第三章飞机总体参数详细设计

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1、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 3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则本章将说明飞机各个部件，比如机翼、机身、尾翼、动力装置、操纵系统和起落架装置的总体设计特点。设计的主要任务是保证飞机总体参数的最优化。 由复杂系统的设计理论可知，在一般情况下， 由局部最优的子系统组成的系统并不是最优的，然而局部的最优化还是有意义的。第一，如果各个部件的参数不是互为函数，那么，部件的最优化与整个系统的最优化是一致的；第二，在一些情况下， 总体的最优化是不可能或者是很困难的，由于它的数学模型太复杂， 或者是不确定的。 那么，系统就只好按各部件最优化，希望结果距离总体最优不

2、远；第三，如果对部件和对系统总体的最优化准则是统一的，或者部件的准则是总体最优化准则的一部分，而这一部分能很好地反应部件的独立参数的变化，则部件最优化也是有意义的。例如，对于整个飞机的最优化准则是使飞机起飞总重量最小。对于飞机各部件，例如机翼，最优化准则也可以是以下形式的准则:其中 mwing 机翼重量；(L/D)wing 机翼升阻比；S机翼面积；分布在机翼内的燃油重量。A、B、C 和 D 是根据所设计飞机而异的系数，它们反映了飞机的战术技术要求和使用技术要求（航程、巡航速度、着陆时的下滑速度、有效载重和装备的多少等）。这样的评价单独飞机部件最优化的准则形式简单，不要求有整个飞机的优化数学模型

3、， 也不要求采用考虑这个部件内部各参量更复杂的数学模型，只需考虑决定它的外部形状的参数变化。准则的内容应指明为完善这一部件， 今后的工作的合理方向， 也允许对各部件之间的相互影响进行估算。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，

4、有自由接近的和进行必需的测量调整工作的可能性。在第二章中已经说明了确定下列飞机主要参数的方法：翼载荷W/S、推重比 T/W、机翼面积 S 和发动机的总起飞推力P 0 和求飞机起飞重量 WTO 的第一次近似值的方法。根据这些参数值和规定的战术（使用）技术性能来选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化：对于机翼：展弦比A、后掠角 、根梢比 、机翼根部和尖部翼型的相对厚度、上反角，几何扭转及气动扭转和增升装置选择；对于机身：最大横截面积、长细比 l/d、机身长度、机身头部和尾部的长细比；对于尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂、尾翼的面积、舵面面积和、根梢比、展弦比；对于起落架和动力装置： 起落架支

5、柱和机轮尺寸、 进气口和尾喷口的尺寸、发动机吊舱或起落架整流舱的最大截面积等。选择了这些参数和尺寸后就可以详细地确定飞机起飞重量的第二次近似值， 并且用来修正飞机的主要参数和机翼、机身、尾翼以及飞机的其它部件的主要参数和尺寸。飞机部件（最优）形状的选择与以下的参数的选择有关：机翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置规律；机翼和尾翼相对于机身的位置，水平尾翼（HT） 和垂直尾翼（VT）的相对位置；机身的横截面和机身头部与尾部的外形；起落架的位置， 起落架收入机翼或机身内的可能性（以及有没有设专门的整流罩的要求）；发动机进气口、 短舱、安装这些短舱的吊挂， 以及喷口装置的形状。在进行形状选择时， 有必

6、要使各部件之间保持协调，以减小由于这些部件间的互相影响而引起对气流统一流线特性的干扰。这里指出的是出现不利干扰的可能性（使CD0 增加），当然反过来，也有产生有利干扰的可能性（例如，运用“面积律”或者在超音速飞行中进气口前产生附加的“激波”）。选定了形状之后， 飞机和它的部件的外形即可依据解析几何、计算几何或计算机辅助设计CAD 中提供的数学方法得出。选择飞机部件的 （最优）结构受力形式， 选择材料和可能的工艺过程需运用航空院校学生在机械设计、结构力学、 飞机制造工艺学和材料力学等课程中学习的内容。随着航空技术的发展， 飞行速度和速压的增大， 把飞机的使用期限增加到 30，000、40，000

7、 乃至 60，000 飞行小时的必要性，都使得保证飞行中结构的静态和动态稳定性、结构的疲劳强度 （包括在气动加热条件下和材料腐蚀条件下）、结构的声振强度 （来自发动机和环绕飞机的紊流的噪声） 等问题尖锐化了。 所有这些问题不但对部件的形状，而且对结构受力形式都要提出相互矛盾的要求（例如为了提高疲劳强度， 要降低许用拉伸应力水平） 。这就决定了飞机各部件设计过程的迭代性： 在用计算的方法审查， 确认它们已经满足上述矛盾的要求之后， 并检查它们和飞机其它部件的相互协调关系，通过上述的迭代， 该部件的形状、 外形、尺寸和结构受力形式才能明确地规定下来，而且这个过程要重复进行，直到得出（最优）结果为止

8、。3.1.3 飞机部件设计的步骤下面给出对飞机各个部件的主要型式、尺寸、形状的选择步骤；这些部件的其它性能的选择 （结构的、 强度的和工艺的等） 在专门的教材里进行研究。（1）总体布局的选择：常规布局（指尾翼在机身后段）无尾式布局（指没有水平尾翼和鸭翼）（2）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（3） 推进装置类型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涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机冲压喷气发动机或火箭冲

9、压喷气发动机火箭发动机电机（太阳能、微波和电池等）（4） 发动机或螺旋桨数目的选择（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（6） 机翼和尾翼（尾翼或鸭翼）的设计参数选择机翼面积展弦比后掠角（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（7） 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（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（9） 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

10、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（10） 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（11） 确定研究、发展、制造和使用的费用潜在利润的估算（民用飞机）任务效能的估算（军用飞机）全寿命周期费用估算（包括民机和军机）111 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； 在布局设计的早期阶段， 一架飞机全寿命周期费用的 90%是不能变更的；有很多种不同的设计思路都可以得到一个令人满意的设计。 完全有可能发现不止一种有时相差还

11、很大的布局设计都能满足给定的使用要求。3.2 机翼设计本节给出了确定以下表征机翼平面特征参数的具体方法。（1） 机翼面积， S （2） 展弦比， A （3） 后掠角， （4） 相对厚度， t/c （5） 翼型（6） 根梢比， （7） 安装角 ,和扭转角 ,（8） 上反角，（9） 横向操纵面尺寸与布局机翼平面外形的第一条在初始参数设计过程中确定，而第三条至第九条尚待确定。以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程。（具体参数计算方法将在以下各节中介绍）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

12、）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结构布局在以下两者之间选择：（1）悬臂式机翼（2）支撑式机翼参考各类已有飞机的参数， 建立基本的选择思路。 读者可能注意到支撑式主要用在低速飞机上。原因是：权衡干扰阻力增加和机翼重量，可认为支撑式布局适合于速度在 220km/h 以下的飞机。第 3 步: 机翼/机身总体布置的确定。布置在以下三者之间选择：（1）上单翼（2）中单翼（3）下单翼下面这些机翼 /机身布局的比较只有在其它条件均相同时才是正确的。数字 1 表示首选，数字3 表示最不合适。上单翼中单翼下单翼干扰阻力2 1 3 横向稳定性1 2 3 座舱视界 *1 2

13、 3 起落架重量3*2 1 *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。第 4 步: 选择机翼 1/4 弦线后掠角和机翼相对厚度后掠角的类型有以下几种：（1） 零度后掠或平直翼（2） 后掠（也叫正后掠）（3） 前掠（也叫负后掠）（4） 变后掠（对称变后掠）（5） 斜掠（不对称变后掠）类型 4 和 5 只有在兼顾超音速和亚音速巡航或高机动任务时才适用，如果还要求短距起降， 变后掠和斜掠这两种类型的机翼就比较合适。但使用这两种机翼将付出很大的重量代价。对大多数飞机

14、来说后掠角的选择可参考各类已有飞机的选择思路，相对厚度的选择也同样。在总体参数的详细设计中计算阻力极曲线时，读者将发现后掠角和相对厚度的选择对阻力增长特性有很大的影响。对一架有高亚音速巡航或超音速巡航要求的飞机来说， 后掠角和相对厚度之间的权衡就成为机翼设计中的关键因素。图 3.2.1 表明后掠角和相对厚度对临界马赫数的影响。记住：巡航升力系数 CLxh 是一个非常重要的系数。这一系数可用下式估算：在很多设计中，可以通过机翼前掠或后掠减小重心的移动范围。另外，后掠角轻微的变化（从零度开始）会对机翼/机身的焦点 a.c.位置有很大影响。第 5 步：选择翼型参考已有飞机选取翼型的基本思路，尤其参考

15、类似NACA 标准化翼型的详细介绍。我们发现尽管翼型计算设计技术已能够为某一个特殊的任务设计出翼型，但大多数飞机仍使用系列化翼型。在选择或设计翼型时，下列的重要因素必须考虑：阻力系数，设计升力系数，临界马赫数，俯仰力矩系数 (相对 1/4 弦长 )，第 6 步：确定机翼尖削比并绘制机翼平面尺寸图。参考已有飞机选择机翼尖削比。应当注意，机翼尖削比选择的好坏将对机翼的失速与重量特性有重要的影响。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。根据已有飞机提供一个初步的参考。另外一个主要的设计因素是，横向操纵面与所需的增升装置之间要配合得很好。第 9 步：在 6 步绘制的

16、机翼平面图上标出前后翼梁轴线。第 7 步和第 8 步所得数据是确定翼梁轴线位置所必需的。另外在翼梁轴线与增升装置和副翼外形线之间应保持大约0.005c 的间隙。任何扰流片转轴线必须紧靠后翼梁轴线后面。第 10 步：机翼油箱容积的计算这里首先假设燃油装在一个所谓的“湿翼”中（即不存在单独的油箱）。机翼的扭转盒段 （机翼前后梁之间的结构） 经密封构成油箱。确定隔板梁的位置主要用在飞机坠毁时防止火势蔓延。注意不要将隔板梁计算在燃油容积之内。假设翼展 85%以外部分不能携带燃油。这主要是为了防止飞机飞行时遭雷击起火（这会给飞机造成致命的损伤）。注：当翼尖蒙皮局部加强， 能有效避免雷击时， 燃油可装在翼尖油箱中。这虽然将付出增重的代价，有时仍然得到应用。比较一下机翼油箱的计算容积与任务所需的实际容积。在初步设计时，可用下列推荐的方式来估算机翼油箱容积：这个公式基于统计数据得出， 并预先考虑了所需的隔板梁以