飞机总体设计优化及软件开发

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1、飞机总体设计优化及软件开发 西北工业大学硕士学位论文飞机总体设计优化及软件开发姓名:石波申请学位级别:硕士专业:飞行器设计指导教师:李为吉20050301西北工业大学硕士学位论文摘 要飞机总体设计是在使用方提出特定的设计要求的条件下,选择并确定飞机布局形式和总体设计参数,经过计算、分析、修正,使所设计出来的飞机以优良的性能,最大限度的满足使用方的要求。飞机总体设计是综合协调、折衷权衡、反复迭代、逐渐逼近的过程。优化飞机的总体参数是飞机总体设计的任务之一,飞机的总体参数都达到最优的这种“理想状态”是不存在的,即多个目标间权益是相互矛盾、相互竞争的,必须采用多目标优化的方法,得到一组或多组非劣解,

2、寻找出比较满意的设计方案。本文通过对运输机总体参数的多目标优化设计,用罚函数法、全局准则法、 方程法等多目标优化方法求得最优总体参数,比较分析各个多目标优化方法的特点,并将多目标优化结果与单目标优化结果进行比较,经多目标优化方法得到的飞机总体设计参数使得飞机综合性能显著提高。随着航空技术的飞速发展,飞机方案设计的复杂性增强,军方需求与民用市场对飞机设计提出了更高要求,很有必要开发飞机方案设计和优化软件以适应上述需求。文中论述了飞机方案设计和优化软件的主体框架、计算流程和关键技术。通过对该软件的开发,将确定飞机总体参数和主要性能的复杂过程程序化。飞机设计与优化软件可分为三个主要模块,即 飞机总体

3、参数设计模块、飞机总体参数优化模块和图形显示模块。飞机总体参数设计模块的设计流程是首先根据飞机类型和应满足的战术技术要求,基于经验数据初步计算,确定飞机的起飞重量、翼载荷和推重比 然后根据一些经验公式、计算方法和航空规范确定飞机的详细参数,如 翼面几何参数、机身几何参数、发动机参数、进气道参数、燃油系统参数等 基于这些设计参数,可以计算出飞机的气动参数、重量重心参数,并对飞机的气动、飞行、操稳等性能进行估算,得出飞机的总体设计方案。查看飞机的总体设计方案是否满足性能要求和设计要求,如果不满足要求,按照前面提到的设计流程,修改部分设计参数重新设计,得出新的设计方案,再与性能要求和设计要求进行对比

4、,如此迭代计算直至得出满意的设计结果。飞机总体参数优化模块的作用是将多目标优化设计运用到飞机总体设计中来。设计模块的设计结果西北工业大学硕士学位论文传入优化模块,为多目标优化设计做好初始准备。用户可以根据优化模块提供的人机交互界面方便地选取优化的设计目标、设计变量并设定目标期望值、设计变量上下界以及设计约束。将多目标优化的设计结果重新带入飞机总体参数设计模块,验证是否满足性能要求和设计要求,经过迭代计算,得到兼顾飞机综合性能并满足设计要求的最终设计结果。为了使用户对设计结果有更为直观的印象,软件开发了图形显示模块,根据设计结果生成三维立体图。采用现有的多型飞机做算例验证该软件,其设计结果与真实

5、值比较,差别很小,基本吻合。软件具有界面友好、操作简便的特点,并有良好的功能扩展性,便于用户使用。经算例验证,该软件具有良好的可靠性和实用性。软件可成为从事飞机设计的工程人员手中方便实用的设计工具。关键词 飞机总体设计,多目标优化,设计和优化软件,动态链接库,模块化开发, 西北工业大学硕士学位论文 第一章前言第一章前 言飞机设计工作的一般过程和优化设计飞机设计的一般过程可以图 简单加以概括图 飞机设计的一般过程正如图中所示,飞机方案设计工作可以划分为三个不同但又有内在联系的阶段概念设计、初步设计和详细设计首先是概念设计又称方案设计,在飞机开始进行设计之前,由使用部门提出或由使用部门与设计部门共

6、同拟定飞机的设计要求,在概念性设计阶段要对飞机的设计要求进行充分的分析,研究和论证,提出一份较合理的设计要求,这一部分的工作又称为“外部设计”。飞机方案设计过程可用图 简单加以概括图 飞机方案设计过程第一章前言第一章前 言飞机设计工作的一般过程和优化设计飞机设计的一般过程可以图 简单加以概括图 飞机设计的一般过程正如图中所示,飞机方案设计工作可以划分为三个不同但又有内在联系的阶段概念设计、初步设计和详细设计首先是概念设计又称方案设计,在飞机开始进行设计之前,由使用部门提出或由使用部门与设计部门共同拟定飞机的设计要求,在概念性设计阶段要对飞机的设计要求进行充分的分析,研究和论证,提出一份较合理的

7、设计要求,这一部分的工作又称为“外部设计”。飞机方案设计过程可用图 简单加以概括图 飞机方案设计过程西北工业大学硕士学位论文下一个设计阶段是初步设计。初步设计的目的是选择飞机的布局,确定飞机及各个系统的基本参数,以保证满足设计要求,如果无法完全满足设计要求,提出必须修改设计要求的根据。初步设计阶段具体的工作内容主要包括 初步选定飞机的型式和进行气动外形布局 初步选择飞机的主要基本参数如起飞重量、燃油重量、翼载、推重比等,选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数,粗略绘制飞机的三面图 初步考虑飞机的总体布置方案并进行初步的性能估算,检查是否符合给定的性能要求。最后是详细设计。

8、详细设计的主要工作包括 修改、补充和完善飞机的几何外形设计,给出完善的飞机三面图和理论外形 全面布置安排各种机载设备、各个系统和有效载荷 初步布置飞机结构的承力系统和主要的承力构件 进行较为详细的重量计算和重心定位 进行比较精确的气动力性能计算和操纵性、稳定性的计算,给出详细的总体布置图。现代飞机设计是一个多学科交互作用的复杂过程。飞机总体设计的最终目的是要给定最优的飞机总体设计方案。总体设计要完成飞机型式选择、设备安排、尺寸、重量、性能估算和任务可行性研究,具有创造性与科学性、反复迭代与多轮逼近、综合权衡与全面协调等主要特点,是飞机研制过程中最为重要的一个阶段。随着战场环境的日益残酷和商业竞

9、争的空前激烈,为了满足越来越苛刻的用户需求必须在新型飞机设计中使用更多的先进技术,飞机总体设计的复杂性增大,传统的参数设计分析和单目标优化方法不能满足这些需求,多目标、多学科优化设计广泛应用于飞机设计之中。现阶段,飞机总体优化设计的关键领域有空气动力与结构综合优化空气动力与隐身一体化设计优化结构与主动控制同时优化。本文的工作本文工作包括三个方面飞机总体设计的一般过程本文在第二、三、四章中简要论述了从概念设计到初步设计阶段,进行飞机总体方案设计的全过程,包括飞机初始设计参数的确定、飞机布局的初步设计和飞机布局的详细分析。这些都是软件的飞机总体参数设计模块的理论基础。第五西北工业大学硕士学位论文下

10、一个设计阶段是初步设计。初步设计的目的是选择飞机的布局,确定飞机及各个系统的基本参数,以保证满足设计要求,如果无法完全满足设计要求,提出必须修改设计要求的根据。初步设计阶段具体的工作内容主要包括 初步选定飞机的型式和进行气动外形布局 初步选择飞机的主要基本参数如起飞重量、燃油重量、翼载、推重比等,选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数,粗略绘制飞机的三面图 初步考虑飞机的总体布置方案并进行初步的性能估算,检查是否符合给定的性能要求。最后是详细设计。详细设计的主要工作包括 修改、补充和完善飞机的几何外形设计,给出完善的飞机三面图和理论外形 全面布置安排各种机载设备、各个系统

11、和有效载荷 初步布置飞机结构的承力系统和主要的承力构件 进行较为详细的重量计算和重心定位 进行比较精确的气动力性能计算和操纵性、稳定性的计算,给出详细的总体布置图。现代飞机设计是一个多学科交互作用的复杂过程。飞机总体设计的最终目的是要给定最优的飞机总体设计方案。总体设计要完成飞机型式选择、设备安排、尺寸、重量、性能估算和任务可行性研究,具有创造性与科学性、反复迭代与多轮逼近、综合权衡与全面协调等主要特点,是飞机研制过程中最为重要的一个阶段。随着战场环境的日益残酷和商业竞争的空前激烈,为了满足越来越苛刻的用户需求必须在新型飞机设计中使用更多的先进技术,飞机总体设计的复杂性增大,传统的参数设计分析

12、和单目标优化方法不能满足这些需求,多目标、多学科优化设计广泛应用于飞机设计之中。现阶段,飞机总体优化设计的关键领域有空气动力与结构综合优化空气动力与隐身一体化设计优化结构与主动控制同时优化。本文的工作本文工作包括三个方面飞机总体设计的一般过程本文在第二、三、四章中简要论述了从概念设计到初步设计阶段,进行飞机总体方案设计的全过程,包括飞机初始设计参数的确定、飞机布局的初步设计和飞机布局的详细分析。这些都是软件的飞机总体参数设计模块的理论基础。第五第一章前言章论述了飞机构型设计的基本原理和过程,以飞机的机身、机翼、发动机、进气道和起落架为例,介绍建立飞机部件的参数化几何模型的过程。这一章是编写软件

13、的图形显示模块的理论基础。飞机总体参数多目标优化的研究本文在第六章中主要进行飞机总体参数多目标优化的研究。首先对多目标优化的基本方法和基本概念进行综述,然后论述优化设计变量、目标函数、约束函数的选取,以及飞机总体参数分析模型的建立。接下来,用罚函数法、总体准则法、法等方法进行飞机总体参数的多目标优化并对本文所用的计算程序和计算流程进行说明。最后,进行优化结果分析,观察各算法优化后对多目标满意程度,得出对方法特点和方法选择的一些初步结论。飞机总体设计和优化软件的开发本文在第七章中论述了飞机方案设计和优化软件的主体框架、计算流程和关键技术。通过对该软件的开发,将确定飞机总体参数和主要性能的复杂过程

14、程序化。飞机设计与优化软件可分为三个主要模块,即 飞机总体参数设计模块、飞机总体参数优化模块和图形显示模块。为了使用户对设计结果有更为直观的印象,软件用开发了图形显示模块,根据设计结果生成三维立体图。采用现有的多型飞机做算例验证该软件,其设计结果与真实值比较,差别很小,基本吻合。软件使用 作为开发平台,利用动态链接库技术进行研制开发。软件采用了模块化开发的原则,实现了计算模块和界面模块相分离。软件具有界面友好、操作简便的特点,并有良好的功能扩展性,便于用户使用。采用现有的多型飞机做算例验证该软件,其设计结果与真实值比较,差别很小,基本吻合。这证明软件具有良好的可靠性和实用性。西北工业大学硕上学

15、位论文第二章飞机初始设计参数的确定引 言本章确定如下飞机设计参数 起飞重量包括空机重量、燃油重量、推重比和翼载荷,为下一章飞机初步布局的计算提供依据。起飞重量的估算起飞重量的构成起飞重量可以分解为乘员重量、有效装载重量、燃油重量、空机重量。空机重量包括飞机结构、发动机、起落架、固定设备、航空电子设备,以及没有包括在乘员、有效装载和燃油内的其他物品的重量。起飞重量的构成可由下列式子描述 十 十式中 代表起飞重量代表乘员重量代表有效装载重量代表燃油重量代表空机重量在设计过程中,乘员重量 和有效装载重量 在设计技术要求中给定,是己知的,只有燃油重量 和空机重量 未知?但它们都与飞机的总重有关,因此,

16、必须采用迭代方法选定飞机的参数。为简化计算,燃油重量和空机重量都可以起飞重量的系数形式表示,即叱 和嗽 。于是式 可变形为 、 、一 十十十七对 ,可求解如下西北工业大学硕上学位论文第二章飞机初始设计参数的确定引 言本章确定如下飞机设计参数 起飞重量包括空机重量、燃油重量、推重比和翼载荷,为下一章飞机初步布局的计算提供依据。起飞重量的估算起飞重量的构成起飞重量可以分解为乘员重量、有效装载重量、燃油重量、空机重量。空机重量包括飞机结构、发动机、起落架、固定设备、航空电子设备,以及没有包括在乘员、有效装载和燃油内的其他物品的重量。起飞重量的构成可由下列式子描述 十 十式中 代表起飞重量代表乘员重量

17、代表有效装载重量代表燃油重量代表空机重量在设计过程中,乘员重量 和有效装载重量 在设计技术要求中给定,是己知的,只有燃油重量 和空机重量 未知?但它们都与飞机的总重有关,因此,必须采用迭代方法选定飞机的参数。为简化计算,燃油重量和空机重量都可以起飞重量的系数形式表示,即叱 和嗽 。于是式 可变形为 、 、一 十十十七对 ,可求解如下第二章确定初始参数二一、一一十不一只要能估算出燃油系数 。和空机重量系数 ,就可确定空机重量系数的估算空机重量系数可根据经验曲线,按统计规律进行估算,空机重量系数大约在之间变化,并随飞机总重增加而递减。表 给出了统计曲线的拟合方程。在初始确定参数阶段,可根据这些拟合

18、方程估算空机重量系数。表 相对于叽的空机重量系数嗽叽 衅 双涡轮螺旋飞机滑翔机一不带动力飞船滑翔机一带动力 喷气教练机自制飞机一金属木材喷气战斗机自制飞机一复合材料 军用货机轰炸机通用航空飞机一单发动机喷气运输机通用航空飞机一双发动机农用飞机注 表中 、为可变后掠翼常数,对可变后掠机翼 。二 对固定后掠机翼 燃油重量系数的估算飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用,称为任务燃油。其它的燃油,包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油,以及不能抽出油箱的“死油,不能在执行任务时使用。所需的任务燃油的量值,取决于飞行任务、飞机的空气动力特性和发动机的耗油特性。燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃油

19、消耗的近似值和空气动力特性来估算。飞机的飞行任务可用飞行剖面描述。在设计一架飞机时,实际的飞行剖面和航程由用户提出,或者采用计算分析的方法确定。任务段重量比在实际分析中,可将不同的飞行任务段,用数字编号。例如,图 为单巡航第二章确定初始参数二一、一一十不一只要能估算出燃油系数 。和空机重量系数 ,就可确定空机重量系数的估算空机重量系数可根据经验曲线,按统计规律进行估算,空机重量系数大约在之间变化,并随飞机总重增加而递减。表 给出了统计曲线的拟合方程。在初始确定参数阶段,可根据这些拟合方程估算空机重量系数。表 相对于叽的空机重量系数嗽叽 衅 双涡轮螺旋飞机滑翔机一不带动力飞船滑翔机一带动力 喷气

20、教练机自制飞机一金属木材喷气战斗机自制飞机一复合材料 军用货机轰炸机通用航空飞机一单发动机喷气运输机通用航空飞机一双发动机农用飞机注 表中 、为可变后掠翼常数,对可变后掠机翼 。二 对固定后掠机翼 燃油重量系数的估算飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用,称为任务燃油。其它的燃油,包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油,以及不能抽出油箱的“死油,不能在执行任务时使用。所需的任务燃油的量值,取决于飞行任务、飞机的空气动力特性和发动机的耗油特性。燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃油消耗的近似值和空气动力特性来估算。飞机的飞行任务可用飞行剖面描述。在设计一架飞机时,实际的飞行剖面和航程由用户提

21、出,或者采用计算分析的方法确定。任务段重量比在实际分析中,可将不同的飞行任务段,用数字编号。例如,图 为单巡航第二章确定初始参数二一、一一十不一只要能估算出燃油系数 。和空机重量系数 ,就可确定空机重量系数的估算空机重量系数可根据经验曲线,按统计规律进行估算,空机重量系数大约在之间变化,并随飞机总重增加而递减。表 给出了统计曲线的拟合方程。在初始确定参数阶段,可根据这些拟合方程估算空机重量系数。表 相对于叽的空机重量系数嗽叽 衅 双涡轮螺旋飞机滑翔机一不带动力飞船滑翔机一带动力 喷气教练机自制飞机一金属木材喷气战斗机自制飞机一复合材料 军用货机轰炸机通用航空飞机一单发动机喷气运输机通用航空飞机

22、一双发动机农用飞机注 表中 、为可变后掠翼常数,对可变后掠机翼 。二 对固定后掠机翼 燃油重量系数的估算飞机上的燃油只有一部分可在执行任务时使用,称为任务燃油。其它的燃油,包括各种民用或军用设计规范所要求的储备燃油,以及不能抽出油箱的“死油,不能在执行任务时使用。所需的任务燃油的量值,取决于飞行任务、飞机的空气动力特性和发动机的耗油特性。燃油重量系数可根据执行飞行任务时燃油消耗的近似值和空气动力特性来估算。飞机的飞行任务可用飞行剖面描述。在设计一架飞机时,实际的飞行剖面和航程由用户提出,或者采用计算分析的方法确定。任务段重量比在实际分析中,可将不同的飞行任务段,用数字编号。例如,图 为单巡航西

23、北工业大学硕士学位论文飞机的任务剖面,各段依次用数字编号为起飞爬升巡航待机着陆。巡航待机图 单巡航飞机的任务剖面以类似的形式,可将每一任务段的飞机重量用数字编号。也就是, 代表起飞重量, 代表起飞段结束时的飞机重量, 代表爬升段结束时的飞机重量, 代表巡航段结束时的飞机重量, 代表待机段结束时的飞机重量, 代表着陆段结束时段飞机重量。飞机在某一任务段结束时段重量除以该任务段开始时的重量,称为该任务段的“任务段重量比”。假定总共有 个任务段,任务结束时的飞机重量为 。如果飞行中无载重投放,在执行任务中,重量的唯一损失是由于燃油的消耗,则任务燃油重量比可简单地表示为 叭叽,假定余油储备和死油占 ,

24、则总的燃油系数如式 哄叽 一叽叽 如果飞行中有载重投放,重量的损失除了燃油之外,还要考虑投放重量的损失。因此必须重新计算叽 。对于任一任务段任务段重量比用帜表示。如果己求得所有任务段的重量比,则它们的乘积就可得到 。表 给出了经验的任务段重量比,这些值因飞机类型不同,可能稍有变化,但表中所给的平均值,对于初步选定参数还是合理的。巡航段任务重量比可由 航程方程得到,即兰三 一“牙西一速度一单位耗油率一航程式中第二章确定初始参数一升阻比待机段重量比可由续航时间方程求得一 石上 下二 二二, 月,二一 伴 冲 叼口式中 一续航时间或待机时间表 经验的任务段重量比任务段帜暖机和起飞 爬升 着陆单位耗油

25、率单位耗油率 是燃油消耗率除以由此产生的推力。对于喷气发动机,单位耗油率通常用每小时每磅推力所消耗的磅数度量。螺旋桨发动机的单位耗油率通常用 表示,指的是每小时每螺旋桨轴马力功率所消耗的燃油磅数螺旋桨发动机的单位耗油率 可由下式求得时间一不 一表 给出了喷气发动机典型的 值,、表 给出了螺旋桨发动机的和,典型值。这些值都可用于粗略的初步选定参数?表 喷气发动机的单位耗油率 些待机典型发动机的纯涡轮喷气发动机低涵道比涡轮风扇发动机高涵道比涡轮风扇发动机表 螺旋桨发动机的单位耗油率羔砂 浦 坑巡螺旋桨 一典型的和。尹注皿活塞式螺旋桨定距补活塞式螺旋桨变距涡轮螺旋桨西北工业大学硕士学位论文升阻比的估

26、算在航程和待机两个方程中,仍然未知的就是升阻比 ,升阻比 主要取决于机翼展长和浸湿面积。机翼展长的平方除以飞机总浸湿面积定义为“浸湿展弦比”。“浸湿面积比”等于浸湿面积与机翼参考面积之比。浸湿展弦比等于机翼几何弦长除以浸湿面积比。根据“浸湿展弦比”,对照飞机最大升阻比随浸湿展弦比的变化曲线,就可估算出 。在最初确定参数时,可以从方案草图中测出浸湿面积比,算出浸湿展弦比,从而估算出最大升阻比 ,阻力随高度和速度而变化,对于任一高度,都有一个使 达到最大值的速度。为了达到最高的巡航和待机效率,飞机应大致在最大 的速度下飞行。对于喷气式飞机,最有效的待机恰好出现在 最大时的飞行速度 对于螺旋桨飞机,

27、最有效的待机速度出现在较低的速度,这个速度下的 为最大的 类似地,对于螺旋桨飞机,最有效的巡航速度出现在 最大时 而喷气式飞机,最有效的巡航速度出现在 为最大 速度的 时。如表 所示。表 估算升阻比飞机类型 ”巡航 待机喷气式飞机螺旋桨飞机燃油系数的估算至此,己经求出了各个飞行段的任务段重量比。将它们乘在一起,就得到总的任务重量比巩溅。现在,可以用式,即叽 一求出总的燃油系数。计算起飞重量按照上面介绍的方法求出空机重量系数和燃油重量系数,代入式 西北工业大学硕士学位论文升阻比的估算在航程和待机两个方程中,仍然未知的就是升阻比 ,升阻比 主要取决于机翼展长和浸湿面积。机翼展长的平方除以飞机总浸湿

28、面积定义为“浸湿展弦比”。“浸湿面积比”等于浸湿面积与机翼参考面积之比。浸湿展弦比等于机翼几何弦长除以浸湿面积比。根据“浸湿展弦比”,对照飞机最大升阻比随浸湿展弦比的变化曲线,就可估算出 。在最初确定参数时,可以从方案草图中测出浸湿面积比,算出浸湿展弦比,从而估算出最大升阻比 ,阻力随高度和速度而变化,对于任一高度,都有一个使 达到最大值的速度。为了达到最高的巡航和待机效率,飞机应大致在最大 的速度下飞行。对于喷气式飞机,最有效的待机恰好出现在 最大时的飞行速度 对于螺旋桨飞机,最有效的待机速度出现在较低的速度,这个速度下的 为最大的 类似地,对于螺旋桨飞机,最有效的巡航速度出现在 最大时 而

29、喷气式飞机,最有效的巡航速度出现在 为最大 速度的 时。如表 所示。表 估算升阻比飞机类型 ”巡航 待机喷气式飞机螺旋桨飞机燃油系数的估算至此,己经求出了各个飞行段的任务段重量比。将它们乘在一起,就得到总的任务重量比巩溅。现在,可以用式,即叽 一求出总的燃油系数。计算起飞重量按照上面介绍的方法求出空机重量系数和燃油重量系数,代入式 第二章确定初始参数叽进行迭代,求得起飞重量。也就是先假定一中,即一 一 个起飞重量,计算统计空机重量系数,再计算起飞总重,如果结果与假定的值不一致,则取两数之间的某一个值作为下一个假定值。确定推重比和翼载荷推重比和翼载荷是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始布局前

30、,要进行基本可信的翼载和推重比的估算,否则,优化后的飞机可能与所画的飞机相差甚远,以至于不得不重新设计。确定推重比飞机的推重比,通常指的是海平面静止状态零速度 和标准大气条件。而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。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 和其它条件下的 如果所需的 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,就可用下式折算飞一,用第一章介绍的方法,求出从起飞段到巡航段各段的任务重量比,将各任务段的相乘,就可求出巡航时的重量与起飞时重量的比值。起飞与巡航条件下的推力值,应该从实际发

31、动机数据中得到,或者参考类似的经验数据。令 推重比的统计估算值表 给出了不同类型飞机的 的典型值,这些值都是海平面和静态时的最大功率时的值。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。第二章确定初始参数叽进行迭代,求得起飞重量。也就是先假定一中,即一 一 个起飞重量,计算统计空机重量系数,再计算起飞总重,如果结果与假定的值不一致,则取两数之间的某一个值作为下一个假定值。确定推重比和翼载荷推重比和翼载荷是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始布局前,要进行基本可信的翼载和推重比的估算,否则,优化后的飞机可能与所画的飞机相差甚远,以至于不得不重新设计。确定推重比飞机的推重比,通常指

32、的是海平面静止状态零速度 和标准大气条件。而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。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 和其它条件下的 如果所需的 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,就可用下式折算飞一,用第一章介绍的方法,求出从起飞段到巡航段各段的任务重量比,将各任务段的相乘,就可求出巡航时的重量与起飞时重量的比值。起飞与巡航条件下的推力值,应该从实际发动机数据中得到,或者参考类似的经验数据。令 推重比的统计估算值表 给出了不同类型飞机的 的典型值,这些值都是海平面和静态时的最大功率时

33、的值。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。第二章确定初始参数叽进行迭代,求得起飞重量。也就是先假定一中,即一 一 个起飞重量,计算统计空机重量系数,再计算起飞总重,如果结果与假定的值不一致,则取两数之间的某一个值作为下一个假定值。确定推重比和翼载荷推重比和翼载荷是影响飞机性能的两个最重要的参数。在初始布局前,要进行基本可信的翼载和推重比的估算,否则,优化后的飞机可能与所画的飞机相差甚远,以至于不得不重新设计。确定推重比飞机的推重比,通常指的是海平面静止状态零速度 和标准大气条件。而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。推重比的折算在确定参数的过程中,应该注意避免混

34、淆起飞 和其它条件下的 如果所需的 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,就可用下式折算飞一,用第一章介绍的方法,求出从起飞段到巡航段各段的任务重量比,将各任务段的相乘,就可求出巡航时的重量与起飞时重量的比值。起飞与巡航条件下的推力值,应该从实际发动机数据中得到,或者参考类似的经验数据。令 推重比的统计估算值表 给出了不同类型飞机的 的典型值,这些值都是海平面和静态时的最大功率时的值。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。西北工业大学硕士学位论文表 推重比的统计值以及推重比与最大马赫数的关

35、系飞机类型 典型装机推重比二喷气教练机 喷气教练机 喷气战斗机空中格斗机喷气战斗机空中格斗机喷气战斗机其它喷气战斗机其它军用运输轰炸机军用运输轰炸机喷气运输机 喷气运输机推重比与最大速度密切相关,表 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 的初始值。通过表 可求出起飞段的推重比,以下将分别给出爬升段、巡航段和格斗段的推重比。 巡航段飞机在巡航状态时,处于非加速的水平飞行中。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 的倒数,即一典一又平少巡航 脚 少巡航升阻比可按照前面介绍的方法求解,也可直接使用经验值进行估算。在初始设计阶段,允许这样近似

36、。 爬升段爬升段的推重比可用下式来推算,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式所求得的值。二之 十式中, 代表爬升梯度 是零升阻力系数,对于喷气式飞机,近似等于。对于整流好的螺旋桨飞机,近似等于 ,对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机,近似等于是奥斯瓦德 效率因子,它是升致阻力效率的量度。对于战斗机, 近似等于,对于其它飞机, 近似等于。对于无襟翼状态而言,起飞襟翼状态 大约增加 将减少大约 ,着陆襟冀状态, 将大约增加 将大约减少。可收放的起落架在放下位置使,大约增加。第二章确定初始参数 格斗段格斗段通常被规定为,或是在最大功率下的飞行持续时间 一般情况下,持续时间 或是

37、在某些飞行高度和飞行 下使用最大功率的格斗转弯数。如果格斗是由转弯数定义的,则可用持续格斗转弯的过载表示格斗段的推重比。因为持续格斗转弯的过载可以这样表示 假设推力方向与飞行方向近似一致,因此推力等于阻力 升力等于重量乘以过载 ,于是可得 丫 、儿 ? “一 卜拭,?, 二 过载在技术要求中给定,升阻比可用前面介绍的方法求解。由此,可估算出格斗段的推重比。求出各个任务段的推重比,一定要将它们折算到起飞状态下。再将所折算的结果进行比较,其中的最大值就是所要求解的飞机的推重比。确定翼载荷翼载是指飞机重量除以机翼参考面积。正如推重比那样,翼载通常是指起飞使的翼载。有时也可以指格斗和其它飞行条件下的翼

38、载。翼载影响失速速度、爬升率、起飞和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量有很大影响。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重。当阻力和空机重量系数增加时,确定尺寸方程的杠杆作用,会相应要求增加重量。表 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 了翼载统计值飞机类型飞机类型刀尹,滑翔机 双涡轮螺旋桨飞机 喷气教练机自制飞机 喷气战斗机通用航空飞机一单发喷气运输机轰炸机通用航空飞机一双发以下的内容,将给

39、出用于估算不同性能条件下所需要的翼载的方法。在这里,假定 的初始值已用上节所述的方法得到。第二章确定初始参数 格斗段格斗段通常被规定为,或是在最大功率下的飞行持续时间 一般情况下,持续时间 或是在某些飞行高度和飞行 下使用最大功率的格斗转弯数。如果格斗是由转弯数定义的,则可用持续格斗转弯的过载表示格斗段的推重比。因为持续格斗转弯的过载可以这样表示 假设推力方向与飞行方向近似一致,因此推力等于阻力 升力等于重量乘以过载 ,于是可得 丫 、儿 ? “一 卜拭,?, 二 过载在技术要求中给定,升阻比可用前面介绍的方法求解。由此,可估算出格斗段的推重比。求出各个任务段的推重比,一定要将它们折算到起飞状

40、态下。再将所折算的结果进行比较,其中的最大值就是所要求解的飞机的推重比。确定翼载荷翼载是指飞机重量除以机翼参考面积。正如推重比那样,翼载通常是指起飞使的翼载。有时也可以指格斗和其它飞行条件下的翼载。翼载影响失速速度、爬升率、起飞和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量有很大影响。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重。当阻力和空机重量系数增加时,确定尺寸方程的杠杆作用,会相应要求增加重量。表 给出了有代表性的翼载。在设计过程中,利用这些参数,

41、可提供参考,也可检验设计的结果。表 了翼载统计值飞机类型飞机类型刀尹,滑翔机 双涡轮螺旋桨飞机 喷气教练机自制飞机 喷气战斗机通用航空飞机一单发喷气运输机轰炸机通用航空飞机一双发以下的内容,将给出用于估算不同性能条件下所需要的翼载的方法。在这里,假定 的初始值已用上节所述的方法得到。两北工业大学硕士学位论文失速速度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 平锌一一二一一告通过式可求出达到给定失速

42、速度和某一特定最大升力系数所需要的翼载。民用和军用飞机设计规范对不同类型的飞机都规定了最大允许的失速速度要求。例如 部审定合格的飞机起飞总重在 以下,除了多发动机飞机要满足某些爬升要求外,所有飞机的失速速度都不应大于。对于民用教练机,虽然没有在任何设计规范中规定过,但是,都把 左右的失速速度 作为上限。通过查阅设计规范,得到失速速度。式 中还有一个很难估算的最大升力系数,该值的变化范围从无襟翼机翼的 至 ,到带有浸没在螺旋桨洗流或喷气洗流中的大襟翼机翼的 对于短距起落飞机,最大升力系数的典型值大约是 。对于有襟翼和前缘缝翼的常规运输机,其最大升力系数约为 。其它在机翼内侧装有襟翼的飞机的升力系

43、数大约可达 到 今 给定起飞距离时所允许的最大翼载为了确定满足给定起飞距离要求所需的翼载,起飞参数 可以查文献。起飞升力系数是起飞时的实际升力系数,而不是在起飞条件下用于失速计算的最大升力系数。飞机大约在 倍失速速度下起飞,所以起飞升力系数等于最大升力系数除以的平方。表示密度比,即空气在起飞高度的密度除以海平面的密度。喷气式飞机二 第二章确定初始参数本章小节本章对飞机的初始参数进行了估算,给出了求解起飞重量的方法,其中包括空机重量系数的估算、燃油重量系数的估算、单位耗油率的初步选定和升阻比的估算。本章还对推重比和翼载荷进行了估算。这些计算为下一章估算飞机的基本几何参数,如机身长度、机翼面积、机

44、翼展弦比、尾翼几何参数、发动机长度与直径和发动机重量等参数做好了准备。西北工业大学硕士学位论文第三章飞机布局的初步设计飞机初始布局的设计任务初始布局设计的目标是以最小的工程工作量先选定一个布局形式。初始布局设计需要完成的工作可总结为以下 条。总体布局的选择?常规布局指尾翼在机身后段 ?飞翼式布局指没有水平尾翼和鸭翼?鸭式布局 ?三翼面布局机身方案的选择?乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安排?座舱或飞行仪表板的设计 ?机身内部设计?窗、门和紧急出口的设计 ?燃油、行李和货物的容积检查?武器和储备的安排 ?货物和卸货的通路?维修和保养的通路在飞翼式设计的情况下,所有这些项目都必须安置在

45、翼身内部。推进装置类型的选择?增压式或非增压式活塞发动机及螺旋桨?涡轮螺旋桨或桨扇 ?涡轮喷气或涡轮风扇?冲压喷气或火箭 ?电机太阳能、微波和铿电池发动机或螺旋桨数目的选择推进装置的布置?推进或拖动 ?发动机埋在机身内部或机翼里?发动机舱在机身上或机翼上 ?发动机和发动机舱的布置机翼和尾翼或鸭翼 的设计参数选择?机翼的尺寸即面积 ?展弦比?后掠角固定翼或可变后掠翼 ?相对厚度?翼型类型 ?尖削比?舵面的尺寸和布置 ?安装角?上反角西北工业大学硕士学位论文第三章飞机布局的初步设计飞机初始布局的设计任务初始布局设计的目标是以最小的工程工作量先选定一个布局形式。初始布局设计需要完成的工作可总结为以下

46、 条。总体布局的选择?常规布局指尾翼在机身后段 ?飞翼式布局指没有水平尾翼和鸭翼?鸭式布局 ?三翼面布局机身方案的选择?乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有效载重的安排?座舱或飞行仪表板的设计 ?机身内部设计?窗、门和紧急出口的设计 ?燃油、行李和货物的容积检查?武器和储备的安排 ?货物和卸货的通路?维修和保养的通路在飞翼式设计的情况下,所有这些项目都必须安置在翼身内部。推进装置类型的选择?增压式或非增压式活塞发动机及螺旋桨?涡轮螺旋桨或桨扇 ?涡轮喷气或涡轮风扇?冲压喷气或火箭 ?电机太阳能、微波和铿电池发动机或螺旋桨数目的选择推进装置的布置?推进或拖动 ?发动机埋在机身内部或机翼里?发动机

47、舱在机身上或机翼上 ?发动机和发动机舱的布置机翼和尾翼或鸭翼 的设计参数选择?机翼的尺寸即面积 ?展弦比?后掠角固定翼或可变后掠翼 ?相对厚度?翼型类型 ?尖削比?舵面的尺寸和布置 ?安装角?上反角第三章飞机布局的初步设计增升装置的类型、尺寸和布置的选择?机械式襟翼 ?后缘或前缘增升装置起落架类型和布置的选择?固定式或可收放式 ?后三点式、前三点式或自行车式,支柱和机轮的数目 ?机轮收放位置?起落架收放的可行性飞机上使用的各主要系统的选择,飞控系统、主系统和备用系统 ?辅助动力装置燃油系统 ?液压系统?冷气系统 ?电气系统?供氧系统 ?环境控制系统?防冰、除冰系统 ?喷洒系统指农用飞机?导航系

48、统 ?电传控制系统结构布置、结构类型和生产细目的选择?金属、复合材料 ?主要飞机部件的结构布置?起落架结构 ?生产和制造的流程确定研究、发展、制造和使用的成本?潜在利润估算民用飞机 ?任务效能的估算军用飞机?寿命周期费用估算包括民机和军机项的排列次序与其重要性无关。而且布局设计是一个反复的过程,并不能一次完成。在选择与设计这些参数与各种性能系统时,应该结合飞机的使用环境及经济效应等,综合分析,权衡处理。一 项的选择与设计有许多需要遵循的原则与经验方法,由于篇幅所限,不能一一列举,在需要时有相关的参考文献可查。以下各节将对其中的部分项目进行分析。翼型及机翼尾翼的参数选择本节主要介绍翼型的选择,机

49、翼的展弦比、后掠角、尖梢比、安装角、上反角的选择,以及尾翼的展弦比和尖梢比的选择。同时简要论述机翼和尾翼的布局。今 翼型的选择第三章飞机布局的初步设计增升装置的类型、尺寸和布置的选择?机械式襟翼 ?后缘或前缘增升装置起落架类型和布置的选择?固定式或可收放式 ?后三点式、前三点式或自行车式,支柱和机轮的数目 ?机轮收放位置?起落架收放的可行性飞机上使用的各主要系统的选择,飞控系统、主系统和备用系统 ?辅助动力装置燃油系统 ?液压系统?冷气系统 ?电气系统?供氧系统 ?环境控制系统?防冰、除冰系统 ?喷洒系统指农用飞机?导航系统 ?电传控制系统结构布置、结构类型和生产细目的选择?金属、复合材料 ?

50、主要飞机部件的结构布置?起落架结构 ?生产和制造的流程确定研究、发展、制造和使用的成本?潜在利润估算民用飞机 ?任务效能的估算军用飞机?寿命周期费用估算包括民机和军机项的排列次序与其重要性无关。而且布局设计是一个反复的过程,并不能一次完成。在选择与设计这些参数与各种性能系统时,应该结合飞机的使用环境及经济效应等,综合分析,权衡处理。一 项的选择与设计有许多需要遵循的原则与经验方法,由于篇幅所限,不能一一列举,在需要时有相关的参考文献可查。以下各节将对其中的部分项目进行分析。翼型及机翼尾翼的参数选择本节主要介绍翼型的选择,机翼的展弦比、后掠角、尖梢比、安装角、上反角的选择,以及尾翼的展弦比和尖梢

51、比的选择。同时简要论述机翼和尾翼的布局。今 翼型的选择西北工业大学硕士学位论文从很多方面来看,翼型相当于飞机的心脏。翼型影响巡航速度、起飞着陆速度、失速速度、飞行品质特别是临近失速时的飞行品质 和各个飞行阶段的气动效率。对于早期的方案设计工作,可以参考现有的翼型,从中选出一个相当接近所需特性的翼型。选择翼型时需要考虑的因素有翼型的设计升力系数、翼型的失速特性、翼型的相对厚度、雷诺数等等。翼型的选择的详细过程可查阅文献。选择展弦比在设计过程中,可按照表 选择机翼的展弦比。表中所示的等效展弦比可表示为 等效展弦比 翼展的平方 机翼和鸭翼的面积。滑翔机的等效展弦比偏佳升阻比 螺旋桨飞机的等效展弦比见

52、表 喷气式飞机的等效展弦比表 展弦比 等效展弦比 喷气式飞机螺旋桨飞机 喷气教练机自制飞机 喷气战斗机 格斗 滩通用航空一单发 喷气战斗机其它通用航空一双发军用运输轰炸机农用飞机喷气运输机双涡轮螺旋桨飞机飞必须注意的是,为了统计起见,表 在定义有升力鸭翼飞机的展弦比时,采用了包括鸭翼面积在内的等效面积。为确定实际机翼的几何展弦比,必须确定如何将机翼和鸭翼的升力面分开。一般鸭翼大约占总升力面面积的 ,这样,机翼展弦比应该等于统计确定的展弦比除以 选择机翼后掠角机翼后掠角主要用于减缓跨音速和超音速的不利影响。在超音速情况下,把机翼前缘增加到马赫锥角 以后,可减少与超音速流有关的升力损失。在设计过程

53、中,可以参考该经验曲线选择机翼前缘后掠角。须注意的是,后掠角定义为垂直于飞行方向的直线向后,而马赫角是相对于飞行方向定义的。因此,以“ ”确定的直线是准确地将机翼前缘置于马赫锥上的机翼后掠角。即理论机翼后掠角。经验曲线之所以区别于理论结果有两个原因在高速范围内,将机翼后掠至马赫锥以后,在结构上不能实现。低速时,如果将机翼后掠至马赫锥之后,将会出现零后掠角。当飞机设计方案要求有高临界第三章飞机布局的初步设计马赫数时,因此时要求流过翼型的气流为亚音速,从而希望采用后掠机翼。对于机翼的初始设计,参考该经验曲线选择机翼前缘后掠角是合理的。选择机翼尖削比机翼尖削比元是翼尖弦长与中心线处翼根弦长之比。大部

54、分低速机翼的尖削比大约为 大部分后掠机翼的尖削比大约为 选择机翼扭转机翼扭转是为了防止翼尖失速,并改善其升力分布,使之近似地达到椭圆形升力分布。一般机翼在 之间扭转。令 选择机翼安装角机翼安装角是机翼相对于机身的偏角。如果机翼无扭转,安装角就简单地是机身轴线与机翼弦线之间的夹角。如果机翼有扭转,则安装角应由任一选定的机翼展向位置的翼型来定义,通常选用与机身对接的外露机翼翼根处的翼型。工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角,并将两者之间的差值定义为扭转。机翼安装角的选取原则是为了使某种条件下的阻力达到最小,一般就是巡航状态。具体条件是 机翼在选定的设计状态所对应的迎角时,机身处在最小阻力的迎角下。机

55、翼安装角最终要用风洞试验数据来确定。对于多数初始设计,可以假定通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为 ,运输机大约为 ,军用飞机大约为。在以后的设计阶段,可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。上述这些值都是针对无扭转机翼而言的。如果机翼有扭转,则指的是平均安装角,平均安装角等于上述值。今 选择机翼上反角上反角也只能根据经验数据估计,然后在下面的设计布局的分析中加以修正。表 给出了上反角的初步估算值。表 上反角参考范围机 翼 位 置飞机类型中单翼 上单翼下单翼无后掠 民用亚音速后掠翼一一超音速后掠翼西北工业大学硕士学位论文选择机翼的垂直位置机翼相对于机身的垂直位置,通常根据飞机实际

56、的使用环境来决定。例如,所有高速商用运输机采用下单翼,而所有具有类似任务剖面和载重量的军用运输机都采用上单翼。许多战斗机都是中单翼布局。上单翼的优点主要体现在以下各方面 允许将机身放置得离地面更近,这样就可使得在没有专门的地面装载机械的情况下装载货物不需要过长的起落架,就可以保证发动机或螺旋桨距离地面有足够空间。在飞机上仰或滚转状态下,后掠上单翼尖也不会碰地,因此,上单翼飞机的起落架重量通常可减少 对于按短距起落要求设计的飞机,上单翼具有很有利的条件 高的机翼位置为高升力系数所需要的非常大的襟翼提供了空间。另外,机翼距地面的高度又可以防止飞机接近地面时,由于地面效应增加升力所带来的“漂浮”。漂

57、浮趋势使飞机难以按预定点着陆接地。最后,大多数短距起落设计还希望能在未修正过的场地上使用,上单翼可使发动机和螺旋桨远离飞来的碎石和垃圾。上单翼布局也有一些缺点。虽然比起其他布局来讲,起落架的重量有所降低,但机身重量通常要增加,这是因为,为承担起落架载荷机身必须加强。许多情况下,在起落架收起的位置,采用一个外部的局部鼓包放置起落架,这样会带来附加重量和阻力。通常,机身底部要搞平,以使货舱地板距地面达到需要的高度。这种平的底部比优化的圆弧机身要重。如果机身顶部是圆弧形的,采用上单冀布局,则在机翼机身结合处需要整流。对于小飞机,在飞机转弯时,上单翼布局可能挡住驾驶员的视线 上单翼还有可能挡住爬升时向上的视线。下单翼布局的主要优点是便于储放起落架。下单翼的不足包括 需要特殊的地面设备为大飞机装卸货物 难以保证与地面的