示例篇演示教学.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,*,示例篇,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,1,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,2,设计要求,任务剖面,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）,3,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,Ma1.8,（,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,在,350kts 20000ft,瞬时盘旋,4,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,5,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,6,机翼的几何参数,展弦比的由来,（第三讲,P.22,）,：,等效展弦比,=,aMa,c,max,a,C,喷气教练机,4.737,-0.979,喷气战斗机（格斗）,5.416,-0.622,喷气战斗机（其它）,4.110,-0.622,军用运输,/,轰炸机,5.570,-1.075,喷气运输机,7.50,0,等效展弦比,=,aMa,c,max,a,C,喷气教练机,4.737,-0.979,喷气战斗机（格斗）,5.416,-0.622,喷气战斗机（其它）,4.110,-0.622,军用运输,/,轰炸机,5.570,-1.075,喷气运输机,7.50,0,7,机翼的几何参数,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,LE,）小于马赫锥角，使其处于亚音速前缘状态,Ma=1.4-,马赫锥角,45.6,8,机翼的几何参数,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,9,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。,机翼的几何参数,与,F-16,比较表明,跨音速上仰,！改为：,（所以 ）,10,机翼的几何参数,与,F-16,比较表明,跨音速上仰,！改为：,（所以 ）,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,40,11,机翼的几何参数,选取：尖削,比,=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,0.40.5,大部分后掠机翼的尖削比大约为,0.20.3,右图可作为参考,12,机翼的几何参数,选取：翼型相对厚度,t/c,=6%,翼型：,64,A,006,（初始的）,根据设计,Ma,初选翼型相对厚度,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。,13,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。,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%,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。,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%,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,16,发动机数据,附录,A.4-1,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,。,加力式涡轮风扇发动机特性,17,发动机数据,附录,A.4-1,加力式涡轮风扇发动机特性,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,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,。,高涵道比涡扇发动机特性,23,发动机数据,附录,A.4-1,高涵道比涡扇发动机特性,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,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.9,27,翼载选取,失速：,V,进场,130kts=220ft/s,V,失速,V,进场,/,1.2,=183ft/s,W/Sqc,Lmax,在失速时,图,5.3,c,Lmax,1.5+0.3,（前缘襟翼）,1.8,所以,W/S,721lb/ft,2,（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,）,28,翼载选取,失速：,.,图,5.3,c,Lmax,1.5+0.3,（前缘襟翼）,1.8,所以,W/S,72 lb/ft,2,（海平面）,29,翼载选取,失速：,.,图,5.3,c,Lmax,1.5+0.3,（前缘襟翼）,1.8,所以,W/S,72 lb/ft,2,（海平面）,30,着陆：,由式,5.11,s,着陆滑跑,=80,W/S,（）,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）,s,着陆滑跑,=80,W/S,（）,+,S,a,(ft),（式,5.11,）,=5,W/S,（）,+,S,a,(m),起飞高度的空气密度与海平面空气密度的比值,S,a,=1000ft350m,（客机类，,3,度下滑航迹）,=600ft183m,（通用航空类，无动力进场）,=450ft137m,（短距起落，,7,度下滑航迹）,翼载选取,31,起飞,图,5.4,TOP,80,式,5.9,起飞参数TOP 或,式,5.9,翼载选取,32,巡航：,表,12.2,C,fe,=0.0035,假定,S,wet,/,S,ref,4,所以,C,D0,0.014,（,式,12.23,）,蒙皮摩阻当量系数,C,fe,（第五讲中的,C,f,）,S,wet,/,S,ref,（教材图,2.15),翼载选取,33,巡航：,公式,12.50,升力效率系数（,Oswald,翼展效率系数）,e,:,（前缘后掠角大于,30,度）,翼载选取,34,巡航：,在,Ma0.9,和,35000ft,（假定,BCM/BCA,）,q=284 lb/ft,2,所以,（,W,1,/W,0,和,W,2,/W,1,使用典型值）,喷气式飞机最大航程对应的翼载荷,翼载选取,35,翼载选取,巡航：,在,Ma0.9,和,35000ft,（假定,BCM/BCA,）,q=284 lb/ft,2,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,36,翼载选取,瞬时转弯：在,350kts,和,20000ft,，,q,=222lb/ft,2,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/s,2,1kts=1nm/h=0.514m/s=1.6878ft/s,!,37,翼载选取,假定,c,Lmax,机动,1.4,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,W,0,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%,38,翼载选取,持续稳定盘旋：,在,Ma0.9,和,30000ft,；,V,=895ft/s,q,=357lb/ft,2,(,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,39,推阻关系,对无弯度翼型，阻力极曲线（,Drag Polar,）形式为,其中升致阻力因子,翼载选取,在,Ma0.9,和,30000ft,；,V,=895ft/s,q,=357lb/ft,2,(,要求,n=5g),c,D0,=0.014,假定,e,=0.6,（在高,g,盘旋时减小）,40,翼载选取,持续稳定盘旋：,在,Ma0.9,和,30000ft,；,V,=895ft/s,q,=357lb/ft,2,(,要求,n=5g),c,D0,=0.014,假定,e,=0.6,（在高,g,盘旋时减小）,升重关系,格斗状态！,第,5,讲,P.40,对应公式有误！,41,翼载选取,从,A.4-1,得到的实际和海平面的值,附录,A.4-1,T,=30000lb,条件：,Ma0.9,和,30000ft,42,翼载选取,代入,（取负号时值太小）,43,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,？,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,44,初步确定参数,空重系数,：,（,假定为复合材料结构）,表,6.1,A,B,C,1,C,2,C,3,C,4,C,5,喷气教练机,0,4.28,-0.10,0.10,0.20,-0.24,0.11,喷气战斗机,-0.02,2.16,-0.10,0.20,0.04,-0.10,0.08,军用运输机,/,轰炸机,0.07,1.71,-0.10,0.10,0.06,-0.10,0.05,喷气运输机,0.32,0.66,-0.13,0.30,0.06,-0.05,0.05,K,VS,=,可变后掠常数,=1.04,可变后掠,=1.00,固定后略,VS,C,max,C,0,C,0,C,C,0,0,e,)K,Ma,S),/,(W,),W,/,(T,A,BW,A,(,W,/,W,5,4,3,2,1,+,=,（英制单位！）,45,初步确定参数,任务段重量比：,暖机和起飞 式（,6.8,）,发动机、滑跑和起飞任务段重量比仍采用估算方式,式（,6.8,）,W,i,/W,0,=0.970.99,46,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,初步确定参数,任务段重量比：,爬升,式（,6.9,）,47,初步确定参数,巡航 （假定,Ma=0.9,在,35000ftBCA/BCM,）,巡航时升力等于重量条件可得式（,6.13,）,式（,6.13,）,巡航状态翼载荷,48,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%,49,初步确定参数,SFC:,所以,式（,6.11,）,由勃列盖（,Breguet,）航程公式，对喷气式飞机，有式（,6.11,）,任务剖面：,200nm,；,Ma=0.9,；,35000ft,C,的单位在英制中为,1/h,V,=,速度,(ft/s,或,m/s),R,=,航程,(ft,或,m),C,=,单位耗油率,L/D,=,升阻比,由勃列盖（,Breguet,）航程公式，对喷气式飞机，有式（,6.11,）,任务剖面：,200nm,；,Ma=0.9,；,35000ft,C,的单位在英制中为,1/h,V,=,速度,(ft/s,或,m/s),R,=,航程,(ft,或,m),C,=,单位耗油率,L/D,=,升阻比,50,初步确定参数,加速,式（,6.10,）,式（,6.9,）,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,51,初步确定参数,冲刺,Ma1.4,35000ft;V=1362ft/s;q=685lb/ft2,从,图,12.31,粗略估算,（,Crude,！）,图,12.31,52,SFC,：,A.4-1,额定功率（最大，不加力）,C,=1.2,增加,10%,（装机）,减少,20%,（先进技术）,初步确定参数,53,初步确定参数,式（,12.52,）,或,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,0.30.5,式（,12.52,）可用于快速估算，但前缘吸力法更优越,中文补充材料的公式有误,!,54,由式,(6.11),初步确定参数,进入格斗！,55,初步确定参数,格斗,d,=3min,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）,56,SFC:A.4-1,对于最大推力在,Ma0.9,，,20000ft,：,C,=1.78,因装机增加,10%,因采用先进技术减少,20%,初步确定参数,57,初步确定参数,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,）,58,武器投放,对于初始的参数确定，忽略重量的减少,加速,冲刺,巡航,下滑,忽略，假定航程计入（即认为下滑阶段未增加航程）,初步确定参数,59,初步确定参数,待机,E=20min,海平面,式,(17.13),所以,q,=121lb/ft,2,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,）,60,SFC,：由,A.4-1,修正后得：,C,=0.906,(,约,Ma0.29),初步确定参数,61,对喷气式飞机，待机阶段,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,初步确定参数,着陆下滑,着陆,62,初步确定参数,总的任务重量比,燃油系数,第三讲,P.25,任务中消耗的燃油,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！,第三讲,P.25,任务中消耗的燃油,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！,63,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 时，假定,则有,对于迭代计算中取的其他推测值,W,推测，,用：,式（,19.13,）,64,初步确定参数,式（,19.13,）,图,绘制的方案草图,为什么要进行修正？,W,e,/W,0,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,W,e,/W,0,与,W,0,关系图,65,初步确定参数,式（,19.13,）,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,。,66,初步确定参数,定参数迭代,存在载荷投放段的情况下，,改进的参数选择方程：,67,初步确定参数,定参数迭代,W,0-guess,W,f,W,empty,W,0-calculated,20000,5117.7,12841.0,19418.7,19534.9,4998.7,12572.0,19030.6,.,（,q,为修正系数，,k,为迭代次数）,68,初步确定参数,小结,草图或初始布局,S,浸湿,/S,参考,和,C,D0,发动机的,SFC,设计目标,机翼几何参数,选择和“,e,”,估算,T/W,和,W/S,每一段任务的,.,W,0,推算,每一任务段的,W,f,W,0,计算,参数选择,迭代求解,改进的飞机参数选择方法,69,初步确定参数,小结,另一个可供选择的方法是从假定,W,0,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,W,0,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,W,0,值的,选择的指导性不如上一种,方法明显,70,布局数据,机身：,机身长度,=,AW,0,C,(ft,或,m),A,C,喷气教练机,0.790.333,0.41,喷气战斗机,0.930.389,0.39,军用运输机,/,轰炸机,0.230.104,0.50,喷气运输机,0.670.287,0.43,表,6.3,即为第,6,讲,P.4,所列表格,71,布局数据,机翼：,式,(7.5),式,(7.6),式,(7.7),1ft=12in,72,布局数据,机翼：,式,(7.8),式,(7.9),:,平均气动弦（,MAC,）长,:,MAC,的展向位置,73,布局数据,尾翼：“”型布局尾翼总面积等于由尾容量系数方法决定的垂尾、平尾所需面积总和（假定 ）,尾容量,74,布局数据,尾翼：“”型布局尾翼总面积等于由尾容量系数方法决定的垂尾、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5055%,对于发动机安装在后部的飞机，尾翼力臂约为机身长度的,4550%,L,t,/,L,机身,=200/492,41%,75,布局数据,典型值,平尾,A,HT,垂尾,A,VT,喷气教练机,0.70,0.06,喷气战斗机,0.40,0.07,军用运输机轰炸机,1.00,0.08,喷气运输机,1.00,0.09,垂尾,平尾,76,如果尾翼布置在飞机中心线上,俯视图的投影面积作为水平尾翼当量面积使用：,布局数据,b,h,真实尾翼几何尺寸由图示决定。,77,发动机,发动机尺寸,T,=,（,T/W,）,W,0,=0.9816480=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,78,发动机,“,SF”,实际需要的推力标称发动机真实推力,79,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。,80,发动机,捕获面积确定：,由,A.4-1,在,Ma1.8 30000ft,按缩比系数缩比：,图,10.13,=3.8 (Ma1.8),所以,A,c,=3.8145.3=552in,2,81,起落架,轮胎尺寸,W,w,0.916480/2=7416,主起,D,=1.59(7416),0.302,=23in,W,=0.098(7416),0.467,=6.3in,前起：,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,60100%,直径,宽度,A,B,A,B,英制,:,主轮直径或宽度,(in.)=,运输机轰炸机,1.63,0.315,0.1043,0.480,喷气战斗机教练机,1.59,0.302,0.0980,0.467,82,三面图,83,油箱,要求：,W,f,=0.256164804220lb,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,84,油箱,燃油重心 （,X,cg,=265in,要求靠近飞机重心,）,机翼,2334 275in,前机身,1257 240in,后机身,1189 295in,总：,4780lb271in,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：,4220lb267in,（正好！）,85,图测气动数据,浸湿面积：,机翼,A,exp,=215ft,2,S,湿,=215,（,1.977+(0.520.06),）,=432ft,2,尾翼,A,exp,=90ft,2,S,湿,=90,（,1.977+(0.520.06),）,=181ft,2,86,图测气动数据,X,周长,说明,-37,0(in),35,114,座舱起始位置,X=73,118,184,机翼起始位置,X=185,215,174,(222,进气口位置,),275,216,座舱终止位置,X=240,340,212,机翼终止位置,X=370,450,164,505,150,机身：,从图上测量的周长,87,图测气动数据,机身浸湿面积图,88,谢 谢！,89,此课件下载可自行编辑修改，仅供参考！感谢您的支持，我们努力做得更好！谢谢,