(完整word版)飛機總體課程設計-110座支線飛機

1、飛機總體設計報告（110座級支線客機概念設計）學院：航空宇航學院一、設計要求：1 .有效載荷-全經(jīng)濟艙布置110人(每人重75kg)-每人行李總重：20kg2 .飛行性能指標- 巡航速度：M 0.78- 飛行高度：3500強尺39000英尺- 航程：2300 (kmj) , 45分鐘待機，5%燃油備份- 備用油規(guī)則：5%E務飛彳T用油+ 1,500英尺待機30分鐘用油+ 200海里備降用油- 起飛場長：小于1700 (m)- 著陸場長：小于1550 (m- 進場速度：小于220 (km/h)二、飛機構型的確定1 .設計要求相近的飛機資料飛機型號有效載荷(t)起飛重量(kg)巡航速度 (km/h

2、)航程(km)CRJ-90010.236.58602778ARJ2111.243.69233700BAe14624.82554SSJ-1004587845902 .飛機布局形式參考機型：龐巴迪航宇集團 CRJ-900中國商用飛機有限公司 ARJ21英國航宇公司BAe146加加林航空制造集團SSJ-1001)尾翼(正常式“ T”型單垂尾)避免發(fā)動機尾噴流達到平尾上。避免機翼下洗氣流的影響“失速”警告(安全因素)外形美觀（市場因素）2）機翼（采用下單翼）便于安裝起落架，且不擋住發(fā)動機進氣?？梢圆贾弥醒胍?，減輕機翼結構重量。3）發(fā)動機（尾吊雙發(fā)渦輪風扇發(fā)動機）飛機的駕駛比較容易，噪音小，符合易操縱性

3、和舒適性的要求。4）起落架前三點型式，主起落架安裝在機翼上5）飛機草圖三、機身外形的主要參數(shù)1 .通道：單通道經(jīng)濟艙：5*22=110另外布置廚房、廁所及安全門2 .機身橫截面及當量直徑1 ）經(jīng)濟艙座椅寬度19-21in ,取21in；其中中間位置加寬為22in ；過道寬度 為 19in。機艙寬度為：21*4+22+19+10=135 （其中為了舒適及結構需要增加10in ）2 ）截面采用圓截面座椅設置在最大直徑處，因此當量直徑為 135in=3.44m3 .中間段長度確定經(jīng)濟艙座位間距為31-34in ,取34in。中間段設計一個I型（24in）和一個III型（20in）應急出口，以及2個廁

4、所 每個寬36in中間段長度為：34*22+24+20+36*2=864in=22m4 .尾段長度確定噴氣式旅客機的lfc/ d f在1.8-4之間，取2.尾段長度為：2*3.44=6.88m5 .機身頭段確定噴氣式旅客機長徑比在6.8-11.5之間，取10,機身長度為10*3.44=34.4機身頭段確定：34.4-22-6.88=5.52m一 no Single Class - 34 in pitch四、主要參數(shù)的確定1 .主要參數(shù)的確定1）飛行參數(shù)航程2300 （knj）為1242海里飛行高度35000-39000英尺；取35000英尺則a=576.4knots飛行速度0.78Ma2）重量

5、的估算根據(jù)Breguet航程方程：.W initial RangeIn =；W final 亙（M L）C D假定C為0.6 , L/D為17.6則有:Winitial=1.1WfinalWfuel cruise =Wt。一亞皿uel cruiseWfinal1二 1 -（）= 1WtoWto（生WfinalWfuelcruise則:Wto= 1-1/1.1=0.091WfuelWfi Wf2吐叫W叫叫叫Wres岫 Wto 岫岫岫岫岫岫岫=0.001+0.001+0.002+0.016+0.187+0.003+0.05=0.258現(xiàn)在假設3個起飛重量，分別為 80000lbs,140000lb

6、s,2000001bs其中 Wpayload=209.44*110=230381bsWto80000140000200000Wfuel206403612051600Wpayload230832308323083Wempty362778079712531740140100120140160180200220240260230Wto-最大起飛重量(1000ibs)O 3口 o O 2 101 1 1ODO- 987o O 6 5最大起飛重量1211351bs使用空重70775.9 lbs燃油重量16609.1 lbs2 .推重比及翼載荷根據(jù)下面的約束條件，畫出界限線圖1）起飛狀態(tài)下的推重比約束2）

7、平衡場長度約束3）第二爬升階段狀態(tài)下推重比約束4）進場速度對翼載的約束5）突風影響下翼載約束起飛距離：160耶平衡場長度：1600米著陸距離：1500米進場速度：70米/秒。俯沖速度：200米/秒。展弦比：9.4平均相對厚度：0.12后掠角：25巡航馬赫數(shù)：0.78涵道比：6界限線圖界限線圖著陸距商道道速度0 6Q50.4平新場長巡忖10.30.20.1020002S0030G035004000450050 加55006000 SS0Q重載荷州卮勺南宗航空航天大學飛機總俸多學科優(yōu)化珊變小組研制Copyriahft(C) 2010-2012 All rights 昭sarvmd.在可行域內，推重

8、比靠下，翼載荷靠右，并留有足夠的余量，取推重比為0.4,取翼載荷為4300N/m2總推力：T=0.4*121135=484541bs機翼面積：S=121135*0.4536*9.8/4300=125.4 平方米五、動力裝置的選擇1 、根據(jù)飛行高度和速度確定發(fā)動機的類型，巡航馬赫數(shù) 0.78,巡航高度 3500 0ft (10668m)選發(fā)動機為渦輪風扇發(fā)動機。2、涵道比和比推力的選擇：當飛行速度較大時，M數(shù)0.70.85,選用高涵道比渦輪風扇發(fā)動機。 涵道 比取為6。3、發(fā)動機的選擇(0 6520 08 _c=c(1-0.15R )1 0.28(1 0.063R )Mn。(飛行圖度在 011k

9、m)在35000ft高度，空氣密度0.38 ,巡航馬赫數(shù)MN=0.7&涵道比R=6, c =0.6貝U C=0.486參照各種發(fā)動機的性能參數(shù)和同類飛機的發(fā)動機選擇 CFM56-5A1此發(fā)動機參數(shù)：推力(lbs )涵道比增壓比自 重(lbs)風扇直徑（m）空氣流量（lbs/s ）25000626.549601.830852六、機翼外形設計1、翼型的選擇翼型的選擇主要取決于飛機的飛行速度，對于高亞聲速噴氣運輸機，選用超 臨界翼型。超臨界翼型能提高翼型的臨界馬赫數(shù)，特別是翼型的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。2、機翼平面形狀的設計1 ）機翼面積S:由翼載荷 W/S可以得到機翼面積S= 125.4 m22

10、）根梢比入：對于噴氣運輸機，入在0.2-0.4之間，參考同類飛機，取入=0.4;3）后掠角A :對于高亞音速飛機，后掠角 A在2540°之間，取后掠角A =254 ）展弦比AR :對于噴氣運輸機，展弦比在 7.0-9.5之間。取用AR=95）根據(jù)上面的參數(shù)確定展長，翼根弦長，翼尖弦長，平均氣動弦長l =/AR S=33.6mC根=2S/（1 +九）】2 125.433.6 1 0.4=5.33mC尖=(根=0.4 5.33= 2.13mMAC = 2/3Croot 12 /1= 4m3、厚度噴氣運輸機機翼厚度的典型分布根部15%專折處12%e部11%,平均相對厚度取12%4、機翼安裝

11、角CL,Des =CE iw（CL,Des -巡航時所需的升力系數(shù)）巡航的升力系數(shù)：1 2 _ _W 二 一 D v 2 S C L22W2 4300;v2S - 0.38 (0.78 296.5)2= 0.425取升力線斜率為CL = 2算出安裝角1=3.9 度5、機翼的扭轉角，上反角以及翼梢形狀的設計urfoii seclicn incitenca an” cfegrMs扭轉角：噴氣運輸機為00 7°的負扭轉角，取為3°上反角：對于亞音速后掠翼的下單翼飛機，上反角為 3° 7° ,取3 翼梢形狀：采用翼尖小翼，能有效減小阻力，增加航程，減少燃油。6、

12、增開裝置、副翼與繞流板設計1 ）增開裝置 C lmax起飛= 1.07 (C Clmax 著陸=1.07 (Clmax起飛-Clmax 著陸- C Lma，采用雙縫襟翼，相對弦長為30%展長為10.1m前緣縫翼2 ）副翼滿足橫向操作性要求，根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)相對面積S副/S = 0.05-0.07 ,取0.06相對弦長c副/c = 0.20-0.25 ,取0.23相對展長L副/L = 0.20-0.40 ,取0.30偏角 6副=25 -30° ,取283 ）擾流板一般位于后緣襟翼的前面，當繞流板非對稱打開時，可產(chǎn)生滾轉力矩;當擾流板對稱打開時，可增加阻力，起減速作用。每側四塊。4）機翼梁的

13、布置前 梁：在16%22%弦長處，取20%后 梁：在60%75%弦長處，取70%5）機翼內燃油容積l = 33.6mS = 125.6m2t/c = 0.12二 0.4AR = 9代入公式：420bS (t/c)(1 - 0.890.49 2)/AR = 17072kg之前計算得需用燃油容積：16609.1lbs兩者比較有，燃油容積是滿足要求的。7、機翼外形草圖七、尾翼外形1、平尾1 )平尾容量縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關系(Wfus2)(Lfusw)/SwCw = 3.442 34.4/(125.6 33.6)= 0.096WUs最大機身寬度L fus機身長S W機翼參考面積C W機翼平均

14、氣動弦長根據(jù)縱向機身容量與平尾容量的關系圖，每單位重心范圍容量約為3.6,噴氣運輸機的重 心范圍為32%所以有平尾容量 V=3.6x32%=1.1522 )平尾外形參數(shù)VH =且.S cVH:平尾容量SH：平尾面積S：機翼面積1h：尾力臂c：平均氣動弦長尾力臂取50%勺機身長度，平尾容量V=(ShLh)/(Sc)代入數(shù)據(jù)：平尾面積 S= 31.3m2展弦比：為保證平尾不能比機翼先失速，展弦比較小，取展弦比為4后掠角：一般比機翼大5。，為30。翼型的相對厚度：比翼型的相對厚度小些，在 0.060.09之間，取為0.07梯形比：在0.250.45之間，取為0.35航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關系

15、.150 X5 .10,1520(Hfus2)(Lfusw)/SK 3.442 34.4/(125.6 33.6)= 0.096Hf us最大機身高度Lfu s機身長度SW機翼參考面積 bW機翼展長2、垂尾1 ）垂尾容量垂尾容量T&根據(jù)上圖，垂尾容量Vv=0.072）垂尾外形參數(shù)Vv 二sv jA.Iv. bwvv ：垂尾容量 sv ：垂尾面積 S :機翼面積I V :垂尾力臂 bW :機翼翼展垂尾面積為：17.1m2展弦 比：在0.81.8之間，取為1.3后掠角：一般比機翼大5° ,取為30°相對 厚度：在0.080.10之間，取為0.09梯形比：在0.300.8

16、0之間，取為0.6185.6 124 95.5八、發(fā)動機短艙1、發(fā)動機參數(shù)采用分離式的噴流發(fā)動機短艙:典型分離式噴流發(fā)動機的短艙DIH=0.037Wa +32.2.Mh=1.21DfLC=2.36Df-0.01(D f Mmo) 2DFO=(0.00036J W+5.84) 2DMG =0.000475小+4.5) 2LAB=(DMG-DJ) 0.23 ;DJ=(18-55*K)a0.5其中各已知參數(shù)為： Wa=853lbs/s, DF=1.83m,MMo=0.78,u=6,OPR=26.5求得：DIH=1.62m MH=2.2m,LC=4.3m,DFO=1.5m,DMG=1.2m,DJ=1.

17、0 LAB=1.4m2、安裝位置九、起落架布置1、各參數(shù)確定1）停機角甲：通常取值范圍0° 4。，定為22）著地角？：對于大多數(shù)飛機在10° 15,且需大于上翹角（13°）,取為143）防后倒立角 丫： 丫=?+ （1° 2° ） =15°4）前、主輪距 b: （0.30.4）機身=0.35x34.4=12.04m10%前輪承受飛機重量的最佳百分數(shù)大約為飛機重量的8%15%定為由力矩平衡關系可得a=90%b=10.84m c=10%b=1.2m5）防側翻角：一般不大于55° ,定為50°6）起落架高度：h=c/ta

18、n 丫 =4.48m7）主輪距B:由幾何關系就可算出主輪距 B=8.2m2、機輪的布置及輪胎類型根據(jù)飛機總重量121185lbs,主起落架：每支柱4胎，尺寸40X 14 （in ）前起落架：每支柱2胎，尺寸24 X 7.7 （in）類型：參考同類飛機，選用超高壓輪胎（Vll型）3、飛機草圖十、重心的計算1、飛機的過載取過載 ny =2.5, nmax =1.5 ny =3.752、機翼結構重量0.75brefbs/tr 0.30W機翼 一 Kw bs(1bs ) nmax ()WGVVg / Scos'”為37.07m其中：bref = 1.905bs 為結構展長：bs=b/S為機翼面

19、積125.4 m2 ；Wg為零燃油重量43029kgnmax為最大過載系數(shù)；tr為根弦最大厚度0.6m對于運輸飛機（Wto > 5670） : Kw = 6.67 黑 10-3機翼上有擾流板和減速板，增加2%W機翼為4999.9kg3、尾翼結構重量1）平尾結構W平尾=0.034（Wto <!max）0.813 6平 0.584 仙 /tr,平嚴3 值“平嚴80915 = 534.9kg2）垂尾結構0.50.365/ c 1.0890.601W垂=0.19 （1 Zh/b垂）（Wto nmax）（S垂）（Mh）1 -0.7260.217 /、0.337 1、0.3630.484、1.

20、014l 垂 （1 Sr / S垂）（上垂）（1徨）（COS，1/4） 278.9kg其中：S 一平尾面積（ft 2） ; S 垂一垂尾面積（ft 2）;l平一平尾尾力臂（ft） ; l 垂一垂尾尾力臂（ft）;tr,平一平尾根部最大厚度（ft）；b平一平尾展長（ft）；tr,垂一垂尾根部最大厚度（ft）；b垂一垂尾展長（ft）； 4、機身結構重量W機身=1 Vd bjhf SG.2 = 4583.7kgKwf = 0.23Vd 一 設計俯沖速度（km/h）lt 一機翼根弦1/4處至平尾根弦1/4處之間的距離bf 機身最大寬度（mm;Sg 一機身殼體面積（m）；對于增壓客艙，增加8%后機身安裝

21、發(fā)動機，增加4%5、起落架裝置重量起落裝置重量包括：主結構（支柱和撐桿）機輪、剎車裝置、輪胎、導管和冷氣裝置;收放機構、阻尼器、操縱器件、機輪小車等。W起落裝置=0.04 Wto = 2197.2kg6、控制面操縱系統(tǒng)的重量W操縱=Ksc （Wto）2/3 0.768 （kg） = 454.2kg7、推進系統(tǒng)重量推進系統(tǒng)重量包括：發(fā)動機安裝發(fā)動機的結構短艙操縱發(fā)動機的附件（起動和控制系統(tǒng)等）反推力裝置燃油系統(tǒng)W推進系統(tǒng)=1.6 W發(fā)動機=1.6 2249.6 = 3599.4kg8、固定設備重量包括：輔助動力裝置（APU儀表、導航、電子設備液壓、冷氣、電氣裝飾和設備空調和防冰等W固定設備=0.

22、11 Wto =0.11 54946.8 = 6044.1kg最大起飛重量為：47251.1kg ,與之前擬合的飛機重量接近 結構重量（機身、機翼、尾翼、起落架）：12594.6kg 占最大起飛重量的比重為：27%9、重心估算起落裝置：與全機重心重合動力裝置：由發(fā)動機重心位置來確定固定設備：與全機重心重合燃油：根據(jù)油箱布置的位置，計算油箱的體積和重量，燃油密度P= 0.8g/cm3有效載荷：（乘客和行李、貨物或武器彈藥），由載荷的布置來確定10、重心定位y(m (mgx)i'、' (mgy)iXG =' '-yG =' '-、(mg)i” (mg

23、)XG = xG . Xa10陰重心在平均空氣動力翼弦的位置：cA部件載荷mgx (10Nmx(m)mg (10N)機翼83998:16.8 14999.91機身78839.617.24583.7平尾15779.629.5534.9垂尾8171.829.3278.9動力裝置10006327.83599.4燃油12506116.67533.8后效載荷21744815.414120合計62936117.635650.6重心在平均空氣動力翼弦的位置：Xg =生100% = 17.6-16.2 = 35% cA4卜一、氣動特性分析1、升力線斜率 在亞聲速時，CL ：=（S外露翼）S參考2 二，人為展弦

24、比，若有翼尖小翼，則：K有效=12九=10.8-Ci： 2二=°.592.-_. 2 _2 一F 為機身升力影響系數(shù)：F =1.07(1+ d/l) =1.07(1 + 3.44/33.6) =1.3其中d為機身當量直徑，l為機翼展長。所以C1.為4.972、最大升力系數(shù)的計算襟翼未打開，大展弦比、中等后掠角和翼型前緣半徑較大時，有：CL,max = 0.9Cl,max C°S( 1/4)= 1.4襟翼打開的情況下，有，ACLmaxnAClmaxlfpe'COS/前緣=073、廢阻系數(shù)的計算S采等效蒙皮摩擦法，Cd0 = Cfe 紅=0.0030 X(125-3.4

25、4父5.33)、2 = 0.0052S125Swet是飛機濕潤面積Cfe是等效蒙皮摩擦系數(shù)：對于 Jet Transport:Cfe= 0.0030Cfe = 0.0035對于 Jet Fighter:S是機翼面積4、升致阻力系數(shù)的計算CD一一 2= Cd0 KCl當開力是理想分布(橢圓分布)時：1_，一對于實際機翼，k 疝1A , e: Oswald翼展效率因子(0.7 0.85 ) e對于亞聲速后掠翼： e =4.61(1 0.045九068 ) (cos /前緣)0.15 -3.1 =4.6儼(1 -0.04590.68) -(cos25)0.15 -3.1 =0.53211k =0.0

26、665二 e 3.14 9 0.532CD = CD0 KCL2 = 0.0052 0.0665C：CM 0052崩 0665CL200,020*040.06 。秘 0.10.12a十二、飛行性能分析1、平飛需用推力2、平飛需用推力計算公式D =qS(CD,0 . ACl)其中速壓 q =0.5；v2 =0.5 0.3648 236.82 = 10228 Pa2機翼參考面積 S=125.4 mCD，0是基準高度、基本構形的零升阻力系數(shù)因為M=0.8，根據(jù)圖2可得C =0.016升致阻力因子A根據(jù)圖3可得A=0.12飛機升力系數(shù)Cl=G =3565000.3,qS10228 125.4圖2等升阻

27、力系數(shù)4H=ll km)圖3升丑阻力因子所以飛機平飛需用推力D =qS(CD0 ACL2) =10228 125.4 (0.0052 0.0665 0.32) = 14345.8N <112500*2N所選發(fā)動機滿足要求2、升限計算PH =0.7M；2SCl= 0.21252 105 Pa3565000.7 0.82 125.4 0.3查國際標準大氣表，可知，11000米高度大氣壓為0.22700 >M05Pa所以飛機升限約為11000米3、盤旋性能計算盤旋過載：nz =CL/CL,pf七32ccc 1-2盤旋半徑：R =y =-；= = 1978 m2 3.14 236.5：:5

28、2.5s108g ,nz2 -110 *盤旋一周的時間：t =2：g . nz2 -1盤旋角速度：0g nz -1 57.3 =v4、爬升性能計算等速爬升計算公式以H=0時計算爬升性能1由 Y=Gcos日=Pv2SCl 得 22 ,G2356500,(-)cos =cos15 = 56.6m/s.Cl S1.225 1.4125.4vy所以F -D=vG112500 2 -14345.8 , 56.6= 33.4m/s3565005、航程、航時計算飛機的航程是由爬升段、巡航段和下滑段組成的，具式為:其中爬升段和下滑段航程約占飛機總航程的10 %左右對于等高、等速航程，巡航段航程為：lxih =

29、 imT/qk其中qk=等根據(jù)前面的計算結果可知巡航段可用/油量的=6353kg發(fā)動機耗油率Ce = 0.0748kg/(N.h)推力有效系數(shù)0 =0.9巡航速度v = 850km/ h巡航段飛機阻力D -14345.8N所以qk0.0748 14345.80.9 850=1.4kg/ kmlxih -:mT / qk6353=4538km1.4總航程 l =4538 =5042km0.90.9續(xù)航時間 txih = ；：mT/qh =5.4hCe 0.074 14345.8其中 qh = -D =1180kg/h0.96、起飛性能計算1)起飛速度計算受失速速度限制時，飛機離地速度為2G -

30、F sin(-i ) ) 1v1d =1.2vs -1.2 3.6() - 205km/h SCLmax受擦地角或前方視界限制時，飛機離地速度為m-m/h2)起飛滑跑距離計算把起飛滑跑分成三輪滑跑和抬前輪后的兩輪滑跑兩個部分 第一部分假定從零速度開始加速到起飛離地速度，滑跑距離為l112gbln(abvd-) =1288mF ,112500 2式中：a = f= -0.04 = 0.23G 356500Pb =( fCL0 -Cd) =0.322(G/S)第二段滑跑假定以vid跑3s,則：2Gl2 =3 :, 156.8m：；SCL,Id總滑跑距離為：lqh =L +l2 = 1445m7、著陸性能計算1）著陸速度計算飛機的著陸速度為:vjd