开始重量为W2,终止重量为W3,本段燃油系数为W3/W2。该系数的参考数据约为0.99~0.998 第四段:爬升到巡航高度并加速到巡航速度 开始重量为W3,终止重量为W,本段燃油系数W4/W3的参考数据约为0.98~0.995 第五段:巡航 起始重量为W,终止重量为W5,本段燃油系数W/W4的参考数据约为0.863~0.99。 第六段:待机 起始重量W,终止重量为W,本段燃油系数W。/W5的各种飞机参考数据约为0.99~0.995 第七段:下降 开始重量为W,终止重量为W。该系数的参考数据约为0.985~0.995 第八段:着陆、滑行和关机 起始重量为W,终止重量W,该系数的参考数据约为0.99~0.998 这样即可求出任务燃油系数Mr: Mre=(W/Wo)Il=l, (Wi+/Wi) (2.2.9) 式中Wm——起飞总重 W——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量 W、W—飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量 任务中使用的燃油,W为: Weused =(1-Mee )Wro (2.2.10) 任务燃油重量,W最终为: We=(1- Mer ) Wro +We (2.2.11) 22.6空机重量的估算 空机重量系数me可以根据图223所示的经验曲线,按统计规律估算。空机重量系数大约在 0.3~0.7之间变化,并随飞机总重增加而递减。 图22.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系 由图可见,飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大,远程军用飞机的空机重量系数
- - 8 开始重量为 W2，终止重量为 W3，本段燃油系数为 W3/W2。该系数的参考数据约为 0.99～0.998。 第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度 开始重量为 W3，终止重量为 W4，本段燃油系数 W4/W3的参考数据约为 0.98～0.995。 第五段：巡航 起始重量为 W4，终止重量为 W5，本段燃油系数 W5/W4的参考数据约为 0.863～0.99。 第六段：待机 起始重量 W5，终止重量为 W6，本段燃油系数 W6/W5的各种飞机参考数据约为 0.99～0.995。 第七段：下降 开始重量为 W6，终止重量为 W7。该系数的参考数据约为 0.985～0.995。 第八段：着陆、滑行和关机 起始重量为 W7，终止重量 W8，该系数的参考数据约为 0.99～0.998。 这样即可求出任务燃油系数 Mff ： Mff =（W1/WTO）Πi=1,7（Wi+1/Wi） (2.2.9) 式中 WTO—— 起飞总重 Wi——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量 Wi、Wi+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量 任务中使用的燃油，WFused为： WFused =（1- Mff ）WTO (2.2.10) 任务燃油重量，WF最终为： WF =（1- Mff ）WTO +WFres （2.2.11） 2.2.6 空机重量的估算 空机重量系数 me 可以根据图 2.2.3 所示的经验曲线，按统计规律估算。空机重量系数大约在 0.3～0.7 之间变化，并随飞机总重增加而递减。 图 2.2.3 空机重量系数与飞机起飞总重的关系 由图可见，飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大，远程军用飞机的空机重量系数
最小。飞船之所以重,是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。还应注意到,不同类型 的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同 空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的,但对有些电子设备重量是不变的。也可以把这些 设备的重量统计到空机重量中去,这只适用于20世纪80年代以前的飞机。对于新一代飞机,在使 用这些统计数据时要考虑增加Wμ而减小Ⅳ。总的趋势是飞机总重越小,装载的能力就越小 227确定起飞重量 将空机重量系数和燃油重量系数代入式(2.2.5)中,得到关于起飞重量的迭代关系式,对该 式进行迭代,就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量,计算统计空机重量系数,再计算起 飞总重,如果结果与假定值不一致,则取两数之间的某一个值作为下一个假定值,重新进行计算, 直到wεn和wε的差值小于指定的误差值。在这一阶段,误差值通常取0.5% 23飞机升阻特性估算 23.1确定最大升力系数 最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形 状,Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响,如:机身、发动机短舱或挂架的干扰。平 尾提供的配平力将増加或减小最大升力,这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击 到机翼或襟翼上,那么在发动机工作条件下,也会对最大升力产生重要影响 大多数飞机在起飞和着陆时,使用不同的襟翼状态。在着陆过程中,襟翼偏转到最大位置,以 提供最大的升力和阻力。不过,起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻 力还要大。因此,这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角,这样一来,着陆时的最大升力系数将比 起飞时的大。一般地,起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80%。表2.3.1列出了不同 飞机的典型CLmx值 表2.3.1最大升力系数典型值 号 飞机类型 1自制螺旋桨飞机 2单发螺旋桨飞机 1.3-1.9 3-1.91.6-2.3 3双发螺旋桨飞机 1.2-1.8 1.4-2.01.6-2.5 4农业飞机 1.3-1.9 1.3-1.91.3-1.9 5公务机 1.4-1.8 1.6-2.2 2.6 6涡轮螺旋桨支线飞机 1.5-1.9 7喷气运输机 1.2-1.8 1.6-2.21.8-2.8 8军用教练机 1.2-1.8 1.6-2.2 9战斗机 1.2-1.8 1.4-2.01.6-2.6 10军用巡逻机,轰炸机和运输机|1.2-1:81.6=2.211.8-3.0 11水陆两用飞机 1.2-1.8 1.8-3.4 12超音速巡航飞机 1.2-1.8 1.6-2.0 1.8-2.2 的详细求解方法可以查阅相关资料,在初始设计阶段,表2.3.1所列值己经足以“选择” 满足任务要求和与襟翼参数相对应的C。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值,需要求助
- - 9 最小。飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。还应注意到，不同类型 的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。 空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。也可以把这些 设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于 20 世纪 80 年代以前的飞机。对于新一代飞机，在使 用这些统计数据时要考虑增加WPL 而减小WE 。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。 2.2.7 确定起飞重量 将空机重量系数和燃油重量系数代入式（2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该 式进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起 飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算， 直到 WE tent和 WE的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。 2.3 飞机升阻特性估算 2.3.1 确定最大升力系数 最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形 状，Re 数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。平 尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击 到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。 大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以 提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻 力还要大。因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比 起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80％。表 2.3.1 列出了不同 飞机的典型 CLmax 值。 表 2.3.1 最大升力系数典型值 序号 飞机类型 CLmax CLmaxTO CLmaxL 1 自制螺旋桨飞机 1.2-1.8 1.2-1.8 1.2-2.0 2 单发螺旋桨飞机 1.3-1.9 1.3-1.9 1.6-2.3 3 双发螺旋桨飞机 1.2-1.8 1.4-2.0 1.6-2.5 4 农业飞机 1.3-1.9 1.3-1.9 1.3-1.9 5 公务机 1.4-1.8 1.6-2.2 1.6-2.6 6 涡轮螺旋桨支线飞机 1.5-1.9 1.7-2.1 1.9-3.3 7 喷气运输机 1.2-1.8 1.6-2.2 1.8-2.8 8 军用教练机 1.2-1.8 1.4-2.0 1.6-2.2 9 战斗机 1.2-1.8 1.4-2.0 1.6-2.6 10 军用巡逻机，轰炸机和运输机 1.2-1.8 1.6-2.2 1.8-3.0 11 水陆两用飞机 1.2-1.8 1.6-2.2 1.8-3.4 12 超音速巡航飞机 1.2-1.8 1.6-2.0 1.8-2.2 CLmax 的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表 2.3.1 所列值已经足以“选择” 满足任务要求和与襟翼参数相对应的 CLmax。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值，需要求助
于实验结果和经验数据。图2.3.1给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线,要记住的是, 用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数,大约是着陆最大升力系数的80% 中等蔻比机戛(A=4-8) 缝襟和前缘缝舄 双链襟和前缘 双键與 20 高勒式襟翼 开襟 简单與 60Ac/4 图2.3.1最大升力系数随后掠角的变化曲线 232确定零升阻力系数 机翼上的阻力有许多种,根据阻力的起因以及是否与升力有关,可以把阻力分为零升阻力(与 升力无紧密联系的阻力)和诱导阻力(与升力密切相关的阻力)。其中零升阻力包括摩擦阻力和压 差阻力,一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力,再加上小部分的 分离压差阻力,对于不同类型的飞机,分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比,由此引出“当 量蒙皮摩擦阻力系数(C。)的概念”,它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。 式(23.1)给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式,公式中的当量蒙皮摩擦阻力 系数C。可从表(2.32)中查取 (2.3.1) 式中:S温一飞机浸湿面积 S参一飞机参考面积 表231当量蒙皮摩擦阻力系数 S Cne= C。-亚音速 C6-亚音速 轰炸机或民用运输机00030 轻型飞机(单发) 0.005 军用货机 0.0035 轻型飞机(双发) 0.0045 空军战斗机 0.0035 螺旋桨水上飞机 0.0065 海军战斗机 喷气式水上飞机 0.0040 超音速巡航飞机
- - 10 于实验结果和经验数据。图 2.3.1 给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线，要记住的是， 用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数，大约是着陆最大升力系数的 80％。 图 2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线 2.3.2 确定零升阻力系数 机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与 升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压 差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的 分离压差阻力，对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“当 量蒙皮摩擦阻力系数（C fe ）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。 式（2.3.1）给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式，公式中的当量蒙皮摩擦阻力 系数 C fe 可从表（2.3.2）中查取。 C D0 ＝C fe 参考 浸湿 S S （2.3.1） 式中： S浸湿 －飞机浸湿面积； S参考 －飞机参考面积。 表 2.3.1 当量蒙皮摩擦阻力系数 C D0 ＝C fe 参考 浸湿 S S C fe －亚音速 C D0 ＝C fe 参考 浸湿 S S C fe －亚音速 轰炸机或民用运输机 0.0030 轻型飞机（单发） 0.0055 军用货机 0.0035 轻型飞机（双发） 0.0045 空军战斗机 0.0035 螺旋桨水上飞机 0.0065 海军战斗机 0.0040 喷气式水上飞机 0.0040 超音速巡航飞机 0.0025
这里引入了浸湿面积的概念,所谓浸湿面积,即飞机总的外露表面积,可以看作是把飞机浸入 水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积,因为它对摩擦阻力影响最大 机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估算。对于一般飞机方程式(232)给出了 合理的近似。 浸湿34[(S侧+S)2 (23.2) 其中:S侧一侧视图中飞机的平面面积 S一俯视图中飞机的平面面积。 机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算,如图2.3.2所示,浸湿面积由实际视图外露平 面形状面积(S外露)乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。 真实平面形状面积 图23.2机翼/尾翼浸湿面积估算 图2.3.2中阴影部分为外露平面形状面积,虚线所示为机翼/尾翼真实平面形状面积 如果机翼或尾翼象一张纸那样薄,则浸湿面积将精确地等于实际平面形状面积的二倍(即上和 下)。有限厚度的影响将增大浸湿面积,可近似的由式(2.3)或(234)估算。要注意,实际外 露平面形状面积是投影(俯视)面积除以上反角的余弦值 如果tc<005S 2.003S (233) 如果tc>005S浸湿=S外露[1.977+0.52t)(2.34) 对于起飞与着陆,襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大,应予以考虑。襟翼与起落架产生附 加零升阻力的值主要同它们的尺寸、类型有关,其典型值可参照表2.3.3选取。 表2.3.3△Cmo的典型值 襟翼、起落架形式 △CDo 干净 0.80-0.85 起飞放下襟翼 0.010-0.020 0.75-0.80 着陆放下襟翼 0.055-0.0750.70-0.75 放下起落架 015-0.025 采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力比富勒襟翼大:全翼展襟翼阻力 大于部分翼展襟翼;装在机翼上的起落架阻力大:上单翼飞机大于下单翼
- - 11 这里引入了浸湿面积的概念，所谓浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入 水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。 机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估算。对于一般飞机方程式（2.3.2）给出了 合理的近似。 S 浸湿 ≈3.4[(S 侧+S 俯)/2] （2.3.2） 其中：S 侧－侧视图中飞机的平面面积； S 俯－俯视图中飞机的平面面积。 机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2 所示，浸湿面积由实际视图外露平 面形状面积（S 外露 ）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。 真实平面形状面积 S 外露 图 2.3.2 机翼/尾翼浸湿面积估算 图 2.3.2 中阴影部分为外露平面形状面积，虚线所示为机翼/尾翼真实平面形状面积。 如果机翼或尾翼象一张纸那样薄，则浸湿面积将精确地等于实际平面形状面积的二倍（即上和 下）。有限厚度的影响将增大浸湿面积，可近似的由式（2.3.3）或（2.3.4）估算。要注意，实际外 露平面形状面积是投影（俯视）面积除以上反角的余弦值。 如果 t/c<0.05 S 浸湿 ＝2.003 S 外露 （2.3.3） 如果 t/c>0.05 S 浸湿 ＝S 外露 [1.977+0.52(t/c)] （2.3.4） 对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大，应予以考虑。襟翼与起落架产生附 加零升阻力的值主要同它们的尺寸、类型有关，其典型值可参照表 2.3.3 选取。 表 2.3.3 ΔCDO的典型值 襟翼、起落架形式 ΔCDO e 干净 0 0.80-0.85 起飞放下襟翼 0.010-0.020 0.75-0.80 着陆放下襟翼 0.055-0.075 0.70-0.75 放下起落架 0.015-0.025 采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力 大于部分翼展襟翼；装在机翼上的起落架阻力大；上单翼飞机大于下单翼
233典型的飞机极曲线 亚音速时,设极曲线为抛物线,则飞机的阻力系数为: C=Co+CL/ Ae 2.3.5) 或者:CD=CD0+KCL (23.6) 其中:K= 诱导阻力因子; 丌Ae 机翼展弦比 e一奥斯瓦尔德系数 典型的奥斯瓦尔德系数(e)在07与0.85之间,可以用下面的公式估算e值: 直机翼飞机e=1.78(1-0.045A068)-046 (237) 后掠翼飞机e=461(1-0045A068)(cosg)03-3.1 (2.3.8) 其中:AL一机翼前缘后掠角 升阻比LD是所设计方案总气动效率的量度,在亚音速状态下,升阻比LD直接取决于两个 设计因素:机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式,可以用于升阻比L/D的 估算。 (L/D)max =0.5( I Ae/CDo) 2 2.3.9) 以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表,这些数据可以用于方案论证。所 提供的亚音速飞机的极曲线公式如下(襟翼及起落架收上): c=c +(CL-CLo (2.3.10) ae 其中:C40-对应于CDmn的升力系数。如CLo=0,则CDmn=CDo 对第一次近似, CDm=(09+015M3C(1+3/c)os5A4+000×/s +(0.008k-05/k2)SM/S+CDES/S+0.002 式中:Cr 0.045 机翼在紊流中的摩擦系 1.328 机翼在层流中的摩擦系数 146+025×10-H+194×103HVA V一巡航速度
- - 12 2.3.3 典型的飞机极曲线 亚音速时，设极曲线为抛物线，则飞机的阻力系数为： CD =CD0 +CL 2 /πAe (2.3.5) 或者： CD =CD0 +KCL 2 (2.3.6) 其中：K＝ 1 π Ae －诱导阻力因子； A－机翼展弦比； e－奥斯瓦尔德系数。 典型的奥斯瓦尔德系数（e）在 0.7 与 0.85 之间，可以用下面的公式估算 e 值： 直机翼飞机 e＝1.78（1－0.045A0.68）－0.46 （2.3.7） 后掠翼飞机 e＝4.61（1－0.045 A0.68）(cosΛ LE ) 0.15 －3.1 （2.3.8） 其中：Λ LE －机翼前缘后掠角。 升阻比 L/D 是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比 L/D 直接取决于两个 设计因素：机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比 L/D 的 估算。 (L/D)max = 0.5 (πAe /CD0) 1/2 （2.3.9） 以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证。所 提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上）： 2 0 min ( ) L L D D C C C C π Ae − = + （2.3.10） 其中：CL0 －对应于CDmin 的升力系数。如CL0 ＝0，则C C Dmin 0 = D 。 对第一次近似， min 1/ 4 (0.9 0.15 ) 3 (1 3.3( / ))cos 0.009 / C M C tc S S Df T = + + Λ+ × + 2 (0.008 0.5/ ) / / 0.0002 f f M f DE E k kS SCS S ⋅ − ++ 式中： 2.58 0.045 (lg Re) Cf = －机翼在紊流中的摩擦系数； 1.328 Re Cf = －机翼在层流中的摩擦系数； Re＝ 5 4 82 10 1.46 0.25 10 1.94 10 Vc S H HA − − × +× +× ； Vc －巡航速度；