公务机设计.ppt

国内使用的喷气式公务机设计 小组成员 潘清010610432何俊010610423顾侃010610418杨帆010610416徐璐010610403 拟定飞机的设计要求 有效载重 旅客6 12名 行李20kg 人 飞行性能 巡航速度 0 6 0 8m 最大航程 3500 4500km 起飞距离 小于1400 1600m 进场速度 小于270 290km h 确定飞机的总体布局 参考机型 塞斯纳公司生产的 奖状3 加拿大飞机公司生产的 挑战者 巴西航空工业公司飞鸿 phenom 300 巴西航空工业公司embraermlj 可能的设计方案 方案一 前三点式起落架 小后掠角梯形翼 下单翼 尾吊双发喷气发动机 t型平尾 方案二 前三点式起落架 直机翼 上单翼 翼吊双发喷气发动机 t型平尾 单垂尾 方案三 前三点起落架 中单翼 两台涡轮风扇发动机放在机身后段 高置平尾 最终定型综合以上三种方案并做改进 1 正常式 t 平尾 单垂尾 避免发动机尾喷流达到平尾上 避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响 失速 警告 安全因素 外形美观 市场因素 由于飞机较小 平尾不需要太大 所以对垂尾的结构重量影响不大 2 机翼 小后掠角梯形翼 本次公务机设计的巡航速度为0 6 0 8m之间 处在跨音速之间 所以 我们采用小展弦比的后掠翼 后掠角大约在30 左右 这样能有效提高临界马赫数 延缓激波的产生 避免过早出现波阻 梯形翼有利于增大升力 下单翼 机翼平面与客舱地板平齐 便于安装起落架 且不挡住发动机进气 更重要的是可以布置中央翼 减轻机翼结构重量 3 尾吊双发涡轮风扇发动机 稍稍偏上 主要考虑对飞机的驾驶比较容易 噪音小 符合易操纵性和舒适性的要求 由于机翼与客舱地板平齐有点偏高 为了使发动机的进气不受影响 故将发动机安排的稍稍偏上 4 起落架 前三点型式 主起落架安装在机翼上 机身外形设计 1 中机身外形由于是公务机所以不需要安排货舱 客舱地板下留一些空间布置中央翼 2 机身长度布置 主要参数的初步确定 1 估算巡航阶段燃油系数 根据设计要求 航程range 4000km 巡航速度 m 0 7 巡航高度 35000ft 声速 a 576 4kts 预估数据 参考统计数据 耗油率c 0 6 涵道比为6 升阻比l d 17 6 得 winitial wfinal 1 237 所以 wfuelcruise wto 1 1 1 237 0 192 参照算例中各阶段的燃油系数根据公式 wfuel wto 0 001 0 001 0 002 0 016 0 141 0 003 0 049 0 213 2 估算飞机最大起飞重量 重量关系图 wto 40000lbs 18143 695kgwempty 22275lbs 10103 770kg 3 估算推重比和翼载荷 界限线图 根据界限线图选择 翼载荷wto s 3200 kg m2 推重比t0 wto 0 5 10n kg 计算得 机翼面积s 15 68 m2 发动机推力t0 90718 5n 发动机选择 根据巡航马赫数0 7 巡航高度35000ft选发动机为涡轮风扇发动机 根据初始参数 查找出3个系列5种型号的发动机 简介如下 一 tfe731系列由美国霍尼尔有限公司研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机 该型发动机按照喷气公务机的主要要求 噪声小 性能好 经济 安全可靠 制造 它的设计点为h 12200m m 0 8 并同时将发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置 tfe731 4 起飞推力1815dan 曾用于 奖状 生产型公务机 tfe731 5 起飞推力1915dan 拥有更高的涵道比风扇 采用了新型的低压涡轮驱动 曾用于 霍克 125 800型飞机 tfe731 40 200g 起飞推力1890dan 采用tfe731 5的风扇 用了新的高压气机 高压涡轮和齿轮箱 曾用于 湾流 100型飞机 二 pw500系列由加拿大普拉特 惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机 它继承了jt15d发动机的优点 在可靠性 寿命方面也比较好 pw545b 起飞推力1775dan 该系列最新型的一台发动机 曾用于塞斯纳 奖状 xls飞机 三 pw300系列同为普 特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机 它的研制主要针对那种高速 低成本 跨大陆飞行的公务机 pw305a 起飞推力2081dan 曾用于庞巴迪公司的 利尔喷气 60飞机 分析比较 参照以上表格的分析 在推重比和可靠维修性方面 五种发动机都不错 对于pw305a 虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性 但其迎面推力还是比较低的 不能把它放入优选的行列 而pw545b的静推力较小 因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象 剩下的三台发动机同属一个系列 各项指标相差不多 虽然tfe731 40 200g的推重比在三个中低了一点儿 但它有着不俗的静推力和耗油率 这也是我们很需要的 所以将tfe731 40 200g作为首选对象 其它两台可作为适当调整备选对象 在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机 技术数据最大起飞推力 dan tfe731 41815tfe731 51915tfe731 40 200g1890巡航推力 h 12200m m 0 8 dan tfe731 4413tfe731 5425tfe731 40 200g449起飞耗油率 kg dan h tfe731 50 494tfe731 40 200g0 481巡航耗油率 kg dan h tfe731 40 786tfe731 50 792tfe731 40 200g0 748 推重比tfe731 44 97tfe731 55 05tfe731 40 200g约4 76空气流量 海平面 静态 kg s tfe731 564 86tfe731 40 200g65 77涵道比tfe731 53 48tfe731 40 200g2 90总增压比tfe731 517 5tfe731 40 200g22涡轮进口温度 最大起飞状态 tfe731 5952tfe731 40 200g1022 进口直径 mm tfe731 4716tfe731 5754tfe731 40 200g716宽度 mm tfe731 4869tfe731 5858tfe731 40 200g847长度 mm tfe731 41464tfe731 51652tfe731 40 200g1547干质量 kg tfe731 4373tfe731 5387tfe731 40 200g406 机翼初步设计翼型的选择 1 我们所设计的是亚音速飞机 在亚音速飞行时 翼形的相对厚度对阻力影响较小 虽然随着的增大 略有增加 但一般不考虑这种影响 而对的影响是比较大的 对于每一种翼型 其有一个最佳值 根据统计值 亚音速飞机的相对厚度多在10 14 内 考虑到机翼结构的重量 这里取 12 2 相对弯度按所需要翼型的设计升力系数的大小而定 即巡航飞行时的值 翼型在其设计升力系数附近 具有最有利的压力分布 从而使其阻力系数最小 升阻比较大 我们设计的商务机 m 0 753 在巡航阶段 h 11km 查表得 0 3648 根据公式 解得 0 5 即设计升力系数在0 5左右 3 根据以上数据 在翼型设计软件中寻找翼型 根据翼型的曲线 我们选出最适合的翼型 它们的图如下 以上是我选出的四个翼型的图 分别为 naca2414 naca63a514 naca63a14 naca63a614对比级曲线可发现 naca63a514 在巡航飞行时 翼型的阻力最小 综上所述 我们选择naca63a514翼型 机翼平面形状设计翼型几何参数的确定 机翼相对厚度的确定 由上图 翼根处 t c 15 转折处 t c 12 翼尖处 t s 11 喷气飞机的平均相对厚度一般在10 至12 之间 取平均相对厚度为12 机翼的安装角和上反角 机翼平面形状 平尾和垂尾设计 以上是我选出的五个翼型的图 分别为 naca2412 naca2411 nacam12 naca2r12 naca2r1 12 对比可发现 naca2412 在巡航飞行时 翼型的阻力最小 综上所述 我们选择naca2412翼型 垂尾选取dicke12 28 翼型 相对厚度为12 25 相对弯度为0 起落架布置 起落架的布置形式主要有前三点式和后三点式 其各自的优缺点如下 后三点式 主支点在飞机重心 质心 之前 在低速飞机上采用较多 后三点式起落架固有的缺点就是在着陆时操纵困难 并有可能产生向前倒立的危险 后三点起落架的飞机 起飞和着陆滑跑时不稳定前三点式 广泛用于着陆速度较大的飞机 在着陆过程中操纵驾驶比较容易 具有滑跑稳定性 由于机