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示例篇


飞机总体设计 示例篇

轻型战斗机方案 设计示例
飞机设计研究所 航空科学与工程学院

轻型战斗机方案设计示例*
? 设计要求 ? 概念草图 ? 机翼的几何参数 ? 发动机数据 ? 推重比选取 ? 翼载选取 ? 初步确定参数
*雷曼尔. 现代飞机设计[M]. 钟定逵 译. 北京: 国防工业出版社, 1992.


1

轻型战斗机方案设计示例
? 布局数据 ? 发动机 ? 起落架 ? 油箱 ? 图测气动数据

2

设计要求
? 主要用途
? 取代现役的F-16,在与先进战术战斗机(ATF)的 高低搭配中作为低端机型 ? 主要任务:空战

? 基本要求
? 单座、单发 ? 根据假定的F-16的性能进行改进,应在发动机不开 加力的情况下持续超音速巡航 ? 要求有较短的起飞和着陆距离

3

设计要求
? 任务剖面
2
爬升 巡航

3 4
加速 冲刺

5

6
格斗

7 8
加速 冲刺 武器 投放

9
巡航

10
下降

待机 下降

11 12 13

起飞

1

14
着陆

? ? ? ? ?

3&10(巡航):200nm在最佳巡航马赫数和高度(BCA/BCM) 5&9 (冲刺):50nm 在Ma1.4 35000ft 6 (格斗): 3min 在最大推力Ma0.9 20000ft 12 (待机): 20min 在海平面 最佳待机速度 7(武器投放):400lb(仅导弹)
4

设计要求
? 有效载荷
? 2枚先进导弹(200lb 5in×92in) ? 先进机炮(400lb)750发炮弹(440lb) ? 飞行员(220lb)

? 性能要求
? 起飞和着陆1000ft地面滑跑 ? 进场速度≤130kts (节,即海里/小时) ? 最大Ma≥1.8(A/B-开加力); Ma ≥ 1.4 (Dry-无加力) ? 加速Ma0.9到Ma1.4在30s 35000ft ? P S=0在5g 30000ft Ma0.9和Ma1.4 —持续盘旋 ? ? ? ? 20o / s 在350kts 20000ft —瞬时盘旋
5

概念草图
? 方案1
? ? ? ? ? ? 常规布局 中单翼 倾斜式双立尾 单发 腹部进气 二维矢量喷管

6

概念草图
? 方案2
? ? ? ? ? 可变上反角垂尾 中单翼 单发 机身两侧进气 二维矢量喷管

? 新技术的采用有利于 控制超音速时的气动 中心后移,从而减小 配平阻力并提高机动 能力

?
7

机翼的几何参数
A ? 5.416(1.8) ?0.622 ? 3.8? ? ? ΛLE ? 48 (Λ ? 40 ) ? c /4 ?
?展弦比的由来(第三讲 P.22):
等效展弦比=aMacmax 喷气教练机 喷气战斗机(格斗) 喷气战斗机(其它) 军用运输/轰炸机 喷气运输机 a 4.737 5.416 4.110 5.570 7.50 C -0.979 -0.622 -0.622 -1.075 0
8

机翼的几何参数
A ? 5.416(1.8) ?0.622 ? 3.8? ? ? ΛLE ? 48 (Λ ? 40 ) ? c /4 ?
?后掠角的由来: ?教材P.35经验曲线 ?对超音速飞机,后掠角应增大到 使(90 °-ΛLE)小于马赫锥角,使 其处于亚音速前缘状态

?Ma=1.4 -> 马赫锥角45.6°

9

机翼的几何参数
A ? 5.416(1.8) ?0.622 ? 3.8? ? ? ΛLE ? 48 (Λ ? 40 ) ? c /4 ?
?后掠角的由来: ?前缘后掠角与1/4弦线后 掠角的关系

?结合草图

tan ? LE ? tan ?C / 4 ? [(1- ? ) / A(1 ? ? )]
10

机翼的几何参数
A ? 5.416(1.8) ?0.622 ? 3.8? ? ? ΛLE ? 48 (Λ ? 40 ) ? c /4 ?
?跨音速上仰
?机翼后掠角和展弦比综合在一起,对机翼的上仰特性有很大 影响,即在接近失速的迎角下飞机会突然而又不可控制地增加 迎角,使飞机继续上仰,直到失速,完全失去控制。 ?F-16战斗机需要一个由计算机控制的迎角限制器,以防止在 。 大约25 迎角时,出现过度上仰问题。
11

与F-16比较表明跨音速上仰!改为:

? ? A ? 3.5 ? ? ? 30 ? ? ? c/ 4

? ? ( 所以 Λ ? 40 ) LE ? ? ?

机翼的几何参数
A ? 5.416(1.8) ?0.622 ? 3.8? ? 与F-16比较表明跨音速上仰!改为: ? A ? 3.5 ΛLE ? 48 (Λ ? 40 ) ? ? ? ? ( 所以Λ ? 40 ) ? c /4 ?? LE ?
? ?

? ? 30
c/ 4
?

? ?

?跨音速上仰
?用机翼1/4弦线后掠角和 展弦比的组合,可描述出 避免上仰的边界

? F-16的数据
? 展弦比约3.0 ? 前缘后掠角40°
12

机翼的几何参数
? 选取: 尖削比λ= 0.25
?尖削比=1/根梢比 ?根梢比也称梯形比 ?大部分低速机翼的尖削比 大约为0.4~0.5 ?大部分后掠机翼的尖削比 大约为0.2~0.3

?右图可作为参考
13

机翼的几何参数
? 选取: 翼型相对厚度 t/c = 6% 翼型:64A006(初始的)
?对于超音速后掠翼飞机,在初 步设计时,NACA 64A和65A翼 型是最好的翼型。

根据设计Ma初选翼型相对厚度
14

发动机数据
? 2000年后,待定的发动机比附录A.4-1所示发动机 近似燃油消耗率减少20%
? 一架飞机方案的参数可采用某些现有的发动机或新设

计的发动机来确定。现有发动机的尺寸和推力都是固 定的,称为“固定的发动机”(fixed engine), “固定的”是指发动机的尺寸固定。 ? 新设计的发动机可以是任意要求的尺寸和推力,称为 “待定的发动机”或“变形发动机”(rubber engine),因为它在确定飞机参数过程中,可以“缩 放”,以提供任何需要的推力。
15

发动机数据
?2000年后,待定的发动机比附录A.4-1所示 发动机近似燃油消耗率减少20%
? 研制一台新的喷气发动机要花费大约10亿美元。大多

数飞机研制不对新的发动机的研制进行评价,而必须 在现有的发动机中挑选最合适的。
? 然而,即使对于那些必须使用现有发动机的飞机方案,

开始时也可以采用待定的发动机进行设计研究,以确 定在对现有发动机挑选过程中如何寻求所需的发动机 特性。
16

发动机数据
?2000年后,待定的发动机比附录A.4-1所示 发动机近似燃油消耗率减少20%
? 以下数据来自《Aircraft Engine Design》,可作为

“基准”发动机特性,供初始设计时进行缩放

17

发动机数据
?附录A.4-1
加力式涡轮风扇发动机特性

下述装机发动机数据反映了这些假定 1) 按照MIL-E-5008B,进气口压力恢复系数和进气道总压比为0.97。 2) 在所有动力状态和飞行条件下,有320kw的功率提取,用以驱动发电机和辅助设备。 3) 高压空气引气流量为1.7lb/s。 4) 以下的高度单位均为ft。
18

发动机数据
?附录A.4-1
加力式涡轮风扇发动机特性

19

发动机数据
?附录A.4-1
加力式涡轮风扇发动机特性

20

发动机数据
?附录A.4-1
加力式涡轮风扇发动机特性

21

发动机数据
?附录A.4-1
加力式涡轮风扇发动机特性

22

发动机数据
?附录A.4-1
加力式涡轮风扇发动机特性

23

发动机数据
?附录A.4-1
高涵道比涡扇发动机特性

下述装机发动机数据反映了这些假定 1) 进气口总压比为0.97。 2) 在所有动力状态和飞行条件下,有650kw的功率提取,用以驱动发电机和辅助设备。 3) 高压空气引气流量为2.0lb/s。
24

发动机数据
?附录A.4-1
高涵道比涡扇发动机特性

25

发动机数据
?附录A.4-1
高涵道比涡扇发动机特性

26

发动机数据
?附录A.4-1
高涵道比涡扇发动机特性

27

推重比选取
?T/W
? 表5.3 T/W起飞=0.648(1.8)0.594=0.92(初期使用)

?第五讲 P. 9
28

翼载选取
?失速: V进场≤130kts=220ft/s
V失速≤ V进场/1.2=183ft/s
W/S≤qcLmax在失速时 图5.3 cLmax≈1.5+0.3(前缘襟翼) ≈1.8 所以W/S≤721lb/ft2(海平面)
? 第五讲P.14 V进场(approach)=k V失速(stall)

(k的取值:民用飞机1.3 /军用飞机1.2/舰载 1.15)

29

翼载选取
?失速:...
图5.3 cLmax≈1.5+0.3(前缘襟翼) ≈1.8 所以W/S≤72 lb/ft2(海平面)

30

翼载选取
?失速:...
图5.3 cLmax≈1.5+0.3(前缘襟翼) ≈1.8 所以W/S≤72 lb/ft2(海平面)

31

翼载选取
? 着陆:
由式5.11 )≤1000 所以W/S ≤22.5(!) (对一架战斗机太低了!我们不管这初值,并使用反推力 装置着陆)
?

1 s着陆滑跑=80W/S( ? c Lmax

s着陆滑跑=80W/S(

1 ? cLmax

)+Sa(ft)

(式 5.11)

)+ Sa(m) ?σ — 起飞高度的空气密度与海平面空气密度的比值 ?Sa — =1000ft{350m}(客机类,3度下滑航迹) =600ft{183m}(通用航空类,无动力进场) =450ft{137m}(短距起落,7度下滑航迹)
32

1 =5W/S( ? cLmax

翼载选取
? 起飞
图5.4 TOP ≈ 80 式5.9 喷气式飞机
(W / S ) ? (TOP)? C L起飞 (T / W)

CL max 1.8 W / S ? TOP( )T / W ? 80( )(0.92) ? 109 1.21 1.21
?起飞参数TOP=



?式5.9 ?
33

翼载选取
? 巡航:表12.2 Cfe=0.0035
假定 Swet/Sref≈4, 所以CD0 ≈ 0.014(式12.23)
?蒙皮摩阻当量系数Cfe

(第五讲中的Cf) ?Swet/Sref (教材图2.15)
?(式12.23)

CD0

S浸湿 ? C fe S参考
34

翼载选取
? 巡航:
公式12.50

e ? 4.61(1 ? 0.045(3.5)0.68 )(cos40 ) ? 3.1 ? 0.86
?升力效率系数(Oswald翼展效率系数)e:

后掠翼飞机 e ? 4.61(1 ? 0.045A0.68 )(cos? LE )0.15 ? 3.1
(前缘后掠角大于30度)

直机翼飞机

e ? 1.78(1 ? 0.045A0.68 ) ? 0.64 (式12.50)

35

翼载选取
? 巡航:
在Ma0.9和35000ft(假定BCM/BCA)q=284 lb/ft2 所以
(W / S )巡航 ? 284

? ? 3.5 ? 0.86 ? 0.014
3

? 59.6

59.6 (W / S ) 起飞 ? ? 62.9 0.97 ? 0.977

(W1/W0和W2/W1使用典型值)
? 喷气式飞机最大航程对应的翼载荷

w / s ? q ? AeCD 0 / 3
36

翼载选取
? 巡航:
在Ma0.9和35000ft(假定BCM/BCA)q=284 lb/ft2

?飞机巡航时,重量因燃料消耗而减小,因此翼载

也减小。为优化巡航效率,需减小相同比例的动压, 这可通过降低速度(但这是不希望的),或者为获 得较低的空气密度而爬升来达到。这种航程的优化 方法就是所谓的“巡航爬升” ?飞机一般不允许采用巡航爬升法获得最大航程。 空中交管部门建议飞机保持一个指定高度巡航,直 到许可爬升或下降到另一高度为止
37

翼载选取
? 瞬时转弯:在350kts和20000ft, q = 222lb/ft2
20 32.2 n2 -1 ?= ? 57.3 350×1.689
?

n ? 6.5 g ' s ( ? qcL /(W / S ))

!

?瞬时转弯:转弯时飞行速度下降和飞行高度降低
? ?标准重力加速度g=32.2ft/s2 ?1kts=1nm/h=0.514m/s=1.6878ft/s
38

翼载选取
假定cLmax机动≈1.4 222 ?1.4 (W / S )格斗 ? ? 48 6.5 (W / S )起飞 ? 48 / 0.85 ? 56

?对于在格斗中具有较复杂的前、后缘襟翼装置的战斗机,

其格斗最大可用升力系数可取为1.0-1.5
? 通常,格斗重量规定为W0减去扔掉的副油箱和消耗掉

50%的内部燃油重量
?对大多数飞机,格斗重量大约是起飞重量的85%
39

翼载选取
? 持续稳定盘旋:
在Ma0.9和30000ft;V=895ft/s q=357lb/ft2 (要求n=5g)

?持续转弯:转弯过程中飞机保持速度和高度 ?持续转弯角速度通常用飞机在不减速或不掉高度

的飞行条件下持续转弯时的最大过载来表示

?如果保持速度不变,则推力必须等于阻力(假定

推力轴线近似与飞行方向一致),升力必须等于重 量乘以过载
40

翼载选取
在Ma0.9和30000ft;V=895ft/s q=357lb/ft2 (要求n=5g) cD0=0.014假定e=0.6(在高g盘旋时减小)
?推阻关系 T ? D ? qC D S ? 对无弯度翼型,阻力极曲线(Drag Polar)形式为
2 CD ? CD0 ? KCL 其中升致阻力因子 K ? 1 (? Ae)

41

翼载选取
? 持续稳定盘旋:
在Ma0.9和30000ft;V=895ft/s q=357lb/ft2 (要求n=5g) cD0=0.014假定e=0.6(在高g盘旋时减小)
?升重关系

L ? qCL S ? nW CL ? nW (qS )

T qC D 0 W ? n 2 ? ? ? ? ? W W / S S ? q? Ae ?
第5讲P.40对应公式有误! 格斗状态!
42

翼载选取
(T/W )格斗 1 16000 = 0.92( )( )= 0.58 0.85 30000
从A.4-1得到的实际和海平面的值 典型(W格斗 / W0 )

T T W0 T30000 ft ? ( )格斗 = W W0 W格斗 T
?附录A. 4-1

T=30000lb ?条件:Ma0.9和30000ft
43

翼载选取
2 ? ? ? ? 2 ? 52 2 4 ? 5 ? 0.014 (W / S )格斗 ? ?0.58 ? 0.58 ? 44 ?/? ? ? ? 35 ? 0.6 ? ? ? ? ? 357 ? ? ? 3.5 ? 0.6 ? (W / S )起飞 ? 44 / 0.85 ? 52

? 代入

(取负号时值太小)

? 典型(W格斗 / W0 )=0.85
44

翼载选取
问题:按照着陆条件要求W/S=56允许使用多大的T/W?
(W / S )格斗 ? 0.85 ? 56 ? 48 357 ? 0.014 52 式(5.24)(T / W )格斗 ? ? 48( ) ? 0.614 48 357 ? ? ? 3.5 ? 0.6 30000 (T / W )起飞 ? 0.614(0.85)( ) ? 0.98 ( 用这个) 16000

?先前算出的着陆 W/S ≤22.5不合理,而W/S=56为持续稳

定盘旋时所得的翼载荷,也是其他各种约束下的最小值, 所以此处提出“着陆条件”可认为是在考虑最“恶劣”条 件下对T/W的需求 T qC D 0 W ? n2 ? 式(5. 24) ? ? ? ? W W / S S ? q? Ae ?

45

初步确定参数
? 空重系数:(假定为复合材料结构)
-0.1 0.2 0.04 -0.1 0.08 ? -0.02 ? 2.16 W ? 3.5 ? 0.98 ? 56 ? 1.8 表6.1 We / W0 ? ? 0 ? ? ? 0.9 We / W0 ? 1.75W0-0.1 - 0.018

We / W0 ? ( A ? BW0 C1 AC2 (T / W0 )C3 (W0 / S)C4 Mamax C5 )K VS
A
喷气教练机 0

B
4.28

C1
- 0.10

C2
0.10

C3
0.20

C4
- 0.24

C5
0.11

喷气战斗机 军用运输机/ 轰炸机
喷气运输机

- 0.02 0.07
0.32

2.16 1.71
0.66

- 0.10 - 0.10
- 0.13

0.20 0.10
0.30

0.04 0.06
0.06

- 0.10 - 0.10
- 0.05

0.08 0.05
0.05
46

KVS = 可变后掠常数=1.04可变后掠
=1.00固定后略

(英制单位!)

初步确定参数
? 任务段重量比:
? 暖机和起飞 式(6.8) W1 / W0 ? 0.98
?发动机、滑跑和起飞任务段重量比仍采用估算方式

式(6.8)

Wi/W0=0.97~0.99

47

初步确定参数
? 任务段重量比:
? 爬升 式(6.9) Wi ?1 / Wi ? 1.0065 ? 0.0325Ma

W2 / W1 ? 1.0065- 0.0325 (0.9) ? 0.977
?飞机爬升和加速到巡航高度及巡航马赫数(从

Ma=0.1开始)的重量比近似如下
亚音速 Wi ?1 / Wi ? 1.0065 ? 0.0325Ma 超音速

(式6. 9) (式6. 10)

Wi ?1 / Wi ? 0.991 ? 0.007 Ma ? 0.01Ma 2

48

初步确定参数
? 巡航 (假定 Ma=0.9在35000ftBCA/BCM)
V ? 876 ft / s q ? 283lb / ft 2
1 283 ? 0.014 54 ? 54 283? ? 3.5 ? 0.86
巡航状态翼载荷

W / S ? 56 ? 0.98 ? 0.977 ? 54

式(6.13)

L/ D ?

? 10.7

?巡航时升力等于重量条件可得式(6.13)
L 1 ? D qCD 0 ? W 1 W / S S q? Ae
49

初步确定参数
SFC: -A.4-1 部分动力在M=0.9 36000ft 给出C=1.07 -C=1.18 对近似的安装增加10% -C=0.94 采用先进的技术减少20%

50

初步确定参数
SFC: 所以 -(200?6076)(0.94/ 3600) 876?10.7 ? 0.967 式(6.11) W3 / W2 ? e
?由勃列盖(Breguet)航程公式,对喷气式飞机,有式(6.11)

Wi ?1 ? RC ? exp Wi V ( L / D)
V = 速度 (ft/s 或 m/s) C = 单位耗油率 R = 航程 (ft或m) L/D = 升阻比

?任务剖面: 200nm; Ma=0.9; 35000ft ? C的单位在英制中为 1/h
51

初步确定参数
? 加速
? ? W4 ? ? 0.9616 ? 式(6.10)? ? ? W3 ? Ma 0.1?1.4 0.9616 ? ? W4 ? ? ? 0.984 ?? ? W3 ? Ma 0.9?1.4 0.9773 ? W4 ? ? ? 式(6.9) ? ? ? 0.9773? ? W3 ? Ma 0.1?0.9 ?

?如果不是从Ma0.1开始加速,那么用方程(6.9)或

(6.10)对给定的最终Ma所计算的重量比,就应当除以 用方程(6.9)或(6.10)对开始Ma所计算的重量比
52

初步确定参数
? 冲刺
Ma1.4, 35000ft; V=1362ft/s; q=685lb/ft2

W / S ? 56 ? 0.98 ? 0.977 ? 0.967 ? 0.984 ? 51
从图12.31粗略估算

(CD0 )Ma1.4 ? 2 ? (CD0 )亚音速 ? 0.028 (Crude!)

图12.31

53

初步确定参数
SFC:

A.4-1 额定功率 (最大,不加力)C=1.2 ? 增加10%(装机) ? ? C =1.06 减少20%(先进技术) ?
?

54

初步确定参数
( K) 式(12.52) M1.4 ? ( 3.5(1.42 ? 1) 4 ? 3.5 1.4 ? 1-2
2

) cos 40 ? 0.22

中文补充材料的 1 公式有误! 或 e ? ? AK ? 0.414 1 L/ D ? ? 2.55 (!) 685 ? 0.028 51? 0.22 ? 51 685

?超音速时,升阻阻力因子会有所增加,而Oswald系数e在

Ma数1.2时大约减小到0.3~0.5 ?式(12.52)可用于快速估算,但前缘吸力法更优越

K?

A( M 2 ? 1) 4 A M ?1 ? 2
2

cos ? LE
55

初步确定参数
由式(6.11)

W5 / W4 ? e

-(50?6076)(1.06/ 3600) 1362?2.55

? 0.975

(式6. 11) ? RC ? Wi+1 ? exp Wi V ( L / D)

进入格斗!

56

初步确定参数
? 格斗 d=3min
(T / W )格斗 16000 ? 0.98 ? ( ) /(0.98 ? 0.977 ? 0.967 ? 0.984 30000 ? 0.975) ? 0.588

? 格斗飞行阶段通常被规定为,或是在最大功率下的飞行

持续时间(“d”,一般为d=3min),或是在某些飞行高 度和飞行Ma下使用最大功率的格斗转弯数 (参见第2讲示例)

57

初步确定参数
SFC: A.4-1对于最大推力在Ma0.9,20000ft 因装机增加10% 因采用先进技术减少20% :C=1.78
? ? C ? 1.57 ?

58

初步确定参数
W6 / W5 ? 1- ? ??1.57 / 3600 ?? 0.588 ?? 3 ? 60 ? ? ? ? 0.954
? 格斗飞行阶段消耗的燃油重量

等于推力、耗油率和格斗时间
的乘积 ( 公式 6.16 )

Wi ?1 / Wi ? 1 ? C (T / W )(d )

59

初步确定参数
? 武器投放
对于初始的参数确定,忽略重量的减少

? 加速
W8 / W7 ? W4 / W3 ? 0.984

? 冲刺
? 巡航 ? 下滑

W9 / W8 ? W5 / W4 ? 0.975

W10 / W9 ? W3 / W2 ? 0.967

忽略,假定航程计入(即认为下滑阶段未增加航程) 60

初步确定参数
? 待机 E=20min 海平面 ?W / S ?待机 ? 56 ? 0.98 ? 0.977 ? 0.967 ? 0.984 ? 0.975 ? 0.954 ? 0.984
? 0.975 ? 0.967 ? 44
式 (17.13)
V最佳待机 ? 2 ? 44 1 ? 319 ft / s 0.014 ? ? ? 3.5 ? 0.86

?

所以 q=121lb/ft2
? 最佳待机状态时应使L/D最大,需用推力最小,对应的速度为

(17.13)

2W V最小推力或阻力 ? ?S

K CD 0
61

初步确定参数
L/ D ? 1 121? 0.014 44 ? 44 121? ? 3.5 ? 0.86 ? 13

SFC:由A.4-1修正后得: C=0.906 (约Ma0.29)

62

初步确定参数
? 着陆下滑 ? 着陆

W12 / W11 ? e

-

(20?60)(0.906/ 3600) 13

? 0.977

W13 / W12 ? 0.993

W14 / W13 ? 0.995 (式 6.23)
?对喷气式飞机,待机阶段
Wi+1 ? EC ? exp Wi L/ D

?着陆下滑段重量比的经验数据为 0.990~0.995

?着陆和滑回段的经验数据为 Wi+1 / Wi ? 0.992~0.997 (式 6.23)
63

初步确定参数
? 总的任务重量比
W14 / W0 ? 0.98 ? 0.977 ? 0.967 ? 0.984 ? 0.975 ? 0.954 ? 0.984 ? 0.975 ? 0.967 ? 0.977 ? 0.993 ? 0.995 ? 0.7586

? 燃油系数 Wf / W0 ? 1.06(1- 0.7586) ? 0.256
Wx ? 1.06 (1 ? ) ? 第三讲 P. 25 W0 W0
?任务中消耗的燃油= (1 ?
Wx ) W0

Wf

?一般情况下,可假定余油储备和死油占6% ?此处再次忽略了有效载荷的投放!
64

初步确定参数
? 参数确定
由于可变上反角尾翼的影响需要修正空机重量方程: 在初估起飞总重 W0 ? 20000 时, 假定?We ? 200lb 则有 -0.1 ? ? We ? ? 1.75(20000) - 0.018? ? 20000? ? 200 ? 12841lb ??

对于迭代计算中取的其他推测值W推测,用: 式(19.13)

? W0 ? We ? 12841 ? ? 20000 ? ?

0.9

65

初步确定参数
式(19.13)
? W0 ? We ? 12841 ? ? 20000 ? ?
0.9

? We ? We图[

W0 1?C ] W0图

( 19. 13)

? 图—绘制的方案草图 ? 为什么要进行修正? ——We/W0随着起飞重量的 增加有减小的趋势 ? 教材图2.8的空重系数 We/W0与W0关系图

66

初步确定参数
式(19.13)
? W0 ? We ? 12841 ? ? 20000 ? ?
0.9

? 如何进行修正?
? 通过沿着所用拟合曲线斜率,修正按草图算出的飞机空重系数, 就可以找到新空重的一个较好近似值。 ? 对于新假定的起飞重量,对应的空重可通过调整按草图算出的空 重进行估计,如方程式(19.13)所示。 ? C值(不要误认为是耗油率)表示空重系数趋势线的斜率,其值 见第3讲P.16 所给的表

? 此处对战斗机取的典型C值为-0.1,但表3.1所列为-0.13。

W0 1?C We ? We图[ ] W0图

( 19. 13)
67

初步确定参数
? 定参数迭代
Wcrew+payload ? 220 ? (2 ? 200)+400+440=1460lb

?存在载荷投放段的情况下,

改进的参数选择方程:
W0 ? Wcrew ? Wfixed ? Wdropped ? Wfuel ? Wempty
payload payload

或 W0 ? Wcrew We ? Wfixed ? Wdropped ? Wfuel ? ( )W0 W0 payload payload
68

初步确定参数
? 定参数迭代
We W0 ? Wcrew ? Wfixed ? Wdropped ? Wfuel ? ( )W0 W0 payload payload
Wf 5117.7 Wempty 12841.0 W0-calculated 19418.7

W0-guess 20000

19534.9

4998.7 ......

12572.0

19030.6

W0k ? W0k?1 ? q(W0k?1 ?W0k ) (q为修正系数,k为迭代次数)

W0 ? 16480lb

W f ? 0.256 ?W0 ? 4220lb ? 94 ft 3
69

初步确定参数—小结
? 改进的飞机参数选择方法
草图或初始布局 设计目标 机翼几何参数 选择和“e”估算 T/W和W/S

参数选择

S浸湿/S参考 和CD0
发动机的SFC

W i ?1 每一段任务的 W i

.

W0推算
W e 方程 W 0

每一任务段的Wf W0计算

迭代求解

70

初步确定参数—小结
? 另一个可供选择的方法是从假定W0开始,然后减去有 效载荷、乘员重量和计算的燃油重量,得到飞行“需要 的空重”。 ? 把这个结果与统计的“有效的空重”相比较。如果需要 的空重超过有效的空重,则下一次迭代必须增大W0 ? 这一方法在数学上与上面 介绍的方法完全相同,但 对下一次迭代用的W0值的 选择的指导性不如上一种 方法明显
71

布局数据
? 机身:表6.3 L ? 0.93(16480)0.39 ? 41ft ? 492in
?表6.3 即为第6讲
机身长度 =AW0C (ft 或{m}) 喷气教练机 喷气战斗机 军用运输机/ 轰炸机 喷气运输机

A

C

P.4所列表格

0.79{0.333} 0.93{0.389}

0.41 0.39

0.23{0.104}

0.50

0.67{0.287}

0.43
72

布局数据
? 机翼:S = 16480/56=294ft 2 A =3.5 ? ? 0.25 Λ ? 30 式(7.5) 式(7.6) 式(7.7)
b= 3.5 ? 294 ? 32ft=384in
C翼根 ? 2 ? 294 ? 14.7ft ? 176in 32 ?1 ? 0.25 ?
c /4

C翼尖 ? 176 ? 0.25 ? 44in

? (式7.5)
(式7.6) (式7.7)
?1ft=12in

b ? AS C翼根 2S ? b(1 ? ? )

C翼尖 ? ?C翼根
73

布局数据
? 机翼:
式(7.8) C ? 123in 式(7.9) Y ? 76.8in

? C : 平均气动弦(MAC)长
? ?

Y : MAC的展向位置 ?

2 1? ? ? ?2 (式7.8) C ? ( )C翼根 3 1? ? ? b 1 ? 2? (式7.9) Y ? ( ) ( ) 6 1? ?
74

布局数据

? 尾翼:“V”型布局尾翼总面积等于由尾容量系数 Lt ? 200in ) 方法决定的垂尾、平尾所需面积总和(假定
? 尾容量
垂尾 LVT SVT AVT ? bw S w 平尾 AHT ? LHT S HT Cw S w
75

布局数据

? 尾翼:“V”型布局尾翼总面积等于由尾容量系数 Lt ? 200in ) 方法决定的垂尾、平尾所需面积总和(假定
?尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算 ? 对于发动机装在机翼上的飞机,尾翼力臂约为机身

长度的50~55%
?对于发动机安装在后部的飞机,尾翼力臂约为机身

长度的 45~50%
?Lt/L机身= 200/492 ≈ 41 %
76

布局数据
bw S w ? 2? ?垂直尾翼 : S垂尾 ? 0.07 L ? 39 ft ? ? ? t 2 ? ? Svm ? 111 ft Cw S w 2 ? ? 水平尾翼 : S ? 0.4 ? 72 ft 平尾 ? ? Lt ? ?

? 垂尾
SVT ? AVT bw S w / LVT
喷气教练机 喷气战斗机

典型值 平尾AHT 0.70 0.40 垂尾AVT 0.06 0.07

? 平尾
S HT ? AHT Cw S w / LHT

军用运输机/轰炸机
喷气运输机

1.00
1.00

0.08
0.09
77

布局数据
?1 如果尾翼布置在飞机中心线上 Γt ? tan (

俯视图的投影面积作为水平尾翼当量面积使用: Γt ? 28.4 和St真实 ? 111ft 2
bh ? 18.5ft ? 222in (S平尾 )投影 ? 111cos 28 ? 97.6ft 2 ? ? C ? 8.4ft ? 101in ? 翼根 用A ? 3.5 ? =0.25 Λ ? 30 ? c /4 ? C翼尖 ? 25.3in 真实尾翼几何尺寸由图示决定。
bh

39 ) ? 28.4 72

78

发动机
? 发动机尺寸
T=(T/W)W0=0.98×16480=16150.41lb (海平面静推力) A.4-1;100%尺寸确定的发动机T=30000lb L =160in D=44in W=3000lb ? 附录提供的标称发动机

79

发动机
16150.4 SF ? ? 0.538 30000
? ? 0.5 D ? 44(0.528) ? 32in ? 常规喷口发动机 W ? 3000(0.528)1.1 ? 1517lb ? ? L ? 160(0.528) 0.4 ? 125in

? “SF”=实际需要的推力/标称发动机真实推力
0.4 ? L= L (SF) 真实

D ? D真实 (SF) 0.5
1.1 W ? W真实 (SF)

80

发动机
为提供超音速时俯仰操纵(当尾翼接近垂直时),将 使用二元矢量喷管,并使用反推力来缩短着陆距离。这就 要求喷口由圆到方转换,从而使得发动机加长了。

81

发动机
? 捕获面积确定:
由A.4-1在Ma1.8 30000ft, m ? 270lbm / s(流量) 按缩比系数缩比: m ? 0.538 ? 270 ? 145.3lbm / s 图10.13 Ac /m =3.8 (Ma1.8) 所以Ac=3.8×145.3=552in2

82

起落架
? 轮胎尺寸
Ww ≈0.9×16480/2=7416 主起 D =1.59(7416)0.302 =23in W =0.098(7416)0.467=6.3in 前起: D ? 18in ?
? 主起的80% W ? 5in ?

?主轮胎约承受飞机总重的90%
? 前轮胎的尺寸可假定大致为主轮胎的60~100%
直径 A 英制: B A
B 主轮直径或宽度(in.) = AWw

宽度 B

运输机/轰炸机
喷气战斗机/教练机

1.63
1.59

0.315
0.302

0.1043
0.0980

0.480
0.467
83

三面图

84

油箱
要求:Wf=0.256×16480≈4220lb
假定:机翼整体油箱(85%可用容量) 机身软油箱 (83%可用容量) 由图上量取的容积
? 61 ft 3 在X ? 275in ?总的: 机翼 ? 3 可用的: 61 ? 0.85 ? 52 ft ? 2334lb ? ? ? 38 ft 3 在X ? 240in ?总的: 前机身 ? 3 可用的: 38 ? 0.83 ? 28 ft ? 1257lb ? ? ? 32 ft 3 在X ? 295in ?总的: 后机身 ? 3 可用的: 32 ? 0.83 ? 26.5 ft ? 1189lb ? ?

85

油箱
燃油重心 (Xcg=265in 要求靠近飞机重心) 机翼 2334 @275in 前机身 1257 @240in 后机身 1189 @295in 总:4780lb@271in 太多!太靠后! 减少后机身油箱的燃油 机翼 2334 @275in 前机身 1257 @240in 后机身 629 @295in 总:4220lb@267in (正好!)
86

图测气动数据
? 浸湿面积:
? 机翼 Aexp=215ft2 S湿=215(1.977+(0.52×0.06))=432ft2 ? 尾翼 Aexp=90ft2 S湿=90(1.977+(0.52×0.06))=181ft2
? t / c ? 0.05 :

S浸湿 ? 2.003 A外露 t / c ? 0.05 : S浸湿 ? A外露 [1.977 ? 0.52 (t / c) ]
87

图测气动数据
? 机身:
从图上测量的周长
X -37 35 118 215 275 周长 0(in) 114 184 174 216 座舱起始位置X=73 机翼起始位置X=185 (222进气口位置) 座舱终止位置X=240 说明

340 450
505

212 164
150

机翼终止位置X=370

88

图测气动数据
? 机身浸湿面积图

89

谢 谢!
90


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