对某轻型飞机的改进设计分析

胡 冶，国洪梅，赵 楠

（中航飞机研发中心总体所，陕西 汉中 723000）

随着航空业的快速发展，国家相继出台了有关通用航空业的利好消息。《国务院关于促进民航业发展的若干意见》中提出了大力发展通用航空的主要任务[1]，而《通用航空发展专项资金管理暂行办法》的出台使得通用航空的发展更加明朗[2]。据业内人士预测，2020年前，我国通用飞机保有量将大幅上涨，年均增速在20%以上[3]。由此可见，低空领域表现出逐步开放发展趋势，通用航空市场的发展前景诱人。

本文对某款新型轻型飞机进行了优化设计，在选定动力装置的情况下，运用工程方法对全机质量、翼载进行了设计，从而获得了满足设计目标的全机气动外形。与原型飞机相比，新机可获得更快巡航速度和最大飞行速度，航程增加30%，且起降距离短。

1 性能对比及设计要求

1.1 设计目标

参照某轻型飞机的参数，并考虑该飞机的停放、使用和制造成本等要求，明确优化后的新机设计指标，具体如表1所示。

表1 原型机与新机主要性能指标需求对比

1.2 设计参考

本次设计广泛选取类似机型和相关参数用于校核和验证后续工作的可信度，参照机型均取自《世界飞机手册》[4]通用飞机章节的内容。

2 全机质量确定

2.1 质量估算方法

飞机的起飞质量W0由式（1）表示，即：

式（1）中：Wc为乘员质量；Wp为有效载荷；Wf为燃油质量；We为空机质量。

式（2）中：Wf/W0为燃油系数；We/W0为全机空重比。

2.2 空重比系数的确定

按照统计规律，空机质量系数大约在0.3～0.7，并随着飞机总质量的增加而递减。对比类似机型，空中比系数详见表2，在此空重比（We/W0）初步定为0.665.

表2 空重比系数对比

图1 Hirth 3003v发动机油耗数据图

2.3 燃油系数估算

参考《民用飞机总体设计》[5]给出的估算方法，并依据Hirth 3003v发动机在海平面高度下的油耗数据，如图1所示，按照发动机不同转速下的油耗取平均值计算。

按照发动机80 hp输出的油耗数据，即6.8 gal/h/80 hp初算，转换为国标单位如下（燃油密度暂按0.737 kg/L计算），即：

按照海平面油耗Ce0＝0.285 kg/hp/h计算，飞行高度对燃油消耗率（耗油率）的影响修正，对Ce进行修正，即：

式（3）中：CeH为高度H时的单位耗油率；Ce0为海平面高度单位耗油率；kfu为燃油消耗率修正系数，一般可用0.065；ΔH为高度H时大气相对密度。

假定巡航高度为1 500 m，由此可得，ΔH＝1.058 2，即飞机在1 500 m处巡航时耗油率为0.281 7 kg/hp/h。

2.4 螺旋桨飞机推力油耗C推导

单位耗油率（“SFC”或简写为“C”）是燃油消耗率除以由此产生的推力。螺旋桨发动机的单位耗油率SFC通常表示为Cbhp，它指每小时螺旋桨轴马力功率所消耗的燃油磅数。功率公式计算为：

式（4）中：η为螺旋桨效率（可取参考值0.8）；P为发动机功率。

按巡航3 h计算燃油系数，用Breguet的航程公式估算，得出的结果如下，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 全机质量估算

3 翼载设计

3.1 失速速度约束下的翼载

飞机的失速速度直接由翼载和最大升力系数决定，是影响飞机安全的主要因素。参照不同机型的典型构型最大升力系数，按照相关要求规定了新机的许用失速速度，并获得了该构型下的最大可用翼载，具体如表3所示。

表3 不同构型下的最大升力系数与翼载

3.2 起飞距离约束下的翼载

翼载和推重比对起飞距离均有影响，飞机的起飞滑跑距离LTOR随起飞参数TOP23的变化而改变。TOP23的计算式是：

式（5）（6）中：σ为密度比，表示起飞高度大气密度与海平面大气密度比；CLmaxTO为起飞构型最大升力系数；CLTO为离地升力系数。

离地升力系数CLTO与最大升力系数CLmaxTO的关系如下：按照CCAR 23部适航的一系列单发和双发飞机的LTOR与起飞参数（TOP）23的相关统计数字，在初步定参数阶段，可以使用统计数据的回归拟合式公式，即：LTOR=4.9（TOP）23+0.009，LTO＝1.66LTOR.用已知型号的设计结果来验证公式中各数值的取值范围。经验证，DA40飞机的LTO/LTOR比值为1.62，西锐SR22飞机的LTO/LTOR比值为1.62，该比值与经验值1.66相当，且估算后的起飞构型最大升力系数与该构型下的经验值近似，因此，可认为该经验参数可用于新机型在起飞距离约束下翼载的估算。

3.3 着陆距离约束下的翼载

进场速度Vapp规定为失速速度VSL的1.3倍。失速速度为着陆构型状态，着陆襟翼、起落架放下、无动力。着陆滑跑LLR与失速速度VSL平方的统计关系拟合式为：LTR=0.080 8，LL＝1.938LLR，LL＝0.156 5.参数LL/LLR与统计值1.938量级相当，且估算后的着陆构型失速速度与着陆构型最大升力系数与实际飞行经验值近似，因此，认为该参数可用于新机在着陆距离约束下翼载的估算。

3.4 机翼面积的确定

选取计算获得的最低翼载，以满足机翼在所有的飞行条件下的需求。经对比，取失速翼载为60 kg/m2，由此估算机翼面积为7.5 m2。

4 外形的初步确定

由前期获得的机翼面积、翼展、机长等参数，对外形进行初步规划。机翼平面几何形状、机翼翼型的选取充分考虑低速飞机的气动要求，并对翼尖加装剪切翼尖，形成该型飞机的初步外形，具体如图2所示。

图2 全机三面图

5 结论

本文运用工程估算的方法，对某型飞机和收集的其他类似机型的资料进行了分析和估算对比，计算结果与经验值吻合，验证了该估算方法对轻型飞机的适用性。

通过对新机质量、翼载的设计，获得了满足设计目标的机翼面积，并对全机外形进行了初步设计。与原型飞机相比，新型飞机的巡航速度由193 km/h增加至220 km/h，最大速度由241 km/h增加至350 km/h，且机翼面积由9.3 m2减小为7.5 m2，航程增加20%，优势明显。

［1］佟刚，张利国.通用航空产业发展途径探讨［J］.沈阳航空航天大学学报，2011，28（6）：34-35.

［2］陈团生.我国通用航空的发展对策分析［J］.航空航天，2007（3）：23-26.

［3］李纲领.卖水胜过淘金——中国通用航空行业研究报告［R］.行业研究报告，2010：11-22.

［4］《世界飞机手册》编写组.世界飞机手册［M］.北京：航空工业出版社，2011：757-900.

［5］《民用飞机总体设计》总编委员会.民用飞机总体设计［M］.北京：航空工业出版社，2011：190-250.