飛機總體設(shè)計大作業(yè)

1、飛機設(shè)計要求噴氣支線飛機有效載荷：70人，75kg/人，每人行李重20kg巡航速：最大飛行高度：10000m航程：2300km待機時間：45分鐘爬升率：0l0000m<25分鐘起飛距離：1600m接地速度<220km/h一、相近飛機資料收集:飛機型號載客量最大起飛重 量 (kg)巡航速度 S (M)航程 (km)飛行高度 (m)ARJ-217840500222511900CRJ-7007033000265611000ERJ-1707035990333412000二、飛機構(gòu)型設(shè)計正常式布局：技術(shù)成熟，所積累資料豐富T型尾翼：避開發(fā)動機噴流的不利干擾，但重量較重機身尾部單垂尾后掠翼：巡

2、航馬赫數(shù)，后掠翼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 （下單翼：氣動干擾經(jīng)整流后可明顯降低，結(jié)構(gòu)布置容易，避免由于機翼離地太高而出現(xiàn)的 問題-發(fā)動機數(shù)目和安裝位置：雙發(fā)短艙式進氣、尾吊布局，可以保持機翼外形的干凈，流過機 翼的氣流免受干擾。一起落架的型式和收放位置：前三點可以顯著提高飛機的著陸速度，具有滑跑穩(wěn)定性，飛 行員視界要求易于滿足，可以強烈剎車，有利于減小滑跑距離。安裝于機身三、確定主要參數(shù)重量的預(yù)估1 .根據(jù)設(shè)計要求：- 航程：Range = 2800nm=5185. 6km- 巡航速度：0. 8M- 巡航高度：35000 ft=10675m；聲速：a=296. 5

3、m/s2 .預(yù)估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)）-耗油率C=0.61b/hr/lb=0. 0612kg/（h N）（涵道比為5） ¥-升阻比L/D =143 .根據(jù)Breguet航程方程:ln(wVY initial_ RangewVV final代入數(shù)據(jù)：Range = 1242nm；a = 581 Knots （巡航高度35000ft）C = 0. 51b/hr/lb （涵道比為5）L/D = 14計算得:W心二L115 wVy final=W-W =W -W "to K end of cruise "to "finaltuel cruisewfuel crui

4、sew“to= 0.1034 .燃油系數(shù)的計算飛行任務(wù)剖面圖Engine Start and Warmup監(jiān)/叱。=0.001Taxi out%八匕=。.001Take off%八匕=0.002咋/叱。=。0161/八匕,=0.187%/叱。=0.000V/V =0.003%/叱。=0.0495.根據(jù)同類飛機,假設(shè)3個最大起飛重量值4 Climb5 Cruise6 Descent7 Landing and Taxi in8 Reserve Fuel總的燃油系數(shù)： 以± = %+生+幺+姐+生+%叱。幾兒叫叫。叱。W3 = 0.001 + 0.001 + 0.002+0.016 + 0

5、.103+0.000+0.003+0.049 = 0.175 VV.叱。80000 lbs100000 lbs120000 lbs14000 lbs175001bs210001bswpay load14600 lbs14600 lbs14600 lbswemptyavail(51400 lbs679001bs84400 lbs重量關(guān)系圖交點：(30723kg, 18688kg)6.所以最終求得的重量數(shù)據(jù):18688 kgwempty5376 kgwpay load6650 kg30723 kg推重比和翼載的初步確定界限線圖界限在囹Is維初*用共1a地毯圖<濟®瞬、魄三=Oqht

6、(C) 20102012 PJI，lg情9 超98,希選取翼載荷w/s=4500 N/nr ；推重比T/w二四、發(fā)動機選擇:由推重比T/W=,W=30723kg得T=10753,單發(fā)推力為：5376kg=l 18521b參考同類型飛機ARJ-21、ERJ170. CRJ700選擇發(fā)動機型號為通用電氣CF34-8TF34CF34-1CF34-3CF34-8CF34-10Length103 inDiameter49 in57 inDry weight1,625 1,670 lb2,408 2,600 lb3,700 lbCompressor1 fan14 HP stages1 fan10 HP s

7、tages1 fan + 3 LP stages9 HP stagesTurbine4 LP stages2 HP stages4 LP stages2 HP stages4 LP stages1 HP stageThrust at sea level9,220 Ibf13,790- 14,510 Ibt18,285-20,000 IbfPower-to-weight ratio5.6:15.3:15.2:1Overall pressure ratio at max. power21:128:1 -28.5:129:1Bypass ratio6.2:15:15:1五、機身外形的初步設(shè)計1 .客

8、艙布置單級：全經(jīng)濟艙14排每排5人共70人座椅寬度：20in過道寬度：19in座椅排距：32in客艙剖面圖:2 .機身外形尺寸當(dāng)量直徑：3.4m 前機身長度：4. 32m 中機身長度：13.97m 后機身長度：7.62m 機身總長：25. 9m 上翹角：14deg長徑比4= （M較低時,選用較小長徑比）六.機翼外形設(shè)計CL=(W/S)/P V2 S)=選擇超臨界翼型，由升力系數(shù)CL為(翼載荷為4500N/m 2),選擇型號為NASASC (2)-0404NASA SC(2)-0404Other Similar AirfoilsUASA SC(2)-0603 .zywiiCwaraiXT22M6

9、CA 16-006HTO0 iCorwraiHT05GOE443 -，Click 陽 for piottng contrdMax Ct：0 495Ma* CL的斜加60MaxLia15141Max L/D anglo:20M9kL/DCl：0312Stall shg»e：06Zero Irft angki:15Ho doscnpiion geSqThkkneM：4.0%Camb«r:0 6%Trailing edge angle: B 60Lowet flMnew:72 8%Landing edge radius: 0 6%1 .展弦比AR=82 .梯度比人二，原因：升力分

10、布接近橢圓形，誘導(dǎo)阻力較小，有利于減輕機翼重 量和起落架布置。圖如下：3.后掠角：A =25°后掠角不能太多太小，變化如下圖:4 .機翼厚度分布：平均厚度取變化如圖：Wing Sweep Angle - 25°Avwage Thickness Ratio - （t/c）w阻力發(fā)散M大約是。5 .機翼參數(shù)如下：面積 S=66. 64mJ展長 L=23. 08m弦長。根二2S伙1 +孫女C尖=2c 根=1. 65m氣動弦長：M4c =（2/3）Cm（1 +，+ /） ,Q +，）=3. 06m 前緣后掠角：婕前緣=嫩 1/4 +（1 - %）伏1 +，）= 平均氣動弦長到翼根距

11、離為4. 02m機翼平面圖如下：6 .機翼安裝角：翼型迎角2°時CL=可取，iw=2°扭轉(zhuǎn)角采用負扭轉(zhuǎn)：可以延緩翼梢氣流失速。7 .采用上反角:增加側(cè)向穩(wěn)定性和荷蘭滾穩(wěn)定性。并且可以增加外掛和地面距離。 據(jù)統(tǒng)計值，中平尾取上反角4°8 .翼梢形狀：采用翼梢小翼結(jié)構(gòu)，可以減少翼梢外氣流漩渦效應(yīng)，對漩渦進行遮擋，并 且翼梢渦在翼梢小翼上產(chǎn)生升力，方向向前，減少阻力。9 .內(nèi)翼后緣擴展：可以增加根部弦長，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系數(shù)，便于氣動設(shè)計。10 .增升裝置選擇：(ACL) (ACL) ?D = 0.85 cosA1 .4 Gmax著陸L°7(

12、 hnax著陸-Lmax)= Cl飛二 L07 da噓飛-CLmai)=可以選擇三縫襟翼和前緣縫翼結(jié)合。襟翼相對弦長C法/O襟翼展長L律二81n11 .副翼選擇：根據(jù)統(tǒng)計，可取如下數(shù)據(jù)：S 副/S二c 副/c二L 副/L二偏角=30°12 .擾流片布置在后緣襟翼前面13 .燃油容積計算，根據(jù)公式：4203S/cl0,892-0.49 N) / 4R=5833kg>5376kg 符合要求。14.機翼到機身前頭距離:機翼外形如圖:尾翼1 .平尾外形參數(shù):縱向機身容量參數(shù)：(%/)(/.)/Swcw其中：環(huán)As最大機身寬度Lfus機身長度S、v機翼參考面積Cv機翼平均氣動弦長由縱向機

13、身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系:縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系可以得到：平尾容量/=*32%=其中：32%是重心變化范圍取尾力臂 Lh=50%Lfus=12. 95m, AR=,入二，x=30° 由公式：VH =逆乂反S C 其中：機翼面枳S=66.64M機翼平均MAC=3.06M 可得：平尾面積S產(chǎn)21. 88/展長1=9. 36m, c根=3. 3m, c 尖= 1. 32m,平尾 MAC=2. 34m由統(tǒng)計值：升降舵弦長取Ce/C =平尾相對厚度t/c=其中：c為平尾弦長，t為厚度翼型選擇：NACA 0006平尾形狀如圖：2 .垂尾尾外形參數(shù)：航向機身容量參數(shù)：（H介；）（L加）

14、I Swbw其中：Efus最大機身高度人機身長度S、v機翼參考面積 久V機翼展長 由航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系：航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系航向機身容參數(shù)金配可以得到：垂尾容量Vv:取尾力臂1二50虬尸115=12.95%A區(qū)二,入=,x=30°由公式:r Sy 1VVv = X s bw其中：機翼面積s=66.64M機翼展長bw=23.08m可得：S，S二%，垂尾面積 Ski 1.64nA 展長 1=4. 2m, c 根=3. 07m,c 尖=2. 46m,垂尾 MAC=2. 77m由統(tǒng)計值：方向舵弦長取cc/c=垂尾相對厚度t/c=其中：C為垂尾弦長，t為厚度垂直尾翼翼

15、型：NACA0008 垂尾形狀如圖：七、發(fā)動機短艙初步布置已知：DF=49in涵道比u=5總壓比28最大使用馬赫數(shù)總空氣流量Wa=666. 61b/s進氣道唇口直徑DIHDIH = +在無風(fēng)海平面和ISA下起飛額定推力的總空氣流量W.=666.61b/sDIH = *666+=56. 84 in = 1.44 m主整流罩最大高度臨Mh =風(fēng)扇直徑D產(chǎn)49in=L22 mMh = * 1. 22m = 1. 48 m主鎮(zhèn)流罩長度LCLC = - (DM) 1最大使用馬赫數(shù)產(chǎn)LC = * - *2* m = 2. 87 m風(fēng)扇出口處主整流罩直徑DFODFO = (0.00036 juWa +5.8

16、4)2 = 49.56 = 1.26mDMGDMG = (O.OOQ475 pWa + 4.5)2 = 37加=0.94/n核心發(fā)動機氣流出口處整流罩直徑DJ，(1 V IV DJ = (18-55*k) Where K = <ln 一取DJ=O. 94m燃氣發(fā)生器后長度LABLAB 取 Im短艙軸線的偏角和安裝角偏角：短艙軸線相對于順氣流方向的夾角-2。安裝角：短艙軸線相對于當(dāng)?shù)匾砻嫦揖€的夾角0° O八、起落架布置前三點式著落角防后倒立角 主輪距 前、主輪距 高度停機角獷=2。4=16。/ = 17°8 = 4. 68mb=X=10. 36mh =3. 0m機輪布置

17、oDual輪胎數(shù)目與尺寸主起落架 40in * 14in 2個前起落架 24in * 7. 7in2個九、重量估算與指標(biāo)分配機身重量M和s=gp(9.75 + 5.848J)2Lf、(約+/Lf機身長度(m) Lf = 25.9/w J)Bf機身最大寬度(m) Bf =3.4/7/Hf機身最大高度(m) Hf = 3.4/z?a增壓機身系數(shù)，客機取典型值p客艙內(nèi)外壓差，單位是巴(bar),以心=38374機翼重量(1)理想的基本結(jié)構(gòu)重量瓦因= + Lnic = 1920415 5 0 5 /Vr( 1 + /i) s ec s ec/ 7/u3s但產(chǎn) "=M(tA025Mo = 30

18、723kgA = 8(1 - 0.342 + 0.44/12 ) + 2.2t10.5(l-A + 0.7222)S = 66.6m20 = p = 252 = 0.4N = 2.5x1.65 = 4.125VD =200/77/5 r = 0.1A =112jVML75M0 zl 八二 人 尸小(l + ：)j secgeccp J Ir = 1-10.2 4-(1-/M0)J = 0.54inc = 0.033mr = 0.00490.5xl()5 = 308.3 xio6！修正系數(shù)Cx = 0.001 + 0.0015 + 0.004 + 0.01 + 0.004 + 0.003 + 0

19、.01+ 0.02 + 0.005-0.022 + 0.03-3.5x10-5 x30723。$ + 0.02+ 0.004 + 0.012 + 0.007 + 0.0015 + 0.002 一 0.005 + 0005 = 0.0826(4)機身對機翼影響Cv = 1.13(l-5/72)-0.0027(1 + 43/7)2 = 1p = Bf /? = 0.147(5)機翼總重M 蟲=Cy(mc + mr + CJM() = 3702kg尾翼重量水平尾翼的重量：=0.047匕£尸=431小垂直尾翼的重量：My =0.047%2%Sj” =15弘g動力裝置重量M w-3541機系統(tǒng)

20、和設(shè)備重量%“ =g%)=4301 依起落架重量Mg =q%)=13831g使用項目重量85% +自請=1520口有效載荷“payload=95尸+加加刖=優(yōu)50必最大起飛重量M> = M機身+M商放+M使用項目+M鞏翼+尾典+動力 +加起落架+ M系統(tǒng)和囿定設(shè)備+ “燃油=30723kg重心位置的估算1 . .各部件重心位置估算部件、載荷W (kg)X (m)機翼3590(調(diào)整后)平尾、垂尾431+158=589機身3837起落架1383<發(fā)動機3541燃油5376固定設(shè)備5766(調(diào)整后)有效載荷6650總和30732由重心計算公式Xc二李竺上得到xg=13. 14m則重心在平

21、均氣動弦長的位置且X100%得/詈X2 .飛機重心位置的調(diào)整(1)調(diào)整機翼最6=，(乎_)以機翼CA L %。 J得機翼=可知機翼需向前移動1.32m即X機翼=10. 85m (2)調(diào)整裝載、設(shè)備得 X裝找二一5.4m得X裝載=6. 58m則得最終機翼重心為Xg=1L 976mX100%=%r - 11.975-10.92即 Xg二3.06十、氣動特性分析L全機升力線斜率：士為因子：J = jl + /+ -一 32 cgSga機翼的升力線斜率：C La_rr = 2" ( AR + 2 )全機的升力線斜率：Ga = 4,其中：為校正常數(shù)，通常取值為3.2；為飛機機身的最大寬度：”為

22、機翼的展長：S”“為外露機翼的平面面積；，為全部機翼平面面積。dh =3. 4m, b=23. 08m, Sn« = 56m S«3=66. 6m，Ar=8 最大升力系數(shù)：C“=141l +0.064中”)。工。2.后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量:Ljiap-TE20 +對3十5出力20勺。是常敬，對后緣襟翼取值為2.183x107 ;孫為襟翼的偏轉(zhuǎn)角；加機翼帶襟翼段的展長（含穿過機身的部分）與全機翼展長的比例因子;例二%，；八。如為機翼1/4弦線后掠角，單位是角度（曲g）.當(dāng)起飛時BfUp=20° ,當(dāng)著陸時B門即=45° , b（/b=, A6d=25

23、76; 采用三縫襟翼可以計算的：起飛時升力增量為著陸時升力增量為3 .前緣襟翼產(chǎn)生的升力增量：Lflap-LE = geoflap COS Qchd其中：bf lop勺即取值變?yōu)?. 0470;為前緣襟翼段展長與全機翼展長的比例，定義同后緣襟翼。4 ,升致阻力因子：巡航構(gòu)型的升致阻力因子為:cleandeaf 2-+-0.007 九Ar越飛時升致阻力因子為：K =余1 1。5+：271 _0 000487%平 + 0.007 f/c l J7r /著陸時升致阻力因子為：I l 1.05 + 0.2710.000487 + 0,007其中：4ht=5 .部件的濕潤面積計算:機翼：5"=

24、5外露口977 + 0.52仕/。=56x ( + ) =113. 6m2平尾：S,s=S 外露l977 + 072(t/c)=(+ ) =43. 9m2垂尾：5；，的=§外露.【1977+0.52仕/0=(+ ) =23. 5m2機身：8,舊二灰,(乂俯+/側(cè))/2 k二其中：其中：K= 7T (對于橢圓截面)且俯-俯視圖面積.4側(cè)-俯視圖面積短艙：5“,”=A.(乂俯+/側(cè))/2=13. 3m2(6) 航下的極曲線：(1) ,摩擦阻力系數(shù):Cf-turb 一 TT7 c(logA) (1 + cA/-)4 b, c, d楠氟粟值分別-4=0455, 3=2.58, c=0.144

25、, rf=0.58;一是輔詢狀態(tài)的舒敖二(p®Q;藍飛行馬穎.湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)：其中：X.尸，X7/Lb=對機翼：Nh7G，3 對平尾：Nh7&-3 對垂尾：Nh7C尸Y 對機身：Nh7C,-=-3 對短艙：*7C,-=-3 (2).形阻因子：機翼形阻因子：=O.4212 + 4(/e)w +240(。)：；平尾形阻因子：* =1+0.1(1-0.893翼2+4(c) j 240(,)垂尾形阻因子：* =O.5" + 4(，-4O("c)：(7旬,為翼面的平均相對厚度；與為平尾安裝位置因子，計算公式為。=ZJ4, 4為機身的最大商度；%為

26、平尾安裝位置的更對值.當(dāng)平尾安裝在機身上時，2加取值為平尾平面到機身參考面的臣高；當(dāng)平尾安裝在垂尾上時，盆取值為平尾平面到垂尾項端的 題高.機身形阻因子：其中：1 Uc 二，dv 二短艙形阻因子：=1.17 1 + 0.35 LX 1nnc y其中：cU:Lnnc=(7) .零升阻力：y 0bH,/ / y f wet_ f-1I DO 其中：0是第i部件的形阻因子；4是笫了部件的摩擦系數(shù)； S:是第i部件的濕潤面積。5%是機翼參考面積.(8) .巡航下極曲線圖：=+圖形如下:7.起飛著陸時時的極曲線:一. 起飛時：(1) .摩擦阻力系數(shù):'(logNj(l + cA12)”其中:工，

27、3 d精敖,取值分嫩”0而，6=2.58, c=0.144, rf=0.58;城輔詢懶牖嬲二例MQ； M為飛行馬激。湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù):其中：Xnf=, Xl/Lb=» M-對機翼：Nh7Ct-="-3對平尾：Nh7Cf=3對垂尾：Nr7Cf，3對機身：Nh7&-3對短艙：Nh6Ct-="-3(Xr/U=)(2) .零升阻力：y acR,/ / y f yvet，-' ：=1I DO (3) .起落架放下引起的阻力增量：Cd_Lg =(2.85xlO4吟。+0.294)(4) .襟翼放下引起的阻力增量為:=-5(5) .起飛總阻力:Cl|-C|XJ+C|)i+C|)-|jG+C|XI-nap(6) .起飛時極曲線圖:二.著陸時：(1) .摩擦阻力系數(shù):° f-turb 一 (logA) (1 + cA/-)其中:4 b,c, d 為常耙取值分別-4=0455, 4=2.58, c=0.144,0=0.58;冊是當(dāng)府械杰的踴仙尸(P??；口飛行馬赧.湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù):其中:Xh, x7/u=, m=對機翼：*7G=:3對平尾：*7G，3對垂尾：N/7(X-3對機身：*7G=:3對短艙：*7C尸八一3(Xi/Lb=)(2) .