【PPT】飞机总体参数优化共36页

H < 11000 (m):
PP0(14H 43)05.204
TT00.006H5
0(14H 43)04.204
16
H = 11000 (m): P11000 = 22.699 Kpa, T11000 = -56.5 oC, ρ11000 = 0.365 kg/m3
H >11000 (m):
H11000
其中：f 是机轮与跑道间的滚动摩擦系数 水泥：0.035 ； 草地：0.085
CL,max,TO起飞时最大升力系数（统计或经验） 13
• 着陆速度
航空宇航学院
W/S
_
_
Vl 14.4 CL,maLx,(1mRmXH)
（km/h）
其中：_
mR WF WTO
_
mXHWXHWTO
(WXH是消耗载荷)
CL,max,L着陆时最大升力系数（统计或经验）
W/S
……
6
航空宇航学院
主要设计参数与飞行性能的关系
• 最大平飞速度
T12CDV2S
对于喷气式发动机：
H < 11000（M） 时
V m a 1 .x 5 4 ( T 5 /W )( W /S )/C ( D 0 .1)5 （km/h）
H > 11000（M） 时
V m a 1 x .9 5( 4 T /W )( W /S ) /C D
14
航空宇航学院
• 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 1.3 - 1.9 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.4 – 1.8

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。

END
【PPT】飞机总体参数优化
21、没有人陪你走一辈子，所以你要 适应孤 独，没 有人会 帮你一 辈子， 所以你 要奋斗 一生。 22、当眼泪流尽的时候，留下的应该 是坚强 。 23、要改变命运，首先改变自己。
24、勇气很有理由被当作人类德性之 首，因 为这种 德性保 证了所 有其余 的德性 。--温 斯顿． 丘吉尔 。 25、梯子的梯阶从来不是用来搁脚的 ，它只 是让人 们的脚 放上一 段时间 ，以便 让别一 只脚能 够再往 上登。
16、业余生活要有意义，不要越轨。——华盛顿 17、一个人即使已登上顶峰，也仍要自强不息。——罗素·贝克 18、最大的挑战和突破在于用人，而用人最大的突破在于信任人。——马云 19、自己活着，就是为了使别人过得更美好。——雷锋 20、要掌握书

上单翼 （运输机）
C-130
安-25
运-8
安-72
为什么大多数军用运输机采用上单翼？
为了满足使用要求！ - 机身地板离地面尽量近
3.发动机数目和安装位置
• 发动机数目
- 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差 - 双发（多发）：生存力强
• 安装位置
- 单发：机身（前、后） - 双发：机身尾段
实例：无尾式布局
正常式和无尾式飞机的零升阻力
幻影2000
尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 (续)
• 平尾高、底位置
- 上平尾 - 中平尾 - 下平尾 - “T” 平尾 - 高置平尾
选择平尾高低位置的原则
• 避开机翼尾涡的不利干扰
将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位 置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点
• 适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过 程中操纵驾驶比较容易。
• 具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 • 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 • 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 • 缺点是前轮可能出现前轮“摆振” 现象。
自行车式
• 起落架可收入机身里，布置起落架舱比 较容易。
- 噪声小 - 稳定性好 4）起落架：前三点型式，安装在机身上
三面图（草图）
为什么要采用“T” 平尾
• 优点：
✓ 避免机翼下洗气流和螺旋浆 滑流的影响：1）减小尾翼振 动；2）减小尾翼结构疲劳； 3）避免发动机功率突然增加 或减小引起的驾驶杆力变化
✓ 利用端板效应，气动效率增 加，垂尾的面积可适当减小
机翼下部 机翼或尾翼根部 短舱
• 进气道布局
头部进气道：布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀， 机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。

▪ 较精确的计算（重量重心、气动、性能和操 稳等）
▪ 模型吹风试验
12
1.2 什么是飞机总体设计？
❖各阶段的任务—详细设计
▪ 飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够 指导生产的图纸
• 如理论图，运动图，总装配图，构件装配面，零件图，各 系统总装配图，零构件图
▪ 详细的重量计算和强度计算报告 ▪ 大量的实验
来源：W.H. Mason, Virginia理工
31
1.6 设计中的团队协作
❖ 什么是团队协作（Teamwork）?
▪ 不是让大家坐在一起做同样的家庭作业 ▪ 是:
- 一起明确需要解决的问题 - 每个团队成员都负责某一特定任务并开展工作 - 在团队会议上把每项任务的结果集合起来，并且确定：
我们是否已经解决了问题？ - 如果回答是肯定的，那么确定下一步该做什么？
调整试飞 定型试飞
否 决策
是
战术技术要求 及概念性方案
否 决策
是
否 决策
是
否 决策
是
全尺寸样机 研制任务书
原型机
定型试飞 报告
“路漫漫其修远兮......”
生产定型 阶段
建立生产线 稳定工艺 批生产飞机 试飞鉴定
否 决策
是 批生产飞机
交付部队
进一步 改进
6
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
❖工程设计是指设计人员应用自然规律，通 过分析、综合和创造思维将设计要求（系 统要求）转化为一组能完整描述系统的参 数（文档或图纸）的活动过程
3
1.1 什么是飞机设计？
❖飞机设计是指设计人员应用气动、结构、 动力、材料、工艺等学科知识通过分析综 合和创造思维，将设计要求转化为一组能 完整描述飞机的参数的过程

性能学科优化模型：
式中：“~”表示响应面构造的其他相关学科的近似模型，“RSM” 代表响应面，不标注者为精确模型。
6.2 面向系统设计的方法
现代飞机设计是一个极复杂的系统工程， 决定了飞机设计方法是建立和研究大型 复杂系统的功能性规律最一般的描述及 对其进行分析和综合的方法。

6.2.1 现代飞机设计特点
并行子空间优化算法框架图
6.1.4 某通用航空飞机总体参数优化 1. 飞机总体参数优化问题，以飞机总重最 小为目标，要求满足航程和失速速度的 约束要求，即：航程必须大于允许的最 小航程；失速速度不得超过允许的最大 失速速度，以便获得较好的失速特性。

2.在飞机设计过程中，一般将气动、结 构和性能等列为单独的学科进行分析和 计算。

作为设计对象的现代飞机是一个极复杂 的工程系统，具有高度的层次结构无论 是军用飞机还是民用飞机，都是由机体 平台、动力系统、机载设备、控制系统 等构成的。飞机的各系统是相互联系和 互相制约的。

飞机设计的任务是确定飞机的布局、结 构和其他各组成部分。飞机设计是一个 复杂的多阶段的过程，同时也是一个反 复迭代、逐渐接近给定或最优的过程， 其设计过程框图6.5如下：

3.该设计问题涉及到三个学科：气动分析学科、 重量分析学科和性能分析学科。各学科 的信息交流如图6.3 所示：
4. 各学科内部的信息流(如图6.4 所示)：
5. 系统级和学科级的优化模型

系统级优化模型：
气动学科优化模型：
重量学科优化模型：
重量学科存在内部耦合关系，需要通过迭代分析求出状态变量（ WE 和Wdg ）的精 确值。WE的计算依赖于气动学科的LD，因此该学科的不确定性来自于LD 的近似信息。

(1) 正常式 ① 配平能力强：平尾升力可上可下。 ② 为保证纵向静稳定性，全机焦点应落在全机 重心之后。
③ 为保证纵向静操纵性，机翼安装角应大于平 尾安装角，即机翼迎角应大于平尾迎角，也即要求 机翼先失速，尾翼后失速。
④ 从亚音速到超音速，焦点后移量大，操纵困 难。
⑤ 机翼的下洗对平尾有不利的影响，布置不当 配平阻力较大。
④ 鸭翼宜先失速(保证纵向稳定性)，即鸭翼迎角 应大于机翼迎角。
⑤ 鸭翼的下洗对机翼的影响必须考虑。亚音速 飞行时，鸭翼下洗所引起的机翼升力增量(方向向 下)与鸭翼的升力大致相当。近距耦合鸭式布局可 明显改善起降性能，对飞行性能的提高也是有利的。
(3) 无尾式 ① 浸湿面积小，阻力小，结构重量轻，比较适 合于以超音速飞行为主的飞机。 ② 纵向配平和操纵均靠升降副翼，升降副翼既 是横向操纵面又是纵向操纵面。为使布置在机翼后 缘的升降副翼获得尽可能大的纵向操纵力臂，同时 为了为保证焦点一般采用小展弦、大后掠三角翼加 边条的形式。
对于强调隐身突防能力的轰炸机，外形基本按照 隐身要求设计，但不能超音速飞行，如F-117A、 B-2等。图
亚音速运输机和旅客机，一般采用大展弦比 (8~10)、小后掠角(35º左右)，用超临界翼型的机翼， 以获得在大巡航马赫数时的高升阻比。图
通用航空飞机——乘员在10人以下的亚音速小飞 机，力求便宜好用，通常采用无尖削比的平直机翼， 展弦比在6以上，正常式布局型式。图
同样的设计要求，会有多种不同的飞机型式。飞 机型式的优劣，是不能以简单的解析式或数字来表 达的。例1 例2
飞机总体设计的任务，就是给出能够满足飞机设 计要求的最佳方案。这是一个渐进的过程，飞机型 式的选择是这个过程的第一步。
飞机的基本型式大致可分为正常式、无(平)尾式、 鸭式和三翼面等。

2.2 民用飞机研制总体参数优化原则 在民用飞机研制总体优化过程中，需要严格遵照概念设 计流程以及总体设计任务，建立起切实可行的总体参数优化 体系。细致分析在民用飞机传统设计过程中存在的各类缺陷问 题，确保所制定出的总体参数方法能够在增强民用飞机总体研 究水平中发挥出重要作用。 2.3 民用飞机研制总体参数优化内容 在民用飞机研制过程中，主要包括初步设计方案形成、方 案分析、方案优化等诸多环节。飞机联合涵盖了民用飞机初步 设计各个阶段，需要对飞机设计理念进行整体构思[4]。民用飞 机初步设计工作涉及飞机气动布局、飞机参数选择、飞机机械 设备选择、飞机各部件几何参数、飞机草图绘制以及飞机总体 部署等内容。在飞机初期设计过程中，还需要检查飞机各设计 环节性能要求，对飞机初步设计方案内容进行不断优化。 2.4 民用飞机研制总体参数优化框架 现阶段国内飞机研制总体参数主要采用国外商业优化软 件。但在此些软件设计过程中，发现部分软件在运用过程中存 在一定的不足之处。为做好飞机研制总体参数优化工作，需要 对此些软件内容进行取长补短，制定出更加科学合理的总体参 数优化框架。依照现有民用飞机总体参数优化商业软件运行特 征，在建设总体参数框架过程中，需要秉持统筹兼顾的原则， 建立起各专业分析模型。设置统一数据库，确保飞机研制工 作中的数据均能够保持一致，更好实现数据协同目标。要求设 计人员应当在统一平台上开展参数计算工作，增强优化过程的 协同性。总体参数优化框架应当具备开放式特征，依照民用飞 机不同研制要求进行拓展。积极应用优化算法库、实验设计方 式、敏感分析以及代理模型的方法，完善民用飞机研制总体参 数系统的用户界面。 2.5 建立民用飞机研制总体参数分析模型 民用飞机研制总体参数分析模型主要由基本性能分析、操 稳性分析等内容组成，涉及几何、动力、气动、质量、性能、 操稳、直接运营成本等分析模块[5-6]。其中，几何分析模块需体 现出飞机各主要部件的外形，包括机翼、机身、尾翼、发动机 短舱等外形尺寸及位置参数，通过这些参数能够计算出飞机的 平均气动弦长、外露面积、最大燃油体积等信息。动力模块需 体现出发动机主要设计参数，估算发动机的推力和油耗特性、 特征尺寸和质量等信息。质量分析模块能够实现各部件结构质

机翼升阻比和质量的最优解集
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
案例二：航天器多组件结构系统设计
以航天器多组件结构系统设计为例，介绍了近年来拓扑优 化技术在航天器多组件结构系统设计中的工程应用情况
气动文件，DV
结构文件，DV
结
加 入
气动优化
分布
结构优化
新 目标：阻力最小 气动力 目标：重量最小
的 约束：气动约束
样 本
变量：DV1
约束：结构约束 变量：DV2
构 节 点 形 变
点
静气动弹性分析
不收敛
获取总体性能参数 构造代理模型
检验代理模型精度
收敛
系统级优化
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
CATIA二次开发自动生 成的气动网格模型。
机翼结构有限 元模型。
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
（3）气动与结构的耦合关系分析
气动载荷分布
结构重量
气动力
结构弹性变形
（5）客机机翼气动／结构多学科优化算例
设计目标：①升阻比尽量大②重量尽量小。 设计约束：①满足升力系数要求；②满足强度、刚度要求；③油箱体积
要求。 设计变量：①外形参数；②结构参数。
结果评价 基于气动/结构的MDO设计方法得出 的最优解集有助于设计人员进行机翼气动 效率与重量之间的权衡分析，确定出最合 理的机翼总体参数。

H X 曲线右移 P ky 曲线下移
P
H增加
Vmin.p
H , Vmin. yx
M
H , 则Vmin , M min H
低空受Vminyx 约束 高空受Vminp约束
升力限制
推力限制
Mmin
飞机定常平飞性能
确定Vmin的步骤
2G 1 1) 取几点 M , 由 C y a2S M 2 得 C ypx，及 C y max M，绘制在 已知 C ypx M 曲线上，而曲 线交点为 M min . px
下滑时通常减小油门， 若推力为零则称为滑 翔。 θ X
H（km） 0 5 10
（kg/m3） a
1.225 0.736 0.413 340.3 320.5 299.5
15
20
0.194
0.088
295.1
295.1
飞机定常平飞推力特性 平飞需用推力随飞行高度的变化规律
X 0 ~ V 曲线向右下移动 1) H M yl X i ~ V 曲线向右上移动
-1
200
250
Vymax / ms
飞机的定直上升性能
4. 最短上升时间
如果飞机上升过程中，在不同高度下均以Vyks飞行，则达到 预定高度的时间最短
dH 从 H1 H 2 ,dt Vy max
可得
1/Vymax
tmin
H2
H1
dH Vy max
H H1 H2 Hmax.ll
可由数值积分／图解积分求得。
X
1 X 0 Cx 0 M S ( a 2 ) 2 A 2m2 g 2 1 Xi 2 ( )( 2 ) M S a

其中：
诱导阻力因子； ↵
A一机翼展弦比； e一奥斯瓦尔德系数。 ↵
(2.3.5)
2.3 飞机升阻特性估算
图2.3.3 装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线
S=32m²;A=9;A14=20°;(t/c)=0.14;(t/c),=0.10;d₄=2m;
机翼增升装置：
前缘缝翼及双缝富勒襟翼；1一无增升装置的Ca;2 一起飞时(前缘缝翼不打开，襟
超音速飞机的随飞行M数变化的曲线
2.4 确定推重比和翼载
推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要 的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分 析、设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼 载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很 远，必须重新设计。
4+
54
6+
70
8+
90
10+
11+
12↵
表2.3.1 最大升力系数典型值
飞机类型
Cu
CLxTP
自制螺旋桨飞机↵
1.2-1.8+
1.2-1.8↵
单发螺旋桨飞机↵
1.3-1.9↵
1.3-1.9↵
双发螺旋桨飞机↵
1.2-1.8↵
1.4-2.0↵
农业飞机↵
1.3-1.9↵
1.3-1.9↵
公务机
1.4-1.8↵
飞机起飞重量
空机重量
总载重
飞机结构重量 设备及操纵重量 动力装置重量↵
装备及服务 设施载重
有效载重
燃油↵
空机及装备重量 图2.2.1 飞机起飞重量分类
2.2 重量估算（续）

- 拉瓦尔喷管
◆ 可调收敛扩散型拉瓦尔喷管。
◆ 当尾喷管偏离设计工作状态， 如发动机打开加力燃烧室时，为 使燃气流在尾喷管中仍能完全膨 胀，就必须根据膨胀比的变化来 调节尾喷管出口截面和喉道截面 的面积比S出／S喉。 ◆ 对于飞行M数较大的飞机，用 可调拉瓦尔喷管代替简单收敛喷 管，可以使推力损失显著减少。
进气道的功用与要求
• 设计要求
– 保证供应发动机所需要的空气流量； – 总压恢复系数的值最大; – 与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部 阻力尽量减小; – 进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质 良好。
进气道的形式
• 进气道有四种基本形式：
NACA平贴式进气道
皮托管式进气道
锥形进气道
二维斜板式进气道
流量系数与进气道进口面积 流量系数Ф： 实际进入进气道的空气流量与其可能的最大流量之比。

m空气 m空气max
Ф在数值上等于自由流管截面积与进气道进口面积之比
S /S 进口
S进口是指进气口处包括调节锥在内的总面积，即在进 口截面处的直接进气的管口面积与调节锥横截面积之和。
临界 Ф = 1： 进气道处于最佳工作状态，其值也最大 亚临界Ф<1： 值变化不大，但外部阻力增大
- 收敛—扩散式引射喷管 利用燃气主喷流对从冷却通道或专门进气门引进 的二次流及三次流的引射作用来改善尾喷管工作条 件，以减小推力损失，甚至使推力额外地增大。
引射喷管
• 尾喷管出口截面S出 的选择 简单收敛式尾喷管，收敛扩散型喷管 关闭状态： S出= (0.5 - 0.7)S进 加力状态： S出= (1.2 - 1.6)S进
参数： 调节板的折角δ；激波角 ；进口面积S进口；
参数的确定： 1．确定调节板的级数