第五讲 主要参数选择.ppt

单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,单击此处编辑母版标题样式,*,主要参数选择,飞机设计研究所,航空科学与工程学院,飞机总体设计,第五讲,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,1,5.1.1 飞机设计参数,本章所讨论的飞机设计参数，是指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的那些参数。,起飞重量,W,TO,（,Take-off gross weight,，也即第三讲中的,W,0,）、,翼面积,S(Swing,area),起飞推力,T,TO,(Take,-off Thrust,，也即第三讲中的,T),或起飞功率,P,TO,(Take,-off power),2,5.1.1 飞机设计参数,相对参数,起飞推重比,(Take-off Thrust-weight Ratio),起飞翼载,(Take-off wing loading),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，单位机翼面积所需支承的飞机重量。,3,5,.1.2,飞机设计参数选择要点,原始数据,-,飞机设计要求中列出了飞机的有用载荷表和飞行性能数据，据此，我们便知道了飞机的有用载重,W,PL,(payload,weight),和飞行性能数据，这便是飞机设计参数选择的原始数据。,飞机设计参数估算的任务,-,在于根据给定的原始数据，去寻求那些能够很好地满足已定的设计要求的设计参数值。,4,5,.1.2,飞机设计参数选择要点,估算的方法因设计公司各异,，这些方法的差别主要表现在,：,原始数据的来源不同（统计的，实际值和理论值）；,解法的起点、步骤的不同；,某些过程处理方法的细节不同。,5,5,.1.2,飞机设计参数选择要点,凡是利用统计资料，参照原准机，主要依靠经验进行飞机设计参数估算的方法，称之为,“原准统计法”。,凡是利用统计数据或实际结果作为原始数据，而主要以数学解析或数学规划方法求解，则称之为,统计分析,法,。,6,5.1.3,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,7,5.1.3,推重比,用曲线拟合,8,5.1.3,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，某些对巡航效率要求较高的飞机，可按下式估算推重比,9,5.1.3,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,对于螺旋浆飞机,(L/,D)cr,=(L/,D)max,。,对于喷气飞机,(L/,D)cr,=0.866(L/D)max,。,一般飞机开始巡航时的重量,Wcr,/W,TO,=0.956,。,一般飞机巡航时,装有轮喷气发动机飞机,Tcr,/T,TO,=0.40,0.70,。,涡轮螺浆飞机,Tcr,/T,TO,=0.60,0.80,。,高内外涵道比涡轮风扇发动机,Tcr,/T,TO,=0.20,0.25,。,低内外涵道比涡轮风扇发动机,Tcr,/T,TO,=0.40,0.70,。,活塞式发动机飞机,Pcr,/P,TO,=0.75,。,10,5.1.4,翼载,翼载指的是起飞的翼载，机翼面积是参考面积（不使外露面积）,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,-,首先估算翼载值或得出满足某一些性能的翼载和推重比的函数关系，随之确定出满足与不满足某些性能的界限线，用来选择设计参数。,11,5.1.4,翼载,失速速度,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（,V,Stall,）和最大升力系数（,C,Lmax,）状态，飞机的重量与升力平衡,12,5.1.4,翼载,明确几点,进场速度,=k,。失速速度（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（总量低于,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%,13,5.1.4,翼载,14,5.1.4,翼载,例如，对螺旋浆式飞机规定,:,VStall,93KM/h(,襟翼全放下,),VStall,111KM/h,（收起襟翼）,15,5.1.4,翼载,起飞距离,V,to,=1.1Vstall,据统计,S,TO,=1.66*S,TOG,16,5.1.4,翼载,飞机的起飞距离确定于如下因素：,1,、起飞重量,W,TO,2,、起飞速度,V,TO,3,、推重比 （或功率重量比 及螺旋桨特性）,4,、空气阻力,C,DG,5,、地面摩擦系数,G,6,、驾驶员的技术。,17,5.1.4,翼载,TOP,或,平衡场长：多发飞机，单台失效，可能最坏情况下机场安全距离。,喷气式,18,5.1.4,翼载,螺旋桨飞机：,喷气飞机：,起飞高度的空气密度与海平面空气密度的比值,19,例如：,某喷气客机，设计要求中规定：,1,）,S,TO,1524M;,2)H=2500M,（标准大气），,=0.786,20,5.1.4,翼载,着陆距离,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,S,LG,(landing ground roll),。按,FAR23,规定：以进场速度,V,A,(Approach,speed),滑翔，越过,15.24M,高度直到以着陆速度触地，飞机越过的机场长度与着陆滑跑距离之和称为着陆距离,S,L,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,21,5.1.4,翼载,飞机的着陆距离确定于如下因素：,1,、着陆重量,WL,2,、着陆速度,VA,3,、着陆装置的设置情况,4,、飞机的低速特性,5,、飞行员的技术,22,5.1.4,翼载,着陆,距离,S,L,可,按下,式计算,-,空气密度比,Sa-,越障距离,为了安全,，,FAR25,规定,S,L,=S,L,（计算值）,1.67,使用逆推力装置时,S,L,=S,L,（计算值）,0.66,23,5.1.4,翼载,对大多数螺桨飞机和喷气教练机，飞机着陆重量,WL,应近于起飞重量,。,一般的飞机应为,WTO,的,85%,。,对军用机,，应以,起飞重量减去,50%,的燃油重量做为着陆重量,在,FAR,中,，,考虑到驾驶员的驾驶技术不同,，,和可能遇到的一些变化情况，规定了一个安全的机场长度,SFL,，其值为,SFL=SL/0.6,。,有时在设计要求中给定,SFL,的具体数据,24,5.1.4,翼载,巡航速度,巡航速度也是一种平飞速度，其算式为,:,设计要求中已规定了巡航速度（或巡航,M,数）和巡航高度，那么,q,值就是已知的。如果再知道,CD0,、,A,、,e,各值，就可按该式表达出起飞翼载和推重比的关系式,25,5.1.4,翼载,机翼展弦比,A,已在部件参数选择时选定,获初步选择统计值,升力效率系数,e,（,Oswards,efficiency factor,），在巡航状态下可近似取为,e=0.6-0.85,，或按经验公式计算：,后掠：,直机翼 （,1.78 0.64,）,零升阻力系数,C,DO,的确定，可按飞行力学中介绍的方法估算。或统计分析方法。,26,5.1.4,翼载,最大航程的翼载,螺旋桨飞机：,喷气飞机,待机续航翼载,螺旋桨飞机：,喷气飞机,27,5.1.4,翼载,例如,一架喷气客机：,1,）,WTO=4536 kg,2),巡航,M,数,M=0.9,3),巡航高度在海平面,4,）考虑压缩性影响,28,5.1.4,翼载,根据,WTO,值，由图查得浸湿面积,SWet,=97.55 M2,29,5.1.4,翼载,30,31,5.1.4,翼载,按统计选择一参考翼载为,293,（,kg/M2),，从而可知参考机翼面积,sref,=15.5M2,计算,C,Do,值,按统计数据估计压缩性的影响，,32,5.1.4,翼载,机翼平面参数的统计，设,A=5,，,e=0.8,绘制 与 关系曲线图,33,5.1.4,翼载,34,5.1.4,翼载,转弯率,某些战斗机的战术技术要求中规定了对飞机转弯率 或 的要求。这是考虑到飞机在发射空,-,空导弹时，飞机能否迅速、准确地转向目标，并发射成功。对于进行空中机炮互射时，具有较大转弯率的飞机，就能够利用高转弯率飞到敌机后方的有利攻击位置。一般说来，最好的转弯率为每秒,20,35,5.1.4,翼载,如果转弯过急，飞机阻力增加很多，会使飞行速度下降和飞行高度降低，这种情况的转弯率称为,瞬时转弯率,（,Instantaneous Turn Rate),。,如果飞机的推力能充分满足转弯过程中保持速度和高度的需求，这时的转弯率称为,稳定转弯率,(Sustained Turn Rate),。,36,5.1.4,翼载,瞬时转弯,如果计算出的载荷因数,n,值大于设计规范的规定值，那么我们将认为规定值为极限值。翼载的要求值可由下式解出：,37,5.1.4,翼载,在概念设计阶段，战斗时最大可用升力系数可取为,0.6,0.8,（只有简单的前缘襟翼）。如果战斗机具有较复杂的前、后缘襟翼系统，最大可用升力系数可取为,1.0-1.5,。值得注意的是，这时飞机的总重，由于燃油的消耗，一般可近似取为,W,TO,的,85%,。,38,5.1.4,翼载,稳定转弯,如果式中根号项为负值，则方程无解。这时不考虑翼载，而按给定的,n,值，用下式计算：,39,5.1.4,翼载,例如：,求瞬时转弯时的翼载。战术技术要求规定：,1.=20/sec,2.V=180 M/sec,3.H=6096 M,4.q=1084 kg/M2,设,CLmax,=1.4,40,5.1.4,翼载,将,n=6.5,代入式可得战斗时翼载值为,kg/M,2,由统计,故,kg/M,2,41,5.1.4,翼载,绘制 和 曲线,（若,C,Lmax,=1.8,时，,=353 kg/M,2,；,C,Lmax,=2.0,时,=392 kg/M,2,）,42,5.1.4,翼载,爬升和下降,爬升率 垂直速度（,ft/,min,m,/min),计算时（,m/s,，,ft/s,）,爬升梯度,=,垂直距离,/,水平距离,将阻力代入上式,43,5.1.4,翼载,得到翼载,可得,（,T/W=0 G,取负值可计算规定下滑角需要的翼载）,44,5.1.5,(W/S),TO,和,(T/W),TO,的选择,5.1.5,(W/S),TO,和,(T/W),TO,的选择,根据飞机设计要求，应用了飞行力学的理论和对现有飞机的一些统计数据，寻求满足某项设计要求的翼载（,W/S,）,TO,和推重比（,T/W,）,TO,的函数关系式，并在平面座标上绘制出相应的曲线。,在曲线的一边为可选区域，即所选的（,W/S,）,TO,和（,T/W,）,TO,值能满足某项性能；另一边为不可选区。,如果把各项设计要求的翼载与推重比的关系曲线界限线绘制在同一座标平面上，即成为综合界限图。,它是一个寻求满足各项要求的翼载和推重比的可选平面域。这一可选平面域的可选区与不可选区形成的边界线，是一种满足各项设计要求的（,W/S,）,TO,与（,T/W,）,TO,函数关系的综合曲线，,45,5.1.5,(W/S),TO,和,(T/W),TO,的选择,46,5.1.5,(W/S),TO,和,(T/W),TO,的选择,一般情况下应考虑以下几个原则：,应选择靠近可选域底部的值，这样可使结构重量下降和有用载重增大。,不能选择太低的 值，它将会增加重量和成本。,应对设计要求进行综合分析，要多照顾主要的设计要求，应稍离开界限线，以留有充足的裕量。,47,5.2,起飞重量估算,5.2.1,起飞总重,WTO,估算的统计分析法,48,5.2.1,起飞总重,WTO,估算的统计分析法,其中：,W,PL,为有用载重，它包括乘员组、旅客、随身行李、货物、机上服务用品。对军用机包括弹药、炸弹和外挂可投掷或发射的武器弹药。,W,F,为飞机的燃油重量，它包括试车、暖机、任务用油或备用油量等。,W,E,为空机重量，它包括飞机结构壳体重量、飞机各运行系统、飞机仪表设备、电气设备、发动机重量和保证发动机运行的一些系统的重量。对军用机还包括固定武器、挂弹架、发射架等重量。,49,50,51,5.2.2,燃油重量的估算,参见第三讲,52,53,54,5.2.2,燃油重量的估算,例题 某喷气客机总重的估算,有用载重：,150,名乘客（,79kg/,人，行李,14kg/,人）,2,名驾驶员和,3,名服务员（,79kg/,人，行李,14kg/,人）；,航程：,2780KM,；巡航高度：,10.60KM,；,巡航速度：在巡航高度上,M=0.82,；爬升：以,W,TO,重量，可直接爬升到巡航高度；,起飞和着陆：按,FAR25,规定机场跑道长度为,1524M,，着陆重量为起飞重量的,85%,；,客舱增压：,10.60KM,高度的客舱压力，相当于,1524M,高度的大气压力；,动力：二台涡轮风扇发动机。,55,5.2.2,燃油重量的估算,56,5.2.2,燃油重量的估算,1,确定有用载荷：,（,Kg),2,设定一个,W,TO,的可能值：,参考如下统计资料,飞机名称,W,PL,(Kg,),W,TO,(Kg,),V,cr,航程,(Kg),Boeing737-300,15876,61235,3002,McDD,DC9-80,17237,63503,M=0.8,3706,Airbus,A320,19051,65771,5003,设,W,TOg,=59000 kg,57,3,计算,W,F,1,发动机启动，暖机,0.990,2,滑行,0.990,3,起飞,0.995,4,爬升到巡航高度,0.980,5,巡航,0.909,6,留空,0.967,7,下降,0.990,8,进场地，并下降,0.965,9,着陆，滑行，关车,0.992,58,5.2.2,燃油重量的估算,4,按下式计算,W,E,的试算值：,Kg,5,曲线查得,W,to We,：,Kg,按下式进行判别：,Kg(,为,W,E1,的,2.45%),该值大于,0.5%,W,E,，需重复迭代。,59,5.2.2,燃油重量的估算,6,迭代计算,W,TO,的新设定值,Kg,新,60,为此可继续迭代直到,，本例迭代结果是：,Kg,Kg,；,Kg,Kg,5.2.2,燃油重量的估算,61,复 习 题,你怎样理解,W/S,T/W,这两个复合设计参数的物理含义？,你怎样认识综合界限线围成的可选平面域及其边界综合曲线？,有关飞机起飞和着陆状态的分析，你认为哪些设计因素最重要？,62,谢 谢！,63,