南航——飞行器总体设计与系统工程前章

飞机总体布局设计

第一章飞机总体布局设计

1.概述

1.1飞机总体布局设计的含义：

指飞机几何外形的主要特征及飞机各种装载布置方案的总称。

1.2如何区分飞机构型：

根据部件的外形、数量和相对位置，包括：

==尾翼==的数目及其与机翼、机身的相对位置；

==机翼==的平面形状及其在机身上的安装位置；

==发动机==（进气道)数目和安装位置（单发，双发）；

==起落架==的型式和收放位置

1.3影响总体布局的因素：

-气动特性：机翼一机身一短舱干扰阻力小，全机升阻比大。 -结构特性：结构件综合利用；重量轻。 -操稳特性：尾翼的临界M数大于机翼的临界M数。 -重心位置：有效载荷、燃油和空机重心位置尽量接近。 -使用要求：满足特殊的使用要求。 -维修性：发动机和各种设备便于检查。

2.尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置；

2.1平尾类型：

正常式飞机：

水平尾翼的气动力：尾部对于升力的贡献与重心位置有关，需要保证纵向稳定性。

布局的优点与缺点：技术成熟，设计参考资料多，成功率高；机翼下洗流对尾翼存在干扰。

鸭式布局：

全机升力系数较大；升速比可能较大；为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制。

无尾式布局：

用机翼后缘处的襟副翼作为纵向配平的操纵面，常采用后掠角较大的三角形机翼。（为了方便平衡升力中心和重力中心位置）

具有稳定性（重心在气动焦点的前面）的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失。

结构重量较轻：在原先基础上减少了平尾翼的重量。

气动阻力较小：由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小。

起飞着陆性能不容保障（无尾翼提供额外的抬头力矩）

2.2平尾与机翼机身的相对位置

布置选择原则：

==避开机翼尾涡的不利干扰==：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5%平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。

==避开发动机尾喷流的不利干扰==

==有利于结构布置==：平尾安装在机身上对减轻结构重量有利

上、下平尾由于可以连成一体所以结构重量减轻

考虑角度	上平尾	中平尾	下平尾	T型平尾	高置平尾
结构重量	轻	较轻	轻	重	较重

2.3垂尾的位置和数量：

**位置：**机身尾部；机翼上部

数目：==单垂尾==（多数飞机采用单垂尾，高速飞机加装背鳍和腹鳍）；==双垂尾==（压力中心的高度显著降低，可以减小由侧力所造成的机身扭矩；可显著地降低其侧向的“雷达散射截面”）；无垂尾。

3.机翼平面形状及在机身上安装位置

3.1机翼的平面形状：

-直机翼；-后掠翼；-三角翼；-小展弦比

机翼类型	特点	图例
直机翼	1.主要用在低速飞机。 2.升力线斜率大。 3.低速翼剖面的相对厚度比较大，结构布置、强度和刚度以及重量问题易解决。
后掠翼	1.【优】有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 2. (缺)气动方面：在大后掠角和大梯形比情况下，大迎角时翼尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏。 3.【缺】对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。
三角翼	1.【优】具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速气动特性良好，气动焦点变化较平稳。 2.【优】根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。 3.【优】三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。 1.【缺】升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的升力。 1.【缺】对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下洗气流，尾翼布置困难。

3.2 在机身上的安装位置：

-上单翼；-中单翼；-下单翼

因素	上单翼	中单翼	下单翼
干扰阻力	2	1(有利于翼身融合)	3
稳定性	1	2	3
视界	1	2	3
起落架重量	3(有利于翼身融合)	2	1
结构布置	1(中央翼合连接)	3（加强框连接）	2
安装吊舱	1(离地高，空间大)	2	3
样式

3.3机翼位置对气动特性的影响：

中单翼的气动阻力小，下单翼的气动阻力大，上单翼在两者之间。

上单翼的横向稳定性好，下单翼的横向稳定性差，中单翼介于两者之间。

大多数的==客机==采用下单翼布局：

1.机翼结构可从客舱地板下穿过；(优)

2.起落架短、易收放、结构重量轻；(优)

3.发动机和襟翼易于检查和维修；(优)

4.安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲作用。(优)

5.机身机翼气动干扰较大；(缺)

6.机翼离地近，吊舱安装困难；(缺)

7.部分客舱的座位的视线被机翼遮挡。(缺)

军用运输机采用上单翼布局：

为了满足使用要求，机身地板离地面尽量近。

4.发动机数目和安装位置

**发动机数目：**单发（操纵简单，附加重量轻，成本低，安全性差）；双发、多发（生存力强）

**安装位置：**单发：机身（前、后）；双发：机身尾段；机翼下部；机翼或尾翼根部

4.1发动机翼吊布局的优点：

1.发动机可抵消一部分机翼弯矩，减少机翼的载荷，从而减少强度材料使用

2.能减轻机翼结构重量；

3.载客量相同时机身长度小；

4.发动机短舱安装高度小，便于维护；

5.发动机离重心位置近，飞机重心变化范围小，便于平衡。

4.2发动机尾吊布局：

1.机翼升力系数大；

2.单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易：

3.可采用较短的起落架；

4.座舱内噪音较小：

5.机翼干净，对增升装置影响小。

4.3翼吊布局和尾吊布局的比较

比较项目	翼吊布局	尾吊布局
结构重量	卸载作用，减轻机翼重量；会增加起落架重量。	增加机长与结构重量不利于机翼结构碱重。起落架较短、重量较轻。
重心控制	发动机靠近全机重心位置，更稳定	发动机离全机重心较远，重心不稳定重心靠后，尾力臂较短，导致尾翼尺寸变大。
发动机安装	发动机离地距离短；不利于安装超高涵道比发动机：有利于发动机维护；不利于防止吸入异物。	发动机离地距离长；利于安装超高涵道比发动机；不利于发动机维护；有利于防止吸入异物。
气动特性	对机翼流场有干扰，对增升装置布置有影响；单发停车时，需较大配平力矩，需较大垂尾面积。	机翼干净，易于增升装置布置；单发停车时，所需配平力矩较小；机翼下洗可能会影响进气道流场；平尾一般需布置成T尾或高置型式。
噪声	对客舱噪声有较大影响。	客舱噪声有较小；外部噪声较大。

4.4一般运用场景

一般的公务机采用尾吊布局

5.进气道布局

进气方式	优点	缺点
头部进气	布置紧凑，机身截面小，进口气流均匀，机炮对进气影响小。	机头不能装雷达天线或仅装小的雷达天线。
两侧进气	进气道短，内管损失小，机头便于装雷达天线。	结构复杂，设计难度大。
短舱式进气	进气道短，不占机身内部空间，对内部布置和结构布置无干扰。	但要增加额外的阻力。
腹部进气道	大仰角进气的性能好，有利于提稿飞机的机动性能。
背部进气道	可利用机身或机翼遮挡进气道，有利于提高隐身性能。

6.起落架布置形式

6.1主流布置形式：

后三点；前三点；自行车式

6.2形式与比较

布置形式	优势	缺点
后三点	尾轮小而轻，设计简单；可以利用气动阻力提供减速力。	着陆时操纵困难；起飞和着陆滑跑时不稳定；后三点起落架不能用于喷气式飞机。
前三点(主流)	适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。具有起飞着陆时滑跑的稳定性。飞行员座舱视界的要求较容易满足。（不会翘头，平直视野好）可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。	缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象。
自行车式	起落架可收入机身里，布置起落架舱比较容易。	在起飞滑跑时，要求较高的驾驶技术。(起飞要求攻角比较大) 延长了着陆滑跑距离。因为需要安装大功率的转弯操纵机构，和辅助支点，故其重量要比前三点式起落架的重量大。

7.其他布局形式

布局形式	特点	图例
三翼面布局	升阻比高
飞翼布局	隐身性能好；升阻比高（升力面覆盖广泛）操作性和稳定性差
连结翼布局	机翼结构刚度好，重量轻；升阻比较大；易实现直接力控制
双机身布局	大展弦比机翼结构重量轻。
非对称设计	安全性考虑（双发发动机轴线接近，减小单飞时的偏航力矩）
翼身融合体(BWB)	气动优势：外器面积小，窄阻小，升阻比大于23。结构优势：部件少，襟翼简单。升力和惯性力分布合理。噪声小：发动机被机身意挡襟翼偏转小。模块化优势。

第二章机身外形初步设计

1.机身设计的基本要求

**装载要求：**足够大的内部容积

一民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。一军机：机组、发动机安装、武器…

**气动要求：**气动阻力小

**结构要求：**有利于结构布置（机翼、尾翼安装；发动机尾吊布局安装）

**适航要求：**抗坠毁性；应急撤离

2.机身外形的主要参数

2.1机身的主要参数

2.2描述机身外形的相对参数

机身长径比 : $\lambda_{\text {身}}=\mathbf{L}{\text {身 }} / \mathbf{d}{\text {身 }}$ ；值较大，表示机身较细长
中机身长径比 : $\lambda_{\text {中 }}=L_{\text {中 }} / \mathrm{d}_{\text {中 }}$
头部长径比： $\lambda_{\text {头 }}=\mathrm{L}{\text {头 }} / \mathrm{d}{\text {头 }}$
尾部长径比： $\lambda_{\text {尾 }}=\mathbf{L}{\text {尾 }} / \mathbf{d}{\text {尾 }}$

3.机身外形参数对气动和结构的影响

3.1机身长径比 $\lambda_{\text {身 }}$ 对阻力的影响：

机身的压差阻力和波阻，随长径比增大而降低。

摩擦阻力随长径比有可能增加（外露面积增多）。

对应一定M数，存在一个最有利的长径比，使机身阻力系数最小。

长径比过小（机身短粗）：阻力大但刚性好有利于实现机型系列化（机身加长）。长径比过大则相反。

3.2头部长径比对阻力发散马赫数的影响

==【概念补充】==阻力发散马赫数：马赫数上升到一定数值，由于激波的产生，飞机的阻力系数将急速增加。

3.3上翘角 $\theta _{fc}$ 的影响

上翘角 $\theta _{fc}$ 变大：摩擦阻力小，型阻增大，尾翼面积会增加

上翘角 $\theta _{fc}$ 变小：摩擦阻力增大，型阻小，尾翼面积减小；

上翘角 $\theta _{fc}$ 的大小与着陆时着地角有关。

4.民机的客舱布置

4.1确定客舱的两个主要参数：当量直径和长度

**内舱剖面的形状：**圆形或者多段圆弧（内部容积大，表面积小摩擦阻力小，内外压差均匀分布避免应力集中）

**宽度：**取决于每排的座椅数、座椅宽度、过道数和过道宽度。

**高度：**取决于货舱容积、地板高度、客舱高度、行李架空间。

**长度：**每排座数、总人数、排距；厨房、衣帽间；登机门、应急出口门

4.2典型客舱剖面设计：

登机口、应急出口的设计需要满足适航条例，同时供人员上下方便。

4.3典型客舱布置：

5.民机机身外形初步设计

5.1前机身外形

**装载要求：**前视雷达，驾驶舱，前起落架

**视界要求：**在所有飞行和地面滑行过程中，有良好视界。 ·进场：能看见地平线以下 ·爬升：能看见地平线以下至少10度。 ·转弯：向上20度左右；侧向110度。 ·地面：能看见翼尖。

减阻要求： ·光滑曲面（减阻）与平直风挡玻璃（视界好）之间的权衡。
前机身长径比与阻力发散马赫数之间的关系。

5.2后机身外形

**减阻要求：**外露面积，气流分离

结构重量轻

起飞时擦地角

**安装：**尾置，吊舱（尾吊布局）

典型民机后机身长径比和上翘角的数据：

6.面积律

==【概念介绍】==*面积律*：是研究飞机机体横截面积的分布规律与波阻之间相互关系的理论。

面积律是为保证飞机在高亚声速和跨声速范围内飞行的阻力最小，飞机所有部件的截面叠在一起的部分应该相当于一个最小阻力的当量旋成体截面积的分布。

按照面积率的飞机修型：

将机身中段收缩成蜂腰形；

将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开。

7.机身外形的初步设计的步骤

根据设计要求，列出有效载荷项目（如旅客人数等；
根据所选的客舱座位安排或装载要求，确定最大当量直径 $d_1$ 和横截面形状，以及控制截面形状；
考虑结构高度要求，将 $d_1$ 和横截面形状适当放大；
根据装载要求和客舱座位安排，确定中机身长度
参考同类飞机的前、后机身长径比 $\lambda_{\text {头 }}$ ， $\lambda_{\text {尾}}$ 或 $l_{fc}/d_f$ ， $\theta _{fc}$ 确定前、后机身长度和上翘角；
画出机身外形草图。

第三章主要参数的初步确定

1.主要总体参数与确定方法

说明	符号
飞机最大起飞重量	$W_{to}(kg)$
动力装置的海平面静推力	$T_0(10N)$
机翼面积	$S(m^2)$
翼载荷	$W_{to}/S(kg/m^2)$
推重比	$T_0/W_{to}(10N/kg)$

1.2确定飞机主要参数的方法：

估算飞机最大起飞重量的方法:重量系数(Weight Fractions).方法

确定翼载和推重比的方法:界限线/地毯图(Carpet Plot.)；对比分析法

1.3有关数据来源：

“硬”数据：设计要求，包括商载、航程、航速、巡航高度等

假设数据：巡航耗油率（与发动机有关）；巡航升阻比（与气动布局有关）；起飞、着陆升力系数（与增升装置有关）。

统计数据： $W_{empty}/W_{to}$ 的统计关系

2.重量的预估：

2.1最大起飞重量表示

最大起飞重量： $W_{to}=W_{empty}+W_{payload}+W_{fuel}$

其中： $W_{empty}$ 是使用空重； $W_{payload}$ 是有效载荷； $W_{fuel}$ 是燃油重量

或者，

用系数表示 $W_{empty}/W_{to}+W_{payload}/W_{to}+W_{fuel}/W_{to}=1$

其中： $W_{empty}/W_{to}$ 是空重系数； $W_{payload}/W_{to}$ 是商载系数； $W_{fuel}/W_{to}$ 是燃油系数。

空重系数与飞机结构设计有关，结构设计好，系数小

2.2关于着陆重量：

对于多数轻型飞机，最大着陆重量一般等于最大起飞量量。

对于航程较大的飞机，最大着陆重量与航程有关：般为0.7至0.9倍的最大起飞量量。

2.3重量估算过程

根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值 $W_{to}$

对每个 $W_{to}$ ，计算出对应的燃油重量系数和燃油重量 $W_{fuel}$ ,并计算可用空重

获取同类飞机 $W_{empty}和W_{to}$ 的数据，画在坐标系中，并通过数据拟合方法，获得统计关系图。

在统计图中，画出三个 $W_{to}$ 以及对应的 $W_{empty}$ 点，连成直线，两条线的交点就是最大起飞重量的使用空重

2.4燃油系数的计算

燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定。其它阶段(除巡航阶段以外)的燃油系数可以参考下表

巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定：

对于喷气为推力的飞机, 航程计算公式为:

$Rang$ $(N-M i)=\left(\frac{V}{C}\right)\left(\frac{L}{D}\right) \ln \frac{W_{\text {inittal }}}{W_{\text {final }}}$ 其中: V: 是巡航速度 (Knots) C: 是发动机耗油率 ( lb/hr/lb)==【可以根据涵道比进行估计】== L/D: 巡航阶段的升阻比==【可以参考同类飞机升阻比范】== $W_{\text {initial }}$ : 巡航起始时的飞机重量 $W_{\text {finat }}$ : 巡航结束时的飞机重量

【课程中有算例可供参考】

3.推重比和翼载荷的确定

界限线图：根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推重比和翼载的可选区域。

3.1起飞距离

计算时，正常起飞距离和起飞平衡场长均需要满足

3.2进场速度

升力系数的统计数据：

机型	$C_{L,max}$ 干净构型	$C_{L,max,to}$ 起飞时最大升力系数	$C_{L,max,L}$ 着陆时最大升力系数
单发螺旋浆	13-1.9	1.3-1.9	1.6-2.3
双发螺旋浆	1.2-1.8	1.2-2.0	1.6-2.5
战斗机	1.2-1.8	1.4-2.0	1.6-2.6
喷气运输机	1.2-1.8	1.6-2.2	1.8-2.8
喷气公务机	1.4-1.8	1.6-2.2	1.6-2.6

注： $C_{L,max,to}$ 和 $C_{L,max,L}$ 与襟翼类型有关，数值越大、襟翼设计越复杂。

3.3着陆距离

3.4爬升推力

爬升时升阻极曲线特性：

3.5推力特性模型

换算系数描述了发动机在不同高度、不同气动条件下的推力。

3.6最小翼载的要求

3.7绘制界限线的计算公式

==【翼载荷越大，进场速度越大】==

3.8地毯图

在界限线图图基础上，可以进一步绘出地毯图。它将三个参数（起飞重量，翼载和推重比）表述在一张图上。

可在地毯图中确定出满足性能要求的翼载和推重比，以及较小的最大起飞重量。

关键是全机重量的计算式要用翼载和推重比来表达。

其中： $M_{fus}$ 是机身重量； $M_{op}$ 是使用项目重量

**地毯图：**获得在一定翼载荷和推重比组合下对应的最大起飞重量。同时，图中也表明了一些平衡场长、起飞距离等要素对两者的限制信息。

3.9一些经典飞机的翼载荷和推重比的统计数据

战斗机翼载荷和推重比的统计数据

喷气支线飞机翼载荷和推重比的统计数据

容机的翼载和推重比

3.10对比分析法

第四章动力装置的选型

1.对发动机的基本要求

序号	要求	内涵
1	各飞行阶段（起飞、爬升和巡航）发动机的推力	满足飞行需要
2	耗油率低	续航性能提升
3	重量轻	续航性能提升
4	发动机几何尺寸小	安装方便，启动特性好
5	安全可靠，故障率低	使用体验好
6	工作寿命长	费用高，节约成本
7	维护方便	使用体验好
8	价格低
9	环保性（噪声小，排放废物少）

2.航空发动机的种类

发动机类型	介绍	特征	应用
活塞式螺旋浆 Piston Propeller	四冲程工作原理	优点：价格比较便宜，耗油率低。缺点：使用寿命较低只能用于亚声速飞机	轻型飞机： AC-5 超轻型飞机： AD -100
涡轮喷气 Turbo Jet	进气，燃烧，推动涡轮，尾喷管喷出推力= $m_ {空气}（v_{喷-V}）$	优点：结构紧凑，推力大。缺点：油耗高	战斗机，教练机
涡轮螺旋桨 Turbo Propeller	燃气涡轮发动机喷气产生的推力很小，主要是靠涡轮带动螺旋桨产生拉力。	优点：功率、耗油率的速度特性和高度特性优于活塞式发动机；功率重量比较大；单位迎风面积的功率值较大；故障率低，使用寿命长。缺点：受到螺旋桨效率的限制，只适用于亚声速飞机。	民用飞机：新舟60 军用运输机：运-8
涡轮风扇 Turbofan	内外两处进气道，流量大，产生推力主要依靠流量	优点：亚音速时不加力的耗油率较低；加力比较大。缺点：迎风面积较大；结构较复杂。	各种不同类型飞机
螺旋桨风扇 Propfan	由10叶左右组成的多叶单排或双排对转的小直径螺旋桨风扇，简称桨扇。桨叶的平面形状为大后掠马刀型，翼型为宽弦、相对厚度很薄的超临界翼型。有推进式的，也有拉进式的。	桨扇与发动机的空气流量比高达30~~40。当飞行M数增至0.8~~0.85时，仍能保持高效率。其耗油率与一般的涡轮螺旋桨发动机很相近。
冲压 Ramjet	进气道压缩空气，随后燃烧，尾部高速喷出	优点：结构简单、重量轻缺点：低速时不能启动，故不能单独使用。	无人飞机巡航导弹
火箭发动机 Rocket

**==【概念补充】==**发动机的推进式与拉进式：推进式（螺旋桨布置在重心之前）与拉进式（螺旋桨布置在重心之后）。

3.发动机参数及其对发动机性能的影响

3.1发动机的主要参数

**涵道比：**流经旁路管道的空气流量与流经燃气发生器的空气流量之比。

**增压比：**压气机出口处的压力与发动机进口处压力之比。

**涡轮前温度：**发动机第一级涡轮入口处燃气温度。（温度较高将有利于热循环效率）

**比推理：**单位空气流量的推力

3.2影响燃油效率的主要因素

发动机效率=热效率×传输效率×推进效率

效率	影响因素
燃气发生器热效率	增压比越高，热效率越高最大增压比受到涡轮材料和涡轮冷却技术的限制
传输效率：燃气转换到推进喷流的效率。	取决与风扇和涡轮的效率。
推进效率：推进喷流系统的效率	比推力越小（风扇直径大），推进效率高

3.3比推力对飞机阻力的影响

低推力比（高涵道比）发动机随速度增加，推力损失较大。

3.4比推力对发动机性能的影响：

涡轮喷气式发动机，==涵道比==为0，==尾喷气流速度==为2，==消耗燃油==为4，==提供海平面静推力==为2。

涵道比增大，尾部喷出气流速度降低。

3.5耗油率（SFC）

耗油率：每小时消耗的燃油量与发动机产生推力之比。

理想耗油率：飞机做功的热当量/（所消耗燃油的热卡值×推力）。

在同一温层： $SFC_{理想}=0.25Ma$

实际耗油率： $SFC_{实际}=SFC_{理想}/发动机效率$ 现代高涵道比涡扇发动机的SFC在0.55-0.60 目前发动机总效率在35%-40%

4.发动机参数的选择

**发动机参数：**涵道比、增压比、涡轮前温度和比推力

**选择发动机参数的准则：**使飞机直接使用成本最小。

**与飞机直接使用成本有关的因素：**耗油率（影响燃油量，进而影响全机重量）；发动机尺寸（影响飞行器阻力）；发动机重量（影响全机重量）；发动机价格（飞机价格）。

涵道比增加的影响：耗油率降低，飞机重量增加，结构成本增加

增压比/涡轮前温度增加，随之热效率提高，但是系统复杂性增大。

5.发动机主要性能指标

5.1发动机的内部特性

推力：

推力区分	描述
起飞额定推力	最大推力的额定值，相应于最高涡轮前温度。通常每次只准使用5分钟。
最大连续推力	允许的发动机连续使用的最大推力额定值。仅在严重紧急情况下使用，以延长发动机寿命。
最大爬升推力	正常爬升中使用的最大推力。
最大巡航推力	正常巡航中使用的最大推力。

**耗油率：**巡航飞行状态的耗油率。

**推重比**：**发动机的推力与其自身重量的比值。对于运输机涡扇发动机，一般为5.0一6.0。

**单位迎面推力：**发动机的推力与其最大迎风面积之比。对于涡扇发动机，主要与涵道比有关，涵道比越大，单位迎面推力越小。

6.发动机外部特性

**推力特性：**发动机推力随高度和速度变化而改变的特性。

**耗油率特性：**发动机耗油率随高度和速度变化而改变的特性。

典型涡扇发动机的推力特性的表达式：

推力 $T_{c0}$ 和海平面静推力 $T_0$ 的关系式为： $T_{c0}=T_o.\tau _{c0}$

典型涡扇发动机耗油率特性的表达式:

飞行状态的耗油率： $c=c'（1-0.15R^0.65）[1+0.28（1+0.063R^2）M_N]\sigma ^{0.08}$

其中： $R$ -涵道比

$M_N$ -飞行马赫数

$\sigma$ -飞行高度相对大气密度比值；

$c$ -由巡航状态确定耗油率确定的一个因子，一般为0.7左右

6.1活塞式发动机的外部特性

6.2活塞式螺旋桨发动机外部特性

6.3涡轮喷气发动机外部特性

6.4涡轮螺旋浆喷气发动机外部特性

6.5涡轮风扇发动机外部特性

7.发动机类型的选择

1.根据飞行高度和速度确定类型

活塞式发动机与涡轮螺旋桨发动机选择

共同点：低速特性良好和耗油率低

何时选用活塞式发动机：轻小型飞机（农业飞机、体育运动飞机)；对飞行速度和飞行高度要求不高的飞机；强调轻便灵活、操纵使用方便。

何时选用涡轮螺旋桨发动机：需用功率较大、速度高度要求稍高的民用飞机；飞行M数大于0.5。

涡轮螺旋桨与高涵道比涡轮风扇发动机的选择

共同点：耗油率较低；可用于强调使用经济性的中、大型旅客机和运输机

何时选用涡轮螺旋桨发动机：当飞行速度较小时（M数小于0.7~0.75）

何时选用高涵道比涡轮风扇发动机：当飞行速度较大时（M数0.7~0.85）

涡轮喷气与涡轮风扇发动机的选择 共同点：适用于超音速飞机

涡轮风扇发动机的特点：涡轮风扇发动机在巡航状态下耗油率较低；；加力状态时耗油率较高，但加力比也比涡轮喷气发动机大得多；迎风面积较大；许多亚音速巡航的超音速军用飞机（歼击机和轰炸机)多选用小涵道比的加力式涡轮风扇发动机

第五章机翼外形的初步设计

1.机翼设计的基本要求

气动要求： 高速特性：巡航时升阻比大。低速特性：起飞、着陆时升力系数大。操稳特性：高低速时能配平，具有良好的稳定性和操纵性。

**结构要求：**重量轻，刚度要求

**容积要求：**燃油箱布置；起落架布置；操纵系统布置

2.翼型的选择与设计

2.1描述翼型的几何参数

前后缘相连组成弦线，长度表示为 $c$ ；前缘常有圆角，半径表示为 $r$ ；将中弧线与弦线的距离表示为弯度，记为 $h$

相对厚度： $\quad \bar{t}=\frac{t}{c} \cdot 100 \quad %$ ，最大厚度/弦长

相对弯度： $\quad \bar{h}=\frac{h}{c} \cdot 100 \quad %$ ，衡量翼型弯曲程度

最大厚度的相对位置: $\quad x_t=\frac{x_t}{c} \cdot 100 %$

最大弯度的相对位置: $\quad \bar{x}_h=\frac{x_h}{c} \cdot 100 %$

2.2翼型的气动特性

升力特性:

升力系数: $\quad c_l=l /\left(\frac{1}{2} \rho v^2 \cdot c\right)$
最大升力系数: $c_{l \max }$ ，升力曲线的最大斜率
最大攻角: $\quad \alpha_{c l, \max }$ ，最大升力系数对应的攻角
升力线斜率: $c_{l \alpha}$
零升力攻角: $\alpha_{0 l}$ ，升力为0时的攻角
设计升力系数: $C_{L, \text { des }}$

阻力特性:

阻力系数: $\quad c_d=\mathrm{d} /\left(\frac{1}{2} \rho v^2 \cdot c^2\right)$
最小阻力系数: $\quad c_{dmin}$
阻力发散马赫数: $M_{d d}$

俯仰力矩特性:

俯仰力矩系数: $\quad c_m=\mathrm{m} /\left(\frac{1}{2} \rho v^2 \cdot c^2\right)$
零升力力矩系数: $\quad c_{m 0}$
焦点 (气动中心) 位置，与飞机的操稳特性相关
压心位置

2.3翼型的几何参数与气动特性之间的关系

最大升力系数与几何参数的关系：

相对厚度的影响：相对厚度在12%-18%时，最大升力系数最大
前缘半径的影响：前缘半径增大，最大升力系数增加。飞机不易发生失速。
相对弯度的影响：相对弯度增大，最大升力系数增加。

升力线斜率与几何参数的关系：

相对厚度的影响：

相时厚度较小时，升力线斜率与翼型无关；薄翼型理论指出： $2\pi /rad$

幸相时厚度较大时，升力线斜率随相对厚度增大面减小，具有光看表面翼型的升力气斜率随相对厚度增大面增如

阻力系数与几何参数的关系：

相对厚度的影响：

亚声速时，相对厚度对阻力系数影响较小；

跨、超声速时，相对厚度对阻力系数影响很大，相对厚度增大，临界M降低，阻力增加。波阻产生，阻力增加，厚度增加，临界马赫数和阻力发散马赫数将减小。

最大厚度位置的影响：

最大厚度位置后移，层流位置增加，阻力降低。

力矩系数与几何参数的关系：

相对弯度的影响：

相对弯度增大，绕道1/4弦点的力矩系数更负。

相对厚度的影响：

相对厚度对力矩系数的影响很小。

零升力攻角与相对弯度的关系：

相对弯度增大，零升力迎角的绝对值越大。

2.4翼型特性与飞机性能的关系

翼型特性与飞机性能的关系：

高的最大升力系数有利于飞机的起降和机动性能：、
最小阻力系数的大小与飞机最大速度有关：
升力线斜率越大，有利于飞机的巡航、起降和机动性能，即改变攻角升力变化明显
最大升阻比与续航时间和航程有关；航程因子(M*L/D)越大，巡航效率越高。
零升力时的力矩越大，需要越大的配平力矩，引起更大的配平阻力；
失速临界迎角（影响起飞、着陆的姿态）限制着陆时飞机的擦地角和大迎角性能。
翼型的几何参数对结构设计的影响

翼型几何参数对结构设计的影响：

相对厚度越大，机翼结构的重量越轻。
弦向15%、20%、60%和70%处的翼型厚度决定着翼梁高度，翼梁高度越大，重量越轻。
相对厚度越大，内部容积越大。
最大升力时压心的最前位置和最小阻力时压心的最后
位置之间的距离愈小，则压心移动愈小，愈有利于结构设计。

2.4翼型的种类与特征

按气动特征：

层流翼型；高升力翼型；尖蜂属型；超临界翼型；超声速翼型；低力矩翼型

翼型	介绍	特征	应用
层流翼型(laminar airfoil)	为使翼表面的附面层保持大范围的层流，以减小阻力而设计的翼型。	气动特性：阻力小；最初的层流翼型在非设计点和表面粗糙时，阻力增加较大。翼型特点：最大厚度位置靠后	比较适用于高亚声速飞机
高升力翼型	外形特点：具有大的上表面前缘半径，以减小大迎角下负压峰值，推迟翼型失速；上表面比较平坦，使升力系数为0.4时，上表面有均匀的载荷分布；下表面后缘有较大的弯度。	气动特性：升力较高，巡航阻力与相对厚度相当的其它翼型相当。	实例： -NACA44族：NACA24族：NACA230族（用于低速通用航空飞机） GAW-1: GAW 2 (用于通用航空飞机的先进翼型) ·GAW-1
尖峰翼型（Peaky Airfoil）		阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。	曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。
超临界翼型	外形特点：上表面较平坦，下表面后段弯曲较大，并向上内凹，头部半径较大。	气动特点：跨音速流时，激波强度明显减弱，并靠近翼型后缘位置。-低头力矩较大。	现已广泛应用于喷气运输机和公务机。
超声速翼型	在超声速飞行时，为减小波阻，翼型应具有尖前缘，使产生的斜激波以代替离体的正激波。	由于，尖前缘易引起气流分离，无法兼顾亚声速飞行的需要。目前大多数超声速飞机仍采用小钝头亚声速翼型。	如双弧形翼型。例如，F104采用了双弧形翼型。

NACA翼型：

翼型	描述	特点	应用
NACA四位数翼型	四位数字的含义：NACAXYZZ X-相对弯度；Y-最大弯度位置；ZZ-相对厚度例如， NACA2412表示翼型的相对弯度为2%，最大弯度位置在弦长的0.4，相对厚度为12%。	一个低速翼型系列。与早期的其他翼型相比，有较高的最大升力系数和较低的阻力系数。	目前有轻型飞机仍采用NACA四位数字翼型（如NACA2412、NACA4412)
NACA五位数翼型	五位数字的含义：NACA XYWZZ X-设计升力系数为X:(3/20);Y-最大弯度位置为Y20W-中弧线为简单型取0，否则取1（有拐点）；ZZ-相对厚度例如NACA23012表示设计升力系数为2·(3/20)=0.3，最大弯度位置为3/20=0.15,中弧线为简单型，相对厚度为12%.	一个低速翼型系列。该翼型系列的厚度分布与四位数字系列相同，但中弧线参数有更大的选择，可使最大弯度位置靠前而提高最大升力系数，降低最小阻力系数，但失速性能欠佳。
NACA六位数翼型	$NACA65_3-218$ 6-6系列；5-表示厚度分布使零升力下的最小压力位置在0.5处；3-有利升力系数范围为：±0.3；2-设计升力系数为0.2；18-相对厚度为18%	是一类层流翼型。一在一定升力系数范围具有低阻力特性，非设计条件下也比较满意；比较高的最大升力系数和比较高的临界马赫数	应用广泛：-F-16:NACA64A204

2.5翼型的选择

1.确定设计升力系数：

设计升力系数是指: 飞机常用的升力系数, 通常指巡航飞行时升力系数的值。
设计升力系数的计算:

$W=L=\frac{1}{2} \rho v^2 \cdot S \cdot C_L \longrightarrow C_L=\left(\frac{W}{S}\right) \cdot \frac{1}{q}$

在初步设计时, 近似认为: $C_L=c_l$
$C_L$ 三维机翼的升力系数; $\quad c_l$ 翼型的升力系数;

根据==设计升力系数==选出合适的翼型
在设计升力系数附近==阻力越小越好==。
==较好的失速特性==：最大升力系数较高，失速过程比较缓和。
俯仰力矩系数应较低或中等大小为宜，以防止过高的配平阻力。
翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重量和内部布置。
参考统计值。

**不同类型飞机的典型翼型：**翼型的选择主要取决于飞机的飞行速度

飞机类型	典型翼型
轻型飞机	NACA四位数或NACA五位数翼型
涡桨支线客机	NACA五位数
高亚声速公务机	超临界翼型
高亚声速喷气运输机	超临界翼型
超声速战斗机	NACA六位数翼型；对称翼型

2.6翼型的设计与修形

当选择已有的翼型尚不能满足新设计的飞机要求时，需要重新设计或修改翼型。目前已大量采用计算空气动力学的方法设计和修改新翼型，代替以往制造各种修正翼型模型进行风洞试验的过程。

方法：

直接法(Direct Methods)

确定修改目标，采用人工或者计算机修改翼型和数据，紧接着计算、分析、比较，反复几次直至满足要求。

对设计人员的专业知识、技术水平和设计经验都提出了较高的要求。

逆设计(Inverse Design)

给定压力分布的目标函数和约束条件，采用优化方法使计算机自动迭代，直至满足要求。

修形的指导原则：

翼型上表面前缘附近的弯度和厚度对最大升力系数有重要影响；
平坦的翼型中部可能对应高的阻力发散M数；
增加上表面前部的厚度或下表面前缘附近的厚度会使微波强度增加：
增加后缘弯度将增加翼型升力，同时也增加低头力矩：
上表面后部的斜率影响紊流附面层分离位置和分离区大小，从而影响翼型阻力和失速特性：
最大厚度点后移，可使最小压强点后移，从而转捩点后移，层流附面层加长，紊流附面层缩短，摩擦阻力减少。

3.机翼平面形状设计

3.1几何参数对气动特性和结构重量影响

几何参数	对气动特性的影响	对结构重量的影响	参考值
展弦比AR(Aspect Ratio)	1)对气动阻力的影响对低速飞机，AR增大，诱导阻力减小；对高速飞机，AR增大，波阻增大。 2)对升力线斜率的影响 AR增大，升力线斜率增大。 3)对失速攻角和失速速度的影响： AR增大，失速攻角减小。减小AR,可防止大攻角时翼尖失速。 4)对稳定性和操纵性影响： AR减小，减小从亚音速到超音速过程中气动焦点的移动量；	5)对结构重量的影响： AR增大，机翼根部弯矩增大，导致结构重量增加； AR减小，机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件布置。 6)对内部容积的影响： AR减小，有利于起落架布置； AR减小，可增加燃油容积。	轻型飞机：5.0-8.0；涡桨支线客机：11.0-12.8；公务机：5.0-8.8；喷气运输机；7.0-9.5；超声速战斗机：2.5-5.0
梯形比 $\lambda$ (taper ratio)	1)对气动诱导阻力的影响根据Prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小：若机翼没有扭转和后掠，则机翼平面形状为椭圆形时，升力分布为椭圆形，诱导阻力最小：当 $\lambda$ =0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机n为0.4左右。	2)对结构重量的影响 $\lambda$ 减小，可减轻机翼结构重量 3)对内部容积的影响 $\lambda$ 减小，有利于布置起落架	轻型飞机:1.0-0.6; 涡桨支线客机：0.6-0.4；公务机：0.6~0.4；喷气运输机：0.4≈0.2；超声速战斗机：0.5≈0.2
后掠角(sweepback)	1)对气动特性的影响后掠角增大，可以提高临M界数，延缓激波的产生；后掠角增大，波阻降低；后掠角增大，升力线斜率降低；后擦角增大，最大升力系数降低：后撑角增大，低速时升阻比降低： 2)对飞机起飞和着陆性能带来不利的影响后掠角增加，由于升力线斜率减少，在同样攻角时，飞机起飞和着陆时的可用后掠角增加，升力系数降低，对飞机起飞和着陆性能带来不利的影响。 3)对操纵性的影响可能会“自动上仰”，难于控制，影响飞行安全。	4)对结构重量的影响后掠角增大，机翼结构重量增加。

3.2机翼后掠角和平均相对厚度的确定

对于轻型飞机，其巡航速度一般小于阻力发散马赫数较小，相对厚度一般为15%左右。
对于喷气运输机和公务机，其后掠角的确定与翼型的相对厚度有关。
相对厚度大，后掠角应大一些。
相对厚度小，后掠角可小一些。
应选择最佳的后掠角和翼型的相对厚度的组合，使气动效率和结构重量综合最优。
一般地，在确定了机翼平均相对厚度后，在满足阻力发散马赫数的前提下，应使后掠角尽量小。

为何要变后惊飞机：

1)大后惊角飞机低速飞行时：升力线斜率小；最大升力系数小；翼尖气流易分离。
2)小后惊角飞机高速时：零升阻力太大
3)解决方案：变后掠。F-111第一架变后掠飞机后掠。起飞时：A前缘=16°；亚音速巡航飞行时：A前缘=26°；超音速飞行时：A前缘=72.5°

为什么需要边条翼：

1)边条前缘产生强的脱体涡，可以直接产生涡升力；

2)边条脱体涡对机翼流场的有利干扰会推迟机翼表面的气流分离：

3)边条机翼的布局特别适于改进飞机大迎角气动性能，与近距鸭翼有相似的对机翼有利干扰作用。

3.3机翼安装角及扭转角的确定

安装角对飞机气动特性和性能的影响:影响巡航阻力，影响起飞滑跑距离。

如何确定安装角( $i_w$ )
$C_{L, Des}=C_L^a·i_w$
$C_{L, Des}$ 一巡航时所需的升力系数

机翼扭转角的确定：

——几何扭转：
负扭转：从翼根至翼尖， $i_w$ 逐渐减小。
正扭转：从翼根至翼尖， $i_w$ 逐渐增大。

——气动扭转
翼根与翼尖的翼型不同。
气动扭转角：翼根翼型零升力攻角与翼根翼型零升力攻角的夹角。

——对气动特性的影响：
负扭转或气动扭转可延缓翼梢气流失速：
可改变升力分布，影响诱导阻力。

如何确定扭转角：
在概念设计阶段参考同类飞机（类型和布局类似）。
轻型飞机、祸桨支线客机：负扭转角：0°~3
公务机、喷气运输机：负扭转角：0°~7°
超声速战斗机攻击机：扭转角很小或为零度。

3.4机翼上反角的确定：

定义(Dihedral)：
-机翼基准面与飞机对称面的垂线之间的夹角。

对气动特性和布局的影响：
-对侧向稳定性和荷兰滚稳定性有影响：
-外挂与地面之间的距离(Geometric ground clearance)。

如何确定上反角：

在概念设计阶段，主要依据统计值。而，统计值的大小与飞机布局型式有关。

由于上单翼会增加侧向稳定性，故上反角较小：
机翼后掠翼会增加侧向稳定性，故上反角较小。
与尾翼布置也有关系，”T“型平尾会增加横向稳定性。

	下单翼	中单翼	上单翼
直机翼	5°~7°	2°~4°	0°~2°
亚声速后掠翼	3°~7°	-2°2°	-5～2°
超声速后掠翼0	0°~5°	-5°~0°	-5°~0°

3.5翼梢小翼的设置：

对翼梢处的旋涡进行遮挡
翼梢小翼设计成有弯度，翼梢涡在小翼产生升力，这个升力方向向前，可减小总阻力。

增升装置、副翼与绕流板设计：

升力计算公式：

$L=\frac{1}{2}\rho v^{2}\cdot S\cdot C_{L}$

增加升力的途径：

提高 $C_{L}$ ：增加翼型弯度；控制附面层，延迟气流分离。

增加机翼面积S

增升装置的类型：后缘襟翼；前缘缝翼和前缘襟翼；吹气襟翼

3.6机翼平面形状对襟翼增升效果的影响：

展弦比增大，襟翼增升效果增大；
梯形比减小，襟翼增升效果增大；
后掠角增大，襟翼增升效果降低。

如何选择增升装置的类型和参数

回顾所需的 $C_{Lmax}$ ， $C_{lmax起飞}$ ， $C_{lmax着陆}$
计算所需的起飞和着陆升力系数的增量：

$△C_{lmax起飞}=1.07(C_{lmax起飞}-C_{Lmax})\\ △C_{lmax着陆}=1.07(C_{lmax着陆}-C_{Lmax})$

根据统计数据选择襟翼类型和尺寸。

——轻型飞机一般采用简单襟翼或单缝襟翼。
——涡桨支线客机、公务机和喷气运输机一般采用双缝襟翼，有些喷气运输机甚至采用三缝襟翼。
——现代客机一般采用前缘开缝襟翼，战斗机一般采用简单前缘襟翼。

考虑机翼平面形状对襟翼增升效果的影响。
襟翼展长应与副翼展长协调。

——在满足副翼长度的前提，襟翼展长尽量长。

第六章尾翼外形的初步设计

1.尾翼功用、组成和的设计要求

功用：

-保证飞机纵向和侧向的稳定和操纵
-配平

组成：

-平尾：水平安定面，升降舵
-垂尾：垂直安定面，方向舵

设计要求：
-适航条例（民机)
-设计规范（军机）

2.纵向稳定性与操纵

2.1纵向稳定性的概念

纵向静稳定性：当飞机在匀速平飞状态受到俯仰扰动时，飞机具有自动恢复(无需飞行员操纵)到原状态的趋势。

保证纵向稳定的部件：平尾（常规布局)；受到扰动时，由于气流流动方向与平尾产生一个攻角，将产生一个恢复力矩，气动力会时飞机恢复到原状态。

2.2纵向稳定性的实现

纵向静稳定的条件的公式描述:

$d C_m / d C_L<0$

$C_m$ 俯仰力矩系数
通常以重心为参考点。
$C_L$ 一升力系数
重心位置一般用平均气动弦的百分比表示。

**【气动中心】：**又称为焦点，中立点。当力矩参考点（重心）移到某一特定点时，俯仰力矩系数不随升力系数变化，该参考点就是气动中心。

纵向静稳定的条件的设计描述：

重心应在气动中心之前。任何静稳定的飞机（包括非常规布局）均需满足这一条件，但常规布局更容易满足这一条件。

静稳定裕度(Static Margin)：

$S.M.=X_{a.c.}-X{c.g.}$

表述：焦点位置-重心位置。

飞机部件对静稳定性的影响：

观察机翼：俯仰力矩系数为正，但是数值不大，不稳定但是程度低。

在加装机身和机翼后，会使气动中心的位置前移，稳定性降低。尾翼使气动中心后移，飞机的稳定性增加。

平尾的另一功能：

纵向操纵与配平。飞机由高速状态转向低速状态可以通过升降舵实现。

3.平尾容量

3.1基本概念与定义

在概念设计中通常采用尾容量来确定尾翼面积。

平尾容量要满足重心在前限和后限处的操稳要求，这是概念设计阶段操稳要求的体现。

3.2平尾容量的确定方法

通过纵向机身容量参数来确定所需平尾容量。
纵向机身容量参数与平尾容量存在统计关系。

纵向机身容量的定义：

$(W_{fus}^2)(L_{fus})/S_WC_W$

$(W_{fus})$ ——最大机身宽度；

$(L_{fus})$ ——机身长度；

$S_W$ ——机翼参考面积；

$C_W$ ——机翼平均气动弦长；

纵向机身容量参数与平尾容量的统计关系各类飞机的重心变化范围

例如：

若计算得纵向机身容量参数1.25，根据上图查得每单位重心范围的平尾容量为4.0。若机型为喷气式运输机，该机型的重心范围为32%，则平尾容量为4.0×32%=1.28

平尾容量统计值：

飞机类型	平尾容量的典型值
轻型飞机	0.48-0.92
涡桨支线客机	0.83-1.47
公务机	0.51-0.99
喷气运输机	0.54-1.48
超声速战斗机	0.20-0.75

若重心变化范围小，则平尾容量小；反之，则平尾容量大。

4.航向稳定性

4.1航向稳定性的基本概念

航向静稳定性的含义：

当飞机在平衡状态受到航向扰动时，飞机具有自动恢复(无需飞行员操纵)到原状态的趋势。

**保证航向稳定的部件：**垂尾（常规布局）。垂尾产生恢复力矩。

航行稳定性的判别：

$dC_n/d\beta >0$

$C_n$ ——偏航力矩系数； $\beta$ ——侧滑角，机头向左为+

4.2飞机航行稳定性的实现

机身是航向不稳定的主要部件；垂尾起稳定作用。

航向的操控：

垂直尾翼通过方向舵实现航向操纵和配平。
通过方向舵能在侧滑飞行时，保持全机偏航力矩C=0。
对于双发和多发飞机，单发停车时，要靠方向舵保持全机偏航力矩Cn=0。

【最小可控速度】：方向舵全偏时引起的偏航力矩随速度增加而降低。由非对称推力引起的偏航力矩随速度增加而升高。只有方向舵所引起的偏航力矩大于非对称推力引起的偏航力矩时飞机才具有可控性，而此时的速度就是最小可控速度。

5.垂尾容量

5.1基本概念与定义

通常采用垂尾容量来确定垂尾翼面积。

5.2垂尾容量的确定

通过航向机身容量参数来确定所需垂尾容量。
航向机身容量参数与垂尾容量存在统计关系。

航向机身容量的定义：

$(H_{fus}^2)(L_{fus})/S_Wb_W$

$(H_{fus})$ ——最大机身高度；

$(L_{fus})$ ——机身长度；

$S_W$ ——机翼参考面积；

$b_W$ ——机翼展长；

垂尾容量的统计值：

飞机类型	平尾容量的典型值
轻型飞机	0.024-0.086
涡桨支线客机	0.065-0.0121
公务机	0.061-0.093
喷气运输机	0.038-0.120
超声速战斗机	0.041-0.130

注：若机身相对机翼较小，则垂尾容量小；反之，则垂尾容量大。

6.尾翼外形设计

6.1设计的基本内容

设计内容	内涵
展弦比	为保证平尾不能比机翼先失速，平尾展弦比与机翼相比较小。
后掠角	对于高亚声速飞机，平尾和重尾的后掉角一般比机翼大5度左右。
翼型相对厚度	比机翼相对厚度要小一些。
梯形比	垂尾梯形比较大。

·在初始设计阶段可参考同类飞机的统计数据。

6.2尾翼外形参数设计的步骤

·确定平尾容量和垂尾容量

——计算纵向/航向机身容量参数，查图得平尾容量和垂尾容量。

预估尾力臂的长度

——发动机安装在机翼上时，尾力臂≈(50-55%)L机身

——发动机安装在机身后部，尾力臂≈(45-50%)L机身

根据尾容量和尾力臂长度，计算平尾和垂尾的面积。
确定平尾和垂尾的外形数据

——参考同类飞机，初步确定展弦比、梯形比、后掠角、相对厚度、升降舵和方向舵的尺寸。

6.3平尾和垂尾设计草图：

平尾外形草图垂尾外形草图

第七章发动机短舱和起落架的初步布置

1.发动机短舱的布置

1.1发动机短舱布置的一般要求

在飞机整个飞行包线内，向发动机输送所需空气：
必须有效地将发动机内流和绕其的外流分离开来：
短舱外流阻力尽量小：
有足够的空间安装发动机机械系统和附件：
具备足够面积安装用于降噪的衬垫：
便于发动机的检查和维修。

1.2短舱的类型和几何参数

按照发动机形式不同：分离喷流式发动机（安装在有不同喷口的吊舱中）和混合喷流发动机（安装在全长吊舱中）。

**【分离喷流】：**外涵道气流和核心发动机气流是分离的

几何参数：

短舱（分离式）的几何参数短舱（混合式）的几何参数

1.3短舱安装要求

有适当的通道纵深度(Gully depth)

——为保证机翼的气动效率和降低短阻力，在机翼和短舱之间需留有间隙。

有适当的贯入度(Penetration)

——尾喷口平面与机翼前缘之间的距离，即短舱与机翼重叠的程度。
——与通道纵深度协调，使千扰阻力尽量小。

进气口距地面有足够的高度，以避免形成地面涡系，从地面吸入异物。
反推力喷流方向的控制

——必须控制反推力喷流的方向，以保证其不对襟翼和机身造成气动干扰，并避免发动机重新吸入排除的热气流。

防爆

——虽然风扇和涡轮叶片飞出的可能性很小，但万一发生，应使碎片不会对飞机造成额外的危险。

短舱离地高度

—— 在着陆时发生折断时，不致危及动力装置。

1.4短舱安装位置的初步确定

展向位置：

对于双发，一般位于33-38%的半展长处。

外移，有助于降低机翼根部的弯曲力矩。但是，从气动弹性考虑会增加机翼的震颤，同时过度外移会增大飞行时的偏航力矩使操控困难。

短舱轴线的偏角和安装角：

——偏角：短舱袖线相对于顺气流方向的夹角，一般一2°左右。
——安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角；一般很小。

尾吊布局的短舱安装：

考虑到机翼的下洗现象，进气道轴线应该与来流基本一致。
为减小发动机切舱、吊挂与机身之间的干扰阻力，应使知船与机身之间距离有最佳的最小距离。
为了减少机身尾部的气流死区，降低底部阻力，将发动机能轴线向外(尾部向内)偏一角度。

2.起落架的布置

2.1起落架布置的一般要求

使用要求：

应规定起落架主要受力构件的使用寿命。
起落架应具有地面漂浮能力。
起落架应满足规定的道面不平度的使用要求。

设计要求：

能保证飞机起飞和着陆时所需要的姿态；
使起飞和着陆时的滑跑距离最短；
在起飞抬前轮、离地和着陆的各阶段，应只有机轮与地面接触；
机体上有合适的结构件作为起落架的固定点；
且有足够的内部空间来收入起落架；
保证在地面滑跑过程中的稳定性和操纵性；
适合于机场承载能力

2.2起落架布置形式

两种典型布置形式的介绍：

起落架形式	介绍	优缺点
后三点式	主支点在飞机重心（质心）之前，在低速飞机上采用较多。	【缺点】起飞和着陆滑跑时不稳定在着陆时操纵困难，并有可能产生向前倒立的危险
前三点式	广泛用于着陆速度较大的飞机	【优点】在着陆过程中操纵驾驶比较容易，具有滑跑稳定性由于机身处于接近水平的位置，故飞行员座舱视界的要求较容易满足着陆滑跑时，可以使用较强烈的刹车，有利于缩短滑跑距离【缺点】前轮可能出现自激振荡现象，即前轮“摆振”，需要加减摆器

2.3起落架的主要几何参数

几何参数确定的一般准则：

几何参数	定义	确定准则
停机角 $\psi$	飞机的水平基准线与跑道平面之间的夹角	按起飞的要求选定，应能使起飞滑跑距离最短 $\alpha_{起飞}=\psi +\alpha_{安装}\\\psi=\alpha_{起飞}-\alpha_{安装}$ 一般取值范围：0°-4°
着地角 $\varphi$ ·	主轮接地点与机身尾部最低点间的平面和地面之间的夹角。	按照飞机所需要的着陆迎角 $\alpha_{着陆}$ 确定 $\alpha_{着陆}=\varphi+\psi+\alpha_{安装}\\\psi\geq\alpha_{着陆}-\varphi-\alpha_{安装}$
防后倒立角 $\gamma$	飞机质心与后轮的连线与垂直方向的夹角	为防止飞机在起飞和着陆过程中发生尾部倒立事故，重心线应在主轮接地点之前，即$$\gamma$$角不能过小。过大会造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。取值 $\gamma=\varphi+(1°-2°)\\或者\gamma=15°$
前、主轮轮距 $b$	前主起落架与主起落架机轮之间的纵向距离	前轮所承受的较荷为起飞重量6%一20%（最佳值8%~15%） ——过小，会影利飞机在地面操纵（如转弯） ——过大，不利于起飞时拍起前轮。前、主起落架的织向位置要与在机身机翼上的连接结构协调。要与在机身机翼的收藏空间协调。
主起落架的展向位置	主起落架机轮之间的距离	飞机滑行时急剧转弯有侧翻趋势，最小的主轮距应该满足不致使飞机侧向翻倒的要求。防侧翻角 $\theta$ 一般不大于55°。主轮距要与机翼或机身的连接件和收藏空间协调。
起落架高度 $h$	飞机重心到地面的距离	纵向：起飞和着陆有小滚转角时，尼部不擦地。展向：起飞和若陆有小滚转角时，短舱或外挂不擦地。为减轻重量，起落架高度尽量低。
起落架宽度 $B$	主起落架两主轮之间的距离。	1)轮距越宽飞机起飞、着陆以及在地面滑行转弯时的稳定性越好 2)最小的主轮距应该满足不致使飞机向侧向翻倒的要求（与重心高度 $h$ 有关） 3)要与机翼或机身的连接件和收藏空间协调
防侧翻角 $\theta$	飞机滑行时急刷转弯侧翻趋势的量度	根据我国的和美国的通用规范规定，对陆基飞机角不应大于63°，对舰载飞机角不应大于54°

2.4机轮的布置

计算前、主起落架的载荷： $P_n$ 和 $P_m$
确定前、主起落架的轮胎数；

前起落架：1-2轮；主起落架：取决于每个轮胎的载荷和地面承载能力

轮胎数量与重量的关系：

重量	轮胎数量和布置
50000lb以下	单主轮布置
50000~150000Ib	每个支柱一般都使用双轮重量
200000~400000Ib	通常采用4轮的小车式
大于4000001b	采用四个轮轴架，每一轮轴架带4个或6个机轮重量，以便沿横向分散飞机的总载荷

轮胎选择依据：

种类和结构：

轮胎的种类介绍可以参考【六-2.3章节】

为提高使用寿命，采用双胎面的轮胎

对于主轮，应当选用纵横比小的超高压、低断面轮胎，提高起降稳定性。

对于前轮，应当选择低、中压轮胎，同时为了防止前轮摆振前轮宽度应当适当放宽

轮胎压力：

考虑胎压对于路面通过性的影响以及对于轮胎磨损位置和寿命的影响。

轮胎压缩量：

轮胎运动速度快，压缩变形过程也快，压缩过程与产热有关，这也影响到了寿命。

轮胎的速度特性：

轮胎转动速度不一样，伴随着的载荷变化速度和离心力不同。

轮胎的静不平衡度：

轮胎制造过程中接头、搭缝等现象在运动中会增加运动的不确定性。

跑道类型：

柔性道面（沥青或柏油）；刚性道面（混凝土）

跑道有其极限强度和轮胎许用压力。

国际民用航空组织(ICAO)根据跑道的类型和厚度，建立了载荷等级数LCN(Load Classification Number)。

起落架设计要求中给定了LCN值，该值不能超过要运营机场的LCN值。

飞机等级数ACN(Aircraft Classification Number)

道面等级数PCN(Pavement Classification Number)

设计中的飞机的 ACN值需要小于适航道面等级PCN值。

轮胎的类型：

轮胎类型	充气压力(MPa)	适用机型
低压轮胎（III型）	0.206-0.686	通用航空飞机，如Cessna飞机系列
超高压轮胎(VII型)	0.686~1.586	运输机（如B737)、军用机、涡桨飞机等
超高压低断面轮胎（VIII型）	0.686-1.372	适用高速起飞

2.5起落架的收放

起落架的收放位置：

机翼——收置到机翼上，要减少翼盒尺寸，从而会增加重量并可能减小油箱体积，下单翼战斗机会使用；

翼-身连接处——可能干扰纵梁，民用喷气式运输机较多，下单翼战斗机也存在；

机身——中单翼和上单翼战斗机这样的布局方式较多。

对高速飞机来说，这些布局在空气动力上的好处胜过超过重量的损失

起落架收放形式：

按照起落架的收放特性，可以将起落架分为4类

起落架类别	具体介绍	图示
第一类	几何不变性靠零位杆及锁来保证结构零件较少，结构重量较轻
第二类	几何不变性靠承力锁来保证结构零件较少，结构重量较轻
第三类	几何不变性是由装在收放作动筒内的机械锁来保证
第四类	起落架梁由两部分组成。几何不变性利用第一、二和三类结构中所采取的方法来保证

2.6起落架的设计

确定起落架参数的步骤：

确定起落架是否要收起：a.固定：b.收起：V>150(海里小时)
起落架形式：a.前三点；b.后三点；c.自行车式
安装位置：a.在机身上；b.在机翼上
估算重心位置
根据确定起落架主要几何参数一般原则，确定：
-停机角Ψ；着地角φ；防后倒立角Y；高度h；前、主轮距b；主轮距B
参考统计数据，确定轮胎数目和尺寸
检查起落架在机体上是否能固定，是否有空间可收放。

设计发展：

从设计角度看：

选用新材料将是起落架设计重要的一环

从使用方面看：

减少每飞行小时的维修人时将成为设计中必须重视的问题

2.7【扩展】水上飞机的起落装置

飞上飞机的类型：

1.双船身式

2.单船身式：带有腮式浮筒；带有翼下浮筒；承力浮筒；支撑浮筒

3.带有翼下浮筒的单浮筒式‘

4.双浮筒式

水上飞机的起飞滑跑过程：

第一阶段：航行。与船只运动类似，随着速度增加水动阻力上升

第二阶段：过渡滑行。水动阻力大，重倾角增大。

第三阶段：滑行。重倾角回复，速度逐渐增大。

第四阶段：起飞前阶段。水动阻力和气动阻力的叠加，迎来了第二个阻力的高峰值。

水翼的布置：

水翼可以减小机体和水面接触的面积，从而减小划水时的水动阻力。应用水翼后，可以降低水上飞机对于断阶的依赖，降低结构设计的复杂程度。

第八章系统简介和布置原则

1.飞机系统的组成

飞机上的系统可以包括：起落架系统；液压系统；空气调节系统；燃油系统；防冰系统；航电系统；电气系统；飞控系统

系统	功能	原理
空调系统	供给一定压力和温度的空气，保证乘客舒适和设备正常工作	供气主要来源于发动机压气机引气
防冰系统	防止机翼前缘、发动机进口、空速管、汽化器等布位结冰；除去结冰	气动加热法；电加热
电气系统	包括供电系统（电能产生、变化、传输与分配）和用电负载（耗电设备）
液压系统	驱动飞控系统；驱动起落架收放；刹车；驱动反推力装置	液压系统指的是用液压泵来提高液压油的压力，用高压油液来推动飞机某一部件工作的系统
航电系统	包括通讯设备；导航系统；雷达
飞控系统	传递驾驶员发出的操纵指令，驱动舵面成其它装置，实现对飞机各种飞行姿态稳定的控制。包括：主操纵系统（驾驶员直接操作的都分）；辅助操纵系统（操纵增升装置、减速装置、调整片）；传动系统（传递力使舵面偏转）；助力器

2.系统布置的一般原则

尽量不影响气动外形，考虑气动阻力

尽量避免与结构及其他内部装载发生干扰，

重心位置的要求，减小重心的偏移

相对集中原则：按类别将装载物相对集中，使结构能综合利用，并使电缆、导管连接最短，以减轻重量。

设备的环境要求：设备工作环境的温度、绝缘要求。

维修性要求：方便定期的检查和维修

考虑生存力（安全性）：考虑损伤后不会造成二次伤害

3.结构布置的原则

主要承载结构的布置原则：

保证飞机结构具有足够的强度和刚度
有利于减轻结构重量
便于维护和使用
良好的工艺性
内部装载的要求
主承力构件的综合利用