飞行器总体设计报告要点

1、大型固定翼客机分析报告2014-4-28学 院： 计算机科学与工程学院学 号： 201322060608姓 名： 马丽学 号： 201322060629姓 名： 潘宗奎目录总结 马丽、潘宗奎 I1 大型固定翼客机总体设计 - 1 -1.1 客机参数 - 1 -1.2 飞机的总体布局 - 1 -1.2.1 飞机构型 - 1 -1.2.2 三面图 - 2 -1.2.3 客舱布置 - 2 -2 客机的重量设计 - 4 -3 大型固定翼客机的外形设计 - 6 -3.1 翼型 - 6 -3.2 机翼平面形状的设计 - 7 -3.3 尾翼 - 8 -4 重量分析 - 11 -5 气动特性分析 - 13 -

2、6 性能分析 - 22 -6.1 商载航程图 - 22 -6.2 起飞距离 - 23 -6.3 进场速度 - 24 -6.4 着落距离 - 24 -总结 马丽通过这门课程的学习， 大致了解无论是飞行器传统设计流程： 首先是根据技术参数、 经验 和一些简单的分析方法进行初始的设计， 然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验， 根 据核验结果， 逐步调整设计参数， 直到得到满意的设计方案。 但是这种设计方法的产品性能优 劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、 大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用， 使得复杂的结 构分析过

3、程变得更加高效、精确。课程中我们运用 Advanced Aircraft Analysis飞行总体设计软件以及其他相关进行飞行器分 析，这是用于飞机初步设计、分析、与 3 D绘图的一套完整飞行器总体设计软件的工具，实 验中，我们首先对客机进行了飞机的总体设计，设计了飞机的重量及外形。此外，着重分析了 飞行器的重量以及气动特性。 重量分析中分析了飞行任务中各阶段飞机重量、 燃油量，计算各 部位重量、 重心位置及力矩、 分析起飞重量对气动力与推进力等的敏感度。 空气动力中计算飞 机的升力、阻力及气动力中心，分析飞机所需控制翼面的大小及种类，绘制各种升力、阻力、 速度及控制翼面几何等关系图。另外，我

4、们还分析了飞机的性能。根据法规或任务需求的性能条件，如起飞跑道长度，计 算出飞机必备的诸元，如最小推力。由已知的飞机诸元，如推力与升力，计算出飞机的各项性 能，如起飞时速度，爬升率等。通过这门课程的实践， 我知道了飞行器设计软件的使用方法， 并运用该方法分析了大型固 定翼客机的各项指标。 课程实践不仅加强了我的动手能力， 而且使我更加了解飞行器的各项数 据，以及飞行器的设计流程。非常幸运能选这门实验课，不仅学到了新的知识，还掌握了 AAA软件的运用。总结 潘宗奎通过学习这门课程， 我了解飞行器传统设计流程： 首先是根据技术参数、 经验和一些简单 的分析方法进行初始的设计， 然后用较为精确的分析

5、方法对初始设计进行核验， 根据核验结果， 逐步调整设计参数， 直到得到满意的设计方案。 但是这种设计方法的产品性能优劣主要就取决 于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计 算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用， 使得复杂的结构分析过程变 得更加高效、精确。课程中我们运用 Advanced Aircraft Analysis飞行总体设计软件以及其他相关进行飞行器分 析，这是用于飞机初步设计、分析、与 3 D绘图的一套完整飞行器总体设计软件的工具，实 验中，我们首先对客机进行了飞机的总体设计，设计了飞机的重量及外形。此外，着重分析了 飞

6、行器的重量以及气动特性。 重量分析中分析了飞行任务中各阶段飞机重量、 燃油量，计算各 部位重量、 重心位置及力矩、 分析起飞重量对气动力与推进力等的敏感度。 空气动力中计算飞 机的升力、阻力及气动力中心，分析飞机所需控制翼面的大小及种类，绘制各种升力、阻力、 速度及控制翼面几何等关系图。另外，我们还分析了飞机的性能。根据法规或任务需求的性能条件，如起飞跑道长度，计 算出飞机必备的诸元，如最小推力。由已知的飞机诸元，如推力与升力，计算出飞机的各项性 能，如起飞时速度，爬升率等。通过这门课程的实践， 我知道了飞行器设计软件的使用方法， 并运用该方法分析了大型固 定翼客机的各项指标。 课程实践不仅加

7、强了我的动手能力， 而且使我更加了解飞行器的各项数 据，以及飞行器的设计流程。非常庆幸能够选这门实验课，我不仅学到了新的知识，开阔了知识面，而且还掌握了 AAA 软件的运用，以及设计的理念，非常感谢老师的讲解，我收获很多。II1 大型固定翼客机总体设计1.1 客机参数 客舱150座两级座舱(头等舱 12座 排距 36in；经济舱 128座 排距 32in)单级 32in 排距 没有出口限制 典型载荷225 磅/乘客 最大航程2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225 英镑/ 乘客 巡航速度10.78M2最好： 0.8M 最大使用高度43000(13115m) 1 英尺 =0.

8、305m 最大着陆速度(最大着陆重量)70m/s 1节1 海里/小时1.852公里/小时=0.5144m/s 起飞跑道长度( TOFL)，最大起飞重量7000 (2135m海)平面 86 华氏度1.2 飞机的总体布局1.2.1 飞机构型1) 正常式上平尾，单垂尾2) 机翼：后掠翼，下单翼3) 在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机4) 起落架：前三点式，安装在机身上1.2.2 三面图1.2.3客舱布置混合级： 头等舱 12人 3排 每排 4人座椅宽度： 28in过道宽度： 27in座椅排距： 36in 经济舱 23排 每排 6人 共138人- 2 -座椅宽度： 20in过道宽度： 19in座椅排距：

9、32in单级： 全经济舱 30排 每排 6人 共180人座椅宽度： 20in过道宽度： 19in座椅排距： 32in2客舱剖面3机身外形尺寸当量直径： 216in 前机身长度： 220in 中机身长度： 1010in 后机身长度： 340in 机身总长： 1570in 上翘角： 14deg2 客机的重量设计1. 基本要求：航程:Range2800nm=5185.6km巡航速度 :0.8M巡航高度 :35000 ft=10675m；声速 :a=576.4kts=296.5m/s 2基本数据耗油率 C0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h N)(涵道比为 6)升阻比 L/D 17.63根据

10、 Breguet 航程方程：alRangeaMLCD代入数据：Range = 2800 nm；a = 576.4 Knots 巡（ 航高度 35000ft）C = 0.6 lb/hr/lb （ 涵道比为 6）L/D = 17.6M = 0.8 计算得：WinitialWfinal1.230Wfuel cruiseWto Wend of cruiseWto Wfinalfuel cruiseWto0.1 874. 燃油系数的计算2 Taxi out3 Take offWF1 /Wto 0.0011 Engine Start and WarmupWF2 /Wto 0.001WF3 /Wto 0.0

11、024 ClimbWF4 /Wto 0.016WF5 /Wto 0.187WF6 /Wto 0.000WF7 /Wto 0.003WF8 /Wto 0.0495 Cruise6 Descent7 Landing and Taxi in8 Reserve Fuel总的燃油系数：Wfuel WF1 WF2 WF3 WF4 WF5 WF7 WF8Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto WtoWfuel 0.001 0.001 0.002 0.016 0.187 0.000 0.003 0.049 0.259 Wto5 重量数据：WemptyWfuel Wpayload Wto9300

12、9 lbs0.54444306 lns0.25933750 lbs0.197171065 lbs13 大型固定翼客机的外形设计3.1 翼型设计升力系数计算：由 W L qSCL 可得 CL W S * 1 q近似认为翼型的 C1 等于三维机翼的 CL因此： C1 5150 m2* 2 0.388 kg m3* 296.5 m s*0.8 2 0.4713.2 机翼平面形状的设计计算平均气动弦的位置和长度：1展弦比 AR=9.5.2梯度比 =0.4，原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起 落架布置。图如下：3.后掠角： =25变化如下图：- 7 -4机翼参数如下：面积 S

13、=147.6m2展长 L=37.45m弦长 =5.63m=2.25m气动弦长：=4.18m前缘后掠角： =0.平均气动弦长到翼根距离为 8.25m5. 机翼到机身前头距离 :X.25m.a.c 46% LFus 18.34m6. 机翼平面图：3.3 尾翼1平尾外形参数： 纵向机身容量参数：=0.925其中：由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：可以得到：平尾容量 VH=3.5*32%=1.12 其中： 32%是重心变化范围取尾臂力 LH=50%LFUS=19.9m，AR=4.0，=0.4 ，=30由公式： 其中：机翼面积 S=147.6M2，机翼平均 MAC c=4,18 可得： SH/S=23

14、.5%,平尾面积 SH=34.7m2, 展长 l=11.78m，c 根=4.2m，c 尖=1.68m，平 尾 MAC=3.12m由统计值：升降舵弦长取 c e/c=0.32平尾相对厚度 t/c=0.06 其中： c为平尾弦长， t 为厚度 翼型选择： NACA 0006所以平尾图如下：- 9 -=0.2182垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：其中：由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：可以得到：垂尾容量 Vv=0.105取尾臂力 LV=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，=0.7，=40由公式：其中：机翼面积 S=147.6M2，机翼展长 bw=37.45m可得： Sv/S=19.7%,垂

15、尾面积 Sv=29.16m2,展长 l=8m，c 根 =4.28m， c 尖=3m，垂尾 MAC=3.67m由统计值：方向舵弦长取 ce/c=0.30垂尾相对厚度 t/c=0.08 其中： c为垂尾弦长， t 为厚度垂直尾翼翼型： NACA0008垂尾图如下：- 10 -4 重量分析1. 机身重量2Lf) 2M FUS C2p(9.75 5.84Bf) 1.5 (Bf H f FUS 2 f (Bf H f f fL f 机身长度 (m) L f 39mB f 机身最大宽度 (m) Bf 3.9mH f 机身最大高度 (m) H f 5.5mC2 增压机身系数，客机取 0.79p 客舱内外压差

16、，单位是巴 (bar), 典型值 0.58M FUS 11523.56kg2. 机翼重量(1) 理想的基本结构重量 MIPSM IPSMmCmr0mcmr1920 A1.5S0.5 Nr(1)sec sec / fa2 S 0.5 2 (1 0.34 0.44 2 ) 2.2 (1 0.72 2) A3S1.25 0.50.25M 0 AM 0 77600 kgA 9.52S 147.6m 225 C0.4N 2.5 1.65 4.125VD 200m / s0.131.75 0.5NrA1.75M 02.5 5 6fa 1.12 0.75 1.5 0 (1)2.5 sec sec 105 3

17、98 .1 106Sr 1 0.2 (1 M ZW / M 0 ) 0.54mC 0.05 mr 0.007- 11 -(2) 修正系数Cx 0.001 0.0015 0.004 0.01 0.004 0.003 0.010.02 0.005 0.022 0.03 3.5 10 5776000.5 0.020.004 0.012 0.007 0.0015 0.002 0.005 0005 0.079(3) 机身对机翼影响Cy 1.13(1 5 2) 0.0027(1 43 ) 1Bf /b 0.147(4) 机翼总重M wing Cy(mC mr Cx)M 0 10553kg3. 尾翼重量水平

18、尾翼的重量： M H 0.047VDSH1.24 764kg1.15垂直尾翼的重量： MV 0.047k12VD SV1.15 454kg4. 动力装置重量M pow nC3M eng 6878kg5. 系统和设备重量M sys C4M 0 8536kg6. 起落架重量Mlg ClgM 0 3492kg7. 使用项目重量85nc FOP P 2395kg8. 有效载荷M payload 95P M freight 15250kg9. 最大起飞重量M0 M机身 M商载 M 使用项目 M机翼 M尾翼 M动力M 起落架 M 系统和固定设备 M 燃油 78943kgM 0 79940kg 77600

19、kg通过分析 可知机身和机翼重量所占比例较同类飞机较大 因此，对其修正，得M FUS 10200kgM wing 9500kg- 12 -从而M0 77566kg5 气动特性分析1. 全机升力线斜率：为因子：=1.167 机翼的升力线斜率：=5.18全机的升力线斜率：=6.04其中：22 dh =3.7846m，b=37.45m，Snet = 20.07m2， Sgross=147.6m2，AR=9.5最大升力系数 ：=1.572. 后缘襟翼产生的升力增量：- 13 -当起飞时 flap =20，当着陆时 flap =45， bf /b=0.7 ， Qchd=25 采用三缝襟翼可以计算的：起飞

20、时升力增量为 0.6着陆时升力增量为 1.33. 前缘襟翼产生的升力增量：=0.33其中：bflap =1.04. 升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为：=0.042起飞时升致阻力因子为：=0.0415着陆时升致阻力因子为=0.02935. 部件的湿润面积计算：机翼：- 14 -=140x(1.977+0.52x0.10)=284m2平尾：=34.7x(1.977+0.52x0.06)=69.7m2 垂尾：2 = 14.5x( 1.977+0.52x0.08)=29.4m2机身：=3.14x(132+187)/2=500.9m2 其中：短舱：=37.68m26. 巡航下的极曲线：(1) .摩

21、擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中： Xmf=0.74，XT/Lb=0.1- 15 -对机翼：NR=2.63x107Cf=2.27x10-3对平尾：NR=1.96x107Cf=2.37x10-3对垂尾：NR=2.31x107Cf=2.32x10-3对机身：NR=2.93x107Cf=2.27x10-3对短舱：NR=1.14x107Cf=5.2x10-3(2) .形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124垂尾形阻因子：=1.16其中： ht =0.5机身形阻因子：- 16 -=1.2其中： lfuse=39.87m， dv=5.5m 短舱形阻因子：=1.

22、3其中：dnac=2mLanc=6m(3) .零升阻力：=2.518/147.6=0.0171其中:(4) .压缩性阻力：阻力发散马赫数 MDD:=0.8233其中： M REF=0.9压缩性阻力：- 17 -=4.16x10-4其中：(5) .巡航下极曲线图：CD =CD0+CDcomp+CDi =0.016+0.000416+0.042CL22=0.0164+0.042CL27. 起飞着陆时时的极曲线：1. 起飞时：(1) .摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中： Xmf=0.74，XT/Lb=0.1，M=0.167对机翼：NR=1.585x107- 18 -Cf=

23、2.58x10-3 对平尾：NR=1.2x107Cf=2.69x10-3 对垂尾：NR=1.424x107Cf=2.62x10-3 对机身：NR=1.803x107Cf=2.52x10-3 对短舱：NR=7.762x106Cf=5.3x10-3 (XT/Lb=0.2)(2) .零升阻力：=2.796/147.6=0.019(3) .起落架放下引起的阻力增量：=0.01698(4) .襟翼放下引起的阻力增量为：= 2.7x10-5(5) .起飞总阻力：CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.019+0.0415CL2+0.01698+0.000027 =0.036+0.0415

24、CL2(6) .起飞时极曲线图：- 19 -2. 着陆时：(1) .摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中： Xmf=0.74，XT/Lb=0.1，M=0.206对机翼：NR=2x107Cf=2.486x10-3对平尾：NR=1.494x107Cf=2.6x10-3对垂尾：NR=1.758x107Cf=2.536x10-3对机身：NR=2.227x107Cf=2.446x10-3对短舱：NR=8.62x106Cf=5.45x10-3 ( XT/Lb=0.15)- 20 -(2) .零升阻力：=2.723/147.6=0.01845(3) .起落架放下引起的阻力增量：=0.01698(4) .襟翼放下引起的阻力增量为：= 1.4x10-4(5) .着陆时总阻力：CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.01845+0.0293CL2+0.01698+0.00014 0.03557+0.0293CL2(6) .着陆时极曲线图：8.