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。