飛機(jī)總體設(shè)計(jì) 課程設(shè)計(jì)

1、南京航空航天大學(xué)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)報(bào)告150座級(jí)客機(jī)概念設(shè)計(jì)011110XXXXXX南京航空航天大學(xué)設(shè)計(jì)要求一、有效載荷 二級(jí)布置，150座 每人加行李總重，225 lbs 二、飛行性能指標(biāo) 巡航速度： M 0.78 飛行高度：35000英尺 航程： 2800（nm） 備用油規(guī)則：5%任務(wù)飛行用油 + 1,500英尺待機(jī)30分鐘用油+ 200海里備降用油。 起飛場(chǎng)長(zhǎng)： 小于2100（m） 著陸場(chǎng)長(zhǎng)：小于1650（m） 進(jìn)場(chǎng)速度：小于 250 （km/h）飛機(jī)總體布局一、尾翼的數(shù)目及其與機(jī)翼、機(jī)身的相對(duì)位置（一）平尾前、后位置與數(shù)目的三種形式 1 正常式（Conventional)優(yōu)點(diǎn)：技術(shù)成熟，所積

2、累的經(jīng)驗(yàn)和資料豐富，設(shè)計(jì)容易成功。缺點(diǎn)：機(jī)翼的下洗對(duì)尾翼的干擾往往不利，布置不當(dāng)配平阻力比較大采用情況：現(xiàn)代民航客機(jī)均采用此布局，大部分飛機(jī)采用的位移布局形式2鴨式（Canard）優(yōu)點(diǎn)：1.全機(jī)升力系數(shù)較大；2.L/D可能較大；3.不易失速缺點(diǎn)：1.為保證飛機(jī)縱向穩(wěn)定性，前翼迎角一般大于機(jī)翼迎角；2.前翼應(yīng)先失速，否則飛機(jī)有可能無法控制采用情況：輕型亞音速飛機(jī)及軍機(jī)采用3無尾式 ( Tailless )優(yōu)點(diǎn)：1.結(jié)構(gòu)重量較輕：無水平尾翼的重量。2.氣動(dòng)阻力較小由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小缺點(diǎn)：1. 具有穩(wěn)定性的無尾飛機(jī)進(jìn)行配平時(shí)，襟副翼的升力方向向下，引起升力損失 2. 起飛著陸性

3、能不容易保證采用情況：少量軍機(jī)采用綜上所述，采用正常式尾翼布局（二）水平尾翼高低位置選擇(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e)  “T” 平尾選擇平尾高低位置的原則1.避開機(jī)翼尾渦的不利干擾：將平尾布置在機(jī)翼翼弦平面上下不超過5平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)的位置，有可能滿足大迎角時(shí)縱向穩(wěn)定性的要求。2.避開發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的不利干擾3.有利于結(jié)構(gòu)布置：平尾安裝在機(jī)身上對(duì)減輕結(jié)構(gòu)重量有利考慮角度上平尾中平尾下平尾“T” 平尾高置平尾結(jié)構(gòu)重量輕較輕 輕重 較重 現(xiàn)代民航飛機(jī)多采用上平尾。綜合考慮后，選擇上平尾（三）垂尾的位置和數(shù)目 位置 - 機(jī)身尾部 - 機(jī)翼上部數(shù)目單垂尾：多數(shù)

4、飛機(jī)采用單垂尾 ，高速飛機(jī)加裝背鰭和腹鰭 雙垂尾：1.壓力中心的高度顯著降低，可以減小由側(cè)力所造成的機(jī)身扭矩。2.可顯著地降低其側(cè)向的“雷達(dá)散射截面”無垂尾：飛翼式布局飛機(jī)綜上所述，選擇單垂尾，上平尾二、機(jī)翼的平面形狀及其在機(jī)身上的安裝位置直機(jī)翼的特點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：1.升力線斜率大。2.低速翼剖面的相對(duì)厚度比較大，結(jié)構(gòu)布置、強(qiáng)度和剛度以及重量問題易解決。缺點(diǎn)：1.速度快時(shí)，機(jī)翼尾部易失速2.臨界M數(shù)小，機(jī)翼容易產(chǎn)生激波導(dǎo)致，過早出現(xiàn)波阻后掠翼的特點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：能有效地提高臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。缺點(diǎn)：1.氣動(dòng)方面：在大后掠角和大梯形比情況下，大迎角時(shí)翼尖容易先失速，從而使飛機(jī)的穩(wěn)定性和操

5、縱性變壞。2.對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置及其強(qiáng)度、剛度和重量特性的影響不利。三角翼的特點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：1.具有小展弦比和大后掠角的特點(diǎn)，其跨音速氣動(dòng)特性良好，氣動(dòng)焦點(diǎn)變化較平穩(wěn)。 2.根弦較長(zhǎng)，在翼型相對(duì)厚度相同情況下，可得到較大的結(jié)構(gòu)高度。3.三角翼的氣動(dòng)、強(qiáng)度、剛度和重量特性均較好。缺點(diǎn)：1.升力線斜率較小，飛行速度較小時(shí)需較大的迎角，才能提供足夠的升力。2.對(duì)于小展弦比大后掠角的三角翼，當(dāng)迎角較大時(shí)，將產(chǎn)生強(qiáng)烈的下洗氣流，尾翼布置困難。后掠翼 、三角翼與小展弦比機(jī)翼的比較機(jī)翼在機(jī)身上的安裝位置因素上單翼中單翼下單翼干擾阻力21*3穩(wěn)定性123視界123起落架重量3*21結(jié)構(gòu)布置131安裝吊艙123現(xiàn)代民航客

6、機(jī)采用機(jī)翼的平面形狀及其在機(jī)身上的安裝位置飛機(jī)型號(hào)載客量機(jī)翼的平面形狀及其在機(jī)身上的安裝位置737-300130人后掠翼，下單翼737-400140人后掠翼，下單翼737-700134人后掠翼，下單翼737-800164人后掠翼，下單翼737-900170人后掠翼，下單翼747-400410人后掠翼，下單翼757-200180人后掠翼，下單翼767-300230人后掠翼，下單翼777-200350人后掠翼，下單翼777-300280人后掠翼，下單翼A300-600280人后掠翼，下單翼A319120人后掠翼，下單翼A320150人后掠翼，下單翼A321180人后掠翼，下單翼A330-20024

7、0人后掠翼，下單翼A330-300301人后掠翼，下單翼A340-300255人后掠翼，下單翼A340-600322人后掠翼，下單翼A380-800520人后掠翼，下單翼對(duì)比后選擇：后掠翼，下單翼三、發(fā)動(dòng)機(jī)（進(jìn)氣道）數(shù)目和安裝位置發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目 - 單發(fā)：操縱簡(jiǎn)單，附加重量輕，成本低,安全性差 - 雙發(fā)（多發(fā)）：生存力強(qiáng) 安裝位置 - 單發(fā)：機(jī)身（前、后） - 雙發(fā)：（a）機(jī)身尾段 （b）機(jī)翼下部 （c）機(jī)翼或尾翼根部 （d）短艙翼吊與尾吊布局比較進(jìn)氣道布局頭部進(jìn)氣道：1.布置緊湊，機(jī)身截面小，進(jìn)口氣 流均勻，機(jī)炮對(duì)進(jìn)氣影響小；2.機(jī)頭不能裝雷達(dá)天線或僅裝小的雷達(dá)天線。兩側(cè)進(jìn)氣道：進(jìn)氣道短，內(nèi)管損

8、失小，機(jī)頭便于裝雷達(dá)天線，結(jié)構(gòu)較復(fù)雜。短艙式：1.進(jìn)氣道短，不占機(jī)身內(nèi)部空間，對(duì)內(nèi)部布置和結(jié)構(gòu)布置無干擾；2.但要增加額外的阻力。腹部進(jìn)氣道：大仰角進(jìn)氣的性能好，有利于提稿飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。背部進(jìn)氣道：可利用機(jī)身或機(jī)翼遮擋進(jìn)氣道，有利于提高隱身性能。現(xiàn)代民航客機(jī)采用的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目、安裝位置和進(jìn)氣道形式飛機(jī)型號(hào)載客量發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置進(jìn)氣道形式737-300130人2翼吊短艙式737-400140人2翼吊短艙式737-700134人2翼吊短艙式737-800164人2翼吊短艙式737-900170人2翼吊短艙式747-400410人4翼吊短艙式757-200180人2翼吊短艙式767-3002

9、30人2翼吊短艙式777-200350人2翼吊短艙式777-300280人2翼吊短艙式A300-600280人2翼吊短艙式A319120人2翼吊短艙式A320150人2翼吊短艙式A321180人2翼吊短艙式A330-200240人2翼吊短艙式A330-300301人2翼吊短艙式A340-300255人4翼吊短艙式A340-600322人4翼吊短艙式A380-800520人4翼吊短艙式對(duì)比后選擇，在機(jī)翼上吊裝兩臺(tái)渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)四、起落架的型式和收放位置后三點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：1.尾輪小而輕，設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單；2.可以利用氣動(dòng)阻力提供減速力。缺點(diǎn)：1.著陸時(shí)操縱困難；2.起飛和著陸滑跑時(shí)不穩(wěn)定；3.后三點(diǎn)起落架不能用

10、于噴氣式飛機(jī)。前三點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：1.適用于著陸速度較大的飛機(jī)，在著陸過程中操縱駕駛比較容易。2.具有起飛著陸時(shí)滑跑的穩(wěn)定性。 3.飛行員座艙視界的要求較容易滿足。 4.可使用較強(qiáng)烈的剎車，縮短滑跑距離。缺點(diǎn)：前輪可能出現(xiàn)前輪“擺振” 現(xiàn)象現(xiàn)代民航客機(jī)起落架的形式和收放位置飛機(jī)型號(hào)載客量起落架的型式和收放位置后起落架組數(shù)起落架收放位置起落架放下737-300130人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼737-400140人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼737-700134人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼737-800164人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼737-900170人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼747-400410人前三點(diǎn)4機(jī)翼艙內(nèi)機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼及

11、機(jī)身757-200180人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼767-300230人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼777-200350人前三點(diǎn)4機(jī)翼艙內(nèi)機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼及機(jī)身777-300280人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼A300-600280人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼A319120人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼A320150人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼A321180人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼A330-200240人前三點(diǎn)2機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼A330-300301人前三點(diǎn)4機(jī)翼艙內(nèi)機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼及機(jī)身A340-300255人前三點(diǎn)4機(jī)翼艙內(nèi)機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼及機(jī)身A340-600322人前三點(diǎn)4機(jī)翼艙內(nèi)機(jī)身艙內(nèi)機(jī)翼及機(jī)身A380-800520人前三點(diǎn)4機(jī)翼艙內(nèi)機(jī)身

12、艙內(nèi)機(jī)翼及機(jī)身對(duì)比后選擇：前三點(diǎn)式起落架，安裝在機(jī)翼上，收起放在機(jī)身艙機(jī)身外形的初步設(shè)計(jì)一、客艙布置根據(jù)客機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù),要求設(shè)計(jì)一架座數(shù)位150的客機(jī),客艙可設(shè)計(jì)成二級(jí)布置的單通道形式: 頭等艙 12人 3排 每排2x2人 座椅寬度：28in過道寬度：27in座椅排距：36in經(jīng)濟(jì)艙 138人 23排 每排3x3人 座椅寬度：20in 過道寬度：19in座椅排距：32in客艙布局大概如下：二、客艙剖面形狀：圓形表面面積小，有利于減少摩擦阻力；對(duì)于氣密艙，有利于承受內(nèi)壓。 寬度：每排座椅：3+3座椅寬度：20in過道數(shù)：1過道寬度：19in高度： 客艙高度149in 考慮到結(jié)構(gòu)要求，將直徑和橫截

13、面形狀適當(dāng)放大10in得到149in 地板高度：91in 根據(jù)同類客機(jī)的設(shè)計(jì)，地板高度=客艙高度x61% 內(nèi)艙剖面形狀見下圖 三、機(jī)身外形尺寸機(jī)身設(shè)計(jì)的基本要求 裝載要求：有足夠大的內(nèi)部容積 民機(jī)：乘客、機(jī)組、使用項(xiàng)目、行李、貨物、系統(tǒng)安裝。 氣動(dòng)要求：氣動(dòng)阻力小 結(jié)構(gòu)要求:有利于結(jié)構(gòu)布置 機(jī)翼、尾翼安裝 發(fā)動(dòng)機(jī)尾吊布局 適航要求 抗墜毀性 應(yīng)急撤離 機(jī)身中段設(shè)計(jì) 當(dāng)量直徑D中的確定: D中=DWS+2CSW+2Ttp+2HfwDWS : 并排座椅最大寬度（139in）CSW : 扶手與側(cè)壁間距Ttp : 客艙裝飾層厚度Hfw ： 機(jī)身框結(jié)構(gòu)高度參考同類150客機(jī)的設(shè)計(jì)，可得到：D中 =216

14、in中機(jī)身長(zhǎng)度L中的確定：L中=N1 × Lls +N2× Lsf +N3×Lbg +N4 ×LeeN1 × Lls : 每側(cè)座椅數(shù)×座椅排距N2× Lsf : 每側(cè)服務(wù)模塊數(shù)×相應(yīng)尺寸這里主要指衣帽間、廚房、洗手間N3×Lbg :每側(cè)登機(jī)口數(shù)×登機(jī)門寬度N4 ×Lee :每側(cè)應(yīng)急出口數(shù)×應(yīng)急出口寬度總結(jié)計(jì)算得到 L中=1010in機(jī)身前后段設(shè)計(jì)：（參照同類飛機(jī)可得到） L前=220in L后=340in綜上可得到機(jī)身外形大致如下：當(dāng)量直徑D中 ：216in前機(jī)身長(zhǎng)度L前：2

15、20in中機(jī)身長(zhǎng)度L中：1010in后機(jī)身長(zhǎng)度L后：340in機(jī)身總長(zhǎng)L ： 1570in （39.878m）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:0.78M巡航高度:35000 ft=10675m；聲速:a=576.4kts=296.5m/s 2預(yù)估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)）耗油率C0.6 lb/hr/lb=0.0612 kg/(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

16、= 0.6 lb/hr/lb (涵道比為6)L/D = 17.6M = 0.78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)，假設(shè)3個(gè)最大起飛重量值100,000 lbs150,000 lbs200,000 lbs26,400 lbs39,600 lbs52,800 lbs33,750 lbs33,750 lbs33,750 lbs39,850 lbs76,650 lbs113

17、,450 lbs交點(diǎn)：(170728,91906)6所以最終求得的重量數(shù)據(jù)：91906 lbs0.53845072 lbs0.26433750 lbs0.198170728 lbs12 翼載荷和推重比1 界限線圖根據(jù)設(shè)計(jì)要求參數(shù)，用MATLAB繪制界限線圖如下：2 地毯圖選取推重比和翼載荷的基本原則為： 翼載荷的值盡量靠右 推重比的值盡量靠下 留有充足的余量綜上，選取推重比T/W=0.31；翼載荷W/S=5000（N/m²）對(duì)比同類型其他客機(jī)的推重比、翼載荷選取數(shù)據(jù)如下：可見結(jié)果合理。發(fā)動(dòng)機(jī)選擇一、發(fā)動(dòng)機(jī)種類的選擇各種發(fā)動(dòng)機(jī)的比較發(fā)動(dòng)機(jī)類型優(yōu)點(diǎn)缺點(diǎn)應(yīng)用活塞式螺旋漿價(jià)格比較便宜，耗油率

18、低1.使用壽命較低 2.只能用于亞聲速飛機(jī) 輕型飛機(jī) AC-5 AD-100渦輪噴氣1.結(jié)構(gòu)緊湊 2.推力大耗油率高 戰(zhàn)斗機(jī) 教練機(jī)渦輪螺旋漿 1.耗油率與活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)相近，功率、耗油率的速度特性和高度特性優(yōu)于活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)； 2.功率重量比較大；3.單位迎風(fēng)面積的功率值較大；4.故障率低，使用壽命長(zhǎng)受到螺旋槳效率的限制，只適用于亞聲速飛機(jī)新舟-60軍用運(yùn)輸機(jī) 運(yùn)-8渦輪風(fēng)扇1.亞音速時(shí)不加力的耗油率較低； 2.加力比較大。 1.迎風(fēng)面積較大； 2. 結(jié)構(gòu)較復(fù)雜各種不同類型飛機(jī)螺旋槳風(fēng)扇油率與一般的渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)很相近，即耗油率低技術(shù)復(fù)雜，成本高少量運(yùn)輸機(jī)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕低速時(shí)不能啟

19、動(dòng)，故不能單獨(dú)使用無人飛機(jī) 巡航導(dǎo)彈由于需求的發(fā)動(dòng)機(jī)使用要求是12000米高空，0.8M，耗油率低，并參考現(xiàn)有同類型飛機(jī)都采用的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，故選取渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)。二、發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的選擇1. 涵道比、增壓比、渦輪前溫發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)對(duì)直接使用成本的影響參考此圖，發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比選擇為6.0左右。增壓比、渦輪前溫度上升，熱效率提高，發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜性提高，成本及維修費(fèi)用提高。由推重比T/W=0.31，=170728 lbs，T=170728x0.31=52925.68 lbs故每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力需達(dá)到26500 lbs。查數(shù)據(jù)可得，選取CFM56-5A3，推力為26500 lbs，涵道比為6.0，推重

20、比5.30，壓縮比為31.3，渦輪前溫度1263°C（A1），凈重4995lb，符合要求。CompanyCFMIEngine Type CFM 56 Engine Model 5A3TO (ISA SLS)Thrust26500 lbFlatt rating30.0 °CBypass ratio6.00Pressure ratio27.8Overall Pressure ratio at max.climb 31.3Mass flow875.9lb/sSFC0.33 lb/hr/lbCLIBMMax thrust5670 lbCRUSIEAltitude 35000 ftM

21、ach number0.8Thrust5000 lbSFC0.6 lb/hr/lbDIMENSIONSLength2.423 mFan Diameter1.830 mBasic eng.wt4995 lbLayoutNumber of shafts 2注：數(shù)據(jù)來源于Turbofan and turbojet engines: database handbook 作者：Élodie Roux，第129頁機(jī)翼外形初步設(shè)計(jì)一、翼型的選擇與設(shè)計(jì)1、確定設(shè)計(jì)升力系數(shù)： 即：在初步設(shè)計(jì)時(shí)，近似認(rèn)為三維機(jī)翼的升力系數(shù)CL等于翼型的升力系數(shù)Cl，則有：CL=5000/0.5*0.388*（

22、0.78*296.5）²=0.48其中，0.388kg/m³和296.5m/s分別為巡航高度35000ft下的空氣密度和聲速。2、選擇翼型（1）在設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近阻力越小越好。（2）較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和。（3）俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；（4）翼型的結(jié)構(gòu)高度盡可能大，以利于減輕結(jié)構(gòu)重量和內(nèi)部布置；（5）參考統(tǒng)計(jì)值： 對(duì)于亞聲速飛機(jī)，相對(duì)厚度(t/c)在12%左右，相對(duì)彎度可大些以滿足最大升力系數(shù)要求。不同類型飛機(jī)的典型翼型綜上，選擇超臨界翼型：適于超臨界馬赫數(shù)飛行器的跨聲速翼型。 外形特點(diǎn)：上表面較平坦，下表面后段彎

23、曲較大，并向上內(nèi)凹，頭部半徑較大。 氣動(dòng)特點(diǎn)： 跨音速流時(shí)，激波強(qiáng)度明顯減弱，并靠近翼型后緣位置。 低頭力矩較大。普通翼型與超臨界翼型的跨音速壓力分布的比較根據(jù)機(jī)翼設(shè)計(jì)升力系數(shù)0.48，選擇超臨界翼型NASA SC(2)-0412最大厚度12%，位于37%弦長(zhǎng)處；最大彎度1.3%，位于83%弦長(zhǎng)處。 在不同雷諾數(shù)下其升阻比特性如右圖所示?？梢姡谠O(shè)計(jì)升力系數(shù)0.48附近的阻力是比較小的，符合設(shè)計(jì)要求。其最大升力系數(shù)較高，失速過程較為緩和。二、機(jī)翼平面形狀設(shè)計(jì)1、 機(jī)翼面積：S=151.65m²2、 展弦比AR初步確定時(shí)，參考其他同類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)考慮到飛機(jī)燃油儲(chǔ)存，最終取AR=8.8

24、3、 梯形比TR初步確定時(shí)參考同類其他飛機(jī)數(shù)據(jù)，噴氣運(yùn)輸機(jī)一般取0.40.2。對(duì)于亞聲速飛機(jī)，考慮其對(duì)機(jī)翼誘導(dǎo)阻力Cxi的影響，Cxi=k*Cy²/()當(dāng)TR=0.4左右時(shí)誘導(dǎo)阻力最小，這時(shí)機(jī)翼上的氣動(dòng)載荷分布接近橢圓形，如所圖示。但由于考慮機(jī)翼燃油儲(chǔ)存的問題，綜合考慮后取TR=0.34、 后掠角如何選定后掠角L 對(duì)于亞聲速飛機(jī)： L =0 或 L < 15o (用于調(diào)整重心） 對(duì)于高亞聲速飛機(jī)： L = 2540°；可以提高臨M界數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生。綜上，選取L = 25° 。同類其他飛機(jī)后掠角統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)：5、 其他幾何參數(shù) 展長(zhǎng) =36.53m；弦長(zhǎng) =6

25、.39m =1.92m平均氣動(dòng)弦由作圖法確定，如下（單位：m）機(jī)翼平均厚度考慮后掠角與相對(duì)厚度對(duì)阻力發(fā)散馬赫的影響根據(jù)同類飛機(jī)的規(guī)律，并考慮燃油儲(chǔ)存的問題后，取平均厚度(t/c)AV=0.1此時(shí)的阻力發(fā)散馬赫數(shù)大約為0.8，高于巡航馬赫數(shù)0.78，符合設(shè)計(jì)要求。 三、機(jī)翼安裝角和上反角確定1、安裝角iw （CL，Des巡航時(shí)所需的升力系數(shù)）初步設(shè)計(jì)時(shí)，根據(jù)統(tǒng)計(jì)規(guī)律取iw=2°扭轉(zhuǎn)角根據(jù)同類飛機(jī)（參考A320，737等），采取負(fù)扭轉(zhuǎn)角3°，可以延緩翼梢氣流失速。2、上反角在概念設(shè)計(jì)階段，主要依據(jù)統(tǒng)計(jì)值。統(tǒng)計(jì)值的大小與飛機(jī)布局型式有關(guān)。§ 機(jī)翼后掠翼會(huì)增加側(cè)向穩(wěn)定性，

26、下單翼則會(huì)削弱側(cè)向穩(wěn)定性。綜上，選取上反角5°3、翼梢采用翼梢小翼結(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。四、副翼與擾流板的設(shè)計(jì)1、 副翼在概念設(shè)計(jì)階段，一般根據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)；統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)： 相對(duì)面積 S副/S = 0.05 0.07 相對(duì)弦長(zhǎng) c副/c = 0.20 0.25 相對(duì)展長(zhǎng) L副/L = 0.20 0.40 偏角 d副 = 25° 30° 統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù):副翼的相對(duì)展長(zhǎng)與相對(duì)弦長(zhǎng) 取相對(duì)弦長(zhǎng)為c副/c=0.22 相對(duì)展長(zhǎng)為 L副/L=0.2 相對(duì)面積為S副/S=0.044根據(jù)統(tǒng)計(jì)規(guī)律，副翼布置在半展長(zhǎng)6

27、0%90%的位置。2、 擾流板位于后緣襟翼之前。 當(dāng)非對(duì)稱打開時(shí)，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。 當(dāng)在飛行中對(duì)稱打開時(shí)，可增加阻力，起減速作用和增加下降速率。 當(dāng)在著陸時(shí)對(duì)稱打開時(shí)，可增加阻力，縮短著陸距離五、增升裝置的設(shè)計(jì)各種襟翼的增生效果：直機(jī)翼后緣襟翼數(shù)據(jù) 計(jì)算所需的起飛和著陸升力系數(shù)的增量： Clmax起飛 = 1.07 (Clmax起飛 - CLmax)=0.8 Clmax著陸 = 1.07 (Clmax著陸- CLmax)=1.23現(xiàn)代民機(jī)一般采用雙縫式襟翼。因此可選取雙縫式襟翼與前緣開縫襟翼相結(jié)合的形式，從而達(dá)到增升的目的。 襟翼展長(zhǎng)應(yīng)與副翼展長(zhǎng)協(xié)調(diào)。 在滿足副翼長(zhǎng)度的前提，襟翼展長(zhǎng)盡量長(zhǎng)。最

28、終取襟翼相對(duì)弦長(zhǎng)C襟/C=0.35襟翼相對(duì)展長(zhǎng)L襟/ L =0.4六、機(jī)翼內(nèi)燃油容積估算燃油容積近似計(jì)算：420bS(t/c)(1-0.89l+0.49 l2) / AR （kg） =420*36.53*151.65*0.1*(1-0.89*0.3+0.49*0.3²)/8.8=20546.40 kg > 20426.63kg大于所需燃油重量，滿足要求。七、機(jī)翼縱向位置的初步確定根據(jù)統(tǒng)計(jì)規(guī)律，取X.25=0.46L身=18.34m根據(jù)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)，機(jī)翼外形圖大致如下：尾翼外形初步設(shè)計(jì)一、水平尾翼1.1確定平尾容量和平尾面積。其中：最大機(jī)身寬度3.784m 機(jī)身長(zhǎng)度39.878m機(jī)翼

29、參考面積151.65m² 機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng) 4.56m而縱向機(jī)身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系：而我們選擇的則平尾容量為:預(yù)估尾力臂長(zhǎng)度：發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)翼上時(shí)，尾力臂 約等（50-55%）計(jì)算平尾面積：平尾參數(shù)設(shè)計(jì)參照同類飛機(jī)：飛機(jī)類型展弦比AR梯形比升降舵弦長(zhǎng)ce/c相對(duì)厚度t/c輕型飛機(jī)3.55.00.501.00.350.450.06 0.09渦槳支線客機(jī)3.55.00.500.800.300.450.06 0.09公務(wù)機(jī)3.55.00.350.500.300.400.06 0.09噴氣運(yùn)輸機(jī)3.55.00.250.450.300.350.06 

30、;0.09戰(zhàn)斗機(jī)、攻擊機(jī)3.04.00.250.400.301.00.03 0.04飛機(jī)型號(hào)S升降舵/S平尾S方向舵/S垂尾Boeing 727-2000.250.16Boeing 737-2000.270.24DC-9-500.380.41A3100.260.35Fokker F-280.200.161.2確定平尾的外形數(shù)據(jù)我們?nèi)≌瓜冶群舐咏菫樘菪伪龋?.38（參考737）展長(zhǎng)：根弦線根梢比：前緣后掠角相對(duì)厚度 升降舵弦長(zhǎng)升降舵面積2.3繪制平尾的外形草圖二、垂直尾翼2.1確定垂尾容量和面積航向機(jī)身容量參數(shù)： =0.1031其中：最大機(jī)身高度3.784

31、m 機(jī)身長(zhǎng)度39.878m機(jī)翼參考面積151.65m²bW機(jī)翼展長(zhǎng) 36.53m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=0.06412計(jì)算垂尾面積：由 得垂尾相對(duì)面積：S垂/S=17.815/151.65=0.1175垂尾容量的統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型垂尾容量的典型值輕型飛機(jī)0.0240.086渦槳支線客機(jī)0.0650.0121公務(wù)機(jī)0.0610.093噴氣運(yùn)輸機(jī)0.0380.120超聲速戰(zhàn)斗機(jī)0.0410.130客機(jī)垂尾容量和垂尾相對(duì)面積的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)與垂尾容量的典型值相比，滿足要求。但與同類飛機(jī)數(shù)據(jù)相比,垂尾容量、垂尾相對(duì)面積均偏小?？紤]到飛機(jī)為翼吊布局，問題應(yīng)該出現(xiàn)在，

32、航向機(jī)身容量參數(shù)確定法沒有考慮到單發(fā)停車情況?？紤]單發(fā)停車時(shí)，由垂尾力矩與偏航力矩平衡，得Me=V2ClmaxSVLV發(fā)動(dòng)機(jī)海平面推力為26500lb，即117797.9384N發(fā)動(dòng)機(jī)距飛機(jī)中線的距離：7.5+1.892=9.392m海平面空氣密度：1.225kg/m3 Clmax=1.2Sv為垂尾面積 LV=19.939代入算得，SV=24.456計(jì)算垂尾面積：由 得VV=0.08804其中，VV : 垂尾容量S ：機(jī)翼面積SV : 垂尾面積lV ： 垂尾力臂bW： 機(jī)翼翼展垂尾相對(duì)面積：S垂/S=24.456/151.65=0.1613 此時(shí)，再與客機(jī)垂尾容量和垂尾相對(duì)面積的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)相比，

33、相差不大。2.2確定垂尾的外形數(shù)據(jù)垂尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型展弦比梯形比方向舵弦長(zhǎng)相對(duì)厚度ARce/ct/c輕型飛機(jī)1.21.80.300.500.250.450.06 0.09渦槳支線客機(jī)1.41.80.300.700.250.450.06 0.09公務(wù)機(jī)0.81.60.300.800.250.350.06 0.09噴氣運(yùn)輸機(jī)0.81.80.300.800.250.400.08 0.10戰(zhàn)斗機(jī)、攻擊機(jī)1.21.60.250.400.200.350.03 0.09參考同類飛機(jī)，初步確定展弦比、梯形比、后掠角、相對(duì)厚度、升降舵和方向舵的尺寸。展弦比：AR=1.5梯形比：=0.7方向舵弦長(zhǎng)：ce/

34、c=0.30方向舵面積：S方向舵/S垂尾=0.24垂尾相對(duì)厚度： t/c=0.08 其中：c為垂尾弦長(zhǎng)，t為厚度展長(zhǎng)：6.057根弦長(zhǎng)：尖弦長(zhǎng)：=0.74.750=3.3251/4弦線后掠角：=35前緣后掠角： =arctg(tg+(1-)/ AR (1+)=39.28一些噴氣客機(jī)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)飛機(jī)型號(hào)S升降舵/S平尾S方向舵/S垂尾Boeing 727-2000.250.16Boeing 737-2000.270.24DC-9-500.380.41A3100.260.35Fokker F-280.20.162.3繪制垂尾的外形草圖起落架1、 確定起落架的幾何參數(shù)停機(jī)角：飛機(jī)的水平基準(zhǔn)線與跑道平面

35、之間的夾角。著落角：主輪接地點(diǎn)與機(jī)身尾部最低點(diǎn)間的平面和地面之間的夾角。取防后倒立角由取。 主輪距：主起落架機(jī)輪之間的距離。取7.8m前、主輪距：前主起落架與主起落架機(jī)輪之間的縱向距離。由取m高度：飛機(jī)重心到地面的距離。取3.4m2、 機(jī)輪布置型式和尺寸 機(jī)輪布置取決于跑道承載限制，典型的布置方式如下：根據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，選擇機(jī)輪布置型式：輪胎類型1）低壓輪胎(型)通用航空飛機(jī)，如Cessna飛機(jī)系列。2）超高壓輪胎(型)運(yùn)輸機(jī)（如B737)、軍用機(jī)、渦槳飛機(jī)等。3）超高壓低斷面輪胎(型)適用高速起飛。因此選擇低壓輪胎(型)。輪胎數(shù)目與尺寸由上可選擇輪胎數(shù)目和尺寸：主起落架40in * 14in 2

36、個(gè)前起落架24in * 7.7in 2個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙初步布置一、短艙的類型典型分離式噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的短艙 典型混合噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的短艙 1）對(duì)于分離噴流的發(fā)動(dòng)機(jī)（外涵道氣流和核心發(fā)動(dòng)機(jī)氣流是分離的），安裝 在有不同噴口的吊艙中。 2）對(duì)于混合噴流發(fā)動(dòng)機(jī)，安裝在全長(zhǎng)吊艙中。 因此選擇分離式短艙。2、 短艙的幾何參數(shù)的確定 由之前選擇的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)可得:風(fēng)扇直徑DF=1.830m；涵道比=6.0；總壓比 OPR=31.3;最大使用馬赫數(shù)MM0=0.8；在無風(fēng)海平面和ISA下起飛額定推力的總 空氣流量Wa=875.9lb/s.進(jìn)氣道唇口直徑DIHDIH = 0.037Wa+32.2在無風(fēng)海平面和ISA下起飛額定

37、推力的總空氣流量Wa=875.9lb/sDIH = 0.037*875.9+32.2=64.6 in = 1.64 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三、短艙翼吊安裝

38、位置的初步確定貫入量：機(jī)翼弦長(zhǎng)的1517，取m通道縱深度：機(jī)翼弦長(zhǎng)10%，為0.456 m。展向位置:對(duì)于雙發(fā)，一般位于的半展長(zhǎng)處。取34%，得m,則兩發(fā)動(dòng)機(jī)間距12.42m短艙軸線的偏角和安裝角：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；一般很小，取0°?？紤]到機(jī)翼的下洗現(xiàn)象，進(jìn)氣道軸線應(yīng)該與來流基本一致。為減小發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、吊掛與機(jī)身之間的干擾阻力，應(yīng)使短艙與機(jī)身之間距離有最佳的最小距離。 為了減少機(jī)身尾部的氣流死區(qū)，降低底部阻力，將發(fā)動(dòng)機(jī)短艙軸線向外（尾部向內(nèi)）偏一角度。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

39、 (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)翼影響為機(jī)身最大寬度與機(jī)翼展長(zhǎng)的比值(4) 機(jī)翼總重尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：VD設(shè)計(jì)俯沖速度，客機(jī)的典型值為200m/s。 SH 平尾面積； SV 垂尾面積；K12 為尾翼布局系數(shù)，范圍為1.0-1.5，根據(jù)平尾的安裝位置來選擇。若平尾安裝于機(jī)身尾段， K12 選擇為1.0；若為T型尾翼，K12 選擇為1.5。動(dòng)力裝置重量系統(tǒng)和設(shè)備重量C4取決于飛機(jī)類型的系數(shù)： 短程客機(jī)一般取0.14；中程客機(jī)

40、取11；遠(yuǎn)程客機(jī)取8起落架重量Clg對(duì)于客機(jī)一般取4-4.5%左右。使用項(xiàng)目重量P是乘客人數(shù)，nC是機(jī)組人員人數(shù)，F(xiàn)OP是一個(gè)取決于航程的系數(shù)，對(duì)于中短程客機(jī)取12，對(duì)于遠(yuǎn)程客機(jī)和公務(wù)機(jī)取16有效載荷Mpayload=102P+Mfreight=15300kg102乘客平均體重與平均行李重量之和(kg)；P飛機(jī)載客人數(shù)(150)；Mfreight不含旅客和行李的貨運(yùn)重量。商載M=7500kg最大起飛重量M0=M機(jī)身+M商載+M使用項(xiàng)目+M機(jī)翼+M尾翼+M動(dòng)力+M起落架+M系統(tǒng)和固定設(shè)備+M燃油=70565.93kgM0<77500kg 符合重心估算根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，預(yù)取本設(shè)計(jì)飛機(jī)機(jī)翼前緣

41、頂點(diǎn)到機(jī)頭的距離占全機(jī)距離的39.878（Lf=39.878m）；根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，中央油箱的體積取為13200L，為使飛機(jī)在使用中重心變化盡可能小，中央油箱布置在起落架上（即全機(jī)重心），1、2號(hào)主油箱的體積均取6200L，且關(guān)于機(jī)身軸線對(duì)稱，內(nèi)翼段用來布置內(nèi)主油箱，機(jī)翼中段布置外主油箱，內(nèi)主油箱裝載8488.27kg燃油，外主油箱裝載1414.71kg燃油。則主油箱重心位置可近似估算為機(jī)翼半展長(zhǎng)的22%出弦長(zhǎng)中點(diǎn)處。根據(jù)座艙布置圖，當(dāng)有效載荷滿載且正常就坐時(shí)，可以預(yù)估有效載荷的重心位置大致在機(jī)身中段的55%處。正常飛行重心統(tǒng)計(jì)表如下：基本空機(jī)重量狀態(tài)的重心位置：（mgx）/（mg）=（197

42、738.212+32042.358+9744.35+159734.871+63397.61+114753.905+191057.918+ 186176.024+ 294642.81+ 154772.228）/（10781.8+ 848+ 258+ 9355.5+ 7069+ 8525）=18.1551m計(jì)算得重心在26.04%平均氣動(dòng)弦處，大致滿足統(tǒng)計(jì)規(guī)律，不需要進(jìn)行重心調(diào)整。故：飛機(jī)正常飛行時(shí)重心位置為（假設(shè)此時(shí)為最大起飛狀態(tài)）XG=18.0664m氣動(dòng)特性分析1、全機(jī)升力線斜率機(jī)翼的升力線斜率： =5.12為因子： =1.1993全機(jī)的升力線斜率： =6.14其中： dh =5.4864m

43、，b=36.53m，Snet = 116.6m2，Sgross=151.65m2，AR=8.8最大升力系數(shù)： =1.596其中regs為適航修正參數(shù)，按Vs取證取為regs =12、后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量 Clmax為增升裝置二維剖面的最大升力增量； Sflapped為流經(jīng)增升裝置的流場(chǎng)所覆蓋的機(jī)翼面積； HL為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時(shí)，對(duì)于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。典型飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角起飛時(shí)，=20°，雙縫襟翼max=50°，取Sflapped/S=0.6著陸時(shí)，=45°，雙縫襟翼max=50°，取Sflap

44、ped/S=0.63、阻力3.1 升致阻力巡航時(shí)，升致阻力因子 =0.04498襟翼打開時(shí)的升致阻力因子 起飛時(shí)K=0.045 著陸時(shí)K=0.032873.2 零升阻力3.2.1 各部件濕潤(rùn)面積計(jì)算機(jī)翼： =116.6x（1.977+0.52x0.10）=236.56m2 平尾： =37.73x（1.977+0.52x0.08）=76.16m2 垂尾： = 24.456x（1.977+0.52x0.08）=49.37m2 機(jī)身： =x(205+180)/2=604.76m2 其中： 短艙： =22.15m²（x2）3.2.2 摩擦阻力（巡航狀態(tài)）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=2.87x107 Cf=2.25x10-3 對(duì)平尾： NR=2.02x107 Cf=