完全2飞行器设计.pptx

客机参数结构大多数飞机由五个主要部分组成：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置。机翼 提供升力，以支持飞机在空中飞行，也起一定的稳定和操纵作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼。操纵副翼可使飞机滚转；放下襟翼能使机翼升力系数增大。另外，机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。机翼有各种形状，数目也有不同。在航空技术不发达的早期为了提供更大的升力，飞机以双翼机甚至多翼机为主，但现代飞机一般是单翼机。在机翼设计的过程当中，经常提到的一个矛盾是飞机的稳定性和操作性两个方面，上单翼飞机好像提起来的塑料袋，他非常的稳定，但是操作性稍微差一点；下单翼飞机好像托起来的花瓶，操作性很灵活，但是稳定性就稍微逊色一点。所以民用飞机一般采用上单翼设计，而表演用途或者其他对操作性要求高的的飞机都采用下单翼设计。机身机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备；还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。但是飞翼是将机身隐藏在机翼内的。尾翼尾翼包括水平尾翼（平尾）和垂直尾翼（垂尾）。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成（某些型号的民用机和军用机整个平尾都是可动的控制面，没有专门的升降舵）。垂直尾翼则包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的主要功用是用来操纵飞机俯仰和偏转，以及保证飞机能平稳地飞行。起落架起落架起落装置又称起落架，是用来支撑飞机并使它能在地面和其他水平面起落和停放。陆上飞机的起落装置，一般由减震支柱和机轮组成，此外还有专供水上飞机起降的带有浮筒装置的起落架和雪地起飞用的滑橇式起落架。它是用于起飞与着陆滑跑、地面滑行和停放时支撑飞机。一般的飞机起落架有3个支撑点，根据这三个支撑点的排列方式，往往分为前三角起落架和后三角起落架。其中，前三角起落架指前面一个支撑点，后面两个支撑点的起落架形式，使用此类起落架的飞机往往静止时仰角较小，在起飞时很快就可以达到很高的速度，当速度达到一定的值时，向后拉起操纵杆，压低水平尾翼，这时前起落架会稍稍抬起，瞬间机翼的两面风速差达到临界，飞机得到足够的升力后即可起飞；后三角起落架采用的是前面两个支撑点，后面一个支撑点的形式，使用此类起落架的飞机往往静止时仰角较大，当飞机在跑道上达到一定的速度的时候，机翼两面的风速差即可达到一个临界，此时后起落架会被抬起，驾驶员继续推油门杆，同时向后拉操作杆以控制飞机平衡，当速度达到一定的值时，飞机即可起飞。其他其他的如鸭翼式结构，由后置的主机翼与可以理解成前置水平尾翼的鸭翼构成。也就是用鸭翼来控制飞机的仰角，水平尾翼的位置是鸭翼结构的主翼，来控制飞机的横滚。无尾结构，受益于矢量推力发动机的无尾结构飞机，只有一个多是三角形的主翼，没有控制仰角的水平尾翼和鸭翼。靠发动机推力矢量方向变化来控制飞机的仰角。三翼面结构，同时有主翼、水平尾翼、鸭翼的飞机。操作性能更高。双垂直尾翼结构，目前战斗机多用的结构，踩舵时可以让飞机不用更滚就转向。飞机初始总体参数与方案设计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方案设计的任务和过程2.2 重量估算重量估算2.3 飞机升阻特性估算飞机升阻特性估算2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载2.5 总体布局形式的选择（方案设计）总体布局形式的选择（方案设计）2.6 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响隐身性能对飞机气动布局的影响方案设计的主要任务是方案设计的主要任务是确定如下飞机总体参数：确定如下飞机总体参数：起飞总重起飞总重 W；推重比推重比 T/W；翼载翼载 W/S；最大升力系数；最大升力系数；零升阻力系数。零升阻力系数。第二章第二章 飞机初始总体参数与方案设计飞机初始总体参数与方案设计2.2 2.2 重量估算重量估算 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、空重、任务油重的方法。该方法适用于如下12种飞机：自制螺旋桨飞机；单发螺旋桨飞机；双发螺旋桨飞机；农业飞机；公务机；涡轮螺旋桨支线飞机；喷气运输机；军用教练机；战斗机；军用巡逻机，轰炸机和运输机；水陆两用飞机；超音速巡航飞机。2.2.1 方法的概述方法的概述“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，起飞总重或假定为设计重量。egeg：反潜机：反潜机1.1.设计要求设计要求2.2.方案方案草图的设计设计3.3.升阻比的估算升阻比的估算4.4.起飞重量起飞重量5.5.权衡的分析权衡的分析6.6.最后总结最后总结1.1.反潜机设计要求反潜机设计要求2.2.方案草图设计方案草图设计3.3.升阻比的估算升阻比的估算4.4.起飞重量的确定起飞重量的确定5.5.权衡分析权衡分析(航程航程)6.6.总结总结2.3 2.3 飞机升阻特性估算飞机升阻特性估算2.3.1 确定最大升力系数确定最大升力系数 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。2.3 2.3 飞机升阻特性估算飞机升阻特性估算 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 2.3 飞机升阻特性估算飞机升阻特性估算2.3.2 确定零升阻力系数确定零升阻力系数 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）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力，对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“当量蒙皮摩擦阻力系数（Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。式（2.3.1）给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式，公式中的当量蒙皮摩擦阻力系数Cfe可从表（2.3.2）中查取。2.3 2.3 飞机升阻特性估算飞机升阻特性估算式中：S飞机浸湿面积；S参考飞机参考面积。3.根据保证平飞状态的统计确定推重比 飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在飞机上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升阻比L/D的倒数，即：(2.4.2)4.根据爬升性能确定推重比 爬升段的推重比可用式（2.4.3）来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。(2.4.3)2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载5.根据起飞滑跑距离确定推重比 除非特别指明，均认为起飞时地面为硬质跑道（混凝土地面或柏油路面）。起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出，这些要求因飞机而异（图2.4.1和图2.4.2）。图2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义图2.4.2 民机起飞距离的定义 通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，但是用下式可以足够精确地算出滑跑距离值：2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载 因为飞机的战术技术要求中给出了飞机的起飞滑跑距离值，所以可以根据下式解出推重比:6.根据最大平飞速度确定推重比 飞行的速度增大时，飞机的阻力将增大。克服阻力需要用推力，所以飞机的需用推力值就是飞机的实际阻力值D，最大可用推力减去阻力D或者减去需用推力，所得的剩余推力为：T=T-D=T可用-T需用 速度愈接近最大，剩余推力就愈小，直到这最大剩余推力等于零，此时的速度即为最大平飞速度。2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载 由最大评飞速度可以得出推重比的表达式：7.推重比的选取 根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比，飞机的推重比取其中的最大值。2.4.2 确定翼载荷（确定翼载荷（W/S）翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。对确定飞机起飞总重也有很大影响。2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载 表2.4.4给出了有代表性的翼载。在设计过程中，利用这些参数，可提供参考，也可检验设计的结果。1.根据失速速度确定翼载 飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。在设计过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载。2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载 通过下式2.4.12可求出达到给定失速速度和某一特定最大升力系数所需要的翼载。（2.4.12）2.根据起飞距离确定翼载 起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。式（2.4.13）和式（2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。（2.4.13）（2.4.14）2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载3.根据机动过载确定翼载 飞机的机动性能主要反映在一定高度、速度下的过载系数n，机动性能的好坏依赖于飞机的最大升阻比与发动机推力。式（2.4.15）给出了给定过载系数时所允许的最大翼载。（2.4.15）4.根据升限确定翼载 升限分为理论升限和实用升限两种。理论升限是指在给定发动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。实用升限是指在给定飞机重量和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚音速飞行最大爬升率为0.5m/s时的飞行高度；超音速飞行最大爬升率为5m/s时的飞行高度。2.4 2.4 确定推重比和翼载确定推重比和翼载 给定升限高度后，查国际标准大气表可以得到升限高度上的空气密度，根据式（2.4.16）可以求得满足升限的翼载。（2.4.16）5.根据航程确定翼载 为了达到最大的航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。螺旋桨飞机：喷气式飞机：2.5 2.5 总体布局形式的选择（方案设计）总体布局形式的选择（方案设计）当设计一种新的飞机时，几乎总要遇到如何选择其总体型式的问题。这实际上就是飞机概念设计阶段的开始，完全用解析的方法来选择飞机的型式是不可能的。但是在已有的方案和准备采用的方案的范围内，从评价准则和满足给定的设计要求及战术技术要求的观点来看，可以建立起一定形式的求解最优方案的方法。所有的各种各样的飞机总体型式在一定程度上都可能是可行的方案。在图2.5.1中介绍了从低速到现代超音速和高超音速飞机型式的总体布局型式。图2.5.1 已有的飞机总体布局型式2.5 2.5 总体布局形式的选择（方案设计）总体布局形式的选择（方案设计）2.6 2.6 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择 飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。全机气动特性取决于各承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形状。机翼是主承力面，它是产生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是辅助承力面，主要用于保证飞机的安定性和操纵性。根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助面的多少，有以下几种气动布局形式：正常式布局，水平尾翼在机翼之后；鸭式布局，水平前翼在机翼的前面；无尾或“飞翼”，飞机只有一对机翼；三翼面布局，机翼前面有水平前翼，机翼后面有水平尾翼。2.6 2.6 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择2.6.1 正常式布局正常式布局 多数战斗机都采用正常式布局。现代战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大迎角特性（如图2.6.1所示）。图2.6.1 正常式布局飞机2.6 2.6 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择2.6.2 鸭式布局鸭式布局 随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设计得比较大（相对面积815）并靠近机翼构成所谓近耦合鸭式布局已成为现实。（如图2.6.2所示）。图2.6.2 近距耦合鸭式布局2.6 2.6 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择2.6.4 三翼面布局三翼面布局图2.6.4 三翼面布局典型机种2.6 2.6 飞机气动布局的选择飞机气动布局的选择2.6.3 无尾式布局无尾式布局 由于无尾飞机没有前翼和平尾，其飞机的纵向操纵和配平仅靠机翼后缘的升降舵来实现（如图2.6.3所示）。图2.6.3 无尾飞机机种