飞机的设计基本原理.ppt

飞机设计基本原理飞机设计基本原理袁昌盛西北工业大学航空学院主要内容主要内容1.航空航天基本概念2.飞行器的分类3.飞机的主要组成部分与功用4.飞机的空气动力5.飞机的飞行性能6.飞行的稳定与操纵7.机翼和尾翼8.飞机设计方法与过程航空与航天的概念• 航空 – 大气层内• 航天 – 大气层外特点 应用广泛 高度综合 许多相关学科航空与航天的联系： 飞行器到大气层外航行必须穿过大气层；如欲返回，又必须再入大气层q垂直方向上特性变化显著 （密度、温度、压强、…）10km高度 ρ ρ≈1/3 ≈1/3 ρρ0 0 p p≈1/4 p≈1/4 p0 0100km高度 ρ ρ≈ 4*10≈ 4*10-7-7 ρρ0 0 p p≈ 3*10≈ 3*10-7-7 p p0 0大气层飞行器的分类•航空器 轻于空气 重于空气•航天器 无人航天器 载人航天器•火箭和导弹在地球大气层内或大气层外空间飞行的器械，统称飞行器航空器•轻于空气航空器 •重于空气航空器 航天器•无人航天器 人造地球卫星 空间探测器•载人航天器 载人飞船 航天站 航天飞机火箭和导弹•火箭 以火箭发动机为动力，可在大气层内或大气层外飞行•导弹 带战斗部，由制导控制系统控制飞行，可以装备火箭发动机、涡轮喷气发动机或冲压发动机等轻于空气的航空器•气球•飞艇气球ULDB - Ultra Long Duration Balloon Duration: up to 100 days. Load: 6,000 pounds Height: ~110,000 feetconstructed of thin, 0.02-millimeter polyethylene film, fill with helium飞艇Cargo Lifter CL-160CL 160 - Der Überblick  Technik:halbstarres Kiel-Luftschiff für Schwerlast-TransporteAbmessungen:65 Meter Durchmesser 260 Meter Länge 82 Meter Höhe insgesamtHüllenvolumen:550.000 KubikmeterTraggas:HeliumLeergewicht:ca. 260 TonnenLadevolumen:50 Meter x 8 Meter x 8 MeterNutzlast:maximal 160 TonnenTransportgeschwindigkeit:durchschnittlich 90 StundenkilometerHaupt-Einsatzreichweite:Vor- und Nachlauf,  kontinentale Mid Range bis zu 3.000 KilometerLong Rangebis zu 10.000 KilometerZeppelin NTAbmessungen        Länge 75 m Max.        Breite 19.5 m        Höhe1 7.4 m        Hüllenvolumen 8.225 m³        Ballonet- Volumen 2.200 m³Gondel        Sitzplätze 2 + 12        Kabinenvolumen 26 m³        Kabinenlänge 10.7 mMasse        Max. Startgewicht 10.690 kg        Zuladung** 1.900 kgFlugleistung        Max. Geschwindigkeit 125 km/h        Reichweite 900 km Max.        Flughöhe*** 2.600 m Max.        Flugdauer  ca. 24 hZeppelin NT重于空气的航空器•固定翼航空器 飞机 滑翔机•旋翼航空器 直升机 旋翼机•扑翼机飞机The beginning of the first flight December 17, 1903莱特兄弟的第一次飞行滑翔机旋翼航空器扑翼机飞机的分类•民用 旅客机，货机（民用运输机），… 农用机，运动机，救护机，试验研究机，…•军用 歼击机、截击机、强击机、侦察机、轰炸机（重型、中型、轻型，或战术、战略）、歼击轰炸机、 其他（反潜、预警、电子干扰、军用运输、空中加油、舰载机、…） Q&A飞机的主要组成部分与功用飞机的主要组成部分与功用 飞机的各个部件机身驾驶舱发动机机翼水平尾翼垂直尾翼升降舵方向舵副翼襟翼飞机的各个部件飞机各部件的功用•机翼•尾翼•舵面 •机身•起落架•动力系统•操纵系统 •机载设备 — 产生升力— 稳定和操纵— 升降舵、方向舵、副翼、扰流片……— 装载、连接其他部件— 起降滑跑、地面支撑— 产生推力。

包括发动机及其附件系统— 操纵飞机— 飞行仪表、通讯、导航、环境控制、生命保障、能源供给等等Q&A飞机的空气动力飞机的空气动力 飞机的外力作用在飞机上的空气动力 •升力 — 更大的重量•阻力 — 更小发动机功率问题：如何增大升力、减小阻力迎角相对气流方向与翼弦之间的夹角 Angle of Attack (AoA)不同于飞机的姿态升力气流→翼型→上表面流线变密→流管变细下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比) 连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积减小→气流速度增大→故压强减小 翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变 上下表面产生了压强差→总空气动力R R的方向向后向上→分力：升力L、阻力D 不同迎角对应的压力分布失速q通常，机翼的升力与迎角成正比迎角增加，升力随之增大(图1、图2)但是，当迎角增大到某一值时，则会出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降这个迎角就称为临界迎角q当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻，随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速。

弯度和迎角的作用改变后缘弯度的作用阻力•摩擦阻力•压差阻力•干扰阻力•诱导阻力•激波阻力阻力1：摩擦阻力q由空气的粘性造成由空气的粘性造成q附面层附面层 ( 层流附面层 紊流附面层 )q层层流流流流动动，摩擦阻力小，摩擦阻力小；；紊流流紊流流动动，，摩擦阻力大的多摩擦阻力大的多 ->-> 尽量尽量使物体表面的流使物体表面的流动动保持保持层层流状流状态态附面层 阻力2：压差阻力q运运动动着的物体前后所形成的着的物体前后所形成的压压强强差所差所产生产生的的q同物体的迎同物体的迎风风面面积积、形状和在气流中的位置都、形状和在气流中的位置都有很大的关系有很大的关系迎面阻力•摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分，主要取决于物体的形状•流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力•远离流线体的式样，压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力也较大机翼的三元效应上翼面压强低，下翼面压强高 -> 压差 -> 漩涡 -> 下洗阻力3：诱导阻力q翼尖涡使翼尖涡使流流过过机翼机翼的气流向下的气流向下偏偏转转一个角一个角度度（下洗）（下洗）升力与气流方向垂直（向后倾升力与气流方向垂直（向后倾斜），产生了向后的分力（阻力）斜），产生了向后的分力（阻力）q诱导诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特展弦比，特别别是同是同升升力有关。

力有关伴随升力而产生的伴随升力而产生的阻力4：干扰阻力q气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系，形成了一个气流的通道B处高压区形成气流阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗q和飞机不同部件之间的相对位置有关阻力5：激波阻力属于压差阻力Q&A飞机的飞行性能飞机的飞行性能 飞行性能 Ø 等速直线飞行性能（基本飞行性能）Ø 续航性能Ø 起飞着陆性能Ø 机动飞行性能 等速直线飞行性能 水平等速直线飞行性能 (定直平飞) q最大平飞速度最大平飞速度q最小平飞速度最小平飞速度q巡航速度巡航速度 最大平飞速度主要限制: 推力=阻力不同高度的Vmax等速直线飞行性能最小平飞速度 CL=CLmax时，可获得最小平飞速度 常用安全/允许升力系数（ 70~90% CLmax）作为计算vmin的依据 主要限制: 升力=重力等速直线飞行性能巡航速度 耗油最少（每千米耗油量） 或最慢（每小时耗油量）对应的速度取决于： 飞机的最大升阻比 发动机的高度特性、速度特性 等速直线飞行性能爬升性能 1、定直上升航迹角 力平衡 T = D + G sinθ θ = arcsin[ ( T – D) / G ] = arcsin( ΔT / G ) 最大爬升角θmax对应于最大剩余推力 ΔTmax 2、上升率vy           飞行速度v的铅垂分量 vy = v * sin θ3、静升限        飞机能作定直飞行的最大高度 （vy=0所对应的高度）等速直线飞行性能上升率曲线理论升限和实用升限飞机定常飞行的高度-速度范围（飞行包线）续航性能 与Ø可用燃料量Ø发动机工作状态Ø飞行高度Ø飞行速度 等参数有关指标：航程、航时可用燃料量=总燃料量 减去 - (1) 地面试车、滑行、起飞和着陆所需的燃料；- (2) 为保证安全而必须贮备的燃料；- (3) 残留在油箱和供油系统中无法用尽的燃料。

起飞性能 过程： 起飞滑跑 – 加速 – 抬前轮 – 继续加速 – 离地爬升 – 至安全高度着陆性能 过程： 下滑 - 拉平 - 平飞减速 - 飘落 - 着陆滑跑 机动飞行性能平飞加速 加大油门同时操纵驾驶杆减小迎角 平飞减速 减小油门同时操纵驾驶杆加大迎角 机动飞行性能盘旋 水水平平面面内内 一一定定的的半半径径和和速速度度 绕绕空空中中某某一一点点做做圆圆周周、、连续改变飞行方向而高度不变连续改变飞行方向而高度不变 的曲线运动的曲线运动 定常盘旋 飞行速度、迎角、倾角、侧滑角均保持不变飞行速度、迎角、倾角、侧滑角均保持不变 正常盘旋 不带侧滑的定常盘旋不带侧滑的定常盘旋指标： 盘旋半径、角速度盘旋俯冲、跃升、筋斗战斗转弯势能   动能空间机动Q&A飞行的稳定与操纵飞行的稳定与操纵飞机的稳定性平衡状态：外力与外力矩之和都为零平衡状态常会因为各种因素的影响而遭到破坏（如燃油消耗、收放起落架、收放襟翼、发动机推力改变或投掷炸弹等）此时，驾驶员可以通过偏转相应的操纵面来保持飞机的平衡，称为配平 稳定性受扰动后恢复平衡状态的能力欲使处于平衡状态的物体具有稳定性，其必要条件：q物体在受到扰动后能够产生稳定力/力矩，使物体具有自动恢复到原来平衡状态的趋势；q在恢复过程中同时产生阻尼力/力矩，保证物体最终恢复到原来平衡状态。

飞机的纵向稳定重心位置与静稳定性重心位置与静稳定性飞机各部分的附加升力飞机各部分的附加升力 飞机的操纵升降舵主要舵面方向舵副翼飞机的操纵•俯仰飞机的操纵•滚转飞机的操纵•偏航Q&A机翼和尾翼机翼和尾翼翼型(a) 薄翼剖面(b) 凹凸翼型(c) 平凸翼型(d) 双凸翼型(e) 对称翼型(f) S形翼型(g) 超临界翼型(h) 菱形翼型(i) 双弧形翼型翼型(翼剖面) 平行于对称面或垂直于前缘的剖面形状翼型几何参数弦长 c (作为基准)相对厚度 t最大相对厚度位置 xt相对弯度 fcxttmaxfl机翼的平面形状•基本类型 平直翼 后掠/前掠翼 三角翼RectangularTaperedRounded or EllipticalStraight WingSweepback WingSlight SweepbackModerate SweepbackGreat SweepbackForwardComplexDelta WingSimpleSwing-wing机翼的平面形状机翼的几何特性•机翼面积 翼展 展弦比 梯形比 后掠角 Λ0.25Λ0Λ1.0bc1c0机翼的几何参数机翼的几何特性q机翼面积机翼面积S Sq翼展翼展l l --机翼左右翼尖之间的长度。

q翼弦翼弦b b --翼弦是指机翼沿机身方向的弦长q平均几何弦长平均几何弦长 b bavav＝（b0＋b1）/2 [ b0-翼根、 b1-翼尖]或bav=S/lq展弦比展弦比λλ --翼展l和平均几何弦长bav的比值λ＝l/bav 或 λ＝l2/Sq后掠角后掠角 --机翼与机身轴线的垂线之间的夹角q前缘后掠角前缘后掠角 --机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示q后缘后掠角后缘后掠角 --机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示q1/41/4弦线后掠角弦线后掠角 --机翼1/4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示q前掠角前掠角 --如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值,变成了前掠角q根梢比根梢比ηη --翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，η＝b0/b1q除此之外，机翼在安装时还可能带有上反角或者下反角(前视)机翼的前视形状 •上反角与下反角椭圆翼Spit FireLa-5FN 三面图平直翼三座小客机阿克-1（АК-1）梯形翼后掠翼三角翼双三角翼上反角上反角下反角下反角尾翼的组成 •水平尾翼(平尾)•垂直尾翼(垂尾或立尾)•舵面 + 安定面 —— 低速•全动尾翼 —— 超音速背鳍和腹鳍•改善方向稳定的特性 尾翼的型式 (a)常规尾翼常规尾翼(b)双垂尾式双垂尾式(c)双机身双机身(双尾双尾撑撑)上的双垂尾上的双垂尾(d)宽机身上的双宽机身上的双垂尾垂尾(e)“T”字型尾字型尾翼翼(f)“＋”字型尾字型尾翼翼(g) “ V” 型尾型尾翼翼(h)无无(平平)尾式尾式(i)鸭翼鸭翼（（a））（（b））（（c））（（g））（（i））（（h））（（f））（（e））（（d））Q&A飞机设计方法与过程飞机设计方法与过程飞机研制的一般过程1.拟定设计要求2.概念设计3.初步设计4.详细设计5.原型机试制6.试飞7.成批生产8.使用和改进改型拟定设计要求•从本质上讲，飞机是一种载具（附属性）。

飞机设计要求的研究和制定影响到它的装备和使用•大型飞机从设计要求的制定到开始使用一般都需要10 年以上的时间，要预计10 年后的政治、经济、技术环境•军用飞机主要强调作战效率•民用飞机主要强调安全性、经济性和舒适性•经过与可能用户的商讨，并经过市场调查和分析讨论后制定概念设计•与设计要求阶段有重叠，有时要通过概念设计来使设计要求制定得更为合理和具体化•目的是对飞机的气动布局、性能、重量水平、航空电子、武器、所需新技术、费用和市场前景等方面进行初步和方向性的探讨•对设计要求中各项目的指标进行分析，适当降低那些对性能影响不大，但可能降低技术风险和发展费用的设计要求，有可能提出一套合理组合的设计要求初步设计•方案设计 根据设计要求在概念设计的基础上，进行多种气动布局方案的对比和研究，以及机翼、机身、尾翼的形状、设计参数的确定飞机的内部布置要同时进行这时，各个专业都要介入 飞机方案设计中充满着矛盾，要通过各种方案的研究来评价、折衷和综合，不断进行改进，直到获得一个满足要求的综合最佳方案•打样设计 对结构和系统的比较详细的设计 主要包括：气动分析和风洞试验、结构打样设计、系统打样设计、全机布置协调、样机审查详细设计•结构和系统的详细设计和分析，包括所有零部件设计，提供零件图、装配图、总图•进行详细的重量估算和强度校核和最后的飞机性能计算•进行工艺设计，制定飞机制造工艺方案，向制造部门提供生产图纸•进行结构的静强度、动强度和寿命试验•对系统进行地面台架模拟试验，进行飞机维修性、生存力分析和研制费用、经济性评估略、、、原型机试制试飞成批生产使用和改进改型Q&A。