中型公務機總體設計報告

1、飛機總體設計報告中型固定翼公務機設計報告 小組成員： 011110308 張 澤 011110313 徐 可 011110315 尹建浩 011110320 張 權(quán) 011110325 楊 根飛機設計要求課題：八座中型固定翼豪華公務機總體設計關(guān)鍵詞：安全、舒適有效載重：旅客8名，行李20kg/人。機組人員2名，共計承載950kg。飛行性能：巡航速度：0.75M最大航程：4000km起飛距離：1200m進場速度：70m/s飛機總體布局1. 同級類似飛機部分參考資料飛機型號載荷（kg）起飛重量（kg)巡航速度（km/h)航程（km)飛鴻30091282078003346獎狀XLS104391637

2、973441里爾40XR970952586032082. 確定飛機構(gòu)型1） 正常式 T型平尾，單垂尾正常式布局與鴨式布局對比優(yōu)點缺點正常式布局1.技術(shù)成熟，所積累的經(jīng)驗和資料豐富，設計容易成功 。2.保證飛機具有良好的亞、跨音速氣動特性。1.機翼的下洗對尾翼的干擾往往不利，布置不當配平阻力比較大。鴨式布局1.全機升力系數(shù)較大；2.L/D 可能較大；3.在相同的跑道距離上，鴨翼布局比常規(guī)布局滑跑距離更少1.鴨翼在大迎角時誘導阻力較大，其失速也早于機翼。2.而且鴨翼的渦流可能導致飛機縱向和橫側(cè)的不穩(wěn)定性增大。 T平尾的優(yōu)缺點優(yōu)點缺點T平尾1.避免機翼下洗氣流和螺旋漿滑流的影響： a.減小尾翼振動；

3、 b.減小尾翼結(jié)構(gòu)疲勞； c.避免發(fā)動機功率突 然增加或減小引起的駕駛桿力變化2.利用端板效應，氣動效率增加，垂尾的面積可適當減小3.“失速”警告（安全因素）4.外形美觀（市場因素）1.增加垂尾的結(jié)構(gòu)重量2.接近“失速”時平尾可能失效。2) 機翼：后掠翼，下單翼巡航速度為0.75M之間，處在跨音速之間，所以，我們采用小展弦比的后掠翼，后掠角大約在25°左右，這樣能有效提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。3）兩臺渦輪風扇發(fā)動機尾吊考慮對飛機的駕駛比較容易，噪音小，符合易操縱性和舒適性的要求。4）起落架：前三點式，安裝在機身上飛機三視圖草圖展示： 主視圖 俯視圖 側(cè)視圖 機

4、身外形的初步設計客艙布置：頭等艙標準8座，添加4張辦公桌示例如下座椅排距：1.0m座椅寬度：0.59m過道寬度：0.5520m客艙布置如下客艙剖面如下飛機長徑比設計參考標準：長徑比低速M<0.7高亞音速M<0.80.9超音速M>1.26981310201.22.01.72.646233457噴氣式公務機一般設計參考數(shù)據(jù)=79.5=2.55（deg)=611本次公務機客艙布置最終設計參數(shù)=1.5=3.0=7.1（deg)=8m總長14.21m前機身3.02m中機身5.16m后機身6.03m上翹角6.25deg機身外形草圖：確定主要參數(shù)1 重量的預估1根據(jù)設計要求：航程:Rang

5、e2800nm=5185.6km巡航速度:0.8M巡航高度:35000 ft=10675m；聲速:a=576.4kts=296.5m/s 2預估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)）耗油率C0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比為6）升阻比L/D 17.63根據(jù)Breguet航程方程： 代入數(shù)據(jù)：Range = 2800 nm；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft)C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比為6)L/D = 17.6M = 0.8計算得： 4燃油系數(shù)的計算飛行任務剖面圖1Engine Start and Warmup2Taxi out3Take

6、 off4Climb5Cruise6Descent7Landing and Taxi in8Reserve Fuel總的燃油系數(shù)：5根據(jù)同類飛機，假設3個最大起飛重量值10,000 lbs15,000 lbs20,000 lbs2290lbs3435 lbs4580lbs2109 lbs2109 lbs2109 lbs5601 lbs9456 lbs13311 lbs重量關(guān)系圖交點：(13923,8626)6所以最終求得的重量數(shù)據(jù)：8626 lbs 3886kg3188 lbs1436kg2109 lbs950kg13923 lbs6272kg2、 推重比和翼載的初步確定取翼載荷W/S=350

7、kg/,推重比T/W=3.5N/kg發(fā)動機選擇根據(jù)設計參數(shù)，取W/S=400/m²， T/=3.5N/kg， =6272kg，綜上，發(fā)動機推力=10.76km=2416lb根據(jù)飛行高度和速度確定發(fā)動機類型由設計巡航速度M=0.75，巡航高度=35000ft，故選擇渦輪風扇發(fā)動機，此類發(fā)動機亞音速時不加力的耗油率較低，加力比較大，能適應各種類型的飛機。參考發(fā)動機型號：指標型號Thrust(lb)SFCDLegthWeightTFE73135000.5140”50”734JT15D30000.5528”61”630PW50030000.4427”75”765FJ44-223000.456

8、21”40”445考慮到設計飛機的推力，及發(fā)動機本身質(zhì)量、尺寸、耗油率、經(jīng)濟性等因素，選擇發(fā)動機型號JT15D-5,具體參數(shù)如下： 起飛推力1290daN最大連續(xù)推力1290daN推重比4.264.69直徑686mm起飛耗油率 0.562kg/(daNh)空氣流量37.8kg/s涵道比2.0長度1600mm總壓比12.6渦輪進口濕度1013°C質(zhì)量291.5kg機翼外形初步設計1 翼型： 后掠翼，超臨界翼型W=L=qSCL-得CL=(W/S)*(1/q)近似認為翼型的Cl等于三維機翼的CLCl=350*9.80.5*0.388*(296.5*0.75) 2=0.36亞音速飛機的相對厚

9、度多在10%至14%，選取10%超臨界翼型NASA SC(2)-0410超臨界翼型 二機翼平面形狀的設計，計算平均氣動弦的位置和長度：1.展弦比：公務機展弦比5.08.8， 參考翼載荷及其他同類飛機，取AR=7。 根據(jù)翼載荷求得機翼面積S=17.92 ，則=11.20m2.后掠角：25°影響如下圖所示：3.梯形比：0.60.4，根據(jù)Prandtl 機翼理論，當升力分布為橢圓形時，誘導阻力最小，當 =0.4 時 ，升力分布接近橢圓形，故許多低速飛機為0.4 左右，所以取=0.44.機翼平均厚度：公務機平均相對厚度一般在10%12%之間，取10%。后掠角與相對厚度對阻力發(fā)散馬赫數(shù)的影響：

10、5.機翼參數(shù)如下：面積S=17.92m2 展長=11.2m弦長 =2.28m =0.91m氣動弦長：=1.69m前緣后掠角與四分之一弦線后掠角的關(guān)系：，27.81°平均氣動弦長到翼根距離=2.40m6.機翼安裝角：翼型迎角2°時CL= 0.4818可取，iw=2°7.機翼扭轉(zhuǎn)角：扭轉(zhuǎn)角采用負扭轉(zhuǎn)，公務機、噴氣運輸機負扭轉(zhuǎn)角：0º7º，取5º8. 機翼上反角的確定： 對于 “T” 平尾和下單翼布局，上反角為3º 左右。亞音速后掠翼，下單翼，上反角為3º7º。由于采用“T” 平尾和下單翼布局，后掠翼，所以取上

11、反角為3 º。9.翼梢形狀的選擇：采用UPSWEPT翼梢小翼。對翼梢處的旋渦進行遮擋，翼梢小翼設計成有彎度，翼梢渦在小翼產(chǎn)生升力， 這個升力方向向前，可減小總阻力 。10. 內(nèi)翼后緣擴展：無內(nèi)翼后緣擴展。11. 增升裝置的選擇： 選取后緣雙縫富勒襟翼。12. 副翼外形的選擇： 相對面積 S副 /S = 0.06相對弦長 c副 /c = 0.25相對展長 L副 /L = 0.30偏角 d 副= 28º °位置位于半展長的70%13.擾流板位置：擾流板位于后緣襟翼的前面。3 尾翼1.確定平尾容量和垂尾容量計算縱向/航向機身容量參數(shù)，查圖得平尾和垂尾容量縱向機身容量參數(shù)

12、：（）*（）/=1.73平尾容量：0.864航向機身容量參數(shù)：()*()/=0.315垂尾容量：0.0932.預估尾力臂的長度平尾尾力臂=50%X機身長度=7.1m垂尾尾力臂=90%X(tanX1/4)X0.5X機身長度=2.24m3. 根據(jù)尾容量和尾力臂長度，計算平尾和垂尾的面積4. 確定平尾和垂尾的外形數(shù)據(jù)平尾：展弦比 4.0 梯形比 0.40 升降舵弦長 0.35 相對厚度 0.07 后掠角 30垂尾： 展弦比 1.2 梯形比 0.70 升降舵弦長 0.30 相對厚度 0.07/=0.30 =1.107/=0.15 =1.2495發(fā)動機短艙初步布置發(fā)動機短艙初步設計由于所選發(fā)動機尺寸較小，因此選用混合式短艙結(jié)構(gòu)。進氣道唇口直徑DIH37.8kg/s83.92lb/sDIH主整流罩最大高度，取主