飞机主要参数的选择(精)
支线飞机性能参数
185cm/73in 新发动机 复合材料大翼 新起落架 新航电系统 新客舱设计
复合材料机身
比现有E-Jet系列飞机提升16%-23%
比737600/700/A319/A319/ E195提升20%
型，三种分型的航程和最大起飞重量略有不同，本表选取LR型作
主要新技术
N/A
燃油效率提升 目录价(美元)
N/A
比现有E-Jet系列飞机提升16%
注：现有E70/175/190/195飞机均提供标准（STD）、长程（LR）和延程（AR）型，三种分型的航程和最大起飞 为标准对比。
数对比
E190 E2 36.2 33.7 97-106 5186 57 820km/h PW1900G 19k 22k 118-132 3704 59 59 828km/h PW1500G 19-23k 21-23k 100-125 5463 65 E195 E2 41.5 CS100 35.0 35.0 120-145 CS300 38.7
主要支线机各项参数对比
E170LR 机身长度(米) 翼展(米) 座位数(一般配置) 最大航程(公里) 最大起飞重量(吨) 一般巡航速度 发动机型号 发动机一般推力(磅) 发动机直径 GE: CF34-8E 13.8k N/A 70-78 3889 37.2 29.9 26.0 78-86 3889 38.8 820km/h GE: CF34-10E 18.5k PW1700G 15k 142cm/56in 新发动机 复合材料大翼 新起落架 新航电系统 新客舱设计 94-106 4260 50.3 E175LR 31.7 E190LR 36.2 28.7 106-118 3334 50.86 E195LR 38.7 E175 E2 32.3 31.0 80 3556 44 820km/h
起飞爬升面参数
起飞爬升面参数是指在飞机起飞过程中，为确保飞行安全和工作稳定性，所需考虑的一系列影响因素。
这些参数主要包括以下几个方面：
1. 气压高度：气压高度影响飞机的爬升性能，因为在不同的高度，空气密度和气动特性会发生改变。
气压高度过高或过低，都可能对飞机的爬升能力产生不利影响。
2. 襟翼位置：襟翼是飞机起飞过程中重要的控制部件，其位置对飞机的爬升性能和稳定性有很大影响。
合适的襟翼位置可以提高飞机的升力和爬升速度。
3. 机场气温：机场气温对飞机的起飞和爬升性能有显著影响。
在高温条件下，空气密度较低，飞机的爬升能力会减弱；而在低温条件下，空气密度较高，飞机的爬升能力会有所提高。
4. 起飞重量：起飞重量是影响飞机爬升性能的重要因素。
重量越大，飞机的爬升速度和高度受限越大。
在受到VMCG（最小控制速度）限制的情况下，增大起飞重量可能会提高飞机的爬升性能。
5. 爬升梯度：爬升梯度是指飞机在单位时间内爬升的高度与速度之比。
爬升梯度越大，飞机的爬升能力越强。
然而，过大的爬升梯度可能导致飞机过度受力，影响飞行安全。
6. 风速和风向：风速和风向对飞机的起飞和爬升性能也有影响。
在顺风条件下，飞机的爬升速度会相对提高；而在逆风条件下，飞机的爬升速度会受到限制。
此外，风向也会影响飞机的爬升路径和稳定性。
7. 飞行速度和高度：飞行速度和高度是飞机爬升过程中的两个重要参数。
在不同的高度和速度条件下，飞机的爬升性能和稳定性会发生变化。
因此，在起飞和爬升过程中，需要根据实际情况调整速度和高度。
钻石系列飞机参数情况
发动机制造商
Williams
大陆Continental
Lycoming
Thielert
Teledyne Continental
气缸数(活塞发动机)
0
0
0
0
0
桨叶数量
0
2
2
6
3
油箱容量(升)
190
195
280
油耗(L)
27.3
48
最大功率(kW)
99
257
最大功率转速(rpm)
四、重量
全复合材料的轻型飞机
缺点
价格比较高
载人数少
起落架，固定式，不可收放起落架
飞机比较简易
价格偏高
座位数(个)
5
2
4
4
1+4
燃料类型
航空煤油
航空煤油
航空煤油
航空煤油
航空煤油
二、机身
长度(米)
10.69
7.16
8.06
8.5
8.81
宽度(米)
11.43
10.87
11.94
13.42
11.68
高度(米)
3.53
钻石DA42飞机运营简易，经济适用，具备双发飞机的性能和安全性，但运行成本却和单发飞机相当，因此该款飞机也成为了目前训练机的首选。碳纤维合成材料制成的机身，坚固、安全、耐腐蚀性强，不需要太多维护，具有优异的空气动力性能。动力方面配备了使用航空煤油的双发Thielert Centurion.1.7发动机，具有革命性的意义。机舱内载有最接近波音737系列等大型飞机的电子设备——Garmin G1000系统，为飞行培训教学，提供了很大的方便。
a320的基本技术参数
a320的基本技术参数：翼展：34.09米机长:37.57米高度：11.76米最大起飞总重:73500千克最大载油量：23860升动力装置：两台CFM56-5型涡扇发动机巡航速度：0.82马赫货舱容积：37.41立方米载客量：186客舱布局：3-3最大航程：5000公里简介：空中客车320系列是欧洲空中客车工业公司研制生产的双发中短程150座级运输机。
空中客车公司在其研制的A300/310宽体客机获得市场肯定，打破美国垄断客机市场的局面后，决定研制与波音737系列和麦道MD80系列进行竞争的机型，在1982年3月正式启动A320项目，1987年2月22日首飞，1988年3月开始投入商业运营。
详细介绍：截至目前，共有150多家运营商运营着2400多架包括A318、A319、A320和A321在内的A320系列飞机，累计飞行时间达3000万小时。
这些飞机组成了世界上最具盈利能力的单通道飞机系列。
A320系列飞机在设计上通过提高客舱适应性和舒适性，以及采用目前单通道飞机可用的最现代化的完善电传操纵技术，力求达到最优的盈利能力，确保了在各个方面节省直接运营成本，并为运营商提供了100至220座级飞机中最大的共通性和经济性。
A320系列拥有单通道飞机市场中最宽敞的机身，这一优化的机身截面为客舱灵活性设定了新的标准。
通过加宽座椅，提供了最大程度的舒适性；而超宽的通道对于需要快速周转的低成本市场是很重要的。
此外，优越的客舱尺寸和形状可以安装较大的行李架，一方面更加方便，同时也可以加快上下乘客的速度。
较宽的机身还提供了无与伦比的货运能力。
A319、A320和A321是该级别飞机中惟一能够提供集装箱货运装载系统的飞机。
该系统与全球标准宽体飞机装载系统兼容，从而减少了地服设备，降低了装卸成本。
该系列飞机具有的高可靠性进一步增强了盈利性和为乘客提供服务的能力。
此外，A320系列还是一个对环境负责任的邻居，其油耗、排放和噪音都是同级别中最低的。
飞机螺旋桨参数
飞机螺旋桨参数飞机螺旋桨是一种将动力转换为推力的航空发动机部件，主要作用是推动飞机前进，控制飞机的速度、高度和方向。
它有着复杂的机械结构和参数，下面就是对飞机螺旋桨参数的中文详解。
1. 螺旋桨直径（Diameter）螺旋桨直径是指螺旋桨旋转时所形成的圆周直径，其大小直接影响到推力大小与效率。
这是一个非常重要的参数，通常使用英尺（feet）或米（m）表示。
2. 叶数（Blade number）叶数指螺旋桨上的叶片数量。
它和推力之间的关系是复杂的，与发动机功率和旋转速度、螺旋桨直径等均有关系。
在一般情况下，叶数越多，推进效率相比较而言会稍低，传递出来的动力则逐渐减弱。
3. 螺距（Pitch）螺距是指螺旋桨每转动一圈时向前推进的距离。
它主要针对单个叶片来说，通常采用英寸（inch）或毫米（mm）为单位。
螺距的大小会影响到动力的传递方式，并直接作用于推力的大小。
4. 翼型（Airfoil）翼型是指碳纤维、有机合成物或金属材料、玻璃钢等构成的螺旋桨表面所使用的横截面形状，可以影响到螺旋桨的性能和效率。
常见的翼型有耐克尔松（NACA）系列、高斯系列等。
5. 前缘角（Leading edge angle）前缘角是指叶子前沿与离心线的夹角。
在飞机起飞和着陆过程中降低噪音和振动方面，前缘角是很重要的因素之一。
通常采用度数（°）来表示。
6. 叶片弦长（Chord length）叶片弦长是指叶型截面与其长度垂直的直线长度。
它通常采用英寸（inch）或毫米（mm）的计量单位。
叶片弦长与螺距和叶数有联系，是螺旋桨的另一个重要参数之一。
叶片形状对螺旋桨的气动特性、推进效率和噪音有直接影响。
通常，叶片是可拆卸的，供飞机进行不同的使用。
波音系列飞机介绍及总体参数
707目录概况技术数据主要型号波音707在中国[返回顶部]概况波音707是美国波音公司研制的四发远程喷气运输机，原型机编号367-80，1954年7月15日首次试飞。
不久，在此试验机的基础上为美国空军研制出KC-135空中加油机，并大量生产。
经美国空军同意，1957年在KC-135的基础上发展成民用客机波音707，同年12月首次试飞，1958年开始交付使用，并有许多改型，最后一架民用型707于1982年3月交付使用，该机是707-320C型。
截止1992年3月31日，707共获订货1010架，生产线已于1991年关闭，1992年5月交付最后一架军用型。
军用型除KC-135外还包括美空军的E-3、E-6和E-8。
1982年开始，波音公司陆续为正在服役的630架KC-135进行延寿处理和更换新型发动机，将翼下蒙皮更新，可使飞机寿命延长27000飞行小时，再把发动机换成CFM56-2B-1涡扇发动机。
这些措施可使KC-135机队服役到2020年。
更换发动机后的美国空军的KC-135称KC-135R，美国海岸警卫队的KC-135称为KC-135E，法国空军的KC-135称为KC-135FR。
波音公司用波音707为美国空军改装49架空中预警机E-3A，1983年4月，还开始用波音707改装成空中通信机E-6，用于美国国家指挥中心和美国海军“三叉戟”核潜艇舰队之间的通信联络。
美国用波音707改装成联合机载雷达系统研究机E-8A，并决定E-8A将不再采用新制造的机身，而只是将民用型的707换装发动机。
波音707主要民用型别：波音707-120，第一种生产型；707-220，类似于-120型；707-320，洲际远程型；707-320 B，-320的改进型；707-320 C，-320B的改进型，中国民航曾购买10架-320C型；707-420型，改进的远程型；还有货运型和客货混合型；美国总统使用的“空军一号”专机型。
飞机总体设计的主要内容
飞机总体设计的主要内容
飞机总体设计主要包括3各⽅⾯：⽅案设计、总体参数详细设计、决策和优化。
⽅案设计
⽅案设计的输⼊在飞机设计的前两个阶段（⽬标确定和概念设计）中确定，并在⽅案设计任务书中给出，⼀般包括：
（1）装载和装载类型
（2）航程或待机要求
（3）起飞着陆场长
（4）爬升要求
（5）机动要求
（6）鉴定基准（例如：试验、航标或军⽤标准）
⽅案设计的主要任务是确定下列主要总体参数：
（1）起飞总重：飞机为了完成设计⽬标任务所需的起飞前总重量。
（2）最⼤升⼒系数：在飞⾏器的仿真计算中，升⼒求解的⼀般表达式是 Y=Cx*q*S，其中q为动压，S为参考⾯积，Cx即为升⼒系数。
（3）零升阻⼒系数
（4）推重⽐
（5）翼载
对应的，⽅案设计的内容可分为
（1）重量估算：计算起飞总重、空机重量、载重、油重等参数
（2）升阻特性估算：计算升⼒系数、阻⼒系数
（3）确定推重⽐和翼载：
（4）总体布局形式选择。
飞机性能考点1
飞机性能考点1.1.2飞机的重量定义1.最大起飞重量W TOmax。
飞机在松开刹车进行起飞滑跑时的最大允许重量。
主要取决于飞机的结构强度的限制。
2.最大滑行重量W CRmax。
在最大起飞重量的基础上增加一部分滑行用的油料，即起飞滑行的最大允许重量。
附加的地面滑行油量必须在起飞之前用完。
3.最大着陆重量W LDmax。
又称最大落地重量，取决于飞机结构强度及起落架承受冲击的能力。
一般最大着陆重量小于最大起飞重量。
1.2.1地球大气。
1.大气的组成与特性。
对流层：温度随高度的增加而降低。
平流层：温度基本保持不变，因此又称为同温层散逸层:温度随高度的增加而下降。
电离层：温度随高度的增加而升高外逸层(800Km以外的大气外层)2.标准大气模型。
国际标准大气模型是以人类居住的北半球中纬度年平均大气物理属性测量数据为依据，建立起来的国际公认的大气标准模型。
并视大气为理想模型，满足理想气体状态方程。
相对参数分别是以当地参数值与相应的海平面上的标准大气参数数值的比值来表示，即相对温度比θ=T/T o=T/288.15相对压强比δ=p/po=p/101325相对密度比σ= ρ/ρo=ρ/1.225三者之间的关系δ=σθ3.非标准大气（计算题）P111.2.2关于高度的定义1.绝对高度：飞机所在位置到平均海平面的垂直距离为绝对高度。
(表明飞行高度时)2.相对高度:飞机所在位置到机场跑道地平面的垂直距离。
（起飞着陆阶段用）3.真实高度：飞机所在位置到其正下方地面的垂直距离。
(飞机越障飞行、航测，空投)4.标准气压高度：以国际标准大气压强Po=1013mb的气压平面为基准，按标准大气的气压递减率测量的高度，称为气压高度，用于飞行高度超过900m以上的情况。
（飞机转场飞行与场外飞行）1.2.3速度的定义飞机与空气的相对速度成为空速Va1.仪表指示空速皮托管式空速表的度数，只做了海平面标准绝热压缩流动的修正。
2.地速Vg:飞机与地面的相对速度Vg=V+/-Vw1.3空气动力学基础1.3.1气流的某些属性（1）气体通过等截面管路流动，当不计摩擦及其他损失时，保持等流速流动，处处流速压力相等。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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。它们的相对参数是:
1. 起 飞翼载荷 0p S g m p 1000= (dan/m2 2.起飞推重比 0P /(1000g m P P = §5.1 飞机主要设计参数与飞行性能的关系 这一节,回顾过去在飞行力学等课程中所学的一些简单的计算飞机性能的公式,以便对
· 55 · 飞机主要参数与飞行性能之间的关系进行研究和分析。 一、最大平飞速度 max v 从飞机在某一高度(H上等速平飞时,推力等于阻力的基本方程: S v C P H x H 22 1ρ= (5.1 可以得出 的计算公式为: max v ∆ =x H C p P v 55. 14max (5.2 其中:的单位为“km/h” , ∆——H高度处的空气相对密度; max v H P ——H高度处的推 重比; ——H高度处的翼载荷,单位为“dan/mH p 2
” 。 涡轮喷气发动机的推力与飞行速度和高度有关,超音速时,其关系如下: 当 H<11000m时, 085. 0P P H ∆=ξ (5.3 当 H>11000m时, 02. 1P P H ∆=ξ (5.4 其中系数 和 85. 0∆∆2. 1是考虑推力随高度的变化;速度特性系数 0/==v v P P ξ是考虑推力 随飞行速度的变化。
将(5.3和(5.4式代入(5.2式得到: 当 H<11000m时, 15. 00max 55 . 14∆ =x C P p v ξ (5.5 当 H≥11000m 时, x H C P p v ξ0max 94. 15= (5.6 由此可知飞机的最大平飞速度 与其推重比及翼载荷的 1/2次方成正比。
max v 二、静升限 静 H 静升限是指飞机能继续维持平飞时的最大飞行高度,可以用该高度处的空气相对密度值 来表示。
由平飞时“升力等于重量”和“阻力等于推力”的关系式,可以得出 。 根据极曲线的表达式。 可得, 10/(max K mg P =200y x x C D C C +=0 0max max 21x x y C D C C K =⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛=代入上式,则可以 · 56 · 导出, 00067. 1P C D x ξ= ∆升限 (5.7 对于亚音速飞机, 00 /(67 . 1P C e x ξπλ=∆升限 (5.8 对于超音速飞机, 0201 83. 0P M C x ξ−=∆升限 (5.9 可见,飞机的推重比对其静升限的影响最大,是正比关系,而对于亚音速飞机,增大机 翼的展弦比也可以使静升限提高。
三、最大航程 max L 从飞行力学中得知,巡航状态下航程的计算公式为: ((终 平均 巡 m m C Kv L e /ln /6. 30= (5.10 其中:L 的单位为 km; K ——飞机的升阻比; ——巡航速度(m/s ; ——发动 机的平均耗油率; ——开始巡航飞行时的飞机质量; ——飞行终了时的飞机质量。
巡 v 平均 e C 0m 终 m 如果考虑在起飞、爬高和加速到巡航速度过程中所消耗掉的燃油,则需对(5.10式修 改为:
⎟⎟⎠ ⎞⎜⎜⎝⎛=终 平均 巡 m m C Kv L e 0ln 45. 3 (5.11 其中:油 油 终 m m m m m m −=−=11000 而 油 油 油 m m m −≈−11ln 油 m ——可用燃油质量, 0 m m m 油 油 =为燃油质量系数。代入上式得, 油 油 平均 巡 m m C Kv L e −⋅=45 . 3 (5.12 · 57 · 将飞行速度换算成飞行 M 数得到: 油 油 平均 巡 m C KM L e −⋅=1020 (5.13 从航程的表达式可以看出,选用耗油率较低的发动机可以增大航程,提高 的值 也可以增大航程,但影响最大的则是 (巡航 Kv 油 m 。因此,对于远程飞机一定要设法增大载油系数。
四、起飞滑跑距离 起滑 l 通常在飞机的设计要求中都给定起飞滑跑距离,其近似计算公式如下: (908. 0max 0f P C p l y −=平均 起飞 起滑 (5.14 其中, ——襟翼在起飞位置时的最大升力系数; ——翼载荷单位为“dan/m 起飞 max y C 0p 2
” ; 平均 P ——起飞滑跑时的平均推重比, 095. 0P P ≈平均 ; ——滑跑时机轮与地面之间的 摩擦系数。
f 通常认为,对于水泥跑道, ;草地, 035. 0=f 085. 0=f 。 从(5.14式可以明显地看出,为了缩短起飞滑跑距离,需要降低翼载荷,增大推重比 和最大升力系数, 翼载荷太小将会对其他性能产生不利的影响。因此, 现代飞机为了尽量缩短 其起飞滑跑距离, 就要设法增大其推重比, 同时采用高效率的增升装置尽量提高其起飞时的最 大升力系数。
五、着陆速度 着陆 v 从“着陆时飞机的升力等于重量”的关系式推出的着陆速度表达式为: 着陆 着陆
着陆 max 55. 14y C p v = (5.15 其中: 的单位为 “km/h” ; ——着陆时的翼载荷, 单位为 “dan/m着陆 v 着陆 p 2 ” ; ——着陆时,前、后缘增升装置完全放下的最大升力系数。 着陆 max y C 从(5.15式可知减小着陆速度的办法是降低着陆时的翼载荷和提高着陆时的最大升力 系数。
为了把 转换为 ,取 着陆 p 0p 消耗 油 着陆 m m m m −−=0 1(0消耗 油 m m m −−= · 58 · 其中:——飞机着陆时的质量; 着陆 m 油 m ——相对的消耗燃油质量系数; 消耗 m ——相 对的消耗载荷的质量系数,消耗质量包括旅客机的食物和水或军用飞机的武器弹药等。
1(0消耗 油 着陆 m m p p −−= 代入(5.15得 1(7. 2112max 0消耗 油 着陆 着陆 m m v C p y −−= (5.16 对于其他方面的飞行性能,也可以找出其与设计参数之间的类似关系式,需要时同学们 可从一些书籍或手册中查找,这里不再一一列举。
§5.2 选择飞机主要参数的方法 飞机的设计参数很多, 最主要的是其起飞质量、 动力装置的海平面静推力和机翼面积, 这 三个参数可以组合成两个相对参数:起飞推重比 0P 和翼载荷 。 0p 0P 和 主要决定于对飞机 的飞行性能的要求,不直接涉及飞机几何尺寸的绝对值,比较容易确定。所以,通常在进行飞 机参数选择时,可以先根据飞机设计要求中所给定的飞行性能指标,初步选定 0p 0P 和 ,然后 再根据飞机的典型任务及其他方面的要求算出 ,从而初步确定各主要参数的初值。 0p 0m 可以说各个飞机设计部门所用的参数选择方法都不是一样的,都有他们自己的具体方法, 对具体计算公式和原始数据的选取各有差异, 很难一一加以叙述, 这里仅简单介绍两种比较典 型的方法。
一、界限线法 当某项飞行性能给定时, 在起飞推重比和翼载荷之间, 总存在着一定的关系, 这种关系可 以用函数 0 , (0=p P f 来表示, 如果能设法找出这种函数关系, 就可以在 , (0p P 坐标平面上画 出相应的曲线来,在曲线的某一边的 0P 和 值是可以满足要求的,而在另一边的值则不能满 足设计要求,这种曲线就是代表能否满足性能要求的界限线。
0p 对于不同的性能要求, 这种函数关系也不一样, 因此, 根据飞机设计要求所给定各项性能 指标,即可画出一组这样的界限线,形成一个关于能满足设计要求的 0P 和 的可选区。然后 通过对飞机的设计要求进行综合性分析,在可选区的范围内,即可选出合适的 0p 0P 和 值,这 种方法即称为界限线法。
0p 这里只有 0P 和 两个相对参数做为设计变量,属于二维的问题,显然,如果同时选择三 个或四个参数,则将形成三维或四维的可选域。
0p 这种方法的特点是简明、 直观。 应用这种方法的关键在于如何设法找出各项飞行性能与 0P 和 之间的函数关系,有时要涉及多种气动导数和外形参数,需要有合适的统计数据或实验
0p · 59 · 数据,找出这种关系之后,即可按相同的坐标比例绘出 0P ~的界限线图,如图 5.1所示。