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北京航空航天大学飞机总体设计飞机总体设计任务二设计报告组号： 第三组组内成员： 2014年1月18日53摘要本小组在此文中对民用客机的需求与发展作了简要介绍，并通过统计分析与计算完成了任务所要求的设计内容。主要计算分析步骤包括：起飞重量的计算，起飞推重比，翼载荷的计算，翼型的选择，外形几何参数的计算与选择，机身及舱室设计，飞机动力系统及燃油系统的选择与计算，重量分析与重心计算，以及主要性能参数估算，飞机操稳性的分析和和飞行总体性能参数的分析计算等。关键字：客机，宽体飞机，概念设计AbstractIn this paper our team describe the requirement and the development of civil aircraft and complete the conceptual design, assigned by prof, through numerous analyses and computation.The main steps of analyses and calculation include the calculation of takeoff gross weight, the calculation of takeoff thrust weight ratio and wing load, the selection of airfoils type, the choice of components geometry parameters, the design of fuselage and cabin, the selection and calculation of propulsion&fuel system, the estimation of weight and the check of gravity center, we also analyze the main performance parameters, stability control qualities and flight performance. At last, we check about overall performance of the flight.Keyword: Airliner, Wide-body aircraft, Conceptual design 目录飞机总体设计1任务二设计报告1摘要1Abstract2第一章 方案设计51.设计背景52.设计理念63.设计要求7第二章 方案构思与设计草图8第三章 主要总体设计参数91.估计升阻比92.起飞重量W0的一阶近似93.推重比T/W的选取104.翼载W/S的选取105.机翼外形参数设计116.尾翼外形参数设计137.机身及舱室设计147.1几何参数估计147.2客舱设计与布置168.动力系统选择198.1发动机类型与选择198.2发动机布置228.3进排气系统设计229燃油系统设计239.1油箱类型选择239.2油箱的容积249.3油箱的安全与防火2410.起落架布置2511.飞机三面图2612.三维建模2813.重量分析2914.配平及稳定性分析3315.主要设计参数汇总33第四章 主要性能参数估算341.升力系数计算341.1机翼341.2机身361.3平尾361.4全机的升力系数计算372.阻力系数计算372.1机翼372.2机身382.3全机的阻力系数计算392.4极曲线393.全机焦点和重心后限位置计算404.飞行性能估算41参考文献42小组成员分工42结束语43致谢47附录1：小组成员设计需求分析一览表48附录2：国内在飞的大型客机基本介绍49第一章 方案设计1.设计背景 随着航空科学技术的发展以及社会的进步，地面交通已很难满足人们出行的需要，自飞机诞生以来，由于飞机的快速性、舒适性等优点，航空运输已成为蓬勃发展的支柱型产业。在亚太地区，人们对于中型客机的需求越来越大。波音在市场预测中预言从2013年至2032年亚太地区将会增加12,820架新飞机，据所有地区之首。（如图1所示）图 1（）北京上海香港广州东京首尔吉隆坡莫尔兹比港北京上海香港广州东京首尔吉隆坡莫尔兹比港表 1表为亚太地区重要城市的距离，另查得数据（）有亚太地区距离北京最远的城市是新西兰，相距。另外亚太地区的国家和地区有文莱、柬埔寨、印度尼西亚、日本、朝鲜、韩国、老挝、马来西亚、马绍尔群岛、密克罗尼西亚联邦、瑙鲁、新西兰、帕劳、巴布亚新几内亚、菲律宾、萨摩亚、新加坡、所罗门群岛、泰国、东帝汶、汤加、图瓦卢、瓦努阿图、越南、中国、台湾地区、蒙古。在距离北京的范围内，除新西兰之外的所有国家的首都全部在内。见图。图 2亚太地区2.设计理念在设计背景中我们初步得出结论航程为左右的中型客机比较适合亚太地区。考虑环保目标（见图），该机还应具有较低的燃油消耗率，污染物排放，以及噪声，同时具有较好的场地适应性。即起飞距离较短，相对应空管水平要求不高。图 3环保目标考虑到200座左右的中型客机种类最多，数量最多，因此零部件通用性更强，便于设计装配以及维修，客机载客数定为人。3.设计要求主要设计要求：巡航速度巡航高度起飞距离3000m着陆距离2500m航程最大载客数机组成员人行李总重爬升率389m/min任务剖面：图 4任务剖面第二章 方案构思与设计草图 因为我们设计的客机，依据市场已有的比较成熟的现有机型，并受到很多与安全性、经济性相关因素的影响，其实概念草图很容易画出，并且并无过多选择余地。故采用正常式布局，后掠下单翼，翼吊发动机。如图5所示。图 5 概念设计草图第三章 主要总体设计参数1.估计升阻比由概念草图和经验值确定浸润面积比Swet/Sref6.3，展弦比初定为A=10，浸润展弦比Awet=1.59，由经验曲线（书图2.17）估计最大升阻比L/Dmax=20。对于喷气式飞机，巡航升阻比L/Dcruise=0.866L/Dmax=17.32，盘旋时为最大升阻比。2.起飞重量W0的一阶近似 根据任务剖面，不同任务区段的重量比计算如下：a. 暖机和起飞：根据经验，W1W0=0.97。b. 爬升：根据经验，W2/W1=0.985。c. 巡航：航程R=6000km，发动机巡航时SFC=0.5 1/hr ，巡航速度V=0.8M295=849.6km/h，升阻比L/Dcruise=17.32。W3W2=e-RCVLD=0.816。d. 盘旋：盘旋时间E约为20分钟，发动机盘旋时SFC C=0.4 1/hr ，盘旋时升阻比为L/Dmax=20。W4W3=e-ECLD=0.992。e. 降落：根据经验，W5/W4=0.995。W5/W0=0.970.9850.8160.9920.995=0.770；燃油重量与起飞重量比：Wf/W0=1.06(1-W5/W0)=0.2438；空机重量与起飞重量比：采用复合材料，近似认为WeW0=0.970.95W0-0.06 。商载：每个人体重加行李取180kg，2名机组成员每人100kg，空乘14人每人70kg，为了满足意外条件，每人重量加5kg并增加3名空乘。则Wcrew+Wpayload=180230+5230+1002+1770=43940kg。可得：W0=Wcrew+Wpayload1-WfW0-WeW0; W0=439401-0.2438-0.970.95w0-0.06;迭代如下表：初始W0/kgWe/W0W0计算值500000.481159931800000.4681525001000000.4621492751300000.4551457041400000.4531447361443000.452144346初步选取W0=144300kg，此时We=65223.6kg，Wf=35180.34kg。3.推重比T/W的选取a.根据公式(TW0)takeoff=(TW)cruise(WcruiseWtakeoff)(TtakeoffTcruise)(TW)cruise=1L/Dcruise=0.0577;WcruiseWtakeoff=0.956;根据一般涡扇发动机性能，TtakeoffTcruise=5。TW0=0.05770.9565=0.276 。b.根据经验曲线，TW0=0.267M-0.363=0.290。初步选取其中较小者，TW0=0.276.4.翼载W/S的选取 对于不同的飞行阶段和飞行条件确定不同的翼载并在其中取合理的最小值。a. 失速速度假设使用双缝后退开缝襟翼，四分之一弦长后掠角为25，由经验值知CLmax2.5，失速速度Vstall=250km/h=70m/s ， 空气密度=0.864kg/m3（海拔3500m）。WS=12V2stallCLmax9.8=540kg/m2。b. 起飞距离起飞距离4000m，由经验公式知起飞指数TOP25=220。CLtakeoff=CLmax(VstallVtakeoff)2=2.511.12=2.07。WS =4.88TOP25CLmaxTOTW=4.882202.070.2760.8651.225=431kg/m2c. 爬升率假设爬升率为400m/min=6.7m/s，则爬升速度VC=1.25Vstall=80m/s，3500m海拔下q=12V2c=2764.8Pa，爬升梯度G=0.08。爬升时推重比TW=TW00.97=0.285,TWG，假设CD0=0.015，e=0.8。WS=(T W-G)(T W-G)2-(4CD0Ae)2/qAe=(0.285-0.08)(0.285-0.08)2-(40.015100.8)2/(2764.8100.8)=174kg/m2。偏小，可通过增大推重比来满足要求。d. 巡航11000m处qcruise=120.362(849.6/3.6)2=1104Pa。WS=qAeCD0/3=3545Nm2=361kg/m2。初步选取，W/S=540kg/m25.机翼外形参数设计 根据翼载WS=540kg/m2和W0=144300kg，可得机翼参考面积S=267m2。机翼部分：1. 机翼展长bw=51.67m。2. 选取1/4弦线后掠角X（1/4）=32，巡航速度高亚音速，前缘后掠角X（0）大小为37.30度。3. 综合考虑下单翼及后掠角，上反角为4度；4. 机翼材料: 翼梁与机身的接头部分采用高强度结构钢。机翼蒙皮分别采用抗压性能好的超硬铝及抗拉和疲劳性能好的硬铝。为了减轻重量，机翼的前后缘采用玻璃纤维增强塑料（玻璃钢）或铝蜂窝夹层（芯）结构。尾翼结构材料采用超硬铝。并借鉴近年来的机翼制造，如A350，上表面争取部分使用轻型碳纤维增强材料 5. 扭转角：3度6. 根梢比26之间，初估四分之一弦线后略角17度，选择根梢比为4，根部10m，尖部考虑翼尖小翼待定7. 客机对机动性没有过高要求，不采用边条，外侧低速副翼，内侧高速副翼，三缝后缘襟翼，每侧机翼上表面有铝制蜂窝结构扰流片8. 安装角定为两度9. 机翼前缘半顶角：52.7度10. 平均气动弦长Cw7.5m翼型部分： 考虑巡航速度达到0.8M，选用超临界翼型。 本机最大起飞重量较重，宜选用最大升阻比大的翼型采用超临界翼型NYU/GRUMMAN K-1。图8、图9、图10 是NYU/GRUMMAN K-1 的外形及升力特性曲线。图 6 NYU/GRUMMAN K-1 AIRFOIL图 7 气动特性曲线图 8 气动特性曲线（2）Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 39.81 at =4.25 Description: Mach=0 Ncrit=9 在雷诺数为100，000 临界密度为9时，该机翼最大升阻比为39.81，失速迎角4.25。机翼翼尖有翼梢小翼以增大有效展弦比，减小诱导阻力。翼型为NACA0012。6.尾翼外形参数设计 在保证足够稳定性和操纵性的前提下考虑减轻重量的因素，采用常规型尾翼。 根据经验取平尾尾容量CHT=SHTLHTSWCW=1.0，尾臂长LHT=24m，平尾参考面积SHT=83m2，展长bHT=18.5m，展弦比AHT=4.12，1/4弦线后掠角X1/4HT=34.24，上反角为5度，无扭转角，安装角为2度。翼型采用对称翼型NACA0012。 根据经验取垂尾尾容量CVT=SVTLVTSWbW=0.09，尾臂长LVT=40.76m，垂尾参考面积SVT=30.46m2，垂尾高bVT=7.2m，展弦比AVT=1.7，1/4弦线后掠角X1/4VT=42.11，翼型采用对称翼型NACA0012。7.机身及舱室设计7.1几何参数估计根据机身长度与W0的关系表图 9Lf=AW0c=0.3661443000.42=53.749mA确定最大当量直径Def=DWS+2CSW+2TP+2HfW= 0.482+0.5258+20.03+20.02+0.085=5.35m几点说明：该截面尺寸比同级别的飞机要大，必然会带来成本的上升，然而我们认为这么做是有必要并符合未来趋势的，理由如下：1.这里0.525的系数项不为2而是8的原因是座舱采用2 4 2布局，共八个座位。考虑到舒适性因素，座椅的宽度选择要比同类型飞机略大，还有一部分原因是有研究预测表明中国的人口肥胖率在未来的10-20年类会有迅猛增长。据信息时报，欧洲空中客车公司宣布将在客机上设置尺寸更宽的座位以满足体胖乘客需求；萨摩亚航空已开始“论斤卖票”，将按乘客体重收费；还有报道指出美国男女发胖已使飞机座位不合标准，美国联邦政府规定飞机座椅强度标准以乘客体重170磅为准则。但是现时美国男子的平均体重近194磅，女性平均体重为165磅，存在不安全因素。所以我们不仅要考虑座椅的外形尺寸是否合适，其强度也需注意。2.同样地，出于舒适以及空间需求，走廊过道的长度也略取大一些，这也是一个机型未来的趋势，比如空客的A350其截面长度已达到5.58m！它在aviation week就将其宽阔的过道作为主打点做过广告。有趣的是B777针对此专门也做广告声明其宽度比A350还大，可见截面的重要性。综上所述，牺牲一部分经济型来增进舒适性是可行的，它所带来的潜在利益可能更大。图 10如上图， A350 XWB的内部布置宽阔B选定长径比参考同类型飞机，并根据经验数据图 11选择fc=13 ；lfdf=10.98； lfcdf=3.9 ；注：lfdf的取值略微超过图表，是因为参看同级型和比较新的飞机其lfcdf均要大一些，再加之考虑美观性因素，遂上调其值。7.2客舱设计与布置客舱设计中的考虑因素繁多，故以列表的形式说明舱内布置与特征项目说明备注(选择理由与优势)剖面圆形降低成本，受力性好舱位级别与座椅布置头等舱2 2 2布局 /3列头等舱相对削减数量商务舱2 4 2布局 /5列越来越多的乘客愿意选择商务舱，适当提升比例可使利润越高超级经济舱(Premium Economy Class) 2 4 2布局/1至3列将经济舱再一次分级细化，简单来说可以考虑将经济舱最靠前一排设为超级经济舱，因其前面没座位，空间更大。或专设一区段，提供更优质服务，如优先登机，等等经济舱2 4 2布局 /23列随着技术进步选择乘飞机的价格会继续下降，越来越普通，承载量也会增大。可以考虑增设全经济舱机型过道数目与宽度2过道 每个宽482mm适当增加过道宽度，增加回转空间座椅规格头等舱座椅有效当量宽度0.600m商务舱，经济舱座椅有效当量宽度0.525m当量宽度包含了座椅扶手的空间及相对宽度扶手与侧壁间距30mm机身框结构高度85mm机身框装饰层厚度20mm地板结构高度225mm根据当量直径与高度关系图排距头等舱1080mm商务舱870mm经济舱805mm该机型机身长度相对较长，可以满足更长的排距要求行李架中间两列剖面为类半圆形+方形等效体积654525cm外侧两列为扇形等效体积583825cm拟专门为现在流行的滚轴式旅行箱设计更宽敞的头顶行李舱，可作为卖点之一地板下货舱形式LD1或LD2集装箱见货仓布置图厨房914762mm4个 均取标准布置卫生间914914mm6个 舱门1.840.88 m6 个舷窗4028cm 为了更好的飞行体验，增大了舷窗，不过没有超出一般太多，否则会影响结构强度与安全各构件位置详见座舱草图图 12机身外形草图图 13货舱布置图 14座舱布置草图图 15剖面示意图8.动力系统选择8.1发动机类型与选择根据TW0=0.276以及W0=144300kg，则所需推力至少为T=1443000.2769.8=390.302kN，飞机采用双发布置，则单台海平面安装推力至少为195.151kN。在这一推力段的发动机中，选择面非常大，诸如普惠公司pw4000系列中的pw4052和pw4056，以及JT9D7R4。或者GE公司的CF6-80C,或CFM国际公司所生产的CFM56系列，罗罗的trent 500等等。值得注意的是，在飞机设计项目的初期阶段，曾考虑使用中国自研的发动机，比如CJ1000-A，其推力等级在10000kgf-19999kgf之间，即其最大推力可能高达196KN ，这个数据与所需最小推力几乎相等，风险较大，如果能将其推力再上升一些，也是值得考虑的。下面是对几款可选类型发动机的性能与参数对比。（数据来源于网络与参考年鉴）发动机型号CF6-80C2A通用PW4050普惠JT9D-7普惠Trent500罗罗外观质量/kg4246427240144835长度/mm4274390032563900最大高度269124802711/最大直径/mm2362.02390.024282470海平面最大推力/kN233.5222.4224.9236.0海平面sfc0.3350.5870.760.534推重比6.85.85.635.25涵道比5.285.05.17.5总压比27.226.324.234.8注：CJ1000A由于原始数据收集不足故未纳入列表图：CJ1000A经过对比后不难发现，CF6-80C2A的耗油率有着很大的优势，推力也令人满意，故选择该型号作为本机型的发动机（由于数据有限，暂未将污染与发动机的售价纳入考察范围）。下面是关于该发动机的简要介绍：CF6 - 80C2A高涵道涡扇发动机使用了最新的经过验证的核心技术，在同推力级下它提供最高的可靠性，最长的寿命，以及最低的燃油消耗率。各种研究和技术开发已被融入CF6 - 80C2A的设计，例如采用 先进的冷却技术、先进的间隙控制和转子叶片和静子叶片空气动力学修正技术来提高发动机整体效率。CF6的技术革新包括新型的低排放型燃烧室和先进的高压涡轮技术。CF6 - 80C2A自投入商业运行以来，在同推力等级的商业运输发动机之中，始终保持着最低的燃油消耗率。图 16 CF680C2发动机构造8.2发动机布置综合对比各类布置形式的优缺点，选择将发动机安装在机翼下面，因其能减轻结构重量，发动机短舱安装高度小，易于维护，中心控制也相对容易，当今该级别民机多采用此形式8.3进排气系统设计该机型适合亚音速进气道，下面确定其进口面积设计Ma=0.8 由图表图 17得ACq吗,fdj=0.00512m2(kg/s) 其中qm，fdj=796(kgs)则Ac=0.00512796=4.07552m2取内侧唇缘半径为进口端面半径8%，0.09112m。外唇唇缘半径为进口端面半径4%，0.04556m。内部扩散角为8度扩散段长度等于端面直径，2.278m该机型采用吊挂式发动机，选用翼下短舱布局：展向位置在35%半展长处，51.67235%=9.04m弦向位置根据经典法则，布置在距机翼前缘超前两倍进气口直径位置，即距前缘4.556m，并在机翼前缘下面一倍进气口直径位置，即距前缘上方2.278m翼下短舱布置：短舱头部下偏3度，内倾2度，便于机翼下面局部气流保持一致排气系统：所需喷管出口面积大概为进口面积0.50.6倍，这里折中选0.55倍,即2.241m2尾部设计：为减小尾部阻力，后机身收缩角度需小于15度，本机型选取12度作为机身收缩角。9燃油系统设计9.1油箱类型选择考虑到油箱布置充分利用空间，采用整体式油箱。为了使飞机的重心在合理范围变化，水平尾翼也增添配平油箱，保证重心随飞机燃油的消耗变化范围保持在较小水平。油箱具体分布为：一个主油箱分布在左右大翼上，一个中央油箱在两个大翼的根部和机身相连处，可以相互倒油三个油箱都有相应的燃油泵并通过燃油管，单向活门等部件相连另外在大翼的根部还有引射泵，用于充分利用油箱根部的死油。总体来说布局比较常规。图 18 油箱布置示意图9.2油箱的容积首先第一次近似计算所需油量，根据参考书目3中第131页，油重占起飞重量的比例WfW0=SFCD/L(ESAR/V)，其中ESAR是等效静空航程(Equivalent Still Air Range)，其计算方法为ESAR=568+1.063R，R是设计航程。目标巡航升阻比为17.32，WfW0=0.5117.32568+1.0636000849.6=0.236，则所需油重Wf=1443000.236=34057kg，航空燃油的密度大约是770kg/m3，故所需燃油空间为Vf=34057770=44.23m3。粗略估计可得，中央油箱容积16.138m3，机翼根部内油箱容积20.7m3，中部外油箱容积7.8m3即可满足要求。另使机身油箱重心距机头27.5m，机翼油箱重心距机头18.0m，使燃油重心距机头25.3m。9.3油箱的安全与防火油箱的防火防爆很重要，需要有机载灭火设备，防火栅等，也可以考虑基于空气分离器的机载惰性气体生产系统(OBIGGS)进行燃油箱惰化，是一种经济有效的方法,这种分离器采用了中空纤维膜气体分离技术。据相关资料，采用OBIGGS对燃油箱进行惰化在中国还是一个兴课题,能自主完成该系统能有效降低成本。图 19 惰性气体生产系统10.起落架布置 图 20 图 21采用前三点式、支柱式起落架，双前轮，双主轮。前轮向后收起至机身内，主轮位于翼下向内侧伸长收起至机身内。经过计算和选取：擦地角=12；防倒立角大于擦地角，=20；防侧翻角=55；停机角=2;前主轮距B=0.3L机身=0.353.749=16.125cm主轮距S=9.8m前轮承重W1=10%W0=0.1144300=14430kg主轮承重W2=90%W0=0.9144300=129870kg主轮每个轮胎承受重量W=W4=1298704=32467.5kg主轮直径d2=5.1W0.349=5.132467.50.349=191.45cm主轮宽度b2=2.3W0.312=2.332467.50.312=58.79cm前轮直径d1=65%d2=0.65191.45=124.44cm前轮宽度b1=65%b2=0.6558.79=38.21cm前起落架和主起落架的三维效果图如图20，图21。11.飞机三面图图 22 左视图图 23 正视图图 24 俯视图12.三维建模X-PLANE 飞行模拟13.重量分析将飞机的各个部分拆分出来，并由一系列经验公式计算每一部分的重量并求出重量矩，最后得出理论重心位置。根据实际情况，将飞机分为以下几部分：机身、主机翼、前翼、平尾、垂尾、动力设备、动力附属部件、起落架、燃油系统、机载设备、内饰以及意外重量。根据有关经验公式，具体重量分析如下：a.机身：WF=CfusKeKpKucKdoor(2lDaveVD0.5)1.4(见图)。MTOM(maximum take-off mass)=144300kg, 机身长l=53.749m，机身最大直径Dave=5.35m，正常巡航速度VD=236m/s，系数Cfus=0.039 ， Ke=1.06，Kp=1.08，Kuc=1.06，Kdoor=1。得WF=0.0391.061.081.061(253.7495.352360.5)1.4=15841kg,假设由于部分使用复合材料使得机身重量减小10%。WF，=WF0.9=14257kg图 25图 26b.机翼：Ww=CwKucKslKspKwlKreMTOMnult0.48SW 0.78A1+0.41-WFMWMTOM0.4cosX0.25tc0.4。其中系数CW=0.0215，Kuc=1.002，无边条Ksl=1，Ksp=1.001，Kwl=1.002，Kre=0.98。得Ww=0.02151.00211.0011.0020.981443002.1250.482670.78101+0.250.41-340571443000.4cos170.130.4=16516kg。假设复合材料结构占20%，则Kmat=0.8+0.90.2=0.98，机翼重量WW=0.85WW=14038kg。图 27c.水平尾翼、垂直尾翼公式如下图所示，其中系数kconf=1。故WHT=0.021(1443001.125)0.48830.78101+14.120.4cos170.130.4=5134kg。WHT=0.83WHT=4261kgWVT=0.021(1443001.125)0.4830.460.78101+14.120.4cos170.130.4=2349kg WVT=0.83WVT=1950kg图 28d.动力设备两台发动机及附属机械构件，包括反推力装置，重量综合可以做以下估算：WE=242461.3=11039.6kg,采用复合材料，WE=0.85WE=9383.7kg。e.动力附属部件发动机短舱：发动机涵道比BPR=5.28，估算得WN=400kg,采用复合材料，WN=0.9WN=360kgf.起落架起落架总重WLG=0.04W0=5772kg,采用复合材料，WLG=0.95WLG=5483.4kg前起落架WNLG=30%5483.4kg=1645kg。主起落架WMLG=3838.4kg。g.机载设备WSYS=0.1W0=14430kg。h.内饰WFUR=0.065W0=9379.5kg。i.意外重量WCON=0.015W0=2164.5kg。下表为重量分析表。部件重量/kg距机头距离/m重量矩/(kg.m)重心点取值机身1425724.2345019.445%机身长度机翼1403819.6275144.840%MAC水平尾翼426145.94195750.3440%MAC垂直尾翼195044.48658040%MAC前起落架1645711515中心主起落架3838.419.775616.48中心动力设备9383.720187674中心动力附属部件36020720040%长度机载设备1443026.87387734.150%机身长度内饰9379.520187590估计空机73542.61760824.123.94m载荷43940261142440零燃油重量117482.62903264.124.71m燃油35180.3425.3890062.6满燃油重量152662.93793326.724.8m意外总重2164.5起飞总重154827.44算得新的起飞总重为154827.44kg，与初始估计的144300kg相比，增大了7.3%，在可接受范围内。14.配平及稳定性分析配平计划在初始巡航时平尾不产生升力，此时全机配平图如图23所示。由对中心力矩平衡和纵向合力为零可得如下两个等式。qCLwSw=GqCmwSwCw=qCLwSwdw将数据代入可解得CLw=0.267,Cmw=0.154由工程计算法 CL=2A2+4+ACL2cos122 计算各翼面的实际升力线斜率。机翼，CL=0.106/ ；平尾，CL=0.11/ 。算得，机翼实际升力线斜率 CL=5.76；平尾，CL=5.16/rad 。15.主要设计参数汇总机长55.36m机身长度53.749m翼展51.67m机翼总面积267m2机翼展弦比10机翼1/4弦线后掠角17机翼尖削比0.25机翼上反角5机翼翼型NYU/GRUMMAN K-1平尾面积83m2平尾展弦比4.12平尾1/4弦线后掠角34.24平尾容量1平尾翼型NACA0012垂尾面积30.46m2垂尾展弦比1.7垂尾1/4弦线后掠角42.11垂尾容量0.09垂尾翼型NACA0012最大载客数230机身直径5.35m起飞总重154827.44kg空机重73542.6kg零燃油重量117482.6翼载540kg/m2推重比0.276第四章 主要性能参数估算1.升力系数计算1.1机翼0,jy0.3 (根据该超临界翼型升力特性曲线，零升迎角是一小正值)CL,=0.106(1/) (1)焦点计算C0=15.1% (内翼相对厚度)CK=11.3% (外翼相对厚度)Ccp=C0+CK+1=(15.1%4+11.3%)4+1=14.34% (机翼平均相对厚度)Xf,jy=141-2Ccp2=141-20.14342=0.2397 Xf,jy=Xf,jy+0.033tan12+-1+1-1.7 =0.2397+0.0416=0.2813 机翼焦点到机头的距离：Xf,jy=xa,c+Xf,jyba,c=21.5+7.50.2813=23.61m (其中xa,c 由机身视图连线求得 )(2)升力线斜率计算CL=22+4+k2tan2max,c2+11SeS max,c=12 (翼型最大厚度处约在1/2处)=1-0.82=0.6 k=CL,2=0.96 (翼型效率)Se=267m2 (机身外露面积)S=294m2 (机翼当量面积,根据飞机外形图估得)由以上数据，算得CL=0.1041(1/)，比之前用另一种工程算法的值要略微大一些。经讨论，决定取用另一算法所得小值CL=0.101(1/)，因其修正幅度可能较高。机翼零升迎角：0，jy=0，jy-3+2+1=0.3-331.2=-0.9 机翼的安装角为2，则机翼升力系数为：CL,jy=CL,jy+jy-0,jy=0.101(+2.9) 1.2机身(1)焦点计算机身只考虑机头之影响，按细长体计算，机身焦点到机头距离为：xf,js=23ljt ljt=9.8975m 故xf,js=6.598m(2)升力线斜率计算计算机身升力视其为旋成体，其升力线斜率为CL,js=0.035(1/) 1.3平尾平尾翼型采用对称翼型NACA0012，CL=0.11/，Cdmin=0.016，xF=0.25，lj=9（Re=9106）。平尾参数，lpw=18.5m，0,pw=39.8机身内部分,ljs,pw=9.1m，pw,b0=39.5(1)焦点计算计算方法与机翼类似。根据平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头的距离xf,pwbl,pw=bt,pw=4.49m，Se,pw=83m2，br=2Se,pwlpw-ljs,pw-bt=13.17mb0=lbr-ljsbtl-ljs=21.57m，=b0bt=4.804，=btb0=0.218bpw,ac=23b01+21+=14.994m，zpw,ac=16+2+1=0.19538，xpw,ac=xpw,b0+zpw,actg0=44.307m，Spw=lpwbpw,ac=277.389m2，=lpw2Spw=4.1235，tg14=tg0-1432-12+1=34.18，tg12=tg0-1232-12+1=31.08，tg1=tg0-32-12+1=14.13(2)升力线斜率计算平尾的零升迎角0,pw，平尾安装角pw=-2，平尾升力系数 CL,pw=CL,pw(+pw-0,pw)=1-0.82=0.6，k=CL2=1.003，CL,pw=22+4+k2(1+tg1222)Se,pwSpw=0.0625/，CL,pw=CL,pw+pw-0,pw=0.0625(-2)平尾焦点到机头的距离： xf,pw=xpw,bac+xf,pwbpw,ac=46.106m1.4全机的升力系数计算 CL=CL,pw+CL,jy+CL,js=CL,jy+jy-0,jy+CL,pw+pw-0,pwSpwS+CL,jsSmax,jsS=CL+CL0=0.101+2.9+0.023-2+0.001=0.125+0.23664=0.125(+1.82)2.阻力系数计算2.1机翼（1）机翼零升阻力Cd min,jy=2Cf1+2Ccp100Ccp4；Cf为平板摩阻系数，Ccp为当量机翼平均厚度。机翼的雷诺数是3.88107，选取Cf为0.0046，机身雷诺数是2.64108， 选取 Cf为0.0036，尾翼的雷诺数是1.03107，选取 Cf为0.0058。Ccp为12，机翼和尾翼都一样。机翼的零升阻力为0.004623，平尾的零升阻力为0.00583。（2）诱导阻力计算A=1e；e=4.611-0.0450.68cos0.15-3.1；展弦比和后略角从机翼参数选取，代入公式中进行计算，机翼展弦比4.75，后略角37.30度，机翼效率因子e=0.799,机翼升致阻力因子 A=0.0839，尾翼展弦比是4，后略角39.8度，尾翼效率因子e=0.814，尾翼升致阻力因子A=0.0978。总的升致阻力因子A=0.0839+832670.0978=0.11432.2机身零升阻力计算。Re=VLjs=0.36423653.761.41810-5=3.26108;机身当量直径d=4Smax,js=5.35m。机身长细比Ljsd=10机身浸润面积比SjrSmax=24.076根据2CF(RE)图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0043。从而计算得出机身的零升阻力系数：Cdmin=1.02cf1+1.5(L js/d)3/2+7(Ljs/d)3Sjr,jsSmax=1.020.50.00431+1.5101.5+710324.076=0.0556。2.3全机的阻力系数计算Cdmin=Cd min,jy+Cdmin,pwSpwS+Cdmin,cwScwS+Cdmin,jsSjsS=0.0046+0.0058832672.5+0.0556540.96267=0.11912.4极曲线Cd=Cdmin+ACL2+k(CL-CL0)2=0.1176+0.1143CL2+0.0131CL-0.16782=0.1274CL2-0.0345CL+0.00037=0.1274（CL-0.01725)2+0.00332极曲线图：纵坐标为CL，横坐标为Cd3.全机焦点和重心后限位置计算Clxf=Cl,jyxf,jy+kHCl,pw1-.SpwSxf,pw+CL,jsSjsSxf,js kH0.95 （平尾气流阻滞系数）=0.05 （平尾处气流下洗角对迎角的导数，常规布局）代入数据有0.125xf=3.119 xf=24.959 焦点相对于平均气动弦的位置：xf=(xf-xac)/bac xf=24.959-21.57.5=46.12% 该值比较大，原因一部分是前缘后掠角取值较大，而且重心本身就已经到了32%MAC，略微超出了该后掠角下重心的范围，不过通过接下来的计算能表明这个值是可以接受的。图：重心位置与平均气动弦之关系重心后限距机头：xg=xac+xf-0.1bac=21.5+0.36127.5=24.209m 通过之前的重心计算可认为全机重心在23.94m处，该值与计算值之差为：24.209-23.94=0.269m=26.9cm ，可以适当调整较重的飞机固定装载来将质心移至24.209m处项目机翼机身平尾升力线斜率/(1/)0.1010.0350.0625焦点距离/(m)23.616.59846.106零升阻力0.0046230.05560.00583诱导阻力0.0072忽略不计0.00153全机升力系数0.125全机阻力系数0.1191全机焦点距离/(m)24.959重心后限位置/(m)24.2094.飞行性能估算1、航程计算CLCD=17.32，WfW0=SFCDLESARV，ESAR=568+1.063R其中WfW0=35180.34154827.44=0.2272可解得ESAR=0.227214.66922.70.5=6147.19R=6147.19-5681.063=5248.53m2、起降性能计算（1）起飞速度计算受擦尾角、飞行员视界限制的离地速度:Vs1=3.62G-Fsin+SCL,ld=252.04(km/h)Vld=1.2Vs1=1.2252.04=302.45(km/h)（2）起飞滑跑距离计算起飞滑跑分为三轮滑跑和抬前轮后的两轮滑跑两个阶段。l1=12gbln(a+bVld2a)，其中取f=0.04，a=FG-f=0.236，b=p2(GS)-fCL,0-CD=0.00012，l1=1871.45m l2=32GSCL,ld=284.14，总滑跑距离lqh=l1+l2=2155.59m（3）着陆速度计算Vjd=3.6K2GSCL,jd=239.87(km/h)，K取0.92（4）着陆滑跑距离计算lzk=12g1b1lna1+b1Vjd2a1+b1Vqj2+1b2ln(a2+b2Vqj2a2)=2054.12ma1=f1为