飞行器总体设计报告

1、精选优质文档-倾情为你奉上 飞机总体设计报告大型固定翼客机设计报告2010-12-8大型固定翼客机设计报告飞行器设计要求150座级客机概念设计题目：先进，环保，150座客机1客舱1. 150座2. 两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in）3. 单级 32in排距 没有出口限制2 典型载荷225磅/乘客3 最大航程2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225英镑/乘客4 巡航速度10.78M2最好：0.8M5 最大使用高度 43000(13115m) 1英尺=0.305m6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

2、=0.5144m/s7起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量7000 (2135m)海平面 86华氏度飞机的总体布局1. 与所设计要求相近的飞机资料飞机型号载荷(kg)起飞重量(kg)巡航速度(M)航程(km)B737-80016300790100.7855665A320-10015000770000.785700C91915600725000.7-0.855592. 确定飞机构型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3三面图(草图)机身外形的初步设计1客舱布置混合级：头等舱 12人 3排 每排4人 座椅宽度

3、：28in过道宽度：27in座椅排距：36in经济舱 23排 每排6人 共138人 座椅宽度：20in 过道宽度：19in座椅排距：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：14deg确定主要参数1 重量的预估1根据设计要求：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预估数据（参

4、考统计数据）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Breguet航程方程： 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： 4燃油系数的计算 飞行任务剖面图 1Engine Start and Warmup2Taxi out3Take off4Climb5Cruise6Descent7Landing and Taxi in8Reserve Fuel总的燃油系数：5根据同类飞机，假

5、设3个最大起飞重量值100,000 lbs150,000 lbs200,000 lbs25900 lbs38850 lbs51800 lbs33750 lbs33750 lbs33750 lbs40350 lbs77400 lbs lbs重量关系图交点：(,93009)6所以最终求得的重量数据：93009 lbs0.54444306 lns0.25933750 lbs0.197 lbs1二、推重比和翼载的初步确定界限线图地毯图选取翼载荷W/S=5150 ;推重比T/W=0.31发动机选择 CompanyCFMIEngine Type CFM 56 Engine Model 5A1TO (ISA

6、 SLS)Thrust2500 lbFlatt rating30.0 °CBypass ratio6.00Pressure ratio26.50Mass flow852lb/sSFC0.33 lb/hr/lbCLIBMMax thrust5670 lbCRUSIEAltitude 35000 ftMach number0.8SFC0.596 lb/hr/lbDIMENSIONSLength2.510 mFan Diameter1.830 mBasic eng.wt4860 lbLayoutNumber of shafts 2机翼外形初步设计一翼型：设计升力系数计算：由 W=L=qSC

7、L-可得CL=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的Cl等于三维机翼的CL因此：Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)2)=0.471选择NASA SC(2)-0410超临界翼型： 其参数如下： 二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°后掠角不能太多太小，变化如下图： 4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>0.8。5机翼参数如下： 面积S=147.6m2

8、展长L=37.45m 弦长 =5.63m =2.25m 气动弦长：=4.18m 前缘后掠角：=0.511 平均气动弦长到翼根距离为8.25m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. 采用上反角： 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，并且翼梢涡在翼梢小翼上产生升力，方向向前，减少阻力。图如下： 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

9、面升力系数，便于气动设计。如下图： 10增升装置选择： =1.2=1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。襟翼相对弦长C襟/C=0.35襟翼展长L襟=13.1m11.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：=22914.8kg符合要求。14 机翼到机身前头距离: X.25 m.a.c=46%xLFus=18.34m15. 机翼平面图： 三尾翼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

10、%=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=23.5%,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 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所以平尾图如下： 2垂尾尾外形参数：航向机身容量参数： =0.218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

11、=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所以垂尾图如下： 发动机短舱初步布置进气道唇口直径DIHDIH = 0.037Wa+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量Wa=852 lb/sDIH = 0.

12、037*852+32.2=63.7 in = 1.62 m主整流罩最大高度MHMH = 1.21DF风扇直径DF=1.83 mMH = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m主镇流罩长度LCLC = 2.36DF - 0.01(DFMMO)2最大使用马赫数MMO=0.8LC = 2.36*1.83 - 0.01*(1.83*0.8)2 m = 4.3 m风扇出口处主整流罩直径DFODMG核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where DJ 取1m燃气发生器后长度LABLAB取1m短舱翼吊安装展向位置位于34%的半展长处两发动机间距12.73m短舱轴线的偏

13、角和安装角偏角：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 0°。起落架布置前三点式停机角 着落角 防后倒立角主轮距7.8m前、主轮距12.84m高度3.4m机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架40in * 14in 2个前起落架24in * 7.7in 2个重量估算与指标分配机身重量机身长度 (m) 机身最大宽度 (m) 机身最大高度 (m) 增压机身系数，客机取0.79客舱内外压差，单位是巴 (bar), 典型值0.58机翼重量(1) 理想的基本结构重量MIPS(2) 修正系数(3) 机身对机翼影响(4) 机翼总重10553kg尾翼重量水平

14、尾翼的重量：垂直尾翼的重量：动力装置重量系统和设备重量起落架重量使用项目重量有效载荷最大起飞重量通过分析 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，得从而气动特性分析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： 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： 当起飞时 flap=20°，当着陆时 flap=45°，bf/b=0.7，Qchd=25° 采用三缝

15、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： =0.33 其中： bflap=1.0 4. 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： =140x（1.977+0.52x0.10）=284m2 平尾： =34.7x（1.977+0.52x0.06）=69.7m2 垂尾： = 14.5x（1.977+0.52x0.08）=29.4m2 机身： =3.14x(132+187)/2=500.9m2 其中： 短舱： =37.68m2

16、6.巡航下的极曲线： (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 对机翼： NR=2.63x107 Cf=2.27x10-3 对平尾： NR=1.96x107 Cf=2.37x10-3 对垂尾： NR=2.31x107 Cf=2.32x10-3 对机身： NR=2.93x107 Cf=2.27x10-3 对短舱： NR=1.14x107 Cf=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： =1.2 其中：lfus

17、e=39.87m，dv=5.5m 短舱形阻因子： =1.3 其中：dnac=2m Lanc=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：MREF=0.9 压缩性阻力： =4.16x10-4 其中： (5).巡航下极曲线图： CD =CD0+CDcomp+CDi =0.016+0.+0.042CL2 =0.0164+0.042CL2 图形如下： 7. 起飞着陆时时的极曲线：一. 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

18、，M=0.167 对机翼： NR=1.585x107 Cf=2.58x10-3 对平尾： NR=1.2x107 Cf=2.69x10-3 对垂尾： NR=1.424x107 Cf=2.62x10-3 对机身： NR=1.803x107 Cf=2.52x10-3 对短舱： NR=7.762x106 Cf=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 =0.01

19、9+0.0415CL2+0.01698+0. =0.036+0.0415CL2 (6).起飞时极曲线图： 二. 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=2x107 Cf=2.486x10-3 对平尾： NR=1.494x107 Cf=2.6x10-3 对垂尾： NR=1.758x107 Cf=2.536x10-3 对机身： NR=2.227x107 Cf=2.446x10-3 对短舱： NR=8.62x106 Cf=5.45x10-3 （XT/Lb=0.15） (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.第二阶段爬升单发停车时极曲线：(1). CD0=0.01845 (2).襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量: =2.7x10-5 (3).单发失效引起的阻力增量: 风车阻力： =(0.3x2.64)/147.6=0.005