飞行器总体设计报告

1、 飞机总体设计公务机概念设计报告团队成员：指导老师：公务机概念设计火星救援队目 录第一章 设计题目以及需求分析11.1 设计题目基本要求11.2 团队确定基本需求11.3 公务机在中国的发展前景1 1.3.1 公务机在中国的现状1 1.3.2 公务机在中国的市场预测21.3.3 中国市场的瓶颈2第二章 团队成员及其分工32.1 团队成员32.2 具体分工3第三章 飞机总体布局设计33.1 与设计要求相近的飞机资料33.2 可能的布局形式及其比较43.3 整体布局的确定43.3.1 一些相近飞机的总体方案43.3.2 总体设计过程5 第四章 机身初步设计64.1 机身相关参数设计64.2 机身外

2、形参数64.3 机身外形示意图74.4 机身客舱内部设计7第五章 飞机主要参数的初步确定85.1 基本设计参数85.2 主要总体参数8 5.2.1 飞机重量的预估（重量系数法）8 5.2.2 推重比和翼载荷的确定（界限线法）115.3 重要总体参数总结12第六章 机翼外形设计136.1 翼型的设计和选择136.2 机翼平面形状的设计13 6.2.1 展弦比13 6.2.2 梯形比13 6.2.3 后掠角14 6.2.4 机翼形状其他参数15 6.2.5 燃油容量校核15 6.2.6根弦和尖弦计算15 6.2.7平均气动弦长 以及位置 166.3 襟翼和副翼设计166.3.1 襟翼16 6.3.

3、2 副翼16 6.3.3 扰流板166.4 前后梁位置176.5 机翼纵向位置的初步确定176.6 机翼设计图17 6.6.1 机翼平面草图17 6.6.2 机翼CATIA设计图17第七章 尾翼外形设计187.1 平尾设计18 7.1.1 确定平尾容量187.1.2 预估尾力臂长度并计算平尾面积197.1.3 平尾外形设计197.1.4 升降舵设计197.1.5 平尾设计图207.2 垂尾设计207.2.1 航向机身容量参数207.2.2 预估尾力臂217.3 垂尾设计图22第八章 动力装置238.1 发动机选择238.2 发动机短舱设计238.3 发动机以及短舱设计图24第九章 起落架设计2

4、59.1 飞机重心估算259.2 起落架相关参数设计25第十章 起落架设计2610.1 飞机CATIA模型2610.2 全机渲染图27参考文献27附录28 飞机总体设计公务机概念设计第一章 设计题目以及需求分析1.1 设计题目基本要求类型国内使用的喷气式公务机有效载荷旅客610人，行李20kg/人飞行性能巡航速度0.7-0.82M最大航程4000-5000km起飞场长小于1400-1600m着陆场长小于1200-1500m进场速度小于230km/h表.1 设计题目基本要求1.2 团队确定基本要求为了避免与众多团队撞车，我们选择将国内喷气式公务机改为远距离喷气式公务机，如表.2所示：类型远距离使

5、用的喷气式公务机有效载荷旅客612人，行李20kg/人飞行性能巡航速度0.7-0.9M最大航程10000-13000km起飞场长小于1500-1800m着陆场长小于1200-1500m进场速度小于230km/h表.2 团队确定的基本要求1.3 公务机在中国的发展前景 1.3.1 公务机在中国的现状 2003年前后，中国国内的公务机市场几乎由金鹿公务、“山东航空”、“上海航空”三分天下，即海航集团旗下金鹿公务航空，山东航空旗下彩虹公务航空，及上海航空旗下上海航空公务机公司。山东航空旗下的彩虹公务航空公司已与2006年退市，2010年上海航空和东方航空合并后，上海航空旗下上海航空公务机公司以及其拥

6、有的豪客800XP也均由东方航空旗下公务机部门接手。最新消息，2011年12月20日，东航公务机部门委托上海产权交易中心拍卖此豪客800XP。至此，中国国内的公务机市场最早三分天下的公务机三大企业如今仅剩海航集团旗下金鹿公务航空的一家，但与此同时，另外更多的企业犹如雨后春笋般冒了出来，亚联公务机、中信公务机，尤其是2010年8月13-15日中国上海商务与私人飞机展的成功举办后，刺激了更多企业进入了中国大陆公务机市场，如尊飞私翼、东海航空、尊爵等等。尊爵公务航空是一家总部位于香港的私人包机公司。尊爵公务机拥有区域内最大的包机机队，并在上海、北京及日本东京设有分公司。尊飞私翼是一家致力于提供最完美

7、公务航空体验的公司，其官网提供中国首个在线实时公务机查询系统，此系统中登记的亚洲地区公务机总数达到43架，占亚洲地区公务机总数的80%以上。其中，登记在系统中的国内公务机达16架，占中国公务机总数的90%以上。东海公务机 是2010年成立的由香港东海联合有限公司，香港永港企业有限公司和深圳东港商贸有限公司合资经营的航空运输企业，主营基地在深圳宝安机场。1.3.2 公务机在中国的市场预测航空界最有威望的Teal公司预测，今后10年，全球对公务机的需求量将达9000架，总价值约944亿美元，而中国是最具潜力的市场之一，未来10年公务机有望达到600-1200架。如果这些飞机满负荷飞行，年营业额可望

8、达到600亿元。中国公务机市场80%的客户是大型跨国公司，国内客户只占20%。但随着中国入世、经济向好及企业竞争的激烈，更多公司要与时间赛跑，向时间要收益，所以国内企业将很快成为公务机市场的主角。“金鹿公务机公司”业务连续几年增长率都是两位数，几乎每年买一架新飞机，中国公务机的市场潜力不可估量。 1.3.3 中国市场的瓶颈瓶颈一：空管过严，很难申请到航线。瓶颈二：税费太高，公务机的税费是大型飞机的3倍。瓶颈三：机场太少，中国只有164个机场，与美国相去甚远。瓶颈四：养飞机难，养一架飞机一年大约需要200万元人民币。瓶颈五：面子太薄，中国人含蓄、节俭，不喜欢“露富”第二章 团队成员及其分工2.1

9、 团队成员队长：林汉雨队员：张强、姜文、吴磊、李晓玉、曹嵩2.2 具体分工分工内容任务分配队员飞机总体布局设计姜文、林汉雨机身外形布局设计张强、吴磊飞机主要参数的初步确定张强、吴磊发动机选择林汉雨翼型选择与设计曹嵩、吴磊机翼外形设计张强、李晓玉平尾外形设计吴磊垂尾外形设计林汉雨发动机短舱设计李晓玉起落架布置和合计曹嵩、李晓玉三维图绘制姜文、张强设计报告撰写姜文、曹嵩PPT制作和成果汇报林汉雨表.3 团队分工第三章 飞机总体布局设计3.1 与设计要求相近的飞机资料飞机型号有效载荷(t)航程(km)巡航速度(M)最大速度(M)起飞重量（kg）起飞距离(m)着陆距离(m)湾流G65019130000

10、.9250.995453601829914湾流G55019125010.80.88541277(24721)1801844猎鹰7X12 110190.80.90317511740631环球60008-192177113900.850.89444521887814环球800027.585146310.850.9475361,7682,810表.4 要求相近的飞机资料3.2 可能的布局形式及其比较型式经济性使用性能维护性能安全性能结构气动其他（市场，稳定性等）正常式设计传统和经验丰富，成本较低可以布置舷窗，客户使用感好。维护经验丰富，维护性能好纵横稳定性较好安全可靠；下单翼方便逃生。视飞

11、机具体构型而定，可大可小尾翼产生负升力，平尾位于机翼下洗区，影响效率此种布局飞机最多，乘客对此外形最易接受，市场好鸭式轻型通用飞机、战斗机多有采用，成本也较低机动性能好较好有利于延缓失速，较安全若采用远距耦合则会大大增加重量近距耦合，减小配平阻力，可以产生有利气流干扰鸭式布局飞机市场销量较好三翼面俄罗斯战机有采用此种布局，尚无公务机用此布局提高了操纵效率可以较安全使载荷分配更合理，所以结构重量较轻升阻比大世界上采用此种布局的飞机不多，民用市场不明表.5 可能布局比较3.3 整体布局的确定经过综合考虑，我们选择正常式布局作为公务机的外形布局。3.3.1 一些相近飞机的总体方案图.1 湾流G650

12、 图.2 湾流G550 图.3 猎鹰7X 图.4 环球60003.3.2 总体设计过程I尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置我们采用单垂尾，T型平尾：原因在于T型尾美观，具有失速警告，利用端板效应，气动效率增加，垂尾的面积可适当减小；缺点要增加垂尾的结构重量接近失速时平尾可能失效。克服缺点：结构重量的增加可由垂尾面积的减少来弥补；设计机翼时，避免机翼上仰，使飞机在大攻角时仍然稳定。II机翼平面形状及在机身上安装位置带翼梢小翼的后掠翼，并采用下单翼安装方式：后掠翼可以减小激波阻力，翼梢小翼可以减小诱导阻力，防止翼尖失速，采用下单翼的原因在于机翼结构可从客舱地板下穿过，起落架短、易收放、结构重量轻

13、，发动机和襟翼易于检查和维修；强迫着陆，机翼可起缓冲作用。III 发动机书目和安装位置双发，采用短舱：生存力强，动力足；安装在尾翼根部，这样安装可以降低乘客感受到的噪声，相比于翼吊的方式还可以减小机翼受载，降低结构重量。IV起落架的型式和收放位置采用前三点式起落架：具有起飞着陆时滑跑的稳定性，飞行员座舱视界的要求较容易满足，缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象，克服缺点是采用安装减震装置。第四章 机身初步设计4.1 机身相关设计参数图.5 机身相关参数示意4.2 机身外形参数机身外形参数主要采用的办法是参考同类机型数据得出，如表.6所示：参数标准值拟定值 放大后尺寸 7 9.57.477.052

14、.5 - 52.652.50上翘角 (deg)6 - 11101026.726.7最大横截面积 3.6*3.45=12.4213.98当量直径 3.983.98+0.12*2=4.22中机身长度13.713.7前机身长度5.55.5后机身长度10.5410.54有效载荷（旅客人数）88表.6机身外形参数4.3 机身外形示意图图.6 机身CATIA建模图.7 机身CAD尺寸图4.4 机身内部客舱设计 本公务机设计为了显示舒适尊贵的目标。在客舱前段布置有休息室，其中布置了两张床和一张座椅。中间段是一个会议室，有四张椅子和一个会议桌，后段可供娱乐餐饮，有一张沙发，一张电视柜，以及一个乘务人员座椅。厨

15、房在后段靠近娱乐餐饮区。卫生间在机身前段。这样的设计可以保持前段相对安静，共乘客休息和会议。 货物装载选择LD8型货运集装箱。客人座椅为加宽的沙发，具体设计见下图.8和图.9所示：图.8 客舱内部设计图图.9 客舱座椅尺寸图第五章 飞机主要参数的初步确定5.1 基本设计参数最大航程6200海里/11482公里 巡航马赫0.85 最大工作马赫数0.9马赫起飞距离5700英尺/1737米着陆距离3100英尺/945米初始巡航高度41000英尺/12497米最大巡航高度51000英尺/15545米表.7基本设计参数5.2 主要总体参数翼载荷 : 推重比 : 5.2.1 飞机重量的预估（重量系数法）最

16、大起飞重量 I重量估算过程（1）根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值。对每个计算出对应的燃油重量系数和燃油重量,并计算“可用空重”:（2）获取同类飞机和的数据，画在坐标系中，并通过数据拟合方法，获得 和之间的统计关系图（3）在与的统计图中，画出3个及对应的点，并连成直线，二条线的交点就是所需求解的最大起飞重量和使用空重。II具体估算（1） 公务机的重量统计数据：10400 16300 16300 16500 20200 20372 22450 23500 23500 24650 25500 25500 36000 38800 43250 45500 70200 73600 90900 9375

17、0:6315 9395 10850 10641 12850 11500 11770 14038 13600 13700 14400 14400 20735 21100 24600 22611 38000 42500 48000 48250（2） MATLAB拟合结果如下图.10所示：图.10 公务机重量统计拟合图 （3）燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其他阶段（除巡航阶段外）的燃油系数为表.8所示：Engine StartTaxi outTake offAccelerateLandingBusiness Jet0.00100.00050.00200.01300.0030表.8 一些阶段的

18、燃油系数巡航阶段燃油可用Breguet航程方程确定:带入数据：Range=6200海里(设计要求)a=573.57Knots(巡航高度41000ft)C=0.6(涵道比假设为6)L/D=16(预设)M=0.85(设计要求)计算得：=1.611所以：=0.3793燃油系数=0.001+0.0005+0.002+0.013+0.003+0.049+0.3793=0.4475根据同类飞机的三个数据： 100001 91000 73001 4607.7 4188.8 2910计算得三个和 为： 40750 40722.5 36667.9 54643.3 46088.7 36255.35拟合结果如下图.

19、11所示：图.11 最大起飞重量和使用空中拟合交点图由上图拟合交点，最终求得的重量数据： 50890 42960 2150 960005.2.2 推重比和翼载荷的确定（界限线法）。 利用Initial Sizing for Civil Jet软件,根据设计要求和同类飞机一般数据暂定项目数据如下图.12所示：图.12 界限线法参数输入画出界限线图.13并选点如下：图.13 界限线图得到翼载、推重比分别为：翼载 310.94 推重比 0.3055.3 重要总体参数总结 （）50890 （）42960 （）2150 （）96000翼载荷 : 310.94推重比 : 0.305升阻比 16表.9 重要

20、总体参数总结第六章 机翼外形设计6.1 翼型的设计和选择由公式 将 ， 代入上式，得0.375。在初步设计阶段考虑翼型升力系数为机翼升力系数的80%，得翼型升力系数 。考虑到巡航马赫数较高，为了降低激波阻力，选择超临界翼型，由升力系数，选择型号为NASA SC(2)-0612。图.14 NASA SC(2)-06126.2 机翼平面形状的设计 6.2.1 展弦比 展弦比对气动阻力和升力线斜率的影响如下图：图.15 展弦比对气动阻力和升力线斜率的影响 考虑以上因素以及参考同类机型湾流G650，选择展弦比AR=7.7 6.2.2 梯形比 诱导阻力系数 ，其中k和梯形比和展弦比的关系如下图.16：图

21、.16 诱导阻力系数与展弦比和梯形比的关系考虑以上因素以及参考同类机型湾流G650，低速飞机一般采用0.4，但是减小可减轻结构重量，也有利于布置起落架，并可以防止翼尖失速，综合以上情况，梯形比我们采用0.25，与同类型飞机湾流G650也较为接近。 6.2.3 后掠角 （1）后掠角对气动特性有影响：后掠角增大，可以提高临界M数，延缓激波的产生，使波阻降低，但会使升力线斜率降低，最大升力系数降低，机翼升阻比降低； （2）后掠角对操纵性的影响：攻角较大时，可能会出现“自动上仰“现象，难于控制，影响飞行安全； （3）对结果的影响：后掠角增大，结构重量增大； （4）对内部容积的影响：后掠角增大，不利于布

22、置起落架。图.17 后掠角对阻力和升力线斜率的影响综合上述分析，参考同类型飞机湾流G650，选择前缘后掠角=36°，1/4前缘后掠角 =33°。6.2.4 机翼形状其他参数 （1）展长： b=30.36 m （2）平均相对厚度 =12%一般公务机或喷气运输机均为此值； （3）安装角: 2°喷气客机一般在1°与5.3°之间； （4）上反角： 3°亚声速下单翼在3°与7°之间，T型平尾和下单翼布局为3°左右；（5）翼梢形状 翼梢小翼采用翼梢小翼大大可以减弱翼梢处的气流漩涡效应； （6）扭转角： 3°

23、6.2.5 燃油容量校核根据公式 =计算得， =119.705 从界限线图里读出: 机翼面积S=161.64 设计燃油重量m=17536 这里机翼面积差距较大，通过小组考虑，决定采用较小的119.705作为机翼面积进行燃油容积校核，由燃油容积近似计算公式： =420*30.36*119.705*12%*(1-0.89*0.25+0.49*)/7.7 =19223.5>17536 从而机翼内部容积足够设计燃油容量。6.2.6 根弦和尖弦计算 设根弦,尖弦长 (+)*b/2=S，/=联立解得根弦 =6.309 尖弦长=1.577图.18 机翼平面形状各参数示意图6.2.7 平均气动弦长 以及

24、位置 根据公式 S计算得， =4.4163距机身中轴线距离 计算得 =6.0726.3 襟翼和副翼设计 6.3.1 襟翼 一般公务机、涡桨支线客机和喷气运输机采用双缝襟翼，因此我们也采用双缝襟翼，考虑到所需升阻比较大，采用双缝富勒襟翼。相对展长=24.7%相对弦长=24.8% 6.3.2 副翼 概念设计阶段，一般采用统计数据：相对展长=27.7%相对弦长=14.0% 6.3.3 扰流板 扰流板布置在后缘襟翼的前面，当非对称打开时可产生滚转力矩。飞行时打开可增加阻力，降落时增大阻力，减少降落距离。6.4 前后梁位置 前梁：15% chord at root 19% chord at tip后梁：

25、70%弦长图.19 飞机纵向位置示意图6.5 机翼纵向位置的初步确定平均气动弦长=4.4162m此焦点位于平均气动弦长距前缘1/4处机身=26.7mX.56m.ac=0.56*26.7=14.952m6.6 机翼设计图 6.6.1 机翼平面草图图.20 机翼平面草图 6.6.2 机翼CATIA设计图图.21 机翼CATIA设计第七章 尾翼外形设计7.1 平尾设计 7.1.1 确定平尾容量 已经确定数据有： ，从而纵向机身容量： 。再由纵向机身容量参数与平尾容量的关系图（图22），大致得出两者的线性关系：X1（0.00,2.05）X2（1.25,4.00）Y=1.56X+2.05X0=0.47，

26、Y0=2.8Vh=2.8*18%0.5图.22 纵向机身容量参数与平尾容量的关系由统计值得出公务机的平尾容量(Vh)范围为（0.51-0.99）；再由平尾容量来确定尾翼面积：由平尾容量公式 可知， 其中 7.1.2 预估尾力臂长度并计算平尾面积由于发动机在机身后部，尾力臂可以取4550%机身长度，这里取47%从而 ,继而 7.1.3 平尾外形设计（1）参数取值范围如表10：飞机类型展弦比AR梯形比 升降舵弦长 相对厚度 公务机3.5-5.00.35-0.500.30-0.400.06-0.09表.10 平尾外形参数取值范围（2）平尾展弦比为保证平尾不能比机翼先失速，平尾展弦比与机翼相比较小。机

27、翼展弦比AR=7.7，初步确定平尾展弦比3.6（3）平尾后掠角对于高亚声速飞机，平尾和垂尾的后掠角一般比机翼大5度左右。机翼后掠角36度，初步确定平尾后掠角40度（4）平尾翼型相对厚度比机翼相对厚度要小，机翼相对厚度12%，初步确定平尾相对厚度9%。（5）梯形比初步确定梯形比为0.36。 7.1.4 升降舵设计 初步确定升降舵面积：7.046m²；（由统计数据“S升降舵/S平尾”取得）经过计算，平尾展长b=10.5m；根弦长a1=3.5m，尖弦长a2=1.75m，平均气动弦长MAC=2.556m,Y=2.213m；（全部按照机翼相关算法） 7.1.5 平尾设计图 图.23 平尾平面形

28、状设计草图图.24 平尾CATIA设计图7.2 垂尾设计 7.2.1 航向机身容量参数 取最大机身高度：3.6m 机身长度：26.7m,机翼参考面积=119.705机翼展长b=30.36m得 图.25 航向机身容量参数与垂尾容量关系由图24，可得垂尾容量为0.0627.2.2 预估尾力臂发动机安装在机身后部，尾力臂=（45-50%）L机身取 l = 47×26.7=12.549m 得垂尾面积=17.96 7.2.3 垂尾外形设计垂尾外形数据统计：对公务机，展弦比0.8-1.6 梯形比0.3-0.8 方向舵弦长比0.25-0.35相对厚度0.06-0.09一般要求：后掠角41°相对厚度小于12 梯形比较大参数选择 面积18 梯形比0.8 展弦比 1.4 后掠角41°=得 b=5m(+)*b/2=S，/= 得根弦长 a1=4m 尖弦长a2=3.2m图.26 垂尾相关参数示意图平均气动弦长以及位置S根据公式 计算得， =3.6148m 距机身中轴线距离 计算得 =1.27.3 垂尾设计图图.27 垂尾设计草图图.28 垂尾CATIA设计图第八章 动力装置设计8.1 发动机选型选择了部