上海交通大学：《飞机设计 Aircraft Design》课程教学资源_Project Report_Project Report_2013Group 5 - 超音速客机设计

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY Empty weight fraction vs Wo We/Wo=AWSKus A C Sailplane-unpowered 0.86 -0.05 Sailplane-powered 0.91 -0.05 Homebuilt-metal/wood 1.19 -0.09 Homebuilt-composite 0.99 -0.09 General aviation-single engine 2.36 -0.18 General aviation-twin engine 1.51 -0.10 Agricultural aircraft 0.74 -0.03 Twin turboprop 0.96 -0.05 Flying boat 1.09 -0.05 Jet trainer 1.59 -0.10 Jet fighter 2.34 -0.13 Military cargo/bomber 0.93 -0.07 Jet transport 1.02 -0.06 Ks=variable sweep constant=1.04 if variable sweep =1.00 if fixed sweep 表2.2 ([15]Daniel P.Raymer,Aircraft Design:AConceptual Approach,Four Edition,AIAA Education Series,2006.) 由于我们采取的是喷气式、固定翼飞机，则A=1.02,C=-0.06,Ks=1,于是： M= 形=AWS Krs=102W6 W 但是，此方法并不准确，因为其只说明了喷气式、固定翼飞机，并没有包含超音速特性， 所以，我们考虑用另一种估算办法： 1og胎=A+Blog0… (2-3) 其中，相关参数的选取根据下表所示的经验数据： 第6页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 6 页 共 57 页 表 2.2 (引自[15] Daniel P. Raymer, Aircraft Design： A Conceptual Approach, Four Edition, AIAA Education Series, 2006.) 由于我们采取的是喷气式、固定翼飞机，则 A=1.02，C=-0.06，KVS=1，于是： 0.06 0 0 0 1.02 E C E VS W M AW K W W     但是，此方法并不准确，因为其只说明了喷气式、固定翼飞机，并没有包含超音速特性， 所以，我们考虑用另一种估算办法： 0 10 10 log log W A B WE   ……………………………………………………………（2-3） 其中，相关参数的选取根据下表所示的经验数据：

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 机型式 A B 游览和运输机 0.3411 0.9519 复合材料战斗机 0.8222 0.8050 单发螺桨飞机 -0.1440 1.1162 双发螺桨飞机 0.0966 1.0298 衣业飞机 -0.4398 1.1946 商用喷气飞机 0.2678 0.9979 喷气运输飞机 0.0833 1.0383 喷气教练机 0.6632 0.8640 喷气战斗机 有外挂 0.5091 0.9505 无外挂 0.1362 1.0116 侦察，轰炸，运输喷气机 -0.2009 1.1037 侦察，轰炸，运输涡桨飞 机 -0.4179 1.1446 飞艇 0.1703 1.0083 超音速巡航 0.4221 0.9876 表2.3 (引自[4]李为吉主编.现代飞机总体综合设计M.西安：西北工业大学出版社，2001) 我们所选用的是超音速巡航客机，则： A=0.4221 B=0.9876 因此，将数据带入并变形得到： log -4 log1 -0.4221 We=10B=100.9876 1og1-0.4221 则： =W_100 ME=- 二W 考虑到复合材料的广泛使用，参阅相关资料，可以考虑乘以系数0.93 2.2.3升阻比LD初步估算 对于喷气式飞机而言，飞机巡航段的升阻比与其在待机段(loiter)的升阻比是不一样 的，我们首先估算最大升阻比，然后按照如下的经验来分别估算飞机巡航段的升阻比与其在 待机段的升阻比： Cruise Loiter Jet 0.866 L/Dmax L/Dmax Prop L/Dmax 0.866 L/Dmax 第7页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 7 页 共 57 页 表 2.3 （引自[4] 李为吉主编. 现代飞机总体综合设计[M] . 西安：西北工业大学出版社,2001） 我们所选用的是超音速巡航客机，则： A=0.4221 B=0.9876 因此，将数据带入并变形得到： 0 0 10 10 log log 0.4221 0.9876 10 10 W W A B WE     则： 0 10 log 0.4221 0.9876 0 0 10 W E E W M W W    考虑到复合材料的广泛使用，参阅相关资料，可以考虑乘以系数 0.93. 2.2.3 升阻比 L/D 初步估算 对于喷气式飞机而言，飞机巡航段的升阻比与其在待机段（loiter）的升阻比是不一样 的，我们首先估算最大升阻比，然后按照如下的经验来分别估算飞机巡航段的升阻比与其在 待机段的升阻比：

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 最大升阻比LD我们初步选取可以根据经验数据。通常而言，各类飞机的最大升阻 比经验数据如下图所示： L/DMAx 20 852 CIYIL DC8 JETS 18 SUBSONIC DC-10 MILITARY JETS GULFSTREAM RETRACTABLE PROP F11山 BONANZA 空CARDINAL LEAR C-10 F1069 86D F10 FLXEDSCAR 6 SKYHAWK PROP AIRCRAFT L CHEROKEE. .104 J-3 F-102 F-100 JETS AT MACH I.15 (POOR CORRELATION) (8 1.0 121.41.6182.0 2.2 2.4 WETTED ASPECT RATIO=/=A/(S./S Maximum lift to drag ratio trends. 图2.2 ([15]Daniel P.Raymer,Aircraft Design:A Conceptual Approach,Four Edition,AIAA Education Series,2006.) 此处，参照国际上的同类型的超音速客机以及一些经验公式初步确定： L =9.537 D MAX y D CRUISE =0.886L =8.45 D MAX L L=9.537 D LOITER DMAX 2.2.4耗油率的选取 在初始重量估算时，发动机并没有选定，耗油率也没有办法知晓，只能采用一些经验公 式进行估算。 第8页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 8 页 共 57 页 最大升阻比 L/D 我们初步选取可以根据经验数据。通常而言，各类飞机的最大升阻 比经验数据如下图所示： 图 2.2 (引自[15] Daniel P. Raymer, Aircraft Design： A Conceptual Approach, Four Edition, AIAA Education Series, 2006.) 此处，参照国际上的同类型的超音速客机以及一些经验公式初步确定： 9.537 0.886 8.45 9.537 MAX CRUISE MAX LOITER MAX L D L L D D L L D D      2.2.4 耗油率的选取 在初始重量估算时，发动机并没有选定，耗油率也没有办法知晓，只能采用一些经验公 式进行估算

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 般而言，在初始重量估算时，我们选用如下数据： Specific fuel consumption(C) Typical jet SFC's Cruise Loiter Pure turbojet 0.9 0.8 Low-bypass turbofan 0.8 0.7 High-bypass turbofan 0.5 0.4 表2.4 ([15]Daniel P.Raymer,Aircraft Design:A Conceptual Approach,Four Edition,AIAA Education Series,2006.) 对于我们的超音速客机而言，我们选取的是涡喷发动机，则： SFCCRUISE=0.91/h)=0.00025(1/S) SFCLOIER=0.8(1/hM)=0.00022(1/s) 2.2.5燃油重量系数MF的确定 燃油重量系数M的确定可以根据如下的公式来进行计算： 12 Mr=1-=1 i=l (2-4) 式子中，除了任务巡航阶段需要的燃油比例需要根据飞机的性能来计算的除外，其余航 段的燃油比例通常可以根据一些典型值来确定。 飞机的任务剖面图如下： (3) LOITER (4) TO BIMPLE CRUIBE 图2.3 ([15]Daniel P.Raymer,Aircraft Design:A Conceptual Approach,Four Edition,AIAA Education Series,2006.) 第9页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 9 页 共 57 页 一般而言，在初始重量估算时，我们选用如下数据： 表 2.4 (引自[15] Daniel P. Raymer, Aircraft Design： A Conceptual Approach, Four Edition, AIAA Education Series, 2006.) 对于我们的超音速客机而言，我们选取的是涡喷发动机，则： 0.9(1/ ) 0.00025(1/ ) 0.8(1/ ) 0.00022(1/ ) CRUISE LOITER SFC h s SFC h s     2.2.5 燃油重量系数 MF 的确定 燃油重量系数 MF的确定可以根据如下的公式来进行计算： 12 1 1 1 1 i F FINAL i i W M M  W     ………………………………………………（2-4） 式子中，除了任务巡航阶段需要的燃油比例需要根据飞机的性能来计算的除外，其余航 段的燃油比例通常可以根据一些典型值来确定。 飞机的任务剖面图如下： 图 2.3 (引自[15] Daniel P. Raymer, Aircraft Design： A Conceptual Approach, Four Edition, AIAA Education Series, 2006.)

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 般而言，启动滑行与起飞、爬升、 着陆阶段的燃油比例经验数据如下表所示： Historical mission segment weight fractions (W/W-) Warmup and takeoff 0.970 Climb 0.985 Landing 0.995 表2.5 ([15]Daniel P.Raymer,Aircraft Design:A Conceptual Approach,Four Edition,AIAA Education Series,2006.) 在任务巡航段，燃油比例可以按照如下的公式计算： =exP(LID) -RC w, …(2-5) 对于航程R,我们选取的是北京到纽约为11000km,我们选取的马赫数为1.7，则飞 行速度为V=501.5m/s,巡航段升阻比为8.45，单位推力耗油率为0.00025。于是： W二ex -RC =eXp06484=0.5226 w, V(L/D) 在待机段，燃油比例可以按照如下的公式计算： 卿% W …（2-6) 其中，E为待机时间，飞机进场前需要盘旋一段时间，以便调节合适的进场方向和进 场速度，我们一般选取7分钟。此时，耗油率为待机时的耗油率为0.00022，待机段的升阻 比为9.537，则： W=exp -EC =eXp0.009689=0.9903 W L/D 综上所述，各段的燃油比例汇总如下： 第10页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 10 页 共 57 页 一般而言，启动滑行与起飞、爬升、着陆阶段的燃油比例经验数据如下表所示： 表 2.5 (引自[15] Daniel P. Raymer, Aircraft Design： A Conceptual Approach, Four Edition, AIAA Education Series, 2006.) 在任务巡航段，燃油比例可以按照如下的公式计算： 3 2 exp ( / ) W RC W V L D   …………………………………………………………（2-5） 对于航程 R，我们选取的是北京到纽约为 11000km，我们选取的马赫数为 1.7，则飞 行速度为 V=501.5m/s，巡航段升阻比为 8.45，单位推力耗油率为 0.00025。于是： 3 0.64894 2 exp exp 0.5226 ( / ) W RC W V L D      在待机段，燃油比例可以按照如下的公式计算： 4 3 exp / W EC W L D   ……………………………………………………………（2-6） 其中，E 为待机时间，飞机进场前需要盘旋一段时间，以便调节合适的进场方向和进 场速度，我们一般选取 7 分钟。此时，耗油率为待机时的耗油率为 0.00022，待机段的升阻 比为 9.537，则： 4 0.009689 3 exp exp 0.9903 / W EC W L D      综上所述，各段的燃油比例汇总如下：