南航——飞行器总体设计与系统工程后章

第七章 重量估算和指标分配

1.重量指标的重要性

使用重量增加的影响：

• 航程缩短、爬升率下降、起飞和着陆距离增加。
• 若想保持性能不变，则有效载荷不得不减小。
• 飞机成本增加。

**【重量雪球效应】：**结果重量增加引发的恶性循环

如果飞机的性能指标保持不变，结构重量增加将导致油耗增加，需更大的发动机，更强起落架、较大的机翼和尾翼面积

反过来，这些增加将要求更重的结构：更重结构又…

2.重量的组成

飞机重量的组成：

• 结构重量：机翼；机身；尾翼；短舱；起落架
• 推进系统
• 固定设备（各系统）

——基本空重——

• 使用项目：厨房，餐饮，救生设备
• 机组：飞行员与乘务员

——使用空重——

• 有效载荷：乘客或者货运飞机载货量

——零燃油空重——

• 燃油：

——最大起飞重量——

3.估算方法

3.1结构重量的估算方法

• 基于统计的估算方法

一基于统计数据，按基本空重百分比分配重量指标
一基于统计数据，建立参数化的结构部件重量估算方程

• 基于近似分析模型

—工程梁理论

• 基于数值仿真嘘拟样机的方法

—结构有限元模型
—三维CAD模型

3.2按基本空重百分比分配重量指标：

对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。

3.3基于统计方法的重量估算方程：

• 机身重量

$M_{F U S}=C_2 p\left(9.75+5.84 B_f\right)\left(\frac{2 L_f}{\left(B_f+H_f\right)}-1.5\right)\left(B_f+H_f\right)^2 \quad(\mathbf{k g})$$L_f$ 一机身长度 $(m) ;$

$B_f$ 一机身最大宽度 $(m) ;$
$H_f$-机身最大高度 $(m) ;$
$C_2$-增压机身系数，对于客机取 $0.79 ;$
$p$ 一客舱内外压差, 单位是巴 $($ bar $)$ ，典型值 $0.58$ 。

• 机翼重量——按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数三部分分别计算。

基本结构重量：通过机身总重、展弦比、机翼面积、后掠角、机翼根部相对厚度、梯形比等数值进行计算。

修正系数：由非理想结构带来的惩罚修正系数和次级机翼结构带来的修正系数的总和

机身影响系数：考虑到机翼结构穿过机身结构，当机身变宽时机翼重量会加重。

• 尾翼重量

水平尾翼的重量: $\quad M_H=0.047 V_D S_H^{1.24}$

垂直尾翼的重量: $\quad M_V=0.065 k_{12} V_D S_V{ }^{1.15}$

$V_D$ 设计俯冲速度, 客机的典型值为 $200 \mathrm{~m} / \mathrm{s}$ 。
$S_H$ 一平尾面积; $\quad S_V$ 一垂尾面积;
$K_{12}-$ 为尾翼布局系数, 范围为 $1.0-1.5$, 根据平尾的安装位置来选择。
若平尾安装于机身尾段, $K_{12}$ 选择为 $1.0$; 若为 $T$ 型尾翼, $K_{12}$ 选择为 $1.5$ 。

• 动力装置的重量——包括发动机、安装、排气系统、短舱等重量,

动力装置重量计算公式为:

$$M_{pow}=nC_3M_{eng}$$

$n$-发动机数量。
$C_3$-为推进系统安装系数, 对于喷气运输机一般取 $1.56$ 。|
$M_{\text {eng }}$-为发动机裸机重量, 若末知, 可按下式估算:
$M_{e n g}=1.43[8.7+(1.14 \times B P R)] T_0 \quad$
$BPR$为涵道比；$\mathrm{T}_0$ 为海平面最大静推力

• 系统和设备重量——各种系统（但不含起落装置）和设备重量之和

$$M_{sys} =C_4M_0$$

$C_4$一取决于飞机类型的系数：

短程客机一般取0.14%：中程客机取11%：运程客机取8%

• 起落架重量

$$M_{lg}=C_{lg}M_0$$

$C_{lg}$一对于客机一般取44.5%左右。

• 使用项目重量——包括机组人员重量（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。

$$85n_c +F_{op}P (kg)$$

其中，$P$是乘客人数，
$n_c$是机组人员人数，
$F_{op}$是一个取决于航程的系数，对于中短程客机取12，对于远程客机和公务机取16。

• 有效载荷——包括乘客或者货运客机载货重量

$$M_{payload} =95P+ M_{freight}$$

其中：
95一乘客平均体重（约75kg)与平均行李重量（约20kg)之和；
$P$一飞机载客人数；
$M_{freight}$一不含旅客和行李的货运重量。

• 最大起飞重量

$M_0=M_{机身}十M_{商载}十M_{使用顶目}十M_{机翼}十M_{尾翼}+M_{动力}十M_{起落架}十M_{系统和固定设备}十M_{燃油}$

注释：计算最大重量时需采用选代方法，先假设一个最大起飞重量，
计算各部分重量，判断计算出的最大起飞重量是否等于假设的最大起飞重量，
若不等于则修政最大起飞重量假设值，直至二者相等。

检验：客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架）一般占最大起飞重量0%35%。

4.重心估算与机翼位置调整

4.1重心位置的含义

正常使用重心——飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。

使用重心前限——飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。

使用重心后限——飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。

4.2各机构中心位置的估算

结构	重心位置
机翼—直机翼
机翼—后掠角和三角翼
平尾，垂尾
机身	螺浆单发： 拉进式：0.32 ~ 0.35$L_身$ 推进式：0.45 ~ 0.48$L_身$ 螺浆双发： 拉进式：0.38 ~ 0.40$L_身$ 推进式：0.45 ~ 0.48$L_身$ 喷气运输机： 发动机安装在机翼上：0.42 ~ 0.45$L_身$ 发动机安装在机身后部：047~0.50$L_身$ 战斗机： 发动机安装在机身内：0.45$L_身$
起落装置	假设与全机重心重合
动力装置	由发动机重心位置来确定
固定设备	假设与全机重心重
燃油	根据油箱布置的位置 计算油箱的体积和重量，燃油密度$\rho=0.8g/cm^3$
有效载荷	乘客和行幸、货物或武器弹药；由载荷的布置来确定

4.3最终重心位置的估计：

基本空机重量状态的重心位置：

统计规律
—对于翼吊布局，重心大约在25%平均气动弦长处左右。
—对于尾吊布局，重心大约在35%平均气动弦长处左右。

重心调整：
一若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规律，需调整机翼位置。

第八章 操稳特性的评估

1.特性总述

·在初步设计中，操稳分析主要用于对飞机的平衡特性、稳定性和操级性进行校核。

·尾翼是保证飞机操稳特性的主要部件，根据操稳的设计要求可以检验尾观的设计参数是否合理。

·机翼的设计参数、操纵面的设计参数、重心位置、起落架位置等也会影响飞机的操稳特性。

2.稳定性的要求

• 纵向稳定性的要求和判别：

巡航和着陆配平；静稳定裕度起飞时抬头力矩（对平尾面积进行约束）；短周期模态特性；长周期模态

这些操稳性能计算需要纵向气动导数。

• 横侧向稳定性的要求和判别：

单发失效配平；侧风配平；垂尾失速限制（对垂尾面积进行约束）；

运动模态特性【·荷兰滚模态的固有频率和阻尼比；螺旋模态的最小倍幅时间】

单发失效加操纵后的最大偏航角

这些操稳性能计算需要横侧向气动导数。

3.气动倒数的获得

工程估算：

以飞机试验数据为基础的经验数据拟合方法计算气动系数与导数。

Digital DATCOM程序就是在DATCOM计算手册的基础上开发的计算及程序。

可以直接得到操稳分析所需的各类气动导数，特别适合于初始设计阶段的气动导数计算。

**涡格法：**涡格法程序AVL

由MIT的教授和他的学生Youngren开发。

基于线性位流方程，数值方法一涡格法。

能快速对各种飞机构型的气动导数进行计算。

基于面元法的气动导数计算：

DWT(Digital Wing Tunnel)数值风洞软件

基于无粘的线化位流方程；数值方法一面元法，C语言编写。

一可估算升力、诱导阻力、摩擦阻力、纵向横侧向静、动气动导数。

第九章 性能分析

1.性能分析概述

性能分析主要内容：

商载一航程性能

起飞距离

爬升性能

着陆距离

性能分析主要方法：、

• 精确方法

——根据飞行力学中远动方程（微分方程积分方程）采用数值方法求解。

• 基于物理过程的近似方法

——根据飞行力学中运动方程，道过近似假设，获得解新公式。进面求出飞行性能，

• 统计方法

——根据大量飞机的试飞数据，归纳出飞机主要设计参数与飞行性能之间的关系（关系式或由线）。

2.性能介绍

2.1商载一航程性能

商载一航程性能的含义：

·在给定的商载条件下，能飞多远？
·在给定的航程条件下，能容钠多少商载？
·通常用商载一航程图表示该项性能。
·商载一航程图是航空公司飞机选型的重要依据。

2表示最大载客+行李+货物；3表示最大载客量+行李无货物；5表示无乘客满油状态下的航程

商载一航程性能的计算：

较精确的商载一航程性能需通过整个飞行任务剖面的分析（航线性能分析）而获得。

航线性能分析包括：起飞爬升：燃油量；爬升性能：燃油、航程；阶梯巡航：燃油、航程；下滑性能：燃油、航程；着陆进近：燃油；备降任务：备用燃油

Breguet航程公式：

简化计算评估航程性能的方法，误差较大。

• Breguet 航程计算公式

$$\operatorname{Rang}(N . M i)=\left(\frac{V}{C}\right)\left(\frac{L}{D}\right) \ln \frac{W_{\text {initial }}}{W_{\text {fonal }}}$$

其中:
$V:$ 是巡航速度 (Knots)
$C:$ 是发动机耗油率 ( llb/hr/llb)
$L/D$: 巡航时升阻比
$W_{\text {initial }}$ : 巡航起始时的飞机重量
$W_{\text {final }}$ : 巡航结束时的飞机重量

可根据使用空重、商载、备用燃油、最大起飞重量和最大燃油量计算出。

2.2起飞性能

起飞速度的定义：

起飞距离的定义：

• 正常起飞情况：

起飞场长=起飞距离×1.15

• 单发失效情况：

——盟续起飞
从起飞点到信界发动规失效点之间是离，如上从失效点到飞至35ft高度的距离。
——中止起飞
从起飞点到新界发动机失效点之同距离，如上从失效点到仅用刹车使飞机停止的地面距离。

**【决策速度】：**单发失效情况中，选择继续飞行或者刹车减速的临界速度。

起飞距离的计算：

采用牛顿方程建立力学等式，采用积分方法计算，需要数据量比较大，结果较为准确

影响起飞距离的因素：

发动机推力特性：推力特性越好，起飞距离下降

机翼面积：机翼面积增大，升力上升，起飞距离下降

起飞重量：飞机重量下降，起飞距离减小

起飞时的升力系数：升力系数增加，起飞距离降低

起飞时的阻力系数：阻力系数降低，起飞距离降低

机场高度和温度：机场的高度降低，气压升高，空气密度增加，起飞距离降低

2.3爬升性能

爬升阶段的定义：

爬升阶段分为四个阶段，由飞机的飞行高度进行区分，对飞机上的部件（襟翼、起落架、发动机油门等）进行部署，

民机的爬升性能要求通常由第二阶段（飞行高度：35-400ft）爬升要求决定。

**【第二阶段限制重量】：**当爬升梯度减小到最低容许值时，与之对应的重量。

第二阶段爬升梯度的校核：

给定重量、高度和速度（大于V2)。
计算所需升力。
根据升阻极曲线（第二爬升阶段构型)，计算阻力。
计算推力（单发失效，最大连续推力状态)。
计算爬升梯度。

2.4着陆距离

着陆距离的组成：

进场下滑；拉飘；触地自由滑行；刹车减速滑行

着陆过程的计算：

$S_{LD}=1.66 \times (S_A+S_F+S_{FR}+S_R)$

进场速度：

• 进场速度定义为失速速度的1.3倍。$V_a=1.3V_stall$

$$V_{stall}=\sqrt{\frac{0.88M_L}{\frac{1}{2}\rho SC_{Lmax}}}$$

其中：

$V_{stall}$—飞机着陆时的失速速度

$M_L$—飞机着陆重量

$\rho$—机场空气密度

$C_{Lmax}$—飞机着陆时构型的最大升力系数

着陆距离的近似计算：

着陆距离主要取决于失速速度：与失速速度的平方有近似的线性关系。

近似计算中首先计算失速速度，随后查统计关系的图表得到结论。

第十章 经济性评估

1.直接使用成本的概述

**含义：**指使用一架飞机所支付的费用，英文缩写DOC(Direct Operation Cost).

**意义：**衡量飞机经济性的重要依据，在客机总体优化中常作为优化目标。

直接使用成本的组成：

• 所有权成本——折旧费，利息费，保险费
• 现金成本——机组费，燃油费，维修费，导航费，着陆费，地面管理费，餐费

DOC的表示形式：

• 每轮档小时成本
• 每航次成本：=每轮挡小时成本x轮挡时间（小时）
• 公里成本：=每航次成本/轮挡距离（公里）
• 座公里成本：=每航次成本/（轮挡距离x最大乘客数）

**【轮挡时间】：**飞机起飞前轮挡去除至停机后架设轮挡中间的时间。

**【年利用率】：**每年有收入的时间；受轮档时间，地面停留时间，维护时间影响。

2.费用说明

2.1折旧费

折旧费是将飞机最初的价值分配到给定时间段。

折旧费（每轮档小时）的计算公式：

$折旧费=总投资额（1-残值系数）/（折旧年限x利用率）$

$总投资额=飞机价格（含发动机）+机体备件价格+发动机备件价格$

机体备件价格一般占机体价格的10%一15%：

发动机备件价格一般占发动机价格的30%一35%。

折旧年限：一般取20年

残值率：一般占总投资额的3%~10%。

一般地，飞机使用15年后，其价值只剩下最初价值的15%。

2.2利息费

• 指在购买飞机和飞机备件的过程中所借贷款的利息支出。

• 计算利息的前提：

——按飞机及其备件的总体价格来计算；
——一般假设所借贷款在一定得年限内还清：
——贷款利率按定值计算；
——还贷方式为每半年一次，且在每次期末，并且认为每次的偿还额相等。

2.3保险费

• 保险费是航空公司为了规避飞机在使用中的风险而支付的费用。

• 保险费的计算是通过飞机价格的百分比得到保险费的值。计算模型如下：

——保险费（每轮档小时）=k×购置飞机的总投资成本/年利用率（k一一般取0.5%—2%）

2.4机组费用

• 机组费用是指飞行员和客舱乘务员的工资。

• 每轮挡小时的机组费用：

——飞行员工资=飞行员人数×每轮挡小时每人费用
——客舱乘务员工资=乘务员人数×每轮挡小时每人费用

2.5燃油费

• 燃油费是仅次于折旧费的最重要成本参数

• 燃油费与当时的油价密切相关。

——燃油费=轮挡油耗×燃油价格/轮挡时间

2.6维修费用

维修费用=直接维修费用+间接维修费用（一般用直接费用×系数表示）

2.7着陆费、导航费和地面管理费

• 着陆费
  飞机使用者付给机场的费用，一般按次起降计算费用。根据飞机最大起飞重量收费。

• 导航费
  根据导航的里程及导航的时间来计算。

• 地面管理费
  根据商载来计算。

第十一章 飞机总体设计中多学科分析与优化

1.工程优化基本原理

1.1工程优化设计的一般过程

1.2优化模型三要素

• 优化模型的目的：

——把一个工程参数设计问题转化为一个优化问题，

• 优化模型的三个要素：

——目标函数：比较方案优劣的依据
——设计变量：描述设计方案
——约束条件：需满足的设计要求

• 优化问题的描述：

——寻找设计变量
——在满足约来的前提下
——使目标函数最小（成最大）

1.3优化算法

在设计变量空间中寻找出一个或若干新的设计方案（设计点)，经过多次选代，寻找到可行设计区域，逐渐逼近最优设计点。

优化算法的分类：

分类依据	分类
按设计变量类型	连续型变量优化算法 离散型变量优化算法 混合型变量优化算法
是否有约束	无约束优化算法 有约東优化算法
按目标函数类型	单目标优化算法 多目标优化算法
是否需计算梯度	基于梯度的优化算法 无需梯度的优化算法
按目标/约来类型	线性规划 非线性规划

定义：

【MDO】Multidisciplinary Design Optimization，一种通过充分探索和利用系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统和子系统的方法论。

【多学科设计优化】：应用MDO方法，将现有各学科（专业）的分析棋型和优化技术有机地集成起来，寻找最佳总体方案的设计方法。

工程技术人员如何应用优化方法：

• 大多数参数选择（或设计）问题都可提炼成优化模型。

• 重点放在优化模型的建立——目标函数、设计变量、约束条件

• 选择合适的分析模型

• 充分利用成熟的优化软件——iSIGHT,OPTIMUS。lodelCenter,ATLAB工具箱等

1.4计算机辅助工具的发展：

2.飞机总体设计与多学科设计优化的关系

2.1总体设计流程

2.2总体参数设计的特点

参数变化会引起的连锁效应，涉及多个学科的分析与评估。

飞机设计特点：逐步细化；综合性；多轮选代

2.3各专业分析模型的层次

• 基于统计方法的计算模型
• 基于近似分析方法的计算模型
• 基于数值方法的计算模型

以油箱体积计算为例：

计算方法	具体内涵	分析层次
根据机翼外形参数计算能容纳的燃油量：	$FM=\frac{420bS（t/c）（10.89\lambda +0.49\lambda ^2）}{A}$	第一层次 基于统计方法
根据机翼总体布置近似计算能容纳的燃油量：		第二层次 基于近似分析方法
根据机翼总体布置CAD模型计算能容纳的燃油量：		第三层次 基于数值方法(CAD模型)

以机翼重量计算为例：

计算方法	分析层次
	第一层次 基于统计的重量比例系数法
	第二层次 参数化统计方程或基于工程粱方法
	第三层次： 基于数值方法(结构有用限元，结构先化)

以阻力计算为例：

计算方法	分析层次
	第一层次 基于统计方法
	第二层次 基于近似分析方法(附面层理论)
	第三层次 基于数值方法(CFD)

2.4多学科设计优化分类

3.基于工程算法的总体参数优化

3.1总体参数优化程序系统的架构

3.2关键技术

• 各专业具有可以信赖工程估算程序

模块	计算要求
几何模块	根据设计参数计算几何特征量（外露面积、内部容积等)
重量模块	根据设计要求和几何参数估算重量重心气动模块：计算高、低速升阻特性
推进系统模块	提供推力、耗油率特性
性能模块	计算起飞、爬升、巡航、着陆性能
操稳模块	分析设计方案的操稳特性
成本模块	评估方案的直接使用成本

• 集成各专业分析模块

——通过编程和数据库的方式，也可利用商用软件(iSIGHT、Optimus等)

• 优化方法

——利用已有的成熟的优化策略和算法；
无需导数（梯度）计算的方法：遗传算法
基于导数（梯度）计算的方法：序列二次规划

3.4应用实例

• 分析不同构型对设计方案的影响

——单通道方案与双通道方案的重量（或经济性）对比

• 分析发动机、气动、材料技术水平对设计方案的影响

——发动机耗油率、气动升阻比、先进材料的应用

• 不同目标函数对设计参数的影响

——起飞重量、任务燃油重量
——直接使用成本(DOC)

• 不同设计要求（约束条件）对设计参数的影响

——航程、起飞场长、…

4.基于数值仿真的总体多学科设计优化

4.1飞机总体多学科设计优化的目的

传统飞机总体参数优化方法的缺陷：

各学科分析模型主要采用工程估算和经验公式，适用范围有限，精度有限。这些分析模型对于新型飞机适用性无法确定

飞机多学科优化设计的目的：

提高总体设计的可信度；用于创新布局飞机总体设计

4.2飞机总体多学科设计优化的含义

实现飞机多学科设计优化应具备的条件：

• 有比较成熟的各学科分析/优化程序（软件）

——气动分析/优化、结构分析/优化、隐身性能分析、飞行性能分析、重量重心分析、操稳分析等软件。

• 成熟可靠的优化算法

• 集成软件平台：

——iSIGHT/FIPER:OPTIMUS:ModelCenter

• 硬件平台：

——分布式计算环境；高性能计算环境（并行计算）

4.3飞机总体多学科设计优化的关键技术

• 各学科之间的数据传递关系分析

• 减小各学料分析的计算量一代理模型技术（计算量小、但其计算结果与高精度模型的计算结果相近的分析模型）

步骤：用某种方法生成设计空间与典型样本点；运用数值模拟、仿真（CFD,FEM）得到输入输出结果；拟合输入输入，得到近似的代理模型。

• 实用的飞机多学科设计优化策略与流程
• 飞机参数化几何模型

分析与优化的基础。实现方法：1)基于CATIA二次开发技术：2)编程开发专门的参数化几何模型程序。

• 各学科分析模型（输入文件）的自动生成

基于飞机几何模型自动生成各学科模型，包括气动分析模型、结构分析模型、重量重心计算模型、操稳分析模型等。
其实质就是要为各学科的计算程序（软件）自动地准备好输入数据文件。

• 可靠的各学科分析和优化软件

• 各学科之间数据的交换与数据管理

采用数据库技术是解决这个问题的有效办法。

• 集成与优化平台

按照多学科设计优化流程，将分布在各个计算机上各学科的分析模型成优化模型集成起来的飞机总体设计计算环境。

第十二章 气动特性分析

1.概述

**气动特性的分析的实质：**根据飞机的设计方案，通过工程估算或者计算流体力学（CFD），得到巡航状态（高速）下的升阻特性以及起飞\着陆状态（低速）的最大升力系数和升阻特性。

气动特性分析评估方法：

气动特性的内容：

• 升力：升力线斜率；设计升力系数；最大升力系数；抖振升力系数

• 阻力：摩擦阻力；升致阻力；形阻；压缩性阻力（跨声速）；超声速波阻

飞行状态（构型）：

• 巡航：干净构型
• 起飞：襟翼打开至飞行位置
• 第二阶段爬升：襟翼打开至飞行位置，单发停车
• 着陆：襟翼打开至着陆位置

2.气动特性（升力）

2.1升力线斜率

• 全机升力线斜率 $C_{L a}$ 的计算公式：

$$C_{L \alpha}=\xi C_{L \alpha_{-} w}$$

$C_{L \alpha_{-} w}$ 为机翼升力线斜率: $C_{L \alpha_{-} w}=2 \pi\left[A_R /\left(A_R+2\right)\right](1 / \mathrm{rad})$

$\xi$ 为因子：

$$\xi=\left(1+\zeta \frac{d_h}{b}\right) \frac{S_{n e t}}{S_{\text {grass }}}+\frac{\pi}{2 C_{L \alpha_{-}} W} \frac{d_h^2}{s_{\text {gross }}}$$

该公式适用于 $d_h / b<0.2$ 的机型。

$\zeta$ 为校正常数, 通常取值为 $3.2$;

$d_n$ 为飞机机身的最大宽度;

$b$ 为机翼的展长;

$S_{n a}$ 为外露机奋的平面面积;

2.2设计升力系数

• 最大升力系数（干净构形）：

$C_{Lmax}=14°（1+0.064\Phi _{rags}）C_{L\alpha}$

$\Phi _{rags}$中为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。

失速速度的定义：

通常有$1-g$过载失速速度($V_{stg}$）和常规失速速度($V_s$)两种。

$V_s$，是过载系数小于1时的失速速度，此时升力系数出现快速减小。

按$V_{stg}$取证的机型（如$A300$)，$\Phi _{rags}$取值0。按$V_s$取证的机型取值1。

2.3增升装置对升力的影响

• 后缘襟翼产生的升力增量：

$$\Delta C_{Lmax}=\Delta C_{lmax}(S_{flaped}/S_w)cos\Lambda _{HL}$$

—$\Delta C_{lmax}$为增升装置二维剖面的最大升力增量；

—$S_{flaped}$为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积；

—$\Lambda _{HL}$为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘（前缘）襟翼，可以近似使用后缘（前缘）后掠角。

增升装置二维剖面最大升力增量的估算：

翼面位置	襟翼类型	$\Delta C_{lmax}$
前缘	克鲁格禁翼	0.3
前缘	前缘缝翼	$0.4c'_LE/c$
前缘	单缝	1.3
后缘（无面彩积延伸）	双缝	1.6
后缘（无面彩积延伸）	三缝	1.9
后缘（无面彩积延伸）	单缝	$1.3c'_TE/c$
后缘（有面积延伸）	双缝	$1.6c'_TE/c$
后缘（有面积延伸）	三缝	$1.9c'_TE/c$

$c'_LE/c$为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例

$c'_TE/c$为后缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例

3.气动特性（阻力）

3.1阻力的分类：

阻力包括：摩擦阻力；升致阻力；形阻；压缩性阻力（跨声速）；超声速波阻

3.2阻力的介绍

• 升致阻力：

伴随升力而产生阻力。由于气流流过机翼表面形成压差涡旋，涡旋作用在机翼表面产生阻力。

• 摩擦阻力：

由于空气的粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦而产生的。

计算：

基于附面层理论，应用等效长度法确定飞机的摩擦阻力。

摩擦阻力系数：

滴流状态的摩擦阻力系数计算公式为：
$c_f=\frac{A}{(logN_R)^b (1+cM^2)^d}$
(logN,)(1M)
$A，b，c，d$为常数，取值分别为$A=0.455，b=2.58，c=0.144，d=0.58$；
$N_R$是当前流动状态的雷诺数，$N_R=(\rho/\mu)^{Ⅵ}$；M为飞行马赫数。

根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示为：

$$C_{D0-f}=\frac{\sum_{I}^{i=1}c_ f^iS_{wet}^i}{S_W}​$$

—$c_ f^i$，第i个部件的摩擦阻力

—$S_{wet}^i$，第i个部件的浸润面积

—$S_W$，机翼参考面积

• 压差阻力：

由流经飞机的气流分离所引起的阻力。

计算方法：

采用部件形状因子的方法。计入压差限力。

机身的压差阻力因子为：

$$F_{flue}=1+2.2K^{3.5}-0.9 K^{3.0}​$$

K为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比，

翼面类部件的压差阻力因子：与其平均相对厚度及最大厚度位置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正，

• 干扰阻力：

干扰阻力是通过干扰因子$Q$来计入的。

机身与机翼：

一对于翼身融合良好的中单翼、下单翼布局，$Q=1.0$；
—没有整流的机翼，$Q=1.1-1.4$;
一常观设计中，$Q$的取值范围一根在$1.0~1.2$之间；

平尾和垂尾：
$Q=1.2$

发动机短舱:
翼吊布局：$Q$可以取1.05
尾吊布局：干扰阻力应弄取高出20%，即1.26。

• 零升阻力系数：

飞机各部件的废阻系数为：

表面摩擦系数、压差阻力因子、干扰阻力因子乘以都件湿面积与机翼参考面积之比。

• 次项阻力:

次项阻力是由于附着物(天线、附件)、表面缺陷（螺钉螺帽，孔隙）及系统附件安装引起的。

机翼次项阻力：机翼型阻的$6\%$
机身和尾翼次项阻力：机身型阻的$7\%$
发动机安装次项阻力：短舱型阻的$15\%$
系统次项阻力：总型阻的$3\%$
驾驶舱风挡：$2\%~3\%$的机身阻力

• 配平阻力：

配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。

• 压缩性阻力：

飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫数$M_{cr}$时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声速压缩性阻力，使阻力增大。

影响压缩性阻力的因素：

—飞行时的升力系数
—马赫数
—机翼设计的技术水平。设计水平高的机翼，会延缓机翼气流出现超声速的过程，提高阻力发散马赫数$M_{DD}$

• 阻力发散马赫数 $M_{D D}$ 计算公式:

$$M_{D D}=\frac{1}{\cos \Lambda_{Q chd}}\left[M_{REF}-\frac{1}{10}\left(\frac{C_L}{\cos ^2 \Lambda_{Q chd}}\right)^{3 / 2}-\frac{(t / c)_m}{\cos \Lambda_{Q chd}}\right]$$

$M_{R E F}$ 为翼形设计的技术水平因子, 通常取值在 $0.85 \sim 0.935$ 之间。

• 跨声速压缩性阻力的计算公式:

$$\Delta C_{D e o m p}=\Delta C_{D D}\left[1+\left(\frac{M-M_{D D}}{\Delta M}\right)\right]^{n}$$

—$n$，为常数，取值2.5；

—$\Delta M$，通常取值为0.05；M为当前的飞行马赫数;

—$\Delta C_{D D}$，通常取值为0.0020

• 低速构形的附加形阻：

增升装置的阻力取决于增升装置的类型。

影响襟翼阻力增量的参数还有襟翼偏角、机翼面积延伸比例和后掠角等。

机翼面积的延伸比例为襟翼打开时机翼总面积（含前、后缘襟翼增加的面积）与原机翼参考面积的比例。

根据襟翼打开时机翼弦长的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出机翼面积延伸比例。

• 单发失效引起的额外阻力：

发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力）。

为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力。
-近似估算：零升里力的5%。

3.3总阻力的计算

• 巡航构形：

总阻力=零升阻力+升致阻力+压缩性阻力+配平阻力

$C_D=C_{Do}+C_{Di}+C_{Dcomp}+C_{D,trim}$

• 起飞/着陆构形：

总阻力=零升阻力+ 升致阻力+配平阻力+起落架放下引起的阻力增量+襟翼放下引起的阻力增量

$C_D=C_{Do}+C_{Di}+C_{D-LG}+C_{Do-flap}+C_{D,trim}$

• 第二阶段爬升构型（单发失效）:

总阻力=零升阻力+升致阻力+配平阻力+襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量+单发失效引起的阻力增量

3.补充

3.1部件的湿润面积的计算

• 对于机翼和尾翼:

—如果 $(\mathrm{t} / \mathrm{c})<0.05 ; S_{\text {wet }}=2.0003 \cdot \mathrm{S}_{\text {外露 }}$

—如果 $(\mathrm{t} / \mathrm{c})>0.05 ; S_{\text {wet }}=S_{\text {外露 }} \cdot[1.977+0.52(\mathrm{t} / \mathrm{c})]$

• 对于机身、短舱和外挂:

—$S_{\text {wet }}=K \cdot\left(A_{\text {饰 }}+A_{\text {侦 }}\right) / 2$

其中: $K=\pi$ (对于椭圆截面）; $K=4$ (对于方形截面)
$A_{\text {俯 }}$ 一俯视图面积
$A_{\text {侧 }}$ 一俯视图面积

3.2抖振边界

抖振现象：

—对于高亚声速（跨声速）飞机，当升力系数和飞行马赫数达到一定值
时，会发生明显的气流分离现象，导致机体和操纵面抖振。

抖振边界：

—将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。

导致抖振的原因：

当升力系数接近飞机最大升力系数$C_{Lmax}$,机翼上表面的气流发生分离。
当飞行速度超过阻力发散马赫数$M_{DD}$,此时机翼上的激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。

抖振边界的预测：

• 与$C_{Lmax}$关联的抖振边界

—计算各飞行马赫数下的最大升力系数Cmx。
—取各飞行M数下$C_{Lmax}$的90%作为抖振升力系数。

• 与$M_{DD}$关联的抖振边界

—一般地，飞行马赫数比$M_{DD}$高0.03时，会出现抖振现象。
—$M_{DD}$与升力系数$C_L$有关，当$C_L$越大时，$M_{DD}$越小。
—根据$C_L$和$M_{DD}$的关系，可确定出抖振边界。

第十三章 飞行器隐身技术

1.概述

定义：

广义：可以把各种反探测的技术均称之为隐身技术；英文：Stea Ith Technology

狭义：飞行器被发现慨率的大小，主要决定于其信噪比S/N的值

概念：降低雷达、红外线、光、声和磁信号特征的反探测技术。

分类：

分类标准	分类
按目标特征信号（侦察与探测手段）分类	雷达隐身技术、 红外隐身技术、 电子隐身技术、 可见光隐身技术、 声波隐身技术、 电磁隐身技术等
根据探测原理	防反射隐身技术和 防辐射隐身技术
按隐身方式分类	无源（被动式）隐身技术 有源（主动式）隐身技术 有源隐身技术包括电子欺骗和有源干扰技术、低截获概率技术、有源对消技术等
按隐身目标分类	飞机隐身技术、 导弹隐身技术、 卫星隐身技术、 地面装备隐身技术等

2.飞行器稳身设计

要求在飞行器设计中考虑到隐身性能要求，在设计的各个阶段运用隐身技术来有效地控制和减小飞行器的目标特征。

包括：

• 外形设计
• 材料选择
• 结构设计
• 系统设计和设备的选择

2.1飞行器隐身技术的主要内容

• 抗可见光探测
• 抗声波探测
• 抗雷达探测一雷达隐身技术★
• 抗红外探测一红外隐身技术★
• 抗激光探测

多学科一体化设计：

飞行器外形、气动、隐身一体化设计
飞行器外形、气动、隐身(结构、电子、动力)一体化设计

2.2雷达散射界面

概念：

雷达散射战面(Radar Cross section,缩写RCS)，它表征了目标在雷达波照射下所产生回波强度的种物理量

任目标的RCS可用一个各向均匀辐射的等效反射器的损影面积（横截面积）来定义，这个等效反射器与被定义的目标在接收方向单位立体内具有相同的回波功率。

影响RCS的因素：

• 目标材料的电性能
• 目标的几何外形
• 目标被雷达波照射的方位。
• 入射波的波长
• 入射场极化形式和接收天线的极化形形式

RCS缩减的三种方法： 雷达隐身技术=RCS缩减技术

• 外形；外形隐身技术是最有效的措施之一
• 材料
• 阻抗加载

2.3外形隐身

外形隐身技术：

• 减少散射源：

布局：飞翼；无尾三角翼；双垂尾
减少外挂
减少开口，缝隙，台阶
內埋式弹舱，减小外挂

• 将强散射源转化为弱散射源

采用S形湾管进气逍遮挡压气机，使电磁波不能直接照射到压气机。

• 遮挡技术：

利用金属栅网遮盖进气道

• 控制散射方向，使散射能量集中在雷达威胁区之外

• 消除二面角效应

角反射器是强散射源，会增加雷达反射效应，应当采用机身机现融合体或者斜置尾翼进行处理。

• 将飞行器的雷达回波的主要能量控制在少数很窄的方位内，使两个波峰之间的回波信号非常弱。

战机外形轮廓的方内尽可能一致。减小雷达可探测峰缘区域。

2.4红外隐身技术

红外隐身技术设计：

• 改变红外辐射特性

改变红外辐射波段，使飞行器等目标的红外辐射波段处于红外探测器的响应波段范围之外，或者使目标的红外辐射避开大气窗口而在大气层中被吸收和散射掉

• 调节红外辐射的传输过程

通常采用在结构上改变红外辐射的辐射方向

• 降低红外幅射强度

主要是通过降低辐射体的温度和采用有效的涂料来降低目标的辐射功率，是红外隐身的重要技术手段。其技术途径包括减热、隔热、吸热、散热、降热等。
如在发动机喷管部位采用引射冷空气的方法，可以降低喷流的温度和喷管外罩的温度

• 红外对抗和干扰技术

如采用红外诱饵机和红外干扰机，来对付红外制导武器。

先行技术措施：

• 采用散热量小的涡轮风扇发动机
• 采用石棉夹层等材料对发动机进行隔热，防止发动机热量传给机身
• 对发动机喷管的采用飞行器部件结构遮挡设计，如117和B-2的喷管被机身所遮挡
• 采用了二元喷口等异形喷管的设计。从二元喷口超出的燃气流比圆形喷口排出的燃气流更容易与外界空气掺混，将增加尾掐的表面面积，因而提高了燃气冷却的速度。从而达到迅速降温，使飞行器的红外特征减弱的目的。可使红外福射减少达90%

2.5等离子隐身技术

等离子体隐身技术的原理是利用电磁波与等离子体互相作用的特性来实现的，其中等离子体频率起着重要的作用。

若等离子体频率小于入射电磁波频率，则电磁波不会进入等离子体。

等离子体隐身技术的优势：

• 吸波频带爽、吸收率高、隐身性能好
• 使用简便，使用寿命长，价格极其便宜
• 无需改变飞机等装备外形设计，不影响飞行性能（甚至还能降低飞行阻力)
• 不需吸波材料和涂层，维护费用大大降低
• 据称，采用这种新技术的飞行器，被敌方发现的概率可降低99%，即能真正实现“全隐身"设计目的