总体基本参数的初步确定

飞机总体基本参数的含义

• 在设计人员确定了飞机布局后，接下来的问题是：

– 飞机大概有多重？需多少能源？

– 需要发动机的推力或功率是多少？

– 飞机应该多大？

• 基本总体参数

– 飞机最大起飞重量: Wto（kg）

– 动力装置的海平面静推力: T0 （10N）

– 机翼面积: S （m2）

• 相对参数

– 翼载荷 Wto/ S (kg/m2)

– 推重比 T 0 / Wto (10N/kg)

设计工作中的难题

基本参数估算的思路

基本参数估算的流程

确定飞机基本参数的方法

• 确定翼载和推重比的方法

–界限线（Constraint Boundary Analysis）

• 估算飞机最大起飞重量的方法

–任务剖面与燃油系数

–重量统计数据与经验方程

推重比和翼载的初步确定

界限线法

界限线法

起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S)

着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S)

最大速度 = f3(T0/ Wto, Wto/S)

第二阶段爬升 = f4(T0/ Wto, Wto/S)

转弯半径 = f5(T0/ Wto, Wto/S)

……

• 根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的

推重比和翼载的可选区域。

• 也称 Constraints Analysis

关键：性能～翼载和推重比的计算模型

基本方程

基本方程的推导

基本方程的推导

基本方程的推导

基本方程的作用

Case 1: Constant Altitude/Speed Cruise (Ps = 0)

Case 2: Constant Speed Climb (Ps = dh/dt)

Case 3: Constant Altitude/Speed Turn ( Ps = 0 )

Case 4: Horizontal Acceleration

Case 5: Takeoff Ground Roll

STR: distance to transit to the angle of climb direction

SCL : distance to clear an obstacle of given height.

STR: distance to transit to the angle of climb direction

SCL : distance to clear an obstacle of given height.

Case 5: Takeoff Ground Roll, when TSL >> (D+R)

Case 5: Takeoff Ground Roll, when TSL >> (D+R)

Case 6: Takeoff Ground Roll

Case 7: Braking Roll (sB)

Landing Terminology

Case 7: Braking Roll (sB)

Case 8: Service Ceiling ( Ps = dh/dt)

Case 9: Takeoff Climb Angle

界限线法中输入数据的预估

• 在界限线法中，需要设置的二类数据：

– “硬”数据（设计要求）：

• 商载、航程、航速、巡航高度等

– 预估的数据：

• 气动数据：升阻特性，最大升力系数

• 发动机特性：各油门、速度、高度下的推力

• 重量特性：各飞行阶段的重量

• 为了使初始方案较合理，预估的数据应尽量接

近最后方案的数据。

• 如何使预估的数据尽量准确？

气动数据的预估

• 最大升力系数

– 在分析飞机起降性能时，需输入襟翼打开时最大升力系数CLmax 。

– CLmax可根据飞机的类型和襟翼类型来初估。

气动数据的预估

• 升阻特性

– 在分析飞机干净构型的性能，需要知道飞机的升阻特性。

气动数据的预估

气动数据的预估

气动数据的预估

推力特性的预估

• The variation of installed engine thrust with Mach number,

altitude, and afterburner operation can be estimated by

developing a simple algebraic equation。

• That equation has been fit to either existing data of company-

published performance curves or predicted data based on the

output of performance cycle analysis with estimates made for

installation losses.

推力特性模型

根据发动机不同使用状态情况，其实际推力与发动机海

平面静推力的换算系数如下：

1 2 3 4( ) S

NF K K R K K R M

1 2 3 4, , , sK K K K 和

Fτ等于为加力系数，对于运输机，一般无需加力，取1；

MN为飞行马赫数；

σ为飞行高度相对大气密度；

R 为发动机涵道比

根据不同的发动机按照下表进行确定

发动机实际推力与海平面静推力的换算系数α

发动机模型中的系数

1K 2K 3K 4K 涵道比 巡航马赫数范围 s

3~6 0~0.4 1.0 0 -0.6 -0.04 0.7

3~6 0.4~0.9 0.88 -0.016 -0.3 0 0.7

8 0~0.4 1.0 0 -0.595 -0.03 0.7

8 0.4~0.9 0.89 -0.014 -0.3 0.005 0.7

1 2 3 4, , , sK K K K 和 的确定

重量系数预估

• In the computation of every constraint, the instantaneous

weight fraction (fl) of the aircraft is required.

• An initial numerical estimate for this weight fraction at each

mission junction must be based on experience.

• To provide you with guidance for these estimates, the

instantaneous weight fraction along the mission of two

typical aircraft, a fighter aircraft and a cargo or passenger

aircraft, are shown in Figs. 2.12 and 2.13, respectively.

重量系数预估

重量系数预估

关于着陆重量

• 对于多数轻型飞机，最大着陆重量一般等于最大起飞量量。

• 对于航程较大的飞机，最大着陆重量与航程有关。

– 一般为0.7 至0.9倍的最大起飞量量。

着陆重量与航程之间的关系

重量特性的预估

几个关于飞机重量的术语

最大起飞重量 to payload empty fuelW W W W

或用系数表述： 1empty payload fuel

to to to

W W W

W W W

其中：Wempty是使用空重；Wpayload是有效载荷重量；Wfuel是燃油重量

empty

to

W

W

payload

to

W

Wfuel

to

W

W－空重系数 －商载系数 －燃油系数

几个关于飞机重量的术语

基本空重

使用项目

旅客＋行李

货物

任务燃油

备用燃油

制造空重

使用空重

最大零燃油重量

最大着陆重量

最大起飞重量

• 机组人员重量（含机组人员需要的相关物品）

• 安全设备（应急氧气和救生艇）

• 装货设备

• 水、食品等

• 死油

最大起飞重量估算的思路

to payload empty fuelW W W W

设计要求中

已给定

统计法

根据已有飞机的统计

数据，通过拟合方法

建立Wempty与Wto之间

的关系式。

燃油系数法

根据飞行剖面图，估

每段飞行任务中的油

耗，最终计算出燃油

系数。

单通道客机的重量统计数据

单通道客机的重量统计关系式

公务机的重量统计数据

公务机的重量统计关系

Weight Trend Data － Business Jet

双通道客机的重量统计数据

双通道客机的重量统计数据拟合

军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据

军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合

运输机的统计数据

拟合出的统计关系式

燃油系数的计算

• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段

（除巡航阶段以外）的燃油系数为：

• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定

Breguet航程方程

( . ) ln initial

final

WV LRang N Mi

C D W

对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：

其中：

V: 是巡航速度（Knots）

C: 是发动机耗油率（lb/hr/lb)

L/D: 巡航阶段的升阻比

Winitial：巡航起始时的飞机重量

Wfinal： 巡航结束时的飞机重量

巡航阶段燃油系数计算

ln initial

final

W Range

a LWM

C D

其中：

Range：巡航段航程（N. Mi)

a: 是巡航高度上的声速（Knots）

C: 是发动机耗油率（lb/hr/lb)

L/D: 巡航阶段的升阻比

M：马赫数

典型民机的升阻比

机型 升阻比

Fokker F27 17.6

B707-320 18.6

B727-200 16.2

B737-300 15.1

B747-400 17.4

B757-200 17.1

B767-200 18.1

A300 B4 15.0

A320 17.6

机型 升阻比

L1011-100 16.0

DC-3 15.3

DC-7C 18.5

DC-10-30 17.2

MD-80 15.6

MD-11 18.2

Laerjet 13.0

湾流GⅢ 15.6

关于发动机耗油率

涡扇发动机的耗油率

涵道比

装机后耗油率

重量估算方法之一：作图法

• 根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值Wto trial 。

• 对每个Wto trial计算出对应的燃油重量系数和燃油重量

Wfuel ，并计算“可用空重” Wempty avail：

Wempty avail＝ Wto trial－Wfuel－Wpayload

• 获取同类飞机Wto和Wempty的数据，画在坐标系中，并通

过数据拟合方法，获得Wto和Wempty之间的统计关系图。

• 在Wto与Wempty的统计图中，画出3个Wto trial 及对应的

Wempty avail点，并连成直线，二条线的交点就是所需求解

的最大起飞重量和使用空重。

重量关系图

重量估算的实质：假设的重量不仅要满足任务载荷和燃油

重量，而且要满足最大起飞重量与使用空重的统计关系。

重量估算方法之二：求解方程

最大起飞重量可以看作是一个非线性方程的求解。

to payload empty fuelW W W W

B

to payload to toW W A W C W

1

2

( )

( )

B

empty to to

fuel to to

W f W A W

W f W C W

其中，A和B是统计关系式中的系数；C是燃油系数。

采用求解非线性方程的方法（例如迭代法），通过编程计算即可

求出Wto，进而估算出使用空重Wempty与燃油重量Wfuel。

算例：单通道客机重量估算

设计要求

算例：单通道客机重量估算

飞行任务剖面图

算例：单通道客机重量估算

• 在重量估算中，关键是估算巡航阶段燃油系数。

• 根据设计要求：

– 航程 Range＝1500 n.mi

– 巡航速度：M＝0.82

– 巡航高度：35000 ft； 声速：a = 576.4 kts

• 预估数据（参考统计数据）

– 耗油率 C＝0.6 （涵道比为6）

– 升阻比 L/D ＝ 17.6

算例：单通道客机重量估算

• 根据Breguet航程方程：

ln initial

final

W Range

a LWM

C D

计算得：

1.142initial

final

W

W

代入数据：

Range＝1500 n. mi

a:＝576.4 Knots ( 巡航高度35000ft）

C＝0.6 lb/hr/lb （涵道比假设为6）

L/D＝17.6

M=0.82

算例：单通道客机重量估算

11 1

11 0.124

1.142

fuel cruise to end of cruise to final

fuel cruise final

to to to

final

fuel cruise

to

W W W W W

W W

W W W

W

W

W

因为：

所以：

＝－

算例：单通道客机重量估算

燃油系数的计算

算例：单通道客机重量估算

算例：单通道客机重量估算

算例：单通道客机重量估算

算例：单通道客机重量估算

最终求得的重量数据：

计算燃油系数的简化方法

燃油系数公式： ln Fuel

to

W ESAR

a LWM

C D

代入数据：

Range＝1500 n. mi

a:＝576.4 Knots ( 巡航高度35000ft）

C＝0.6 lb/hr/lb （涵道比假设为6）

L/D＝17.6

M=0.82

Wfuel / Wto= ?

568 1.063ESAR Range ESAR为当量无风航程：