Sg一所有发动机短舱的横截面面积 Sr一尾翼面 j积 CD-发动机短舱的阻力系数 k一机身的长细比。 发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比(确切地说是决定于短舱形状),如表 2.3.4所示 表2.3.4CDE与涵道比的关系 道比 C DE 0.1 0.085 0.065 3 陆襟位置 者陆状态 6 起飞状态 起飞襟延位 2 3 CD 0 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=32m:A=9:A14=20°:=014:=010:d=2m;机翼增升装置:前缘缝翼及双缝富勒襟翼:1-无增升 装置的Cl灬:2一起飞时〔前缘缝翼不打开,襟翼偏转20°)的C:3一着陆时(前缘缝翼打开,襟翼偏转40°) 的CLa:4-无增升装置(起落架收起)时的CL(CD):5-起飞时(起落架放下)的CL(CD):6-着陆时(起落 架放下)的CL(CD):7—离地时的升力系数:8—着陆时的升力系数 13-
- - 13 E S －所有发动机短舱的横截面面积； T S －尾翼面积； CDE －发动机短舱的阻力系数； f k －机身的长细比。 发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比（确切地说是决定于短舱形状），如表 2.3.4 所示： 表 2.3.4 CDE 与涵道比的关系 涵道比 0 2 4 6 CDE 0.1 0.1 0.085 0.065 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=32 ㎡；A＝9； Λ1/4 ＝20°；＝0.14；＝0.10； f d ＝2m；机翼增升装置：前缘缝翼及双缝富勒襟翼；1－无增升 装置的 CLα ；2－起飞时（前缘缝翼不打开，襟翼偏转 20°）的CLα ；3－着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40°） 的 CLα ；4－无增升装置(起落架收起)时的 ( ) C CL D ；5－起飞时（起落架放下）的 ( ) C CL D ；6－着陆时（起落 架放下）的 ( ) C CL D ；7－离地时的升力系数；8－着陆时的升力系数
06 图234超音速飞机的极曲线 CDO 0.04 0.0e 05 2.0 图235超音速飞机的C随飞行M数变化的曲线 24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。 2.4.1确定推重比 T/w直接影响飞机的性能。一架飞机的T/越高,加速就越快,爬升也就越迅速,能够达到的 最大速度也越高,转弯角速度也越大。另一方面,发动机越大,执行全部任务中的油耗也越多,从
- - 14 图 2.3.4 超音速飞机的极曲线 图 2.3.5 超音速飞机的CD0 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。 2.4.1 确定推重比 T/W 直接影响飞机的性能。一架飞机的 T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的 最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从
而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。 T/w不是一个常数。在飞行过程中,随着燃油消耗,飞机重量在减小。另外,发动机的推力也 随高度和速度变化。 每当设计师们提到飞机的推重比时,通常指的是在海平面静止状态(零速度)和标准大气条件 下,而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗 条件下的推重比 1推重比的折算 在确定参数的过程中,应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重 比是在其它条件下得到的,必须将它折算到起飞条件下去,以便于选择发动机的数量和大小。例如 在设计过程中得到了巡航状态的推重比(Tw)遥航,就可以用式(241)进行折算 巡舭 ) (24.1) W 起飞 如果可能的话,起飞与巡航条件下的推力比值,应该从实际发动机数据中得到,否则可采用类 似发动机的数据,或者某些其它来源的数据。 2推重比的统计估算值 表241给出了不同类型飞机的推重比(Tw)的典型值,这些值都是海平面和零速度(“静态”) 状态下的最大功率时的值。 表24.1推重比的统计值 飞机类型 典型装机推重比 喷气教练机 喷气战斗机(空中格斗机) 喷气战斗机(其它) 军用运输轰炸机 0.25 喷气运输机 0.25 注意,现代空中格斗战斗机的T/w值接近1.0,这表明推力近似等于重量。在格斗条件下,当 燃油消耗一部分后,飞机的推重比超过1.0,这时飞机甚至能垂直向上加速。应特别指出的是,能 进行格斗的喷气式战斗机的T/W是特指发动机开加力时的值,而其它喷气飞机的T/W,一般是不开 加力的值 推重比与最大速度密切相关,在后面的设计过程中,在最大设计速度情况下,气动阻力的计 算将与其它准则一起用于确定所需要的T/W,表24.2给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟 合方程,可用于估算推重比(T/W)的初始值。 表2.42推重比与最大马赫数的关系 T/WTo=aM, 喷气教练机 0.488 0.728 喷气战斗机(空中格斗机) 0.648 0.594 喷气战斗机(其它) 0.514 0.14 军用运输轰炸机 0.341 喷气运输机 0.267 0.363 3根据保证平飞状态的统计确定推重比 飞机在巡航状态时,处于水平匀速飞行中。此时,飞机的重量等于作用在飞机上的升力:推 力等于阻力。因此,推重比等于升阻比L/D的倒数,即
- - 15 而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。 T/W 不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也 随高度和速度变化。 每当设计师们提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件 下，而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗 条件下的推重比。 1.推重比的折算 在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重 比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小。例如， 在设计过程中得到了巡航状态的推重比（T/W）巡航，就可以用式（2.4.1）进行折算： （ ）起飞 W T ＝（ ）巡航 W T （ ） 起飞 巡航 起飞 巡航 T T W W ( ) （2.4.1） 如果可能的话，起飞与巡航条件下的推力比值，应该从实际发动机数据中得到，否则可采用类 似发动机的数据，或者某些其它来源的数据。 2.推重比的统计估算值 表 2.4.1 给出了不同类型飞机的推重比(T/W)的典型值，这些值都是海平面和零速度（“静态”） 状态下的最大功率时的值。 表 2.4.1 推重比的统计值 飞机类型 典型装机推重比 喷气教练机 0.4 喷气战斗机（空中格斗机） 0.9 喷气战斗机（其它） 0.6 军用运输/轰炸机 0.25 喷气运输机 0.25 注意，现代空中格斗战斗机的 T/W 值接近 1.0，这表明推力近似等于重量。在格斗条件下，当 燃油消耗一部分后，飞机的推重比超过 1.0，这时飞机甚至能垂直向上加速。应特别指出的是，能 进行格斗的喷气式战斗机的 T/W 是特指发动机开加力时的值，而其它喷气飞机的 T/W，一般是不开 加力的值。 推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大设计速度情况下，气动阻力的计 算将与其它准则一起用于确定所需要的 T/W，表 2.4.2 给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟 合方程，可用于估算推重比（T/W）的初始值。 表 2.4.2 推重比与最大马赫数的关系 T/WTO=aMmaxc a c 喷气教练机 0.488 0.728 喷气战斗机（空中格斗机） 0.648 0.594 喷气战斗机（其它） 0.514 0.141 军用运输/轰炸机 0.244 0.341 喷气运输机 0.267 0.363 3.根据保证平飞状态的统计确定推重比 飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在飞机上的升力；推 力等于阻力。因此，推重比等于升阻比 L/D 的倒数，即：
)(L|D)温 (24.2) LD可通过多种方法计算,对于螺旋桨飞机,巡航L/D和最大LD相同;对于喷气式飞机, 巡航LD是最大L/D的866%。求出巡航段推重比,然后根据式24.1就可以求出起飞时的推重比 4.根据爬升性能确定推重比 爬升段的推重比可用式(243)来推算,该式给出推重比的范围,在设计中,必须使爬升推 重比不能小于该式所求得的值。 ≥G+20 (243) VIAe 式中,G代表爬升梯度;CD是零升阻力系数,对于喷气式飞机,近似等于0015,对于整流 好的螺旋桨飞机,近似等于θ.020,对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机,近似等于0.03。e 是奥斯瓦尔德( Oswald)效率因子,它是诱导阻力效率的量度。对于战斗机,e近似等于0.6,对 于其它飞机,e近似等于0.8。对于无襟翼状态而言,起飞襟翼状态Cp大约增加0.02,e将减少大 约5%,着陆襟翼状态,CD将大约增加0.07,e将大约减少10%。可收放的起落架在放下位置使 CD0大约增加0.02。 5根据起飞滑跑距离确定推重比 除非特别指明,均认为起飞时地面为硬质跑道(混凝土地面或柏油路面)。 起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出,这些要求因飞机而异(图2.4.1和图2.4.2)。对 民机,应满足相应的规范要求。对军用飞机,起飞性能计算应按相关文献的方法进行。基于不同的 任务,起飞要求通常以最小地面滑跑距离、最小爬升率等形式提出。对海军飞机还要有上舰能力, 必须考虑弹射器的影响 下面主要讲述按起飞要求对具有机械襟翼飞机的设计参数确定方法。对具有喷气襟翼和矢量 推力的飞机,参阅有关文献。 Lrog 图2.4.1螺旋桨飞机起飞距离的定义
- - 16 （ W T ）巡航＝ ( / )巡航 1 L D （2.4.2） L/D 可通过多种方法计算，对于螺旋桨飞机，巡航 L/D 和最大 L/D 相同；对于喷气式飞机， 巡航 L/D 是最大 L/D 的 86.6％。求出巡航段推重比，然后根据式 2.4.1 就可以求出起飞时的推重比。 4. 根据爬升性能确定推重比 爬升段的推重比可用式（2.4.3）来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必须使爬升推 重比不能小于该式所求得的值。 W T ≧G+2 Ae CD π 0 （2.4.3） 式中，G 代表爬升梯度；C D0 是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于 0.015，对于整流 好的螺旋桨飞机，近似等于 0.020，对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机，近似等于 0.03。e 是奥斯瓦尔德（Oswald）效率因子，它是诱导阻力效率的量度。对于战斗机，e 近似等于 0.6，对 于其它飞机，e 近似等于 0.8。对于无襟翼状态而言，起飞襟翼状态 C D0 大约增加 0.02，e 将减少大 约 5％，着陆襟翼状态，C D0 将大约增加 0.07，e 将大约减少 10％。可收放的起落架在放下位置使 C D0 大约增加 0.02。 5.根据起飞滑跑距离确定推重比 除非特别指明，均认为起飞时地面为硬质跑道（混凝土地面或柏油路面）。 起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出，这些要求因飞机而异（图 2.4.1 和图 2.4.2）。对 民机，应满足相应的规范要求。对军用飞机，起飞性能计算应按相关文献的方法进行。基于不同的 任务，起飞要求通常以最小地面滑跑距离、最小爬升率等形式提出。对海军飞机还要有上舰能力， 必须考虑弹射器的影响。 下面主要讲述按起飞要求对具有机械襟翼飞机的设计参数确定方法。对具有喷气襟翼和矢量 推力的飞机，参阅有关文献。 15m LTOG LTO 图 2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义
停机距离 发动机故障 Lrog: 图242民机起飞距离的定义 通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值,但是用下式可以足够精确地 算出滑跑距离值: (2.4.4) g 2(L/D) 式中:V起飞速度(又叫离地速度); -地面摩擦阻力系数; ()m-飞机起飞滑跑时的平均推重比 LD)o-飞机起飞滑跑时的升阻比 地面摩擦阻力系数的值如表243所示: 表243典型的地面摩擦阻力系数;G 压平的雪或冰 坚硬的土跑道 0.07 干的水泥路面 0.02 湿的草地 0.06 湿的水泥路面 0.03 草地 0.08 飞机起飞滑跑时的升阻比,对超音速飞机L/D=5~6,对亚音速飞机L/D=8~10 在起飞状态,V20=236/S 将该式代入(式244)得到: Lmax 70 W/S w 2 L/D 由(式245)可以得出求解推重比的的公式:
- - 17 停机距离 发动机故障 12m LTOG LTOFL 图 2.4.2 民机起飞距离的定义 通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，但是用下式可以足够精确地 算出滑跑距离值： L＝ g VTO 2 × TO TO G W L D T 2( / ) 1 2 3 ( ) 1 − µ − (2.4.4) 式中：VTO －起飞速度（又叫离地速度）； µ G －地面摩擦阻力系数； TO W T ( ) －飞机起飞滑跑时的平均推重比； (L/D)TO－飞机起飞滑跑时的升阻比。 地面摩擦阻力系数的值如表 2.4.3 所示： 表 2.4.3 典型的地面摩擦阻力系数 µ G µ G µ G 压平的雪或冰 0.02 坚硬的土跑道 0.07 干的水泥路面 0.02 湿的草地 0.06 湿的水泥路面 0.03 草地 0.08 飞机起飞滑跑时的升阻比，对超音速飞机 L/D＝5～6，对亚音速飞机 L/D＝8～10。 在起飞状态， 2 max / 23.6 TO L TO W S V C = ，将该式代入（式 2.4.4）得到： max 1.2 / 1 1 (3 ) 2 / TOG L TO G W S S C T W LD µ ≈ × − + (2.4.5) 由（式 2.4.5）可以得出求解推重比的的公式：