第四章-飞机总体布置

飞机总体设计的主要内容
飞机总体设计主要包括3各⽅⾯：⽅案设计、总体参数详细设计、决策和优化。

⽅案设计
⽅案设计的输⼊在飞机设计的前两个阶段（⽬标确定和概念设计）中确定，并在⽅案设计任务书中给出，⼀般包括：
（1）装载和装载类型
（2）航程或待机要求
（3）起飞着陆场长
（4）爬升要求
（5）机动要求
（6）鉴定基准（例如：试验、航标或军⽤标准）
⽅案设计的主要任务是确定下列主要总体参数：
（1）起飞总重：飞机为了完成设计⽬标任务所需的起飞前总重量。

（2）最⼤升⼒系数：在飞⾏器的仿真计算中，升⼒求解的⼀般表达式是 Y=Cx*q*S，其中q为动压，S为参考⾯积，Cx即为升⼒系数。

（3）零升阻⼒系数
（4）推重⽐
（5）翼载
对应的，⽅案设计的内容可分为
（1）重量估算：计算起飞总重、空机重量、载重、油重等参数
（2）升阻特性估算：计算升⼒系数、阻⼒系数
（3）确定推重⽐和翼载：
（4）总体布局形式选择。

飞机总体设计一：飞机研制的五个阶段：1）论证阶段；2）方案阶段；3）工程研制阶段；4）设计定型阶段；5）生产定型阶段二：初步重量估计m0：乘员m cy；装载m zz；燃油m ry；结构m kj。

三：影响翼型气动特性的主要参数：前缘半径；相对厚度；弯度；雷诺数1：前缘半径：前缘半径小，前缘在小迎角开始分离；前缘半径越小越易分离，最大升力小，波阻小；圆前沿翼型从后缘开始分离，随迎角增大分离前移，其失速迎角大，最大升力系数大，波阻也大；一般亚声速采用圆前沿翼型，超声速采用尖前缘翼型。

2：相对厚度变化对亚声速阻力影响不大，对超声速影响阻力大；直接影响飞机阻力（尤其是波阻）3：翼型弯度：最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数。

但弯度引起翼型有较大的零升低头力矩系数，而且随马赫数增大而激增，因此高速飞机不采用有弯度的翼型。

（平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此采用对称翼型）4：展弦比：展弦比越大，翼尖效应对机翼影响越小（A380翼尖）。

四：边条翼作用：在中等到大迎角范围，边条产生强的脱体涡，增大涡升力，控制改善外翼部分的分离流动从而提高飞机升力。

五：设计机身时要求阻力小：头部平滑收缩；要求机身长细比大，以减小超声速波阻；尾部为轴对称旋成体，收缩缓和。

而对于亚声速飞机，机身长细比过大会加大机身浸润面积而加大摩阻。

六：保证俯仰安定性和操作性的气动布局：1）飞机处于前重心位置时，满足抬前轮、起降操纵的要求；2）对静安定的飞机，在重心后有最小允许的纵向静安定度余量；对静不定飞机，可提供足够的恢复平衡低头俯仰力矩。

3）在做机动时能保证飞机达到所规定的最大过载。

七：全动平尾转轴方式：直轴斜轴（大后掠角）八：1、外挂布局形式：外部; 半埋；共形；内部。

2、外挂低阻设计：1）最佳安装高度2）最佳弹体间隔（不小于弹径）3）弹体安装角4）合理布局5）半埋悬挂6）保形悬挂九：四种气动布局特点十：外形隐身设计原则：1）消除形成角反射器的外形布局；(变单立尾为双立尾)2）变后向散射为非后向散射; (F22棱形机头)3）采用一个部件对另一强散射部件遮挡；（F22 S型进气道,F117进气道叶栅）4) 将翼面棱边安排在非重要照射方向上；（F22 平行翼边）5）消除强散射源；6）结构细节设计；（缝隙，铆钉）7）吸波涂层；（涂层厚度1/4雷达波长）十一：气动弹性问题：1）操纵面反效：增大机翼结构扭转刚度，增加翼型厚度，减小后掠角展弦比，选择合适操纵面；2）机翼发散：采用复合材料，利用其各向异性控制变形方向；3）颤振：改善气动外形结构刚度。

1,费效分析（DAPCA4）例题：DAPCA IV模型中工时、费用的组成-兰德DAPCA IV模型是飞机发展与采购费用模型(DAPCA) 的最终形式。

-DAPCA IV模型通过工程、工艺装备、制造、质量控制等小组来分析估算研究、发展、试验与鉴定及生产所需的工时，然后将这些工时乘以相应的小时费率，就可得到一部分发展与采购费用；（人工费）-通过发展支援、飞行试验、制造材料和发动机制造等方面的费用直接得到另一部分发展与采购费用。

2，飞机形式例题：选择飞机形式，主要决定哪些内容？(1) 机翼外形和机翼与机身的相对位置(2) 尾翼外形及其与机翼、机身的相对位置(3) 机身形状(4) 发动机及进气道的数目及安装形式(5) 起落架及其收放型式及位置等选择飞机型式，应根据飞机设计要求，从气动、强度、工艺、使用维护、重量等方面进行综合分析考虑，选择理想、恰当的飞机型式。

3，总体布置例题：飞机总体布置（部位安排）的具体任务有哪些？(1) 对全机的几何外形进行协调；(2) 具体安排飞机内部的各种装载和设备；(3) 合理布置飞机各部件的结构承力系统；(4) 对飞机重心进行定位。

4，作战效能评估（对数评估法）作战飞机的作战能力可分两方面，一为空对空作战能力，一为空对地作战能力。

两者在飞机总作战能力评估中各占多少份量要根据使用方对该型飞机的要求而定。

总作战能力指数E为：E = a1 C + a2 K1 D其中C为空战能力指数，D为空对地攻击能力指数。

a1、a2分别为空对空和空对地任务分配系数，a1+ a2 = 1。

K1为平衡系数。

例如：制空歼击机a1为1.0，a2 为0，即不要求对地攻击能力。

战斗机a1 为0.8，a2 为0.2。

战斗轰炸机a1 为0.3，a2为0.7。

而轰炸机则a1 为0，a2 为1.0。

空对空作战能力指数C:空对地作战能力指数D：空对地作战能力指数分两部分组成，即航程指数和武器效能指数。

两者相加得出总值（D）； 航程指数是当量航程的自然对数，武器效能指数是当量载弹量的自然对数。

飞机总体设计一：飞机研制的五个阶段：1）论证阶段；2）方案阶段；3）工程研制阶段；4）设计定型阶段；5）生产定型阶段二：初步重量估计m0：乘员m cy；装载m zz；燃油m ry；结构m kj。

三：影响翼型气动特性的主要参数：前缘半径；相对厚度；弯度；雷诺数1：前缘半径：前缘半径小，前缘在小迎角开始分离；前缘半径越小越易分离，最大升力小，波阻小；圆前沿翼型从后缘开始分离，随迎角增大分离前移，其失速迎角大，最大升力系数大，波阻也大；一般亚声速采用圆前沿翼型，超声速采用尖前缘翼型。

2：相对厚度变化对亚声速阻力影响不大，对超声速影响阻力大；直接影响飞机阻力（尤其是波阻）3：翼型弯度：最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数。

但弯度引起翼型有较大的零升低头力矩系数，而且随马赫数增大而激增，因此高速飞机不采用有弯度的翼型。

（平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此采用对称翼型）4：展弦比：展弦比越大，翼尖效应对机翼影响越小（A380翼尖）。

四：边条翼作用：在中等到大迎角范围，边条产生强的脱体涡，增大涡升力，控制改善外翼部分的分离流动从而提高飞机升力。

五：设计机身时要求阻力小：头部平滑收缩；要求机身长细比大，以减小超声速波阻；尾部为轴对称旋成体，收缩缓和。

而对于亚声速飞机，机身长细比过大会加大机身浸润面积而加大摩阻。

六：保证俯仰安定性和操作性的气动布局：1）飞机处于前重心位置时，满足抬前轮、起降操纵的要求；2）对静安定的飞机，在重心后有最小允许的纵向静安定度余量；对静不定飞机，可提供足够的恢复平衡低头俯仰力矩。

3）在做机动时能保证飞机达到所规定的最大过载。

七：全动平尾转轴方式：直轴斜轴（大后掠角）八：1、外挂布局形式：外部; 半埋；共形；内部。

2、外挂低阻设计：1）最佳安装高度2）最佳弹体间隔（不小于弹径）3）弹体安装角4）合理布局5）半埋悬挂6）保形悬挂九：四种气动布局特点十：外形隐身设计原则：1）消除形成角反射器的外形布局；(变单立尾为双立尾)2）变后向散射为非后向散射; (F22棱形机头)3）采用一个部件对另一强散射部件遮挡；（F22 S型进气道,F117进气道叶栅）4) 将翼面棱边安排在非重要照射方向上；（F22 平行翼边）5）消除强散射源；6）结构细节设计；（缝隙，铆钉）7）吸波涂层；（涂层厚度1/4雷达波长）十一：气动弹性问题：1）操纵面反效：增大机翼结构扭转刚度，增加翼型厚度，减小后掠角展弦比，选择合适操纵面；2）机翼发散：采用复合材料，利用其各向异性控制变形方向；3）颤振：改善气动外形结构刚度。