飞机总体设计参数估算

当飞机发动机个数为2台发动机时，上式的α = 2.74, 其中：
γ = 0.020。
( β )C 0 = (CD )C 0 ( KV )0
2 由爬升时升阻极曲线特性确定：CD = (C D )C 0 + ( KV ) 0 CL
需用推力TC0 和海平面静推力T0 的关系式为：TC 0 = T0τ C 0
注：CL,max,TO和CL,max,L与襟翼的类型有关， CL,max,TO（或CL,max,L）越大，襟翼越复杂。
计算模型（着陆距离 ）
• 着陆距离
25.55 LL = + 4.5Va + 0.0255 LL ⋅ Va 2 tan γ ( m)
其中：
LL = 1 ⎛ μG ⎞ ⎜ ⎟ 0.38 ⎠ ⎝ + 5.59 ⎧⎛ μ G ⎞ ⎛ T ⎞ ⎛ M0 ⎪ ⎨⎜ ⎜ ⎟ + 1.2 ⎜ Mg ⎟0 ⎝ M L 0.38 ⎠ ⎪⎝ ⎝ ⎠ ⎩ ⎞⎫ ⎪ ⎟⎬ ⎠⎪ ⎭ + 20.6 ⋅ tan γ
升阻比
16.0 15.3 18.5 17.2 15.6 18.2 13.0 15.6
关于发动机耗油率
涡扇发动机的耗油率
装机后 耗油率
涵道比
算例：单通道客机重量估算
设计要求
算例：单通道客机重量估算
飞行任务剖面图
算例：单通道客机重量估算
• 在重量估算中，关键是估算巡航阶段燃油系数。 • 根据设计要求：
ESAR为当量无风航程： 代入数据： Range＝1500 n. mi
ESAR = 568 + 1.063 × Range
a:＝576.4 Knots ( 巡航高度35000ft） C＝0.6 lb/hr/lb （涵道比假设为6） L/D＝17.6 M=0.82
Wfuel / Wto= ?
推重比和翼载的初步确定
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
Breguet航程方程
对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：
+
W fuel Wto
=1
Wempty Wto
－空重系数
W payload Wto
－商载系数
W fuel Wto
－燃油系数
几个关于飞机重量的术语
最大起飞重量 备用燃油 任务燃油 货物 旅客＋行李 使用项目 最大着陆重量
最大零燃油重量
• 机组人员重量（含机 组人员需要的相关物品） • 安全设备（应急氧气 和救生艇） • 装货设备 • 水、食品等
典型民机的升阻比
机型
Fokker F27 B707-320 B727-200 B737-300 B747-400 B757-200 B767-200 A300 B4 A320
升阻比
17.6 18.6 16.2 15.1 17.4 17.1 18.1 15.0 17.6
机型
L1011-100 DC-3 DC-7C DC-10-30 MD-80 MD-11 Laerjet 湾流GⅢ
代入数据： Range＝1500 n. mi a:＝576.4 Knots ( 巡航高度35000ft） C＝0.6 lb/hr/lb （涵道比假设为6） L/D＝17.6 M=0.82
Range = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
计算得：
Winitial = 1.142 W final
（m）
计算模型（进场速度 ）
• 进场速度
进场速度的计算公式为：
Va = 1.3Vstall
其中Vstall飞机失速速度，由下式确定：
Vstall = nM ld 1 ρ SCL max, L 2
(m/s)
Mld 飞机最大着陆重量； ρ 机场空气密度，一般为标准大气压下海平面空气密度。 S 机翼面积； CLmax,L 为着陆状态时机可以达到的最大升力系数。 n 法向过载系数，取0.88
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ + 6⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SCLUS ⎠ ⎝ S ⎠0 ⎝
1/ 2
⎡ ⎛ T ⎞ ⎤ + H1 ⎢1 − ⎜ ⎟ ⎥ ⎝ Mg ⎠0 ⎦ ⎣
⎛ V ⎞ ⎛ L ⎞ Winitial Rang ( N .Mi ) = ⎜ ⎟ ⎜ ⎟ ln ⎝ C ⎠ ⎝ D ⎠ W final
其中： V: 是巡航速度（Knots） C: 是发动机耗油率（lb/hr/lb) L/D: 巡航阶段的升阻比 Winitial：巡航起始时的飞机重量 Wfinal： 巡航结束时的飞机重量
确定飞机主要参数的方法
• 估算飞机最大起飞重量的方法 – 重量系数（Weight Fractions）方法
• 确定翼载和推重比的方法
– 界限线/地毯图（Carpet Plot） – 对比分析法
有关数据的来源
• “硬”数据：
– 设计要求，包括商载、航程、航速、巡航高度等
• 假设数据：
– 巡航耗油率（与发动机有关） – 巡航升阻比（与气动布局有关） – 起飞、着陆升力系数（与增升装置有关）
• 统计数据
– Wempty/Wto的统计关系
重量的预估
几个关于飞机重量的术语
最大起飞重量
Wto = Wempty + W payload + W fuel
其中：Wempty是使用空重；Wpayload是有效载荷重量；Wfuel是燃油重量
或用系数表述：
Wempty Wto
+
W payload Wto
界限线和地毯图
界限线图
根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推 重比和翼载的可选区域。
起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S) 着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S) 升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S) 第二阶段爬升= f4(T0/ Wto, Wto/S) V进场 = f5(T0/ Wto, Wto/S) ……
主要参数的初步确定
概念设计流程
设计
全机布局设计 全机布局设计 No 机身外形初步设计 机身外形初步设计 确定主要参数 确定主要参数 满足要求？ 满足要求？ 方案最优？ 方案最优？
设计要求、适航条 设计要求、适航条
Yes
初初 步步 方方 案案
方案分析与评估 方案分析与评估
分分 系系 统统 发动机选择 发动机选择 机翼外形初步设计 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 总体布置 形成初步方案 形成初步方案 重量特性 重量特性 动力特性 动力特性 操稳特性 操稳特性 噪声特性 噪声特性 气动特性 气动特性 性能评估 性能评估 经济性分析 经济性分析 排放量 排放量
其中：ΔC DT = (0.03FF − 0.004) / A0.33
式中：FF 是襟翼阻力因子：FF = 1.0 （单缝后缘襟翼） ＝1.2 （双缝后缘襟翼或Fowler襟翼） ＝1.5 （三缝后缘襟翼）
爬升时升阻极曲线特性
CDZ计算式如下：
单通道客机的重量统计数据
重量关系图
重量估算的实质：假设的重量不仅要满足任务载荷和燃油 重量，而且要满足最大起飞重量与使用空重的统计关系。
公务机的重量统计数据
公务机的重量统计关系
Weight Trend Data － Business Jet
双通道客机的重量统计数据
双通道客机的重量统计数据拟合
– 航程 Range＝1500 n.mi – 巡航速度：M＝0.82 – 巡航高度：35000 ft； 声速：a = 576.4 kts
• 预估数据（参考统计数据）
– 耗油率 C＝0.6 （涵道比为6） – 升阻比 L/D ＝ 17.6
算例：单通道客机重量估算
• 根据Breguet航程方程：
Winitial ln W final
算例：单通道客机重量估算
因为： W fuel cruise = Wto − Wend of cruise = Wto − W final W fuel cruise Wto 所以： W fuel cruise Wto ⎛ W final = 1− ⎜ ⎝ Wto ⎞ 1 ⎟ = 1− ⎛ Wto ⎠ ⎜ ⎜W ⎝ final ⎞ ⎟ ⎟ ⎠
爬升时升阻极曲线特性
爬升时升阻极曲线 （起落架收起，襟翼尚处于起飞状态位置）
2 2 CD = (CD )C 0 + ( KV )0 CL = (CDZ + ΔCDT ) + ( KV )0 CL
CDZ 是巡航状态的零升阻力系数；
ΔCDT 是由于襟翼打开引起的阻力增量；
KV 是诱导阻力因子，下标0代表爬升状态。
可靠性 维修性 可靠性 维修性 机场适应性 …… 机场适应性 ……
分析
设计工作中的难题
主要总体参数
• 飞机最大起飞重量: • 机翼面积: • 相对参数 :
– 翼载荷 Wto/ S (kg/m2) – 推重比 T 0 / Wto (10N/kg)
Wto（kg） S （m2）
• 动力装置的海平面静推力: T0 （10N）
CL,max，CL,max,TO和CL,max,L统计数据
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气运输机 喷气公务机 CL,max （干净构形） 1.3 - 1.9 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.4 – 1.8 CL,max,TO （起飞构形） 1.3 - 1.9 1.2 - 2.0 1.4 - 2.0 1.6 – 2.2 1.6 – 2.2 CL,max,L （着陆构形） 1.6 - 2.3 1.6 - 2.5 1.6 - 2.6 1.8 – 2.8 1.6 – 2.6
（m）
其中，涡扇喷气式飞机 ke＝0.1；CLUS为飞机离地时升力系数,可近似为最大 起飞升力系数的80％。 当起飞安全高度为10.7m时，H1＝120；当安全高度为15.3m时， H1＝170。
– 起飞平衡场长的计算公式：
⎧⎛ T ⎞ −1.35 ⎫ 0.82ke ⎛ Mg ⎞ ⎪ ⎪ + 2.2 ⎬ ASL = ⎟ ⎜ ⎟ ⎨⎜ CLUS ⎝ S ⎠0 ⎪⎝ Mg ⎠0 ⎪ ⎩ ⎭
1 = 0.124 ＝1－ 1.142
算例：单通道客机重量估算
燃油系数的计算
ຫໍສະໝຸດ Baidu
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
最终求得的重量数据：
计算燃油系数的简化方法
燃油系数公式：
WFuel ln Wto
ESAR = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
使用空重 制造空重
基本空重
• 死油
关于着陆重量
• 对于多数轻型飞机，最大着陆重量一般等于最大起飞量量。 • 对于航程较大的飞机，最大着陆重量与航程有关。
– 一般为0.7 至0.9倍的最大起飞量量。
着陆重量与航程之间的关系
重量估算过程
• 根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值。 • 对每个Wto trial计算出对应的燃油重量系数和燃油重量 Wfuel ，并计算“可用空重” Wempty avail： Wempty avail＝ Wto trial－Wfuel－Wpayload • 获取同类飞机Wto和Wempty的数据，画在坐标系中，并通 过数据拟合方法，获得Wto和Wempty之间的统计关系图。 • 在Wto与Wempty的统计图中，画出3个Wto trial 及对应的 Wempty avail点，并连成直线，二条线的交点就是所需求解 的最大起飞重量和使用空重。
巡航阶段燃油系数计算
Winitial ln W final
其中： Range：巡航段航程（N. Mi) a: 是巡航高度上的声速（Knots） C: 是发动机耗油率（lb/hr/lb) L/D: 巡航阶段的升阻比 M：马赫数
=
Range ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
其中：γ为进场时下滑角，对于民机一般取3度；μG 为刹车系数，可取0.38。
计算模型（爬升推力）
• 第二阶段爬升推力TC0需要满足：
⎧ ⎡ (CD )C 0 ⎤ ⎫ TC 0 0.71( β )C 0 ⎪ ⎪ = α ⎨⎢ + +γ ⎬ ⎥ ( Mg )0 CLUS ⎦ [ (CD )C 0 / CLUS ] ⎪⎣ ⎪ ⎩ ⎭