飞机总体设计大作业

1、飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人，每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：010000m<25分钟起飞距离：1600m接地速度 <220km/h>相近飞机资料收集:飞机型号载客量最大起飞重 量 (kg)巡航速度(M)航程(km)飞行图度 (m)ARJ-2178405000.82222511900CRJ-70070330000.78265611000ERJ82333412000:、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但

2、重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数 0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波下单翼：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的 问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机 翼的气流免受干扰。-起落架的型式和收放位置：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身三、确定主要参数重量的预估1 .根据设计要求：洲亢程:Range= 2800nm=5185.6km隹航速度：0.8M隹航高度：35000 ft=10675m；声速

3、:a=576.4kts=296.5m/s2 .预估数据（参考统计数据）前油率C= 0.6lb/hr/lb=0.0612kg/（h N）（涵道比为 5）力阻比L/D =143 .根据Breguetl亢程方程:,Winitial Rangel n (-n-)二Wf., a Lfinal I I MC D代入数据：Range = 1242nma = 581 Knots 巡航高度 35000ft)C = 0.5lb/hr/lb (涵道比为 5)L/D = 14M = 0.7计算得：WfinalWfuel cruise 二 Wto 一 Wend of cruise 二 Wto 一 Wfinalfuel

4、cruise0.1 0 3Wto4.燃油系数的计算飞行任务剖面图WF1 /Wto = 0.001Wf2 /Wto =0.001WF3 /Wto =0.002Wf4 / Wto = 0.016WF5 /Wto = 0.187WF6 / Wto =0.000Wf7 /Wto =0.003WF8 / Wto =0.0491 Engine Start and Warmup2 Taxi out3 Take off4 Climb5 Cruise6 Descent7 Landing and Taxi in8 Reserve Fuel总的燃油系数:Wfuei_WfiWF2Wf3WF4Wf5也叫Wto- Wto

5、WtoWtoWtoWtoWo WtoWfuel=0.001 0.001 0.002 0.016 0.103 0.000 0.003 0.049 = 0.175Wto5 .根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值Wto80000 lbs100000 lbs120000 lbsWfuel14000 lbs17500lbs21000lbsWpayload14600 lbs14600 lbs14600 lbsempty avail51400 lbs67900lbs84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6 .所以最终求得的重量数据:W-empty18688 kg0.608Wfu

6、el5376 kg0.175W payload6650 kg0.216Wto30723 kg1推重比和翼载的初步确定界限线图着陆距离进近速度抗风要求0.80.70.60.5 - L，0.40.3巡航0.2巡航1平衡场长比 重 推需二航mfLF帆，:时也知尤 司仟君 tg打附 HJIO-Url - Al i吟阳山6000翼载荷(N/m2)阶段爬于飞距离地毯图4x 10地毯图5.5o <量重飞起大最3000W/S40005000T/W0.1巡航10.5 , 抗风要求6000/於/一/二着陆距离“1平衡场长107000-,8000进近速度在融1个集,1不觥坨.1:-廷HL事法耳砧M盘比AStB

7、ES “比飞机交01于HEM馨娇珀B)于,制篁又不独安堂1;£1于 制篁庭率出JnUftn串虫量曲,宇fl对幅度1地思*骷ttlT YrrMS12、,一 “一 2.、一 .选取真载何W/S=4500 N/m ;推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比 T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753,单发才t力为：5376kg=118521b参考同类型飞机ARJ-21 ERJ170 CRJ70破择发动机型号为通用电气 CF34-8TF34CF34-1CF34-3CF34-8CF34-10Length103 inDiartieter49 in57 inDry weight1

8、,625 -1,670 lb2,408 - 2,600 lb3700 lbCompressor1 fan14 HP stages1 fan10 HP stages1 fan + 3 LP stages9 HP stagesTurbine4 LP stages2 HP stages4 LP stages2 HP stages4 LP stages1 HP stageThrust at sea level9,220 Ibf13JS0- 14,510 lt>f18,285 -20,000P owe r-to-weight ratio5.6:15 3:15.2:1Overall pressure

9、 ratio at maxr power21:128:1 - 28.5:129:1Bypass ratio6215:15:1五、机身外形的初步设计1 .客舱布置单级：全经济舱14排 每排5人 共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱剖面图:1加12 .机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度4.32m中机身长度：13.97m后机身长度7.62m机身总长：25.9m上翘角：14deg长径比九=7.6 （M较低时，选用较小长径比）六.机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5p V2S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数C50.496 (翼载荷为4500N/m 2),选择

10、型号为NASA SC(2)-0404NASA SC(2)-0404。加 一-ClICOttierOther Simiiljii- Ainloib(USA,史鲁Q503 i口eg：J E rCxnM j"1 M iiT二怕Sf*期rlASA SC(2,J!O4-Di3NACA 16-0Q6 irpnjHTOfl ®HT05 归wmlGDE 443Clck plat for jpMtkig c河ml日厘前 wi ailaNeUlilGicWM：4 0%Ma if CL；口 495Camtac:0.5蛛MaK CL angln:6 QjTii-u.il ing edge aibg

11、le:8&aMan IUD:1£ 141lsw佃加日期：72 8%Msih UD jung Ib: 如 L4) Cl52 0L电Mng edge rjMfluB：。盹0 713lall angk*:0 5Zero- lift angte'i-151 .展弦比AR=82 .梯度比入=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：85.02_51.661.251.0"3.后掠角：A =25后掠角不能太多太小，变化如下图:0.03(UP0.01044.机翼厚度分布：平均厚度取 0.10变化如图：阻力发散M大约是0.81&

12、gt;0.8。5.机翼参数如下:面积 S=66.64m2展长 L=23.08m弦长= 25/Z(l + 2)=4.12m一 ”=1.65m气动弦长：=3.06m前缘后掠角：''=''J ./_'=1.54平均气动弦长到翼根距离为4.02m 机翼平面图如下：6 .机翼安装角：翼型迎角2 时CL=0.4818可取，iw=2° 扭转角采用负扭转：可以延缓翼梢气流失速。7 .米用上反角：增加侧向稳定性和荷兰滚稳定性。并且可以增加外挂和地面距离 据统计值，中平尾取上反角4。8 .翼梢形状：采用翼梢小翼结构，可以减少翼梢外气流漩涡效应，对漩涡进行遮挡，并

13、且翼梢涡在翼梢小翼上产生升力，方向向前，减少阻力。9 .内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计10 .增开装置选择：(ACL)(ACL) ?D = 0.85 cosA1/4=1.2 血力嘘飞-1*07 (C1m施飞，皿工)= 1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。襟翼相又t弦长C襟/C=0.35襟翼展长L襟二8m11 .副翼选择：根据统计，可取如下数据：S 副/S=0.0625c 副/c=0.25L 副/L=0.25偏角=30°12 .扰流片布置在后缘襟翼前面13 .燃油容积计算，根据公式:420必的小0.89%+049»)/幺

14、犬=5833kg>5376kg符合要求。14 .机翼到机身前头距离X.25 m.a.c=46%xLs=11.6815.机翼外形如图:尾翼1 .平尾外形参数:纵向机身容量参数：一）一， '=1.47其中:n;u,最大机身宽度上海机身长度.又v机翼参考面积gv机翼平均气动弦长由纵向机身容量参数与平尾容量的关系: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=4.352*32%=1.39其中：32%是重心变化范围取尾力臂 LH=50%lFuS=12.95m, AR=4.0,入=0.4, z =30由公式:其中：机翼面积 S=66.64M机翼平均 MAC=3.06M可得：平尾面

15、积 Si=21.88m2,展长l=9.36m, c根=3.3m,c 尖=1.32m,平尾 MAC=2.34m由统计值：升降舵弦长取Ce/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平尾形状如图:2 .垂尾尾外形参数:航向机身容量参数:=0.195其中：日如最大机身高度 上旧机身长度 人机翼参考面积公¥机翼展长由航向机身容量参数与垂尾容量的关系: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=0.098取尾力臂 Lv=50%LFUS=12.95m AR=1.5,入=0.8, x =30由公式:厂 Sy "S 4r

16、其中：机翼面积S=66.64Mf,机翼展长bw=23.08m 可得：S/S=17.4%垂尾面积 3=11.64m2,展长 l=4.2m, c 根=3.07m,c尖=2.46m,垂尾 MAC=2.77m由统计值：方向舵弦长取 Ce/C=0.30垂尾相对厚度t/c=0.09 其中：c为垂尾弦长，t为厚度垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾形状如图：七、发动机短舱初步布置已知：DF=49in涵道比仙=5总压比28最大使用马赫数0.8总空气流量Wa=666.6lb/s进气道唇口直径DIHDIH = 0.037WA+32.2在无风海平面和ISAF起飞额定推力的总空气流量Wa=666.6lb/sDIH =

17、0.037*666+32.2=56.84 in = 1.44 m主整流罩最大高度MhMh = 1.21DF风扇直径 DF=49in=1.22 mMh= 1.21 * 1.22m = 1.48 m主镇流罩长度LCLC = 2.36EF - 0.01(DFMmo)2最大出用马赫数Mmo=0.8LC = 2.36*1.22 - 0.01*(1.22*0.8)2 m = 2.87 m风扇出口处主整流罩直径DFODFO =(0.00036Wa5.84)2 =49.56 n =1.26mDMG_I2DMG =(0.000475 JWa4.5) =37in =0.94m核心发动机气流出口处整流罩直径DJ2.

18、2DJ = (18-55*k)0.5 Where K -<ln1 OPR取 DJ=0.94m燃气发生器后长度LABLABR 1m短舱轴线的偏角和安装角0°。偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角-2安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角八、起落架布置停机角16着落角防后倒立角主轮距前、主轮距高度个二17B =4.68mb=0.4Lfus=0.4 X 25.9=10.36m机轮布置Dud轮胎数目与尺寸主起落架前起落架40in * 14in24in * 7.7in九、重量估算与指标分配机身重量2 L f:）2M fus =C2 P（9.75 + 5.84 B f） -1.5（Bf+

19、Hf（Bf+HfL f机身长度（m） L f = 25.9 mB f机身最大宽度（m） B f = 3.4mH f机身最大Hj度 （m） H f = 3.4mC2 -增压机身系数,客机取0.79P 客舱内外压差，单位是巴（bar）,典型值0.58M fus = 3837 kg机翼重量（1）理想的基本结构重量Mipsh =3.0mM IPS=m C Um r1.50 .5 -m c - 1920 A S N r (1 - . ) sec s sec / f a1.250.53 s e L2m r =0 (1 0.34 九 +0.44 人)M 0A.M 0 =30723 kgA =8 2S -66

20、 .6m = 25 C= 0.4N =2.51.65 =4.125V D = 200 m / s= 0.1I .75.N rA M 02.5.5= 1.12(1 ：；.,) sec - sec .:10= 308 .310C 0.751 .5II S -r = 1 _0 .2 - (1 _ M ZW / M 0 ) = 0 .54mC =0.033 Cmr =0.0049(2)修正系数Cx =0.001 - 0.00150.0040.010.0040.0030.01_50.5+ 0.02 +0.005 -0.022 +0.03 -3.5 X10 X30723+0.020.0040.0120.0

21、070.00150.002 -0.0050005 = 0.0826(3)机身对机翼影响Cy =1.13(1 -5 2) -0.0027 (1 - 43 -)= 1:=B f / b =0.147(4)机翼总重M wing =Cy(m。mrCx)M。= 3702kg尾翼重量水平尾翼的重量：M H = 0.047 VD SH 1.24 = 431 kg垂直尾翼的重量：M V = 0.047 k12VDSV1.15 =158 kg动力装置重量M new =nC 3 M 3541 kg pow3 eng系统和设备重量M sys =C4M 0 = 4301 kg起落架重量M ig =Cig M 0 =1

22、383 kg使用项目重量85 nc F°p P =1520 kg cOP有效载荷M95 P M6650 kgpayloadfreight最大起飞重量M 0 = M机身+M商载+ M使用项目+ M机翼十M尾翼十M动力十 M起落架 十M系统和固定设备十M燃油=30723 kg重心位置的估算1 .各部件重心位置估算部件、载荷W (kg)X (m)机翼359012.17 (调整后 10.85)平尾、垂尾431+158=58925.12机身383712.43起落架138311.98发动机354118.92燃油537612.17固定设备576611.98 （调整后 6.58）启效载何665011

23、.98总和30732、(mgx)i由重心计算公式XG=得到XG=13.14mv (mg)i则重心在平均气动弦长的位置/口 13.14 -10.92,/得 Xg= X 100% =72.55 %3.062 .飞机重心位置的调整(1)调整机翼A_ 1$ =得 X机翼=1.32可知机翼需向前移动 1.32m即X机翼=12.17-1.32=10.85m(2)调整装载、设备得 X 装载= -5.4m得X装载=11.98-5.4=6.58m则得最终机翼重心为 XG=11.976m11 .975 -10 .92即 X G=X100% =34.48 %3.06十、气动特性分析1 .全机升力线斜率:为因子：=1

24、.29机翼的升力线斜率：仃工口 it = 2乃4厘/ （ /冗+ 2 ）=5.02=6.48全机的升力线斜率：其中：岁为校正常数，通常取值为3Z应为飞机机身的最大宽度；匕为机翼的展长；工,为外露机翼的平面面积:9”卬为全部机翼平面面积4dh =3.4m, b=23.08m , Snet= 56m2, Sgross=66.6m2, Ar=8最大升力系数：J =14*（1 + 0.064%）%=1.682 .后缘襟翼产生的升力增量：_ 2° + %如+5。助（/_1 Vac3 ALjiap-TE 勺四口加呼 一 ）C0$,%懈右皿是常数，对后缘襟翼取值为2.1X3用如为襟翼的偏转角；&#

25、39;/年机翼带襟垂段的展长（含穿过机身的部分）与全机翼展长的比例因子;册学二勺历；A.为机翼1/4弦线后掠角，单位是南度（说g）.当起飞时 Bflap =20° ,当着陆时 Bflap =45° , bf/b=0.7 , AQchd=25° 采用三缝襟翼可以计算的：起飞时升力增量为 0.6着陆时升力增量为1.33 .前缘襟翼产生的升力增量:C geo flap COS Qchd=0.33其中：bflap = 1.0fiSeo取值变为0.0470；竹须为前缘襟翼段屣长与全机翼展长的比例，定义同后缘襟翼一4.升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为：=0.049起飞时

26、升致阻力因子为：日翁卜仁詈W»OQO7=0.05着陆时升致阻力因子为：K 二与二 10”.” -0.000487 + 0,007=0.03775 .部件的湿润面积计算：机翼：5.1. =S外露"【L977 + °52(t/c)=56x (1.977+0.52x0.10 =113.6m2平尾：S,x=S 外露 1L977 + 0.52(t/c)=21.88x (1.977+0.52x0.06)=43.9m2垂尾：=Sffil77 + 0.52(t/c)=11.64x (1.977+0.52x0.08 =23.5m2机身:. 5 K I _ K=3.14=276.8其

27、中：其中：K= 7T (对于楠圆截面)N俯-俯视图面积/侧-俯视图面积短舱：£皿=£.(4俯+/制)/2=13.3m26 .巡航下的极曲线：(1) .摩擦阻力系数：.4Cf-nnb U(log1) (1 + cA/2)其中：工b. c,，楠乳取值分用为人0453任2帮，"0.M d=0.53;，州询妻琳歌为； 马版.湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：f 1 才'朋呼白了rur bkb )其中：Xmf=0.74, XT/Lb=0.1对机翼：Nr=1.81x10A7Cf=2.812x10A-3对平尾：Nr=1.38x10A7Cf=2.54x10A-3对垂尾：

28、Nr=1.64x10A7Cf=2.47x10A-3对机身：Nr=2.01x10A7Cf=2.40x10A-3对短舱:Nr=0.83x10A7G=2.76x10A-3.形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：*产 1 + 0 1 (I -0 E93蒜)2 + 4(" + 240("c)；=1.124垂尾形阻因子：%* =。.52十 4("6m + 240(“。)：=1.188其中：己ht=0.5WL为算面的平物相对厚度；彘为平尾安装位置因子，计算公式为乙=为以, 4为机身的最大商度：为为平尾安装位置的更对值,当平尾要装在机身上比4粟苴为平尾平面到机身豺面的柜

29、高；当平尾嫖在垂尾上时，4邛值为平尾平面到垂尾瓶的 距离。机身形阻因子：。市、r白丫如位=1 + 0.0025竽+ 60尸1)I)=1.154其中：lfuse=25.93m, dv=3.4m短舱形阻因子：中:117 1 + 0 一IX. nac ) _=1.37其中：dnac=1.4mLanc=2.87m(3).零升阻力： T J mH 一 f=1DO 1J甲=1.30566.64=0.0196其中：“是第i部件的形阻因子； 当是第田部件的摩擦系数；5、是第7部件的湿润面积.Sr是机翼参考面积.巡航下极曲线图：Cd=Cdo +Qi=0.0196+0.049C2图形如下：7.起飞着陆时时的极曲线

30、:.起飞时：(1) .摩擦阻力系数：ACf-b T79(log，) (1 + cM-)其中：A. b, c,，牖题取值分别为”055,片2,58, ”0441 rf = 0,58;此是当前询触的就教3山川孙M仙行弱上湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：CF 1 f rur t>lb )其中：Xmf=0.74, X7Lb=0.1, M=0.167 对机翼：Nr=0.49x10A7Cf=3.11x10A-3 对平尾：Nr=0.37x10A7Cf=3.27x10A-3 对垂尾：Nr=0.44x10A7Cf=3.18x10A-3 对机身：Nr=0.55x10A7Cf=3.06x10A-3 对短舱

31、：Nr=2.3x10A6(Xr/Lb=0.2)Cf=3.56x10A-3(2) .零升阻力：/¥ f 的设 i=ls0 FT(3) .起落架放下引起的阻力增量：AC.j,c = (2.85x10-5JT +0.294)ZJjLCj t,1Ztz/=0.0176襟翼放下引起的阻力增量为：1de ( c 器皿圾亡卜&=2.7x10A-5(5).起飞总阻力：CD=CDo+Gi+G-LG+CD0-flop=0.022+0.050C2+0.0176+0.0000272=0.0396+0.050C2(6).起飞时极曲线图：.着陆时：(1).摩擦阻力系数:J-0.58;0.294)A.Tt

32、arb(logNr / (1 + cAf 2 )其中：工及c. d为常羯取值分嬲M二(U53 4=2.58, c=0144,“是辅族魁的宵酬“二(p/勾孙财力飞行骑士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=0.53x10A7Cf=3.07x10A-3对平尾：Nr=0.40x10A7Cf=3.22x10A-3对垂尾：Nr=0.48x10A7Cf=3.13x10A-3对机身：Nr=0.59x10A7Cf=3.02x10A-3对短舱：Nr=0.24x10A7Cf=3.53x10A-3(Xr/Lb=0.15)(2) .零升阻力： 一 :二1J厅=0.022(3) .起落架放下引起的阻力增量