第二章飛機初始總體參數(shù)與方案設(shè)計

1、第二章 飛機初始總體參數(shù)與方案設(shè)計2.1 方案設(shè)計的任務(wù)和過程本章的目的是為了使航空專業(yè)的學生能熟悉飛機設(shè)計過程中所用的設(shè)計決 策方法，了解飛機設(shè)計的任務(wù)來源與如何進行最初階段的設(shè)計工作。 “初始總體 參數(shù)的確定”和“方案設(shè)計”這兩個詞表示的便是這一階段的設(shè)計。初始設(shè)計階 段之后的情況很大程度上取決于初始設(shè)計階段的結(jié)果和研制成本。 如果初始設(shè)計 階段的結(jié)果可以滿足預(yù)定的設(shè)計要求， 則可以進行飛機的詳細設(shè)計， 如果初始設(shè) 計的結(jié)果中發(fā)現(xiàn)了某些問題(如某種技術(shù)上的不足，或缺乏數(shù)據(jù)庫等)，那么就 要進一步的改進初始方案、 研究解決問題的方案， 直到問題被解決之后， 形成最 終設(shè)計任務(wù)書， 進行飛機的

2、全尺寸發(fā)展研制。 如果研制表明在可接受的周期和費 用內(nèi)不能解決這些問題，該設(shè)計項目將被取消。方案設(shè)計的任務(wù)主要是確定如下飛機總體參數(shù)：(1) 起飛總重 WTO；(2) 最大升力系數(shù) Clmax；(3) 零升阻力系數(shù) CD0 ；(4) 推重比 T/W；(5) 翼載 W/S。本章中假設(shè)飛機的任務(wù)要求是已知的，任務(wù)書中定義的典型參數(shù)有：(1) 裝載和裝載類型；(2) 航程或待機要求；(3) 起飛著陸場長；(4) 爬升要求；(5) 機動要求；(6) 鑒定基準(例如：實驗、航標或軍用標準)。2.2 重量估算飛機必須在帶有裝載物的情況下達到航程、航時、速度和巡航速度的目標估算為了完成任務(wù)階段的飛機最小重量

3、和燃油重量是很重要的求，本節(jié)提供了一種快速估計起飛總對一定的任務(wù)要重WTO空重W、任務(wù)油重 WF的方法。該方法適用于如下 12 種飛機：(1) 自制螺旋槳飛機；(2) 單發(fā)螺旋槳飛機；(3) 雙發(fā)螺旋槳飛機；(4) 農(nóng)業(yè)飛機；(5) 公務(wù)機；(6) 渦輪螺旋槳支線飛機；(7) 噴氣運輸機；(8) 軍用教練機；(9) 戰(zhàn)斗機；(10) 軍用巡邏機，轟炸機和運輸機；(11) 水陸兩用飛機；(12) 超音速巡航飛機。方法的概述可以將飛機起飛總重表示為如下幾項：WTO=WOE+WF+WPL其中：We飛機使用空重w飛機任務(wù)油重WPl飛機有效裝載重量而Wk通常記為：WOE=WE+Wtfo +Wcrew其中

4、：WE空重；Wtfo 死油重；Wcrew 乘員重。)空重有時又可寫成如下形式：(223 )WE = Ws + WFeq+ Wen其中：W為飛機結(jié)構(gòu)重量;Weq為固定設(shè)備重量；Wn動力裝置重量。設(shè)計起飛總重”是指飛機在設(shè)計確定任務(wù)開始時的總重量，它不一定與“最 大起飛重量”相同。許多軍用飛機的裝載可以超過其設(shè)計重量，但將損失包括機 動性在內(nèi)的主要性能。除特殊說明外，起飛總重或 Wo假定為設(shè)計重量。固定設(shè)備重量可以包括航電設(shè)備、空調(diào)設(shè)備、特殊雷達設(shè)備、輔助動力裝置 （APU）、內(nèi)部裝置和內(nèi)部裝飾和其他用于完成該任務(wù)而帶的設(shè)備的重量。設(shè)計起飛重量包括空機重量和全部載重（如圖所示）。圖飛機起飛重量分類

5、 對于一般飛機，起飛總重可以表示為如下形式：W芋Wew+W+W+W（）也可以寫為：WtoWcrewWPLWfWe(225 )WtoWto式中：WeWto =m-空機重量系數(shù);WfWto =m-燃油重量系數(shù)。表給出了常規(guī)起落飛機的結(jié)構(gòu)、動力裝置、設(shè)備及操縱和燃油的相對重量。表常規(guī)飛機的結(jié)構(gòu)、動力裝置、設(shè)備及操縱和燃油的相對重量飛機種類WWToVEN/WToVFEq/WtoVWWro亞音速干 線客機輕型0.300.320.120.140.120.140.180.22中型0.280.300.100.120.100.120.260.30重型0.250.270.080.100.090.110.350.4

6、0超音速飛機0.200.240.080.100.070.090.450.52地方航線的多用途飛 機0.290.310.140.160.120.140.120.18運動飛機及特技飛行 飛機0.320.340.260.300.060.070.100.15農(nóng)業(yè)飛機及專業(yè)飛機0.240.300.120.150.120.150.080.12輕型水上飛機0.340.380.120.150.120.150.100.20動力滑翔飛機0.480.520.080.100.060.080.080.12殲擊機0.280.320.180.220.120.140.250.30轟炸機輕型0.260.280.100.120.

7、100.120.350.40中型0.220.240.080.100.070.100.450.50重型0.180.200.060.080.060.080.550.60軍用運 輸機及 貨機輕型0.300.320.120.140.160.180.200.25中型0.260.280.100.120.120.140.250.30重型0.280.320.080.100.060.080.300.35此時有兩點值得注意：（1）.從最底層考慮，估算需要的燃油重量 WF是不難的；（2） .統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明，對先前提及的12種飛機，log 10VTO和log 10VV之間存在線性關(guān)系?；谶@兩點，求 Wo WE和WF將

8、包含以下7個步驟:第一步：確定任務(wù)裝載重量WPl第二步：猜測一個起飛重量值 WTO guess第三步：確定任務(wù)油重 WF第四步：確定WOE的試探值：We tent=VT0 guess-WF VPL( )第五步：求WE的試探值：WE tent =VOE tent -Wtfo Wew( )Wtfo 大約為 WTO 的 0.5%或更多，通?？梢院雎圆挥?。 Wcrew 數(shù)值根據(jù)設(shè)計要求 或使用要求決定。第六步：按節(jié)中的方法求WE的許可值。第七步：比較WE tent和第五、第六步得來的的值，然后改變 Wroguess的值，重 復(fù)36步，一直迭代下去，直到 WEtent和W4的差值小于指定的誤差值。在這一

9、 階段，誤差值通常取 0.5%。2.2.2 確定飛機裝載重量 WPL，和人員重量 WLrew飛機裝載重量WPl通常已在任務(wù)要求中給出。 WPl包括以下各項的一部分：( 1)乘員和行李( 2 )貨物( 3)軍用裝載，如：彈藥、炸彈、導彈和各種外掛物。對于作短程飛行的 旅客機，每個旅客重 35kg ，帶行李 10kg ，對遠程飛行每個旅客帶行李 15kg 。 機組人員重量Wkw是由如下方式確定的：旅客機：機組人員包括駕駛艙內(nèi)的乘員和飛機乘務(wù)人員， 人員數(shù)目還取決于 旅客總數(shù)。對機組成員，一般重量為 80kg ，所帶行李 10kg 。軍用飛機：對軍機飛行員，重量取為 100kg ，因為他們帶有附加設(shè)

10、備。2.2.3 對起飛總重量 WT。的估計WrOguess 的初始值通常是按具有類似任務(wù)和類型的飛機重量類比而來，如 果無法類比，則任意給一個猜測值。224任務(wù)油重的確定在節(jié)中，第一步曾表明確定 WF是不難的，本節(jié)將提供求 WF的方法: 任務(wù)油重WF可被寫為：WF=Wused +Wes(228)其中：W used任務(wù)期間耗去的燃油重量W res執(zhí)行任務(wù)所必須的余油任務(wù)余油量通常按下列方式規(guī)定：(1 )作為消耗燃油的一部分(2) 使飛機可以抵達另外機場的附加航程需要(3) 滿足待機時間要求的油量為了確定執(zhí)行飛行任務(wù)時耗去的油量，通常采用燃油系數(shù)法，即飛行任務(wù)被分成若干段(見圖)。每一段的油耗按簡

11、單計算公式或由經(jīng)驗確定。給定 某一飛機的任務(wù)剖面，把任務(wù)剖面分成許多任務(wù)段，每一段給予編號并給出起始 重量和結(jié)束重量。每個任務(wù)段燃油系數(shù)是段末重量與本段開始時的重量之比。下一步是為每一任務(wù)段的燃油系數(shù)分配一個數(shù)，這可以按如下方法進行：起始重量為WT。，終止重量為 W,本段燃油系數(shù)為 W/ W。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.990.998。第二段：滑跑開始重量為 W,終止重量為血，燃油系數(shù)為 W/W。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.99 0.998 o第三段：起飛開始重量為W2,終止重量為W本段燃油系數(shù)為 W/W2。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為 0.99 0.998 o第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度開始重量為

12、W3,終止重量為W4,本段燃油系數(shù) W/W的參考數(shù)據(jù)約為0.98 0.995o第五段：巡航起始重量為 W4，終止重量為 W5，本段燃油系數(shù)W5/W的參考數(shù)據(jù)約為0.863 0.99 o第六段：待機起始重量WA,終止重量為 W，本段燃油系數(shù) W6/W5的各種飛機參考數(shù)據(jù)約 為 0.99 0.995 o第七段：下降開始重量為W6,終止重量為 W。該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為0.9850.995。 第八段：著陸、滑行和關(guān)機起始重量為 W，終止重量W8,該系數(shù)的參考數(shù)據(jù)約為 0.990.998。 這樣即可求出任務(wù)燃油系數(shù) Mff ：Mff = (WWo)n i=1,7 (W+1/W)式中WTo起飛總重Wi 發(fā)

13、動機啟動和暖機階段末的飛機重量Wi 、Wi+1 飛行剖面中每一個任務(wù)段的起始和終止重量任務(wù)中使用的燃油，WFused為：WFused = ( 1- M ff ) WTO任務(wù)燃油重量，WF 最終為：W = (1- Mff ) WO +WFres()226空機重量的估算空機重量系數(shù) m可以根據(jù)圖所示的經(jīng)驗曲線，按統(tǒng)計規(guī)律估算。空 機重量系數(shù)大約在0.30.7之間變化，并隨飛機總重增加而遞減。圖空機重量系數(shù)與飛機起飛總重的關(guān)系由圖可見，飛機類型的影響也很大。飛船的空機重量系數(shù)最大，遠程軍用飛 機的空機重量系數(shù)最小。飛船之所以重，是因為它需要攜帶相當于整個船體重量 的附加重量。還應(yīng)注意到，不同類型的飛

14、機所對應(yīng)的空機重量系數(shù)隨飛機重量變 化的曲線斜率也不同?？諜C重量系數(shù)原則上是隨飛機尺寸而變化的， 但對有些電子設(shè)備重量是不變 的。也可以把這些設(shè)備的重量統(tǒng)計到空機重量中去，這只適用于20世紀80年代以前的飛機。對于新一代飛機，在使用這些統(tǒng)計數(shù)據(jù)時要考慮增加WL而減小W?？偟内厔菔秋w機總重越小，裝載的能力就越小。確定起飛重量將空機重量系數(shù)和燃油重量系數(shù)代入式 （）中，得到關(guān)于起飛重量的 迭代關(guān)系式，對該式進行迭代，就可求得起飛重量。也就是先假定一個起飛重量， 計算統(tǒng)計空機重量系數(shù)，再計算起飛總重，如果結(jié)果與假定值不一致，則取兩數(shù)之間的某一個值作為下一個假定值，重新進行計算，直到WE tent和W

15、的差值小于指定的誤差值。在這一階段，誤差值通常取0.5%。2.3飛機升阻特性估算231確定最大升力系數(shù)最大升力系數(shù)取決于機翼的幾何形狀、翼型、襟翼幾何形狀及其展長、前緣 縫翼及縫翼幾何形狀，Re數(shù)、表面光潔度以及來自飛機其它部件的影響，如： 機身、發(fā)動機短艙或掛架的干擾。平尾提供的配平力將增加或減小最大升力，這取決于配平力的方向。如果螺旋槳洗流或噴氣洗流沖擊到機翼或襟翼上，那么在發(fā)動機工作條件下，也會對最大升力產(chǎn)生重要影響。大多數(shù)飛機在起飛和著陸時，使用不同的襟翼狀態(tài)。在著陸過程中，襟翼偏 轉(zhuǎn)到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不過，起飛用的最大襟翼偏角可能會 引起比快速加速和爬升時所期望的阻

16、力還要大。因此，這時的襟翼將使用大約一 半的最大偏角，這樣一來，著陸時的最大升力系數(shù)將比起飛時的大。一般地，起 飛最大升力系數(shù)大約是著陸最大升力系數(shù)的 80 %。表列出了不同飛機的 典型CLmax值。表最大升力系數(shù)典型值序號飛機類型CLmaxCLmaxTOCLmaxL1自制螺旋槳飛機P 1.2-1.81.2-1.81.2-2.02單發(fā)螺旋槳飛機1.3-1.91.3-1.91.6-2.33雙發(fā)螺旋槳飛機1.2-1.81.4-2.01.6-2.54農(nóng)業(yè)飛機：131.91.3-1.91.3-1.95公務(wù)機1.4-1.81.6-2.21.6-2.66渦輪螺旋槳支線飛機1.5-1.91.7-2.11.9

17、-3.37噴氣運輸機r 1.2-1.81.6-2.21.8-2.88軍用教練機1.2-1.81.4-2.01.6-2.29戰(zhàn)斗機P 1.2-1.81.4-2.01.6-2.610軍用巡邏機，轟炸機和運輸 機1.2-1.81.6-2.21.8-3.011水陸兩用飛機P 1.2-1.81.6-2.21.8-3.412超音速巡航飛機1.2-1.81.6-2.01.8-2.2CLmax的詳細求解方法可以查閱相關(guān)資料，在初始設(shè)計階段，表所列值已經(jīng)足以“選擇”滿足任務(wù)要求和與襟翼參數(shù)相對應(yīng)的CLmax。為了獲得較好的最大升力系數(shù)的初始估算值，需要求助于實驗結(jié)果和經(jīng)驗數(shù)據(jù)。圖 給出了 幾類飛機最大升力系數(shù)隨

18、后掠角的變化曲線， 要記住的是，用于起飛襟翼偏角狀 態(tài)的最大升力系數(shù)，大約是著陸最大升力系數(shù)的 80 %。圖231最大升力系數(shù)隨后掠角的變化曲線確定零升阻力系數(shù)機翼上的阻力有許多種，根據(jù)阻力的起因以及是否與升力有關(guān)， 可以把阻力 分為零升阻力（與升力無緊密聯(lián)系的阻力）和誘導阻力（與升力密切相關(guān)的阻力） 其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，一架精心設(shè)計的飛機在亞音速巡航時的零升阻力大部分為蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分離壓差阻力，對于不同類型的飛機，分離壓差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“當量蒙皮摩擦阻力系數(shù)（Ce ）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分離阻力。式（）給出用當量蒙皮摩擦阻

19、力系數(shù)法估算零升阻力的公式，公式中的當量蒙皮摩擦阻力系數(shù)Cfe可從表（）中查取)式中:S浸濕飛機浸濕面積;S參考一一飛機參考面積。表當量蒙皮摩擦阻力系數(shù)J DC 7 血=5_亞音速P$嶷濕l DO慮總C虛一業(yè)昔速農(nóng)炸機或民用運輸機0.0030if型飛機單發(fā)0,0055軍用貨機0.0035輕型飛機弋取發(fā)）0,0045空軍戰(zhàn)斗機0.0035螺旋萊水上E機0,0065樹軍戰(zhàn)斗機0.0040喊氣實水上E機0.OD40超音速巡離E機0.0025這里引入了浸濕面積的概念，所謂浸濕面積，即飛機總的外露表面積，可以 看作是把飛機浸入水中會變濕的那部分表面積。要估算阻力必須計算浸濕面積， 因為它對摩擦阻力影響最

20、大。機身的浸濕面積可以用飛機的俯視圖和側(cè)視圖來估 算。對于一般飛機方程式（）給出了合理的近似。S浸濕 q 3.4（S 側(cè)+S俯）/2（）其中：S側(cè)一側(cè)視圖中飛機的平面面積；S俯一俯視圖中飛機的平面面積。機翼和尾翼的浸濕面積可根據(jù)其平面形狀估算，如圖所示，浸濕面積由實際視圖外露平面形狀面積（S外露）乘以一個根據(jù)機翼和尾翼相對厚度確定 的因子得到。中陰影部分為外露平面形狀面積，虛線所示為機翼/尾翼真實平面形狀面積。如果機翼或尾翼象一張紙那樣薄，則浸濕面積將精確地等于實際平面形 狀面積的二倍（即上和下）。有限厚度的影響將增大浸濕面積，可近似的由式（233 ）或（）估算。要注意，實際外露平面形狀面積是

21、投影（俯視） 面積除以上反角的余弦值。如果 t/c<0.05 S 浸濕=2.003 S 外露（）如果 t/c>0.05 S 浸濕=S 外露1.977+0.52（t/c）（）對于起飛與著陸，襟翼與起落架對零升阻力的影響比較大， 應(yīng)予以考慮。襟 翼與起落架產(chǎn)生附加零升阻力的值主要同它們的尺寸、 類型有關(guān)，其典型值可參 照表選取。表 CDo的典型值襟翼、起落架形 式 CDoe干凈00.80-0.85起飛放下襟翼0.010-0.0200.75-0.80著陸放下襟翼0.055-0.0750.70-0.75放下起落架0.015-0.025采用哪個值取決于飛機的襟翼、起落架型式。開裂式襟翼阻力比

22、富勒襟翼大； 全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼； 裝在機翼上的起落架阻力大；上單翼飛機大于下單翼。233典型的飛機極曲線Cd或者:KC"亞音速時，設(shè)極曲線為拋物線，則飛機的阻力系數(shù)為:(235)(236)1K 其中：Ae 誘導阻力因子;A機翼展弦比；e-奧斯瓦爾德系數(shù)。典型的奧斯瓦爾德系數(shù)(e)在0.7與0.85之間，可以用下面的公式估算 e值：直機翼飛機 e= 1.78 (1 0.045A0.68) 0.46()后掠翼飛機 e = 4.61 (1 0.045 A 0.68) (cos A le )0.15 3.1()其中：A le機翼前緣后掠角。升阻比L/D是所設(shè)計方案總氣動效率的量

23、度，在亞音速狀態(tài)下，升阻比L/D 直接取決于兩個設(shè)計因素：機翼翼展和浸濕面積。下面給出了一個計算最大升阻 比的公式，可以用于升阻比L/D的估算。1/2(L/D)max = 0.5( n Ae/C。)()以下列出了亞音速及超音速飛機典型極曲線的計算和圖表，這些數(shù)據(jù)可以 用于方案論證。所提供的亞音速飛機的極曲線公式如下(襟翼及起落架收上)：其中：C-0 對應(yīng)于Cd min的升力系數(shù)。女口C-0 = 0，貝UCDmin = CD)。CDCDmin(Cl Cl。)2Ae)對第一次近似,0.00020.008kfCDmin(0.9 0.15M)3Cf(1 3.3cos 1式中：Cf1.328Re 機翼在

24、紊流中的摩擦系數(shù);Cf0.045(lg Re)機翼在層流中的摩擦系數(shù);Re1.46 0.25 10 4H 1.94 10 甘V c巡航速度；S e所有發(fā)動機短艙的橫截面面積;S t尾翼面積；Cde-發(fā)動機短艙的阻力系數(shù)；k f 機身的長細比。發(fā)動機短艙的阻力系數(shù)決定于渦輪風扇發(fā)動機的涵道比(確切地說是決定 于短艙形狀)，如表所示：表Cde與涵道比的關(guān)系涵道比0246C de0.10.10.085 丁0.065CL圖233裝兩臺渦輪風扇發(fā)動機的亞音速飛機的極曲線S=32 m2； A= 9;A 1/ 4 = 20°= 0.14 ;= 0.10 ; df = 2m 機翼增升裝置： 前緣縫翼

25、及雙縫富勒襟翼；1 無增升裝置的CLa； 2起飛時（前緣縫翼不 打開，襟翼偏轉(zhuǎn)20 °）的Cl« 3著陸時（前緣縫翼打開，襟翼偏轉(zhuǎn) 40 °）的C a; 4無增升裝置（起落架收起）時的c'Cd） ； 5起飛時（起落架放 下）的Cl（Cd） ； 6著陸時（起落架放下）的Cl（Cd） ； 7離地時的升力系數(shù)；8著陸時的升力系數(shù)。CL圖超音速飛機的極曲線圖超音速飛機的CD0隨飛行M數(shù)變化的曲線2.4確定推重比和翼載推重比（T/W）和翼載（W/S）是影響飛機飛行性能的兩個最重要的參數(shù)，這些 參數(shù)的優(yōu)化是初始設(shè)計布局完成后所要進行的主要分析、設(shè)計工作。然而，在初始設(shè)

26、計布局之前，要進行基本可信的翼載和推重比估算，否則優(yōu)化后的飛機可能 與初始布局的飛機相差很遠，必須重新設(shè)計確定推重比T/W直接影響飛機的性能。一架飛機的 T/W越高，加速就越快，爬升也就 越迅速，能夠達到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動機越 大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多，從而使完成設(shè)計任務(wù)的飛機的起飛總重增加。T/W不是一個常數(shù)。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機重量在減小。另外, 發(fā)動機的推力也隨高度和速度變化。每當設(shè)計師們提到飛機的推重比時，通常指的是在海平面靜止狀態(tài)（零速 度）和標準大氣條件下，而且是在設(shè)計起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。另一個常被提到的推重比是戰(zhàn)斗機

27、在格斗條件下的推重比。1. 推重比的折算在確定參數(shù)的過程中，應(yīng)該注意避免混淆起飛推重比和其它條件下的推重 比。如果所需的推重比是在其它條件下得到的，必須將它折算到起飛條件下去, 以便于選擇發(fā)動機的數(shù)量和大小。 例如，在設(shè)計過程中得到了巡航狀態(tài)的推重比（T/W）巡航，就可以用式（）進行折算:中飛如果可能的話，起飛與巡航條件下的推力比值，應(yīng)該從實際發(fā)動機數(shù)據(jù)中 得到，否則可采用類似發(fā)動機的數(shù)據(jù)，或者某些其它來源的數(shù)據(jù)。2. 推重比的統(tǒng)計估算值表給出了不同類型飛機的推重比（T/W）的典型值，這些值都是海平 面和零速度（靜態(tài)”狀態(tài)下的最大功率時的值。表推重比的統(tǒng)計值飛機類型典型裝機推重比噴氣教練機0.

28、4噴氣戰(zhàn)斗機（空中格斗機）0.9噴氣戰(zhàn)斗機（其它）0.6軍用運輸/轟炸機0.25噴氣運輸機0.25注意，現(xiàn)代空中格斗戰(zhàn)斗機的T/W值接近1.0，這表明推力近似等于重量。 在格斗條件下，當燃油消耗一部分后，飛機的推重比超過1.0 ,這時飛機甚至能 垂直向上加速。應(yīng)特別指出的是，能進行格斗的噴氣式戰(zhàn)斗機的 T/W是特指發(fā) 動機開加力時的值，而其它噴氣飛機的 T/W, 般是不開加力的值。推重比與最大速度密切相關(guān)，在后面的設(shè)計過程中，在最大設(shè)計速度情況下，氣動阻力的計算將與其它準則一起用于確定所需要的T/W，表給出了基于最大馬赫數(shù)或最大速度的曲線擬合方程，可用于估算推重比（T/W的初始值。表推重比與最

29、大馬赫數(shù)的關(guān)系/WTO aM maxac噴氣教練機0.4880.728噴氣戰(zhàn)斗機（空中格斗機）0.6480.594噴氣戰(zhàn)斗機（其它）0.5140.141軍用運輸/轟炸機0.2440.341噴氣運輸機0.2670.3633. 根據(jù)保證平飛狀態(tài)的統(tǒng)計確定推重比飛機在巡航狀態(tài)時，處于水平勻速飛行中。此時，飛機的重量等于作用在 飛機上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升阻比L/D的倒數(shù)，即:T1丿 、< ）iKKL L/D可通過多種方法計算，對于螺旋槳飛機，巡航L/D和最大L/D相同；對于噴氣式飛機，巡航L/D是最大L/D的86.6 %。求出巡航段推重比，然后根 據(jù)式就可以求出起飛時的推重比

30、。4. 根據(jù)爬升性能確定推重比爬升段的推重比可用式（）來推算，該式給出推重比的范圍，在設(shè) 計中，必須使爬升推重比不能小于該式所求得的值。匚G 2梓W Ae（）式中，G代表爬升梯度；Cdo是零升阻力系數(shù)，對于噴氣式飛機，近似等于0.015，對于整流好的螺旋槳飛機，近似等于 0.020，對于整流不好的固定式起 落架螺旋槳飛機，近似等于 0.03。e是奧斯瓦爾德（Oswald）效率因子，它是 誘導阻力效率的量度。對于戰(zhàn)斗機，e近似等于0.6，對于其它飛機，e近似等于0.8。對于無襟翼狀態(tài)而言，起飛襟翼狀態(tài) CD0大約增加0.02 , e將減少大 約5 %，著陸襟翼狀態(tài)，Cd。將大約增加0.07 ,

31、e將大約減少10 %?？墒辗诺?起落架在放下位置使 G。大約增加0.02。5. 根據(jù)起飛滑跑距離確定推重比除非特別指明，均認為起飛時地面為硬質(zhì)跑道（混凝土地面或柏油路面）。起飛要求通常以起飛場長要求的形式給出，這些要求因飛機而異（圖和圖）。對民機，應(yīng)滿足相應(yīng)的規(guī)范要求。對軍用飛機，起飛性能計算應(yīng) 按相關(guān)文獻的方法進行?；诓煌娜蝿?wù)，起飛要求通常以最小地面滑跑距離、 最小爬升率等形式提出。對海軍飛機還要有上艦?zāi)芰?，必須考慮彈射器的影響。下面主要講述按起飛要求對具有機械襟翼飛機的設(shè)計參數(shù)確定方法。對具圖2.4.1螺旋槳飛機起飛距離的定義圖2.4.2民機起飛距離的定義通常在飛機的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求中都給

32、出了飛機的起飛滑跑距離值，但是用下 式可以足夠精確地算出滑跑距離值：Vto2g（話。12(LD)to(2.4.4 )式中：Vto起飛速度（又叫離地速度）；W地面摩擦阻力系數(shù);地面摩擦阻力系數(shù)的值如表243所示:在起飛狀態(tài),STOG1.2CL maxTOVOW23.6 匚CLmaxTO ,將該式代入(式2.4.4)得到:W1(3 GW 2(245表典型的地面摩擦阻力系數(shù) wW GW G壓平的雪或冰0.02堅硬的土跑道0.07干的水泥路面0.02濕的草地0.06濕的水泥路面0.03草地0.08對亞音速飛機L/D飛機起飛滑跑時的升阻比，對超音速飛機L/D = 56,由(式2.4.5)可以得出求解推重比的的公式:“ cWT匸氣 111.05 S ( g T(246WCLmaxTOLTOGLD所以可以根據(jù)因為飛機的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求中給出了飛機的起飛滑跑距離值, 上式解出推重比。6. 根據(jù)最大平飛速度確定推重比飛行的速度增大時，飛機的阻力將增大?？朔枇π枰猛屏Γ燥w機 的需用推力值T需用就是飛機的實際阻力值 D，最大可用推力T可用減去阻力D 或者減去需用推力T需用，所得的剩余推力？T為：?T= T- D=T可用-T需用速度愈接近最大，剩余推力 ？T就愈小，直到這最大剩余推力 ？T等于零， 此時的速度即為最大平飛