噴氣式公務機設計(共13頁)

1、精選優(yōu)質文檔-傾情為你奉上噴氣式公務機設計一、擬定飛機的設計要求有效載荷：48人，75kg人行李20 kg人飛行性能要求：最大巡航速度：Vmax=800km/h最大航程： Lmax=3500km起飛距離： 小于1400m著陸速度： 小于270km/h二、方案設計思想圍繞安全、舒適的主題，在保證性能指標的條件下，我們選擇常規(guī)布局，下單翼，超臨界翼型，雙發(fā)發(fā)動機。選用超臨界翼型的好處是有利于防止出現(xiàn)和減小分離的程度，進而提高，還有利于減輕飛機的結構重量，同時改善低速飛行的性能。在座艙布置方面，我們適當增大了座艙的容積，使得座與座的距離增大，給乘客以舒適、寬敞的感覺。三、選定方案（1）具體方案布局形

2、式：常規(guī)布局發(fā)動機形式：渦扇雙發(fā)（法國透博梅卡公司研制的阿斯泰方2發(fā)動機）機翼布局：下單翼、后掠起落架的形式：前三點式尾翼布局：T形平翼、單垂尾（2）方案選擇的原因發(fā)動機形式選擇的原因：主要考慮對飛機的駕駛比較容易，噪聲小，符合易操縱性和舒適性的要求；機翼布局選擇的原因：我們的最大巡航速度是800km/h，大約是0.65馬赫數(shù)，處在跨音速之間，所以，我們采用后掠翼，后掠角，超臨界翼型，這樣有利于提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。下單翼便于安裝起落架，且不擋住發(fā)動機的進氣；起落架的選擇：與后三點式相比，前三點式起落架在起飛滑跑、著陸和著陸滑跑時駕駛技術比較簡單且飛行員座艙的視界較

3、好；尾翼選擇的原因：常規(guī)式，T形平尾，單垂尾能避免發(fā)動機尾噴氣流達到平尾上，避免機翼下洗氣流和螺旋槳滑流的影響，且外形美觀。四、主要設計參數(shù)表1 飛機總體參數(shù)起飛重量（kg）5979.6使用空重（kg）4088.6空重（kg）3878.7裝載重量（kg）475 機組人員重量（kg）180最大升力系數(shù)1.6零升阻力系數(shù)0.015推重比0.24翼載（9.8）420.26表2 機翼參數(shù)機翼面積，S（）11.7展長（m）8展弦比，A5.4后掠角，（）12相對厚度，12%翼型超臨界翼型根梢比，0.5安裝角，（）3扭轉角（負），（）5上反角，（）3表3 機身參數(shù)長度，（m）21直徑，（m）3最大橫截面積，

4、（）7.1機身長細比，7頭部長細比， 1.5 尾部長細比，2飛機總體參數(shù)設計各成員報告一、起飛重量的估算 （任曉雪負責）（1）確定任務裝載重量選定乘員5人、駕駛員1人、乘務人員1人 飛機裝載重量 機組人員重量（2）初估起飛重量 起始重量設為72000N（3）確定任務燃油重量我們取的各任務段耗油比例為：開車、暖機滑行起飛爬升巡航下降著陸、滑行、關車0.9900.9950.9950.9800.8630.9900.992則任務燃油系數(shù)為：任務余油按起飛重量的5%，任務中使用的燃油為：任務燃油重量最終為（4）確定的試探值：（5）求得試探值： （其中大約是的0.5%或更多，這里取0.5%）（6）按 進行

5、迭代其中，空機重量系數(shù)，參考民機手冊，我們按計算空機重量系數(shù)。噴氣公務機的A=0.2678，B=0.9979經(jīng)過六次迭代，當時，誤差為，所以起飛重量為58600N。二、推重比、翼載的計算 （吳國軍負責）（1）查課本表2.2 最大升力系數(shù)典型值，公務機的最大升力系數(shù)在1.41.8，這里取1.6，零升阻力系數(shù)取0.015。（2）計算推重比根據(jù)課本的表2.7 推重比與最大馬赫數(shù)的關系 取a=0.267，c=0.363，計算得推重比為0.24（3）確定翼載 a)根據(jù)失速速度確定翼載 其中， 計算得 ，即是 b)根據(jù)航程確定翼載 其中，計算得 ，即是翼載取兩者中的最大值，故 。三、機翼設計 （楊玖月、朱

6、金義負責）（1）機翼布局我們采用后掠翼，后掠角，下單翼，便于安裝起落架，且不擋住發(fā)動機的進氣；（2）機翼面積的計算利用翼載=W/S可以求得，機翼面積S=11.7平方米（3）選擇翼型我們設計的噴氣式公務機考慮經(jīng)濟性，以加強市場競爭中的優(yōu)勢，選擇特定的超臨界翼型。這樣有利于提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。（4）確定展弦比A機翼的幾何展弦比是無量綱量，由下式確定： 其中，b是機翼的翼展，b=8m，計算得A=5.4 （5）確定機翼相對厚度機翼相對厚度 10%-15%，我們取12%（6）確定根梢比 （7）確定后掠角、安裝角、上反角 后掠角 安裝角 扭轉角（負）上反角 （8）后緣襟翼和前

7、緣襟翼一般都是和翼型配套使用，因此，在選定翼型后我們可以直接選擇相應的后緣襟翼和前緣襟翼。四、機身設計 (劉先林、劉明敏負責)（1）機身橫截面的形狀 我們選擇圓形橫截面，它能在截面積一定時保證最小周長，或者在容積一定時保證面積最小，因而摩擦阻力也是最小。圓形截面對于承受密封載荷也是有利的，從而保證了最小結構質量。（2）機身參數(shù)的確定查表3.2（課本92頁）得：kf=7、kfh=1.5、kft=2選的機身橫截面為圓形，假設直徑df=3m，由kf=lf/df得：lf=21m, 最大橫截面積，機身容積機身表面積Sf=2.85lf=159.5m3飛機頭部長度lfh=kfhdf=4.5m飛機尾部長度lf

8、t=kftdf=6m飛機座艙長度lz=lf-lfh-lft=10.5m座位示意圖如下：艙位級別：I級豪華級座椅寬度a=700mm、過道寬度b=500mm、扶手與側壁間距,取值Csw=75mm客艙裝飾層厚度Ttp,取值35mm兩排座椅縱向間距1080mm飛機壁厚：HfW85mm飛機座艙凈高度h=2.35m擦地角=25o五、尾翼設計 （原斌、張杰負責）（1）尾翼布局尾翼選擇的是常規(guī)式，T形平尾，單垂尾，這樣能避免發(fā)動機尾噴氣流達到平尾上，避免機翼下洗氣流和螺旋槳滑流的影響，且外形美觀。（2）確定幾何參數(shù) 1.尾翼力臂約為機身長度的45%50%，2.尾翼面積 其中，對于T形尾翼，立尾容量系數(shù)由于板端

9、效率可減少5%，平尾由于無擾動氣流可減小5%，故 代入計算得：，3.確定平尾參數(shù) 展弦比：平尾0.5，垂尾0.8尖削比：平尾0.4，垂尾0.8后掠角：平尾75，垂尾50六、起落架設計 （魏旭杰、楊帥負責）（1）起落架的布置 選擇前三點式起落架，與后三點式相比，前三點式起落架在起飛滑跑、著陸和著陸滑跑時駕駛技術比較簡單且飛行員座艙的視界較好。主起落架安裝在機翼后梁下面，收向機身，前起落架向后收入機身部分。（2）起落架的機輪數(shù)目選取主起落架各為一個主輪，前起落架為一個前輪1.縱向輪距：2.前輪伸出量： 3.主輪伸出量：4.輪距B： 5.防倒立角的選取標準：（1）不能過小，否則會發(fā)生尾部倒立事件；（

10、2）不能過大，使前輪伸出量減小，造成前輪載荷過大，起飛時前輪抬起困難，使起飛滑跑距離過大，我們選取15度。6.主輪伸出角選取大小一般比防倒立角大12度，我們選取16度7.停機角衛(wèi)視起飛距離盡可能短，我們選取2度起落架相關尺寸圖如下：七、推進系統(tǒng)設計 （楚帥領負責）（1）設計設計具體參數(shù)總質量5979.6kg最大升力系數(shù)1.6展弦比5.4機翼面積11.7巡航速度800km/h（2）飛機在飛行速度大于0.6Ma時渦扇發(fā)動機的效率要高于渦輪螺旋槳發(fā)動機。題目中給出的巡航速度為800km/h0.65Ma，所以綜合經(jīng)濟效益與安全性的要求擬采用渦扇雙發(fā)。（3）根據(jù)推重比的統(tǒng)計值 =0.24，W=58600N得 T=W14650N因為是采用雙發(fā)結構，故只需每臺發(fā)動機提供T/2的推力，7.325KN比對現(xiàn)有各國民用小型我扇發(fā)動機，選定由法國透博梅卡公司研制的阿斯泰方2發(fā)動機，該發(fā)動機參數(shù)如下：直徑625mm推重比3.92長度1900mm總壓比8.5起飛推力765kg質量195起飛推力7.5KN涵道比7起飛油耗0.38kg/N*h空氣流量3