胡 冶，國洪梅，趙 楠

（中航飛機研發(fā)中心總體所，陜西 漢中 723000）

隨著航空業(yè)的快速發(fā)展，國家相繼出臺了有關(guān)通用航空業(yè)的利好消息?！秶鴦?wù)院關(guān)于促進民航業(yè)發(fā)展的若干意見》中提出了大力發(fā)展通用航空的主要任務(wù)[1]，而《通用航空發(fā)展專項資金管理暫行辦法》的出臺使得通用航空的發(fā)展更加明朗[2]。據(jù)業(yè)內(nèi)人士預(yù)測，2020年前，我國通用飛機保有量將大幅上漲，年均增速在20%以上[3]。由此可見，低空領(lǐng)域表現(xiàn)出逐步開放發(fā)展趨勢，通用航空市場的發(fā)展前景誘人。

本文對某款新型輕型飛機進行了優(yōu)化設(shè)計，在選定動力裝置的情況下，運用工程方法對全機質(zhì)量、翼載進行了設(shè)計，從而獲得了滿足設(shè)計目標的全機氣動外形。與原型飛機相比，新機可獲得更快巡航速度和最大飛行速度，航程增加30%，且起降距離短。

1 性能對比及設(shè)計要求

1.1 設(shè)計目標

參照某輕型飛機的參數(shù)，并考慮該飛機的停放、使用和制造成本等要求，明確優(yōu)化后的新機設(shè)計指標，具體如表1所示。

表1 原型機與新機主要性能指標需求對比

1.2 設(shè)計參考

本次設(shè)計廣泛選取類似機型和相關(guān)參數(shù)用于校核和驗證后續(xù)工作的可信度，參照機型均取自《世界飛機手冊》[4]通用飛機章節(jié)的內(nèi)容。

2 全機質(zhì)量確定

2.1 質(zhì)量估算方法

飛機的起飛質(zhì)量W0由式（1）表示，即：

式（1）中：Wc為乘員質(zhì)量；Wp為有效載荷；Wf為燃油質(zhì)量；We為空機質(zhì)量。

式（2）中：Wf/W0為燃油系數(shù)；We/W0為全機空重比。

2.2 空重比系數(shù)的確定

按照統(tǒng)計規(guī)律，空機質(zhì)量系數(shù)大約在0.3～0.7，并隨著飛機總質(zhì)量的增加而遞減。對比類似機型，空中比系數(shù)詳見表2，在此空重比（We/W0）初步定為0.665.

表2 空重比系數(shù)對比

圖1 Hirth 3003v發(fā)動機油耗數(shù)據(jù)圖

2.3 燃油系數(shù)估算

參考《民用飛機總體設(shè)計》[5]給出的估算方法，并依據(jù)Hirth 3003v發(fā)動機在海平面高度下的油耗數(shù)據(jù)，如圖1所示，按照發(fā)動機不同轉(zhuǎn)速下的油耗取平均值計算。

按照發(fā)動機80 hp輸出的油耗數(shù)據(jù)，即6.8 gal/h/80 hp初算，轉(zhuǎn)換為國標單位如下（燃油密度暫按0.737 kg/L計算），即：

按照海平面油耗Ce0＝0.285 kg/hp/h計算，飛行高度對燃油消耗率（耗油率）的影響修正，對Ce進行修正，即：

式（3）中：CeH為高度H時的單位耗油率；Ce0為海平面高度單位耗油率；kfu為燃油消耗率修正系數(shù)，一般可用0.065；ΔH為高度H時大氣相對密度。

假定巡航高度為1 500 m，由此可得，ΔH＝1.058 2，即飛機在1 500 m處巡航時耗油率為0.281 7 kg/hp/h。

2.4 螺旋槳飛機推力油耗C推導(dǎo)

單位耗油率（“SFC”或簡寫為“C”）是燃油消耗率除以由此產(chǎn)生的推力。螺旋槳發(fā)動機的單位耗油率SFC通常表示為Cbhp，它指每小時螺旋槳軸馬力功率所消耗的燃油磅數(shù)。功率公式計算為：

式（4）中：η為螺旋槳效率（可取參考值0.8）；P為發(fā)動機功率。

按巡航3 h計算燃油系數(shù)，用Breguet的航程公式估算，得出的結(jié)果如下，即：E＝3 h，C＝0.266 5/h，（L/D）巡航≮10，e＝2.718 28，W1/W0＝e（－EC/L/D）＝0.879 9，Wf/W0＝1.06（1－W1/W0）＝0.127 3.

2.5 全機質(zhì)量估算

3 翼載設(shè)計

3.1 失速速度約束下的翼載

飛機的失速速度直接由翼載和最大升力系數(shù)決定，是影響飛機安全的主要因素。參照不同機型的典型構(gòu)型最大升力系數(shù)，按照相關(guān)要求規(guī)定了新機的許用失速速度，并獲得了該構(gòu)型下的最大可用翼載，具體如表3所示。

表3 不同構(gòu)型下的最大升力系數(shù)與翼載

3.2 起飛距離約束下的翼載

翼載和推重比對起飛距離均有影響，飛機的起飛滑跑距離LTOR隨起飛參數(shù)TOP23的變化而改變。TOP23的計算式是：

式（5）（6）中：σ為密度比，表示起飛高度大氣密度與海平面大氣密度比；CLmaxTO為起飛構(gòu)型最大升力系數(shù)；CLTO為離地升力系數(shù)。

離地升力系數(shù)CLTO與最大升力系數(shù)CLmaxTO的關(guān)系如下：按照CCAR 23部適航的一系列單發(fā)和雙發(fā)飛機的LTOR與起飛參數(shù)（TOP）23的相關(guān)統(tǒng)計數(shù)字，在初步定參數(shù)階段，可以使用統(tǒng)計數(shù)據(jù)的回歸擬合式公式，即：LTOR=4.9（TOP）23+0.009，LTO＝1.66LTOR.用已知型號的設(shè)計結(jié)果來驗證公式中各數(shù)值的取值范圍。經(jīng)驗證，DA40飛機的LTO/LTOR比值為1.62，西銳SR22飛機的LTO/LTOR比值為1.62，該比值與經(jīng)驗值1.66相當，且估算后的起飛構(gòu)型最大升力系數(shù)與該構(gòu)型下的經(jīng)驗值近似，因此，可認為該經(jīng)驗參數(shù)可用于新機型在起飛距離約束下翼載的估算。

3.3 著陸距離約束下的翼載

進場速度Vapp規(guī)定為失速速度VSL的1.3倍。失速速度為著陸構(gòu)型狀態(tài)，著陸襟翼、起落架放下、無動力。著陸滑跑LLR與失速速度VSL平方的統(tǒng)計關(guān)系擬合式為：LTR=0.080 8，LL＝1.938LLR，LL＝0.156 5.參數(shù)LL/LLR與統(tǒng)計值1.938量級相當，且估算后的著陸構(gòu)型失速速度與著陸構(gòu)型最大升力系數(shù)與實際飛行經(jīng)驗值近似，因此，認為該參數(shù)可用于新機在著陸距離約束下翼載的估算。

3.4 機翼面積的確定

選取計算獲得的最低翼載，以滿足機翼在所有的飛行條件下的需求。經(jīng)對比，取失速翼載為60 kg/m2，由此估算機翼面積為7.5 m2。

4 外形的初步確定

由前期獲得的機翼面積、翼展、機長等參數(shù)，對外形進行初步規(guī)劃。機翼平面幾何形狀、機翼翼型的選取充分考慮低速飛機的氣動要求，并對翼尖加裝剪切翼尖，形成該型飛機的初步外形，具體如圖2所示。

圖2 全機三面圖

5 結(jié)論

本文運用工程估算的方法，對某型飛機和收集的其他類似機型的資料進行了分析和估算對比，計算結(jié)果與經(jīng)驗值吻合，驗證了該估算方法對輕型飛機的適用性。

通過對新機質(zhì)量、翼載的設(shè)計，獲得了滿足設(shè)計目標的機翼面積，并對全機外形進行了初步設(shè)計。與原型飛機相比，新型飛機的巡航速度由193 km/h增加至220 km/h，最大速度由241 km/h增加至350 km/h，且機翼面積由9.3 m2減小為7.5 m2，航程增加20%，優(yōu)勢明顯。

［1］佟剛，張利國.通用航空產(chǎn)業(yè)發(fā)展途徑探討［J］.沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報，2011，28（6）：34-35.

［2］陳團生.我國通用航空的發(fā)展對策分析［J］.航空航天，2007（3）：23-26.

［3］李綱領(lǐng).賣水勝過淘金——中國通用航空行業(yè)研究報告［R］.行業(yè)研究報告，2010：11-22.

［4］《世界飛機手冊》編寫組.世界飛機手冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2011：757-900.

［5］《民用飛機總體設(shè)計》總編委員會.民用飛機總體設(shè)計［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2011：190-250.