第二章飞机初始总体参数与方案设计

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1、第二章 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本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决 策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。 “初始总体 参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶 段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。 如果初始设计 阶段的结果可以满足预定的设计要求， 则可以进行飞机的详细设计， 如果初始设 计的结果中发现了某些问题(如某种技术上的不足，或缺乏数据库等)，那么就 要进一步的改进初始方案、 研究解决问题的方案， 直到问题被解决之后， 形成最 终设计任务书， 进行飞机的

2、全尺寸发展研制。 如果研制表明在可接受的周期和费 用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数：(1) 起飞总重 WTO；(2) 最大升力系数Clmax；(3) 零升阻力系数 CD0 ；(4) 推重比 T/W ；(5) 翼载 W/S 。本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：(1) 装载和装载类型；(2) 航程或待机要求；(3) 起飞着陆场长；(4) 爬升要求；(5) 机动要求；(6) 鉴定基准(例如：实验、航标或军用标准)。2.2 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对一定的任务要估算为了完成任务阶

3、段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的 求，本节提供了一种快速估计起飞总重 Wto、空重 We、任务油重 Wf的方法。该方法适用于如下 12 种飞机：(1) 自制螺旋桨飞机；(2) 单发螺旋桨飞机；(3) 双发螺旋桨飞机；(4) 农业飞机；(5) 公务机；(6) 涡轮螺旋桨支线飞机；(7) 喷气运输机；(8) 军用教练机；(9) 战斗机；(10) 军用巡逻机，轰炸机和运输机；(11) 水陆两用飞机；(12) 超音速巡航飞机。2.2.1 方法的概述可以将飞机起飞总重表示为如下几项：WTO=WOE+WF+WPL(2.2.1)其中：Woe 飞机使用空重Wf 飞机任务油重Wpl 飞机有效装载重量而 WO

4、E 通常记为：WOE =WE+Wtfo+Wcrew(2.2.2)其中：We空重；Wtfo死油重；Wcrew 乘员重。空重有时又可写成如下形式：We = Ws + Wfeq + Wen其中：Ws为飞机结构重量;(2.2.3)Wfeq 一一为固定设备重量；Wen动力装置重量。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 Wto假定为设计重量。固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置 （APU）、内部装置和内部装饰和其他用于完成该任务而

5、带的设备的重量。设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图 2.2.1所示）。图2.2.1飞机起飞重量分类对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：Wto =w crew+W f+W pl+W e（ 2.2.4）也可以写为：WtoWcrewWPLWfWe(225WTOWTO式中：WEWto =me空机重量系数；WFWto =mf燃油重量系数。表2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。表2.2.1常规飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量飞机种类Ws/WtoVen/V toVfeq/V toVf/V to亚音速干 线客机轻型0.300.320.120.1

6、40.120.140.180.22中型0.280.300.100.120.100.120.260.30重型0.250.270.080.100.090.110.350.40超音速飞机0.200.240.080.100.070.090.450.52地方航线的多用途飞机0.290.310.140.160.120.140.120.18运动飞机及特技飞行飞机0.320.340.260.300.060.070.100.15农业飞机及专业飞机0.240.300.120.150.120.150.080.12轻型水上飞机0.340.380.120.150.120.150.100.20动力滑翔飞机0.480.52

7、0.080.100.060.080.080.12歼击机0.280.320.180.220.120.140.250.30轰炸机轻型0.260.280.100.120.100.120.350.40中型0.220.240.080.100.070.100.450.50重型0.180.200.060.080.060.080.550.60军用运轻型0.300.320.120.140.160.180.200.25输机及中型0.260.280.100.120.120.140.250.30货机重型0.280.320.080.100.060.080.300.35此时有两点值得注意:(1) .从最底层考虑，估算需要

8、的燃油重量WF是不难的；(2) .统计数据表明，对先前提及的12种飞机，logioWT。和logoWE之间 存在线性关系。基于这两点，求 Wto、We和 Wf将包含以下7个步骤：第一步：确定任务装载重量 Wpl第二步：猜测一个起飞重量值Wto guess第三步：确定任务油重 Wf第四步：确定 Woe的试探值：Woe tent =WTo guess-WF - Wpl( 2.2.6)第五步：求We的试探值：We te nt =WOE te nt- Wtfo -Vcrew(2.2.7)Wtfo大约为Wto的0.5%或更多，通常可以忽略不计。Wcrew数值根据设计要 求或使用要求决定。第六步：按2.2

9、.5节中的方法求 We的许可值。第七步：比较 We tent和第五、第六步得来的的值，然后改变 Wto guess的值， 重复36步，一直迭代下去，直到 We tent和We的差值小于指定的误差值。在 这一阶段，误差值通常取 0.5%。2.2.2确定飞机装载重量Wpl，和人员重量Wcrew飞机装载重量 Wpl通常已在任务要求中给出。Wpl包括以下各项的一部分：(1) 乘员和行李(2) 货物(3) 军用装载，如：弹药、炸弹、导弹和各种外挂物。对于作短程飞行的 旅客机，每个旅客重35kg,带行李10kg,对远程飞行每个旅客带行李 15kg。机 组人员重量Wcrew是由如下方式确定的：旅客机：机组人

10、员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员， 人员数目还取决于旅客总数。对机组成员，一般重量为 80kg,所带行李10kg。军用飞机：对军机飞行员，重量取为 100kg,因为他们带有附加设备。2.2.3 对起飞总重量 WTO 的估计WTO guess的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给一个猜测值。2.2.4 任务油重的确定在 2.2.1节中，第一步曾表明确定 WF 是不难的，本节将提供求 WF 的方法： 任务油重 WF 可被写为：WF=WF used+WF res(2.2.8)其中：Wf used任务期间耗去的燃油重量Wf res 执行任务所必须的余油任务余油量

11、通常按下列方式规定：(1) 作为消耗燃油的一部分(2) 使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要(3) 满足待机时间要求的油量为了确定执行飞行任务时耗去的油量， 通常采用燃油系数法， 即飞行任务被分成若干段(见图 2.2.2)。每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。给定 某一飞机的任务剖面， 把任务剖面分成许多任务段， 每一段给予编号并给出起始 重量和结束重量。 每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。 下 一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：5迖机起始重量为 Wto ,终止重量为 Wi,本段燃油系数为 Wi/ Wto。该系数的参 考数据约为 0.94 0.

12、99 &第二段：滑跑开始重量为Wi,终止重量为W2,燃油系数为W2/W1。该系数的参考数据约为 0.99- 0.99&第三段：起飞开始重量为 W2,终止重量为 W3,本段燃油系数为 W3/W20该系数的参考 数据约为0.94 0.998第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度开始重量为 W3，终止重量为 W4,本段燃油系数W4/W3的参考数据约为0.980.995第五段：巡航起始重量为W4，终止重量为W5,本段燃油系数W5/W4的参考数据约为0.86A 0.99。第六段：待机起始重量 W5,终止重量为 W6,本段燃油系数 W6/W5的各种飞机参考数据约为 0.99- 0.995第七段：下降开始重

13、量为 W6,终止重量为 W70该系数的参考数据约为0.98A0.995第八段：着陆、滑行和关机起始重量为 W7,终止重量 W8,该系数的参考数据约为0.990.99&这样即可求出任务燃油系数Mff:Mff = ( Wi/Wto ) ni=1,7 (Wi+1/Wi)(229)式中Wto 起飞总重Wi发动机启动和暖机阶段末的飞机重量Wi、Wi+1 飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量任务中使用的燃油，WFused为：WFused = (1- Mff) Wto(2.2.10)任务燃油重量，Wf最终为：Wf = ( 1- Mff) Wto +WFres(2.2.11)2.2.6空机重量的估算空机重量

14、系数 me可以根据图2.2.3所示的经验曲线，按统计规律估算。空 机重量系数大约在0.30.7之间变化，并随飞机总重增加而递减。图2.2.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系由图可见，飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大，远程军用飞 机的空机重量系数最小。 飞船之所以重， 是因为它需要携带相当于整个船体重量 的附加重量。 还应注意到，不同类型的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变 化的曲线斜率也不同。空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的， 但对有些电子设备重量是不变 的。也可以把这些设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于 20世纪 80 年 代以前的飞机。对于新一代飞机，在使用这些统

15、计数据时要考虑增加WPL 而减小 WE 。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。2.2.7 确定起飞重量将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）中，得到关于起飞重量的 迭代关系式，对该式进行迭代， 就可求得起飞重量。 也就是先假定一个起飞重量， 计算统计空机重量系数， 再计算起飞总重， 如果结果与假定值不一致， 则取两数 之间的某一个值作为下一个假定值， 重新进行计算，直到 We tent和We的差值小 于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。2.3 飞机升阻特性估算2.3.1 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

16、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。 平尾提供的配平力将增加或减小最大升力， 这 取决于配平力的方向。 如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上， 那么在 发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。大多数飞机在起飞和着陆时， 使用不同的襟翼状态。 在着陆过程中， 襟翼偏 转到最大位置， 以提供最大的升力和阻力。 不过， 起飞用的最大襟翼偏角可能会 引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。 因此，这时的襟翼将使用大约一 半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。一般地，起 飞最大升力系数大约是着陆最大升

17、力系数的 80。表 2.3.1列出了不同飞机的典 型 CLmax 值。表 2.3.1 最大升力系数典型值序号飞机类型CLmaxCLmaxTOCLmaxL1自制螺旋桨飞机1.2-1.81.2-1.81.2-2.02单发螺旋桨飞机1.3-1.91.3-1.91.6-2.33双发螺旋桨飞机1.2-1.81.4-2.01.6-2.54农业飞机1.3-1.91.3-1.91.3-1.95公务机1.4-1.81.6-2.21.6-2.66涡轮螺旋桨支线飞机1.5-1.91.7-2.11.9-3.37喷气运输机1.2-1.81.6-2.21.8-2.88军用教练机1.2-1.81.4-2.01.6-2.29

18、战斗机1.2-1.81.4-2.01.6-2.610军用巡逻机，轰炸机和运输机1.2-1.81.6-2.21.8-3.011水陆两用飞机1.2-1.81.6-2.21.8-3.412超音速巡航飞机1.2-1.81.6-2.01.8-2.2CLmax的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表 2.3.1所列值 已经足以“选择”满足任务要求和与襟翼参数相对应的CLmax。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值，需要求助于实验结果和经验数据。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%。232确

19、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。式中：S浸湿 -一飞机浸湿面积；S参考

20、飞机参考面积。表2.3.1当量蒙皮摩擦阻力系数C_厂S浸显丄 DC池考音速So Y宠CC推一亚育速龙炸机或民用运输机0.0030轻型E机4单发）0,0055军用货机0.0035屋型E机収发）0,0045空军战斗机0.0035螺旋萊水上总机0,0065树不战斗机0.0040啧气式水一上E机0.OD40超音速遛離E机0.0025这里引入了浸湿面积的概念，所谓浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以 看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积， 因为它对摩擦阻力影响最大。机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估 算。对于一般飞机方程式（2.3.2给出了合理的近似。S浸湿 q

21、 3.4（S侧+S 俯）/2（2.3.2其中：S侧一侧视图中飞机的平面面积；S俯一俯视图中飞机的平面面积。机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图2.3.2所示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（S外露）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的图2.3.2机翼/尾翼浸湿面积估算图2.3.2中阴影部分为外露平面形状面积，虚线所示为机翼/尾翼真实平面形状面积。如果机翼或尾翼象一张纸那样薄，则浸湿面积将精确地等于实际平面形 状面积的二倍（即上和下）。有限厚度的影响将增大浸湿面积，可近似的由式（2.3.3）或（2.3.4）估算。要注意，实际外露平面形状面积是投影（俯视）面 积除以上反角的余弦值。如

22、果 t/c0.05S浸湿=S外露1.977+0.52（t/c）（2.3.4对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大， 应予以考虑。襟 翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的尺寸、 类型有关，其典型值可参 照表2.3.3选取。表2.3.3 ACdo的典型值襟翼、起落架形式ACdoe干净00.80-0.85起飞放下襟翼0.010-0.0200.75-0.80着陆放下襟翼0.055-0.0750.70-0.75放下起落架0.015-0.025采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力比富勒襟翼大； 全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼； 装在机翼上的起落架阻力大；上单翼飞机大 于

23、下单翼。2.3.3典型的飞机极曲线亚音速时，设极曲线为抛物线,则飞机的阻力系数为:eCD CD 0(2.3.5)或者:2CD C D0 Kcl(236)K其中：1_Ae 诱导阻力因子;A 机翼展弦比； e-奥斯瓦尔德系数典型的奥斯瓦尔德系数(e)在0.7与0.85之间，可以用下面的公式估算e值：直机翼飞机 e= 1.78 (1 0.045f68) 0.46(2.3.7后掠翼飞机 e= 4.61 (1 0.045 68) (cosAle )0.15 3.1(238其中：Ale机翼前缘后掠角。升阻比L/D是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比L/D直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸

24、湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比L/D的估算。(L/D)max = 0.5( ne/CD0)2(2.3.9)2以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以 用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下(襟翼及起落架收上)：其中：C_0 对应于Cd min的升力系数。女口C_0 0，贝U CDmin = Cd0。CDCDmin(CL CL0)Ae(2.3.10)对第一次近似，CDmin(0.9 0.15M)3Cf(1 3.3(%)cos 斥0.008kf 0.5k2)SM f s cdeSe s 0.0002式中：Cf1.328Re 机翼在紊流中

25、的摩擦系数;CfRe0.0452.58(lg Re)机翼在层流中的摩擦系数;V 1054 8 21.46 0.25 10 H 1.94 10 HVc巡航速度;Se所有发动机短舱的横截面面积；St 尾翼面积；Cde 发动机短舱的阻力系数；kf 一机身的长细比。发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比（确切地说是决定 于短舱形状），如表234所示：表2.3.4 Cde与涵道比的关系涵道比0246C de0.10.10.0850.065CL图2.3.3装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线S=32 m2； A = 9;A/4 = 20;= 0.14;= 0.10; df = 2m；机翼增升

26、装置：前 缘缝翼及双缝富勒襟翼；1无增升装置的Cl a； 2起飞时（前缘缝翼不 打开，襟翼偏转20 ）的Cl a； 3着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转40）的Ca;4无增升装置（起落架收起）时的Cl（Cd） ； 5起飞时（起落架放 下）的Cl（Cd） ； 6着陆时（起落架放下）的 Cl（Cd）； 7离地时的升力系数；8着陆时的升力系数CL图2.3.4超音速飞机的极曲线图2.3.5超音速飞机的CDO随飞行M数变化的曲线2.4确定推重比和翼载推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些 参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。然而，在初始设计布局之前

27、，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能 与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。2.4.1确定推重比T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也 就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机 越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增 加。T/W不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另 外，发动机的推力也随高度和速度变化。每当设计师们提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速 度）和标准大气条件下，而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。另一个常被提到的推重比是战斗

28、机在格斗条件下的推重比。1推重比的折算在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重 比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去， 以便于选择发动机的数量和大小。 例如，在设计过程中得到了巡航状态的推重比（T/W ）巡航，就可以用式（241）进行折算:如果可能的话，起飞与巡航条件下的推力比值，应该从实际发动机数据中 得到，否则可采用类似发动机的数据，或者某些其它来源的数据。2. 推重比的统计估算值表2.4.1给出了不同类型飞机的推重比（T/W）的典型值，这些值都是海平面和零速度（“静态”）状态下的最大功率时的值。表2.4.1推重比的统计值飞机类型典型

29、装机推重比喷气教练机0.4喷气战斗机（空中格斗机）0.9喷气战斗机（其它）0.6军用运输/轰炸机0.25喷气运输机0.25注意，现代空中格斗战斗机的 T/W值接近1.0,这表明推力近似等于重量。在格斗条件下，当燃油消耗一部分后，飞机的推重比超过 1.0,这时飞机甚至能 垂直向上加速。应特别指出的是，能进行格斗的喷气式战斗机的 T/W是特指发 动机开加力时的值，而其它喷气飞机的 T/W，一般是不开加力的值。推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大设计速度情况 下，气动阻力的计算将与其它准则一起用于确定所需要的T/W，表2.4.2给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟合方程，可用于估算

30、推重比（T/W）的初始值。表242推重比与最大马赫数的关系/WTO aM maxac喷气教练机0.4880.728喷气战斗机（空中格斗机）0.6480.594喷气战斗机（其它）0.5140.141军用运输/轰炸机0.2440.341喷气运输机0.2670.3633. 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:TI、 1KKL 2.4.2）L/D可通过多种方法计算，对于螺旋桨飞机，巡航L/D和最大L/D相同; 对于喷气式飞机，巡航 L/D是最大L/D的86.6%。求出巡航段

31、推重比，然后 根据式2.4.1就可以求出起飞时的推重比。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。(2.3.3)式中，G代表爬升梯度；Cdo是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于0.015对于整流好的螺旋桨飞机，近似等于0.020对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机，近似等于 0.03, e是奥斯瓦尔德（Oswald）效率因子，它是诱导 阻力效率的量度。对于战斗机，e近似等于0.6,对于其它飞机，e近似等于0.8。 对于无襟翼状态而言，起飞襟翼状态CD0大约增加0.02, e将减少大约5%,着

32、陆襟翼状态，Coe将大约增加0.07, e将大约减少10%。可收放的起落架在 放下位置使Coe大约增加0.025. 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。对民机，应满足相应的规范要求。对军用飞机，起飞性能计算应 按相关文献的方法进行。基于不同的任务，起飞要求通常以最小地面滑跑距离、 最小爬升率等形式提出。对海军飞机还要有上舰能力，必须考虑弹射器的影响。下面主要讲述按起飞要求对具有机械襟翼飞机的设计参数确定方法。对具图2.4.1螺旋桨飞机起飞距离的定义图2.

33、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：VTO2g(W)to2(LD)to(2.4.4)式中：Vto 起飞速度（又叫离地速度）；地面摩擦阻力系数；(W)to飞机起飞滑跑时的平均推重比;飞机起飞滑跑时的升阻比。地面摩擦阻力系数的值如表243所示：表2.4.3典型的地面摩擦阻力系数压平的雪或冰0.02坚硬的土跑道0.07干的水泥路面0.02湿的草地0.06湿的水泥路面0.03草地0.08在起飞状态,vTO飞机起飞滑跑时的升阻比，对超音速飞机L/D = 56,对亚音速飞机L/D23.6CLmaxTO ,将该式代入（式2

34、.4.4得到:STOG1.2CL maxTOWS1 1W 2(3g Ld)(2.4.5)由（式245可以得出求解推重比的的公式:“ cW1 2TS 111.05 S ( g |)(2.4.6)WCL maxTO LtoG2L p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，所以可以根据上式解出推重比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T需用就是飞机的实际阻力值 D，最大可用推力T可用减去阻力 D或者减去需用推力T需用，所得的剩余推力？ T为：?T = T-D=T 可用-T 需用（247）速度愈接近最大，剩余推力 ？

35、T就愈小，直到这最大剩余推力？T等于零,此时的速度即为最大平飞速度。当然，这个最大平飞速度是指未受其它条件限制式中：D为阻力，最大速度时阻力 D与推力T相等：D = T，所以Vmax2(wLCD(WO/T、小、2()()W S(249)CD由式（249可以得出推重比的表达式:Vmax CD(2.4.10)给出最大平飞速度后，如果已知翼载，就可以求得所需要的推重比。反过 来，如果已知推重比，就可以求得所需要的翼载。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（W/S ）翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。就像推重比那

36、样， 翼载通常是指起飞时的翼载，但也可以指其它飞行条件下的翼载。 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。 翼载对确定飞机起飞总重有很大影响。 如 果翼载减小，机翼就要变大。这虽然可改善性能，但由于机翼较大，会引起附加 的阻力和空机重量，将导致为完成任务而增加起飞总量。表244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。表2.4.4翼载统计值飞机类型典型的起飞翼载(kg/m 2)飞机类型典型的起飞翼载(kg/m2)滑翔机29双涡轮螺旋桨飞机195自制飞机54喷气教练机244通用航

37、空飞机-单发83喷气战斗机342通用航空飞机-双发127喷气运输机/轰 炸机586这里所提供的材料，通常都假定T/W的初始估算值已用上节所述的方法得 到。然而，如果翼载是根据某些单项要求(比如失速速度)确定的，则本节的大 多数方程还可用于求解 T/W。这些方法可用于估算不同性能条件下所需要的翼载。为了保证机翼在所有 使用条件下能够提供足够的升力，设计师应选择估算所得翼载的最小值。但是， 如果由这些性能中某项指标确定的翼载过低时， 设计师应考虑采用另外的方法去 满足该项条件。例如，如果为了满足失速速度要求所需要的翼载低于其它所有要求时，那 么最好的解决办法是在飞机上安装一个高升力襟翼系统。 又如，起飞距离或爬升 率需要很低的翼载，也许应该增加推重比。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。飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量。在失速速度下水平飞行时，飞机 处于最大的升力系数状态。因此，可得到式WL1 2VS SC_ max2(2.4.11W丄2厂VS CLmaxS2(2.4.12通过式（ 2.4.12）可