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1、 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：35000英尺39000英尺航程：2300（km），45分鐘待機，5燃油備份備用油規(guī)則：5%任務飛行用油+ 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(gòu)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)航程(km)CRJ-900 10.236

2、.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。 可以布置中央翼，減輕機翼結(jié)構(gòu)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，符合易操縱性和舒適性的要求。4）

3、 起落架 前三點型式，主起落架安裝在機翼上5） 飛機草圖3、 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(jié)構(gòu)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個廁所每個寬36in

4、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/ df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=5.52m4、 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（km）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) 重量的估算 假定C為0.6，L/D為17.6 則有：=1.1 則：=1-

5、1/1.1=0.091=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,140000lbs,200000lbs其中Wpayload=209.44*110=23038lbsWto80000140000200000Wfuel206403612051600Wpayload230832308323083Wempty3627780797125317 最大起飛重量121135lbs 使用空重70775.9 lbs燃油重量16609.1 lbs 2. 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

6、重比約束2 )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：1600米平衡場長度：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: 在可行域內(nèi)，推重比靠下，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=48454lbs機翼面積：S=121135*0.4536*9.8/4300=125.4平方米 5、 動力裝置的選擇 1、 根據(jù)飛行高度和速

7、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 在35000ft高度，空氣密度0.38，巡航馬赫數(shù)MN=0.78，涵道比R=6，c=0.6則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）25000626.549601.8308526、 機翼外形設計 1、翼型的選擇 翼型的選擇主要取決于飛機

8、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 2）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 ：對于高亞音速飛機，后掠角在2540°之間，取后掠角=25° 4）展弦比AR ：對于噴氣運輸機，展弦比在7.0-9.5之間。取用AR=9 5）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 =33.6m 3、 厚度 根部15%轉(zhuǎn)折處12%尖部11% ，平均相對厚度取

9、12% 4、 機翼安裝角 巡航的升力系數(shù)：取升力線斜率為算出安裝角 I=3.9度5、機翼的扭轉(zhuǎn)角，上反角以及翼梢形狀的設計 扭轉(zhuǎn)角：噴氣運輸機為0°7°的負扭轉(zhuǎn)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、 增升裝置、副翼與繞流板設計 1）增升裝置 Clmax起飛 = 1.07 (Clmax起飛 - CLmax) Clmax著陸 = 1.07 (Clmax著陸- CLmax) 采用雙縫襟翼，相對弦長為30%，展長為10.1m 前緣縫翼 2）副翼

10、 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 副= 25°30°，取28° 3）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(zhuǎn)力矩； 當擾流板對稱打開時，可增加阻力，起減速作用。每側(cè)四塊。 4）機翼梁的布置 前 梁：在1622弦長處，取20% 后 梁：在6075弦長處，取70%5）機翼內(nèi)燃油容積 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

11、七、尾翼外形 1、平尾 1）平尾容量Wfus 最大機身寬度 Lfus 機身長 SW 機翼參考面積 CW 機翼平均氣動弦長 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VH=3.6x32%=1.152 2）平尾外形參數(shù) 尾力臂取50%的機身長度,平尾容量VH=(SHLH)/(Sc) 代入數(shù)據(jù)：平尾面積SH= 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0.2

12、50.45之間，取為0.352、 垂尾 1）垂尾容量 Hf us 最大機身高度Lfu s 機身長度SW 機翼參考面積bW 機翼展長根據(jù) 上圖，垂尾容量Vv=0.07 2） 垂尾外形參數(shù) VV : 垂尾容量SV : 垂尾面積S ： 機翼面積lV ： 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0.300.80之間，取為0.6185.6 124 95.58、 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：DIH=0.037W

13、+32.2.M=1.21DLC=2.36D-0.01(DM)DFO=(0.00036W+5.84)DMG=（0.000475W+4.5）2LAB=(DMG-DJ)×0.23；DJ=(18-55*K)0.5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=1.0LAB=1.4m2、 安裝位置 9、 起落架布置1、 各參數(shù)確定1）停機角：通常取值范圍0°4°，定為2°2）著地角：對于大多數(shù)飛機在10

14、6;15，且需大于上翹角（13°），取為143）防后倒立角：=+（1°2°）=15°4）前、主輪距b：（0.30.4）機身=0.35x34.4=12.04m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10%由力矩平衡關系可得a=90%b=10.84m，c=10%b=1.2m5） 防側(cè)翻角：一般不大于55°，定為50°6） 起落架高度：h=c/tan=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40×14（in）

15、前起落架：每支柱2胎，尺寸24×7.7（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=2.5,=1.5=3.752、 機翼結(jié)構(gòu)重量其中： bref = 1.905 bs為結(jié)構(gòu)展長： 為37.07m S 為機翼面積125.4； 為零燃油重量43029kg 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 ´ 10-3 機翼上有擾流板和減速板，增加2%。為4999.9kg3、 尾翼結(jié)構(gòu)重量1） 平尾結(jié)構(gòu)2） 垂尾結(jié)構(gòu)其中：S平 平尾面積（ft2)； S垂 垂尾面

16、積（ft2)； l平 平尾尾力臂（ft)； l垂 垂尾尾力臂（ft)； tr,平 平尾根部最大厚度（ft)； b平 平尾展長（ft)； tr,垂 垂尾根部最大厚度（ft)； b垂 垂尾展長（ft)； 4、 機身結(jié)構(gòu)重量Kwf = 0.23VD 設計俯沖速度（km/h）lt 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（m）；SG 機身殼體面積（m)；對于增壓客艙，增加8%后機身安裝發(fā)動機，增加4%5、 起落架裝置重量起落裝置重量包括：主結(jié)構(gòu)（支柱和撐桿）機輪、 剎車裝置、 輪胎、 導管和冷氣裝置；收放機構(gòu)、阻尼器、操縱器件、機輪小車等。6、 控制面操縱系統(tǒng)的重量7、推進系統(tǒng)重

17、量推進系統(tǒng)重量包括：發(fā)動機安裝發(fā)動機的結(jié)構(gòu)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)8、 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(diào)和防冰等最大起飛重量為：47251.1kg ,與之前擬合的飛機重量接近 結(jié)構(gòu)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r0.8g/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

18、心定位 重心在平均空氣動力翼弦的位置：部件載荷mgx（10Nm）x（m）mg（10N）機翼機身平尾垂尾動力裝置燃油有效載荷8399878839.615779.68171.810006312506121744816.817.229.529.327.816.615.44999.94583.7534.9278.93599.47533.814120合計62936117.635650.6重心在平均空氣動力翼弦的位置：11、 氣動特性分析1、升力線斜率在亞聲速時,其中： cmax,t 為翼型最大厚度線的后掠角為23度， 為展弦比，若有翼尖小翼，則： F為機身升力影響系數(shù)： 其中d為機身當量直徑，l為機翼展

19、長。 所以為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： 襟翼打開的情況下，有， 3、 廢阻系數(shù)的計算采等效蒙皮摩擦法 ，是飛機濕潤面積 是等效蒙皮摩擦系數(shù)：對于Jet Transport: = 0.0030對于Jet Fighter: = 0.0035 S是機翼面積 4、 升致阻力系數(shù)的計算當升力是理想分布（橢圓分布）時：對于實際機翼， ，e: Oswald翼展效率因子（0.7 0.85） 對于亞聲速后掠翼： 12、 飛行性能分析 1、 平飛需用推力平飛需用推力計算公式其中速壓 Pa 機翼參考面積 S=125.4 是基準高度、基本構(gòu)形的零升阻力系

20、數(shù) 因為M=0.8,根據(jù)圖2可得 =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) 所以飛機平飛需用推力<112500*2N所選發(fā)動機滿足要求2、升限計算 查國際標準大氣表，可知，11000米高度大氣壓為 所以飛機升限約為11000米3、盤旋性能計算 盤旋過載： 盤旋半徑： 盤旋一周的時間： 盤旋角速度： 4、爬升性能計算 等速爬升計算公式 以H=0時計算爬升性能 由 得 所以5、 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，其式為： 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： 其中 根據(jù)前面的計算結(jié)果可知 巡航段可用燃油量 發(fā)動機耗油率 推力有效系數(shù) 巡航速度 巡航段飛機阻力 所以 總航程 續(xù)航時間 其中 6、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 受擦地角或前方視界限制時，飛機離地速度為 2）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: 1288m式中: 第二段滑跑假定以 跑3s，則： 總滑跑距離為：7、著陸性能計算1)著陸速度計算飛機的著陸速度為： 式中： 接地速度(kmh)； 接地時升力系數(shù) ，取2.1 K 地面效應影響系數(shù)