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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:
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