飛機(jī)總體參數(shù)詳細(xì)設(shè)計(jì)

(部件設(shè)計(jì))

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

3.1.1飛機(jī)總體參數(shù)詳細(xì)設(shè)計(jì)的最優(yōu)化準(zhǔn)則

設(shè)計(jì)的主要任務(wù)是保證飛機(jī)總體參數(shù)的最優(yōu)化。

復(fù)雜系統(tǒng)優(yōu)化局部最優(yōu)的子系統(tǒng)

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟3.1.2飛機(jī)總體參數(shù)詳細(xì)設(shè)計(jì)（部件設(shè)計(jì)）的主要任務(wù)在飛機(jī)部件的設(shè)計(jì)過程中，要解決以下的問題：

1.選擇主要參數(shù)和幾何尺寸的最優(yōu)值；

2.選擇最優(yōu)形狀、最優(yōu)外形；

3.選擇飛機(jī)部件的最優(yōu)結(jié)構(gòu)受力形式，滿足強(qiáng)度、剛度等要求并使重量最輕；

4.選擇最優(yōu)材料和工藝過程，使在成批生產(chǎn)中保證外形和表面質(zhì)量的條件下使飛機(jī)部件生產(chǎn)成本最低；3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

5.保證飛機(jī)部件使用維護(hù)方便，在飛機(jī)部件重要結(jié)構(gòu)和設(shè)備的檢查和修理時(shí)，有自由接近的和進(jìn)行必需的測量調(diào)整工作的可能性。根據(jù)飛機(jī)主要參數(shù)值和規(guī)定的戰(zhàn)術(shù)（使用）技術(shù)性能選擇飛機(jī)部件的主要參數(shù)和幾何尺寸并使它們最優(yōu)化。

1.機(jī)翼：展弦比A、后掠角Λ、根梢比λ、機(jī)翼根部和尖部翼型的相對厚度t/c、上反角Γw，幾何扭轉(zhuǎn)及氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)和增升裝置選擇；

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟2.機(jī)身：最大橫截面積SMf、長細(xì)比l/d、機(jī)身長度lf、機(jī)身頭部和尾部的長細(xì)比；3.尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂（LHT,LVT）、尾翼的面積SHT和SVT、舵面面積SHC和SVC、根梢比λHT和λVT、展弦比AHT和AVT；4.起落架和動(dòng)力裝置：起落架支柱和機(jī)輪尺寸、進(jìn)氣口和尾噴口的尺寸、發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙或起落架整流艙的最大截面積等。

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟飛機(jī)部件（最優(yōu)）形狀的選擇與以下的參數(shù)的選擇有關(guān)：

1.機(jī)翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置規(guī)律；2.機(jī)翼和尾翼相對于機(jī)身的位置，水平尾翼（HT）和垂直尾翼（VT）的相對位置；3.機(jī)身的橫截面和機(jī)身頭部與尾部的外形；4.起落架的位置，起落架收入機(jī)翼或機(jī)身內(nèi)的可能性（以及有沒有設(shè)專門的整流罩的要求）；5.發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口、短艙、安裝這些短艙的吊掛，以及噴口裝置的形狀。

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟3.1.3飛機(jī)部件設(shè)計(jì)的步驟

下面給出對飛機(jī)各個(gè)部件的主要型式、尺寸、形狀的選擇步驟；這些部件的其它性能的選擇（結(jié)構(gòu)的、強(qiáng)度的和工藝的等）在專門的教材里進(jìn)行研究。

1.

總體布局的選擇：

·常規(guī)布局（指尾翼在機(jī)身后段）

·無尾式布局（指沒有水平尾翼和鴨翼）

·鴨式布局

·

三翼面布局

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

2.

機(jī)身方案的選擇

·

乘員、旅客、行李、燃油、貨物和其他有效載重的安排

·

座艙或飛行儀表板的設(shè)計(jì)

·

機(jī)身內(nèi)部設(shè)計(jì)

·

窗戶、門和緊急出口的設(shè)計(jì)

·

燃油、行李和貨物的容積檢查

·

武器和儲(chǔ)備的安排

·

加載和卸載的通道

·

維修和保養(yǎng)的通道

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟

3.推進(jìn)裝置類型的選擇

·增壓式或非增壓式活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)或者螺旋槳

·渦輪螺旋槳

·槳扇

·渦輪噴氣或渦輪風(fēng)扇

·沖壓噴氣或火箭

·電機(jī)（太陽能、微波和電池等）

4.發(fā)動(dòng)機(jī)或螺旋槳數(shù)目的選擇

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟5.

推進(jìn)裝置的布置

·推進(jìn)器：推進(jìn)或拉進(jìn)

·發(fā)動(dòng)機(jī)埋在機(jī)身內(nèi)部或機(jī)翼里

·發(fā)動(dòng)機(jī)艙在機(jī)身上或機(jī)翼上

·發(fā)動(dòng)機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)艙的布置6.

機(jī)翼和尾翼（尾翼或鴨翼）的設(shè)計(jì)參數(shù)選擇

·機(jī)翼面積

·展弦比

·后掠角（固定翼或可變后掠翼）

·相對厚度

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟·相對厚度

·翼型類型

·根梢比

·舵面的尺寸和布置

·安裝角（固定翼或可變后掠翼）

·上反角

7.增升裝置的類型、尺寸和布置的選擇

·機(jī)械式襟翼

·后緣或前緣增升裝置3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟8.

起落架類型和布置的選擇

·固定式或可收放

·后三點(diǎn)式、前三點(diǎn)式或自行車式

·支柱和輪胎的數(shù)目

·機(jī)輪收放位置

·起落架收起的可行性

9.

飛機(jī)上使用的各主要系統(tǒng)的選擇

·飛控系統(tǒng)，主系統(tǒng)和備用系統(tǒng)

·輔助動(dòng)力裝置

3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟·燃油系統(tǒng)

·液壓系統(tǒng)

·冷氣系統(tǒng)

·電氣系統(tǒng)

·供氧系統(tǒng)

·環(huán)境控制系統(tǒng)

·防冰、除冰系統(tǒng)

·噴灑系統(tǒng)（指農(nóng)用飛機(jī)）

·導(dǎo)航系統(tǒng)

·電傳控制系統(tǒng)3.1設(shè)計(jì)的任務(wù)和步驟10.

結(jié)構(gòu)布置、結(jié)構(gòu)類型和生產(chǎn)細(xì)目的選擇

·金屬、復(fù)合材料

·主要飛機(jī)部件的結(jié)構(gòu)布置

·起落架結(jié)構(gòu)

·生產(chǎn)和制造的流程11.

確定研究、發(fā)展、制造和使用的費(fèi)用

·潛在利潤的估算（民用飛機(jī)）

·任務(wù)效能的估算（軍用飛機(jī)）

·全壽命周期費(fèi)用估算（包括民機(jī)和軍機(jī)）

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

以下是機(jī)翼平面設(shè)計(jì)和橫向操縱面形狀位置設(shè)計(jì)的過程。

第1步：考慮對機(jī)翼布局起主要影響的因素，確定布局是下列形式之一：（1）常規(guī)布局（指尾翼后置）（4）鴨翼（2）飛翼（指無平尾或鴨翼）（5）三翼面（3）串列式機(jī)翼（6）連接式機(jī)翼第2步：確定機(jī)翼總的結(jié)構(gòu)布局：（1）懸臂式機(jī)翼（2）支撐式機(jī)翼第3步:機(jī)翼/機(jī)身總體布置的確定：（1）上單翼（2）中單翼（3）下單翼3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

下面這些機(jī)翼/機(jī)身布局的比較只有在其它條件均相同時(shí)才是正確的。數(shù)字1表示‘首選’，數(shù)字3表示‘最不合適’。

*表示在很大程度上取決于機(jī)翼通過機(jī)身的位置

**

表示如果起落架收入機(jī)身內(nèi)，那么起落架重量將不再是一個(gè)必需的因素。在這種情況下,起落架經(jīng)常需要減震器外形整流，而這又會(huì)引起附加阻力。3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)第4步:選擇機(jī)翼1/4弦線后掠角和機(jī)翼相對厚度后掠角的類型有以下幾種：（1）零度后掠或平直翼（2）后掠（也叫正后掠）（3）前掠（也叫負(fù)后掠）（4）變后掠（對稱變后掠）（5）斜掠（不對稱變后掠）

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)第5步：選擇翼型

第6步：確定機(jī)翼尖削比λW并繪制機(jī)翼平面尺寸圖。第7步：列出最大升力系數(shù)。第8步：確定橫向操縱面的形狀、尺寸及位置。第9步：在6步繪制的機(jī)翼平面圖上標(biāo)出前后翼梁軸線第10步：機(jī)翼油箱容積的計(jì)算第11步：確定機(jī)翼上反角Γｗ第13步：將各步的決定和清晰的尺寸圖歸入一份簡短的文檔。

第12步：確定機(jī)翼安裝角及機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角εt3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)參數(shù)計(jì)算

3.2.1機(jī)翼的展弦比機(jī)翼的幾何展弦比是無因次的幾何參數(shù)，并由下式確定：

A＝b2/S

其中b－機(jī)翼的翼展，米；S－機(jī)翼面積，米2。在確定機(jī)翼的氣動(dòng)力特性時(shí),不用幾何展弦比，而用有效展弦比。

3.2.2機(jī)翼的平均相對厚度機(jī)翼的平均相對厚度由下式確定：

t/c＝SMW/S=SMW

其中：SMW－機(jī)翼最大截面積，米2。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2.3

中弧面的形狀機(jī)翼中弧面的形狀同樣也是機(jī)翼的幾何特性。它的定義是由翼型上、下輪廓構(gòu)成機(jī)翼的上、下表面法向坐標(biāo)之和的一半（機(jī)翼展向?yàn)閆坐標(biāo)）：3.2.4

機(jī)翼的容積機(jī)翼的容積是機(jī)翼很重要的幾何特性，它可以用于放置燃油。對于有直母線的機(jī)翼，在前后緣之間整個(gè)機(jī)翼的最大理論容積（米）可以按下式計(jì)算：

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2.5中等展弦比和大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)力特性

1、機(jī)翼升力特性（CLα值的確定）中等展弦比和大展弦比機(jī)翼在低亞音速無紊流流動(dòng)時(shí)的升力特性用升力系數(shù)和迎角的關(guān)系，以及升力系數(shù)對迎角的導(dǎo)數(shù)來評定：

2、機(jī)翼的最大升力特性機(jī)翼的最大升力特性，以CLmax的大小來評定，它決定于翼型沿翼展的分布，機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)和平面形狀，也就是決定于它的氣動(dòng)布局型式。機(jī)翼的氣動(dòng)布局應(yīng)該考慮到機(jī)翼的流場特點(diǎn)。對于后掠機(jī)翼特點(diǎn)有：圖3.3.2上給出了由同類翼型組成的梯形后掠機(jī)翼的CL實(shí)際值沿展向的分布。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)圖3.2.3上給出了展向環(huán)量分布與機(jī)翼根梢比λ、后掠角Λ的關(guān)系。3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)在圖3.2.4上表示了后掠機(jī)翼縱向力矩隨迎角α的變化。

圖3.2.4在Cm(α)＝f(CL)關(guān)系中“勺形區(qū)”的形成3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3、提高后掠機(jī)翼升力特性的措施為了提高后掠機(jī)翼的CLmax值和對應(yīng)于Cm(α)或CL(α)的非線性關(guān)系開始時(shí)的CL容許值（為了減小“勺形”區(qū)范圍并把它向較大α值移動(dòng)），在機(jī)翼氣動(dòng)力布局上可以采用以下方法：

圖3.2.5后掠機(jī)翼在弦平面內(nèi)彎曲時(shí)其剖面迎角的變化3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

在后掠機(jī)翼上設(shè)置隔板的型式如下圖3.2.64、機(jī)翼阻力由飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)教程可知，機(jī)翼總的迎面阻力可用飛機(jī)極曲線方程給出：3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)5、機(jī)翼的力矩特性機(jī)翼的縱向力矩系數(shù)Cm取決于機(jī)翼的氣動(dòng)布局和飛行狀態(tài)（CL和Ma數(shù)）。在第一次近似中，Cm=Cm0+CmCLCL，其中零力矩Cm0取決于機(jī)翼的氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)和幾何扭轉(zhuǎn)，也和飛行Ma數(shù)有關(guān)。機(jī)翼的縱向靜穩(wěn)定性CmCL=xcg-xac，除了xcg以外還取決于機(jī)翼焦點(diǎn)位置xac，后者取決于機(jī)翼平面形狀和Ma數(shù)。6、機(jī)翼設(shè)計(jì)開始階段機(jī)翼參數(shù)的選擇

機(jī)翼幾何參數(shù)的選擇是在實(shí)現(xiàn)給定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求或使用技術(shù)要求的條件下，在飛機(jī)所有參數(shù)優(yōu)化的過程中，折中氣動(dòng)、重量及容積等特性的基礎(chǔ)上進(jìn)行的。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.2.6

小展弦比（A≤3）機(jī)翼的氣動(dòng)力特性1、小展弦比機(jī)翼的流場特點(diǎn)和升力特性特點(diǎn):從下表面通過側(cè)邊或前緣（大后掠角）向上表面形成激烈的空氣溢流。對于各種展弦比機(jī)翼的CL-α關(guān)系如下圖3.2.7所示：

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)2、小展弦比機(jī)翼的阻力和力矩特性小展弦比機(jī)翼的零升阻力按照中等和大展弦比機(jī)翼在亞音速的那些公式計(jì)算。小展弦比（A≤3）機(jī)翼的漩渦誘導(dǎo)阻力可按下式?jīng)Q定：3.2.7

機(jī)翼的氣動(dòng)彈性3.2.8

機(jī)翼的增升裝置和副翼

1、機(jī)翼后緣的增升裝置為了解決在起飛、著陸和在強(qiáng)擾流中飛行時(shí)增大機(jī)翼的CL和Clmax，采用各種類型的沿機(jī)翼后緣的增升裝置，其中最常用的如圖下圖3.2.8所示。

圖3.2.8各種類型的機(jī)翼增升裝置

a－開裂式襟翼；b－簡單襟翼；c－開縫襟翼；d－后退開裂式襟翼；

e－單縫后退襟翼；f－多縫后退襟翼

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)

圖3.2.9各種類型的機(jī)翼增升裝置的CL-α關(guān)系

1－無襟翼；2－帶前緣縫翼；3－帶開裂式襟翼；

4－帶多縫后退襟翼；5－帶前后緣后退襟翼。3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)2、前緣增升裝置前緣增升裝置的作用是消除或延緩大迎角時(shí)流經(jīng)機(jī)翼的空氣分離，從而增大值。在翼尖布置前緣縫翼，分離的延緩可保證提高側(cè)向穩(wěn)定性和操縱性，以及改善大迎角時(shí)的副翼效率。機(jī)翼前緣增升裝置的型式有：帶特別形狀縫翼的前緣縫翼、克魯格襟翼和可偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼前緣。

3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3、飛機(jī)橫向操縱性的保證

最常使用的橫向操縱的手段是設(shè)置在翼尖部分的副翼。副翼面積占機(jī)翼面積的比通常為＝0.05～0.07。副翼可采用以下一些氣動(dòng)補(bǔ)償形式：——使用副翼還為了增大時(shí)，采用軸向補(bǔ)償；——帶柔軟隔膜的內(nèi)腔補(bǔ)償（如下圖）。

1－機(jī)翼；2－前補(bǔ)償室；3－副翼；4－密封隔膜3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)擾流板的型式如下圖所示：

a－理論圖；b－擾流板的結(jié)構(gòu)圖：

Ⅰ－減小機(jī)翼升力的增壓區(qū)（壓力增大）；

Ⅱ－減小機(jī)翼升力的氣流分離區(qū)3.2機(jī)翼設(shè)計(jì)3.3機(jī)身設(shè)計(jì)

這一節(jié)的目的是為座艙和機(jī)身的方案設(shè)計(jì)提供具體的方法，以滿足任務(wù)規(guī)范中有關(guān)乘員、旅客和裝載的要求。3.3.1

機(jī)身設(shè)計(jì)的要求與過程

按照用途和功能特征，機(jī)身是飛機(jī)最復(fù)雜的部件之一。它的用途是多種多樣的，裝載有效載重、乘員、設(shè)備、裝備，動(dòng)力裝置和燃料，并把飛機(jī)的重要部件聯(lián)成一個(gè)整體，包括機(jī)翼、尾翼、起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)。這種功能上的復(fù)雜性決定了在設(shè)計(jì)過程中不論是選擇機(jī)身參數(shù)、尺寸和形狀，還是確定作用在它上面的外載荷都有一定的難度。機(jī)身不僅承受其載重的重力，而且還承受從飛機(jī)各部件傳到機(jī)身上的載荷。

機(jī)身主要參數(shù)的確定應(yīng)該和飛機(jī)其它部件的參數(shù)計(jì)算同時(shí)進(jìn)行。這些計(jì)算可以用迭代循環(huán)的方式進(jìn)行，這種循環(huán)的簡圖如下圖。

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)3.3.2

機(jī)身參數(shù)的確定

機(jī)身的尺寸可以作為它的參數(shù)（上圖所示），它們是：長度lf、直徑df、最大橫截面積SMf，以及無因次的長細(xì)比，包括kf＝lf/df－機(jī)身長細(xì)比，kfh＝lfh/df－頭部長細(xì)比，kft＝lft/df－尾部長細(xì)比。當(dāng)截面不是圓形時(shí)，它的特征尺寸是最大寬度B，最大高度H，還經(jīng)常按機(jī)身的最大截面積來決定等效直徑,即

機(jī)身的幾何參數(shù)

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)下表：機(jī)身長細(xì)比數(shù)據(jù)

在統(tǒng)計(jì)的基礎(chǔ)上導(dǎo)出了機(jī)身參數(shù)間關(guān)系的近似公式：其中：b和A－機(jī)翼的展長和展弦比；其中：形狀系數(shù)k，對于亞音速飛機(jī)k＝0.75～0.80；對于超音速飛機(jī)k＝

0.70～0.75；3.3機(jī)身設(shè)計(jì)機(jī)身容積:

機(jī)身表面面積

3.3.3

機(jī)身橫截面的形狀

用地板梁連接的雙圓弧形成的機(jī)身橫截面，地板梁在氣密壓差作用下承受拉伸（飛機(jī)DC－9）或壓縮（安－24）3.3機(jī)身設(shè)計(jì)機(jī)身橫截面的分布3.3.4

機(jī)身頭部和尾部外形的特點(diǎn)

飛行員視野、頭部形狀與風(fēng)擋玻璃的協(xié)調(diào)

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)機(jī)身尾部上翹縮短起落架支柱的長度（Δh、φ為常數(shù)）

軍用運(yùn)輸機(jī)機(jī)身尾部外形的比較

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)

波音747F飛機(jī)機(jī)身的頭部貨艙

3.3機(jī)身設(shè)計(jì)BORING747

3.4尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)3.4.1

尾翼初步設(shè)計(jì)1、初步確定尾翼及操縱面的位置和尺寸的步驟

第1步：作為一般原則，平尾不應(yīng)直接放在推進(jìn)器滑流中。第2步：確定尾翼的位置。第3步：確定尾翼尺寸。第4步：確定尾翼的平面幾何形狀。

第5步：繪制尾翼平面形狀尺寸圖。

第6步：確定縱向和航向操縱面的尺寸和位置。

第7步：簡明地用報(bào)告說明第1到第6步，并給出標(biāo)注有尺寸的圖。

3.4尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)2、縱向靜穩(wěn)定性估算（縱向X-圖法）：

下圖給出了一些例子的縱向站位圖，注意圖中的兩個(gè)X分別代表:

（1）

Xc.g.

代表當(dāng)平尾(鴨翼)改變位置時(shí)，重心c.g相對機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦前后移動(dòng)的距離。（2）Xa.c.

代表當(dāng)平尾(鴨翼)改變位置時(shí)，焦點(diǎn)a.c.相對機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦前后移動(dòng)的距離。

3、航向靜穩(wěn)定性估算（航向X-圖法）：下圖給出了一個(gè)X-圖的例子。

3.4.2

尾翼外形的選擇3.4.3

操縱面外形及參數(shù)的選擇3.4尾翼及其操縱面的設(shè)計(jì)3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5.1

推進(jìn)系統(tǒng)概述所有飛機(jī)推進(jìn)裝置形式都是靠向后推動(dòng)空氣（或燃?xì)猓┒a(chǎn)生推力的。飛機(jī)的推進(jìn)裝置包括：（1）發(fā)動(dòng)機(jī)及其附件；（2）進(jìn)氣系統(tǒng)；（3）排氣系統(tǒng)。為了進(jìn)行動(dòng)力裝置的設(shè)計(jì)，首先需要有以下的基本數(shù)據(jù)：飛機(jī)的用途、所要求的飛機(jī)性能和飛機(jī)的起飛重量。對動(dòng)力裝置的主要要求是：保證燃油消耗率最低（尤其是遠(yuǎn)程飛機(jī)）、比重最小（尤其是大推重比的飛機(jī)），以及具有足夠的可靠性和低成本。要成功地設(shè)計(jì)出高性能的現(xiàn)代飛機(jī)，在很大程度上是依靠機(jī)體和動(dòng)力裝置恰當(dāng)?shù)亟M合。只設(shè)計(jì)出具有高氣動(dòng)性能和完善的重量特性的3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)

機(jī)體是不夠的，還需要配以單位耗油率低、比重小的發(fā)動(dòng)機(jī)。機(jī)體和動(dòng)力裝置的特性必須匹配，也就是說要采用一種能使飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)能同時(shí)處于最佳飛行狀態(tài)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。換言之，在優(yōu)選飛機(jī)機(jī)體特性的同時(shí)，還要優(yōu)選發(fā)動(dòng)機(jī)的型式及其主要參數(shù)（決定發(fā)動(dòng)機(jī)高度－速度特性的參數(shù)），如B－涵道比，T3－渦輪前的燃?xì)鉁囟龋琸y－壓氣機(jī)增壓比等。圖3.5.1給出了現(xiàn)代飛機(jī)動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)的大致順序。要考慮以下兩種情況：

（1）開始設(shè)計(jì)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)已制出（即在已經(jīng)有了現(xiàn)成發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)）；（2）需研制所設(shè)計(jì)飛機(jī)專用的新的發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖3.5.1飛機(jī)動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)的邏輯框圖

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5.2

飛機(jī)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

1、進(jìn)氣道的工作情況現(xiàn)代飛機(jī)動(dòng)力裝置系統(tǒng)中進(jìn)氣道的功能如下：（1）保證發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作；（2）對進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣進(jìn)行壓縮，使氣流的動(dòng)能變成壓力勢能。

現(xiàn)代飛機(jī)的進(jìn)氣道，為了充分地發(fā)揮作用，應(yīng)該保證：（1）有盡可能高的總壓恢復(fù)系數(shù)；（2）壓氣機(jī)進(jìn)口處的速度場要足夠均勻；（3）在各種使用工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作（沒有嚴(yán)重的氣流分離和壓力脈動(dòng)）；（4）外部阻力盡可能小。

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)2、亞音速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和使用亞音速進(jìn)氣道所積累的經(jīng)驗(yàn)使這類進(jìn)氣裝置已可以達(dá)到很高的總壓恢復(fù)系數(shù)值：σBX＝0.97～0.98。

圖3.5.2亞音速進(jìn)氣道

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3、超音速進(jìn)氣道眾所周知，當(dāng)超音速氣流流經(jīng)一個(gè)物體時(shí)，要產(chǎn)生激波。當(dāng)氣流穿過激波時(shí)，其各項(xiàng)參數(shù)（速度、壓力、密度、溫度）要產(chǎn)生突變。其變化的程度決定于激波角的大小，超音速進(jìn)氣道就是利用這一現(xiàn)象設(shè)計(jì)的。

圖3.5.3形成激波的不同方式a－外壓式進(jìn)氣道；b－混合式進(jìn)氣道；c－內(nèi)壓式進(jìn)氣道

圖3.5.4混合式超音速進(jìn)氣道（設(shè)計(jì)工作狀態(tài)）

4、進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性保證進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性，是使飛機(jī)機(jī)體和動(dòng)力裝置特性匹配的最重要的任務(wù)。如果在出現(xiàn)各種可能的不穩(wěn)定因素時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)仍能保持穩(wěn)定的特性，以穩(wěn)定和過渡狀態(tài)工作，就叫做與進(jìn)氣道具有相容性。

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)

亞音速進(jìn)氣道工作的特點(diǎn)是能自動(dòng)協(xié)調(diào)流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣裝置的空氣流量。因此，亞音速進(jìn)氣道不需要專門的空氣流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)。對于按超音速飛行速度設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道，為了避免上述不穩(wěn)定因素對動(dòng)力裝置工作產(chǎn)生有害的影響和能在較大的速度范圍內(nèi)保持較高的值，應(yīng)該有專門的調(diào)節(jié)系統(tǒng)，但進(jìn)氣道的復(fù)雜性、質(zhì)量和成本都會(huì)增加。圖3.5.5F－15飛機(jī)的進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)F-155、進(jìn)氣道在飛機(jī)上的布置3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)

選擇進(jìn)氣道在飛機(jī)上的安裝位置，最重要的是要解決進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)的問題，即機(jī)體與動(dòng)力裝置特性的匹配。因?yàn)閷为?dú)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣裝置安裝到飛機(jī)上以后，其特性可能產(chǎn)生本質(zhì)的變化。

正面進(jìn)氣道側(cè)面進(jìn)氣道翼下（機(jī)身下）的進(jìn)氣道

圖3.5.6附面層的吸除

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.5.3

排氣系統(tǒng)

1、降低底阻機(jī)身（或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙）尾部的修形，可以使其在跨音速時(shí)的阻力最小和滿足超音速飛行的要求。

底阻主要取決于飛機(jī)尾部的外形。尾部表面外形越平滑，則其周圍的壓力場越均勻，外部氣流越靠近其外表面，則底阻將不大。

圖3.5.7可調(diào)節(jié)尾噴管的截面圖

2、空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的反推力

圖3.5.8多用途戰(zhàn)斗機(jī)上發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)引射器和反推力裝置

a－進(jìn)氣活門打開；b－進(jìn)氣活門關(guān)閉；c－反推力裝置打開

3.5推進(jìn)系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)3.6起落架設(shè)計(jì)3.6.1

起落架型式的選擇起落架是一種起飛著陸裝置，它保證飛機(jī)滑跑、起飛、著陸、著陸后滑跑以及在機(jī)場上機(jī)動(dòng)滑行。這時(shí)，起落架承受作用于飛機(jī)上的各種載荷，并在著陸滑跑中將其大部分動(dòng)能散逸掉。起落架型式是指支點(diǎn)數(shù)目及其相對于飛機(jī)重心的位置特征。目前，飛機(jī)上采用的起落架有四種型式：后三點(diǎn)式起落架、前三點(diǎn)式起落架、機(jī)翼下帶支點(diǎn)的自行車式起落架及多支點(diǎn)式起落架（見圖3.6.1）圖3.6.1a－后三點(diǎn)式起落架；b－前三點(diǎn)式起落架；c－自行車式起落架

3.6起落架設(shè)計(jì)3.6.2

起落架主要幾何參數(shù)的選擇本節(jié)討論前三點(diǎn)式起落架參數(shù)的選擇，因?yàn)檫@種型式起落架在極大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)上已獲得廣泛應(yīng)用。前三點(diǎn)式起落架的主要幾何參數(shù)有：（1）縱向輪距b（在側(cè)視圖中前輪與主輪軸線之間的距離）；（2）主輪距B（在前視圖中兩主輪接地點(diǎn)之間的距離）；（3）主輪伸出量e（在側(cè)視圖中通過飛機(jī)重心的垂線與主輪軸線之間的距離）；（4）前輪伸出量a（在側(cè)視圖中通過飛機(jī)重心的垂線與前輪軸線之間的距離）；（5）主輪伸出角；（6）防倒立角（機(jī)身尾部或尾橇與跑道平面的接觸角）；（7）停機(jī)角（機(jī)身水平基準(zhǔn)線與跑道平面之間的夾角）。3.7飛機(jī)初步設(shè)計(jì)實(shí)例

為了加深對本章內(nèi)容的了解，下面以150座噴氣式飛機(jī)為例進(jìn)行初步設(shè)計(jì)。（省略）4.1操縱系統(tǒng)的特性4.1操縱系統(tǒng)的特性設(shè)計(jì)飛機(jī)操縱系統(tǒng)與設(shè)計(jì)飛機(jī)其它部件的主要區(qū)別與操縱系統(tǒng)的特點(diǎn)有關(guān)。這就是說，操縱系統(tǒng)是將飛行員與操縱機(jī)構(gòu)連在一起的一種隨動(dòng)系統(tǒng)。因此，在設(shè)計(jì)這種系統(tǒng)時(shí)，在很大程度上必須考慮“人”的因素。除此之外，為了使所設(shè)計(jì)的操縱系統(tǒng)能保證飛機(jī)有良好的操縱性，不僅需要考慮這個(gè)系統(tǒng)所驅(qū)動(dòng)的舵面的特性，它的鉸鏈力矩、慣性、重量、剛度等，而且還要考慮飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性、慣性和動(dòng)態(tài)特性。飛機(jī)的操縱可以由飛行員進(jìn)行，也可以用自動(dòng)控制系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。將飛行員視為控制回路的一個(gè)組成部分，也可以簡化地組成一個(gè)自動(dòng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)，這個(gè)系統(tǒng)由彼此互相密切連在一起的飛行員、操縱系統(tǒng)和飛機(jī)三個(gè)主要環(huán)節(jié)構(gòu)成。飛行員作為操縱回路中的一個(gè)環(huán)節(jié),

飛機(jī)操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析4.1操縱系統(tǒng)的特性其本身可簡化為由三個(gè)相互關(guān)聯(lián)環(huán)節(jié)所組成的自動(dòng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)（圖4.1.1）：敏感器官（感受機(jī)構(gòu)－“傳感器”），中心神經(jīng)系統(tǒng)（完成信息加工和選擇決定的系統(tǒng)），以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)（手臂、腿、背部肌肉）。圖4.1.1（a）“駕駛員－操縱系統(tǒng)－飛機(jī)”控制回路閉環(huán)系統(tǒng)圖；（b）駕駛員作為控制回路的指令中心環(huán)節(jié)，用操縱機(jī)構(gòu)消除飛行參數(shù)偏差量的系統(tǒng)原理圖

4.1操縱系統(tǒng)的特性飛機(jī)作為控制對象在空間有6個(gè)自由度，其運(yùn)動(dòng)由6個(gè)微分方程（歐拉方程）所描述。在一般情況下，只要這些方程的解能確定任何瞬間飛機(jī)在空間運(yùn)動(dòng)的特性，特別是飛行員對操縱機(jī)構(gòu)操作之后的運(yùn)動(dòng)特性，也就能判斷這種運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性。但是，直接解這些方程是相當(dāng)困難的。如果在初始飛行狀態(tài)就采取無側(cè)滑的直線穩(wěn)定飛行，并且認(rèn)為對初始運(yùn)動(dòng)參數(shù)值的偏離很小，那么由于飛機(jī)的對稱性就可將含有6個(gè)運(yùn)動(dòng)方程的方程組分為兩個(gè)獨(dú)立的方程組，這兩個(gè)方程組以已知的精度分別描述飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)(稱為縱向運(yùn)動(dòng))和其它兩個(gè)平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)（稱為側(cè)向運(yùn)動(dòng)）。在利用存在運(yùn)動(dòng)交聯(lián)的方程求解飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)，每一個(gè)運(yùn)動(dòng)（縱向和側(cè)向）均由有四個(gè)微分方程的方程組來描述?？v向運(yùn)動(dòng)方程組描述兩種振蕩運(yùn)動(dòng)，該振蕩運(yùn)動(dòng)是在飛機(jī)上外部干擾（氣動(dòng)干擾、操縱舵面偏轉(zhuǎn)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化等）停止作用之后產(chǎn)生的。這種振蕩運(yùn)動(dòng)中4.1操縱系統(tǒng)的特性

的一個(gè)進(jìn)行得很快，周期不長（數(shù)量級(jí)為1～5秒），稱為短周期運(yùn)動(dòng)；另一個(gè)進(jìn)行得較慢，并且周期較長（數(shù)量級(jí)為幾十秒），稱為長周期運(yùn)動(dòng)。

求解側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程組得出，在現(xiàn)代飛機(jī)上，通常側(cè)向運(yùn)動(dòng)是兩個(gè)非周期性運(yùn)動(dòng)和一個(gè)周期性振蕩運(yùn)動(dòng)之和。短周期縱向運(yùn)動(dòng)和側(cè)向振蕩運(yùn)動(dòng)在外干擾作用和舵面偏轉(zhuǎn)之后所產(chǎn)生的運(yùn)動(dòng)特性是飛行員評價(jià)飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的標(biāo)準(zhǔn)。飛機(jī)縱向穩(wěn)定性和操縱性主要取決于飛機(jī)的下列參數(shù)：W/S,ry2=Iy/mcA,CLα，CmCL，Cmq，Cmα。

飛機(jī)的側(cè)向振蕩運(yùn)動(dòng)，其特點(diǎn)是與偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)密切相關(guān)，這種運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)主要取決于導(dǎo)數(shù)Clβ，Cnβ和Cnγ，以及慣性質(zhì)量特性rx2=4Ix/mb2,rz2=4Iz/mb2和Ix/Iz。

4.2現(xiàn)代高速飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本特

點(diǎn)與操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)高速飛機(jī)的普遍特點(diǎn)是，在超音速時(shí)，操縱機(jī)構(gòu)的鉸鏈力矩急劇增大，增量隨速壓的增長和超過臨界M數(shù)時(shí)操縱舵面壓力的重新分布而增加，也隨舵面尺寸的增大而增加。超音速飛機(jī)最重要的特點(diǎn)是縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性與飛行狀態(tài)密切相關(guān)。由于飛機(jī)在跨音速區(qū)焦點(diǎn)急劇后移，因而造成跨音速的速度不穩(wěn)定，這種不穩(wěn)定性在向超音速加速時(shí)表現(xiàn)為“自動(dòng)俯沖”，在從超音速向亞音速減速時(shí)表現(xiàn)為“自發(fā)增加過載”（“過載急增”）。迎角達(dá)到12°～15°時(shí)縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性喪失。所有的高速飛機(jī)的品質(zhì)變差是飛機(jī)繞所有三個(gè)軸的固有振蕩阻尼惡化。對于所有飛機(jī)，縱向操縱舵面的偏轉(zhuǎn)和相應(yīng)的單位過載所需操縱桿的位移，隨飛行速度的增大而減小的量是固定的。4.2現(xiàn)代高速飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本特

點(diǎn)與操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)橫向靜態(tài)穩(wěn)定性實(shí)質(zhì)上取決于飛行迎角和M數(shù)。

對所有超音速飛機(jī)，保證側(cè)向穩(wěn)定性的困難很大（Cn.β>0）。

高速飛機(jī)橫向操縱性的特點(diǎn)之一是，在高速飛行時(shí)橫向操縱效率顯著下降。

圖4.2.1現(xiàn)代高速飛機(jī)操縱系統(tǒng)的構(gòu)成1-操縱桿；2-載荷機(jī)構(gòu)；3-調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu)；4-機(jī)械傳動(dòng)；5-復(fù)合搖臂；6-自動(dòng)控制系統(tǒng)的多通道傳動(dòng)；7-多余度舵面?zhèn)鲃?dòng)；8-舵面；9-駕駛和舵的協(xié)調(diào)信號(hào)；10-指示儀表和信號(hào)。4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)

4.3.1引言在70年代初，當(dāng)模擬式四余度電傳飛行操縱系統(tǒng)作為飛機(jī)主操縱系統(tǒng)，代替不可逆的助力機(jī)械操縱系時(shí)，出現(xiàn)了一種用附加在電傳(主)操縱系統(tǒng)上的某些飛行控制系統(tǒng)來提高飛行品質(zhì)的飛機(jī)，稱之為隨控布局飛機(jī)(CCV)。

隨控布局飛機(jī)設(shè)計(jì)思想是根據(jù)控制的需要，在飛機(jī)上設(shè)置一些操縱面，利用其偏轉(zhuǎn)，或利用原有操縱面的偏轉(zhuǎn)來改變飛機(jī)的氣動(dòng)力布局和結(jié)構(gòu)上的載荷分布，以減小飛機(jī)的阻力和減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重量。在隨控布局技術(shù)的項(xiàng)目中，已經(jīng)在飛機(jī)上應(yīng)用的有：放寬靜穩(wěn)定性、機(jī)動(dòng)載荷控制和飛行邊界控制等,已經(jīng)進(jìn)行飛行試驗(yàn)的有：直接力控制、陣風(fēng)減載、乘座品質(zhì)控制和機(jī)動(dòng)增強(qiáng)等；仍在研究中的有：顫振主動(dòng)抑制。除直接力控制外，其它各項(xiàng)均屬于“主動(dòng)控制技術(shù)(ACT)”

。由此可見，隨控布局技術(shù)包含了主動(dòng)控制技術(shù)，但其內(nèi)容更廣泛一些.4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)4.3.2放寬靜穩(wěn)定性要求

放寬靜穩(wěn)定性要求及飛行邊界控制是兩項(xiàng)最基本的隨控布局技術(shù)。旅客機(jī)可以采用移動(dòng)重心法來解決超音速飛行時(shí)的配平阻力過大的問題，但對于高機(jī)動(dòng)性的殲擊機(jī)來說就不適用了。只有在“放寬靜穩(wěn)定性要求”實(shí)現(xiàn)之后才可解決這個(gè)問題。

4.3.3機(jī)動(dòng)載荷控制機(jī)動(dòng)載荷控制的目的，對于大型（轟炸、運(yùn)輸）飛機(jī)和小型（殲擊）飛機(jī)是不同的。對于大型飛機(jī)是提高其巡航經(jīng)濟(jì)性；對于小型飛機(jī)則是提高其機(jī)動(dòng)性。NB－52飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷控制的控制面

F－4飛機(jī)使用機(jī)動(dòng)載荷控制

4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)B-52F-44.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)4.3.4直接力操縱

直接力操縱就是在不改變飛機(jī)飛行姿態(tài)的條件下，通過操縱一些操縱面直接提供附加升力或側(cè)力，使飛機(jī)作垂直方向或側(cè)向的平移運(yùn)動(dòng)來改變飛機(jī)的航跡，即所謂作“非常規(guī)機(jī)動(dòng)”飛行。直接力操縱一般分為直接升力操縱和直接側(cè)力操縱，分別圖示于下：(a)直接升力控制(b)直接側(cè)力控制圖示直接力操縱裝置的示意圖

4.3飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)三種側(cè)向運(yùn)動(dòng)

直接升力控制模式

4.4電傳操縱系統(tǒng)

4.4.1電傳操縱系統(tǒng)的提出控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)的主要優(yōu)點(diǎn)：能兼顧駕駛員對飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的要求。解決了飛機(jī)在向高速、高空、高性能發(fā)展中穩(wěn)定性和操縱性間的矛盾，使飛機(jī)的性能有很大提高。但它仍然存在以下問題：（1）控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)是在不可逆助力操縱系統(tǒng)基礎(chǔ)上，通過復(fù)合搖臂迭加電氣通道而組成的，在重量和結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度上均比不可逆助力操縱系統(tǒng)高，這會(huì)對飛機(jī)設(shè)計(jì)造成很大困難，也影響性能的提高。（2）控制增穩(wěn)系統(tǒng)對舵面的操縱權(quán)限是有限的。（3）產(chǎn)生力反傳（4）戰(zhàn)傷生存力低60年代中期，由于計(jì)算機(jī)和微處理機(jī)小型化，為解決上述問題創(chuàng)造了有利條件，與此同時(shí)現(xiàn)代控制理論和余度技術(shù)日趨成熟，故去掉控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)中機(jī)械桿系、增大增益，并將操縱權(quán)限擴(kuò)展為全權(quán)限，引入飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)反饋信號(hào)，此時(shí)該系統(tǒng)已成為電傳操縱系統(tǒng)了。4.4電傳操縱系統(tǒng)對電傳操縱系統(tǒng)的分析設(shè)計(jì)，主要包括兩個(gè)方面：一是控制律；二是可靠性。4.4.2電傳操縱系統(tǒng)中可靠性與余度技術(shù)所謂采用余度技術(shù)就是引入多重(套)系統(tǒng)來執(zhí)行同一指令，完成同一項(xiàng)工作任務(wù)。多重系統(tǒng)也稱余度系統(tǒng)。圖示是四余度系統(tǒng)簡圖。

4.4電傳操縱系統(tǒng)同時(shí)滿足下述三個(gè)條件的多重系統(tǒng)稱為余度系統(tǒng)。采用余度系統(tǒng)的目的是為了增加系統(tǒng)的可靠性，其實(shí)質(zhì)是通過消耗更多的能源來換取可靠性的提高。

(1)對組成系統(tǒng)的各個(gè)部分具有故障監(jiān)控、信號(hào)表決的能力。(2)一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中某部分出現(xiàn)故障后，必須具有故障隔離的能力。(3)當(dāng)系統(tǒng)中出現(xiàn)一個(gè)或數(shù)個(gè)故障時(shí)，它具有重新組織余下的完好部分，使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力，即在性能指標(biāo)稍有降低的情況下，系統(tǒng)仍能繼續(xù)承擔(dān)任務(wù)。4.4.3電傳操縱系統(tǒng)的組成

電傳操縱系統(tǒng)可分為模擬式和數(shù)字式兩種，數(shù)字式是發(fā)展方向。4.4電傳操縱系統(tǒng)

F—16飛機(jī)是世界上第一架現(xiàn)役的電傳操縱系統(tǒng)飛機(jī)。圖4.4.3為F—16A飛機(jī)的電傳操縱系統(tǒng)原理圖。

F-16

四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)原理圖

電傳操縱系統(tǒng)可定義為：駕駛員的操縱指令信號(hào)，只通過導(dǎo)線（或總線）傳給計(jì)算機(jī)，經(jīng)計(jì)算按預(yù)定的規(guī)律產(chǎn)生輸出指令，操縱舵面偏轉(zhuǎn)，以實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的操縱。顯然它是一種人工操縱系統(tǒng)，其安全可靠性是有余度技術(shù)來保證的。

4.4電傳操縱系統(tǒng)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

4.5.1綜合飛行／火力控制系統(tǒng)綜合飛行／火力控制(IFFC)技術(shù)是美國在20世紀(jì)70年代中期提出的一種新的航空技術(shù)。它以飛機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)為基礎(chǔ)，通過飛行／火力耦合器將能解耦操縱的飛行控制系統(tǒng)(FCS)和攻擊瞄準(zhǔn)系統(tǒng)綜合成一個(gè)閉環(huán)武器自動(dòng)投放系統(tǒng)。

1、綜合飛行/火力控制系統(tǒng)基本組成及特點(diǎn)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

IFFC具有以下特點(diǎn)：①飛機(jī)采用主動(dòng)控制技術(shù)，獲得多自由度解耦控制功能，或者至少載機(jī)飛行控制能部分地(或近似地)實(shí)現(xiàn)飛行狀態(tài)和飛行姿態(tài)間的解耦控制。②飛行控制系統(tǒng)能在火力控制系統(tǒng)的耦合下，操縱飛機(jī)進(jìn)行自動(dòng)攻擊。③采用適合于自動(dòng)機(jī)動(dòng)攻擊的火力控制系統(tǒng)。

2、綜合飛行／火力控制對飛行控制系統(tǒng)的要求

IFFC技術(shù)是在主動(dòng)控制技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。為了提高IFFC系統(tǒng)的效益，必須考慮到IFFC系統(tǒng)的特殊性，針對不同的武器模態(tài)對飛行控制系統(tǒng)的不同要求分別設(shè)計(jì)相應(yīng)的飛行控制系統(tǒng)。下面以美國AFTI／F-16先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)綜合計(jì)劃為例加以說明。

4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

AFTI／F-16通過提高飛行品質(zhì)和引入新的控制自由度來改進(jìn)飛行軌跡的控制。

圖示AFTI/F-16控制規(guī)律對模態(tài)結(jié)構(gòu)

4.5綜合飛行控制系統(tǒng)4.5.2綜合飛行／推進(jìn)控制系統(tǒng)

綜合飛行／推進(jìn)控制(IFPC)技術(shù)就是把飛機(jī)與推進(jìn)(包括進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)和尾噴管)系統(tǒng)綜合考慮，在整個(gè)飛行包線內(nèi)最大限度地滿足飛行任務(wù)的要求，以滿足推力管理，提高燃油效率和飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性，有效地處理飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)之間耦合影響及減輕駕駛員負(fù)擔(dān)等項(xiàng)要求，從而使系統(tǒng)達(dá)到整體性能優(yōu)化。一般來說，IFPC技術(shù)包括系統(tǒng)功能綜合和系統(tǒng)物理綜合。前者是提高飛機(jī)武器系統(tǒng)整體性能的有效途徑；后者可改善系統(tǒng)有效性(SE)和全壽命費(fèi)用(LCC)。

下面以某型殲擊機(jī)為例，說明帶推力矢量綜合飛行／推進(jìn)控制系統(tǒng)的組成和功能。某殲擊機(jī)具有水平鴨翼的三翼面氣動(dòng)布局；該機(jī)裝有兩4.5綜合飛行控制系統(tǒng)臺(tái)雙軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；尾噴管安裝具有反推力能力的俯仰／偏航矢量噴管。該機(jī)綜合飛行／推進(jìn)控制系統(tǒng)的方塊圖如下圖所示。

圖示綜合飛行/推進(jìn)控制系統(tǒng)方塊圖4.5綜合飛行控制系統(tǒng)4.5.3飛行管理系統(tǒng)飛行管理系統(tǒng)(FMS--FlightManagementSystem)是一個(gè)協(xié)助飛行員完成從起飛到著陸各項(xiàng)任務(wù)的系統(tǒng)，可管理、監(jiān)視和自動(dòng)操縱飛機(jī)，實(shí)現(xiàn)全航程的自動(dòng)飛行，是當(dāng)代民航先進(jìn)飛機(jī)如波音公司的757／767、空中客車公司的A310、A320等采用的一種新型機(jī)載設(shè)備。它集導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制及座艙顯示于一體，將飛機(jī)的自動(dòng)化水平推到了一個(gè)嶄新的階段。飛行管理系統(tǒng)的主要功能一般可歸結(jié)為4個(gè)：自動(dòng)飛行控制、性能管理／制導(dǎo)／導(dǎo)航、咨詢／報(bào)警顯示和乘員操作。

飛行管理系統(tǒng)的核心是飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。飛行管理系統(tǒng)的構(gòu)成如下圖所示：圖示飛行管理系統(tǒng)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)5.1飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的概念和分析方法5.1.1

飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的提出5.1.2

壽命和壽命周期費(fèi)用的基本概念1、飛機(jī)的壽命(life)

飛機(jī)的壽命是從人的壽命這一概念借用來的，用來表示飛機(jī)的耐久性。一般來說，有關(guān)飛機(jī)壽命的概念主要有兩種：自然壽命和規(guī)定壽命。（1）自然壽命自然壽命是指某一飛機(jī)從開始使用到不能繼續(xù)使用為止的持續(xù)工作時(shí)間或日歷時(shí)間。每架飛機(jī)的自然壽命是不可預(yù)測的，是一個(gè)隨機(jī)量。（2）規(guī)定壽命規(guī)定壽命是一種技術(shù)指標(biāo)，是指大量飛機(jī)自然壽命的統(tǒng)計(jì)值。它與裝備的自然壽命有著本質(zhì)區(qū)別。航空技術(shù)裝備的壽命是指裝備按照規(guī)定進(jìn)行使用、維修和保管的條件下允許用于飛行的規(guī)定時(shí)限。

飛機(jī)費(fèi)用與效能析5.1飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的概念和分析方法2、飛機(jī)的壽命周期(lifecycle)

就飛機(jī)而言，其壽命周期指該型飛機(jī)從論證開始直到退役為止的整個(gè)周期。我國規(guī)定，飛機(jī)的壽命周期可分為如下4個(gè)階段：

（1）

研制階段

（2）

采購階段

（3）

使用保障階段

（4）

退役處置階段。

3、飛機(jī)壽命周期費(fèi)用(LCC——1ifecyclecost)(1)

費(fèi)用(cost)

消耗的資源(人、財(cái)、物和時(shí)間)稱為費(fèi)用，通常用貨幣度量。(2)飛機(jī)壽命周期費(fèi)用(1ifecyclecost，LCC)

在預(yù)期的壽命周期內(nèi)，為飛機(jī)的論證、研制、生產(chǎn)、使用、維修與保障、退役所付出的一切費(fèi)用之和稱為飛機(jī)的壽命周期費(fèi)用。5.1飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的概念和分析方法5.1.3飛機(jī)壽命周期費(fèi)用的構(gòu)成飛機(jī)壽命周期費(fèi)用以時(shí)間階段可分為：研究、發(fā)展、試驗(yàn)與鑒定費(fèi)用、生產(chǎn)費(fèi)用、地面保障設(shè)施與最初的備件費(fèi)用、專用設(shè)施費(fèi)用、使用保障費(fèi)用、處置費(fèi)等，如下圖所示。圖中方塊的大小與飛機(jī)某一種典型的費(fèi)用的高低成比例。圖示飛機(jī)的壽命周期費(fèi)用的構(gòu)成5.2研究、發(fā)展、試驗(yàn)與鑒定費(fèi)用和生產(chǎn)費(fèi)用分析

——蘭德DAPCAIV模型5.1.4飛機(jī)壽命周期費(fèi)用分析的方法不同的壽命周期費(fèi)用模型，形成了不同的費(fèi)用分析方法。目前，壽命周期費(fèi)用分析的方法主要有類比法、參數(shù)法和工程估算法三種。5.2研究、發(fā)展、試驗(yàn)與鑒定費(fèi)用和生產(chǎn)費(fèi)用分析

——蘭德DAPCAIV模型

（略）5.3使用保障費(fèi)用使用保障費(fèi)用主要包括燃油費(fèi)用、空勤人員費(fèi)用和維護(hù)費(fèi)用等。5.3.1

燃油費(fèi)用

為了估算每年的燃油費(fèi)用，常用的方法是：選擇一個(gè)典型的任務(wù)剖面，用該剖面的飛行時(shí)間和消耗的燃油量計(jì)算出每小時(shí)平均的燃油消耗量；再將它乘以每架飛機(jī)每年的平均飛行小時(shí)數(shù)，就可得到這架飛機(jī)每年的燃油消耗量的估計(jì)值；最后，將每年飛行的燃油消耗量乘以燃油價(jià)格，即可得到這架飛機(jī)每年的燃油費(fèi)用。

滑油費(fèi)用不包含在燃油費(fèi)用中。不過，滑油費(fèi)用一般不到燃油費(fèi)用的0.5％，故在估算時(shí)可以忽略不計(jì)。5.3.2空勤人員費(fèi)用軍用飛機(jī)和民用飛機(jī)空勤人員費(fèi)用的計(jì)算是不同的。5.3使用保障費(fèi)用1、民用飛機(jī)的空勤人員費(fèi)用民用飛機(jī)空勤人員（包括飛行人員和機(jī)艙乘務(wù)員）的費(fèi)用，可根據(jù)每年的“輪擋時(shí)間”的統(tǒng)計(jì)值來進(jìn)行估算。輪擋時(shí)間是從飛行拿開“輪擋”開始離場到飛行結(jié)束后在終點(diǎn)放下輪擋所用的總時(shí)間。2、軍用飛機(jī)的空勤人員費(fèi)用軍用飛機(jī)空勤人員的費(fèi)用是由現(xiàn)役飛行人員的人數(shù)來確定的。一般來說，軍用飛機(jī)的駕駛員和其它空勤人員比飛機(jī)的數(shù)量要多?，F(xiàn)役飛行人員的人數(shù)等于飛機(jī)架數(shù)乘以每架飛機(jī)所擁有的空勤人員數(shù)。5.3.3維護(hù)費(fèi)用維護(hù)費(fèi)用可分為不定期維護(hù)費(fèi)用和定期維護(hù)費(fèi)用。不定期維護(hù)費(fèi)用是隨機(jī)的，其大小由飛機(jī)發(fā)生多少次故障和排除故障的平均費(fèi)用而定。5.3使用保障費(fèi)用

1、維護(hù)人工費(fèi)定期維護(hù)視需要正式定期維護(hù)的項(xiàng)目數(shù)以及定期維護(hù)的次數(shù)和費(fèi)用而定。通常，定期維護(hù)是按累積的飛行小時(shí)來安排的。

根據(jù)平均每飛行小時(shí)需要的維護(hù)工時(shí)數(shù)和平均每年的飛行小時(shí)數(shù)，可估算出每年的維護(hù)工時(shí)；進(jìn)一步根據(jù)從航空公司或軍事部門得到的人工綜合費(fèi)率即可算出維護(hù)人工費(fèi)率。在缺乏可靠數(shù)據(jù)的情況下，可以近似地用前述的制造綜合費(fèi)率來代替維護(hù)人工費(fèi)率。2、維護(hù)材料費(fèi)軍用飛機(jī)維護(hù)用的材料、零件和供給品的費(fèi)用約等于人工費(fèi)用。5.3.4折舊費(fèi)和保險(xiǎn)費(fèi)折舊費(fèi)實(shí)際上是飛機(jī)價(jià)格按其使用壽命的分配。最簡單的折舊

5.4飛機(jī)作戰(zhàn)效能分析

準(zhǔn)則是直線法，按照這種方法，每年的折舊費(fèi)等于買價(jià)除以折舊持續(xù)年數(shù)。商用飛機(jī)的折舊準(zhǔn)則期限通常是12~14年，但他們也可能有20年或更長的使用壽命。

5.4.1概述武器裝備的效能（Effectiveness）通常是指該武器裝備完成預(yù)定作戰(zhàn)任務(wù)能力的大小。作戰(zhàn)飛機(jī)的“效能”可用公式表達(dá)如下：

E=C*A*D*S（5.4.1）

式中，E是效能，C是作戰(zhàn)能力，A是可用度，D是可靠度，S是保障度。這四種主要衡量準(zhǔn)則的相互關(guān)系是乘法關(guān)系。因?yàn)橹灰渲?項(xiàng)很差，那么這種飛機(jī)的“效能”也就很低。5.4.2飛機(jī)作戰(zhàn)效能評估的特點(diǎn)

對作戰(zhàn)飛機(jī)效能的評估有如下特點(diǎn)，即概略性、相對性、時(shí)效性和局限性。5.4飛機(jī)作戰(zhàn)效能分析5.4.3飛機(jī)作戰(zhàn)能力的評估方法1、概述飛機(jī)作戰(zhàn)能力的評估方法一般包括計(jì)算評估法和專家評估法。評估作戰(zhàn)飛機(jī)戰(zhàn)斗力的計(jì)算評估法其計(jì)算特點(diǎn)和評估方式可分為參數(shù)計(jì)算法、概率分析法和需要量估算法3類。2、參數(shù)計(jì)算法這是最常用的方法。它還可分為順序評估法、相對值評估法、相對指數(shù)法、多參數(shù)（品質(zhì)）分析法和對數(shù)法等。

3、相對指數(shù)法

4、多參數(shù)（品質(zhì)）分析法

5、對數(shù)法

5.5多任務(wù)攻擊機(jī)概念綜合設(shè)計(jì)的基本原理

5.5.1引言現(xiàn)代多任務(wù)攻擊機(jī)（Multi-TaskAttacker——MTA）是指對敵國土、要地防空系統(tǒng)具有一定突防能力、能夠深入敵縱深打擊地面戰(zhàn)術(shù)或戰(zhàn)略目標(biāo)的對地攻擊機(jī)。

5.5.2MTA概念綜合設(shè)計(jì)任務(wù)的確立設(shè)新型號(hào)MTA的設(shè)計(jì)目的是在給定作戰(zhàn)環(huán)境下的一次性作戰(zhàn)行動(dòng)中擊毀敵NA個(gè)數(shù)量的廣義目標(biāo)，需要優(yōu)化確定MTA的各類概念設(shè)計(jì)和概念戰(zhàn)術(shù)設(shè)計(jì)參數(shù)，使得在MTA的作戰(zhàn)生存期限內(nèi)的研制、試驗(yàn)、生產(chǎn)和維護(hù)總費(fèi)用最小（在完成給定作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)，相當(dāng)于費(fèi)效比最?。Ｔ撛O(shè)計(jì)思想可用下式描述：

式中W（X，Y，G，D，U，V）為MTA機(jī)群完成給定作戰(zhàn)任務(wù)所需的的總研制、生產(chǎn)、維護(hù)費(fèi)用。

5.5多任務(wù)攻擊機(jī)概念綜合設(shè)計(jì)的基本原理5.5.3MTA典型可選方案構(gòu)成在MTA概念設(shè)計(jì)階段，一般可按噸位將MTA分為MMTA個(gè)方案：{GMTA0(j),j=1,2,…MMTA},其中GMTA0(j)為第j個(gè)方案的MTA起飛質(zhì)量。（1）

MTA攜帶空對地導(dǎo)彈進(jìn)入敵防空系統(tǒng)作用區(qū)。此時(shí)，MTA概念綜合設(shè)計(jì)將優(yōu)化選擇進(jìn)入敵防空系統(tǒng)作用區(qū)的縱深距離DA、MTA機(jī)載防御系統(tǒng)的組成和特性參數(shù)；（2）MTA攜帶防區(qū)外發(fā)射空對地導(dǎo)彈，MTA無須進(jìn)入敵防空作用區(qū)，即可完成對敵地面目標(biāo)的攻擊，此時(shí)MTA無須裝備除目標(biāo)掃描—瞄準(zhǔn)系統(tǒng)（機(jī)載雷達(dá)）之外的防御系統(tǒng)。顯然，第二種方案是第一種方案的極限情況。

MTA停泊機(jī)場到敵防空系統(tǒng)作用區(qū)邊界的距離DB是MTA另外一種重要的概念設(shè)計(jì)參數(shù)。

5.5多任務(wù)攻擊機(jī)概念綜合設(shè)計(jì)的基本原理5.5.4MTA概念綜合設(shè)計(jì)典型模型系統(tǒng)的構(gòu)成為了合理選擇MTA概念綜合設(shè)計(jì)參數(shù)，使MTA具有好的綜合作戰(zhàn)效能，設(shè)計(jì)模型必須反映MTA的整個(gè)戰(zhàn)斗飛行過程，由MTA概念綜合設(shè)計(jì)的任務(wù)及MTA戰(zhàn)斗飛行過程并利用大系統(tǒng)分解的概念，可得到MTA概念綜合設(shè)計(jì)模型系統(tǒng)構(gòu)成結(jié)構(gòu)圖（如下圖）

6.1飛機(jī)總體參數(shù)的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化

6.1.1多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化的基本概念

飛機(jī)總體設(shè)計(jì)是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，覆蓋了多個(gè)學(xué)科的內(nèi)容，例如空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)學(xué)，推進(jìn)理論，控制論等。

多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化是一種解決大型復(fù)雜工程系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中耦合與權(quán)衡問題，同時(shí)對整個(gè)工程進(jìn)行綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)的有效方法。多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)有下列特點(diǎn)：（1）通過對整個(gè)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)解決不同學(xué)科間權(quán)衡問題，給出整個(gè)系統(tǒng)的最優(yōu)設(shè)計(jì)方案，提高設(shè)計(jì)質(zhì)量。（2）通過直接或間接的數(shù)值計(jì)算方法解決各學(xué)科之間的耦合問題，容易獲得各學(xué)科之間協(xié)調(diào)一致的設(shè)計(jì)，消除了過去依靠經(jīng)驗(yàn)試湊迭代計(jì)算解決耦合問題。（3）通過系統(tǒng)分解使計(jì)算并行化成為可能，通過計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)將分散在不同地區(qū)和設(shè)計(jì)部門的計(jì)算模塊和專家組織起來，實(shí)現(xiàn)并行設(shè)計(jì)，使系統(tǒng)的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)變得簡單。

飛機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化6.1飛機(jī)總體參數(shù)的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化

(4)通過近似技術(shù)和可變復(fù)雜性模型的分析方法，減少系統(tǒng)分析次數(shù)，提高設(shè)計(jì)優(yōu)化效率。

(5)通過系統(tǒng)和各子系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的模塊化以及它們之間有效的通訊及其組織形式，使各學(xué)科各計(jì)算模塊之間數(shù)據(jù)傳輸量和所需附加操作盡可能少。6.1.2協(xié)同優(yōu)化（CollaborativeOptimization）

協(xié)同優(yōu)化將優(yōu)化設(shè)計(jì)問題分為兩級(jí)：一個(gè)系統(tǒng)級(jí)和并行的多個(gè)學(xué)科級(jí)。協(xié)同優(yōu)化的系統(tǒng)級(jí)優(yōu)化問題表述如下：

其中：f(z)：系統(tǒng)級(jí)目標(biāo)函數(shù)；

z：系統(tǒng)級(jí)設(shè)計(jì)變量向量，共有k個(gè)，zij表示第j個(gè)系統(tǒng)級(jí)設(shè)計(jì)變量，被分配到了第i個(gè)學(xué)科中；

P：系統(tǒng)級(jí)設(shè)計(jì)參數(shù)向量，它是學(xué)科級(jí)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解，共有l(wèi)個(gè)，Pij表示第j個(gè)設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解，由第i個(gè)學(xué)科級(jí)優(yōu)化傳來，它是系統(tǒng)級(jí)分配給學(xué)科級(jí)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量的函數(shù)；

J：系統(tǒng)級(jí)約束，共有N個(gè)；

hi：系統(tǒng)級(jí)分配到第i個(gè)學(xué)科級(jí)的設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)；協(xié)同優(yōu)化的學(xué)科級(jí)優(yōu)化問題表述如下（以第i個(gè)學(xué)科為例）：

式中：q：學(xué)科級(jí)優(yōu)化目標(biāo)變量，等于系統(tǒng)級(jí)分配下來的系統(tǒng)級(jí)設(shè)計(jì)變量z；x：學(xué)科級(jí)優(yōu)化設(shè)計(jì)變量；ci：學(xué)科級(jí)優(yōu)化約束；系統(tǒng)級(jí)優(yōu)化同學(xué)科級(jí)優(yōu)化的關(guān)系如下：6.1飛機(jī)總體參數(shù)的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化6.1飛機(jī)總體參數(shù)的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化協(xié)同優(yōu)化算法的框架及各模塊間信息通訊如下圖所示。6.1飛機(jī)總體參數(shù)的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化6.1.3并行子空間優(yōu)化（ConcurrentSubspaceOptimization）

并行子空間優(yōu)化算法將設(shè)計(jì)優(yōu)化問題分解為若干個(gè)學(xué)科級(jí)優(yōu)化問題和一個(gè)系統(tǒng)級(jí)優(yōu)化