飞机总体设计-4第四讲_飞机总体布局型式的选择_大飞机
飞机总体设计FuDan_SG
2.1 飞机的设计要求
设计要求的提出—民用飞机 民用飞机很难说有什么“固定客户”,因 此要发展什么样的飞机,一般由飞机公司 提出初步设想,经过与可能用户的商讨, 再制定设计要求 设计要求也需要有正确的预见性,因此必 须必须进行长期的市场调查和详细的分析 研究
37
2.1 飞机的设计要求
任务剖面
试制原型机 设计定型阶段 —进行定型试飞 生产定型阶段-少量改进,小批量生产
4
1.2 什么是飞机总体设计?
飞机设计的范围
—主要涉及论证、方案和工程研制阶段
飞机设计的三阶段划分方式
见下页
5
1.2 什么是飞机总体设计?
设计要求
概念设计
(Conceptual Design)
初步设计
(Preliminary Design)
目标:完成可实现加工的细节设计。
15
详细设计
工作内容
1. 部件设计和零构件设计 2. 各系统的设计
液压系统 环控系统 起落架系统…… 3. 详细的重量重心计算 4. 强度计算报告 5. 静强度、动强度和寿命试验 6. 系统的地面台架试验 7. 工装设计
16
详细设计
方法与手段
1. CAD 2. CAM(FEM) 3. 结构优化设计 4. 系统可靠性设计 5. 试验
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课程评分内容与方法
设计报告 笔试 得分:
50% 50% 设计报告 + 笔试成绩
设计报告评分标准: 1)正确性和合理性 2)清晰性
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设计报告内容
设计要求拟定 飞机布局型式的确定 飞机主要参数计算 部件外形设计 飞机总体布置 重量重心计算 气动特性分析 飞行性能分析计算 三面图 总结
飞机总体设计
• 狭义 • 第三级
– 飞行器–的被第»值四发第级现五级概率的大小
主要决定于其信噪比
• 增大 值 即增强背景噪声信号的强度---干扰技术
• 降低 值 即降低飞行器自身的目标特征信号强度--隐身技术
• 低可见度技术 英文Low Observable Technology
2
航空宇航学院
单击此飞处行编器辑隐母身版设标计题样式
– 第二级
• 第三级
– 第四级 » 第五级
19
航空宇航学院
X-36
• McDonnell Douglas and the National Aeronautics and Space
单击此处编辑母版标题样式 Administration (NASA) have developed a tailless research aircraft that
– Low–su第per二son级ic drag
– Liquid cooling for reliability
– Unrestric•te第d m三an级euverability
• Propulsion – 第四级 – Low observable s»up第ers五on级ic inlet
– Low observable apertures • Radar • Infrared • Communications/Navigations
单击A此GM处-1编29 A辑CM母版标题样式
The AGM-129 ACM (Advanced Cruise Missile) is a stealthy,
n•uc单lear击-ar此med处cr编uise辑m母issi版le u文sed本ex样clus式ively by B-52H
飞机总体设计PPT课件
经济性能设计
燃油经济性
在保证飞行性能的前提下,通过 优化飞机气动外形、减轻结构重 量、提高发动机效率等措施,降 低飞机的燃油消耗率。
维护经济性
通过采用先进的维护理念和技术 手段,降低飞机的维护成本和停 场时间,提高飞机的出勤率和利 用率。
直接运营成本
包括燃油费、维护费、机组人员 工资等直接与飞机运营相关的成 本。设计中需要考虑如何降低这 些成本以提高飞机的经济性能。
采用遗传算法、模拟退火等启发 式算法,处理飞机设计中的复杂 问题,寻求全局最优解。
利用代理模型对飞机性能进行快 速评估,减少计算量,提高优化 效率。
多学科优化方法探讨
多学科设计优化(MDO)
综合考虑气动、结构、控制等多学科因素,实 现飞机总体设计的协同优化。
分解协调方法
将复杂问题分解为若干子问题,分别进行优化 后再进行协调,降低问题求解难度。
06
确保飞机满足适航法规和标准的要求,包括噪声、排放等 环保指标。
02
飞机总体布局设计
布局形式的选择与特点
常规布局
水平尾翼和垂直尾翼都 放在机翼后面的飞机尾
部。
鸭式布局
水平尾翼位于机翼的前 面,具有较好的大迎角
特性。
无尾布局
没有水平尾翼,靠机翼 后缘襟翼或扰流片等部
件实现俯仰操纵。
三翼面布局
在常规布局上增加一对 鸭翼。
垂直尾翼
主要功能是保持飞机的方 向平衡和操纵飞机的方向 运动。
V型尾翼
由左右两个倾斜的垂直尾 翼组成,像是固定在机身 尾部带大上反角的平尾。
起落架布局设计
前三点式起落架
自行车式起落架
两个主轮对称地布置在飞机重心之后, 前轮位于机身前部。
2014-飞机总体设计-4第四讲-总体布局设计-Part1
在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的, 它综合了正常式布局和鸭式布局的优点,有望得 到更好的气动特性,特别是操纵和配平特性
• 增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理,减轻机翼 上的气动载荷,有效的减轻机翼的结构重量; • 前翼和机翼的襟副翼,水平尾翼一起构成飞机的操纵控 制面,保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩,允 许有更大的重心移动的范围; • 前翼的脱体涡提供非线性升力,提高全机最大升力。
设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果 采用增压客舱,机身将变得非常重 对于大型运输机而言,Burnelli的应用有待深 入的研究
24
4.2 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内,斜机翼布局与常规固定后掠 或变后掠机翼飞机相比,有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转 轴。有利于降低飞机的结构重量。
飞机总体设计 第四讲
飞机总体布局设计
(第一部分)
飞机系 航空科学与工程学院
本讲内容在设计流程中的位置
总体布局设计
配平型式选择 机翼参数选择 尾翼参数选择 机舱与装载布置 推进系统设计 起落架布置 部件及分 系统设计
飞机总体布置 和几何建模
多学科设计 优化(MDO)
经济性、环 保性分析
飞机性能综 合分析评估
B-2专用恒温机库
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复习题
1. 飞机型式选择的主要内容是什么? 2. 简述飞机鸭式、无尾式和三翼面布局的 特点。 3. 简述飞机外形隐身设计的基本原则。
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谢 谢!
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正常式布局
11
4.2 飞机配平形式选择
正常式布局
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4.2 飞机配平形式选择
鸭式布局
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业歼-50(终结者)小组成员:目录前言 (4)第一章飞机设计要求 (4)1.1 任务计划书性能指标 (4)1.2发动机要求 (5)1.3有效载荷 (5)1.4任务剖面 (5)1.4 概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)2.1起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9)2.2 发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)2.4 燃油重量系数W f/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)2.5飞机升阻特性估算 (19)2.5.1确定最大升力系数 (19)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (20)2.6推重比的确定.................................................................................. 错误!未定义书签。
2.7 翼载荷的确定................................................................................. 错误!未定义书签。
第三章总体方案设计................................................................................. 错误!未定义书签。
3.1总体布局选择.................................................................................... 错误!未定义书签。
3.1.1方案一:总体布局为三翼面布局.......................................... 错误!未定义书签。
飞机总体大作业——四代机设计方案2
取,0025.0=feC S 浸湿/S 参考=3.2参考浸湿S S C C feD =0=0.0025×3.2=0.00820201LD LD D C Ae C KC C C π+=+=其中:C D0 为零升阻力(废阻力)系数,C L 为升力系数;K 为诱导阻力 因子,A 为机翼展弦比,e 为奥斯瓦尔德效率因子。
3.2,1==A Ae K π其中0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1LE e A =-Λ-=4.61(1-0.045×2.30.68)(cos42°)0.15-3.1=0.9596 亚音速下(L/D )max =0.5(πAe/C D0)0.5=14.72.6推重比的确定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。
当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。
对于战斗机,另一个常被提到的推重比是格斗(作战)时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有:(1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度推重比估算的几点说明:1 为满足各个性能指标的要求,需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。
W确定的情况下,可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离)2 在起飞翼载荷ST。
来估算起飞推重比WT也可以用统计方法给出。
3 起飞推重比WT=0.9 , W=27648 kg(1)在空中格斗时:W所以T=24883kgT=0.6 , W=27648 kg(2) 在其他的状况下:W所以T=16589 kg鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求,故我们可以取飞机的推重比为0.75。
飞机布局设计
– 是否已掌握了该布局的设计特点。
• 市场因素
– 研究市场(客户)对布局的偏好。
• 设计传统和风格
4
飞机构型选择的思维特点
• 创造性
– 非逻辑性思维
• 非唯一性
– 虽然设计要求相同 但构型可完全不同
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飞机构型的非唯一性(1)
• 幻影-2000
- 无尾布局型式 - 机翼形状:三角翼 - 蜂腰形机身 - 一台发动机装在机身尾段 - 机身两侧的进气道
– 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。 – 三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
• 缺点
– 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。
– 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。
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不同形式的三角翼
幻影2000
阵风(法)
"协和"号超音速客机 30
后掠翼 、三角翼与小展弦比机翼的比较
因素
阻力(M1.6)
后掠翼 1
阻力( M>1.6)
3
重量
3
升力线斜率
2
洛-马公司提出的超声速公务机(三角翼)
三角翼 2
小展弦比 3
2
1
1
2
3
1
美国Aerion公司提出的超声速公务机(小展弦比)
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机翼在机身上的安装位置
因素
上单翼
✓ 起落架短、易收放、结构重量轻; ✓ 发动机和襟翼易于检查和维修; ✓ 安全考虑:强迫着陆时,机翼可起缓冲 作用。
不利因素:
机身机翼气动干扰较大 机翼离地近,吊舱安装困难。 部分客舱的座位的视线被机翼遮挡
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业歼-50(终结者)小组成员:前言 (3)第一章飞机设计要求 (4)任务计划书性能指标 (4)发动机要求 (4)有效载荷 (5)任务剖面 (5)概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9)发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)燃油重量系数W f/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)飞机升阻特性估算 (20)2.5.1确定最大升力系数 (20)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (21)随着美国F-22战斗机的服役,以及俄罗斯T-50战斗机的首飞,我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁,必须要研制出自己的四代机,否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
我们正在无声无息的被四代机重重包围,如何突围,成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。
根据对21世纪战争的预测分析,作战模式将向空战一体化,信息化发展。
赋予战斗机的作战使命将进一步提升,要求战斗机取得“据对制空权”,具有远程奔袭和突防能力,“先敌发现,先敌进攻,先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。
具有更高的生存性,低可探测性(即隐身性能),超声速巡航,高机动性,超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想,我们以俄罗斯T-50为原型机,设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第一章飞机设计要求任务计划书性能指标发动机要求(1)推重比达到10以上;(2)应满足具有超音速巡航能力,发动机不开加力在高度11-13千米,飞机应能~持续巡航飞行,及要求发动机不开加力使得最大推力要大;(3)为飞机提供短距起降和过失速机动能力(采用推力矢量喷管);(4)有良好的隐身能力,发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小;(5)采用双余度全权限数字电子控制(FADEC);(6)与第三代战斗机的发动机相比,零件数量减少40~60%,可靠性提高一倍,耐久性提高一倍;(7)寿命周期费用降低约25~30%。
超轻型飞机总体设计
飞机构造学结课大作业——超轻型飞机结构总体设计目录一.超轻型飞机总体外形设计二. 机翼结构设计三. 起落架的构造设计四.机身构造的设计五. 尾翼构造设计六.连接设计七.心得与体会八.参考文献一.超轻型飞机总体外形设计飞机主机翼采用上单翼布局,垂尾平尾正常式布局,采用对称翼型。
飞机尾部下方设置尾鳍,飞机采用前三点不可收放式起落架,机轮上设置整流罩减阻,机翼中部和机身底部之间设置有斜拉杆。
二.机翼结构设计1.机翼的选择采用矩形机翼,因为矩形机构简单,结构重量轻,超轻型飞机一般飞行速度都很低采用平直翼以获得更大的升力,矩形机翼当一处失速时,其它位置仍可以产生升力。
上单翼使飞机的横向稳定性增大,机翼离地面距离大,减小在颠簸跑道上起降时杂草划伤机翼表面和翼尖擦地等情况的发生。
机翼外形对于飞机的气动性能和结构性能有重要的影响,因此选择合理的机翼平面形状是非常重要的。
该轻型飞机的机翼剖面形状是平凸翼型,结构简单,便与生产,而且气动特性比较好。
机翼翼尖有一定的后掠,能增加横向安定性。
1).翼梁翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩.翼梁主要由上下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力.本机型采用的翼梁构造形式是工字形,沿长度方向采用等强度设计.腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大.这种结构的翼梁制造工艺简单,成本低.适用于轻型飞机的设计与制造.2).纵墙它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁.位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼.它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩.3).翼肋本机型翼肋---构架式翼肋.由缘条,直支柱,斜支柱组成.用于结构高度较大的机翼上.翼肋按功用为普通翼肋.此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板.腹板用来承剪,上下缘条用来承受因弯矩而产生的正应力,并连接蒙皮,普通翼肋的腹板抗剪强度,本机型翼肋有较大的承受预度,因此在腹板上开减轻孔以减重.4).蒙皮蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件.机翼还参与机翼的总体受力.蒙皮与翼梁腹板所构成的机翼盒式梁受到由各翼肋沿闭室周缘传来的引起机翼扭转变形的力矩。
飞机总体布局型式的选择
4.2 飞机配平形式选择
达索公司的设计传统
幻影III
幻影2000
阵风
8
4.2 飞机配平形式选择
根据配平翼面和机翼之间的相对位置和配 平翼面的多少,通常分为以下几种型式
正常式布局:水平尾翼位于机翼之后 鸭式布局:水平尾翼位于机翼之前 无尾布局:只有一对机翼,但立尾有无不确定 三翼面布局:机翼前面有前翼,后面有平尾
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4.2 飞机配平形式选择
前翼尖端涡流布置不当,会引起机翼弯矩增加, 阻力增大,所以对于客机常常采用将前翼布置 在机翼的远前下方,减少前翼对主翼的气动影 响。
15
4.2 飞机配平形式选择
无尾布局
无尾布局飞机一般采用大后掠角的三角形机翼,用机 翼后缘的襟副翼作为纵向配平的操作面。
无尾飞机配平时,襟副翼的升力方向向下,引起升力 损失,同时力臂较短,效率不高。飞机起飞时,需要 较大的升力,为此必须将襟副翼向下偏,这样会引起 较大的低头力矩,为了配平低头力矩襟副翼又需上偏, 造成操纵困难,配平阻力增加。
三翼面布局
在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的, 它综合了正常式布局和鸭式布局的优点,有望得 到更好的气动特性,特别是操纵和配平特性
• 增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理,减轻机翼 上的气动ห้องสมุดไป่ตู้荷,有效的减轻机翼的结构重量;
• 前翼和机翼的襟副翼,水平尾翼一起构成飞机的操纵控 制面,保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩,允 许有更大的重心移动的范围;
• 前翼的脱体涡提供非线性升力,提高全机最大升力。
缺点是由于增加前翼使得飞机的总重有所增加
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4.2 飞机配平形式选择
三翼面布局
F-15D双座战斗机
多功能飞行器设计与实现(总体设计)讲解
副翼的初步参数选取 副翼面积相对机翼面积一般在5%~7%; 副翼相对弦长约为20%~25%; 如采用襟副翼,即后缘 襟翼与副翼合成一块, 其相对展长可达 60%~80%。 一般副翼偏角δa 不超过25º 。
副翼选取曲线范围
4.模型飞机总体设计的步骤
(4)尾翼布置及参数选择
尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼,是飞机纵向和侧向 上的平衡、稳定及操纵机构。 尾翼设计的成败,直接关系到飞机的稳定性和操纵 性,同时在一定程度上影响飞机的飞行性能,如速度、 升限等,所以尾翼是根据飞机的操纵 、稳定性要求进行 设计的。
生产定型 阶段
进一步 改进
分析使用环境 拟定设计要求
建立生产线 调整试飞 稳定工艺 定型试飞 批生产飞机 试飞鉴定 否 决策 是 定型试飞 报告 决策 是 批生产飞机 交付部队 否
方案 概念研究 论证设计要求 可行性 否 决策 是 战术技术要求 及概念性方案
3. 总体设计的特点
科学性与创造性
• 应用航空科学技术相关的众多领域(如空气动力 学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、 隐身技术)的成果
翼型是构成翼面的重要部分,直接影响到飞 机的性能和飞行品质 选择翼型时不仅要满足气动要求,还须兼顾 结构、强度及工艺的需要
S l b0 b1
c
——机翼参考面积 ; ——机翼展长; ——翼根弦长; ——翼尖弦长 ; ——机翼展弦比 ; ——机翼前缘后掠角; ——根梢比(梯形比); ——翼型相对厚度; ——扭转角
4.模型飞机总体设计的步骤
(5)模型飞机的稳定性
LHT SHT 俯仰稳定系数:Api= CHT Cw Sw
Cy 俯仰安定度:mz
X 0 Y0 (0.44CL 0 / 57.3) mz CL c c
飞机总体布置PPT88页
飞机总体布置
1、合法而稳定的权力在使用得当时很 少遇到 抵抗。 ——塞 ·约翰 逊 2、权力会使人渐渐失去温厚善良的美 德。— —伯克
3、最大限度地行使权力总是令人反感 ;权力 不易确 定之处 始终存 在着危 险。— —塞·约翰逊 4、权力会奴化一切。——塔西佗
5、虽然权力是一头固执的熊,可是金 子可以 拉着它 的鼻子 走。— —莎士 比
飞机总体设计框架
▲ η增加,可减轻机翼结构重量
3)对内部容积的影响
▲ η增加,有利于布置起落架
4)对于高速飞机
▲ η=3∼5,主要是从结构重量考虑
11
• 后掠角χ
航空宇航学院
1)对气动特性的影响
▲ χ增大,可以提高临M界数,延缓激波的产生;
▲ χ增大,波阻降低;
▲ χ增大,升力线斜率降低;
C
α L
4
• 几何参数之间的关系
如果给定: S, λ, η, χ1/ 4 则:
航空宇航学院
l = λ⋅S
c根 = 2 ⋅ S /[l(1+ 1η)]
c尖
=
1
η
c根
cA
=
2 3
c根
⋅
1+η+η 2 η (பைடு நூலகம்+η )
tgχ 前缘
=
tgχ1/ 4
+
(1 −
1
η
)
/[λ (1 +
1
η
)]
5
• 平均气动力弦长 cA
航空宇航学院
飞机总体设计框架
设计 要求
主要参数计算 布局型式选择
发动机选择
部件外形设计
机机身身 机机翼翼 尾尾翼翼 起起落落架架 进进气气道道
是否满足 设计要求
最优?
分析计算
重重量量计计算算 气气动动计计算算 性性能能计计算算 结结构构分分析析
三面图 部位安排图 结构布置图
1
航空宇航学院
机翼的设计
∫ cA
=
2 S
l / 2 c2dz
0
∫ xA
=
2 S
飞机总体布局设计
27
航空宇航学院
后掠翼的广泛应用(2) 单击此处编辑母版标题样式
单击此处编辑母版文本样式
– 第二级 对于超音速飞机,后 掠翼可以改善其跨音 – 第四级 速的气动特性。 第五级
第三级 F-86
F-14
28
航空宇航学院
三角翼的特点 单击此处编辑母版标题样式
优点
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– 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, 第三级 气动焦点变化较平稳。 – 第四级 – 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。 第五级 – 三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
– 第四级 第五级
15
航空宇航学院
单击此处编辑母版标题样式 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; 具有稳定性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;第三级 – 第四级 结构重量较轻:无水平尾翼的重量。 第五级 气动阻力较小:采用大后掠的三角翼,超音速的阻力更小; 起飞着陆性能不容易保证。
- 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 - 起落架的型式和收放位置
3
航空宇航学院
影响飞机总体布局选择的因素 单击此处编辑母版标题样式
技术方面 单击此处编辑母版文本样式
–– 气动特性:机翼-机身-短舱干扰阻力小,全机升阻比大。 第二级 – 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。 – 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。
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航空宇航学院
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7
4.2 飞机总体布局
应尽量减小机身与机翼结合部、机翼与发动机短舱间 或机身与发动机短舱间的干扰阻力,相交的部件最好 以钝角或接近90°相交,否则需要加整流罩。 尽可能对强受力构件作综合利用,使其具备多种功能 以减轻结构重量。机身加强框——机翼、起落架,尾 部加强框——垂尾、平尾。 布置主要部件时,经常考虑到重量轻、结构简单、易 接近、维护方便、成本低。
15
4.3 飞机配平形式选择
正常式布局
多数飞机采用正常式布局,主要是因为正常式 飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。
飞机正常飞行时,保证飞机各部分的合力通过 飞机的重心,保持稳定的运动。
正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力, 为了保证飞机的飞行安全 ,飞机机翼的迎角大 于尾翼的迎角。
三翼面布局
F-15S/MDT验证机 F-15D双座战斗机
前掠翼布局
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4.3 飞机配平形式选择
联翼布局
鲲鹏-700 (北航3305 T6)
BURNELLI布局
29
4.3 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内,斜机翼布局与常规固定后掠或变后 掠机翼飞机相比,有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转轴。有 利于降低飞机的结构重量。
满足强度和气动弹性要求,使机翼具有足够的结构刚 度、较轻的结构重量及较大的颤振速度。
40
中弧线+ 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f 相对弯度f/b 最大厚度c 相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角τ
33 33
4.4.1 翼型选择
翼型气动特性的影响因素—前缘半径
前缘半径小,前缘在小迎角时就开始分离,随迎角增加再 附着,前缘半径越小越易分离,最大升力系数小,但波阻 也小——适于超音速飞机 前缘半径大,圆前缘翼型从后缘开始失速,随迎角增加分 离前移,失速迎角大,最大升力系数大,但波阻也大—— 适于亚音速飞机
4.2.1 全机布局的几个原则
应使燃油、装载与空机的重心在纵向位置上尽可能接 近,使全机重心移动范围缩小,减少配平对尾翼面积 的需要,从而降低飞机浸润面积,减小阻力,还减轻 重量。 亚声速飞机的巡航速度不超过阻力发散速度。这决定 了机翼的后掠角、翼型及相对厚度等设计参数。 安定面及操纵面的临界马赫数应比机翼高。这影响到 安定面及操纵面的相对厚度、后掠角及展弦比的选择。
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4.1 飞机型式的含义与内容
飞机型式没有严格的定义。
飞机型式就是飞机的总体气动布局型式,是飞 机各部件外形、数目和相对位置的总称。
具体是指飞机部件几何外形特征及装载布置方 案,如机翼、机身、尾翼及发动机、起落架安 装位置、装载布置方案等不同的组合。
为满足不同的飞机设计要求,不同的气动、重 量、刚度和使用维护等各方面的要求,这些部 件有各不相同的外形,其组合又可有不同的型 式。
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4.4.1 翼型选择
翼型气动特性的影响因素—相对弯度
弯度的确定通常是保证翼型在正常的巡航速度飞行时 处于设计升力系数状态。设计升力系数指的是具有最 小阻力时的升力系数。 对于任何一种翼型,在其设计升力系数附近,有最有 利的压力分布,阻力最小,升阻比最大。 对于低速飞机,巡航速度比较小,所需的升力系数要 大,应当采用相对弯度较大的翼型,对于高速飞机则 应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。 平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作, 因此这些翼面都要采用对称翼型。
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4.3 飞机配平形式选择
飞机总体配平型式也就是飞机的气动布局型式, 通常指不同承力面的安排型式。
机翼是产生升力的主要部件,前翼、水平尾翼和 垂直尾翼等是辅助承力面,用于保证飞机的操纵 性和稳定性。 飞机配平型式的选择是一个复杂的创造性的设计 过程,技术因素是首先要研究的问题。另外,飞 机型式选择还会受到其他非技术因素的制约,例 如:市场 、设计人员的风格和习惯等。
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4.2 飞机总体布局
4.2.2 喷气客机布局形式 概况
a. 载客量:>120人,20世纪末平均载客158人。 b. 巡航速度:高亚声速,约Ma0.8。 c. 动力装置:涡轮风扇发动机,从安全考虑必须多发, 2~4发。多发飞机必须保证在1发不工作时,剩余发动 机仍能满足适航标准所规定的安全要求。这对双发飞 机要求苛刻,但其研制及直接运营成本低。20世纪末 以后的型号有广泛采用双发的趋势。
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4.4.1 翼型选择
翼型气动特性的影响因素—相对厚度
随着翼型相对厚度增加,最大升力系数先增大,然后 减小。对于每一种翼型,有一个最佳的相对厚度,范 围大约为10%~14%,亚音速飞机翼型的相对厚度多 在此范围内。 超临界翼型有助于 推迟激波的形成, 并减小给定相对 厚度翼型的阻力
相对厚度经验曲线
*近距与远距鸭翼的更多介绍 -方宝瑞,《飞机气动布局设计》
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4.3 飞机配平形式选择
鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择和大迎角时俯仰 力矩上仰的问题。由于鸭翼位于飞机的重心之前, 俯仰力矩在大迎角的情况下提供较大的抬头力矩 (上仰力矩),不能够稳定的飞行,因此必须提供 足够的低头力矩来平衡之 • 在后机身加边条(X-29) • 限制放宽静稳定余度 • 采用发动机推力矢量技术等
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4.3 飞机配平形式选择
达索公司的设计传统
幻影III
幻影2000
阵风
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4.3 飞机配平形式选择
根据配平翼面和机翼之间的相对位置和配平翼面 的多少,通常分为以下几种型式
正常式布局:水平尾翼位于机翼之后 鸭式布局:水平尾翼位于机翼之前 无尾布局:有一对机翼,立尾可能有或无 三翼面布局:机翼前面有前翼,后面有平尾
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4.3 飞机配平形式选择
正常式布局
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4.3 飞机配平形式选择
正常式布局
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4.3 飞机配平形式选择
鸭式布局
鸭式布局是飞机最早采用的布局型式,莱特兄弟设计的 飞机就是鸭式布局,但是由于鸭翼提供的不稳定的俯仰 力矩造成鸭式飞机发展缓慢。 随着主动控制技术的发展,鸭式布局技术日趋成熟,鸭 式飞机在中、大迎角飞行时,如果采用近距耦合鸭翼型 式*,前翼和机翼前缘同时产生脱体涡,两者相互干扰, 使涡系更稳定,产生很高的涡升力。
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4.1 飞机型式的含义与内容
飞机型式选择在飞机设计中的地位和作用
飞机设计过程中,影响飞机性能的重大决策基本上都是 在飞机型式选择过程中作出的。
飞机的气动力、强度刚度、使用维护、制造工艺等各个 方面的特性,在飞机的型式确定下来以后就基本上确定 了。
正确地选择飞机型式对设计速度和设计质量有很大的影 响。 不恰当的飞机型式,会引起以后设计中的重大返工。如 果在风洞试验甚至试飞之后,发现飞机的性能或操纵安 定性差,则可能推翻整个方案,大大影响设计速度。
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4.4 机翼参数选择
4.4.1 翼型选择 4.4.2 机翼外形设计 4.4.3 机翼的增升装置和副翼
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4.4.1 翼型选择
翼型是构成翼面的重要部分,直接影响到飞机的性能 和飞行品质 选择翼型时不仅要满足气动要求,还须兼顾结构、强 度及工艺的需要
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4.4.1 翼型选择
翼型的参数
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4.3 飞机配平形式选择
前翼尖端涡流布置不当,会引起机翼弯矩增加, 阻力增大,所以对于客机常常采用将前翼布置在 机翼的远前下方,减少前翼对主翼的气动影响。
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4.3 飞机配平形式选择
无尾布局
无尾布局飞机一般采用大后掠角的三角形机翼,用机 翼后缘的升降襟翼作为纵向配平的操纵面。 无尾飞机配平时,升降襟翼的升力方向向下,引起升 力损失,同时力臂较短,效率不高。飞机起飞时,需 要较大的升力,为此必须将升降襟翼向下偏,这样会 引起较大的低头力矩,为了配平低头力矩升降襟翼又 需上偏,造成操纵困难,配平阻力增加。 因此,无尾式布局的飞机通常采用扭转机翼的办法, 保证飞机的零升力矩系数大于零,这样可以有效的降 低飞机飞行时的配平阻力。
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4.2 飞机总体布局
d. 航程:近程:1500~2500km;中程:2500~4000km; 远程:7000~10000km。 e. 安全标准:各国政府都有“适航标准”。我国对喷气 客机适用“适航标准第25部”,与国际民航组织要求、 美国的“FAR25部”、欧洲的“JAR25部”相当。 f. 设计目标演变:除了基本的要求外,20世纪后期有3 次追求大幅改进的尝试。60’s超声速化,“协和”、 图-144,“SST”,噪声、耗油率。80’s桨扇化,节 油,石油危机缓解。90’s超大型化,航空港拥挤,单 座使用成本低。
大飞机总体设计 第四讲 根据《飞机总体设计》 改编
飞机总体布局 型式的选择
航空科学与工程学院
飞机系
第四讲 飞机总体布局型式的选择
4.1 飞机型式的含义与内容 4.2 飞机总体布局 4.3 飞机配平形式选择 4.4 机翼参数选择 4.5 尾翼布置及参数选择
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4.1 飞机型式的含义与内容
明确了飞机的设计要求后,就要对飞机的外形进 行全面的构思,即进行飞机型式的初步选择
还需注意翼型的 配置,翼尖用失 速性能好的翼型, 翼根则用升阻比 高、相对厚度大 的翼型。
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4.4.2 机翼外形设计
机翼设计的依据
满足飞机性能要求为主要依据,即应保证
• 在起飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及高的升 阻比; • 在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力; • 在全包线范围内有良好的纵向及横航向的操纵安定特性,特 别是在低速时要有线性的俯仰力矩特性、较高的副翼效率及 良好的横航向特性。
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4.4.1 翼型选择
大展弦比、小后掠的亚音速运输机
一般采用超临界翼型,如美国的NASA SC(2)-0614,西 工大的跨音速飞机用的NPU-S73613。