料, 凭设计者的经验和判断, 初步选出飞机的设计参数。
如果所设计的飞机是某现役飞机的后继机, 性能指标差别不是很大, 或仅在某一两点上有较大的差别,则可以将原来的飞机做为原准机, 这样在设计上和生产上可能有良好的继承性, 这是很有利的。
但是, 如果在性能指标上有量级的突变, 则不宜再将原机种做为新机设计的原准机了。
如果选用外国的飞机做为原准机, 则应特别注意我国自己的设计风格及科研和生产水平,应尽量多搜集一些统计资料, 以便对比分析。
对各种统计数据均应注意其来源、附加条件和可靠程度,这种方法简单方便,但用这种方法时,一是原准机选得要合适,二是统计资料工作要做好。
另一类选择飞机参数的方法是统计分析法,即利用统计资料或科学研究实验结果作为原始数据,建立分析计算的数学模型, 并利用计算机进行反复迭代的分析计算, 求解出合理的设计参数。
不论是哪一种方法都要求深入地了解飞机主要的设计参数与飞机飞行性能之间的关系,以及在进行参数选择时的决策原则。
在众多的飞机设计参数当中,最主要的有三个:1.飞机的正常起飞质量 (kg ;0m 2.动力装置的海平面静推力 (dan; 0P 3.机翼面积 (mS 2。
这三个参数对飞机的总体方案具有决定性的全局性影响,这三个参数一改变,飞机的总体方案就要大变,所以称之为飞机的主要参数。
飞机总体设计
13
5.2 民机客舱设计与布置－机身剖面
典型的剖面
其他剖面 —适合于无法采用圆形或多圆剖面的情况，如机 身剖面尺寸较小时，为了满足使用要求而必须采 用其他类型的剖面
5.1 机身初始几何参数估计 5.2 民机客舱设计与布置 5.3 民机货舱布置 5.4 民机驾驶舱布置 5.5 作战飞机座舱布置 5.6 武器装载布置
2
本讲主要参考书目
顾诵芬, 解思适. 飞机总体设计. 北京航空航天大学出版社，2001.
Raymer, D. P. Aircraft Design: A Conceptual Approach, 3rd, 1999. （89年版的中译本：《现代飞机设计》,1992） 詹金森, L. R., 辛普金, P., 罗兹 D. （著）, 中国航 空研究院（译）. 民用喷气飞机设计. 2001 《飞机设计手册》总编委会. 飞机设计手册第7卷： 民机构型初步设计与推进系统一体化设计.2000
FAR-25对视界的要求 －A310
美国机动车工程师协会（SAE）推荐 的视界图（AS580B） －A320、Boeing767
32
5.4 民机驾驶舱布置 驾驶舱的尺寸与布置
33
5.4 民机驾驶舱布置
驾驶舱的尺寸与布置
A380座舱模型
34
5.5 作战飞机座舱布置
座舱视界要求
座舱视界关系着飞机的作战效能和安全 与飞机机头及两侧的外形、座舱盖形状、尺寸和 结构及翼面布置等因素有关
战斗机座舱在机身上的纵向定位主要取决于 下列几种因素
• • • • • 视界要求 座舱空间要求 气动外形要求 设备舱布置 人员及其他要求
飞机主要参数的确定
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气运输机 喷气公务机
CL,max 1.3 - 1.9 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.4 – 1.8
CL,max,TO 1.3 - 1.9 1.2 - 2.0 1.4 - 2.0 1.6 – 2.2 1.6 – 2.2
CL,max,L 1.6 - 2.3 1.6 - 2.5 1.6 - 2.6 1.8 – 2.8 1.6 – 2.6
注：CL,max,TO和CL,max,L与襟翼的类型有关， CL,max,TO（或CL,max,L）越大，襟翼越复杂
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航空宇航学院
• 标准大气的参数
参数：大气压，温度，密度
H=0时： P0 = 101.325（ Kpa）, T0 = 15oC, ρ0 = 1.225 kg/m3
H < 11000 (m):
Aircraft Type
T/W
Twin
0.3
Tri-jet
0.25
4-Engine
0.2
Twin Exec. Jet
0.4
SST
0.4
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航空宇航学院
对比分析法
1. 求出在飞行过程中的相对燃油消耗量 m油
L = 1020 KM 巡 ⋅ m油 Ce平均 1 − m油
（km）
其中：L和M巡航由设计要求给定，K和Ce平均由统计数据得出。
• 最大升限
对于喷气式发动机： H < 11000（M） 时
H max = 57.82 ⋅{1− 0.996[K maxξ (T /W )]−0.205}
（km）
H > 11000（M） 时 H max = 57.82 ⋅{1− 0.965[Kmaxξ (T /W )]−0.174}
大飞机C919总体结构参数
C919飞机是我国拥有完全自主知识产权的150座级中-短航程商务运输机。
C919飞机目标市场以中国国内市场为切入点，同时兼顾国际市场。
C919飞机项目基于2008年开始，首架飞机交付不晚于2016年。
1、C919飞机座级C919飞机混合级载客能力158座，并以此作为标准配置；全经济级载客能力168座，排距32in。
如图1和2所示。
图1 C919飞机混合级158座图2 C919飞机全经济级168座2、C919飞机三面图C919飞机的主要尺寸如表1和图3所示。
表1 C919飞机主要尺寸图3 C919飞机三面图3、C919飞机航程C919飞机在标准配置和标准旅客商载下基本型航程为4 075公里（2 200海里），其增大航程型航程为5 555公里（3 000海里）。
4、C919飞机速度C919飞机巡航速度为0.78~0.8马赫。
C919飞机进场速度应小于135节。
5、C919飞机高度C919飞机初始巡航高度不低于10 668米（35 000英尺）。
C919飞机在ISA+10°C、标准商载、1 481公里（800海里）航段起飞重量、防冰关闭条件下，单发巡航高度不低于6 096米（20 000英尺）。
6、C919飞机起飞着陆场长C919飞机基本航程型，起飞场长不大于2 000米（6 561英尺）（SL，ISA，MTOW），增大航程型，起飞场长不大于2 200米（7 200英尺）（SL，ISA，MTOW）。
C919飞机着陆场长不大于1,600米（5,200英尺）（SL, ISA, MLW）。
7、C919飞机商载C919飞机最大商载不低于20 500千克（45 200磅）。
8、C919飞机重量C919飞机重量如表2所示。
表2 C919飞机重量参数图1 ARJ21-700飞机混合级78座图2 ARJ21-700飞机全经济级90座新支线飞机ARJ21（Advanced Regional Jet for the 21st Century）是70~90座级以涡扇发动机为动力的中、短航程先进技术支线飞机。
航空宇航学院飞机主要参数的确定
CJ
--
--
0.6 1.4
0.5 0.9
CP 0.5 - 0.7 0.5 - 0.7
---
P
0.8 0.82
---
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• 起飞滑跑距离
对于喷气式发动机
LTO
=
0.816(W / S) CL,max,TO ⋅[1.02 ⋅ (T /W ) −
f
)]
M
对于螺旋浆发动机
W /S CL, max,, L
(1 −
_
mR
−
_
mXH
)
km/h
其中 _
mR = WF WTO
_
mXH = WHX WTO
(WHX是消耗载荷)
CL,max,L着陆时最大升力系数 统计或经验
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航空宇航学院
• CL,max CL,max,TO和CL,max,L统计数据
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气运输机 喷气公务机
主要设计参数与飞行性能的关系
• 最大平飞速度
T
=
1 2
CD ρV
2S
对于喷气式发动机
H < 11000 M 时 Vmax = 14.55 (T /W ) ⋅ (W / S) ⋅ξ /(CD ⋅ ∆0.15 )
H > 11000 M 时
Vmax = 15.94 (T /W ) ⋅ (W / S) ⋅ξ / CD
LTO
=
1.633 [(W / 51⋅ (P / W ) − 2 f
S ) / CL,max,TO ]3 (W / S ) CL,max,TO
M
其中 f 是机轮与跑道间的滚动摩擦系数
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4
5.1.2 飞机设计参数选择要点
推重比的物理意义是:为了实现飞机的某种性能，单位飞 机重量所需的推力。 翼载的物理意义是:为了实现飞机的某种性能，单位机翼 面积所需承载的飞机重量。
5
5.1.2 飞机设计参数选择要点
飞机设计参数估算的任务——为了达到设计要求 （有用载荷、飞行性能参数以及所用设计规范规 定的各种要求），去寻求那些能够很好地满足设 计要求的设计参数值。
1 T W cr L D cr
T T Wcr W W TO W cr TO
Tcr TTO
10
5.1.3 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
• 对于螺旋桨飞机 (L/D)cr=(L/D)max 。 • 对于喷气飞机 (L/D)cr=0.866(L/D)max 。
26
5.1.4 翼载
3. 按着陆要求选参数 飞机的着陆距离取决于如下因素：
1、着陆重量WL 2、着陆速度VA 3、接地后的减速方法 4、飞机的飞行品质 5、飞行员的技术
对于喷气式旅客机，飞机最大着陆重量WL应近于起飞重量， 平均着陆重量应为WTO的0.84倍。 对军用机，应以起飞重量减去50%的燃油重量做为着陆重量。
16
5.1.4 翼载
17
5.1.4 翼载
例如，对螺旋桨式飞机规定: VStall ≯93KM/h(襟翼全放下) VStall ﹤111KM/h（收起襟翼）
18
5.1.4 翼载
W 1 2 Vstall CL max S 2 1.225kg / m3 0.125kg s 2 / m 4 W 0.5 0.125kg s 2 / m 4 25.832 m 2 / s 2 2.0 S 2 83.4kg / m W 2 2 0.5 0.125 30.83 1.6 95.1kg / m S
喷气飞机：
S TO 2.875 W TO LTO m W T CL max TO 2.339 S TO W TO
Байду номын сангаасkg / m
2
25
5.1.4 翼载
例如：某喷气客机，设计要求中规定： 1）LTO<1524M; 2) H=2500M （标准大气），σ=0.786
5.1.1 飞机设计参数
为了满足上述要求，这里给出快速初估下列设计 参数的方法：
起飞重量WTO（Take-off gross weight，也即W0） 机翼面积S(Wing area) 起飞推力TTO(Take-off Thrust，也即T)或起飞功率 PTO(Take-off power)
飞机总体设计 第五讲
主要参数选择
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飞机系
第五讲 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
1
5.1 推重比和翼载荷的确定方法
一般飞机设计要求中除了有载荷要求外，还有航 程、续航时间及巡航速度。有时还会规定下述要 求：
a. b. c. d. e. f. 失速速度； 起飞场长； 着陆场长； 巡航速度（或最大速度）； 爬升率，分为全发工作状态(AEO)及单发停车状态 (OEI)； 爬升到指定高度所需时间。
• • • • • 按失速速度要求 按起飞距离要求 按着陆要求 按巡航速度要求 按爬升和下降要求
13
5.1.4 翼载
1. 按失速速度要求
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。在飞机设计要求中，为了确保飞 行的安全，都规定了飞机的失速速度。 平飞时处于失速速度（VStall）和最大升力系数（CLmax ）状态，飞机的重量与升力平衡 。
27
5.1.4 翼载
着陆距离[飞机设计手册5—民用飞机总体设计]
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SLG(landing ground roll)。 FAR23规定：以进场速度VA(Approach speed )滑翔，越过 15.24M（50英尺）高度，以着陆速度触地、滑跑、停止，飞机越 过的机场长度与着陆滑跑距离之和称为着陆距离SL。 一般着陆速度为Vstall的1.15倍。 进场速度VA规定如下： 对民机VA=1.3Vstall 对军机VA=1.2Vstall
1 2 W L Vstall SCL max 2 W 1 2 Vstall CL max S 2
5.1.4 翼载
适航标准第23部要求：单发飞机的失速速度 在最大起飞重量下不得大于61kn（浬/小时 ，合113km/h）；多发飞机在起飞重量小于 2700kg时，除非满足一定的梯度要求，也 不得大于61kn。 25部的飞机没有这类最小失速速度的要求。
7
5.1.3 推重比
推重比的估计 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
8
5.1.3 推重比
用曲线拟合
9
5.1.3 推重比
推重比的估算 （推力匹配） 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（此时需对某些原始数据选用一 些统计数据）。例如，某些对巡航(Cruise)效率要求 较高的飞机，可按下式估算推重比
11
5.1.3 推重比
对于装高涵道比涡轮风扇发动机的旅客机
T T Wcr W TO W cr WTO 1 T Tcr T 0.975 3.9 TTO 0.25 W cr W cr T 0.25 ~ 0.4 W TO
一般飞机开始巡航时的重量 Wcr/WTO=0.975 。 一般飞机巡航时
• • • • • 装有轮喷气发动机飞机 Tcr/TTO=0.40～0.70 。 涡轮螺桨飞机 Tcr/TTO=0.60～0.80 。 高内外涵道比涡轮风扇发动机Tcr/TTO=0.20～0.25 。 低内外涵道比涡轮风扇发动机 Tcr/TTO=0.40～0.70 。 活塞式发动机飞机 Pcr/PTO=0.75 。
机翼载荷(W/S)TO/(kg/m 2 )
23
5.1.4 翼载
1.6
1.4
起飞场长LTO=1500m，H=3500m
CLmaxTO
1.2
起飞推重比(T/W)TO
1.2 1 0.8
1.6 2
2.4
0.6
0.4 0.2 0 0 200 400 600 800 1000
机翼载荷(W/S)TO/(kg/m 2 )
1 3.9 L 10 ~ 16 0.25 ~ 0.4 D cr T W cr
5.1.4 翼载
翼载指的是起飞的翼载，机翼面积是参考面积（不是 外露面积） 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，通过浸润面积和翼展的影响而影 响阻力。对飞机总重有很大的影响。 估算翼载方法：根据满足某一些性能要求的条件,推 导得出翼载和推重比的函数关系，由此确定满足与不 满足某些性能的界限线，用来选择设计参数。
15
5.1.4 翼载
明确几点
• 进场速度=k ·失速速度 （k：民用飞机1.3， 军用 飞机1.2，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 如：FAR 23要求飞机（总重低于5670kg）失速速 度满足 VStall ≤113KM/h 。 • 有些情况下，设计要求中给定进场速度，进而计算 失速速度 • 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 数飞机约为 CLmax=1.2～3.0（约为翼型CLmax的 90%）。 • 起飞状态的最大升力系数约为着陆状态的80%。
0.8
0.7
着陆场长LL=1500m，H=0m
CLmaxTO
1.7
起飞推重比(T/W)TO
0.6 0.5 0.4
2.5
可用
不可用
3.4
0.3
0.2 0.1 0 0.0 100.0 200.0 300.0 400.0 500.0 600.0
机翼载荷(W/S)TO/(kg/m 2 )
5.1.4 翼载
0.8
5.1.4 翼载
对于螺旋桨式（涡桨或桨扇式），需要将起飞所要求的 T/W换成W/P。统计数字显示的经验换算关系如下，式中TTO为 起飞推力，lb，PTO为起飞马力，hp。
TTO 2.875 P TO
因此确定机翼载荷与起飞场长和推(功)重比的关系式为
螺旋桨飞机： W LTO CL max TO P
28
5.1.4 翼载
进场速度Vapp规定为失速速度VSL的1.3倍，此处失速速 度为着陆形态：着陆襟翼、起落架放下、无动力。 着陆距离与进场速度之间的统计关系的拟合式为
2 LL 0.3455 Vapp
式中，LL以m计，Vapp以m/s计。 根据进场速度与失速速度的关系，得到
2 LL 0.5839 VSL
0.7
着陆场长LL=1500m，H=3500m
CLmaxTO
1.7
起飞推重比(T/W)TO
0.6 0.5 0.4
2.5
3.4
0.3
0.2 0.1 0 0.0 100.0 200.0 300.0 400.0 500.0 600.0
机翼载荷(W/S)TO/(kg/m 2 )
本方法将得出可以满足某种性能要求的机翼载荷、 推重比或功重比的范围。
3
5.1.1 飞机设计参数
选择许用范围内的最高的机翼载荷以及最低的推 重比的数值，便能在满足性能要求的前提下得到 最轻的重量和最低的成本的飞机方案。 因此这里所讨论的飞机设计参数，对飞机设计要 求起主导作用，而且在飞机概念设计阶段必须慎 重选择。 相对参数 起飞推重比 (Take-off Thrust-weight Ratio) 起飞翼载 (Take-off wing loading)