飛行器總體設(shè)計(jì)報(bào)告

1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-傾情為你奉上 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)報(bào)告大型固定翼客機(jī)設(shè)計(jì)報(bào)告2010-12-8大型固定翼客機(jī)設(shè)計(jì)報(bào)告飛行器設(shè)計(jì)要求150座級(jí)客機(jī)概念設(shè)計(jì)題目：先進(jìn)，環(huán)保，150座客機(jī)1客艙1. 150座2. 兩級(jí)座艙（頭等艙 12座 排距36in；經(jīng)濟(jì)艙 128座 排距32in）3. 單級(jí) 32in排距 沒(méi)有出口限制2 典型載荷225磅/乘客3 最大航程2800nm(5185.6km) 雙級(jí)滿載 典型任務(wù) 225英鎊/乘客4 巡航速度10.78M2最好：0.8M5 最大使用高度 43000(13115m) 1英尺=0.305m6最大著陸速度（最大著陸重量）70m/s 1節(jié)1海里/小時(shí)1.852公里/小時(shí)

2、=0.5144m/s7起飛跑道長(zhǎng)度（TOFL），最大起飛重量7000 (2135m)海平面 86華氏度飛機(jī)的總體布局1. 與所設(shè)計(jì)要求相近的飛機(jī)資料飛機(jī)型號(hào)載荷(kg)起飛重量(kg)巡航速度(M)航程(km)B737-80016300790100.7855665A320-10015000770000.785700C91915600725000.7-0.855592. 確定飛機(jī)構(gòu)型1) 正常式上平尾，單垂尾2) 機(jī)翼：后掠翼，下單翼3) 在機(jī)翼上吊裝兩臺(tái)渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)4) 起落架：前三點(diǎn)式，安裝在機(jī)身上3三面圖(草圖)機(jī)身外形的初步設(shè)計(jì)1客艙布置混合級(jí)：頭等艙 12人 3排 每排4人 座椅寬度

3、：28in過(guò)道寬度：27in座椅排距：36in經(jīng)濟(jì)艙 23排 每排6人 共138人 座椅寬度：20in 過(guò)道寬度：19in座椅排距：32in 單級(jí)：全經(jīng)濟(jì)艙30排 每排6人 共180人座椅寬度：20in 過(guò)道寬度：19in座椅排距：32in2客艙剖面3機(jī)身外形尺寸當(dāng)量直徑：216in前機(jī)身長(zhǎng)度：220in中機(jī)身長(zhǎng)度：1010in后機(jī)身長(zhǎng)度：340in機(jī)身總長(zhǎng)：1570in上翹角：14deg確定主要參數(shù)1 重量的預(yù)估1根據(jù)設(shè)計(jì)要求：航程:Range2800nm=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(yù)估數(shù)據(jù)（參

4、考統(tǒng)計(jì)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(jì)算得： 4燃油系數(shù)的計(jì)算 飛行任務(wù)剖面圖 1Engine Start and Warmup2Taxi out3Take off4Climb5Cruise6Descent7Landing and Taxi in8Reserve Fuel總的燃油系數(shù)：5根據(jù)同類飛機(jī)，假

5、設(shè)3個(gè)最大起飛重量值100,000 lbs150,000 lbs200,000 lbs25900 lbs38850 lbs51800 lbs33750 lbs33750 lbs33750 lbs40350 lbs77400 lbs lbs重量關(guān)系圖交點(diǎn)：(,93009)6所以最終求得的重量數(shù)據(jù)：93009 lbs0.54444306 lns0.25933750 lbs0.197 lbs1二、推重比和翼載的初步確定界限線圖地毯圖選取翼載荷W/S=5150 ;推重比T/W=0.31發(fā)動(dòng)機(jī)選擇 CompanyCFMIEngine Type CFM 56 Engine Model 5A1TO (ISA

6、 SLS)Thrust2500 lbFlatt rating30.0 °CBypass ratio6.00Pressure ratio26.50Mass flow852lb/sSFC0.33 lb/hr/lbCLIBMMax thrust5670 lbCRUSIEAltitude 35000 ftMach number0.8SFC0.596 lb/hr/lbDIMENSIONSLength2.510 mFan Diameter1.830 mBasic eng.wt4860 lbLayoutNumber of shafts 2機(jī)翼外形初步設(shè)計(jì)一翼型：設(shè)計(jì)升力系數(shù)計(jì)算：由 W=L=qSC

7、L-可得CL=(W/S)*(1/q)近似認(rèn)為翼型的Cl等于三維機(jī)翼的CL因此：Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)2)=0.471選擇NASA SC(2)-0410超臨界翼型： 其參數(shù)如下： 二機(jī)翼平面形狀的設(shè)計(jì)，計(jì)算平均氣動(dòng)弦的位置和長(zhǎng)度：1展弦比 AR=9.5.2梯度比=0.4，原因：升力分布接近橢圓形，誘導(dǎo)阻力較小，有利于減輕機(jī)翼重量和起落架布置。圖如下： 3后掠角：=25°后掠角不能太多太小，變化如下圖： 4機(jī)翼厚度分布：平均厚度取0.10變化如圖： 阻力發(fā)散M大約是0.81>0.8。5機(jī)翼參數(shù)如下： 面積S=147.6m2

8、展長(zhǎng)L=37.45m 弦長(zhǎng) =5.63m =2.25m 氣動(dòng)弦長(zhǎng)：=4.18m 前緣后掠角：=0.511 平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)到翼根距離為8.25m機(jī)翼平面圖如下：6機(jī)翼安裝角： 翼型迎角2°時(shí)CL=0.4818可取，iw=2°扭轉(zhuǎn)角采用負(fù)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(jì)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(duì)漩渦進(jìn)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。圖如下： 9 內(nèi)翼后緣擴(kuò)展：可以增加根部弦長(zhǎng)，便于起落架布置，降低根部弦剖

9、面升力系數(shù)，便于氣動(dòng)設(shè)計(jì)。如下圖： 10增升裝置選擇： =1.2=1.8可以選擇三縫襟翼和前緣縫翼結(jié)合。襟翼相對(duì)弦長(zhǎng)C襟/C=0.35襟翼展長(zhǎng)L襟=13.1m11.副翼選擇：根據(jù)統(tǒng)計(jì)，可取如下數(shù)據(jù)：S副/S=0.0625c副/c=0.25L副/L=0.25偏角=30°12擾流片布置在后緣襟翼前面13燃油容積計(jì)算，根據(jù)公式：=22914.8kg符合要求。14 機(jī)翼到機(jī)身前頭距離: X.25 m.a.c=46%xLFus=18.34m15. 機(jī)翼平面圖： 三尾翼1平尾外形參數(shù)：縱向機(jī)身容量參數(shù)：=0.925其中： 由縱向機(jī)身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系： 可以得到：平尾容量VH=3.5*32

10、%=1.12 其中：32%是重心變化范圍 取尾臂力LH=50%LFUS=19.9m，AR=4.0，=0.4，=30°由公式： 其中：機(jī)翼面積S=147.6M2，機(jī)翼平均MAC c=4,18可得：SH/S=23.5%,平尾面積SH=34.7m2,展長(zhǎng)l=11.78m，c根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m由統(tǒng)計(jì)值：升降舵弦長(zhǎng)取 ce/c=0.32平尾相對(duì)厚度 t/c=0.06 其中：c為平尾弦長(zhǎng)，t為厚度 翼型選擇：NACA 0006所以平尾圖如下： 2垂尾尾外形參數(shù)：航向機(jī)身容量參數(shù)： =0.218其中： 由航向機(jī)身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系： 可以得到：垂尾容量Vv

11、=0.105取尾臂力LV=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，=0.7，=40°由公式：其中：機(jī)翼面積S=147.6M2，機(jī)翼展長(zhǎng)bw=37.45m 可得：Sv/S=19.7%,垂尾面積Sv=29.16m2,展長(zhǎng)l=8m，c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m由統(tǒng)計(jì)值：方向舵弦長(zhǎng)取 ce/c=0.30垂尾相對(duì)厚度 t/c=0.08 其中：c為垂尾弦長(zhǎng)，t為厚度 垂直尾翼翼型：NACA0008所以垂尾圖如下： 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙初步布置進(jìn)氣道唇口直徑DIHDIH = 0.037Wa+32.2在無(wú)風(fēng)海平面和ISA下起飛額定推力的總空氣流量Wa=852 lb/sDIH = 0.

12、037*852+32.2=63.7 in = 1.62 m主整流罩最大高度MHMH = 1.21DF風(fēng)扇直徑DF=1.83 mMH = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m主鎮(zhèn)流罩長(zhǎng)度LCLC = 2.36DF - 0.01(DFMMO)2最大使用馬赫數(shù)MMO=0.8LC = 2.36*1.83 - 0.01*(1.83*0.8)2 m = 4.3 m風(fēng)扇出口處主整流罩直徑DFODMG核心發(fā)動(dòng)機(jī)氣流出口處整流罩直徑DJDJ = (18-55*k)0.5 Where DJ 取1m燃?xì)獍l(fā)生器后長(zhǎng)度LABLAB取1m短艙翼吊安裝展向位置位于34%的半展長(zhǎng)處兩發(fā)動(dòng)機(jī)間距12.73m短艙軸線的偏

13、角和安裝角偏角：短艙軸線相對(duì)于順氣流方向的夾角 -2°安裝角：短艙軸線相對(duì)于當(dāng)?shù)匾砻嫦揖€的夾角 0°。起落架布置前三點(diǎn)式停機(jī)角 著落角 防后倒立角主輪距7.8m前、主輪距12.84m高度3.4m機(jī)輪布置輪胎數(shù)目與尺寸主起落架40in * 14in 2個(gè)前起落架24in * 7.7in 2個(gè)重量估算與指標(biāo)分配機(jī)身重量機(jī)身長(zhǎng)度 (m) 機(jī)身最大寬度 (m) 機(jī)身最大高度 (m) 增壓機(jī)身系數(shù)，客機(jī)取0.79客艙內(nèi)外壓差，單位是巴 (bar), 典型值0.58機(jī)翼重量(1) 理想的基本結(jié)構(gòu)重量MIPS(2) 修正系數(shù)(3) 機(jī)身對(duì)機(jī)翼影響(4) 機(jī)翼總重10553kg尾翼重量水平

14、尾翼的重量：垂直尾翼的重量：動(dòng)力裝置重量系統(tǒng)和設(shè)備重量起落架重量使用項(xiàng)目重量有效載荷最大起飛重量通過(guò)分析 可知機(jī)身和機(jī)翼重量所占比例較同類飛機(jī)較大因此，對(duì)其修正，得從而氣動(dòng)特性分析1.全機(jī)升力線斜率： 為因子： =1.167 機(jī)翼的升力線斜率： =5.18 全機(jī)的升力線斜率： =6.04 其中： dh =3.7846m，b=37.45m，Snet = 20.07m2，Sgross=147.6m2，AR=9.5 最大升力系數(shù)： =1.572.后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量： 當(dāng)起飛時(shí) flap=20°，當(dāng)著陸時(shí) flap=45°，bf/b=0.7，Qchd=25° 采用三縫

15、襟翼可以計(jì)算的： 起飛時(shí)升力增量為0.6 著陸時(shí)升力增量為1.33.前緣襟翼產(chǎn)生的升力增量： =0.33 其中： bflap=1.0 4. 升致阻力因子：巡航構(gòu)型的升致阻力因子為： =0.042 起飛時(shí)升致阻力因子為： =0.0415 著陸時(shí)升致阻力因子為: =0.02935. 部件的濕潤(rùn)面積計(jì)算：機(jī)翼： =140x（1.977+0.52x0.10）=284m2 平尾： =34.7x（1.977+0.52x0.06）=69.7m2 垂尾： = 14.5x（1.977+0.52x0.08）=29.4m2 機(jī)身： =3.14x(132+187)/2=500.9m2 其中： 短艙： =37.68m2

16、6.巡航下的極曲線： (1).摩擦阻力系數(shù)： 其中： 湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1 對(duì)機(jī)翼： NR=2.63x107 Cf=2.27x10-3 對(duì)平尾： NR=1.96x107 Cf=2.37x10-3 對(duì)垂尾： NR=2.31x107 Cf=2.32x10-3 對(duì)機(jī)身： NR=2.93x107 Cf=2.27x10-3 對(duì)短艙： NR=1.14x107 Cf=5.2x10-3 (2).形阻因子： 機(jī)翼形阻因子： =1.02 平尾形阻因子： =1.124 垂尾形阻因子： =1.16 其中：ht=0.5 機(jī)身形阻因子： =1.2 其中：lfus

17、e=39.87m，dv=5.5m 短艙形阻因子： =1.3 其中：dnac=2m Lanc=6m (3).零升阻力： =2.518/147.6=0.0171 其中: (4).壓縮性阻力： 阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD: =0.8233 其中：MREF=0.9 壓縮性阻力： =4.16x10-4 其中： (5).巡航下極曲線圖： CD =CD0+CDcomp+CDi =0.016+0.+0.042CL2 =0.0164+0.042CL2 圖形如下： 7. 起飛著陸時(shí)時(shí)的極曲線：一. 起飛時(shí)： (1).摩擦阻力系數(shù)： 其中： 湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1

18、，M=0.167 對(duì)機(jī)翼： NR=1.585x107 Cf=2.58x10-3 對(duì)平尾： NR=1.2x107 Cf=2.69x10-3 對(duì)垂尾： NR=1.424x107 Cf=2.62x10-3 對(duì)機(jī)身： NR=1.803x107 Cf=2.52x10-3 對(duì)短艙： NR=7.762x106 Cf=5.3x10-3 （XT/Lb=0.2） (2).零升阻力： =2.796/147.6=0.019 (3).起落架放下引起的阻力增量： =0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量為： = 2.7x10-5 (5).起飛總阻力： CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.01

19、9+0.0415CL2+0.01698+0. =0.036+0.0415CL2 (6).起飛時(shí)極曲線圖： 二. 著陸時(shí)： (1).摩擦阻力系數(shù)： 其中： 湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1，M=0.206 對(duì)機(jī)翼： NR=2x107 Cf=2.486x10-3 對(duì)平尾： NR=1.494x107 Cf=2.6x10-3 對(duì)垂尾： NR=1.758x107 Cf=2.536x10-3 對(duì)機(jī)身： NR=2.227x107 Cf=2.446x10-3 對(duì)短艙： NR=8.62x106 Cf=5.45x10-3 （XT/Lb=0.15） (2).零升阻力： =2.723/147.6=0.01845 (3).起落架放下引起的阻力增量： =0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量為： = 1.4x10-4 (5).著陸時(shí)總阻力： CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.01845+0.0293CL2+0.01698+0.00014 0.03557+0.0293CL2 (6).著陸時(shí)極曲線圖：8.第二階段爬升單發(fā)停車時(shí)極曲線：(1). CD0=0.01845 (2).襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量: =2.7x10-5 (3).單發(fā)失效引起的阻力增量: 風(fēng)車阻力： =(0.3x2.64)/147.6=0.005