第二章飞机初始总体参数与方案设计2.1 方案设计的任务和过程本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。

“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。

初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。

如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展研制。

如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。

方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数：(1)起飞总重W TO；(2)最大升力系数C lmax；(3)零升阻力系数C D0；(4)推重比T/W；(5)翼载W/S。

本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：(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：实验、航标或军用标准）。

2.2 重量估算飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。

估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。

对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总重W TO、空重W E、任务油重W F的方法。

该方法适用于如下12种飞机：(1)自制螺旋桨飞机；(2)单发螺旋桨飞机；(3)双发螺旋桨飞机；(4)农业飞机；(5)公务机；(6)涡轮螺旋桨支线飞机；(7)喷气运输机；(8)军用教练机；(9)战斗机；(10)军用巡逻机，轰炸机和运输机；(11)水陆两用飞机；(12)超音速巡航飞机。

2.2.1 方法的概述可以将飞机起飞总重表示为如下几项：W TO=W OE+W F+W PL（2.2.1）其中：W OE——飞机使用空重W F——飞机任务油重W PL——飞机有效装载重量而W OE通常记为：W OE =W E+W tfo+W crew（2.2.2）其中：W E——空重；W tfo——死油重；W crew——乘员重。

空重有时又可写成如下形式：W E = W S + W FEQ + W EN（2.2.3）其中：W S——为飞机结构重量；W FEQ——为固定设备重量；W EN——动力装置重量。

设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。

许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。

除特殊说明外，起飞总重或W TO假定为设计重量。

固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置（APU）、内部装置和内部装饰和其他用于完成该任务而带的设备的重量。

设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图2.2.1所示）。

图2.2.1 飞机起飞重量分类对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：W TO=W crew+W F+W PL+W E（2.2.4）也可以写为：1crew PL TO F ETO TO W W W W W W W +=--（2.2.5）式中：ETO W W =m e ——空机重量系数；FTO W W =m f——燃油重量系数。

表 2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。

此时有两点值得注意：（1）. 从最底层考虑，估算需要的燃油重量WF是不难的；（2）. 统计数据表明，对先前提及的12种飞机，log10W TO和log10W E之间存在线性关系。

基于这两点，求W TO、W E和W F将包含以下7个步骤：第一步：确定任务装载重量W PL第二步：猜测一个起飞重量值W TO guess第三步：确定任务油重W F第四步：确定W OE的试探值：W OE tent=W To guess-W F–W PL（2.2.6）第五步：求W E的试探值：W E tent=W OE tent-W tfo–W crew（2.2.7）W tfo大约为W TO的0.5%或更多，通常可以忽略不计。

W crew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W E的许可值。

第七步：比较W E tent和第五、第六步得来的的值，然后改变W TO guess的值，重复3～6步，一直迭代下去，直到W E tent和W E的差值小于指定的误差值。

在这一阶段，误差值通常取0.5%。

2.2.2 确定飞机装载重量W PL，和人员重量W crew飞机装载重量W PL通常已在任务要求中给出。

W PL包括以下各项的一部分：（1）乘员和行李（2）货物（3）军用装载，如：弹药、炸弹、导弹和各种外挂物。

对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重35kg，带行李10kg，对远程飞行每个旅客带行李15kg。

机组人员重量W crew是由如下方式确定的：旅客机：机组人员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员，人员数目还取决于旅客总数。

对机组成员，一般重量为80kg，所带行李10kg。

军用飞机：对军机飞行员，重量取为100kg，因为他们带有附加设备。

的估计2.2.3 对起飞总重量WTOWTO guess的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给一个猜测值。

2.2.4 任务油重的确定在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：W F=W F used+W F res(2.2.8)其中：W F used——任务期间耗去的燃油重量W F res——执行任务所必须的余油任务余油量通常按下列方式规定：(1)作为消耗燃油的一部分(2)使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要(3)满足待机时间要求的油量为了确定执行飞行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法，即飞行任务被分成若干段（见图2.2.2）。

每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。

给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面分成许多任务段，每一段给予编号并给出起始重量和结束重量。

每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。

下一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：图2.2.2 典型飞机任务剖面第一步：发动机启动和暖机起始重量为W TO，终止重量为W1，本段燃油系数为W1/ W TO。

该系数的参考数据约为0.99～0.998。

第二段：滑跑开始重量为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。

第三段：起飞开始重量为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。

第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度开始重量为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。

第五段：巡航起始重量为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。

第六段：待机起始重量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。

第七段：下降开始重量为W6，终止重量为W7。

该系数的参考数据约为0.985～0.995。

第八段：着陆、滑行和关机起始重量为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M ff：M ff =（W1/W TO）Πi=1,7（W i+1/W i）(2.2.9)式中W TO——起飞总重W i——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量W i、W i+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量任务中使用的燃油，W Fused为：W Fused =（1- M ff）W TO(2.2.10)任务燃油重量，W F最终为：W F =（1- M ff）W TO +W Fres（2.2.11）2.2.6 空机重量的估算空机重量系数m e可以根据图2.2.3所示的经验曲线，按统计规律估算。

空机重量系数大约在0.3～0.7之间变化，并随飞机总重增加而递减。

图2.2.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系由图可见，飞机类型的影响也很大。

飞船的空机重量系数最大，远程军用飞机的空机重量系数最小。

飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。

还应注意到，不同类型的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。

空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。

也可以把这些设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于20世纪80年代以前的飞机。

对于新一代飞机，在使用这些统计数据时要考虑增加W PL而减小W E。

总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。

2.2.7 确定起飞重量将空机重量系数和燃油重量系数代入式（2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式进行迭代，就可求得起飞重量。

也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，直到W E tent和W E的差值小于指定的误差值。

在这一阶段，误差值通常取0.5%。

2.3 飞机升阻特性估算2.3.1 确定最大升力系数最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，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。

平尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。

如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。

大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。

在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。

不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。

因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。

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C Lmax值。

表2.3.1 最大升力系数典型值C Lmax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”满足任务要求和与襟翼参数相对应的C Lmax。

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升力系数随后掠角的变化曲线，要记住的是，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2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线2.3.2 确定零升阻力系数机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。