3飞机总体参数详细设计部件.ppt

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1、飞机总体设计,飞行器工程学院 王琦 教授,1,第三章 飞机总体参数详细设计 ( 部件设计),3.1 设计的任务和步骤 3.2 机翼参数与选择 3.3 尾翼及其操纵面的设计 3.4 机身设计 3.5 隐身对布局的影响 3.6 推进系统的选择与设计 3.7 起落架设计,2,3.1 设计的任务和步骤,3.1.1 飞机总体参数详细设计的最优化准则 设计的主要目标是保证飞机总体参数的最优化。 复杂系统优化 局部最优的子系统 最优标准：总体或部件的重量最轻,3,3.1 设计的任务和步骤,3.1.2 飞机总体参数详细设计（部件设计）的主要任务 在飞机部件的设计过程中，要解决以下的问题：,1. 选择主要参数和

2、几何尺寸的最优值； 2. 选择最优形状、最优外形； 3. 选择飞机部件的最优结构受力形式，满足强度、刚度等要求并使重量最轻； 4. 选择最优材料和工艺过程，使在成批生产中保证外形和表面质量的条件下使飞机部件生产成本最低； 5. 保证飞机部件使用维护方便，在飞机部件重要结构和设备的检查和修理时，有自由接近的和进行必需的测量调整工作的可能性。,4,3.1 设计的任务和步骤,根据飞机主要参数值和规定的战术（使用）技术性能选择飞机部件的主要参数和几何尺寸并使它们最优化。 1.机翼：展弦比A、后掠角、根梢比、机翼根部和尖部翼型的相对厚度t/c、上反角w，几何扭转及气动扭转和增升装置选择； 2.尾翼：尾翼

3、的水平力臂和垂直力臂（LHT,LVT）、尾翼的面积SHT和SVT、舵面面积SHC和SVC、根梢比HT和VT、展弦比AHT和AVT； 3.机身：最大横截面积SMf、长细比l/d、机身长度lf、机身头部和尾部的长细比； 4.起落架和动力装置：起落架支柱和机轮尺寸、进气口和尾喷口的尺寸、发动机吊舱或起落架整流舱的最大截面积等。,5,3.1 设计的任务和步骤,飞机部件（最优）形状的选择与以下的参数的选择有关：,1.机翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置规律； 2.机翼和尾翼相对于机身的位置，水平尾翼（HT）和垂直尾翼（VT）的相对位置； 3.机身的横截面和机身头部与尾部的外形； 4.起落架的位置，起落架

4、收入机翼或机身内的可能性 （以及有没有设专门的整流罩的要求）； 5.发动机进气口、短舱、安装这些短舱的吊挂，以及喷口装置的形状。,6,3.1 设计的任务和步骤,3.1.3 飞机部件设计的步骤 1. 总体布局的选择： 常规布局（指尾翼在机身后段） 无尾式布局（指没有水平尾翼和鸭翼） 鸭式布局 三翼面布局,7,3.1 设计的任务和步骤,2. 机翼和尾翼（尾翼或鸭翼）的设计参数选择 机翼面积 展弦比 后掠角（固定翼或可变后掠翼） 相对厚度 翼型类型 根梢比 舵面的尺寸和布置 安装角（固定翼或可变后掠翼） 上反角,8,3.1 设计的任务和步骤,3. 机身方案的选择 乘员、旅客、行李、燃油、货物和其他有

5、效载重的安排 座舱或飞行仪表板的设计 机身内部设计 窗户、门和紧急出口的设计 燃油、行李和货物的容积检查 武器和储备的安排 加载和卸载的通道 维修和保养的通道,9,3.1 设计的任务和步骤,4. 推进装置类型的选择 增压式或非增压式活塞式发动机或者螺旋桨 涡轮螺旋桨 桨扇 涡轮喷气或涡轮风扇 冲压喷气或火箭 电机（太阳能、微波和电池等）,10,3.1 设计的任务和步骤,5. 发动机或螺旋桨数目的选择 6. 推进装置的布置 推进器：推进或拉进 发动机埋在机身内部或机翼里 发动机舱在机身上或机翼上 发动机和发动机舱的布置,11,3.1 设计的任务和步骤,7. 增升装置的类型、尺寸和布置的选择 机械

6、式襟翼 后缘或前缘增升装置 8. 起落架类型和布置的选择 固定式或可收放 后三点式、前三点式或自行车式 支柱和轮胎的数目 机轮收放位置 起落架收起的可行性,12,3.1 设计的任务和步骤,9. 飞机上使用的各主要系统的选择 飞控系统，主系统和备用系统 辅助动力装置 燃油系统 液压系统 冷气系统 电气系统 供氧系统 环境控制系统 防冰、除冰系统 喷洒系统（指农用飞机） 导航系统 电传控制系统,13,3.1 设计的任务和步骤,10. 结构布置、结构类型和生产细目的选择 金属、复合材料 主要飞机部件的结构布置 起落架结构 生产和制造的流程 11. 确定研究、发展、制造和使用的费用 潜在利润的估算（民

7、用飞机） 任务效能的估算（军用飞机） 全寿命周期费用估算（包括民机和军机）,14,3.2 机翼参数选择,3.2.1 翼型选择 3.2.2 机翼外形设计 3.2.3 边条 3.2.4 机翼的增升装置和副翼,15,3.2.1 翼型选择,P-51飞机,典型翼型族,16,翼型的参数 中弧线 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f 相对弯度f/b 最大厚度c 相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角,3.2.1 翼型选择,17,参数对翼型气动特性的影响前缘半径,3.2.1 翼型选择,18,提高后掠机翼升力特性的措施,后掠机翼在弦平面内弯曲时其剖面迎角的变化,3.2 机翼设计,19,3.

8、2.1 翼型选择,参数对翼型气动特性的影响相对厚度,马赫数与零升阻力的关系,20,3.2.1 翼型选择,参数对翼型气动特性的影响相对厚度,相对厚度经验曲线,21,3.2.1 翼型选择,参数对翼型气动特性的影响相对弯度 对于低速飞机，巡航速度比较小，所需的升力系数要大，应当采用相对弯度较大的翼型，对于高速飞机则应选取相对弯度较小的翼型或无弯度的对称翼型。 平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此这些翼面都要采用对称翼型,22,3.2.1 翼型选择,高速战斗机的方案设计初期 不必花太多的时间去精选合适的翼型，经常是利用已有气动试验数据的翼型，从中选择比较合适的，如NACA64A或65A

9、的对称翼型，确定好相对厚度； 而前缘半径、弯度和扭转，则可在详细设计时根据不同的任务要求和机翼平面形状再进行精修设计 大展弦比、小后掠的亚音速运输机 一般采用自己设计的超临界翼型，如美国的NASA SC(2)-0614，西工大的跨音速飞机用的NPU-S73613 还需注意翼型的配置，翼尖用失速性能好的翼型，翼根则用升阻比高、相对厚度大的翼型,23,3.2.2 机翼外形设计,机翼设计的依据 满足设计要求的飞机性能为主要依据，即应保证 尽可能大的升力及高的升阻比； 尽可能小的气动阻力； 良好的纵向及横侧向的操纵安定特性 满足强度和气动弹性要求,24,3.2.2 机翼外形设计,机翼几何形状定义,S

10、机翼参考面积 ； l 机翼展长； b0 翼根弦长； b1 翼尖弦长 ； 机翼展弦比 ； 机翼前缘后掠角； 根梢比（梯形比）; 翼型相对厚度; 扭转角,25,3.2.2 机翼外形设计,机翼几何形状定义,S 机翼参考面积 ； l 机翼展长； b0 翼根弦长； b1 翼尖弦长 ； 机翼展弦比 ； 机翼前缘后掠角； 根梢比（梯形比）; 翼型相对厚度; 扭转角（翼尖弦和翼尖弦的夹角）,欧美国家常用的表示符号 s b c根 c尖 ； LE 尖削比（梢根比）=1/ t/c; ,26,3.2.2 机翼外形设计,机翼的平均气动弦MAC,典型的气动中心0.25 亚音速 0.4 超音速,b1,b0,27,3.2.2

11、 机翼外形设计,主要参数选取展弦比 展弦比越大，即翼展长，升力线斜率即升阻比较大 小展弦比机翼的失速迎角大,升力系数与迎角的关系,28,3.2.2 机翼外形设计,主要参数选取展弦比 大型民用旅客机和军用运输机为提高升阻比，减小升致阻力，展弦比选在10左右 战斗机着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般选2.04.0,29,3.2.2 机翼外形设计,主要参数选取后掠角 增加后掠角，可以提高临界Ma数。 后掠角增加，可以降低气动阻力,亚音速前缘的后掠机翼,令 n= tg(r) /tg(u) n1 为超音速前缘,30,3.2.2 机翼外形设计,主要参数选取后掠角 当飞行Ma2时，如果采用亚音速前缘

12、，则后掠角可能很大，这样会引起机翼结构重量过份增大，同时翼梢分离更为严重。这时应当避开音速前缘，采用超音速前缘。 选取前缘后掠角的经验曲线,31,3.2.2 机翼外形设计,主要参数选取根梢比 根梢比影响机翼的升力沿展向分布的规律，大部分低速平直机翼的根梢比在22.5，后掠机翼的根梢比多在26范围内 除三角翼外，一般根梢比小于5，以避免翼尖失速,32,3.2.2 机翼外形设计,主要参数选取其他参数 扭转角 机翼扭转可以防止翼尖失速，改善升力分布，减小升致阻力，改善巡航特性。 一般翼根、翼尖的相对扭转角为3左右。 安装角机翼相对于机身的偏角 工程上常常给出翼根和翼尖处的安装角，并将两者之间的差值定

13、义为扭转 对多数初始设计，可假定通用航空飞机和自制飞机的安装角约2 ，运输机约1 ，军用飞机约为零度,33,3.2.2 机翼外形设计,主要参数选取其他参数 上（下）反角 上反角可提供横向安定效应 对于后掠机翼，为防止过大的横向安定性，大后掠时一般选12下反角。,34,3.2.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置 三种形式：上单翼、中单翼、下单翼,35,3.2.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置气动干扰问题 中单翼的气动干扰阻力最小，下单翼的干扰阻力最大。如果下单翼布局采用整流蒙皮，则可以大大降低气动干扰。 中单翼对飞机的横滚力矩特性影响不大，上单翼使系数变大，其效果相当于机翼具有较大

14、的上反角，下单翼正好相反。,36,3.2.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置上单翼结构布置 机身更加接近地面，这对运输机来说是很明显的优点，因为这简化了装卸货物的过程 应急着陆时，机翼不能对机身起到保护作用，水上迫降时，机身在水面下，应急疏散旅客困难 机翼可以贯穿机身，机翼的升力自身可以平衡，减轻了飞机的结构重量 由于机翼的位置很高，无法装起落架，起落架只能装到机身上，这时，起落架难以保证滑跑的稳定性，因为起落架的轮距不容易保证,37,3.2.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置中单翼结构布置 中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内

15、部装载的布置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响 中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的结构重量,38,3.2.2 机翼外形设计,机翼相对机身的垂直位置下单翼结构布置 有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架长度增加，重量增大。 为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时，机身在水面上，应急疏散旅客比较方便。 机翼可以贯穿机身，降低飞机的结构重量。 机身离地高度较大，装卸货物不

16、便。,39,3.2.2 机翼外形设计,选择上下位置时，必须认真分析不同布局的特点，结合飞机的设计要求才能确定。一般来说，轻型飞机采用下单翼，军用战斗机采用中单翼，军用运输机采用上单翼，旅客机采用下单翼,40,3.2.2 机翼外形设计,机翼的纵向位置需要根据飞机的重心和飞机的稳定性操纵性的指标来确定 尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心位于30% MAC处；考虑机身和尾翼的影响后，重心应大致在25% MAC处 有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处 对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵

17、型鸭翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位于机翼MAC大约1520%处,41,3.2.3 边条,“边条”是前缘尖锐，后掠角很大（达60以上）的涡流控制面 边条翼在大迎角飞行时产生脱体涡，本身具有涡升力，同时还控制和改善机翼的外翼气流分离，提高机翼的升力,42,3.2.3 边条,边条的涡升力容易引起俯仰力矩发生上仰。随着主动控制技术的发展，采用放宽静稳定性的办法可以有效解决纵向力矩不稳定的问题。,43,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,增升装置的作用与类型 作用主要是增加翼型的相对弯度和面积，并对附面层进行控制，延迟翼面上的气流分离，目的都是增加飞机升力，改善起降性能 一般分为后缘襟翼

18、 和前缘襟翼 右图中各种后缘 襟翼的增升作用 逐渐增加，但结 构复杂性也增加,(a)开裂式襟翼 (b)简单襟翼 (c)开缝襟翼 (d)后退开裂式襟翼 (e)单缝后退襟翼 (f)多缝后退襟翼,44,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,增升装置的作用与类型（续） 前缘襟翼包括前缘缝翼、克鲁格襟翼和可偏转的机翼前缘（机动襟翼）,45,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,襟翼参数选取 后缘襟翼的升力增量CL与其面积、偏度、后退襟翼的后退量、带缝襟翼的缝隙形式有关 后缘襟翼面积相对机翼面积一般在10%15%； 襟翼的展长受副翼位置的限制，一般不能超过机翼展长的60%；为了增加面积，只能增加弦长： 开裂式襟翼

19、相对弦长在25% 左右 简单襟翼30% 后退襟翼及单缝襟翼在2535%; 若采用襟副翼，其相对展长可达70%80%，相对弦长在20%左右。,46,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,襟翼参数选取（续） 后缘襟翼的偏角因襟翼形式不同而不同，一般情况下： 一般无缝襟翼偏度应小于25 单缝襟翼偏度在3035 双缝襟翼偏度可达4050 开裂襟翼可达60。 简单襟翼用于起降和 巡航状态增升，单、 双缝襟翼仅用于起降 增升。,47,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,襟翼参数选取（续） 若前缘襟翼展长在0.8翼展范围可分内、外两段 前缘襟翼根弦在15%20%，翼尖弦在20%30%（相对当地机翼弦长） 襟翼顺气

20、流偏角一般不超过30： 一般在起飞着陆时，前缘偏10，后缘偏30左右； 巡航状态前、后缘偏5左右； 大机动时前缘偏2530，后缘偏510。,48,副翼布置在机翼后缘两侧的横向操纵面，其作用是提供足够大的滚转力矩，保证满足飞机对横向操纵性的要求。,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,49,副翼的初步参数选取 副翼面积相对机翼面积一般在5%7%；副翼相对弦长约为20%25%； 如采用襟副翼，即后缘 襟翼与副翼合成一块， 其相对展长可达 60%80%。 一般副翼偏角a 不超过25。,3.2.4 机翼的增升装置和副翼,副翼选取曲线范围,50,尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，是飞机纵向和侧向上的平衡、稳定及操

21、纵机构。 尾翼设计的成败，直接关系到飞机的稳定性和操纵性，同时在一定程度上影响飞机的飞行性能，如速度、升限等，所以尾翼是根据飞机的操纵 、稳定性要求进行设计的。,3.3 尾翼布置及参数选择,51,3.3.1 尾翼的布置,后置尾翼变化情况,52,3.3.1 尾翼的布置,常规型尾翼通常可在重量最轻的情况，提供足够的稳定性和操纵性 T型比常规型重得多，因为尾翼必须加强，以支撑平尾 由于存在端板效应，T型的垂尾可以较小 T型把平尾抬高，避开了机翼尾流和螺旋桨滑流，使其效率提高，从而减小平尾尺寸 T型减小了平尾颤振，从而减轻了结构和飞行员的疲劳 十字型是介于上述二者之间的这种方案：既避免喷流对平尾或方向

22、舵的干扰，又减小重量代价；但无法利用端板效应来减小尾翼的面积,53,3.3.1 尾翼的布置,双立尾可以把方向舵设置得离开飞机中心线，通常比具有同等面积的单垂尾重，但往往更有效，也直接减少了所需的高度 在大迎角下，双立尾可能被机翼或前机身挡住 双立尾外倾对隐身有较大好处，一般外倾角在1525之间 V型尾翼是为了减小浸湿面积，与常规平尾和垂尾上对应的力是V型尾翼上的力在水平和垂直方向的投影 NACA研究表明，要获得满意的操稳性，V尾的尺寸需增大到其面积大约与所需的平尾和垂尾分开时的面积的总和相等，且操纵动作复杂，不过干扰阻力可以较低,54,3.3.1 尾翼的布置,平尾位置对失速特性的影响 失速时，

23、如果尾翼位于机翼尾流区，它将失去操纵能力，并进一步加剧上仰 一般尾力臂短的飞机，平尾都布置在机翼弦平面翼以下，或在机翼弦平面上但带有上反角,55,3.3.1 尾翼的布置,为改出尾旋的尾翼布置 尾旋时，飞机基本上是垂直下落，同时导致绕一垂直轴旋转，此时必须制止旋转并减小侧滑角，从而要求有足够的方向舵操作 大迎角下，平尾失速，产生紊流尾迹，并以大约45 的角度向上扩展。作为经验法则，方向舵至少应有三分之一必须在尾迹之外,56,3.3.1 尾翼的布置,为改出尾旋的尾翼布置（续） 将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响，但需要提防上仰 背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下的尾翼效率，这

24、可防止在尾旋中所遇到的那种大侧滑角，并在尾旋中增大方向舵操纵 腹鳍可以防止大侧滑角，且不会被机翼尾迹淹没，还用于避免高速飞行中的航向不稳定性,57,3.3.2 尾翼的布置,F/A-18E尾翼的错开,J-10的双腹鳍,58,3.3.2 尾翼参数选择,初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的尾容量,平尾,LHT（Lh）-尾力臂 SHT-平尾面积 鸭翼全面积外露面积 Cw（bA） -机翼平均气动弦长 Sw-机翼全面积,HT,LHTSHT,C,CWSW,=,59,3.3.2 尾翼参数选择,初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的尾容量,立尾,LVT(Lv) -尾力臂 SVT-立尾面积，双立

25、尾面积为二者之和 bw（l） -机翼翼展 Sw-机翼全面积,LVTSVT,CVT,bWSW,=,60,3.3.2 尾翼参数选择,根据尾容量系数和尾力臂的值可以计算尾翼面积 尾容量系数的统计值,61,3.3.2 尾翼参数选择,尾容量系数的修正 对于全动尾翼，尾容量系数可减小1015% 对T型尾翼，立尾尾容量系数由于端板效应可减小约5%，而平尾尾容量系数由于处于无扰动气流中可减小5% H型尾翼（A-10）的平尾尾容量系数可减小5% 尾力臂可以用机身长度的百分数来作初步的估算 对于发动机装在机翼上的飞机，尾翼力臂约为机身长度的5055% 对于发动机安装在后部的飞机，尾翼力臂约为机身长度的 4550%

26、 对采用主动控制技术的飞机，可将根据统计值算出的尾翼面积减小大约10%,62,3.3.2 尾翼参数选择,对于V型尾翼的飞机，首先分别估算所需的水平和垂直尾翼尺寸，然后计算V型尾翼的总面积以提供与常规尾翼需要相同的面积； V型尾翼的上反角应调整到所需的垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切，该角度应接近45,63,3.3.2 尾翼参数选择,鸭式布局飞机的鸭翼尺寸 对采用操纵型鸭翼的鸭式布局飞机，根据现有的该类飞机数据，平尾尾容量系数约为0.1，尾力臂的变化范围大约为机身长度的3550% 对采用升力型鸭翼的鸭式布局，尾容量系数法不适用，应按照所需的总机翼面积进行分配，通常是鸭翼占25%，机翼占75%,

27、64,3.3.2 尾翼参数选择,尾翼的展弦比与尖削比 平尾的前缘后掠角一般要大于机翼后掠角25，以使平尾在机翼之后失速，且使尾翼的临界马赫数大于机翼，但隐身的考虑往往会使二者取为一致 垂尾后掠角在3555之间变化,0.61.0,0.71.2,T型尾翼,0.30.6,1.32.0,0.30.6,35,其 它,0.40.6,1.52.0,0.30.5,610,滑翔机,0.20.4,0.61.4,0.20.4,34,战斗机,A,A,垂 尾,平 尾,65,3.3.2 尾翼参数选择,精确的尾翼平面形状，在设计的初始阶段并不非常关键。 对于方案设计，通常画出“看起来是对的（look right）”尾翼形状

28、就可以接受。 尾翼的相对厚度通常与机翼的相对厚度类似，采用选取机翼参数时所用的经验曲线作为初始。,66,3.3.2 尾翼参数选择,全动平尾与升降舵参数选择 对大后掠的全动平尾，宜采用斜轴形式转轴沿平尾结构后掠角布置 对中等后掠角梯形平尾，宜采用直轴形式转轴垂直于飞机对称线 一般转轴取在平尾的30%35%平均气动弦长范围,67,3.3.2 尾翼参数选择,在采用升降舵时，对速度不高的飞机，舵面相对面积约取为0.30.4；对跨音速飞机，相对面积约0.20.3,68,3.3.2 尾翼参数选择,方向舵的面积一般为立尾面积的20%30%,69,3.4 机身设计,3.4.1 机身设计的要求与过程 机身主要参

29、数的确定应该和飞机其它部件的参数计算同时进行。这些计算可以用迭代循环的方式进行，这种循环的简图如下图。,70,3.4 机身设计,71,3.4.2 机身参数的确定,长度lf、直径df、最大横截面积SMf，以及无量纲的机身长细比kflf/df 。 当截面不是圆形时，它的特征尺寸是最大宽度B，最大高度H，还经常按机身的最大截面积来决定等效直径,即,机身的几何参数,3.4 机身设计,72,机身长细比数据,3.4 机身设计,73,机身容积:,机身表面面积,3.4 机身设计,在统计的基础上导出了机身参数间关系的近似公式： 其中：b和A机翼的展长和展弦比； 其中：形状系数k，对于亚音速飞机k0.750.80

30、；对于超音速飞机k 0.700.75；,74,3.4.3 机身横截面的形状,用地板梁连接的双圆弧形成的机身横截面，地板梁在气密 压差作用下承受拉伸（飞机DC9）或压缩（安24）,3.4 机身设计,75,机身横截面的分布,3.4 机身设计,3.4.3 机身横截面的形状(续),76,3.4.4 机身头部和尾部外形的特点,飞行员视野、头部形状与风挡玻璃的协调,3.4 机身设计,77,机身尾部上翘缩短起落架支柱的长度（h、为常数）,军用运输机机身尾部外形的比较,3.4 机身设计,78,3.4 机身设计,C-130J尾舱门货桥,79,3.4 机身设计,A300-600ST白鲸,B747LCF,80,3.

31、4 机身设计,安225的货舱开口,81,BORING747,82,4.5 隐身对布局设计的影响,隐身技术的基本概念 隐身技术(Stealth Technology)又称为低可探测技术(Low Observability Technology)，泛指为了减少飞机被敌方侦察手段扑捉 、跟踪和攻击所采用的设计技术，涉及的侦察手段包括雷达、红外线、光电和目视等。,83,雷达散射截面（RCS）的定义 RCS用以度量目标在雷达波照射下所产生的回波强度大小，用 表示，常用单位为m2或分贝平方米dBsm RCS越大，说明反射越强，越容易被发现,4.5 隐身对布局设计的影响,*参考飞行器隐身技术雷达散射截面控制

32、（武哲）,84,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面的量纲,(dBsm） m2 dBsm 1000 30 100 20 10 10 1 0 0.1 -10 0.01 -20,85,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面曲线图 一架飞机的RCS对于不同照射方向，其值不同，通常用头向或全向的均值来衡量,计算软件：SEACD 入射波长： 0.03m （X波段） 计算方法：不考虑遮挡的物理光学法,T9（330504） Vs. F-16（Demo）,86,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面和探测距离,L,RCS(m2) L(km) 10 100 5 84 1 56 0.1 32 0.0

33、1 18,87,4.5 隐身对布局设计的影响,雷达散射截面的实例,B-52 -150平方米（头向） B-2 -0.03平方米（头向） F-16 -3平方米（头向） 幻影2000 -9平方米（头向） F-117 -0.02平方米（头向） F-22 -0.05平方米（头向） 序号 名 称 长度 直径 横向 头向 (mm) (mm) RCS(dBsm) RCS(dBsm) 1 蓝翅蝗虫 20 4 -30 -40 2 工 蜂 13 6 -40 -45 3 绿头苍蝇 9 3 -46 -50 4 成年鸭子 12磅 -12dBsm,88,4.5 隐身对布局设计的影响,外形隐身设计的基本原则 消除能形成角反射

34、器的外形布局。,89,4.5 隐身对布局设计的影响,外形隐身设计的基本原则 变后向散射为非后向散射,90,4.5 隐身对布局设计的影响,外形隐身设计的基本原则 3. 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施,91,4.5 隐身对布局设计的影响,将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去（大于正前方40以外），使雷达波反射尖峰叠在一起以减少强尖峰个数,92,4.5 隐身对布局设计的影响,采取措施消除强散射源：对于进气道，采用进气口斜切及将进气道设计成S弯形；武器尽量内埋，取消外挂,93,4.5 隐身对布局设计的影响,结构细节设计，包括铆钉、台阶等的处理，以及将口盖边缘和缝隙等设计成锯齿

35、形状 当某些部件不能采用外形隐身措施时，可以利用吸波材料降低回波强度,B-2专用恒温机库,94,4.6 推进系统的选择与设计,4.6.1 推进系统概述 飞机的推进装置包括：（1）发动机及其附件；（2）进气系统；（3）排气系统。 需要有以下的基本数据：飞机的用途、所要求的飞机性能和飞机的起飞重量。 对动力装置的主要要求是：保证燃油消耗率最低（尤其是远程飞机）、比重最小（尤其是大推重比的飞机），以及具有足够的可靠性和低成本。,95,飞机动力装置设计的逻辑框图,4.6 推进系统的选择与设计,96,4.6 推进系统的选择与设计,要考虑以下两种情况： （1） 开始设计时，发动机已制出（即在已经有了现成发

36、动机的情况下进行飞机设计）； （2）需研制所设计飞机专用的新的发动机。 后面的图给出了现代飞机动力装置设计的大致顺序。,97,4.6 推进系统的选择与设计,4.6.2 飞机的进气道设计 1、进气道的工作情况 现代飞机动力装置系统中进气道的功能如下： （1）保证发动机在各种工作状态下都能稳定地工作； （2）对进入进气道的空气进行压缩，使气流的动能变成压力势能。 现代飞机的进气道，为了充分地发挥作用，应该保证： （1）有尽可能高的总压恢复系数； （2）压气机进口处的速度场要足够均匀； （3）在各种使用工作状态下都能稳定地工作（没有严重的气流分离 和压力脉动）； （4）外部阻力尽可能小。,98,3.

37、6 推进系统的选择与设计,2、亚音速进气道 设计和使用亚音速进气道所积累的经验使这类进气装置已可以达到很高的总压恢复系数值：BX0.970.98。,亚音速进气道,99,3.6 推进系统的选择与设计,3、超音速进气道,图3.6.3 形成激波的不同方式 a外压式进气道；b混合式进气道；c内压式进气道,100,4、进气道和发动机的相容性 在出现各种可能的不稳定因素时发动机仍能保持稳定的特性，以稳定和过渡状态工作，就叫做与进气道具有相容性。,3.6 推进系统的选择与设计,101,F15飞机的进气道调节系统,3.6 推进系统的选择与设计,102,F-15,103,5、进气道在飞机上的布置,3.6 推进系

38、统的选择与设计,附面层的吸除,F-22,104,3.6 推进系统的选择与设计,4.6.3 排气系统 1、降低底阻,可调节尾喷管的截面图,105,2、空气喷气发动机的反推力,多用途战斗机上发动机的气动引射器和反推力装置 a进气活门打开；b进气活门关闭；c反推力装置打开,3.6 推进系统的选择与设计,106,2、空气喷气发动机的反推力,3.6 推进系统的选择与设计,SAAB 37,107,3.7 起落架设计,4.7.1 起落架型式的选择 飞机上采用的起落架有四种型式：后三点式起落架、前三点式起落架、机翼下带支点的自行车式起落架及多支点式起落架,108,3.7 起落架设计,4.7.1 起落架型式的选

39、择,109,3.7 起落架设计,4.7.1 起落架型式的选择,110,3.7 起落架设计,4.7.1 起落架型式的选择,多支柱式起落架,111,3.7 起落架设计,4.7.2 起落架主要几何参数的选择 前三点式起落架的主要几何参数有： （1）纵向轮距b； （2）主轮距B； （3）主轮伸出量e； （4） 前轮伸出量a； （5）主轮伸出角r； （6）防擦地角； （7）停机角。,112,3.8 飞机初步设计实例,为了加深对本章内容的了解，下面以150座喷气式飞机为例进行初步设计。 （省略）,113,飞机型式选择的主要内容是什么？ 简述飞机鸭式、无尾式和三翼面布局的特点。 简述方案设计初期选择战斗机和

40、亚音速运输机翼型的基本原则。 飞机机翼的主要平面参数有哪些？ 如何初步确定飞机的后掠角？,复 习 题,114,用作图法表示出机翼、鸭翼和平尾平均气动弦的确定方法，并标出机翼的亚音速气动中心位置。 分别说明上单翼和下单翼布置在气动和结构上的特点。 简述在尾翼布置中如何考虑改出尾旋的需要。 简述飞机外形隐身设计的基本原则。,复 习 题,115,3.4 尾翼及其操纵面的设计,3.4.1 尾翼初步设计 1、初步确定尾翼及操纵面的位置和尺寸的步骤 第1步：作为一般原则，平尾不应直接放在推进器滑流中。 第2步：确定尾翼的位置。 第3步：确定尾翼尺寸。 第4步：确定尾翼的平面几何形状。 第5步：绘制尾翼平面

41、形状尺寸图。 第6步：确定纵向和航向操纵面的尺寸和位置。 第7步：简明地用报告说明第1到第6步，并给出标注有尺寸的图。,116,3.4 尾翼及其操纵面的设计,2、纵向静稳定性估算（纵向X-图法）： 下图给出了一些例子的纵向站位图，注意图中的两个X分别代表: （1） Xc.g. 代表当平尾(鸭翼)改变位置时，重心c.g相对机翼平均气动力弦前后移动的距离。 （2） Xa.c. 代表当平尾(鸭翼)改变位置时，焦点a.c. 相对机翼平均气动力弦前后移动的距离。,117,3、航向静稳定性估算（航向X-图法）： 下图给出了一个X-图的例子。,3.4.2 尾翼外形的选择 3.4.3 操纵面外形及参数的选择,

42、3.4 尾翼及其操纵面的设计,118,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,2.7.1 概述 隐身技术的专业定义是：在飞机研制过程中设法降低其可探测性，使之不易被敌方发现、跟踪和攻击的专门技术。所谓隐身能力，又称为低可探测性。 隐身性包括四个方面：雷达隐身、红外隐身、声隐身、可见光隐身。 评定和衡量一架隐身飞机的最重要的参数是雷达散射截面积(RCS)，它是目标的一种折算面积，用来度量目标在雷达波照射下所产生的回波强度大小，用表示。,119,RCS随观察角度的变化,军用飞机的RCS值,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,120,雷达对不同飞机的探测距离,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,1

43、21,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,1. 实体 简单几何形状的RCS比较见下图，其中以球体作为比较的基准，RCSl m2。,122,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,2. 空腔体 飞机的进气道、喷管和舱盖都是空腔体，在进气道和喷管的内端头有高速旋转的压气机和涡轮，对于雷达波来说相当一个平板。 下图是战斗机各种部件对RCS贡献的示意图。,入射波方向对RCS的影响,战斗机各部件的RCS示意图,123,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,3. 边缘和缝隙 机翼前缘对雷达入射波产生散射，其中一部分能量成为雷达的反射信号。 下图为运输机各种部件对RCS贡献的示意图。,边缘和缝隙的雷达散射波

44、,运输机各部件的RCS示意图,124,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,2.7.2 考虑隐身性能的气动布局原则和措施 1. 考虑隐身性能的气动布局原则 (1) 消除能够成角反射器的外形布局，如垂直侧面机身与机翼采用翼身融合体设计，单立尾与平尾的角反射器采用倾斜的双立尾来消除，如图2.7.10所示。 (2) 变后向散射为非后向散射，如F-22采用带棱边的机头，将机身平侧面改成倾斜侧面，在突防时将雷达天线倾斜一个角度等，如图2.7.11所示。 (3) 采用一个部件对另一强散射部件的遮挡措施，如采用背部进气道，用机身和机翼遮挡了进气道，例如F-117飞机的进气道；但这种布置进气道，大迎角特性不好

45、。利用机翼及边条对机身的遮挡可减小侧向的RCS值。,125,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,(4) 将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去(大于正前方40以外)，如F-22、F-23的机翼、平尾、立尾的前缘和后缘都互相平行，如图2.7.12所示。,图2.7.10 垂尾倾斜消除角反射,126,图2.7.11 变后向散射为非后向散射,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,127,翼面前后缘平行可减小雷达反射,斜切口及S形进气道,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,128,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,(5) 消除强散射源。 (6) 结构细节设计。 (7) 当某些部件或部位不能使用外形隐身措施时，必须采取其他措施来弥补。 2. 考虑隐身性能的气动布局措施 本节将结合现有的隐身飞机介绍隐身气动设计的主要措施。现在世界上在役的隐身飞机有3种：对地攻击机F-117(图2.7.14)，战略轰炸机B-2(图2.7.15)，第四代战斗机F-22(图2.7.16)，曾经和F-22共同参与美国ATF(先进技术战斗机)竞标的原型机YF-23(图2.7.17)也是一种隐身飞机，在此一并介绍。,129,2.8 隐身性能对飞机气动布局的影响,130,B-2,131,F-22,132,F-117,133,YF-23,134,谢 谢！,