第三章 飞机总体参数详细设计

( 部件设计 )

3.1 设计的任务和步骤

设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。

复杂系统优化

局部最优的子系统

3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则

3.1.2 飞机总体参数详细设计（部件设计）的主要任务

在飞机部件的设计过程中，要解决以下的问题：

1. 选择主要参数和几何尺寸的最优值；

2. 选择最优形状、最优外形；

3. 选择飞机部件的最优结构受力形式，满足强度、刚度等要求并使重量最轻； 4. 选择最优材料和工艺过程，使在成批生产中保证外形和表面质量的条件下使飞机部件生产成本最低；

5. 保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构和设备的检查和修理时，有自由接近的和进行必需的测量调整工作的可能性。

飞翼式布局

(1). 总体布局的选择：

3.1.3 飞机部件设计的步骤

三翼面布局

鸭式布局

常规布局

· 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 · 窗户、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 · 加载和卸载的通道 · 维修和保养的通道

(2). 机身方案的选择

· 增压式或非增压式活塞式发动机或者螺旋桨 · 涡轮螺旋桨 · 桨扇 · 涡轮喷气或涡轮风扇 · 冲压喷气或火箭 · 电机（太阳能、微波和电池等）

(3). 推进装置类型及数目的选择

(4) . 推进装置数目的选择

(5) . 推进装置的布置 · 推进器：推进或拉进 · 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

几种常用的动力装置

涡轮风扇发动机

涡轮喷气发动机

机翼面积展弦比、后掠角（固定翼或可变后掠翼）、相对厚 度 、相对厚度、翼型类型、根梢比、舵面的尺寸和布置、安装角（固定翼或可变后掠翼）、上反角

(6) . 机翼和尾翼（尾翼或鸭翼）的设计参数选择

(7) . 增升装置的类型、尺寸和布置的选择

· 动力增升 · 机械式襟翼· 后缘增升装置· 前缘增升装置

(8). 起落架类型和布置的选择

· 固定式或可收放 · 后三点式、前三点式或自行车式 · 支柱和轮胎的数目 · 机轮收放位置 · 起落架收起的可行性

· 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

(9). 飞机上使用的各主要系统的选择

·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

(10). 结构布置、结构类型和生产细目的选择

·潜在利润的估算（民用飞机）·任务效能的估算（军用飞机）·全寿命周期费用估算（民机和军机）

(11). 确定研究、发展、制造和使用的费用

以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程 第 1 步： 考虑对机翼布局起主要影响的因素，确定布局是下列形式之一：

（ 1 ）常规布局（指尾翼后置） （ 4 ）鸭翼 （ 2 ）飞翼（指无平尾或鸭翼） （ 5 ）三翼面 （ 3 ）串列式机翼 （ 6 ）连接式机翼

第 2 步： 确定机翼总的结构布局： （ 1 ）悬臂式机翼 （ 2 ）支撑式机翼

3.2 机翼设计

* 表示在很大程度上取决于机翼通过机身的位置 ** 表示如果起落架收入机身内，那么起落架重量将不再是一个必需的因素。在这种情况下 , 起落架经常需要减震器外形整流，而这又会引起附加阻力。

数字 1 表示‘首选’，数字 3 表示‘最不合适’。

第 3 步 : 机翼 /机身总体布置的确定：

（ 1 ）上单翼 （ 2 ）中单翼 （ 3 ）下单翼

第 4 步 : 选择机翼 1/4 弦线后掠角和机翼相对厚度

第 5 步：选择翼型第 6 步：确定机翼尖削比 λW并绘制机翼平面尺寸图。

第 7 步：列出最大升力系数。第 8步：确定横向操纵面的形状、尺寸及位置。第 9步：在 6步绘制的机翼平面图上标出前后翼梁轴线第 10 步：机翼油箱容积的计算第 11 步：确定机翼上反角 Γ ｗ

第 12 步：确定机翼安装角 w i 及机翼扭转角 εt第 13 步：将各步的决定和清晰的尺寸图归入一份简短的文档。

参数计算

机翼的几何展弦比是无因次的几何参数，并由下式确定：

A＝ b2/S

在确定机翼的气动力特性时 , 不用几何展弦比，而用有效展弦比。

机翼的平均相对厚度由下式确定： t/c ＝ SMW/S = SMW

其中： SMW－机翼最大截面积，米 2 。

3.2.1 机翼的展弦比

3.2.2 机翼的平均相对厚度

机翼中弧面的形状同样也是机翼的几何特性。它的定义是由翼型上、下轮廓构成机翼的上、下表面法向坐标之和的一半（机翼展向为 Z坐标）：

机翼的容积是机翼很重要的几何特性，它可以用于放置燃油。对于有直母线的机翼，在前后缘之间整个机翼的最大理论容积（米）可以按下式计算：

3.2.3 中弧面的形状

3.2.4 机翼的容积

1 、机翼升力特性（ CLα 值的确定）

中等展弦比和大展弦比机翼在低亚音速无紊流流动时的升力特性用升力系数和迎角的关系，以及升力系数对迎角的导数来评定：

3.2.5 中等展弦比和大展弦比机翼的气动力特性

图 3.3.2 上给出了由同类翼型组成的梯形后掠机翼的 CL 实际值沿展向的分布。

机翼的最大升力特性，以 CLmax的大小来评定，它决定于翼型沿翼展的分布，机翼的扭转和平面形状，也就是决定于它的气动布局型式。机翼的气动布局应该考虑到机翼的流场特点。对于后掠机翼特点有：

2 、机翼的最大升力特性

3 、提高后掠机翼升力特性的措施

图 3.2.5 后掠机翼在弦平面内弯曲时其剖面迎角的变化

为了提高后掠机翼的 CLmax值和对应于Cm(α) 或 CL(α) 的非线性关系开始时的 CL容许值（为了减小“勺形”区范围并把它向较大α值移动），在机翼气动力布局上可以采用以下方法：

隔板

在后掠机翼上设置隔板的型式如下

4 、机翼阻力由飞机空气动力学教程可知，机翼总的迎面阻力可用飞机极曲线方程

给出：

6 、机翼设计开始阶段机翼参数的选择

5 、机翼的力矩特性

机翼的纵向力矩系数 Cm取决于机翼的气动布局和飞行状态（ CL和Ma数）。

在第一次近似中， Cm=Cm0+CmCLCL，其中零力矩Cm0取决于机翼的气动扭转和几何扭转，也和飞行Ma数有关。机翼的纵向静稳定性 CmCL=xcg-xac，除了 xcg以外还取决于机翼焦点位置 xac，后者取决于机翼平面形状和Ma数。

机翼几何参数的选择是在实现给定的战术技术要求或使用技术要求的

条件下，在飞机所有参数优化的过程中，折中气动、重量及容积等特性的

基础上进行的。

3.2.6 小展弦比（ A≤3 ）机翼的气动力特性

1 、小展弦比机翼的流场特点和升力特性

对于各种展弦比机翼的 CL-α 关系如下图 3.

2.7所示：

2 、小展弦比机翼的阻力和力矩特性 小展弦比机翼的零升阻力按照中等和大展弦比机

翼在亚音速的那些公式计算。小展弦比（ A≤3 ）机翼的漩涡诱导阻力可按下式决定：

图 3.2.8 各种类型的机翼增升装置

a －开裂式襟翼； b－简单襟翼； c

－开缝襟翼； d－后退开裂式襟翼；

e －单缝后退襟翼； f －多缝后退襟

翼

为了解决在起飞、着陆和在强扰流中飞行时增大机翼的 CL 和 Clmax ，采用各种类型的沿机翼后缘的增升装置，其中最常用的如图下图 3.2.8所示。

3.2.8 机翼的增升装置和副翼

1 、机翼后缘的增升装置

前缘增升装置的作用是消除或延缓大迎角时流经机翼的空气分离，从而增大值。在翼尖布置前缘缝翼，分离的延缓可保证提高侧向稳定性和操纵性，以及改善大迎角时的副翼效率。 机翼前缘增升装置的型式有：带特别形状缝翼的前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘。

2 、前缘增升装置

最常使用的横向操纵的手段是设置在翼尖部分的副翼。副翼面积占机翼面积的比通常为＝ 0.05～ 0.07。

1－机翼； 2－前补偿室； 3－副翼； 4－密封

隔膜

副翼可采用以下一些气动补偿形式：——使用副翼还为了增大时，采用轴向补偿；——带柔软隔膜的内腔补偿（如下图）。

3 、飞机横向操纵性的保证

3.3 机身设计 3.3.1 机身设计的要求与过程

3.3.2 机身参数的确定

机身的尺寸可以作为它的参数（上图所示），它们是：长度 lf 、直径df 、最大横截面积 SMf ，以及无因次的长细比，包括 kf＝ lf/df－机身长细比， kfh＝ lfh/df－头部长细比， kft＝ lft/df－尾部长细比。当截面不是圆形时，它的特征尺寸是最大宽度 B，最大高度 H，还经常按机身的最大截面积来决定等效直径

机身的几何参数

下表：机身长细比数据

机身容积 :

机身表面面积 :

3.3.3 机身横截面的形状与分布

用地板梁连接的双圆弧形成的机身横截面，地板梁在气密压差作用下承受拉伸（飞机 DC－ 9）或压缩（安－ 24 ）

机身横截面的分布 (F-4)

3.3.4 机身头部和尾部外形的特点

飞行员视野、头部形状与风挡玻璃的协调

军用运输机机身尾部外形的比较

3.4 尾翼及其操纵面的设计

1 、初步确定尾翼及操纵面的位置和尺寸的步骤

第 1步：作为一般原则，平尾不应直接放在推进器滑流中。 第 2步：确定尾翼的位置。 第 3步：确定尾翼尺寸。 第 4步：确定尾翼的平面几何形状。 第 5步：绘制尾翼平面形状尺寸图。 第 6步：确定纵向和航向操纵面的尺寸和位置。 第 7 步：简明地用报告说明第 1到第 6步，并给出标注有尺寸的图。

3.4.1 尾翼初步设计

（ 1 ）  Xc.g. 代表当平尾 ( 鸭翼 )改变位置时，重心 c.g相对机翼平均气动力弦前后移动的距离。

（ 2 ） Xa.c. 代表当尾 ( 鸭翼 )改变位置时，焦点 a.c. 相对机翼平均气动力弦前后移动的距离。

2 、纵向静稳定性估算（纵向 X- 图法）：

3 、航向静稳定性估算（航向 X- 图法）：

3.4.3 操纵面外形及参数的选择

3.4.2 尾翼外形的选择

3.5 推进系统的选择与设计

所有飞机推进装置形式都是靠向后推动空气（或燃气）而产生推力的。

飞机的推进装置包括：（ 1 ）发动机及其附件；（ 2 ）进气系统；（ 3 ）排气系统。

为了进行动力装置的设计，首先需要有以下的基本数据：飞机的用途、所要求的飞机性能和飞机的起飞重量。

3.5.1 推进系统概述

保证燃油消耗率最低（尤其是远程飞机） 比重最小（尤其是大推重比的飞机） 具有足够的可靠性和低成本。

要成功地设计出高性能的现代飞机，在很大程度上是依靠机体和动力装置恰当地组合。只设计出具有高气动性能和完善的重量特性的机体是不够的，还需要配以单位耗油率低、比重小的发动机。

对动力装置的主要要求：

图 3.5.1 飞机动力装置设计的逻辑框图

图 3.5.1给出了现代飞机动力装置设计的大致顺序。 要考虑以下两种情况： （ 1 ） 开始设计时，发动机已制出（即在已经有了现成发动机的情况下进行飞机设计）； （ 2 ）需研制所设计飞机专用的新的发动机

1 、进气道的工作情况： （ 1 ）保证发动机在各种工作状态下都能稳定地工作； （ 2 ）对进入进气道的空气进行压缩，使气流的动能变成压力势能。

现代飞机的进气道，为了充分地发挥作用，应该保证： （ 1 ）有尽可能高的总压恢复系数； （ 2 ）压气机进口处的速度场要足够均匀； （ 3 ）在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严重的气流分离

和压力脉动）； （ 4 ）外部阻力尽可能小。

3.5.2 飞机的进气道设计

设计和使用亚音速进气道所积累的经验使这类进气装置已可以达到很高的总压恢复系数值： σBX＝ 0.97 ～ 0.98 。

图 3.5.2 亚音速进气道

2 、亚音速进气道

众所周知，当超音速气流流经一个物体时，要产生激波。当气流穿过激波时，其各项参数（速度、压力、密度、温度）要产生突变。其变化的程度决定于激波角的大小，超音速进气道就是利用这一现象设计的。

图 3.5.3 形成激波的不同方式a －外压式进气道； b－混合式进气道； c －内压式进气道

图 3.5.4 混合式超音速进气道（设计工作状态）

3 、超音速进气道

如果在出现各种可能的不稳定因素时发动机仍能保持稳定的特性，以稳定和过渡状态工作，就叫做与进气道具有相容性。

4 、进气道和发动机的相容性

亚音速进气道工作的特点是能自动协调流经发动机和进气装置的空气流量。 对于按超音速飞行速度设计的进气道，应该有专门的调节系统，但进气道的复杂性、质量和成本都会增加。

图 3.5.5 F－ 15 飞机的进气道调节系统

5 、进气道在飞机上的布置

选择进气道在飞机上的安装位置，最重要的是要解决进气道与发动机协调的问题，即机体与动力装置特性的匹配。因为将单独设计的进气装置安装到飞机上以后，其特性可能产生本质的变化。

正面进气道 侧面进气道 翼下（机身下）的进气道

图 3.5.6 附面层的吸除

机身（或发动机短舱）尾部的修形，可以使其在跨音速时的阻力最小和满足超音速飞行的要求。

底阻主要取决于飞机尾部的外形。尾部表面外形越平滑，则其周围的压力场越均匀，外部气流越靠近其外表面，则底阻将不大。

图 3.5.7 可调节尾喷管的截面图

3.5.3 排气系统

1 、降低底阻

2 、空气喷气发动机的反推力

图 3.5.8 多用途战斗机上发动机的气动引射器和反推力装置 a －进气活门打开； b－进气活门关闭； c －反推力装置打开

3.6 起落架设计

起落架是一种起飞着陆装置，它保证飞机滑跑、起飞、着陆、着陆后滑跑以及在机场上机动滑行。这时，起落架承受作用于飞机上的各种载荷，并在着陆滑跑中将其大部分动能散逸掉。

起落架型式是指支点数目及其相对于飞机重心的位置特征。目前，飞机上采用的起落架有四种型式：后三点式起落架、前三点式起落架、机翼下带支点的自行车式起落架及多支点式起落架

3.6.1 起落架型式的选择

前三点式起落架的主要几何参数有： （ 1 ）纵向轮距 b（在侧视图中前轮与主轮轴线之间的距离）； （ 2 ）主轮距B（在前视图中两主轮接地点之间的距离）； （ 3 ）主轮伸出量 e（在侧视图中通过飞机重心的垂线与主轮轴线之间的距离）；

（ 4 ） 前轮伸出量 a（在侧视图中通过飞机重心的垂线与前轮轴线之间的距离）；

（ 5 ）主轮伸出角； （ 6 ）防倒立角（机身尾部或尾橇与跑道平面的接触角）； （ 7）停机角（机身水平基准线与跑道平面之间的夹角）。

3.6.2 起落架主要几何参数的选择