飞机总体设计概略.docx

新飞机的研制分成五个阶段：（1）论证阶段、（2）方案阶段、（3）工程研制阶段、（4）设计定型阶段、（5）生产定型阶 段论证阶段任务： 研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性方案阶段任务： 根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案主要工作内容：★ 确定飞机布局形式、总体设计参数★ 选定动力装置、主要系统方案及主要设备★ 机体主要结构材料和工艺分离面等★ 形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图★ 进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算★ 提出对各分系统的技术要求★ 最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置 的协调检查以及使用维护检查对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段 工程研制阶段任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、 试飞准备等工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10 架，并制定试飞大纲 和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备 设计定型阶段新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞调整试飞、鉴定试飞、定型试飞在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国 家定型验收的依据。

提出战术技术要求的依据通常有四个方面：（1） 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想；（2） 空军在未来战争中的任务和战术使用原则；（3） 部队的使用经验和失败教训；（4） 技术上实现的可能性制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既 要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求战术技术要求的具体内容为：（一） 使用要求（二） 作战效能要求（三）主要性能指标要求，（四）研制的主要地面试验 （五）飞行试验干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机 满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上满客航程在 5000km 以下的称为中/近程干线运输机，主要用于国内大城市之间的 航线，常被称为国内干线飞机★ 未来民航机的发展方向 更轻：采用更多复合材料 更快：采用新技术的超音速/高超音速民航机 更大：采用BWB布局的超大民航机 第一代飞机应用静强度和刚度设计准则；第二代飞机采用安全寿命设计准则； 第三代飞机采用破损安全设计准则； 第四代飞机采用结构损伤容限设计准则发动机是干线运输机划“代”的重要标志支线飞机一般指客座数30~90、巡航速度500km/h左右、航程1800km以上的运输类飞 机，主要用于国内中小城市之间的航空运输。

通用航空，是指除军事、警务、海关缉私飞行和公共航空运输飞行以外的航空活动 临近空间是 30~80km 高度的大气圈飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及各种装载布置方案的统称 选择飞机型式，主要要决定下列内容：(1) 机翼外形和机翼与机身的相对位置(2) 尾翼外形及其与机翼、机身的相对位置(3) 机身形状(4) 发动机及进气道的数目及安装形式(5) 起落架及其收放型式及位置等飞机总体设计的任务，就是给出能够满足飞机设计要求的最佳方案这是一个渐进的过 程，飞机型式的选择是这个过程的第一步飞机的基本型式大致可分为正常式、无(平)尾式、鸭式和三翼面等 现代飞机机翼基本的平面形状主要有：直机翼、后掠翼和三角翼等 低速飞机一般采用大展弦比的矩形翼和梯形翼这种机翼的特点是：低速性能良好、诱 导阻力小、升阻比大小展弦比直机翼与三角翼和后掠翼相比，当M数较大时，其零升阻力系数CD0较小， 升阻比较大；其刚度、强度及重量特性介于三角翼和后掠翼之间单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性较差，焦点变化剧烈，因此在超音 速飞机上较少采用对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动性能： 后掠翼的主要缺点表现在：大后掠角和大梯形比的条件下，大迎角时翼尖先失速，使飞机的操稳特性变坏(这 一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善)。

后掠角越大，对结构布置、刚度、强度、重量等特性影响越不利(这一问题可以通 过加大翼根弦长来改善)机翼后掠不仅仅是为了降低波阻，在低速飞机上还被用于配平、改善飞机纵向和横航向 安定性与后掠翼相比，前掠翼从根本上克服了翼尖先失速的缺点上29、应但前掠翼(以及斜 机翼)存在气动弹性发散(弯扭耦合)问题，需要通过各向异性材料来解决三角翼具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速和超音速气动特性良好，焦点 变化平稳；由于根弦较长，在翼型相对厚度相同的情况下，可以得到较大的结构高度，故其 气动、刚度、强度、重量等特性均较好，因而被超音速飞机广泛采用三角翼的缺点是升力线斜率较小，低速时需要大迎角才能产生足够的升力改善三角翼的低速特性可采取一些专门措施，如Jas-39、Saab-37、J10的近距耦合 鸭式布局，“协和” /图-144在起降时机头下折，有的飞机将前起落架做成可伸缩的等，但要 付出重量代价此外，大迎角时，三角翼会产生强烈的气流下洗，造成尾翼困难如果尾翼处于机翼强 烈的下洗流中时，会使飞机的操稳特性难于保证因此，不少三角翼飞机采用无平）尾式或 鸭式布局而只有那些后掠角较小的三角翼飞机才采用有平尾的正常式布局。

4） 边条翼加中等后掠角的后掠翼优点：・ 边条翼可以减小波阻，因此机翼后掠角可以减小，改善了亚音速性能，解决了高、低速性能要求的 矛盾・ 边条翼可以产生很大的涡升力，有助于改善机动性，并且实现大攻角飞行缺点：・ 边条翼有可能导致无法配平的上扬・ 边条涡可能非对称破裂，导致滚转、偏航・ 边条涡破裂后可能导致垂尾振动，导致结构疲劳、 破坏根据平尾（或辅助翼面）与机翼的前后位置关系，可以将飞机型式分为4种： 正常式：水平尾翼位于机翼之后鸭 式：水平前翼/鸭翼位于机翼之前无尾式：没有水平尾翼 三翼面布局：机翼之前有水平前翼，机翼之后有水平尾翼① 两种形式：远距耦合的操纵鸭翼和近距耦合的升力鸭翼JAS39 EF2000 "阵风"J-10② 能够同时满足高速飞行中对飞机外形的低阻特性和起降过程中的高升力特性③ 从亚音速到超音速，全机焦点移动量小甚至可以基本不变，对操稳特性有利，比 较适合以跨音速飞行为主的飞机① 浸湿面积小，阻力小，结构重量轻，比较适合于以超音速飞行为主的飞机② 纵向配平和操纵均靠升降副翼，升降副翼既是横向操纵面又是纵向操纵面为使 布置在机翼后缘的升降副翼获得尽可能大的纵向操纵力臂，同时为了为保证焦点一般采用小 展弦、大后掠三角翼加边条的形式。

平尾安装在机身上时，分为 3 种情况：上平尾、中平尾和下平尾（类似于机翼与机身的 相对位置关系）图平尾安装在垂尾上时，分为2种情况：高置平尾（十字形）和T尾 发动机数目取决于发动机推力和飞机所需的推力II. 进气道布局主要有机头进气、两侧/腹部进气、短舱进气等布局型式机头进气型式主要适合于机身较短、不装或仅装小尺寸雷达天线的战斗机其优点是： 布置紧凑，机身截面积小，没有机身附面层干扰，进口气流均允、畸变小，机炮对进气影响 小，易于安装机炮等两侧/腹部进气型式的优点是：进气道短，内管道损失小，总压恢复系数高，机头 便于安装雷达天线，视野较好等短舱进气型式的优点是：进气道短，不占机身或机翼内部空间，对内部布置及结构元件布置无干扰等常见的起落架的配置形式包括后三点式、前三点式和自行车式；对于大型的运输/轰炸 机，常采用多支点式机身形状可分为正常式机身和尾撑式机身飞机方案的概念草图应该包括机翼与尾翼的大致形状、机身形状、主要部分(发动机、 座舱、有效载荷或客舱、起落架以及油箱等)在机内的布置等往往需要用一定的方法进行初步的选择这些方法主要包括原准统计法和统计分析法 在众多的飞机设计参数中，最主要的有3个：(1) 飞机的正常起飞重量W0或WTO(或正常起飞质量m0)；(2) 动力装置的海平面净推力T0或P0；(3) 机翼面积S。

可以认为升阻比L/D取决于1个设计因素：浸湿展弦比推重比时，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•影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能(2) 最大平飞速度(3) 加速性(4) 巡航性能(5) 爬升性能(6) 盘旋性能(7) 最小平飞速度翼载荷通常是指起飞时的值•影响起飞翼载荷的主要性能指标有：(1) 失速速度(2) 起飞性能(3) 着陆性能(4) 最优巡航性能(5) 机动性能(瞬时机动和持续机动)(6) 爬升和下滑性能(7) 最大升限(2) 在许多情况下，起飞翼载荷W/S的临界设计要求是失速速度，即可以由失速速度确 定起飞翼载荷 W/S • 隐身的类型• 视觉隐身• 红外隐身• 雷达隐身• 声学隐身• 优点• 生存能力很强• 作战效能很高• 缺点• 以牺牲气动性能为代价—气动隐身一体化设计• 隐身涂层非常娇贵，需要恒温恒湿的机库• 背部隐身性能差，在下视雷达面前容易暴露• 各国都在研制发现隐身飞机的雷达・ 现代雷达多为厘米波/分米波雷达,故雷达隐身的研究主要针对波长远小于目标尺寸 的情况・要减小RCS,则必须避免与雷达波束垂直的平面、缝隙和边缘・要减小RCS,机身可采用带有尖侧緣的融合体形状・要减小RCS,则必须消除角反射器和腔体・ 要减小RCS,则必须使飞机尽量光滑，减少边缘和缝隙・要减小RCS,则必须使边缘和后缘后掠・ 战斗机・ 在前方，座舱、进气道和发动机压气机是主要的RCS贡献者・ 在侧前方,机翼是主要 RCS 贡献者・ 在侧面，机身和垂尾是主要RCS贡献者・ 在尾部，发动机涡轮和尾喷管式主要的RCS贡献者・ 运输机・ 在前方，机身、机翼和发动机短舱是主要的RCS贡献者・ 在侧前方，机翼、机翼前缘和垂尾前缘是主要RCS贡献者・ 在侧面，机身、机翼和平尾翼尖是主要RCS贡献者・ 在尾部，机翼垂尾后缘、机身和发动机短舱是主要RCS贡献者・ 为了减小RCS,首先要对主要威胁方向加以评估・ 主要思路：・ 减小雷达波的反射・ 将雷达波向其他方向反射・ 使雷达波转化成表面波・ 避免角反射器和空腔・ 减小表面波和爬行波造成的回波・ 使回波集中在很少的几个方向，减少被探测的概率・ 采用雷达吸波材料• 飞机红外隐身的措施• 最有效的方法：设法降低发动机喷口温度・ 反隐身大致可以采取如下措施：・ (1) 扩展雷达频段；・ (2) 双/ 多基地雷达；・ (3) 光学防空系统；・ (4) 电离层反射的超视距雷达・ 3.1 设计任务与步骤・ (1) 总体布局型式的选择・ (2) 推进装置的选择・ (3) 机翼和尾翼设计参数选择・ (4) 增升装置的类型、 参数的选择和布置・ (5) 机身方案和参数的选择・ (6) 起落架类型和参数选择・ (7) 进气道与尾喷管方案与参数选择• （8） 总体布置・ （9）方案分析（重量、动力、气动、性能、费用……） 对发动机的这些要求，可综合为以下3个主要的相对参数要求：・ （1）推重比大（或功率重量比大。