第七章 动力装置及燃油系统

7.1飞机的高技术性和复杂性

动力装置的作用组成：

动力装置一方面用于产生推力，使飞机满足战术作战的性能要求；另一方面可以为机上环控系统和防冰装置提供气源。

动力装置由：发动机、螺旋桨、安装支架、进排气装置、灭火装备、冷却装置等组成。

发动机的类型及其在机上的布置形式：

飞机类型及其对应速度 发动机类型
教练机300∼400km/h300\sim 400km/h 活塞式发动机
飞行速度在700∼800km/h700\sim 800km/h 涡轮螺旋桨；涡轮轮风扇、涡轮桨扇发动机
亚声速客、货机和超声速机动飞机 带加力燃烧室或不带加力燃烧室的涡扇发动机
飞行速度超过3000m/h3000m/h 冲压喷气发动机、液体火箭发动机及其他类型的喷气式发动机。

发动机的性能评价指标：

发动机的单位重力$\gamma_{fdj} （（\gamma_{fdj} =G/F_0）</u>,<u>单位油耗率）</u>,<u>单位油耗率C_e</u>，<u>单位推力</u>，<u>单位推力F_s</u>，<u>涵道比</u>，<u>涵道比B$，和发动机高度速度特性是评价发动机的常用指标。

对动力装置的要求：

动力装置要求 要求的具体描述 设计图例
引起的附加阻力最小 为减小附加阻力，动力装置最好安装在机身内部
安装在机翼上时，发动机短舱应采用前伸的挂梁		 飞机动力装置布局
进气及排气系统能力释放充分
发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性的影响 较理想的是推力F轴线通过飞机重心 飞机动力装置布局
保证发动机的使用维护方便 机舱区域对应口盖布置，且易拆卸接近发动机。
同时，发动机的离地高度应给予特别注意		 飞机动力装置布局
应防止跑道上的砂粒吸入 发动机布置的位置高，机身和机翼起了遮挡作用。
发动机位置低的则应装进气道防护网装置。		 飞机动力装置布局
应保证安全防火 发动机发生火情只涉及到后机身。
在布置不可理时，可以在发动机和机身间设有很强的防护隔墙。
发动机舱应有火警和灭火系统，在油箱中充有中性气体和填充聚氨酯泡沫塑料。		 飞机动力装置布局
发动机固定接头应简单可靠 固定发动机的接头应重量轻，且有足够的强度。
此外，还应由阻尼组件吸收发动机的振动能量，有消除发动机热变形和初装变形的能力。
保证发动机易于拆装 布置时结构间的安装形式
发动机设计时的离地距离

7.2进气系统设计

7.2.1总体介绍与基本设计要求

总体介绍：

进气和排气系统是组成推进系统的重要部分。

进气系统是要以高的效率向发动机提供足够量的空气；排气系统则是使发动机燃烧后的高温燃气能高效地、通畅地排出机外。

在超音速飞行中，进排气系统产生的推力占总推力的绝大部分。

进气道设计要求：

进气系统的主要用途就是把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到压气机要求的进口速度。
进气道设计的基本要求是：总压恢复高，出口畸变小，阻力低，足够的稳定性裕度（防止进气道喘振）。

衡量进气道工作效率的参数 解释
进气道出口总压恢复 进气道出口气流平均总压与自由流总压之比。
大体上进气道总压恢复减少（或增加）1%，将使发动机净推力减少(或增加)1.3%。
进气道出口流场畸变 进气道出口流场中最低总压值与最高总压值（或平均总压值）之间的相对差别。
进气道出口流场畸变会减小发动机的喘振裕度，畸变过大会使发动机的喘振裕度全部丧失而失去稳定性。
阻力 包括外罩阻力、附加阻力、放气阻力和排除附面层产生的阻力等。在初步设计时，只需考虑外罩阻力和附加阻力。

7.2.2进气道的四种基本形式介绍

进气道形式 特征介绍 图例
NACA平贴式进气道 也称埋人式进气道。总压恢复值优化空间有限，只有90%左右。应用于对总压恢复不太重视的场合。 NACA平贴式进气道
皮托管式进气道 一种口朝前开的孔道。在亚声速下它工作得非常好，可以达到接近100%的总压恢复值。 皮托管式进气道
锥形进气道 也称中心体进气道或轴对称进气道，是利用超声速流流过锥体周围产生激波系。特点是比较轻，其总压恢复稍高于二维斜板式进气道（约高1.5%） 锥形进气道
二维斜板式进气道 二维斜板式进气道则利用超声速流流过楔体产生激波系，这种激波视为平面激波。 二维斜板式进气道

**【正激波进气道】：**在超声速飞行时进气道前总带有一道脱体正激波，因此常称为“正激波进气道”。正激波进气道在较高超声速时总压损失剧增，因此这种正激波进气道常被置于机身侧面或腹部，利用机身和（或）机翼边条的屏蔽作用，以提高正激波进气道的超声速性能。正激波进气道置于机身侧面或腹部时，一般都采用矩形或扁圆形进口形状。

超声速进气道按超声速压缩特点分类：

类型 特点介绍
外压式进气道 压缩过程在进口以外进行，进口以内只进行亚声速扩散压缩。
一道斜激波加一道正激波的压缩称为二波系进气道。采用的斜激波数量越多，其总压恢复越大。
内压式进气道 是一种不会引起外侧气流转折的进气道形式。
在这种进气道内，一对内部斜板产生一组斜激波，并在末尾正激波前相交，使进气道总压恢复高，阻力很小（或者为零）。
但是，这个内压式进气道必须是“启动好的”，否则将无法发挥应有的作用。内压式进气道的这种启动问题和不稳定性使其在飞机上的应用受到很大限制。
混合压缩式进气道 既采用外压缩又采用内压缩，可以在一个较宽的马赫数范围内提供高的总压恢复和低的外部阻力，并具有一个可接受的外部气流转折量。
“不启动”仍然是这种进气道的一个问题，可采用自动打开的放气门来控制启动。
混合压缩进气道的设计和调节都是非常复杂的，只有通过详细的分析计算才能确定。

7.2.3进气道主要参数的确定

主要参数 确定方法
进气道进口面积 进气道进口面积也称捕获面积，是进气道进口的迎面投影面积。
可以采用统计方：基于设计马赫数和发动机质量流量估算得到的进口面积A。
在布局设计过程中，应该根据实际的发动机质量流量来准确计算。
进气道进口面积初步设计时还应考虑为冷却发动机舱和环境控制提供二次空气流，以及为防止附面层增长从进气道压缩面和喉道吸除的空气。对于亚声速和超声速的进气道进口面积的确定原则是不一致的。
外罩和唇缘设计 外罩进口前端面方位取决于进气道进口位置和飞机的迎角范围。
外罩唇缘半径对发动机性能和飞机阻力具有较大的影响。
在亚声速进气道上，为了把畸变减至最小，其内侧唇缘半径往往大于外侧唇缘半径。
喉道面积和内管道参数设计 进气道喉道面积设计：既要考虑获得较高的总压恢复；又要避免在高声速时出现“堵塞”现象。在初步设计时，喉道面积可按发动机前端面面积的70%80%确定。
内管道参数设置：包括内管道长度，横截面面积增幅情况，
附面层抽吸及隔道 附面层抽吸：超声速进气道为了防止压缩面上发生激波一附面层干扰分离，在压缩面上采取的措施。一般多采用交错排列形式的小圆孔。
附面层隔除：对于机身侧面进气的进气道，进口前的机身部分产生的附面层必须隔除。台阶式隔道；附面层旁路管道；抽吸型附面层隔道；沟槽式附面层隔道。

机身附面层隔除措施沟槽式附面层隔道

进气道非设计状态时的调节：

当飞行马赫数减小，质量流量和激波形式将发生改变，使进气道处于非设计条件下。
使正激波移回到唇口处理办法：通过在扩压段打开放气门，可以把过剩的空气吸入进气道并在到达发动机之前从放气门放出去。向下转动外罩唇口，以减小进口面积。转动斜板改变压缩角或者前后移动中心体，以便在各种不同马赫数下保持斜激波搭唇口。

发动机在机体内部的进气道布局外挂式发动机进气道的布局形式

进气道在飞机上的布置：

  • 充分利用机身和机翼（包括机翼边条）的屏蔽作用，改善进气道的性能（特别是大迎角性能）
  • 防止机身或机翼边条脱出的涡和分离流进入进气道，影响进气道的性能和稳定性。
  • 减小雷达散射截面，更须要利用机体对进气口的遮挡，把进气口与机体高度融合一体。

7.3排气系统设计

**总述：**喷管设计不仅影响喷管的内推力，还影响到机身后体的构形，从而影响机身的后体阻力一一尾阻和底阻。

**排气系统设计性能的评价指标：**推力减阻力参数。显然，推力减阻力（指后体阻力）参数越大越好。

排气喷管的形式：

典型的喷管形式
喷管类型 具体介绍
固定不变收敛喷管 亚声速民用涡轮喷气发动机和祸轮风扇发动机几乎普遍采用固定不变的收敛喷管。
出口面积不变，低速具有理论性能损失。
固定喷管的简易性和重量轻所获得的收益大于性能损失代价。
可变面积收敛喷管 对于偶然在高亚声速到低超声速下飞行的飞机，采用可变面积的收敛喷管
能够在低速、部分推力工作状态和最大速度、最大推力工作状态之间得到较好的匹配。
引射喷管 超声速战斗机上常用的一种排气喷管，特别是对于需要大量冷却空气的加力式涡轮喷气发动机。
可以把冷却加力燃烧室外壁的发动机旁路空气引射到引射喷管外罩内，形成一层“气垫”
借助引射喷管，可同时实现增幅推力和冷却喷管的目的。
可调收敛-扩散喷管 近代一些马赫数为2一级的超声速先进的战斗机多采用。
这种C一D喷管的面积比可以随着飞行速度和高度的变化。

尾部设计：

为了把尾部阻力减小到可接受的水平，后机身的收缩角应该保持在15°以下，而喷管的外侧角度在喷管关闭位置时应该保持在20°以下。

并排安装的两台喷气发动机之间会产生干扰影响，使净推力减少。为了把这种干扰影响减到最小程度，喷管之间最好离开大约1~2倍的喷管最大出口直径。

推力矢量技术的应用：

【矢量喷管】原先仅依靠热力循环产生推力的排气喷管，改变为控制喷流方向（推力矢量)直接参与飞机机动运动的矢量喷管。由于推力矢量作用快，与飞行控制系统相结合，可以大大提高飞机的机动性和敏捷性。

7.4动力装置的安装

作用在发动机安装点上的载荷：

载荷的大小与发动机类型，发动机布局位置，飞机机动特性、计算时的飞行情况有关。

载荷类别 计算特点
发动机推力F0F_0 现代涡轮喷气发动机的起飞推力F。可以达到250~300kN。
发动机重力 发动机重力 GIdj=mIdjgG_{\mathrm{Idj}}=m_{\mathrm{Idj}} g;
惯性力 mfdj(dv/dt)m_{\mathrm{fdj}}(\mathrm{d} v / \mathrm{d} t) 和 mfdj(v2/R)m_{\mathrm{fdj}}\left(v^2 / R\right);
飞机机动引起的陀螺力矩 (相对飞机的 z、x、yz 、 x 、 y 轴旋转时)。
反作用扭转力矩MxM_x Mx=5.1×103P/nM_x=5.1×103P/n(单位：J)；
P为发动机对螺旋桨轴输出的功率，kW
n为螺旋桨旋转频率，s−1s^{-1}。
作用在发动机短舱上的气动载荷 对短舱、挂梁、进气道和口盖进行局部强度计算时应考虑气动载荷。

固定发动机的接头结构：

【接头】采用特殊的框或者空间焊接桁架连接发动机和飞机机体并传递载荷。与发动机类型和布置位置有关。

为限制发动机空间位置，一般采用超静定结构进行固定。

7.5燃油系统

燃油系统的功用与组成：

存储，各种飞行状态下连续、可靠地供油，冷却其他设备。

一般由：燃油箱，供油、输油系统，通气增压系统等组成。

燃油系统设计的一般要求：

系统 基本介绍 设计要求
燃油箱系统 燃油箱的三种类型包括：整体油箱（机翼或机身的）、软油箱和独立油箱（机翼或机身副油箱）。 (1)油箱的布置和输油顺序，在工作过程中应当满足重心变化要求
(2停机状态下的膨胀空间，一般不小于油箱总容积的3%;对舰载飞机则应不小于4%。
(3)每个油箱均应有一个集液槽和排放沉淀装置，以便放出沉淀物和水份。
供油、输油系统 供油和输油分系统由油泵、管路、控制阀、信号器等组成。
供输油泵的压力流量特性，满足发动机所需的燃油流量和压力或输油流量要求。
油泵的功率根据供输油的流量和压力及泵的效率经计算确定。		 (1)供油的不间断性。
(2)超声速飞机在长距离超声速飞行中，燃油还可以用来冷却设备。
(3)供油系统应提供发动机在最大燃油消耗率下的流量。
(4)供油系统在丧失动力（泵或增压动力）的情况下，要考虑抽吸供油能力。
(5)设置低油面警告，同时警报时的燃油依旧可以保证20min飞行和起降需要。
(6)输油流量应等于或大于发动机的耗油量。
(7)应具有零和负过载下的供油能力
(9)为了地面维护和飞行中应急切断发动机的供油，在供油管路上应设关断开关。
地面加油和放油系统 由加油口、控制阀、通气阀、信号器和管路组成。 (1)机上重力加油口的位置应根据油箱的连通情况，选择合理的位置。
(2)加油车的性能，通常加油压力为0.343MPa士0.034MPa。
(3)具有向任何一个（或一组）油箱加油或不加油的能力。满足单点向全机输油的能力。
(4)设置两套独立的自动切断加油的加油控制装置；失灵时可替代。
(5)加油管路流速应不大于9m/s，流入油箱入口处的流速不大于3m/s。
(6)飞机的放油一般利用机上的供油泵、输油泵与地面放油设备结合进行。
空重加油系统 由加油装置、控制阀、通气阀、信号器、管路等组成。 (1)缩短时间，受油机的受油流量可比加油机的加油流量大。
(2)空中加油的工作压力取决于加油机提供的压力。
(3)油面控制阀的位置应防止燃油由通气系统喷出机外。
(4)受油插头装置的位置应考虑飞行员的视线以及对进气道和发动机的影响。
应急放油系统 由放油泵、放油阀、信号器、管路等组成。 (5)应急放油分系统应具有启动和中止的能力；启动后保证迅速放油。
(6)应急放油控制装置应防止无意中将油量放至小于低油面警告油量。
(7)放油时飞机的重心不应对飞机的操纵性产生任何不利影响。
(8)放出的燃油和燃油蒸汽不应喷溅或进入飞机任何部位。
油量测量分系统 由传感器、信号器、控制盒、指示器、电缆等组成。 (1)所有机内和外挂副油箱均应进行计量。
(2)显示总燃油量和供油箱的燃油量。
(3)测量误差随飞机姿态变化应小。
散热器燃油的输送及回油 由油泵、散热器、回油阀、管路等组成。 (1)应满足散热器工作中散热量的要求。
(2)用燃油散热应保证发动机燃油入口温度及燃油箱的温度要求。

米格一21飞机燃油系统简介：

飞机燃油系统原理图

燃油消耗自动控制系统：

通过压力控制管路的开闭实现燃油消耗过程中飞机的重心控制。自动控制系统通常包括供油箱和各油箱中的燃油消耗监控部件。

燃油系统中的安全措施：

  • 燃油系统的防火安全措施为机载灭火设备、限制火势的防火栅，惰性气体发生器和紧急放油装置。
  • 将惰性气体充满油箱中燃油上面的空间，以阻让燃油蒸汽的形成和被点燃（在油箱被击穿时）。
  • 或油箱中使用聚氨酯泡沫塑料，防止爆炸和减少油箱损坏程度。

飞机的防火保障系统：

  • 在发动机舱内设有失火预警及灭火系统。该系统包括失火预瞥设备和机载灭火设备。
  • 在现代飞机上，发动机舱内装有失火报警的电离传感器。
  • 机载灭火设备包括带有薄膜型接头的气瓶，瓶内装有灭火剂用于灭火。

第八章 起落装置及机电系统

8.1起落装置设计

8.1.1起落装置介绍与设计总体要求

起落装置的功用与组成：

供飞机在地面停放、滑行、飞行和着陆用，保证起降过程中安全性及良好的操控性、稳定性。

由前、主起落架（包括机轮、刹车系统、轮胎）及其收放、锁闭指示机构，前、主起落架舱门及其收放机构和减速伞以及拦阻钩（如要求装置时）组成。

设计要求：

  • 地面运动时具有良好的稳定性、操纵性和适应性

    在飞机起降过程中能够吸收水平、垂直方向的力，并能够应对非正常的着陆情况（最大刹车、侧风着陆、高速滑行）

  • 适合于机场承载能力

    根据机场对应跑道长度、道面承载能力对机场进行等级划分。飞机的机轮数量、大小和轮胎压力均需要与机场情况匹配。

  • 满足起降性能的使用要求

    满足不同起降重量、速度、距离时的要求。

8.1.2起落装置的布置

起落架的布置：

起落架的布置形式

起落架主轮安装截面在全机最大迎风面积截面附近，起落架收放的开口位于全机受力最大的机身中段。这两点使得起落架的设计、布置成为飞机设计过程中必须考虑的重要问题。

起降角度 布置要求与图示
飞机迎角$\alpha $ 飞机迎角设计
擦地角$\gamma $ 擦地角设计
防侧翻角$\theta $ 是飞机滑行时急剧转弯侧翻趋势的量度。在已知飞机严重情况的重心位置和飞机轮距以及轮胎与地面之间的摩擦因数，按照飞机不侧翻的条件即可算出角$\theta $。防侧翻角设计

减速伞布置：

减速伞（也叫阻力伞）是军用飞机着陆时为了缩短着陆滑跑距离而配置的。减速伞系统包括减速伞、伞舱、悬挂锁、舱门及其操纵系统。配置时需要隔热防止发动机燃烧室热传导或者气动热点燃减速伞。同时，注意减速传力位置，尽量减小对飞机的附加力矩。

减速伞的组成

拦阻钩的布置：

拦阻钩也有叫阻拦钩的。拦阻钩系统包括拦阻钩、与钩有关的控制器件和缓冲器等。拦阻钩系统一般都布置在后机身中央下腹部位。

拦阻钩安装示意图

8.1.3起落架减震器

减震器类型：刚性轴式、固体弹簧式、摇臂张力式（常用于舰载机）还有油压式和油气式（效率高、很好的能量消散能力）。
减震器又分单腔和双腔式。双腔式支柱行程长、吸收能量大，可以改善飞机在粗糙跑道上的减震特性。

减震器的布置与分类油液减震器的造型

行程的确定：减震器的行程即减震系统的位移取决于接地时的垂直速度、减震材料和接地时机翼上可用的升力。

行程确定的有关指标 详细介绍
下沉速度 飞机接地时的垂直速度。
不同飞机具有不同的规范数值。
过载ngn_g 垂直速度的减速率称为起落架过载ngn_g。
起落架过载决定了由起落架传到机体上的载荷大小，它影响着机体结构重量以及着陆时机组和旅客的舒适性。
减震器的效率因数$\eta $ image-20221105173013119

减震器行程的计算：

  • 飞机的垂直动能

Ek=12⋅Gzlg⋅vy2E_k=\frac{1}{2}\cdot \frac{G_{zl}}{g}\cdot v_{y}^{2}

GzlG_{zl}——飞机着陆重力
vyv_y——飞机下沉速度
EkE_k——飞机垂直动能

  • 减震器和轮胎吸收的垂直动能

Ek,xs=ηps+ηtptstE_{k,xs}=\eta ps+\eta_{t} p_ts_t

η\eta——减震器效率因数，实际取0.5一0.9。ηt\eta_t是轮胎的效率因素，一般假设0.47
pp——压缩时平均总载荷。
ss——行程。

飞机的垂直动能应当能够被完全吸收，即Ek=Ek,xsE_k=E_{k,xs}。

  • 同时起落架过载 ngn_g 等于䧕减震载荷的平均值除以着陆重力, 并假定过载在接地时不变, 则

ng=L/Gzln_{\mathrm{g}}=L / G_{\mathrm{zl}}

  • 将ng=L/Gzln_{\mathrm{g}}=L / G_{\mathrm{zl}}代人Ek=Ek,xsE_k=E_{k,xs}并设 L=PL=P, 则得到减震器行程公式:

s=vy22gηg−ηtηsts=\frac{v_y^2}{2 g \eta_g}-\frac{\eta_{\mathrm{t}}}{\eta} s_{\mathrm{t}}

计算的行程通常应增加 20∼25 mm20 \sim 25 \mathrm{~mm}, 以考虑容差, 增加安全裕度。通常认为小行程是 200 mm200 \mathrm{~mm}, 而对大多数飞机来说,希望不小于 250∼300 mm250 \sim 300 \mathrm{~mm} 。

8.1.4起落装置其他部件介绍

机轮的选择：

轮胎的尺寸由它所承受的飞机重量确定，一般根据现有的轮胎标准来查取。轮胎选择是要找出能承受计算的最大载荷的最小尺寸的轮胎，对于前轮胎必须能承受总动载及最大静载。

选择时：需要在原先载荷的基础上设置余量，一方面为了后续增重留有储备，一方面作为计算的安全系数，一方面考虑机轮失效时的超载情况。

刹车、轮毂和防滑装置：

轮胎嵌入轮毂，在轮毂内装上刹车装置和防滑装置就组成了机轮。

刹车装置

飞机的刹车容量计算：

E=Cmv2E=C m v^2

EE ——全机刹车装置吸收的总能量, J(\mathrm{J}( 焦耳); ;
C=0.0368C=0.0368 对“前三点”或“自行车”式起落架飞机及所有直升机;
C=0.0299C=0.0299 对“后三点”式飞机;
mm ——所取承载状态下的飞机重量, kg\mathrm{kg};
vv——所取重量下, 发动机关闭后的飞机失速速度, km/h\mathrm{km} / \mathrm{h} 。

自动松刹装置的设置：考虑轮胎的使用工况，飞机地面停机的稳定性，滑行过程机组人员的舒适性。

刹车热量问题：一是对预期的使用情况作热量分析，并按此设计刹车；二是给刹车安装冷却装置（风扇冷却系统，强迫对流换热；设置易融塞，提前释放胎压）。

前轮转弯机构：

飞机的转弯可以通过差动刹车或者操纵前起落架实现。前轮的转向时通过方向舵脚蹬（对于战斗机）或驾驶舱中的操纵盘或操纵杆（对于大飞机)进行操控。

前轮转弯机构的构造有用于前轮转向小于或等于士60°的简单的推拉式前轮转向作动筒；在大于士60°时，可采用齿条式转向装置，旋转式作动筒和放大联动装置。

前轮转向机构的组成：

有动力的转弯系统组成元件由一个或两个转向作动筒（线性或转动的、液压或电动的），一个动力源，一个控制阀，一个起落架转向卡圈、控制阀和驾驶员操纵盘之间的伺服随动装置，驾驶员使用的驾驶盘、驾驶杆或方向舵脚蹬连杆所组成。

**【减摆阻尼】**由于起落架扭转刚度不足、变形过大、稳定矩不适当以及机轮不平衡等因素，机轮会发生摆振（机轮绕其自定向轴摆动）。操纵转向的前轮对其特别敏感，应使用各种方法减弱这种振摆。

起落架的收、放：

起落架的收放位置需要考虑故障时的使用要求，减重需要，结构的连贯性。

起落架的收放机构、舱门和支撑结构必须按设计着陆重量和襟翼在进场位置进行设计，并考虑摩擦、惯性力、刹车力矩以及空速达到设计要求的收上或放下时产生的空气载荷组合作用。

8.1.5起落装置的发展展望

  • 满足起降条件的前提下，实现重量的减轻是基本准则。从材料、结构、工艺入手，同时兼顾轻量化、可靠性、维护性、耐用性、滑跑冷却性、低滚动阻力。
  • 减震器将更能够适应起伏（不平缓）路面情况下的减震性能改善。
  • 综合了前轮转弯、方向舵及刹车操纵，以提供自动化滑行操纵性，特别在大侧风和光滑跑道时进行操作的先进刹车操纵系统也将会得到发展。

8.2水上飞机船体及浮简设计

8.2.1水上飞机船体的设计

船体结构 设计要求
船体底部 少数小型水上飞机船体，采用V型底部，以减小水的冲击载荷。V型角度叫“底部升高角”，角度增加到30°~40°，可较好地劈开波浪，适宜为高速飞机配置
船体长 水线长度与“船体长度”的比值，对水动阻力与水面着水时的冲击有很大影响。
宽的船身由于具有较好的水上滑行能力，故水动阻力较低，但着水冲击较大。
防溅条 4.为减少浪花，可在船体下部边缘安装防溅条。防溅条的角度约在水平线以下30°。
断阶 断阶的布置可以防止后体吸附和垂直方向的不连续，断阶高度约为水线的5%，断阶约位于重心之后10°~20角。
在断阶之前约1.5倍船体宽度距离范围内船体的下部不应是曲线。这是为了减小纵向波动的趋势；而断阶之后，应向后翘起7°一9°。
水上飞机的几何参数

8.2.2浮筒设计

水上飞机一般在其机翼下安装浮筒，以提供飞机在水面上的横向稳定性。浮筒的位置是当飞机侧向一边约1°时，浮简接触水面。
浮筒式的水上飞机的浮力，是由静水线以下船身淹没的体积乘以水的密度来决定的，飞机的重量由它的排水量支承。

8.3飞行操纵和控制系统设计

8.3.1概要及基本设计要求

概述：

飞行操纵和控制系统：接收指令，产生力或力矩，实现飞行状态规律改变和稳定控制。
随飞行速度的提高和飞机尺寸与重量的增大，操纵系统由早期的钢索、拉杆演变成液压助力器。
液压助力器首先被应用在可逆助力操纵系统，随后又演化出了不可逆助力操作系统（舵面气动载荷全部由助力器来克服）。
为解决高度和速度大范围变化引起驾驶技术的不一致，还设置了力臂自动调节器。

由于飞行包线不断扩大，高空高速飞行阻尼明显变小而出现动不稳定，纵向和横侧向的短周期振荡严重影响了飞机的操纵性能。
阻尼器（采用速率反馈来提供操纵阻尼）——过载及迎角反馈（构成增稳系统）——来自驾驶杆的电信号构成控制增稳系统（既增加飞机的安定性，又提高了操纵反应能力）——全权限电传操纵系统（加入计算机控制）。

飞行控制系统发展中，全面提高飞机性能与系统控制一体化是发展的趋势和方向。

飞机操纵系统的设计要求：

统一要求：应具有足够的强度和刚度并满足重量轻、制造简单、维修方便、生存性好。

特别要求：

  • 操纵动作符合人类本能反应和习惯。
  • 纵向操作和横向操作独立、不干涉，即当操纵升降舵时副翼不动和当操纵副翼时升降舵不动。
  • 过载的大小要能够通过适宜的杆力和杆位移实现反馈。
  • 飞机纵、横、航向操纵杆的力要匹配。
  • 偏转操纵力应均匀增长，且力指向配平位置，具有自动回中趋势。
  • 杆力到舵面的操纵延迟要短，反应快、死区小、系统刚性好、灵敏度高。

8.3.2简单机械操纵系统

飞机主操纵系统通常由两部分组成：一是由手操纵机构（驾驶杆或驾驶盘）和脚操纵机构(脚蹬)所组成的中央操纵机构；第二部分是由拉杆、摇臂、钢索、滑轮等所组成的传动机构（或称传动装置)。

中央操纵机构
操纵机构 介绍 图例
手操纵机构 杆式操纵机构比较简单，杆式适合飞行员一只手操纵驾驶杆而另一只手操纵油门手柄，多用于机动性较好而操纵力小（或有助力器)的飞机。
盘式构造较复杂，但可通过增大驾驶盘来减小副翼操纵力，多用于机动性要求较低的中型和大型飞机。		 image-20221105210520307
脚操纵机构 脚操纵机构根据转轴的布置分为立轴式和平轴式两种。
立轴式脚蹬安装在平行四边形机构上，脚蹬前后移动时无转动，构造简单、操纵方便，一般与杆式操纵配合使用。
平轴式摇臂支点固定在平放轴上，通过增大与脚蹬连接的摇臂来获得足够的力臂，脚蹬间距小，多与盘式手操纵机构组合。		 image-20221105210707911

简单机械操纵系统的传动机构通常分为软式、硬式和混合式三种。

传动机构 介绍 图例
软式传动机构 主要构件有钢索、滑轮、松紧螺套和钢索张力补偿器等。
软式操纵重量轻、构造简单、通过性好；
缺点是刚度小，钢索受拉易伸长，操纵灵敏性差。
硬式传动机构 硬式传动机构主要有传动杆、摇臂和导向滑轮等。
硬式传动机构可以承受拉力和压力，刚度大，变形小，舵面不易引起振动，具有较好的操纵灵敏性；
缺点是构造复杂，重量大，而且不像钢索那样容易绕过飞机内部设备和装置。		 image-20221105211459770
混合式传动机构 由软式和硬式传动机构混合组成，兼有硬式和软式传动的优缺点。 QQ图片20221105211611

一般对于舵面气动力较小的低速飞机和对机动性要求较低的运输机，多采用软式传动或混合式传动机构。现代歼击机和操纵灵敏度较高的一些飞机，多采用硬式传动机构。

8.3.3助力机械操纵系统

可逆助力操纵系统：气动载荷一部分由助力器克服，另一部分由回力杆传递至驾驶杆。通常用在亚声速飞机上，可以在不增加其他设备条件下，使飞行员能真实地感觉到舵面铰链力矩的变化。

不可逆助力操纵系统：当超声速飞机飞行速度大于临界Ma数时，飞机的气动焦点随Ma数的增加而向后移动，使飞机静稳定性增大。为增大舵面的操纵效能，遂采用全动平尾。全动平尾的铰链力矩很大，以致无法选用合适的回力比，于是取消了回力杆，而成为“不可逆助力操纵系统”。

全动平尾助力操纵系统

以平尾操纵系统为例介绍不可逆操纵系统组成和工作原理：

组成 工作作用与原理介绍 图示
液压助力器 通过操纵活塞控制油路通断，油压为尾翼运动提供动力。
助力器的静特性包括：最大输出力，空载时的最大输出速度和助力器的最大输出位移。		 液压助力器原理图
载荷机构 与力臂调节器配合使用还能间接地感觉到舵面载荷的变化，从而改善杆力特性和飞机的操纵性。
调整片效应机构 无力不可逆助力操纵系统中，操纵杆力由弹簧感觉器提供。调校机构可以卸除弹簧感觉器中的压缩位移，使飞行员可以松杆飞行。
力臂调节器 力臂调节器用以改变驾驶杆到平尾的传动系数和到载荷机构的传动位置，保证全飞行范围内的操纵品质。
力臂调节器按飞行高度和表速自动调整杆-舵传动比及杆力对杆位移的变化梯度，借以补偿舵面效率随速压和高度变化所导致的单位过载杆力和杆位移的大范围变化。		 力臂调节器原工作原理
非线性机构 它将系统的线性传动改变为非线性传动。
使副翼操纵既满足低空、大表速横向精确操纵要求，又能满足高空副翼效率降低时具有良好的横向操纵特性要求。

8.3.4电传操纵系统

电传操纵系统的组成：

电传操纵系统分为模拟式和数字式两种。
数字式具有高度灵活性，容易实施复杂的控制律和与自动驾驶、火控、导航和推力矢量控制系统的交联。
为保证系统的安全，模拟式电传常用机械操纵系统为备份；而数字式电传常采用模拟式电传作备份。

电传操纵系统除保留原机械操纵系统中的中央操纵机构（驾驶杆及脚蹬）、载荷机构及调整片效应机构（取消了机械拉杆、摇臂、力臂调节器）外，主要组成部件还有：

组成 功能、作用
四余度杆力（或杆位移）传感器 飞行员操纵飞机时通过它给出三轴操纵指令
四余度角速率陀螺传感器 感受飞机的三轴角速率构成操纵指令的反馈，用于改善飞机操纵稳定性
四余度加速度计 感受飞机法向和横、侧向加速度，用于实现法向过载指令控制，并改善纵、横向操纵安定性
迎角（侧滑角）传感器 提供迎角（侧滑角）信号，用以实现飞行边界限制、放宽静安定性补偿及改善操纵品质
气压传感器 为电传系统及大气数据系统提供动、静压信号，用以调整电传系统参数，解算大气数据及飞行参数
大气数据计算机 为电传系统提供飞行速度、Ma数、高度信号，用来系统调参和飞行仪表显示
机载计算机 接受驾驶指令及飞机运动反馈信息进行综合控制，实现任务剪裁、自动调参、结构滤波、三轴解耦交联、故障监控、余度管理等
状态显示器 飞控系统状态显示及咨询指示
飞行控制板 飞行控制、自检测、配平等
平尾、副翼、方向舵舵机 接受计算机输出的指令，驱动舵面偏转，形成三轴操纵力矩
电源组件 为全系统提供各部件所需用的各类交、直流电源

电传操纵系统工作原理：

电传操纵系统的基本特点是飞行员不直接控制舵面，而是直接指令飞机的运动响应，舵面只是闭环控制系统里的中间变量，这是与机械杆系操纵的本质区别所在。

系统控制律由几种典型回路构成：

  • 电信号指令回路，将电传系统驾驶杆的运动通过四余度杆位移或杆力传感器变成电信号。
  • 前向回路，不仅起到了机械操纵系统力臂调节器的作用，而且对闭环系统的操纵性和稳定性的设计综合具有重要影响。
  • 反馈回路，电传系统的控制增稳功能是由前向回路和反馈通道构成的闭环回路来实现的。

纵向电传操纵系统的功能：

功能 功能介绍
控制增稳功能 控制增稳是电传操纵的基本功能。
它是由指令回路（杆至闭环系统综合口）、前向回路和反馈回路构成。
自动配平功能 电传操纵系统提供了中性速度稳定性，即飞机在加、减速飞行时，飞行员无须操纵驾驶杆就可以保持飞机的水平直线飞行，这一功能称作自动配平功能。
它是用前向回路上的比例积分环节中的积分器实现的。
飞行边界限制功能 纵向运动重要的是迎角和法向过载，操纵指令过大、超过安全限度会发生失速、抖振，甚至超过强度限制而使飞机解体。
纵向电传飞行边界限制功能是由指令回路的过载限制器和反馈回路的迎角限制器完成的。
使飞行员放心大胆地操纵飞机，最大限度地发挥飞机的最大机动能力。
放宽静安定性 所谓放宽静安定性就是使重心后移，把飞机的静安定性设计得比正常值更小，甚至设计成静不安定的，其主要目的是降低配平阻力和尾翼结构重量，从而提高飞机的机动性。
重心后移放宽静安定性后，必须要通过飞行控制系统对飞机进行增稳补偿。
因为重心后移导致亚声速状态纵向静不安定，无法操纵；
超声速状态安定度的降低导致飞机自振频率下降，为改善操纵品质，也需要补偿。
放宽静安定性气动布局比较

电传系统的余度技术：

余度技术提高了机械操纵系统的安全可靠性。所说余度技术就是采用多套相同的部件构成余度通道，按特定的余度管理方式参与系统工作，从而提高工作的可靠性。

假定单轴系统，故障概率是$\lambda 。如果采用自监控余度管理方式，那么对于二余度系统，可使一个通道工作，另一通道备份，只有二个通道同时故障才能使系统失效，其失效概率为。如果采用自监控余度管理方式，那么对于二余度系统，可使一个通道工作，另一通道备份，只有二个通道同时故障才能使系统失效，其失效概率为\lambda ^2$。

在相同的余度管理方式下，余度数目越多，系统失效概率就越小。然而余度数越多，部件数目也越多，出现故障的概率也就越大，任务可靠性就越差。

余度管理主要包括两个方面，第一是信号选择，第二是故障监控与隔离。

电传操纵系统的发展方向：

  • 一体化（电传操纵与火控、推力、导航系统交联）
  • 系统生存性（容错控制计算机分置微型电路片上，规格系列化），
  • 动力元件优化（研制电动静液舵机；高磁能稀土永磁性材料研制）
  • 解决电气隔离性和电磁干扰（以光导纤维取代线束电缆，开辟一个更新的光传操纵领域）

8.4液压系统设计

8.4.1液压系统功用、组成及其要求

液压系统的作用：

液压系统有比功率（功率重量比）大、响应速度快、抗负载刚性大及易于控制等特点，成为飞机十分重要的功能系统。

液压技术随着飞机结构升级和性能的提升也在不断发展。对于现代高性能飞机由于功用比较多、功率大、速度要快、刚性要好，所以几乎全部用液压系统来实现各项功能。

液压系统的组成：

一部分是供压系统，它是液压系统的核心，保证系统能源需求，也是地面试验、清洗系统时的接口，且具有压力显示和告警、系统保安等功能；
另一部分是完成各种用途的功能子系统，如起落架收放、减速板收放等。子系统按需分别设置有分配、换向、调压、调速、顺序动作、缓冲、节流、锁闭和优先分配等功能附件。

通常由液压油箱、液压泵、液压油滤、安全阀、单向阀、压力指示装置、蓄压器等附件组成。

液压系统典型的供压系统原理图
组成附件 功能
液压油箱 供存贮液压油用，它的容积应适应工作过程中油液的变化。并且，采用隔离式液压油箱防止气体溶入油液，以提高系统刚性。
液压泵 将机械能转换为液压能源的装置。
为了保证泵的润滑和冷却，通常设置循环管路在泵运转中不断向运动副注入油液，改善润滑，降低磨耗，防止局部过热，并将此油液返回油箱，进行热交换。
单向阀 隔离地面设备工作时的液压，防止液压泵反转。
液压油滤 用以过滤液压泵运转中产生的磨屑。
安全阀 保证安全的措施，系统超过规定压力时，泄放油液使压力保持在一定范围
蓄压器 是一个蓄能装置，可以提高系统的瞬态响应能力
导管 回油导管通常用铝合金制造，压力导管用不锈钢或钛合金制造，柔性连接则用橡胶软管、氟塑料软管或转动接头。

系统设计要求：

设计要求 具体内容
压力等级和温度型别的确定及对液压油的要求 压力等级：研究结果表明减小液压系统附件和管路体积和减轻重量的较佳压力为.28~35MPa。
温度型别：主要是考虑油料、密封用橡胶、软管等的承受能力，以及所有的液压附件在规定的寿命期限内在该温度范围内能可靠地工作。
液压油：我国常用YH一10和YH一12两种航空液压油。（需要考虑阻燃性，粘度，使用温度）
系统设计总则 液压系统及其附件应设计成能在飞机结构允许的所有条件下正常工作。
同时，满足在发生任何两个导致丧失油液或压力的故障，不致于造成全部丧失飞行操纵能力。
飞机设计最终方案的确定：对余度技术、安全性及可靠性评估、维修准则测、战场生存力评估、经济性评估及风险分析等进行综合评审来最终选取方案。
确定各功能子系统 (1)主操纵面：平尾、副翼、方向航、前翼等；
(2)辅助操纵面：机翼前缘襟翼、后缘襟翼、缝翼、扰流片；
(3)通用系统：起落架收放、刹车、前轮转弯、减速板、减速伞、进气道调节等。
(4)专用系统：舰载机机翼折叠、着陆钩收放等。
余度技术的应用 为了提高系统的工作可靠性和生存力，现代飞机一般设置两套或三套完全独立的液压系统，大型客机甚至设置四套完全独立的液压系统。此外，有的飞机还设置应急能源。

8.4.2系统设计

系统分类：

分类依据 分类型别 型别区分
按照功能作用 关键子系统、重要子系统和一般子系统 关键子系统关系着飞行安全，应重点采取余度来保证。
重要子系统也关系着飞机安全，但只要不丧失功能其性能可以适当放宽。
一般子系统指出现故障后不产生关连故障殃及其他子系统或整个液压系统。
按照功能性质 飞行操纵（控制）系统和通用系统。 飞行操纵液压系统是指驱动副翼、方向舵、升降舵或全动水平尾翼及组合功能操纵面（襟副翼、扰流片、鸭式飞机的前翼)等翼面操纵用的液压系统。
除了飞机主操纵面工作用子系统之外的其他正常工作的子系统。

应急能源：

  • (1)直流电机驱动液压泵——受蓄电池限制，小功率、
  • (2)交流电机驱动液压泵——根据交流发电机容量来确定
  • (3)冲压空气涡轮驱动液压泵和应急发电机——受使用高度和速度限制，着陆减速时功率降低
  • (4)辅助动力装置(APU)——它与小型涡轮喷气发动机相似，但作功主要不是用于推进而用于驱动
  • (5)应急动力装置(EPU)——多用于应急情况下驱动发电机和液压泵，可以获得较大功率的应急能源

不同的方案设计，如系统的余度设计、应急方案的选择、飞行操纵系统余度配置等情况，可以从飞机的液压系统的原理方块图中得到。

8.4.3液压系统的功率估算

功率估算时应考虑飞行包线范围内所对应的工作状态（高度、速度、过载等）的影响、发动机相应转速（换算液压泵转速及其输出流量）、可能产生的子系统复合工作等。

对于液压执行机构的输出功率主要有下列形式：

  • (1)直线位移作动简其输出功率为：输出力×单位时间的位移
  • (2)角位移作动器的输出功率为：输出力矩×角速度
  • (3)对于液压马达，其输出功率为：输出扭矩×转速
  • (4)对于飞行控制系统，每一作动器的输出功率应为：铰链力矩×舵面转动角速度

8.4.4在总体设计中提高生存力和改善维护性的一些措施与发展规划

措施：

  • 两套或几套系统在机体上应予以分离布置。（防止以外损坏）
  • 蓄压器、冷气瓶及其他容器一旦被炮火击中或击伤不得爆炸。（应按照专用标准进行防爆测试）
  • 如有可能，应将发动机驱动液压泵和发电机等飞机附件的机匣安装在机体上。（消除发动机推力变化、振动、温差和安装误差导致的发动机与机体相对位移）
  • 座舱内不应装有液压系统导管，同时应设有遥控开关和远读压力表，有故障警告功能。
  • 经常分解的接头，应有明确的标识，保证正确地对接。
  • 附件逐步实现多功能和模块化，故障定位后可以快速更换。
  • 应急系统能源独立化
  • 系统间隔措施，隔火、隔热或者防止爆破伤害。
  • 减少系统污染，液压系统中的一些精密元件长期处于外来污染以及油液污染物的工作状态必然磨损出现污染颗粒积累，从而导致摩擦增加或配合元件间产生瞬时形变等，因此产生故障或降低工作可靠性。

发展规划：

  • (1)提高现有液压技术的可靠性、可维护性，自检测技术应用，应用新的工作原理发展新附件，附件的组合化等等方面的研究；
  • (2)研究防火或抗燃液压油以及适配的密封材料和密封形式；
  • (3)为了迎接21世纪高超声速旅客机的发展，国外还开展42MPa或56MPa高温、高压液压系统的预研。

8.5飞机供电系统设计

8.5.1供电系统总述、基本要求以及分类

功能：

向飞机上所有用电设备（如飞行控制系统、火控系统、电子设备、电动油泵、照明、电动机构、生命保障设备等)提供电能，

保证用电设备的正常工作和飞机任务的执行。

组成：

飞机电气系统由供电系统和用电设备组成。

供电系统指的是电能的产生、变换和输配电的一整套装置所组成的系统，它分为电源系统（又称为发电系统）和配电系统两大部分。

供电系统种类：

(1)额定电压为115/200V,额定频率为400Hz,中线接地（飞机壳体）的三相四线制交流供电系统。
(2)额定电压为28.5V,负线接地（飞机壳体）的直流供电系统。

用电设备分类：

根据对用电设备的要求，通常按线路电压降的大小把用电设备分成A（对电压敏感）、B（绝大部分用电设备属于）、C（允许更宽的稳态电压范围）三类

8.5.2飞机电气负载分析和电源容量确定

在飞机设计阶段初期，应对可能采用的用电设备进行电能要求的初步统计，并估算各类电能所需稳态功率要求，以便合理选择飞机主电源、二次电源、应急电源的容量。

飞机电气负载分析：

划分飞行任务阶段，进行机载用电设备统计并将二次电源的负载折算到主电源负载，最后绘制出电源负载曲线图。

电源负载图是飞机电源容量确定的依据。

电源负载曲线图

主电源容量的选择：

主电源容量为发动机台数与单通道发电机额定容量的乘积。

单通道发电机的容量：

P≥KPMAXNP\geq \frac{KP_{MAX}}{N}

式中：PMAXP_{MAX}一一电源负载图中统计估算得到的最大功率(kW或kV·A);
NN一全机主发动机台数；
LL一容量裕度系数，一般取K=1.3-1.5。

应急电源容量要求与选择：

应急电源是主电源系统以外的独立电源系统，它的能源可来自冲压空气涡轮、辅助或应急动力装置。

应急电源的容量应保证在所有发电机均遭受损坏的情况下，飞机能安全返航或就近着陆，该容量应大于由主电源供电的重要负载汇流条中所有负载总的连续稳态功率要求，而且至少能供电30min。

8.5.3飞机发电机的传动和冷却

飞机发电机的传动：

在协调发电机的传动要求时，首先要使发电机或恒速传动装置的输入转速范围和发动机附件机匣的输出转速围相协调，同时转向、悬挂力矩、传动花键、快卸卡箍及安装空间尺寸等都应满足要求。

飞机上的发动机及其恒转速传动装置

飞机发动机的冷却：

冷却方式 冷却原理 评价
气冷 气冷发电机在飞行中将外部气流引入发电机内部，然后从电机出风口排至发动机舱内（也可直接排至机外） 发动机的通风量与众多因素有关，在地面停机、滑行或者超音速飞行中使用需要额外考虑。
当选择冲压空气冷却发电机时，一定要按飞机使用包线（高度、速度使用范围）计算和验证能否可靠地把发电机产生的热量带走。
油冷 油冷发电机有循油和喷油两种：循油冷却是将冷却油引入发电机内部油路，借热交换带走电机的热量。喷油冷却是将油雾直接喷射到发电机绕组端部等发热部位，冷却效果显著提高。 循油冷却：冷却介质与热源非直接接触，冷却效果不够理想
飞机上常用航空滑油或燃油作为恒速传动装置的工作介质和油冷发电机的冷却介质。

8.5.4飞机电气系统安装及维修设计要求

  • 发电机安装要稳定同时注重维修的方便性：

发电机应使用快御环水平安装在作为驱动源的发动机附件传动机匣上。
或为了改善维修性亦可将发电机安装在飞机骨架上的附件传动装置上。

  • 合理减少馈电线的电压损失：

电源系统的调节、控制、保护装置及中心配电装置应尽量布置在全机用电负载中心处的舱段。
外部电源插座及应急电源（蓄电池等）亦应尽量布置在全机用电负载中心处附近

  • 抑制电磁干扰、提高飞机系统可靠性的重要措施：合理选择布线的电缆通路

两个独立电源的电缆应分开效设。电源电缆应与敏感电路电缆隔离，其间隔不应小于50mm，以减少不同电缆之间有害的耦合。

  • 蓄电池安装需要考虑维修性、安全性设计

由于频繁的维护，每个蓄电池的布置和安装应便于快速检查与装御。
蓄电池安装位置的安排应考虑使排出的有害气体不损坏邻近的结构或重要设备。

  • 余度配置

为使易损性减到最低，余度供电电缆和部件应分开布线与安装。

  • 外部插座选择的通用性、安装的安全性

外部电源插座应尽量采用国际通用的，并安置在易接近且对人员危害最小的部位，不应布置在发动机进气道或尾喷口附近以及然油注入口或排泄口处。

8.6环控与救生

8.6.1飞机环境控制系统

概述：

环控系统提供增压、通风、冷却，以保证飞行员和电子设备的正常工作，是生命保障系统的重要组成部分。
战斗机上环控系统主要分为空气循环制冷系统和蒸发循环制冷系统。

**主要功能：**①座舱冷却和增压；②风挡除雾、防冰和除雨；飞行员抗荷和通风服；电子设备冷却；雷达液体冷却；⑥电子设备增压；电子吊舱冷却和增压；燃油增压。

系统组成：

主要由引气子系统、制冷子系统、座舱通风增压子系统和电子设备通风子系统等组成

飞机环境控制系统

系统性能要求：

  • 满足座舱和电子设备通风冷却增压要求
  • 满足风挡和舱盖的防冰、除雨和除雾要求
  • 满足飞行员抗荷和通风服的要求（提供具有适当压力和温度的空气）
  • 系统中空气温度、压力、流量以及冷却效果等参数应具有自动控制和调节能力
  • 座舱内应有引气温度和压力座舱和电子设备舱供气温度有显示和报警
  • 系统应有冲压空气应急通风功能

这些性能要求大致可以归纳为对温度、压力、故障检测、综合控制与显示、安全性。

系统与附件的安装及布置：

  • 制冷附件集中在一起应安装在一个隔舱内，便于维护和检测。
  • 引气系统的导管和附件温度较高，沿引气导管应安装泄漏探测或采用屏蔽等措施，以便保证邻近系统附件的安全。
  • 系统导管安装应与飞机结构有一定的间隙，一般与固定结构间隙不小于3m，与活动机构间隙不小于10mm。
  • 导管和附件与飞机结构还应有防止电磁干扰的搭接等。
F一18环境控制系统布置图

8.6.2应急救生设备

旅客机的救生设备：

旅客机发生应急迫降事故时，应考虑如何最大限度地减少乘员伤亡并提供有效的拯救乘员生命的救生设备。

设备 设置要求
客舱和座椅 应当保证结构的完整性，客舱和座椅应具有足够的强度和刚度。
同时考虑减震，客舱结构和设备表面应采用有减振作用的软性材料进行装饰。
座椅安全带 固定乘客及机组人员时能够承受足够冲击载荷
应急舱门 应保证旅客和机组人员在1.5n时间内，全部撤离飞机。
保证舱门和门框足够的强度和刚度，不至受击损坏或变形影响使用
水上迫降时，保证紧急出口高于吃水线
应急滑梯 在不位于机翼区域内的应急出口备有应急充气滑梯。
滑梯通常用合成橡胶或涂胶（氨基甲酸乙酯）尼龙布制成。
对于尺寸较大的出口，充气滑梯应可以同时并行的疏散两行旅客。
滑梯的充气应在7-9s内完成
充气救生背心 救生背心应产生足够的浮力，以保证落水者头部高出水面
能产生足够的力矩，以保持良好的稳定性。
滑梯-救生筏 应急着水后，疏散旅客的充气滑梯可以作为漂浮救生设备
配备有：筏篷、浮锚、修理用具、信号发生器，应急定位发射器等。
救生船 在没有滑梯一救生筏的客机上，水上漂浮设备主要是救生船。
平时，救生船紧密包装，收藏在客舱出口顶部的隔舱里。
应急氧气设备 保证飞机从高空下降到呼吸大气高度时间内乘员的氧气供应。
应急氧气设备由应急氧源和氧气面罩组成。

高速机动飞机的救生设备：

应急救生设备通常分为下述三个分系统：弹射通道清理系统（即座舱盖应急抛放系统）、弹射座椅和应急氧气系统。

弹射通道清理系统：

  • 弹射通道

座椅弹离飞机座舱时所经过的轨迹区域称为弹射通道。座舱布局时，必须保证弹射通道的畅通无阻。座椅应急离机过程中，不应发生与飞机结构或设备的干涉。

  • 座舱盖抛放系统

飞行时，活动座舱盖通过分布在机身与座舱盖分合面间的几个锁锁闭在机身上，形成约束并用来传递作用在座舱盖上的气动力载荷和座舱增压载荷。应急离机时，瞬时开锁，解除约束，释放座舱盖。

  • 穿盖弹射

应急时，不抛放座舱盖，座椅直接穿破座舱盖透明区离开飞机的一种弹射方式。由于穿盖弹射赢得了不少宝贵的救生时间（约为0.3s),提高了救生成功率，从而使穿盖弹射成为了新一代飞机弹射救生的主方案。

破碎器的结构简图

弹射座椅：

弹射座椅是现代高速机动飞机的主要救生设备。

弹射座椅通常由骨架、动力装置、约束装置、弹射操纵装置、开伞和人~椅分离装置、稳定装置、人体防护装置及特种救生包等组成。

  • 骨架：

由纵、横构件组形成座椅的基本构型和受力骨架，并作为座椅附件的安装基体。

典型座椅结构简图
  • 复合动力装置：

由弹射筒（一级动力）和座椅火箭包（二级动力装置）组成座椅的复合动力装置，是座椅弹离飞机并上升至所需轨迹高度的动力源。

  • 约束装置：

约束装置用来将飞行员强制地固定在座椅上，以保证飞行员正确的弹射姿态，防止因过载和速压作用对脊椎及身体其他部位造成伤害。
约束装置包括：肩带拉紧机构、腰带拉紧机构、限腿机构及挡臂器。

  • 椅盆升降机构：

适应不同坐高宇航员的视界需要，椅盆升降装置可以调节座椅高低。
机构由直流电机、减速传动机构、行程控制盒和控制开关等组成。

  • 弹射操纵装置：

接受弹射信号后，按弹射程序分别向约束装置的启动机构、座舱盖应急抛放系统的启动装置、等输出相应的机械或电气信号。

  • 稳定装置：

由稳定-减速伞来完成。
当座椅启动后，稳定伞被释放，其在气流中产生的力矩将座椅从可能的旋转运动中稳定到坐姿或仰卧姿态以减小局部过载，并迅速将座椅减速到救生伞允许展开的速度，

  • 开伞和人一椅分离装置：

当座椅达到允许救生伞打开和飞行员脱离座椅的高度和速度时，救生伞从伞箱中拉出并迅速展开。
要控制开伞时的最大动载，使其在飞行员的耐受极限内。

  • 气流防护装置：

减少高速气流吹袭对飞行员人体的伤害
如胸腹部导流板。当飞机速度大于800k/h时，导流板展开，保护飞行员身体免受高速气流吹袭的伤害。

  • 特种救生包：

一些生存和营救物品。根据作战任务和飞行地域的不同，分别配备：海上、陆地、寒区及沙漠救生物品。

弹射救生的一般过程：

过程 系统动作
拉动座椅弹射手柄，由中央操纵机构向座椅各装置按程序输出机械和电气信号： 向约束装置输出启动的机械和电气信号；
向座舱盖应急抛放系统输出机械和电气信号；
向保护盔面罩电爆管输出电信号；
飞机飞行速度小于800k/h,经压力继电器向导流板输送电信号；
约束装置工作，拉紧肩带，拉紧腰带，挡臂器转动，抬腿器工作限腿带拉紧；
抛放座舱盖，解除座椅一座舱盖联锁。
座椅沿导轨运动。联锁解除，中央操纵机构的电信号和机械信号使第一级动力装置工作，座椅沿导轨运动。 座椅与机上电路的接头脱开；
自动开伞器和半自动开伞器接通；
氧气断接器下块分离，应急氧气系统开始向飞行员供氧；
稳定装置弹射机构接通；
弹射筒内、外简分离；
二级动力点火机构接通，座椅沿导轨滑出座舱。
沿轨迹飞行 继续向飞行员供氧；
释放稳定-减速伞；
自动开伞器和半自动开伞器工作。
开伞和人-椅分离 开伞机构接通，头靠被抛离座椅；
切断肩带（或释放肩带锁）；
切断腰带和限腿带（或腰带锁释放），限臂器复位，人-椅分离；
救生包随飞行员从椅盆中拉出，切断救生包捆绳，救生物品随身携带，飞行员乘伞稳定下降。
**弹射救生的一般过程

救生装置的发展展望：

采用先进的微机处理和控制技术以及火箭矢量喷管技术，使座椅具有读出自身飞行速度、高度、俯仰角、滚转角等运动参数并自动调节火箭喷管方向和推力大小的能力，将座椅弹射的不利姿态变成有利姿态。

第九章 航电系统设计

9.1通信、导航、识别系统设计

9.1.1概述

概述：

通信、导航、识别系统的主要使命是航行保障，其基本功能为保证飞机的话音和数据通信；完成自主导航和无线电导航、着陆，空中编队集结；信息识别和敌我识别任务。

研制成功并已获得应用的典型系统有：联合战术信息分布系统(JTDS)、全球卫星定位系统(GPS/GLONASS)、地形辅助导航系统(TAN)、组合导航系统等等。

9.1.2系统组成

通信系统：

  • 短波电台

被用于超视距、远距离通信，其通信距离一般在1000km以上。设备效果与所处经纬度以及天气变化有关，可靠性与稳定性差。短波自适应通信系统是其替代。

  • 超短波电台

是各型飞机必备的一种机载电台，其通信距离在视距范围内(10000高度，作用距离为350km)。
该电台与保密机配合可进行保密通信，与救生接收机配合可进行航空救生寻找，与机载定向器配合可进行自动定向。

  • 战术数据通信设备

用于完成多方位战术数据通信，既可形成空中作战态势，又可实现地面指挥中心对飞机的作战指挥引导。

  • 机载保密机

保密机是机载电台话音数字保密终端设备，它与话音电台配套使用，完成话音数字加密通信。

  • 音频信号控制器

该设备是实现人机接口的一种必备的保障手段。用于对机载各设备产生的各种音响信号、话音信号、告警信号等进行综合控制和处理。

惯性导航系统(INS)：

自主式、全天候、高精度的导航系统

通过测量飞机相对惯性空间的角速度或角位移和加速度，经计算后获得飞机的速度、位置、状态等导航数据。

【优点】惯性导航系统不受外部干扰、隐蔽性好，并且其定位精度较高

【缺点】是误差随系统工作时间的增加而积累，因此需要外部设备对系统进行校正。

无线电导航系统：

系统 系统介绍
无线电罗盘(MW一ADF测向仪) 机载无线电罗盘与地面台共同组成无线电信标系统，既可用来测向，也可用来导航。
塔康(TACAN) 机载塔康设备与地面台共同组成塔康极坐标定位系统，是国际通用导航设备
雷达高度表 雷达高度表可实时测量飞机距地表面的真实高度。输出所测高度值、高度变化率及安全高度告警信号。
信标接收机 是飞机的仪表着陆设备之一。给飞行员提供此刻飞机至跑道端点的水平距离。
航管应答机 主要用于空中交通管制，它与地面雷达协同工作，完成空中调度任务，以保障飞机安全飞行和着陆。

着陆系统：

目前保障飞机着陆的系统主要有：双信标着陆系统、地面指挥引进系统、仪表着陆系统和微波着陆系统。

着陆系统 系统介绍
双信标着陆系统 通过无线电罗盘对准跑道（航向0°），当信标接收机接收到地面指点信标台信号时，飞行员读出此刻的飞行高度，以判断是否处于预定的下滑道。
地面指挥引进系统 利用机场雷达测量下滑中飞机的位置参数，判断着陆飞机的实际位置是否与预定的下滑道吻合。
微波着陆系统 电机载设备通过接收并测量两种波束往复扫描的时间间隔，从而得出下滑中飞机相对于跑道的方位偏差以及相对于下滑道的仰角偏差；距跑道终点的距离则由精密测距器提供。
引导精度高、可用性和完好性好，飞行员可主动选择，易于达到高等级着陆标准。

识别系统：

当本机雷达发现目标时，触发询问机发出预定的询问码，倘若目标机回答出符合规定的应答码，则为友机；反之则视为敌机。

近期装备飞机的新系统简介：

系统 系统介绍
全球卫星定位系统(GPS/GLONASS) 一种空基导航系统。
它具有全球覆盖、全时间、连续、高精度、用户不发射信号及精度不受地理区域的影响等优点
地形辅助导航系统 具有高度自主性、保密性、抗干扰、精确性等诸多优点。
但该系统提供的水平位置和高度信息，其定位精度可达10左右。
此外它还具有地形跟踪、贴地告警、威助回避、目标截获、精确武器投放等。
联合战术信息分布系统 联合战术信息分布系统是为克服分立系统生存能力差、容量和覆盖范围有限、数据不及时、不能产生敌我和中立方相互间的位置信息和识别数据信息等缺陷而研制的一种新型的综合系统。
组合导航系统 依靠无线电导航对惯性导航积累误差的校正，把无线电导航长期精度高与惯性导航短期精度高的优点相结合，从而克服无线电导航易受干扰、易被遮挡、惯性导航误差随时间积累的缺点，使得整个系统导航精度高，安全可靠。
设备的总体布局示意图

系统与外部接口：

主要分为：人机接口，火控、武器系统接口以及飞控系统接口。

火控、武器系统接口：为武器系统提供高精度的飞机位置及动态数据、目标位置数据，供火控解算、武器投放使用。

飞控系统接口：向飞控系统提供各种导航信息及低高度拉起、障碍告警信息，以及着陆引导信息。

9.1.3系统设计

系统设计原则：

首先，符合国家体制要求；再者，依据不同的飞机种类、不同的作战对象和用途，满足飞机战术技术要求。

系统方案设计：

  • 确定各功能子系统
飞机作战环境 系统设计要点
缺少地面设施的边远地区、沙漠、海上飞行 其通信、导航、识别系统必须要有覆盖较大作用范围的能力。
通信系统要有远距通信、中继通信功能；
导航系统要采用组合导航系统，兼顾长距离与精确性
低空、超低空突防的飞机 必须要有地形回避、障碍告警能力。
因此，必须装备地形辅助导航或增挂导航吊舱。
空中预警机、指挥机 在较大作用范围内，对多个目标进行指挥、识别等，
强有力的通信、导航、识别系统支持，联合战术信息分布系统(JTDS)。
歼击机 直接对空中或地面目标实施攻击，
保密、抗干扰、大容量数据和话音通信系统以及高准确度的导航定位和识别系统
  • 方案设计中的诸要素
设计要素 具体内容
余度设计 通信系统，导航系统，着陆系统，识别系统均存在余度设计
自检测设计 加电自检测、周期自检测、操作员启动自检测三级自检测功能
电磁兼容性设计 主要从空间分隔、时间分隔、静电放电器、电搭接几个方面进行
可测试性要求 要求系统要有良好的信息可测试性，并具有信息重现功能，以便于查找和分析故障原因。
软件设计要求 软件设计要求系统内各设备的软件设计应符合所指定的军用软件文档编写要求。
可靠性、维修性设计 各设备设计时要进行可靠性预计、评估，产品交付前要进行可靠性鉴定试验
重量设计 重量指标被严格控制在系统设计过程中，需要从多方面进行减重量设计。

电磁兼容性设计包括：

  • 空间分隔：包括设备布局、天线选位、电缆数设及屏蔽等。空间分隔要求大功率辐射设备要尽量远离敏感设备。

  • 时间分隔：对同频段或相邻频段工作的设备采用相互闭锁措施，使其形成分时工作方式，防让相互干扰。

  • 静电放电器：为了释放静电荷，从而使飞机与周围环境的静电场始终保持很低的电位差，以消除飞机的沉积静电干扰。

  • 电搭接：是机载设备、附件与机体之间的一种专门的电连接，以保证它们之间形成低电阻的、始终可靠的电接触。

系统布局与安装设计：

  • 全机天线布局要根据各设备的工作方式和电性能要求进行；
  • 天线选位应满足各天线间的隔离度要求；
  • 天线安装位置应尽量避免机身遮挡。
天线 布局特点
短波电台天线 安装在立尾前缘
超短波电台天线 安装于飞机上空间较开阔的位置（如背鳍、立尾）
罗盘 环天线安装于机身前部，垂直天线在机身后部
且按定向性能要求均安装于飞机对称轴线上。
定向、定位、着陆设备的天线 通常要求天线安装于飞机对称轴线上，
高度表的发射与接收天线 其隔离度要求不小于85dB,两个天线安装于同一个水平基准面，安装倾斜角不大于5°，
在满足隔离度要求的情况下，两个天线应尽量靠近。
敌我识别系统 多个天线，安装位置要在前机身、机翼、立尾合理布置。

环境适应性设计：

考虑大功率消耗的设备需要注意散热冷却通风的要求
安装设计需要考虑受过载冲击和振动

设备的布局和布线：

减小相互干扰，满足电磁兼容要求，接受与传输线路需要尽可能短，减少信号传输损耗，满足收发功率要求和灵敏度要求。

9.1.4系统发展方向

仍以分立设备为基础，逐步向多功能综合系统发展。

系统应具有低截获概率，实时、大容量的信息发布，肯定而明确的识别和定位及抗干扰能力，
导航要尽量实现全球覆盖、用户无源，在统一坐标中要有稳定而精确的定位能力等，以达到对己方战斗力快捷地指挥调动能力。

9.2火力控制系统

9.2.1概述

火控系统的任务：

火控系统的任务是解决空战过程中作战飞机发/投射武器时，对目标实施瞄准和攻击方式的确定；也就是将作战飞机引导到能正确发投射武器的位置，从而达到摧毁目标的目的。

机载火控系统的组成及工作原理：

组成模块 具体装置 工作作用
目标参数测量装置 光学测距器、雷达、红外和激光探测装置 探测、搜索目标，搜索到目标后进一步识别和跟踪目标，测得目标的位置和运动参数。
载机参数测量装置 大气数据计算机、惯性测量（位置、速度、姿态和航向等）装置 测得载机飞行条件和运动参数
机载火控计算机 计算机 综合目标、载机参数连同装定的武器弹道参数，经机载火控计算机处理，并计算出瞄准修正量信息送给瞄准显示装置及武器发射、投放控制装置或自动驾驶仪等
瞄准显示装置 平视显示器、多功能显示器及头盔瞄准具
瞄准控制装置 完成不同方式瞄准所需的操纵部件
机载火控系统的组成框图

9.2.2火控系统中的主要设备和制导武器

当代的火控系统主要包括：脉冲多普勒雷达(PD)、任务计算机(MC)、大气数据计算机(ADC)、惯导系统(INS)、平视显示器(HUD)、多功能显示器(MFD)、外挂管理系统(SMS)等。

设备 设备介绍 经典类型
机载火控雷达 根据多普勒效应原理制成的雷达，
利用运动目标（如飞机）相对于地物表面在速度上的差异，以及由此产生的回波多普勒频率的不同，达到在频域上分离鉴别目标回波和地物杂波，从而实现对低空或下视目标的检测能力。		 具有下视能力的机载脉冲多普勒(PD)火控雷达
了新一代机载雷达：相控阵雷达
平视显示仪（平显） 平显的主要功用是作为攻击瞄准具使用，
显示各种攻击状态下的信息符号，包括操纵符号、目标、目标距离、导弹最大允许发射距离、最小允许发射距离、接近速度、武器类型等；也是导航、起飞和进场着陆的显示器。		 F-16 C/D广角平视仪（英国）
LANTIRN全息平视仪（英国）
多功能显示仪 多功能显示仪是重要的传感器显示器，
向飞行员随时显示综合信息，如雷达数据、机载飞行数据和姿态以及其他传感器的信息和战术信息		 2100系列彩色显示器（英国）
F—16C/D多功能显示仪（美国）
机载火力控制计算机 引导本机截击目标；跟踪目标，确定优先攻击的目标；火力控制计算和确定发射包线；导航和自检测等。 AN/AYK-14中央任务计算机（美国）
Sagem 2084中央计算机（法国）
惯性导航系统（惯导） 惯导具有完全自主的特点，给飞行员提供完备的导航信息，还可向火控系统、飞控系统提供所需的主要参数。 LN-39（美国）
大气数据系统 将传感器测得的总压、静压、总温、迎角等原始数据进行误差补偿后，计算并输出气压高度、真空速、马赫数、升降速度等大气数据信息，供导航、飞控、火控及座舱显示等系统使用。 80型DADC（法国）
空对空导弹 当代的空对空导弹按其制导方式可分为被动寻的（红外型导弹）、
半主动（连续波制导）和
主动寻的（捷联惯导加指令修正制导和主动雷达末制导的复合制导体制）三类。		 被动：R550I/Ⅱ（法国）
半主动：AIM-7F/M（美国）
主动：AIM-120A（美国）
空对地制导武器 按用途和作用原理可分为战术空对地导弹、反辐射导弹和制导炸弹三类。
空对地导弹最初采用目视瞄准和跟踪，无线电指令制导，后来演变成半自动瞄准、跟踪的无线电指令制导，半主动激光制导或电视制导。		 AGM-137（美国）
AGM-154（美国）

9.2.3几种基本的攻击方式

  • 空对空攻击

前置跟踪光学瞄准LCOS(机炮、火箭)；热线CCIL(机炮用)；空对空拦射攻击（导弹用）；空对空红外导弹离轴发射

  • 空对面攻击

连续计算命中点方式CCIP和DCCIP（人工目视投射方法）；连续计算投放点方式CCRP（自动投弹）

9.2.4火力控制系统的设计与展望

系统结构设计步骤：

在战术技术指标确定和技术经济可行性论证、系统方案论证之后，火控系统设计首先应根据飞机的战术技术要求确定系统的顶层方案，然后根据辅机研制方案提供的产品规格，确定主要组成部件。

顶层设计：

系统顶层设计的目标是建立一系列的高层技术设计规范，确定分系统设备间及与其他系统间的详细界面，使分系统设备具备独立设计、研制或采购的条件。

发展趋势：

航空电子系统的综合化、模块化、标准化和智能化的发展方向将直接影响着火控系统的发展。

设备 发展趋势
火控雷达 采用超大规模集成电路，提高雷达处理机能力；
开发利用各种新的先进的处理算法软件；
采用有源相控阵雷达和开发共形阵列天线技术
惯性导航系统 惯性/卫星全球定位系统(GPS)组合导航系统、惯性/地形参考组合导航系统将被广泛应用。
光纤陀螺、半球谐振陀螺等的惯性元件开始走向实用阶段；
微电子技术正在进入惯性传感器研制领域。
大气数据计算机 随着传感器技术和数据总线技术的发展，大气数据系统从传统的集中式向分布式大气数据系统发展。
座舱显示与控制系统 采用平显、下显、多功能显示器等综合显示器代替分立仪表；扩大飞行员视界
用双杆技术代替传统的驾驶杆和油门杆。
采用直接人机对话-话音合成/识别系统和飞行员助手系统，使显示和控制迈向智能化。

9.3电子战系统的设计

9.3.1航空电子战系统的基本原理和主要手段

电子战是现代战争的序幕和先导，并将贯穿战争的全部过程。

研究对象：

从电子对抗的对象来分，有雷达对抗、导航对抗、制导对抗、敌我识别系统对抗，以及C3C^3(指挥、控制、通信)系统的对抗等。

从频域上分，有射频对抗、光电对抗和声学对抗三个领域。

基本原理：

对抗类型 基本原理 分类
雷达对抗 雷达对抗是和敌雷达及雷达武器系统作斗争、相对抗的各种战术措施的总称。
这些对抗措施主要包括对雷达的侦察、干扰、伪装和欺骗。		 雷达对抗的基本原理包括有源对抗和无源对抗。雷达对抗设备是破坏敌雷达对目标信息的获取
有源对抗主要内容包括：敌对电磁脉冲截获、分析；干扰信号发射，压制回波接收，制造假的目标回波
无源对抗主要采用干扰弹形成箔条云保护、遮蔽或者形成假的目标
红外对抗 红外对抗就军用飞机而言，主要对付的是威胁飞机的红外制导导弹的攻击 其对抗措施为被动干扰（红外诱饵干扰）和主动干扰（红外定向干扰、激光定向干扰）。
红外诱饵干扰一被跟踪目标投放红外诱饵干扰弹，且在红外制导导弹视场角内点燃，被跟踪目标实施机动。
红外定向干扰、激光定向干扰一被红外制导导弹跟踪的目标发出红外干扰能量或激光干扰能量，欺骗或破坏红外热寻的导弹的导引头

主要手段：

雷达对抗是航空电子战系统研究的最主要的对象。

雷达对抗的主要手段或者说主要途径一般有以下三种：

  • 侦察与告警(ESM)—侦测预警，随后使飞机采取机动飞行，避开敌火炮、导弹等火力系统
  • 火力消灭(ABM)—反辐射导弹是火力消灭雷达的最重要手段。
  • 电磁干扰（有源干扰ECM、无源箔条干扰）—通过辐射电磁能量或投放箔条干扰弹破坏敌雷达的正常工作。

系统方案设计的主要考虑要点：

  • 确定各子系统之间、系统与其他系统之间的控制交联关系
  • 雷达告警作用距离的计算——衡量雷达告警设备对雷达的侦察能力
  • 最小于扰距离的计算——雷达对抗重要指标
  • 箔条弹有效反射面积估算——
  • 红外诱饵干扰弹辐射强度估算——强度应大于被保护目标的红外辐射强度三倍以上

9.3.2军用飞机机载自卫电子战系统

系统的构成：

机载电子战系统框图

在役系统战术要求中需考虑的指标：

  • 雷达告警：告警频率范围，告警空域，侧向精度，测频精度等
  • 导弹逼近告瞥：告警频段，告警空域，告警距离，方位分辨率等
  • 自卫干扰：干扰空域范围，干扰功率，最小干扰距离等

电子干扰吊舱：

机载电子战系统（设备）可以内装也可以用吊舱的形式进行外挂。

适用于：已设计好的飞机平台内不能提供其安装空间或寻找安装空间很困难的情况下

【优点】飞机可避免执行某一特定任务而受不需要的电子战系统负荷所拖累一即不挂吊舱

【缺点】留出一个可用挂架给吊舱外挂用，这将减少挂其他武器的能力

9.3.3航空电子战的其他手段与发展趋势

其他电子战斗手段：

  • 专用电子战飞机
飞机 特点介绍
远距支援干扰飞机 在大型战术飞机上改装电子侦察和大功率干扰设备，远离战区，施放强力干扰，压制敌防空雷达网。
近距随队掩护干扰飞机 在中型战术飞机上改装电子侦察和较大功率干扰设备及挂装反辐射导弹，随攻击机群执行作战任务，干扰、摧毁敌雷达系统，掩护攻击机群。
  • 反辐射导弹

反辐射导弹是航空电子战系统中实施硬杀伤的最主要的武器。

具有挂装反辐射导弹能力的飞机挂装反辐射导弹并与侦察设备交联，接收侦察设备提供的敌雷达的有关信息，发动攻击，实现硬杀伤。

发展趋势：

  • 由过去的告警、干扰等单一设备向侦察、告警、测向、干扰一体化的电子战系统发展。
  • 由电子干扰的软杀伤手段向软杀伤与硬杀伤（反辐射导弹攻击）手段综合的方向发展。
  • 由雷达对抗向光电/雷达对抗综合方向发展。

9.4航空电子系统在飞机上的综合

9.4.1综合设计的意义

由于传统的航空电子系统是由若干个独立的功能子系统（通信、导航、识别设备，探测等）组成。随着电子航空技术的发展，飞机作战任务、性能需要的复杂化使得传统设计方法陷入困境。

主要矛盾如下：

  • 性能提高和重量控制之间的矛盾：

(1)随着飞机推重比的增加，气动特性的改善，电子设备功能和性能要求的提高，使航电设备体积、重量剧增。

  • 检测信号繁多与操作精简化之间的矛盾

(2)由于各项电子设备都有控制和显示要求，飞行员从繁杂的显示装置获得信息，经过判断，又要从众多的控制装置中选择正确的操作，飞行员的反应、承受能力受到严峻的挑战。另外，由于各项电子设备独立发展，没有标准化的接口，使地勤人员也难以维护。

  • 单项设备优化与综合效果提升之间的矛盾

(3)组合之后的设备难以确保继承独立电子设备的优秀性能，达到总体性能更优的目标。而且由于不能作到资源共享或互为备份，使系统可靠性降低。

  • 飞机服役年限与电子设备更新周期之间的矛盾

(4)由于现代飞机服役期长，电子技术发展快，不断更新，只要更新部分电子设备就可能使飞机任务功能得到较大改进。离散式的独立设计影响了航空电子系统的扩展能力。

**【关键】：**在飞机上开展==“自上而下”(Top一Dow)的设计方法==，先对航空电子系统进行顶层综合设计，解决数据传输和资源共享；再对各功能系统分别提出设计要求，协调研制，组成航空电子综合系统。

9.4.2航空电子综合系统的宏观结构与特点

总述发展历程：

分立式结构——集中式结构（60年代，信号采用模拟量）——集中分布式结构（70年代，数字处理方式）——分布式结构

航空电子综合系统的数据总线结构：

航空电子综合系统的结构又可分为单层次总线结构和多层次总线结构。

单层次总线结构是一种最简单的总线拓扑结构。

多级总线层次结构或多层多级总线结构，适应功能、组成更复杂，或信息流通量更大的航空电子综合系统。

航空电子综合系统的计算机配置：

作为总线控制的中央计算机，一般还同时具备其他任务计算功能。为了保证系统安全，有时采用两台互为备份的中央总线控制计算机

航空电子综合系统的结构特点：

  • 通过数据总线连接各子系统
  • 通过综合显示器向飞行员提供信息——人机工程设计
  • 通过综合控制设备、预编程及话音控制等实现人机对话——人机工程设计
  • 通过资源共享实现系统结构简化——功能组件、传感器都与数据总线相连
  • 通过系统重构和容错能力提高系统工作可靠性——切断部分受损或失效功能部件和子系统
  • 通过机内自检提高系统的可维修性——专门的BIT电路和检测程序

9.4.3航空电子综合系统的顶层设计

先进的航空电子综合系统采取自上而下的顶层设计方法。（自上而下，反复迭代）

航电综合系统研制程序
步骤 内涵
需求确定 系统设计的基础。要根据飞机所要执行的任务及飞机的总技术要求，确定需要配置的功能系统，
系统定义 根据系统的需求确定航电综合系统的系统组成、系统结构构型和对主要子系统、设备的总体要求。
主要子系统的总体要求 包括对这些系统的总体性能指标要求、体积、重量、环境、可靠性及与飞机和其他子系统协调的要求等。
系统设计 需编制详细的系统设计规范和系统的飞行员操作程序、接口控制文件
并在设计过程中需分阶段进行评审，修改设计方案。
软件编制和硬件研制 本阶段需根据系统设计的结果编制各子系统的软件，并进行硬件设计和生产。
系统综合和仿真试验 首先进行单个设备的对接试验，逐步扩大到功能区，直至全系统综合试验。
机上试验和飞行试验 在地面对航电系统进行通电试验，乃至在暗室进行全机电磁兼容试验。
试验成功之后才能进行飞行试验，在实际飞行环境中验证航电综合系统的功能和性能。

航空电子综合系统的发展与数字技术、微电子技术和计算机技术的发展密切相关，主要是系统的硬件和软件两个方面，其中硬件是系统的核心，软件是系统的中枢

9.4.4航空电子设备机上布置和安装的综合设计

航空电子设备的总体布置：

  • 设备交联

关系有直接信号交联的设备应尽量靠近布置，以免用于信号交联的导线过长，致使重量增加、安装困难，甚至造成信号衰减。

  • 维修性

同一子系统的设备尽量布置在一个舱段，同一舱段尽量布置同一地勤维护专业所属的设备。

  • 设备舱空间利用率

在飞机总体设计时必须想方设法提高设备舱的空间利用率，必要时可采取一些特别安装方式（例如采用安装架整体减振）或对部分设备外形提出特殊要求。

  • 生存力

战斗机航空设备和电缆布置应尽量减少因作战损伤而导致飞行安全受到威胁的重要电子设备失效。

  • 设备环境要求

设备布置时应尽量考虑为机载设备提供合适的工作环境（气压、振动、通风、温度、电磁干扰）。

  • 其他

有时，在总体布置时还须考虑全机重心调节、设备的特殊要求以及其他特殊要求。

天线布置和综合设计：

这就要求飞机总体设计时，不仅要考虑具体电子设备的天线布置要求，更要从飞机总体性能的角度全面分析，甚至对设备天线设计提出改进要求。

天线布局不合理会导致：阻力增加、气动干扰、飞机雷达散射界面增加。这就要求尽量减少天线数量，特别是使天线尽量不要凸出机体表面。

天线布局设计范例

第十章 重量特性估算和控制

10.1基本概念与分类

10.1.1基本概念

飞机重量特性：飞机的固有特性，它是由飞机的重量引起的，具体指的是飞机的重量、重心和转动惯量。

飞机重量特性控制：实指飞机的重量、重心控制。

10.1.2飞机重量的分类

飞机重量是由大量的各类零件、外购件（设备或附件）、标准件和各种工作液体的重量组成的。

飞机重量分类 具体内容
1.外挂物重量 导弹及其悬挂、发射装置
火箭及其悬挂、发射装置
炸弹及其悬挂、投放装置
副油箱及其悬挂、投放装置
吊舱及其悬挂装置
2.有用装载 可用燃油
航炮炮弹
干扰弹
氧气（含飞行员用氧和发动机空中起动补氧）
冷却液体
防冰液体
安全救生设备（应急舷梯、救生衣/船等）
旅客生活用品（餐具、食品和饮料等）
旅客
行李/货物
3.固定装载 飞行员/空勤人员
机内不可用燃油
发动机滑油
配重（仅限于调整飞机重心用的）
4.空机重量（结构重量） 机身（含座舱盖）
机翼
平尾（含转轴）/前翼
立尾（含腹蜻）
起落装置◇主起落架◇前起落架/尾轮◇减速伞系统◇着陆拦阻装置
进气道和发动机段/短舱（当发动机装在机身里，该项属于机身）
飞机表面涂料
飞机设计余重（有时该项被分散列入结构、动力装置和固定设备类中）
4.空机重量（动力装置） 发动机（交付状态）
发动机系统◇发动机安装◇发动机冷却◇发动机控制与检
◇发动机补氧系统◇灭火/火警系统◇传动机匣装置◇矢量推力装置/助推装置
燃油系统◇油箱◇通气增压系统◇供、输油系统
◇加油系统（重力加油、压力加油、空中加油）◇放油系统◇安全防护装置
4.空机重量（固定设备·通用设备） 飞行控制系统
液压、冷气系统（含机上所有的收放作动筒，系统工作液体和气体）
电源电气系统
应急动力装置/辅助动力装置(EPU/APU)
通信系统
导航系统
仪表系统
环控系统
氧气系统
4.空机重量（固定设备·专用设备） 火控系统
敌我识别系统
电子对抗系统
军械◇航炮系统◇机上不可拆卸的武器悬挂/发射装置◇装甲

高比强度、高比刚度材料（如钛合金、铝锂合金、复合材料）的应用为减轻结构重量开辟了广阔的前景，先进的总体布局形式（如翼身融合体）和放宽静安定度飞机设计技术的应用也是降低结构重量的有效措施。

重量的控制与：材料；总体布局形式；飞机设计技术；飞机的使用环境、技术条件；具体部位的结构形式、安装位置等有关。

10.2重量估算

10.2.1重量估算的概述

飞机设计不仅要满足战术技术要求/使用技术要求规定的重量要求，同时还要满足飞机操纵性和安定性对飞机的重心要求。

方案概念设计阶段的分类重量估算主要是估算结构部件重量和部分功能系统的重量。
结构部件的重量估算，工程上多是采用统计分析法：综合现有飞机数据依靠回归分析得到统计公式估算分类重量。

10.2.2战斗机重量估算

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10.3重心位置及惯矩估算

10.3.1重心位置估算

飞机重心位置与飞机的操纵安定性及气动载荷密切相关，当然对飞机的飞行性能也有影响。

在方案概念设计阶段，飞机重心位置估算的直接目的是协调它与飞机气动力焦点之间的关系。

为了进行重心位置估算，首先要确定飞机重心位置估算用的参考坐标系。

参考坐标系的建立：

飞机重心位置估算用参考坐标系

通常把机身站位的零点选为参考坐标系的原点OO；
OxO_x轴与飞机的水平基准线重合，逆航向为正；
OyO_y轴位于飞机对称平面内，与OxO_x轴垂直，向上为正；
OzO_z轴按右手定则确定。

重心位置估算的主要依据是飞机的总体布置草图和可供类比的或统计的资料。

飞机纵向重心位置:

xzx=∑mixi∑mixˉzx=[(x2x−xA)/bA]×100%\begin{aligned} x_{z \mathrm{x}} &=\frac{\sum m_i x_i}{\sum m_i} \\ \bar{x}_{z \mathrm{x}} &=\left[\left(x_{2 \mathrm{x}}-x_{\mathrm{A}}\right) / b_{\mathrm{A}}\right] \times 100 \% \end{aligned}

式中:
mi、xi−m_i 、 x_i- 飞机的第 ii 个部件 (系统) 的重量和重心位置;
xAx_{\mathrm{A}} 一一机翼平均气动力弦的前缘点到重心位置计算参考坐标系原点的距离;
bAb_{\mathrm{A}} 一一机翼的平均气动力弦长。

调整飞机重心位置的常用方法:

调整飞机内部装载位置，前/后移动机翼位置，改变机翼前缘后掠角的大小，改变进气道之前的机身长度等。

10.3.2惯矩估算

概述：

惯矩是转动惯量的简称，它是飞机作转动运动时其惯性的度量，直接与飞机的操纵安定特性及某些运动情况下的飞机载荷等一系列设计有关，它取决于飞机重量的大小和重量分布情况以及作转动时所对应的转轴位置。

其中OxyzO_{xyz}为机体坐标系（体轴系），OpxpypzpO_p{x_py_pz_p}为中心惯性主轴坐标系（主轴系）。主坐标系由体坐标系绕OzO_z轴旋转一个角度形成。

飞机惯矩计算用坐标系

方案概念设计阶段通常采用：经验公式或统计资料进行惯矩估算，其式如下：

image-20221127144753193image-20221127144825430

10.4重量控制的主要措施

  • 建立一套包括飞机主要部件、系统的重量估算公式。

  • 建立在型号总设计师直接领导下的重量工作系统，飞机重量情况通报制度，飞机重量“跟踪一反馈-分析-预测”制度，飞机重量设计单项奖励制度的重量检验制度

  • 制定重量控制工作计划和有关的细则规定，使重量控制工作做到有章可循，有法可依。

  • 在飞机研制中自始至终贯彻“轻重量设计”原则

  • 认真做好经常性的重量资料积累和分析总结工作，不断探索重量控制的新途径。

第十一章 飞机的总体布置

11.1飞机内部的总体布置

飞机内部的总体布置主要包括：座舱的布置、发动机和进排气系统的布置、燃油箱及其系统的布置、雷达及各系统设备舱的布置、舱炮及武器的布置等。

座舱、进气道及发动机的布置是影响机身最大横截面及面积律分布的最重要因素。

11.1.1发动机与进排气系统的布置

==注：==本节仅介绍发动机及其排气系统在飞机上的具体布置原则，以保证动力装置与进排气系统的综合要求。

对活塞式和涡轮螺旋桨发动机的布置，一方面考虑气动干扰、发动机振动对飞行阻力以及结构稳定性的影响，另一方面要考虑安装后对飞机重心的影响。

发动机安装的注意事项：

  • 发动机一般都采用2~3个安装节/面（）固定在机身或短舱的加强框上。

综合考虑推力、重力及侧力作用，同时综合利用加强框增加飞机结构刚度。

  • 发动机的安装布置，要充分考虑其维修性。

采用“钻山洞”方式或吊装方式来装拆发动机。发动机附件传动机匣布置在下部。在其周围开有维护口盖。

  • 一般采用加长发动机喷管的方式来调飞机重心。

  • 考虑安全可靠性和生存力

采用两台发动机

  • 发动机及尾喷管的冷却和隔热设计。

保证发动机正常工作，并保证发动机周围部件结构不致过热。
布置导风罩，并布置相应的隔热层。同时，装配火警探测系统与灭火系统。

  • 采用先进的设计结构

尾喷口与飞机尾部组成引射喷管；发动机自带收敛扩散喷管；推力矢量喷管

进气口设计注意点：

进气口应满足发动机在各种飞行状态下的进气流量要求；

进气口布置影响机身最大横截面积，在布置时应尽量压缩进气口处的迎风面积，减小进气道的阻力；

尽可能提高进气道的总压恢复系数;

为保证进气道出口流场均匀，即畸变尽可能小，应使进气口到发动机进口截面有一定的距离(一般L/D≈5)；

内管道弯曲段的曲率半径不应太小，一般R/D≥4，否则会导致气流分离了实现隐身要求，内管道要求用S形；

发动机进口截面前应安排一段等截面管道或收缩段，等值段一般为1倍发动机进口直径；

管道内应尽量避免突出物，必要时应加整流罩；

为提高进气道总压恢复系数及其稳定性，必须对进气口前的机体、压缩面（斜板等）及喉道的附面层进行有效的控制。

发动机和外置附件机匣的安装情况

11.1.2燃油箱布置

飞机燃油系统的布置，包括对油箱，供、输油系统，通气增压系统，放、排油系统及油量测量信号系统等的布置，但其中重点是油箱的布置。

燃油箱布置示例图(F/A一18E飞机)

油箱布置要求：

  • 保证有足够的燃油容积。

油箱的布置首先是充分利用机身和机翼的内部空间，并且尽可能扩大机内的载油量。

  • 提高空间利用率

采用结构整体油箱

  • 保证隐身和超声速巡航的要求

不携带外挂武器及副油箱，采用翼身融合体增加油箱空间

  • 保证飞机重心变化幅度

对战斗机其重心变化范围应控制在5%MAC以内。
在油箱布置中要选取其中最靠近重心，且容积也较大的油箱作为消耗油箱。

  • 满足各种飞行状况下的供油需要。

布置倒飞油箱，加装倒飞装置或布置专用的倒飞蓄压油箱，以保证战斗机在零、负过载时供油不会中断。

  • 考虑安全性与生存力

油箱的安全性与生存力考虑：

  • 油箱布置时应使主要威胁方向上暴露的（易受攻击的）面积减至最小；
  • 尽量将油箱布置在机身内，尽量减小机翼油箱的比例；
  • 某一部件的战斗损伤不致在系统中起连锁反应；
  • 将关键的燃油系统管路布置在油箱内部，使油箱起到遮蔽作用；
  • 采用整体自封闭油箱或在油箱内部充填聚氨脂泡沫塑料或类似的防漏、防火防爆材料；
  • 采用复份供油系统

11.1.3设备舱的布置

设备舱布置时应综合考虑的原则：

  • 工作条件相近的同类设备应尽量集中布置在一起

便于这些设备的维护和装拆；便于这些系统设备之间的电缆和总线传输连接，减少电缆等的长度和重量。

飞机设备舱布置示例图(JAS一39战斗机)
  • 设备布置应使其信息传输线路最短

飞机信号传输的及时性更好。

  • 注意系统设备的装拆及使用维护方便

设备舱应尽量布置在结构开敞性较好、可达性较好的部位，且设备舱都应安排布置宽大且可快卸的维护检查口盖。
内外层设备分布，经常维护检查的设备或故障率高、无自检功能的设备放在外面

  • 提高飞机生存力

将具有余度设计的设备及备份或应急子系统进行充分的分离布置；
对关键设备或子系统采用遮挡布置

  • 设备布置时考虑飞机重心的调整

一些重量较大的设备有时须根据重心调整的要求前、后移位

  • 设备布置时应在设备之间留有足够的间隙

考虑振动后的碰撞、考虑安装和拆卸所需要的间隙以及飞机改进和发展的空间。

11.1.4武器的布置

武器布置的要点：

  • 应保证在航炮发射时，其产生的火药气体、抛出弹壳不会影响发动机正常工作、飞行员的视线及飞机操纵性能。

航炮炮口应尽力安排在进气道进口之后。

  • 应使炮弹打完后，对飞机重心的影响尽量小

  • 使航炮的装、拆和装、退弹及擦炮清洗等尽量简单、方便、快速，维护性好

  • 还应考虑炮振对飞机设备的不利影响

应尽力选用后座力小的航炮。

  • 应进行一体化设计、综合解决飞机/悬挂装置/悬挂物相互间的各种相容性问题。

大量的分析、计算及各种试验(风洞、颤振、投放等试验)。
同时考虑气动干扰、机动性能损失、操稳特性影响重心变化影响。

  • 考虑飞机飞机隐身和超声速巡航的目的

一方面减缩飞机的雷达散射截面积RCS，另外可保持良好的飞机气动力外形以减小飞机的阻力。
对武器的悬挂都采用内挂及弹射投放发射的方式。

11.2飞机的外形设计

飞机的外形直接地反映出飞机的气动力特性、雷达散射截面特性，隐含着结构、强度、重量等方面的性能。

飞机的外形图或理论图在飞机设计中被广泛地使用。它们的用途主要是用于下列工作：

  1. 总体布置和总体协调；
  2. 风洞试验的吹风模型设计；
  3. 气动力计算；
  4. 雷达散射截面RCS测试模型的设计；
  5. 雷达散射截面RCS的计算；
  6. 飞机结构设计；
  7. 飞机强度计算；
  8. 生产工广的理论模线和结构模线的绘制以及各种样板的制造；
  9. 生产工厂工装夹具的设计与协调。

11.2.1飞机外形的设计要求

主要有总体布置要求、气动力要求、雷达散射截面RCS的要求，以及结构、强度、重量等各方面的要求。

此外，还有飞机表面的光顺性要求，即飞机外形表面没有多余的凸凹，应尽量保持表面是凸的。

11.2.2机翼、尾翼的外形设计

飞机的三面图是飞机气动力布局设计的成果，同时也是机翼、尾翼设计的依据。

现在使用的大部分常规飞机的机翼、尾翼都比较简洁，其表面是一片或几片直纹面，一般没有弯曲和扭转。复杂的机翼外形有弯曲和扭转

机翼直纹面

11.2.3机身外形的设计

构造机身外形时，要将装载的设备和结构，用光顺的气动力型面包络起来。
机身外形曲面除机头锥、座舱盖的一部分是旋转曲面外，大部分是不规则的曲面。机身曲面是外形设计的主要部分。

飞机总体布置草图

总体布置图为外形设计提供了飞机的总长和若干粗略的截面轮廓。

【控制切面】：对形成机身外形有较大影响，并且协调关系复杂。一般包括：雷达天线切面、座舱切面、进气道进口切面、发动机进口切面、发动机机匣切面、主起落架机轮收上位置切面、平尾大轴切面和尾喷口切面等。

这些控制切面的横向外形放在纵向相应位置上，就构成了整个机身外形的骨架，再在骨架上铺上光滑连续的曲面就构成了整个机身外形。

11.2.4设计机身外形的方法

最初的、原始的设计方法：

这种方法通常称为综合切面法。它来源于古老的造船技术，造船厂称为放大样。

综合切面法协调机身外形图

把所有的控制切面都重叠地绘制在同一坐标上，设计时首先把纵向曲线光顺，再用光顺的纵向线修改综合切面图上的控制切面的横向外形线。然后，再反复修改，最终获得使纵向和横向都光顺的机身外形。

参数线法：

这种方法的关键是确定机身横向外形作图方法的作图参数，然后沿机身长度每个参数绘制一条纵向曲线，光顺这些纵向曲线，就能得到光顺的机身外形。在设置横向作图参数时，要考虑到纵向的连贯性和光顺性。

【优势】：相比于综合切面法曲线数目减少；外形常选择圆弧、直线、椭圆、二次曲线等，绘制更加方便。

二次曲线法：

二次曲线法其机身横向外形由二次曲线或二次曲线加上直线构成。

【优点】

  • 保证外形流线即斜率是连续的；
  • 能较方便地进行手工绘制曲线；
  • 改变二次曲线的控制点，特别是肩点能方便、灵活地改变机身横向外形；
  • 外形上的点可以计算确定。

二次曲线的绘制可以采用手工方法，使用二次曲线的曲度因数f，或采用二次曲线的一般方程进行计算。

利用CAD技术进行外形设计：

对于参数曲线，从各种样条曲线进行。

研究这些应用软件系统将几何造型、制造加工、工程分析计算以及管理等集成在一起，应用时有方便的用户界面，可视性良好，并且正在向网络化、智能化方向发展。

1.3各系统布置中的协调

11.3.1各功能系统通路协调

系统通路包括：燃油系统的附件及供输油管路、通气增压管路、液压系统附件及管路、飞控系统的执行机构和附件及传动系统（机械的或电传的）、环控系统的附件及管路、氧气系统附件及管路、全机各种电缆等。

在系统通路及附件布置协调时应考虑下述布置原则：

  • 燃油系统附件及供、输油管路应布置在燃油箱下部，
    而通气增压管路等应布置在油箱上部，
    重要的供、输油管路亦可布置在油箱内部。

  • 液压系统的液压源，如液压泵、液压油箱、蓄压器应尽量靠近发动机附件机匣舱布置。

  • 为提高飞机生存力、降低易损性，各系统的余度分系统应分离布置

  • 对各系统管路布置，易燃的液压等管路应与氧气管路，关键电缆等保持足够的间隙。

  • 应考虑装拆、检查维护的可达性和可维护性。
    加油、充氧、充冷气等应采用快卸口盖和快速充填嘴进行。

  • 电缆布置通路协调，应考虑插头能顺利通过，且从发展及试飞测试要求应当有足够的电缆通路余量。

  • 通过气密舱的框板等结构，要有导管、拉杆、电缆及插头的气密措施。

11.3.2分区打样协调与样机协调

分区打样的解释：

在方案论证阶段之后，要根据方案论证已确定的总体布置图、二面图等大体上确定的理论外形及系统设备的布置情况以及成品协议书签定后确定的成品设备外形尺寸、安装等要求，进行分区、全面详细的打样协调。

用以确定飞机在各种载荷状态下的传力方式、结构形式、主要部件及受力构件的形式和主要尺寸，为第一次强度校核提供依据。

要解决结构与结构、设备（成品附件)与设备、设备与结构之间的主要协调（安装、接口、间隙等）关系

样机的主要作用：

一、是提供使用部门及上级领导机关评；

二、是在样机上进行系统设备的实物协调。

经样机协调与样机评审后，飞机的技术状态及总体布置将予以冻结。

11.4飞机驾驶舱布置

11.4.1飞机座舱与飞机草图设计

座舱是人机交互的重要体现位置，应对外部观察视界、座舱的位置、座舱盖和座舱外廓尺寸等进行仔细协调设计。

座舱视界：

座舱视界关系着飞机的作战效能和安全。

对现代战斗机来说，正前方下视界一般为11°15°，先进战斗机的正侧方下视界希望能达到40°。

在详细设计时还要绘制飞机的视界图。。视界图以“设计眼位”为坐标原点，分别表达座舱的左、右、上、下方的视界和遮蔽区。

座舱视界图

座舱盖：

飞机的座舱盖形状、尺寸、结构取决于飞机视界、气动力、光学、飞行员活动空间和安全等要求。

现代战斗机一般采用圆弧风挡，以得到较好的前方视界；而以对地攻击为主的攻击机一般采用平板式前风挡，以便采用较厚的防弹玻璃。

风挡结构形式

从空气动力的角度来看，整个座舱盖最好是半个流线旋成体，并将前部切去一块，形成风挡前平面，即水滴形座舱盖。

随着现代飞机对视界要求愈来愈高，现在常采用的是圆弧形前风挡，气泡式活动座舱盖。

座舱定位：

战斗机座舱在机身上的纵向定位主要取决于下列几种因素：

视界要求；座舱空间要求；气动外形要求；设备舱布置；人员及其他要求。

由于先进战斗机的视界要求愈来愈高，有的飞机采用机身头部下垂来保证视界要求。

采用座舱盖与机身外形融合也是一种减小座舱盖阻力的方法。

典型战斗机座舱和前机身布置

11.4.2座舱几何尺寸

战斗机座舱几何尺寸主要取决于下列因素：

  • 人体尺寸；
  • 座椅尺寸操作和活动空间：
  • 安全弹射离机通道；
  • 仪表板、显示器；
  • 操纵台；
  • 视界一座舱盖；
  • 设备安装。

人体尺寸：

【百分数表示】：各项尺寸数划分为一百等分后，用从1100\frac{1}{100}到99100\frac{99}{100}单位间的数值表示。

第50百分位数的飞行员，处于座尺寸最合适的位置；

第5百分位数至第95百分位数飞行员，座舱几何尺寸和可调节部件应是其便于操作。

第1百分位数至第99百分位数飞行员，座舱几何尺寸至少应保证其均能安全操作和应急时安全离机。

在采用计算机辅助设计时，可根据上述人体尺寸及其他人体统计效据加以处理，生成飞厅员人体数学模型进行座舱协调。

座舱几何尺寸：

几何设计中的两大参考点：“设计眼位”，“座椅中立位置参考”。

“设计眼位”——用以确定外部视界外，还用于确定光电显示器和仪表板的位置

座舱基本几何尺寸

11.4.3座舱及仪表板布置

战斗机座舱布置要求：

要求标准 具体内容
一般要求 保证飞机安全飞行、完成作战和训练任务、操作协调，并使其达到最佳的人机工效。
控制装置和显示装置的位置要求 控制、显示装置应按飞行员在“设计眼位”能看得清，并且能够操作使其定位
排列和布置时应该考虑使用顺序、功能、系统归属
常用或重要的操作装置应该方便操作
显示表面应尽量垂直于操作者的正常视线，与正常视线的夹角应不小于45°
在肩带锁住的情况下飞行员能够顺利操纵部分装置
操纵装置的操作要求 涉及飞行安全的操纵装置的操作应考虑继承性，尽量保持习惯操作方式
控制器的操作应符合常规（例如向后操作为减速，向前为加速)）
操纵装置之间的间隔距离，应保证使飞行员戴着手套能方便、准确地操作。
显示信息要求 简洁，在满足飞行员安全和完成任务的前提下，显示信息应保持最少。
标牌和显示应附带说明。
夜间显示应符合规范的规定。
控制装置的特殊布置 方便性：经常使用的控制装置应安装在便于操作的位置，
应急区别性：应急操纵的控制装置在颜色、形状上应与正常操纵装置有明显区别。
防错设计：因无意动作可能导致危险情况的操纵装置应予以保护。
相似区别性：功能相近的控制装置应易于识别（例如双杆操纵开关）。

仪表板布置：

仪表板的布置应优先安排该型飞机主要任务使用的电光显示器和仪表，显示装置应按功能分区布置。

仪表包括：基本飞行仪表、动力装置仪表、电光显示器、灯光信号装置，

11.4.4航空电子综合系统的人机工程技术

航空电子综合系统的人机工程设计：

运用人机工程设计原理，把操作人员(飞行员、地勤维护人员等)有效地结合到系统设计中去，达到最佳有效操作，以及对人员资源、技术水平、人员培训等达到最经济的设计。

座舱显控设备布置：

现代战斗机的航电显控系统主要有下列几种设备：

  • 平视仪(HUD)，主要的显示设备；
  • 带周边键的多功能显示器(MFD);
  • 综合控制板(ICP);
  • 双杆操纵(HOTAS);
  • 数据传输卡(DTC)和视频记录器(AVTR)。

平视仪和多功能显示器的符号和画面设计：具体有判读性、简洁、画面分布合理。

11.5飞机重量和重心位置校核

从飞机方案论证、飞机总体布置设计到冻结飞机设计技术状态，飞机的重量和重心位置控制是飞机总体方案逐次迭代和优化设计中一个重要的过程。

11.5.1重量和重心位置校核计算状态

需要进行重量估算和重心位置校核的飞机状态：

正常起飞（基本外挂状态）；无外挂起飞；空机状态；最大超载起飞状态；正常着陆状态；最大着陆状态；强度计算状态；零燃油、无武器、无外挂状态。

不同飞机状态对估算的影响：

  • 机身和翼面尺寸以及相对位置的变化；
  • 电缆、管路的走向和长度变化；
  • 动力装置和燃油的变化；
  • 各种外挂状态的影响等因素。

11.5.2飞机重心调整措施

在飞机总体设计过程中，尤其在方案论证阶段，出现重心位置不满足预期要求时，首考虑用修改飞机总体布置来解决。

一般有下列几种方法：

  • 移动重量较重的飞机固定装载

在基本不影响布置合理性（例如维修性或设备之间连接)的情况下，将较重的设备根据情况前移或后移，
例如移动机炮、电瓶、氧气瓶组、冷气瓶组或环境控制系统等部件。

  • 移动发动机位置

发动机是重量较大的飞机部件，对重心的影响也较为明显；
也可以只移动发动机主机部分，更改发动机延伸筒长度保持尾喷口位置不变。

  • 移动机翼前后位置

这种方法是修改总体布置，对重心位置的影响最大。由于影响面较大，一般只在方案论证初期阶段采用。

  • 更改机身长度

加长或缩短机身长度（主要是机翼前面机身的长度）也是调整重心位置的有效方法。
在修改的同时会对飞机航向气动特性一定会造成影响，因此要同时修改立尾或腹鳍参数。

  • 其他调整重心措施

飞机的燃油箱布局调校、采用先进的燃油管理系统；

飞机外挂物重心装载、投放位置控制。

11.5.3重心位置的其他协调

更改重心位置校核结果有变化时，会导致飞机总体布置的其他更改：

1.重心位置与起落架参数

飞机重心的位置、前起落架和主起落架的载荷分配、飞机防倒立角、飞机防翻倒力矩等都会影响起落架强度、起飞抬前轮速度、地面滑行机动性和安全性等。主要调整对象：起落架参数。

2.重心位置与发动机推力线

飞机发动机的推力线应尽量靠近飞机的重心，使发动机推力对重心的力矩最小，以避免发动机对飞机的不利力矩和发动机推力变化时对飞机操纵的不良影响。主要调整对象：发动机尾喷口安装角度。

3.重心位置与减速伞位置

飞机减速伞伞绳与飞机连接点的布置应使减速伞在飞机着陆阶段主起落架接地时，减速伞对飞机重心的力矩为最小，特别是不能有过大的低头力矩。主要调整对象：改变减速伞或伞绳连接点位置。

11.6飞机总体布置图和三面图的绘制要求

飞机总体布置图和飞机三面图是完成飞机气动布局和总体布置后的总体图样和顶层文件之一。

11.6.1总体布置图和三面图的绘制要求

总体布置图：

总体布置图的绘制要求飞机总体布置图是表示飞机各主要组成部分的布置，主要设备、成品附件的安装位置和相互关系的一组图样。

飞机总体布置图一般由侧视布置图、俯（仰）视布置图和剖视布置图等组成。

它是进行打样协调、制造样机和详细设计的依据之一。各图上均有不同的应当绘制的内容和需要标注的尺寸数据。

飞机总体布置图（侧视图）示例

三面图：

三面图是用来表示飞机气动布局、外部形状和主要几何参数的图纸。

它应将整个飞机的几何外形、各部件及机体主要组成部分的相对位置、所选定的几何参数等完全表示清楚。

在三面图上应标出主要几何尺寸，对最终的三面图还应以表格形式给出飞机主要部件、舵面及其他活动面的几何参数、偏度以及进气道参数等。

飞机三面图示例

11.6.2立体布置图的绘制

立体布置图是在总体布置图的基础上通过等轴侧投影的方法绘制出飞机的三维装载布置图。

目的是，使人更加直观地了解飞机的内、外布置概貌。

飞机立体布置图示例

第十二章 飞机性能分析

12.1飞机的极曲线和升力特性

飞机的升力、阻力特性是性能分析的重要原始数据。

在方案论证和方案设计阶段，飞机布局参数未定，此时参数的获得主要依靠便捷的工程估算方法，或同类飞机的经验数据。

方案确定后，参数将依靠风洞试验得出，为使参数符合真实大气状况，同时需要适当的相关性修正。

12.2.1飞机升力特性估算

升力计算：

L=CLqSL=C_LqS

式中：CLC_L——升力系数；
SS——机翼参考面积；
qq——速压，可表为：q=12ρv2q=\frac{1}{2}\rho v^{2}

关于升力系数区分：

对于没有增升装置的对称翼型机翼，升力系数可表示为：CL=CLαC_L=C_{L\alpha }

式中： CLαC_{L\alpha }——升力线斜率

对于没有增升装置的非对称翼型机翼，升力系数可表示为：CL=CLα(α−α0)C_L=C_{L\alpha }(\alpha -\alpha _0)

式中：α0\alpha _0——零升力迎角。对于有弯度的机翼，它取决于机翼的弯扭特性。

飞机升力线斜率的估算：

==【升力斜率】==：升力系数随攻角（来流方向与机翼弦线的夹角）的变化率。

表达式

CLa=CLa,wySwyS⋅fC_{L a}=C_{L a, \mathrm{wy}} \frac{S_{\mathrm{wy}}}{S} \cdot f

式中： CLa,wyC_{L a, w y}—— 以外露机翼几何参数计算的机翼升力线斜率;
SwyS_{\mathrm{wy}} ——外露机翼面积;
ff——机身升力因子, 可表为

f=1.07(1+dl)2f=1.07\left(1+\frac{d}{l}\right)^2

式中：dd ——机身直径;
ll——翼展。
对于亚声速大展弦比后掠翼, 则有

CLa,wy=2πλ2+4+λ2β2ηc2(1+tg⁡2χ1/2β2)C_{L a, \mathrm{wy}}=\frac{2 \pi \lambda}{2+\sqrt{4+\frac{\lambda^2 \beta^2}{\eta_c^2}\left(1+\frac{\operatorname{tg}^2 \chi_{1 / 2}}{\beta^2}\right)}}

式中： λ\lambda——外露翼展弦比；
χ1/2\chi_{1 / 2}——中弦线的后掠角；
ηc\eta_c——翼型效率，可取0.95；
β=1−Ma2\beta =\sqrt{1-Ma^{2}}

机翼最大升力系数估算：

最大升力特性是现代高性能战斗机的重要气动力特性之一。

飞机最大升力系数CL,maxC_{L,max}主要是由机翼产生的，与翼型的CL,max,jyC_{L,max,jy}和机翼平面形状有关。

通常可以采用翼根边条和偏转前后缘增升装置来实现最大升力系数的提高。

【最大升力系数CL,maxC_{L,max}的形成】：由翼根边条形成的旋涡会在机翼上产生涡升力，并且随着迎角增加，涡升力增加，机翼升力系数也随之增加，直至旋涡在机翼后缘破裂，此时达到最大升力。

12.2.2飞机极曲线估算

作用在飞机上的气动阻力可表示为

D=CDqSD=C_DqS

或，有弯扭机翼及机翼有安装角时飞机的阻力与升力之间的关系。

CD=CD,min+A(CL−CL,0)2C_D=C_{D,min}+A(C_L -C_{L,0})^2

在薄机翼飞机，小迎角（或小升力系数）范围内飞机的极曲线将呈现抛物线关系。但是，当飞机迎角超过这一范围继续增加时，由于绕机翼前缘的气流分离后将逐渐扩大，进而引起机翼前缘吸力损失增加，这样的 抛物线关系将被破坏。

极曲线图亚声速零升阻力估算：

在亚声速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成，通常称之为型阻。
飞机型阻可看成是飞机各部件型阻之和，包括机身、机翼、平尾、垂尾等。

由于较大的飞行雷诺数和并不光滑的飞机表面，飞机附面层将被看成是全湍流附面层。

外露的链接零件、刮伤、外露物（天线、通风口鼓包）使得飞机外表面并不光滑，会在飞机设计阶段引入一个参数来考虑由此产生的附加阻力。

亚声速升致阻力估算：

在线性气动力范围内，飞机的升致阻力可表示为

CD,i=ACL2C_{D,i}=AC_L^2

或者

CD,i=A(CL−CL,0)2C_{D,i}=A(C_L-C_{L,0})^2

式中：AA——升致阻力因子。

飞机的升致阻力主要是由机翼产生的，在方案设计阶段，可以用机翼的升致阻力代替飞机的升致阻力。

通常表示为：

A=1πλeA=\frac{1}{\pi \lambda e}

式中：ee——称奥斯瓦德因子，是机翼展弦比、后掠角的函数。

跨、超声速零升阻力估算：

【跨声速】：当机翼上的声速区首先出现，此时进入跨声速。
【超声速】：机翼上、下表面均处于超声速来流，进入超声速阶段。
【临界马赫数】：对应首先出现声速区的飞行Ma数称为临界Ma数。机翼的临界Ma数与它的相对厚度、最大厚度的相对位置、后掠角、机翼迎角和展弦比有关。

飞机的跨、超声速零升阻力由蒙皮摩擦阻力、波阻及座舱阻力构成，其式为

CD,0=∑(Cf,cSc)/S+CD,B+ΔCD,ZCC_{D,0}=\sum (C_{f,c}S_c)/S+C_{D,B}+\Delta C_{D,ZC}

式中：∑(Cf,cSc)/S\sum (C_{f,c}S_c)/S——作用在飞机各部件上的摩擦阻力之和
CD,BC_{D,B}——飞机波阻系数，可以表示为各部件波阻之和。机翼波阻与飞行Ma数、剖面形状和平面形状有关；机身波阻是由头部波阻、尾部波阻和头部对尾部干扰阻力组成。
CD,ZCC_{D,ZC} ——座舱盖阻力由摩擦阻力和波阻组成，舱盖波阻主要与它的长细比、风挡后掠角以及它在机身上的相对位置有关。

超声速升致阻力估算：

在超声速线性气动力范围内，机翼的升致阻力系数可表示为

CD,i=CL⋅α−CFC_{D,i}=C_L\cdot \alpha-C_F

式中：CFC_F——前缘吸力系数。

在声速或超声速前缘时，CF=0C_F=0。此时，升致阻力系数可表示为

CD.i=CL⋅α=1CLαCL2C_{D.i}=C_L\cdot \alpha=\frac{1}{C_L^\alpha}C_L^2

杂项阻力估算：

杂项阻力主要包括用于起飞、着陆性能计算的起落架阻力、襟翼阻力以及一些附加物的阻力。

起落架阻力估算：计算中主要参考类似飞机的实验结果，或者分别计算机轮、支柱及其他部件的阻力，随后加和。

襟冀阻力估算：襟翼对飞机阻力的贡献有两个方面，即对零升阻力和诱导阻力的贡献。

配平阻力问题：

【配平阻力】：对于具有静安定度的后置平尾飞机来说，为了配平飞机，平尾应当以负偏度、负升力提供正的配平力矩。由此，就要求在机翼上产生一个正的附加升力使之得到补偿；而这个附加升力必然会产生一个机翼升致阻力增量。这个阻力增量和尾翼阻力一起，称为配平阻力。

12.3发动机推力和耗油特性

发动机推力和耗油特性也是重要的原始数据。

发动机推力和耗油特性不仅与飞行高度、飞行速度有关，也与油门位置有关。

发动机推力和耗油特性

发动机性能不能直接用于飞机性能计算。
同时需要考虑进气和排气系统，压气机引气和功率提取以及与进气道、尾喷管系统有关的某些阻力

12.4飞机推力/阻力计算系统

由于内、外流干扰，力定义的不明确或者其他原因，使计算误差的存在成为了必然。因此，必须建立一套推力/阻力计算系统。

12.4.1飞机进气道附加阻力

飞机进气道附加阻力是由于发动机标准净推力（发动机研制部门提供的发动机推力F）定义带来的。

它等于从自由流到进气道进口截面进入气流的动量变化率，其式为

DFj=qm,jqd(V1−V∞)+(p1−p∞)A1D_{Fj}=q_{m,jqd}(V_1-V_∞)+(p_1-p_∞)A_1

式中：qm,jqdq_{m,jqd}——进气道质量流量；
V1V_1——是进气道进口截面速度，静压和面积；V∞V_∞，表示自由来流速度；
p1p_1——静压；
A1A_1——进气道进口截面面积。

进气道附加阻力与进气道类型有关，如二元、三元进气道或皮托式进气道等等；也与飞行Ma数、进气道质量流量比（或称捕获面积比）有关。

12.4.2动力装置可用推力

动力装置可用推力是考虑了进、排气系统对发动机推力的影响，扣除了由于压气机引气和功率提取所引起的发动机推力损失，再考虑与动力装置有关的一些阻力之后的动力装置推力。其式为：

Fky=F−ΔFzq±ΔFpg−ΔFyq−ΔFgl−ΔDF_{ky}=F-\Delta F_{zq}\pm \Delta F_{pg}- \Delta F_{yq}- \Delta F_{gl}-\Delta D

符号 含义 解释
ΔFzq\Delta F_{zq} 由进气道引起的推力损失 进气道引起的推力损失主要是由总压损失引起的。
ΔFpg\Delta F_{pg} 喷管系统对推力的影响，±\pm号表示推力增益或损失 现代高性能战斗机，其喷口落压比都很高，
简单的收敛喷管将会造成极大的推力损失，
广泛采用收敛-扩散喷管和引射喷管解决该问题
ΔFyq\Delta F_{yq} 压气机引气推力损失 座舱等其他设备在利用压气机启动空调时，会对发动机推力造成影响；
由于计算的复杂在方案验证阶段常不考虑
ΔFgl\Delta F_{gl} 由附件功率提取引起的推力损失 包括：附面层抽吸阻力和进气道旁路放气阻力
在方案论证和方案设计初期通常被忽略
ΔD\Delta D 与动力装置有关的阻力增量
如进气道附面层抽吸阻力、旁路放气阻力

12.4.3动力装置耗油特性

表示方法：

其一，是以燃油消耗量每小时的形式，称发动机小时耗油量。它与飞行高度、飞行速度和发动机状态有关。$ q_h$

其二，是以燃油消耗量每（小时·牛顿推力）的形式，称为发动机耗油率。CeC_e

二者之间。$ q_h=C_e\cdot F$

由于发动机耗油率CeC_e与推力有关，所以当发动机安装在飞机上时，也要进行安装修正。

12.5飞机性能及飞行包线计算

飞机的战术技术性能指标和任务特性：飞行包线，机动性能，巡航特性，起飞、着陆性能和任务剖面等等。

12.5.1飞行包线

飞机的“飞行包线”给出了它可能自由飞行的高度-速度范围。

“飞行包线”通常是由最小速度的左边界、最大速度和最大动压的右边界和最大飞行高度的上边界组成的。

一般来说，飞机的“飞行包线”与飞机气动力特性、动力装置推力及其使用特性、飞机结构设计和热载荷设计等因素有关。

飞行包线样例
指标 指标指定
右边界最大速度限制 “飞行包线”的最大速度限制，取下列速度的最小值：
(1)发动机推力可达到的最大平飞速度；
(2)结构强度所能承受的最大动压所对应的速度；
(3)由抖振或颤振限制的最大速度；
(4)由飞机操纵性、安定性下降限制的最大速度；
(5)由气动加热限制的最大速度。
左边界最小速度限制 最小平飞速度取下列速度中的最大值：
(1)平飞失速速度；
(2)发生非指令性俯仰或偏航时的速度；
(3)出现难以忍受的抖振或结构振动时的速度；
(4)由发动机推力（功率）限制的最小速度；
(5)由发动机使用特性限制的最小速度。
最小机动速度 在飞机高度、速度范围内，完成规定的作战或训练机动任务的最小使用速度。
上边界高度限制 飞机的高度限制通常指升限
飞机的升限取决于动力装置推力特性、使用状态、飞机气动力和重量特性。

12.5.2平飞需用推力（功率）和最大平飞速度计算

平飞需用推力计算公式：

飞机的平飞需用推力可由飞机阻力来计算, 其式为

D=qS(CD,0+ACL2+ΔCD,Re+ΔCD,c)D=q S\left(C_{D, 0}+A C_L^2+\Delta C_{D, R_e}+\Delta C_{D, c}\right)

式中 : q=12ρv2q=\frac{1}{2} \rho v^2 ——速压 Pa\mathrm{Pa} 。
SS——机翼参考面积 (m2)\left(\mathrm{m}^2\right) 。
CD,0C_{D, 0} ——基准高度、基本构形的零升阻力系数。
AA——升致阻力因子, 对于小 CLC_L, 如 CL⩽0.3C_L \leqslant 0.3, 是 MaM a 数的函数, A=f(Ma)A=f(M a); 对于大 CL,AC_L, A =f(Ma,CL)=f\left(M a, C_{\mathrm{L}}\right) 。
ΔCD,Re\Delta C_{D, R_e} ——高度修正量 (或雷诺数修正量)。
ΔCD,c\Delta C_{D, c} ——外挂物阻力系数增量。
CL=G/qSC_L=G / q S ——飞机升力系数。

计算时，首先需要有部分飞机气动数据：CD,0C_{D,0}，AA， ΔCD,Re\Delta C_{D, R_e} 和ΔCD,c\Delta C_{D, c} 。随后，根据给定的计算高度、Ma数、升力系数查得对应的气动力参数。带入式计算

需用功率计算公式：

Px=G270⋅vHIK;vH=v01/Δ;v0=1.44GSCLP_{\mathrm{x}}=\frac{G}{270} \cdot \frac{v_{H I}}{K} ; \quad v_H=v_0 \sqrt{1 / \Delta} ; \quad v_0=1.44 \sqrt{\frac{G}{S C_L}}

式中: PxP_x——需用功率 (W);
v0v_0——H=0 时的速度 (km/h)(\mathrm{km} / \mathrm{h});
vHv_H——在不同高度上对应 vvv_v 的速度 (km/h)(\mathrm{km} / \mathrm{h});
Δ=ρ/ρ0\Delta=\rho / \rho_0 一一密度比;
KK ——升阻比。

以CLC_L为自变量，在飞机极曲线上查得CDC_D，求出升阻比KK值；求出计算重力下的v0v_0、vHv_H值；然后代入式计算对应于CLC_L的各高度、各速度下的需用功率。

12.5.3升限计算

定义：

(1)理论升限。在给定飞机重量和给定发动机状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。

(2)实用升限。在给定飞机重量和给定发动机状态下，对于军用飞机，亚声速飞行最大爬升率为0.5m/s时的飞行高度；超声速飞行最大爬升率为5m/s时的飞行高度。

升限的工程计算：

pH=G0.7Ma2SCLp_H=\frac{G}{0.7Ma^2SC_L}

式中：pHp_H——计算升限高度上的大气压力。根据此式求得的pH值查国际标准大气表得到计算升限。
GG——升限计算所用给定重力。
CLC_L——升限飞行升力系数。

飞机升限

表示发动机最大（加力）状态计算升限与飞行Ma数的关系，其最大值即为对应vy,maxv_{y,max}的升限。
此图也表示飞机“飞行包线的上边界。”

12.6机动性能计算

飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改变其高度、速度和飞行方向的能力，是反映飞机作战能力的重要性能。

飞机的机动能力包括：爬升性能、水平加（减）速、盘旋和特技性能等等。

12.6.1水平加（减）速性能计算

水平加（减）速性能是反映飞机在水平面内改变其直线飞行速度的能力，常以加（减）速时间为主要指标。

计算公式：
在水平直线飞行时, 轨迹角 θ=0,dθdt=0\theta=0, \frac{\mathrm{d} \theta}{\mathrm{d} t}=0 。此时, 基本计算方程为

dv dt=g(Fcos⁡(α+φ)−DG)Fsin⁡(α+φ)+L=Gdx dt=vdmTdt=qh/3600\begin{gathered} \frac{\mathrm{d} v}{\mathrm{~d} t}=g\left(\frac{F \cos (\alpha+\varphi)-D}{G}\right) \\ F \sin (\alpha+\varphi)+L=G \\ \frac{\mathrm{d} x}{\mathrm{~d} t}=v \\ \frac{\mathrm{d} m_{\mathrm{T}}}{\mathrm{d} t}=q_{\mathrm{h}} / 3600 \end{gathered}

通常可以认为 (α+φ)(\alpha+\varphi) 是小量, 因此, 在工程计算时, 式又可以简化为

dv dt=g(F−Dg)=gnxL=G\begin{gathered} \frac{\mathrm{d} v}{\mathrm{~d} t}=g\left(\frac{F-D}{g}\right)=g n_x \\\\ L=G \end{gathered}

将式写成差分的形式, 可以得到水平加(减)速时间、前进距离和耗 油量的工程计算公式:

Δt=ΔvgnxΔx=vΔtΔmT=qh3600⋅Δt\begin{gathered} \Delta t=\frac{\Delta v}{g n_x} \\\\ \Delta x=v \Delta t \\\\ \Delta m_{\mathrm{T}}=\frac{q_h}{3600} \cdot \Delta t \end{gathered}

12.6.2盘旋性能计算

飞机在水平面内连续改变飞行方向的一种曲线运动，称为盘旋。可分为定常盘旋和非定常盘旋。

定常盘旋，是指飞机作盘旋飞行时，其飞行速度、发动机状态、迎角和滚转角均不随时间变化的无侧滑盘旋运动。

非定常盘旋，是飞行速度、迎角和滚转角等参数中有一个或多个随时间变化的盘旋运动。

定常盘旋性能计算计算公式：

  • 盘旋半径:

R=v2gnx2−1R=\frac{v^2}{g \sqrt{n_x^2-1}}

  • 盘旋一周的时间:

t=2πvgnx2−1t=\frac{2 \pi v}{g \sqrt{n_x^2-1}}

  • 盘旋角速度:

ω=gnz2−1v×57.3[(∘)/S]\omega=\frac{g \sqrt{n_z^2-1}}{v} \times 57.3\left[\left({ }^{\circ}\right) / S\right]

  • 盘旋过载:

nx=CL/CL,p Fn_x=C_L / C_{L, p \mathrm{~F}}

式中: CLC_L ——盘旋状态飞机升力系数:

CL=CF−(CD,0+ΔCD,RL+ΔCD,c)AC_L=\sqrt{\frac{C_F-\left(C_{D, 0}+\Delta C_{D, R_L}+\Delta C_{D, c}\right)}{A}}

​ CL,pFC_{L, \mathrm{pF}} ——平飞升力系数:

CL,pF=G/qSC_{L, \mathrm{pF}}=G / q S

12.6.3爬升性能计算

爬升性能的主要指标是给定高度的最大爬升率、爬升轨迹角、爬升时间、爬升所经过的水平距离和所消耗的燃油量。

影响飞机爬升性能的主要因素是飞机的剩余推力和爬升方式。

等速爬升：

等速爬升，即爬升过程中飞行速度不变。此种爬升多用于任务剖面爬升和升限爬升，通常是在上升率最大的有利爬升速度下进行的。

加速爬升：

加速爬升，即爬升过程中边爬升边加速。此种爬升常用于飞机离地后的加速爬升和现代歼击机保持最大能量状态的加速爬升，即最短时间爬升或最少耗油爬升。

12.6.4能量机动

能量机动是指飞机在飞行中改变飞机动能(EkE_k)、位能(EpE_p)和空间位置的能力。它是用能量概念表达飞机的空战能力，也是综合评价歼击机空战机动性好坏的常用方法。

飞机总能量：
飞机总能量是动能与位能之和：

E=Ep+Ek=GH+mv22E=E_{\mathrm{p}}+E_{\mathrm{k}}=G H+\frac{m v^2}{2}

式中: EE ——飞机总能量;
EpE_{\mathrm{p}}—— 飞机位能;
EkE_{\mathrm{k}}—— 飞机的动能。

单位能量：
飞机单位能量是单位重量所具有的总能量, 其式为

Es=He=H+v22gE_{\mathrm{s}}=H_{\mathrm{e}}=H+\frac{v^2}{2 g}

式中: HeH_{\mathrm{e}} 一一能量高度。

单位剩余功率：
飞机的单位剩余功率即单位能量的变化率:

Ps=dEsdt=dH dt+vgdv dtP_{\mathrm{s}}=\frac{\mathrm{d} E_{\mathrm{s}}}{\mathrm{d} t}=\frac{\mathrm{d} H}{\mathrm{~d} t}+\frac{v}{g} \frac{\mathrm{d} v}{\mathrm{~d} t}

当 dv/dt=0\mathrm{d} v / \mathrm{d} t=0 时, PsP_{\mathrm{s}} 表示飞机的上升率;
当 dH/dt=0\mathrm{d} H / \mathrm{d} t=0 时, PsP_{\mathrm{s}} 表示飞机的加速性能。
它是衡量飞机能量机动的一个重要参数。

单位能量转换效率：
单位能量转换效率是指飞机消耗单位燃料所能得到的能量高度的增量, 其式为

ηs=dEsdmT=dEs/dt dmT/dt=3600qhdEsdt\eta_{\mathrm{s}}=\frac{\mathrm{d} E_{\mathrm{s}}}{\mathrm{d} m_{\mathrm{T}}}=\frac{\mathrm{d} E_{\mathrm{s}} / \mathrm{d} t}{\mathrm{~d} m_{\mathrm{T}} / \mathrm{d} t}=\frac{3600}{q_{\mathrm{h}}} \frac{\mathrm{d} E_{\mathrm{s}}}{\mathrm{d} t}

能量转换效率：

能量转换效率是指飞机消耗全部可用燃油所能得到的能量高度的增量，其式为

EME=Es=∫m1m2ηsdm=Psqh⋅3600mTE_{\mathrm{ME}}=E_{\mathrm{s}}=\int_{m_1}^{m_2} \eta_{\mathrm{s}} \mathrm{d} m=\frac{P_{\mathrm{s}}}{q_{\mathrm{h}}} \cdot 3600 m_{\mathrm{T}}

12.7续航性能计算

续航性能是指飞机持续航行的能力，主要包括航程和续航时间。

12.7.1航程计算

航程的分类：

类别 区分
技术航程 飞机沿预定航线，耗尽其可用燃油所经过的水平距离（包括爬升、下滑段的水平距离)。
（投掉耗尽燃油的空副油箱。）
实用航程 飞机沿预定航线并留有规定的着陆余油所能达到的水平距离。
（投掉耗尽燃油的空副油箱。)
转场航程 飞机装载最大燃油量所能达到的航程。
（中途不投掉空副油箱。）

航程工程计算：

飞机的航程是由爬升段、巡航段和下滑段组成的, 其式为

l=lps+lxih+lxhl=l_{\mathrm{ps}}+l_{\mathrm{xih}}+l_{\mathrm{xh}}

其中爬升段和下滑段航程约占飞机总航程的 10%10 \% 左右。爬升段航程按 12.6.312.6 .3 节方法计算。 当计算等高、等速航程时, 巡航段航程可表示为

lxih =ΔmT/qkqk=Ceη⋅Dv\begin{aligned} & l_{\text {xih }}=\Delta m_{\mathrm{T}} / q_{\mathrm{k}} \\ & q_{\mathrm{k}}=\frac{C_{\mathrm{e}}}{\eta} \cdot \frac{D}{v} \end{aligned}

式中: ΔmT\Delta m_{\mathrm{T}} 一一巡航段可用燃油量 (kg)(\mathrm{kg});
qkq_{\mathrm{k}} ——平均公里耗油量 (kg/km)(\mathrm{kg} / \mathrm{km});
CeC_{\mathrm{e}} 一一发动机耗油率 [kg(/N⋅h)][\mathrm{kg}(/ \mathrm{N} \cdot \mathrm{h})];
η=(1−ΔFˉ1)(1−ΔFˉ2)\eta=\left(1-\Delta \bar{F}_1\right)\left(1-\Delta \bar{F}_2\right) ——推力有效系数;
ΔFˉ1\Delta \bar{F}_1 ——由进气道性能引起的推力损失系数;
ΔFˉ2\Delta \bar{F}_2 ——由喷管性能引起的推力损失或增益系数;
vv ——巡航速度 (km/h)(\mathrm{km} / \mathrm{h});
DD ——巡航段飞机阻力。

12.7.2续航时间计算

续航时间是指飞机从起飞爬升到安全高度起，至下滑到着陆航线高度止所经过的飞行时间。

对于续航时间的计算，实际上与航程计算是一样的，其巡航段飞行时间为：

lxih=ΔmT/qhqh=CeD/ηl_{xih}=\Delta m_T/q_h\\q_h=C_eD/\eta

12.7.3最大航程和最大续航时间

给定计算高度和一系列计算速度，按第12.7.1节和12.7.2节方法计算对应的航程和续航时间，绘制1一v、t一v曲线，如图12.40所示。点A对应的航程即为该高度最大航程，对应的速度为最大航程巡航速度。点B对应的续航时间为该高度最大续航时间，对应的速度为最大续航速度。

若得到各飞行高度时的的最大航程和最大续航时间，侧可以得到飞机的最大航程、最大续航时间

等高最大航程和最大续航时间最大航程和最大续航时间

12.8起飞、着陆性能计算

12.8.1起飞性能计算

起飞速度计算：

飞机离地速度与起飞重量、发动机状态和起飞迎角有关，通常受飞机失速速度、擦尾角和前方视界的限制。

vld=1.2vs=1.2×3.62[G−Fsin⁡(α+φ)]ρSCL,max⁡(km/h)v_{\mathrm{ld}}=1.2 v_{\mathrm{s}}=1.2 \times 3.6 \sqrt{\frac{2[G-F \sin (\alpha+\varphi)]}{\rho S C_{L, \max }}} \quad(\mathrm{km} / \mathrm{h})

受擦地角或前方视界限制时,飞机离地速度可表为

vld=3.62[G−Fsin⁡(α+φ)]ρSCL,ld(km/h)v_{\mathrm{ld}}=3.6 \sqrt{\frac{2[G-F \sin (\alpha+\varphi)]}{\rho S C_{L, \mathrm{ld}}}} \quad(\mathrm{km} / \mathrm{h})

式中: vsv_s ——失速速度 (km/h)(\mathrm{km} / \mathrm{h});
α\alpha——起飞迎角 (∘)\left(^{\circ}\right);
CL,max⁡C_{L, \max }—— 最大升力系数;
$C_{y .1 d} $—— 由擦尾角或前方视界限制离地时的升力系数。

起飞滑跑距离计算：

把起飞滑跑分成三轮滑跑和抬前轮后的两轮滑跑两个部分。
第一部分假定从零速度开始 加速到起飞离地速度, 滑跑距离为

l1=12gbln⁡(a+bvld 2a)l_1=\frac{1}{2 g b} \ln \left(\frac{a+b v_{\text {ld }}^2}{a}\right)

式中:

a=FG−fa=\frac{F}{G}-f

ff—— 摩㧺因数, f=0.03∼0.05f=0.03 \sim 0.05;
CL,0C_{L, 0}—— 三轮滑跑升力系数;
F一一动力装置推力, 取 70%70 \% 离地速度时的值。

第二段滑跑假定以 vldv_{\mathrm{ld}} 跑 3 s3 \mathrm{~s}, 则

l2=3×2GρSCL,ldl_2=3 \times \sqrt{\frac{2 G}{\rho S C_{L, l d}}}

总滑跑距离为

lqh=l1+l2l_{\mathrm{qh}}=l_1+l_2

12.8.2 着陆性能计算

**着陆速度计算：**着陆速度为

vjd=3.6K2GρSCL.jdv_{\mathrm{jd}}=3.6 K \sqrt{\frac{2 G}{\rho S C_{L . \mathrm{jd}}}}

式中: vjd v_{\text {jd }} ——接地速度 (km/h)(\mathrm{km} / \mathrm{h});
CL.jddC_{L . j \mathrm{dd}} ——接地时升力系数;
KK ——地面效应影响系数，一般取 0.90∼0.950.90 \sim 0.95 。

着陆滑跑距离计算：

lzh=12g[1b1ln⁡(a1+b1vjd2a1+b1vqj2)+1b2ln⁡(a2+b2vqj2a2)]l_{\mathrm{zh}}=\frac{1}{2 g}\left[\frac{1}{b_1} \ln \left(\frac{a_1+b_1 v_{\mathrm{jd}}^2}{a_1+b_1 v_{\mathrm{qj}}^2}\right)+\frac{1}{b_2} \ln \left(\frac{a_2+b_2 v_{\mathrm{qj}}^2}{a_2}\right)\right]

式中: a1=f1a_1=f_1—— 滚动摩擦因数 (f=0.03∼0.05)(f=0.03 \sim 0.05);

b1=ρS2G(CD,1+CD.s+f1CL,1);b_1=\frac{\rho S}{2 G}\left(C_{D, 1}+C_{D . s}+f_1 C_{L, 1}\right) ;

​ a2=f2a_2=f_2 一一使用刹车时的折算摩擦因数 (0.25∼0.3)(0.25 \sim 0.3) ；

b2=ρS2G(CD,2+CD,s−f2CL,2)b_2=\frac{\rho S}{2 G}\left(C_{D, 2}+C_{D, s}-f_2 C_{L, 2}\right)

​ VjdV_{jd}——飞机接地速度；
​ vqjv_{qj}——前轮接地时的速度，（可取0.95VjdV_{jd});
​ $ C_{D,s}$——减速伞阻力系数；
​ CD,1,CD,2C_{D, 1},C_{D, 2}——分别是两轮滑跑和三轮滑跑时的飞机阻力系数；
​ CL,1,CL,2C_{L, 1},C_{L, 2}——分别是两轮滑跑和三轮滑跑时的升力系数。

12.9军用飞机作战有效性分析

作战飞机在方案论证阶段就应研究其作战有效性。提高飞机作战有效性是军用飞机设计始终追求的目标。

歼击机作战有效性表达式如下：

E=C×A×D×S​E=C\times A\times D\times S​

式中：E——飞机作战有效性；
C——作战能力；
A——可用度；
D——可靠度；
S——保障度。

评价指标中的一些参数无法给出明确的计算方法。因此，飞机的作战有效性只能进行“评估”，带有一定的经验和判断成分。

飞机作战有效性分析结果主要用于比较同类作战飞机的优劣，宏观衡量所设计飞机方案战术技术要求是否合理。

评估飞机作战能力的方法大致可分为五类：性能对比法、计算评估法、专家评估法、计算机模拟法和试飞、打靶演习法。

12.9.1参数计算法

这种方法可以分为顺序评估法、相对值评估法、相对指数法、多参数分析法和对数法等。
选择参数的依据主要是按作战飞机的使命选取，认为比较重要的有关项目可以加权处理。

作战飞机的作战能力可以分两大类：一是空对空，二是空对地。

E=a1C+a2KDE=a_1C+a_2KD

式中：EE——空战能力指数；
CC——空对空作战能力指数；
DD——空对地攻击能力指数；
a1a_1——空对空任务分配因数；
a2a_2——空对地任务分配因数，a1+a2=1a_1+a_2=1；
KK——平衡因数，若C、D基本协调，K=1。

空对空作战能力指数选取了七个主要项目来衡量其对空作战能力，它包括机动性、火力、探测目标能力、操纵效能、生存力、航程和电子对抗能力.

C=[lnB+ln(∑A1+1)+ln(∑A2)]ε1ε2ε3ε4C=[lnB+ln(∑A_1+1)+ln(∑A_2)]\varepsilon_1 \varepsilon_2 \varepsilon_3 \varepsilon_4

式中：BB——机动性参数；
A1A_1——火力参数；
A2A_2——探测能力参数；
ε1\varepsilon_1——操纵效能参数；
ε2\varepsilon_2——生存力系数；
ε3\varepsilon_3——航程系数；
ε4\varepsilon_4——电子对抗能力系数。
ε1ε2ε3ε4\varepsilon_1 \varepsilon_2 \varepsilon_3 \varepsilon_4在顶层设计初期若数据不全，可暂不考虑。

对于机动性参数、活力参数、探测能力参数均有对应的计算和表示方法，在此处并不罗列。

12.9.2空战模拟方法

空战模拟就是把飞机按质点或刚体运动方程，导弹也严格按运动方程，火控系统根据其实际性能来构成搜索、跟踪和截获方程，计算其命中情况；用模拟/数字转换器通过动画形式把空战全过程的轨迹显示在屏幕上，并把计算结果用曲线描述出来。

自动进行空战模拟的方法

用途：用于顶层设计阶段的决策选择和飞机设计参数选择的研究。

特点：去掉人为干预因素和不同初始条件下进行的大量空战模拟

交互式空战模拟方法

用途：为空战战术的研究和发展而进行模拟

特点：用有人工操作的人机交互界面来执行模拟。

第十三章 飞机的安定性和操纵性设计

13.1概述

【飞机的静安定性】：飞机受扰动后，不需要飞行员干预，有自动复原的趋势。

飞机的静安定性

如a示，在俯仰平面，飞机受突风影响迎角突然增加$\Delta \alpha ，安定的飞机因迎角增量，安定的飞机因迎角增量\Delta \alpha 产生的升力增量产生的升力增量\Delta L作用在重心之后形成低头力矩作用在重心之后形成低头力矩\Delta M_z$，使飞机自动复原

在横侧如b示，飞机受侧风扰动产生侧滑角增量$\Delta B ,对于安定的飞机，不需飞行员干预，飞机因,对于安定的飞机，不需飞行员干预，飞机因\Delta \beta 产生侧力产生侧力\Delta F ,对重心形成恢复力矩,对重心形成恢复力矩\Delta M $使飞机自动复原。

【飞机的动安定性】：飞机受扰动后恢复到原来状态的运动收敛过程

飞机的动安定性

【飞机的操纵性】根据飞行员意愿，要使飞机达到一定飞行状态，其操纵面能提供的能力和所须施加于驾驶杆的力、位移以及操纵运动过程的动特性等。

13.2纵向安定性和操纵性设计

13.2.1纵向静安定性

飞机的纵向静安定性取决于飞机重心距飞机气动焦点的距离与机翼平均气动力弦长bAb_A之比，计算公式如下：

Cm,CL=XˉT−XˉFC_{m,C_L}=\bar{X}_{T}-\bar{X}_{F}

式中：Cm,CLC_{m,C_L}——静安定度余量；

​ XTˉ\bar{X_{T}}——飞机的重心位置，由总体布局确定，即

XˉT=XTbA\bar{X}_{T}=\frac{X_T}{b_A}

​ XFˉ\bar{X_{F}}——飞机气动焦点位置，由气动布局确定，即

XˉT=XFbA\bar{X}_{T}=\frac{X_F}{b_A}

对于常规飞机Cm,CLC_{m,C_L},必须为负值，这样才能保证受干扰后能复原。对于不同类型的飞机，其Cm,CLC_{m,C_L}值要求是不同的，一般对高机动的歼击机Cm,CLC_{m,C_L},应取一0.02，对于重型飞机则取一0.15，更确切的要求应按规范来定。

以上给定的Cm,CLC_{m,C_L}是参考的最低值，该值限制了飞机重心的后限位置。飞机的前限位置取决于飞机的起降操纵和机动操纵要求。

对于高速飞机，在研究其纵向静安定度时还必须注意气动焦点XFˉ\bar{X_{F}}随Ma数的变化。一般大后掠角小展弦比机翼到大Ma数时焦点后移可达0.15~0.2，而大展弦比小后掠翼则更大，这使在大Ma数时飞机的机动能力下降，配平阻力增加。

机翼焦点随Ma数变化

13.2.2飞机的纵向动安定性

研究飞机纵向动安定性要从飞机的运动方程开始。

研究飞机纵向动安定性，在总体设计阶段都用线化后的三自由度小扰动方程。方程的特征解，可分解成两个二阶方程，即

(p2+2ζvωvp+ωv2)(p2+2ζaωap+ωa2)=0\left(p^2+2 \zeta_v \omega_v p+\omega_v^2\right)\left(p^2+2 \zeta_a \omega_a p+\omega_a^2\right)=0

这两个二阶方程实际上表征了飞机的长周期运动和短周期运动两种典型模态。飞机纵向受扰后整个运动过程是两种运动的叠加

飞机纵向运动模态

长周期运动的特点是飞机迎角不变，只变速度，一般周期T≈30s,飞行员完全可以控制，因此总体设计时都不考虑。

短周期运动的周期T≈2s，时间短，飞行速度基本不变

13.2.3飞机的纵向操纵性

设计纵向操纵面最重要的条件为：

  • 起飞抬前轮；
  • 着陆时保持姿态；
  • 高空作机动的能力；
  • 对放宽静安定性飞机的大迎角改出能力。

纵向操纵面的主要能力来自升降舵、全动平尾、升降副翼、前翼或其组合。

至于飞机的纵向操纵性是否合适，还取决于飞行员的直接感觉。
最主要有两个指标，即每做一个过载所需要的杆力及杆位移，称为杆力梯度dFednx\frac{dF_e}{dn_x}及杆位移梯度dFednx\frac{dF_e}{dn_x}。除此以外，还规定了最大杆力Fe,maxF_{e,max}及最大杆位移值。

飞机抬前轮的纵向操纵要求：

根据飞行员意愿适时将飞机操纵离地，一般要求应在Ma高于0.9离地速度vLOFv_{LOF}就能将前三点式飞机的前轮抬到离地迎角αLOF≈8° 12°\alpha _{LOF}≈8°~12°

抬前轮的难度主要是速度太小时操纵面能产生的抬头力矩小。另外除克服气动力矩外，还要克服主轮支反力及摩擦力造成的低头力矩。

着陆操纵：

关于着陆操纵情况，因难在于近地面时有地面影响，使飞机的低头力矩增大。如果着陆时重心在前限，则会进一步加重俯仰操纵面的负担。为了在着陆时应付近地面大气扰流及快速修正，用于平衡的操纵面偏度不能用到极限，必须留有20%~30%的余量。

13.3飞机的横侧安定性和操纵性设计

13.3.1横侧静安定性

方向静安定性$C_{n\beta} $：

$C_{n\beta} 对安定的飞机应为正值，表示飞机一旦有侧滑角对安定的飞机应为正值，表示飞机一旦有侧滑角β，飞机自身能产生消除侧滑的偏航力矩，飞机自身能产生消除侧滑的偏航力矩M_y$。

能够使飞机安定的$C_{n\beta} $值主要由重心后的侧向气动升力面，如立尾、腹鳍、背鳍等起作用。

飞机方向静安定性过小，飞机会出现任意的侧滑，这往往是难以被飞行员察觉的，在大速压下会造成立尾的破坏，发生事故。

至于在低速大迎角时，方向静安定性$C_{n\beta} $值很小，则非常容易进入偏离和尾旋。

影响飞机方向安定性的最重要因素是立尾的布局。

Cvβ,v=kv(dCvdβ)v⋅Av\begin{gathered} C_{v \beta, v}=k_v\left(\frac{d C_v}{d \beta}\right)_v \cdot A_v \end{gathered}

式中: kvk_v ——为尾翼处的速度阻淟, kv=qvq∞k_v=\frac{q_v}{q_{\infty}}
(dCy dβ)v\left(\frac{\mathrm{d} C_y}{\mathrm{~d} \beta}\right)_v ——立尾的升力线斜率, 取决于立尾的平面形 状,
Av=SvS⋅lvlA_v=\frac{S_v}{S} \cdot \frac{l_v}{l} 。

侧向静安定性ClβC_{l\beta}：

ClβC_{l\beta}指单位侧滑角能产生的恢复滚转力矩。

侧向静安定性不像俯仰和方向静安定性对飞机的安定与否那样直观。
当飞机偶然受扰产生倾斜角$\gamma ,因重力的侧向分量,因重力的侧向分量Gsin \gamma $引起飞机侧滑。

飞机的侧向安定性

对ClβC_{l\beta}影响最大的是机翼的上反角，上反角增加侧向安定性，即ClβC_{l\beta}负值增大。

另外机翼在机身上的上下位置也很重要，上单翼增加侧向安定性；
机翼后掠角的影响只在有迎角时起安定作用；
立尾对侧向安定性ClβC_{l\beta}也有安定作用。

13.3.2飞机的横侧动安定性：

对于横侧小扰动运动，像纵向一样要解三个线性微分方程组，其特征方程也为4阶。一般可以分解成三种模态，其式为

式中：第一项为滚转阻尼模态；第二项为螺旋发散模态；第三项二阶短周期摆动运动（称为荷兰滚模态）。

13.3.3飞机的横侧操纵性：

飞机滚转操纵是改变飞机轨迹航向的重要手段。

滚转操纵主要用副翼、扰流片及差动平尾等操纵面。

采用差动水平尾翼可以提高大迎角时飞机的滚转能力；
采用扰流片可以提高大Ma数和大速压情况下飞机的滚转能力。

要得到良好的滚转操纵，一方面需要注意飞行状况下的副翼效率降低，还要注意操纵副翼偏转所需要的驾驶杆或盘的力。

航向操纵的三种要求：

一、是保证飞机在v=15/s垂直侧风速度时仍能保持着陆航向；

二、是对于多发动机飞机，一侧发动机停车后，飞机能保持横侧平衡，

三、是在尾旋中，方向舵全偏能有效的改出尾旋。

第十四章 飞机总体参数的最终确定

1.概述

  • 通过第2章，可以初步确定飞机布局形式、尺寸、重量和主要的总体设计参数；
  • 第3章可进一步确定飞机机翼、尾翼及操纵面的参数；
  • 第7章可确定飞机的进气和排气系统；
  • 第7、8、9章可确定各分系统的方案；
  • 在此基础上可按第10、11章作总体布置和估算重量，最后形成第一阶段的全机总体布置图和三面图。
  • 根据此总体布置图和三面图，用第12章的方法初步估算飞机的性能、机动性和作战效能，并检查是否满足原来拟定的战术技术要求。

14.2飞机主要总体设计参数与主要设计战术技术指标的关系

以巡航飞行的航程入手，航程与起、降时的重量，发动机巡航的耗油率，巡航速度，巡航升阻比有关。

巡航状态下的翼载、推重比也值得注意。

核算飞机的油量。计算耗油量应该按设计要求规定的飞行剖面。

典型歼击机的飞行剖面图

14.3飞机主要总体设计参数的优化

重量：

在基准方案的基础上，进行变参数的研究。在进行这种研究时，总的气动布局方案不变，但也不是按比例缩小、放大。因为机身最大横截面是由乘员座舱决定的，改变翼载改变外翼面积，而变不了机身。因此飞机重量不是按尺寸成比例的减，而必须根据实际方案来重新估算。

翼载：

翼载变化不是简单的增加或减少机翼面积S,随之而来的是尾翼面积也要相应增减，只是机身横截面不变，但其长、短可能也要变，因此，为保持一定的航程要求，必然引起载油量的变化。飞机重量、尺寸的变化也引起各分系统重量的变化。这种变化造成总重量的变化与翼载变化的关系是非线性的。

推重比：

改变飞机推重比F0/G0F_0/G_0也会引起飞机重量和尺寸的非线性变化。改变推重比也要改变发动机推力F。。发动机推力变了影响进气流量，因而也影响飞机尺寸和重量，也包括发动机本身的重量。

地毯图是优选参数、权衡设计参数的基础。

地毯图

需要权衡和折衷的有三个方面：
一、权衡飞机方案的主要设计参数；
二、与战术技术要求指标有关的要进一步磋商，对某些指标要权衡利弊作一些让步；
三、要进行设计参数变化对飞机尺寸增长敏感程度的研究。

飞机方案主要设计参数的折衷研究是在满足战术技术要求的前提下进行的。

当然采用先进技术，如新材料、新的控制系统可以缩小安定面和操纵面面积等，这可能带来一些参数的优化。
但这就要权衡采用新技术的风险度，包括费用、周期，万一不成是否有替代方案。

在优化飞机方案设计的同时，还必须注意飞机的成本，不仅是研制和生产单价，而且还要考虑使用维护的费用，就是要考虑飞机的全寿命费用。