飞机总体设计大作业

1、精选优质文档-倾情为你奉上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一、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)飞行高度（m）ARJ-2178405000.82222511900CRJ-70070330000.78265611000ERJ82333412000二、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T

2、型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但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，避免过早出现波阻下单翼 ：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：航程:Range2800nm=5185.6km巡航速度:0.8M巡航高度:3500

3、0 ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s 2预估数据（参考统计数据）耗油率C0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5）升阻比L/D 143根据Breguet航程方程： 代入数据：Range = 1242nm；a = 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： 4燃油系数的计算 飞行任务剖面图 1Engine Start and Warmup2Taxi out3Take off4Climb5Cruise6Descent7Landing and Ta

4、xi in8Reserve Fuel总的燃油系数：5根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值80000 lbs lbs lbs14000 lbs 17500lbs21000lbs14600 lbs14600 lbs 14600 lbs51400 lbs67900lbs 84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6所以最终求得的重量数据：18688 kg0.6085376 kg0.1756650 kg0.21630723 kg1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=4500 ;推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比T/W=0.35 ,W=30723k

5、g 得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8五、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：2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7.6（M较低时，选用较小长径比）六机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5V²S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为450

6、0N/m ²），选择型号为NASA SC(2)-04041展弦比 AR=82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=66.64m2 展长L=23.08m 弦长 =4.12m =1.65m 气动弦长：=3.06m 前缘后掠角：=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

7、°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。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=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=0.2

8、5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：=5833kg>5376kg符合要求。14 机翼到机身前头距离: X.25 m.a.c=46%xLFus=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：=1.47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=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，=0.4，=30°由公式： 其中：机翼面积S=66.64M2，机翼平均MAC=3.06M可得：平尾面积SH=21.88m2,展长l=9

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： 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=0.098取尾力臂LV=50%LFUS=12.95m，AR=1.5，=0.8，=30°由公式：其中：机翼面积S=66.64M2，机翼展长bw=23.08m 可得：Sv/S=17.4%,垂尾面积Sv=11.64m2,展长l=4.2m，c根=3.07m，c尖=2

10、.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=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ISA下起飞额定推力的总空气流量Wa=666.6lb/sDIH = 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.

11、21 * 1.22m = 1.48 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*1.22 - 0.01*(1.22*0.8)2 m = 2.87 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 取DJ=0.94m燃气发生器后长度LABLAB取1m短舱轴线的偏角和安装角偏角：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°。八、起落架布置前三点式停机角 着落角 防后倒立角主轮距4.68m前、主轮距b

12、=0.4Lfus=0.4×25.9=10.36m高度3.0m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个九、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3702kg尾翼重量水平尾翼的重量：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重心位置的估算1 各部件重心位置估算部件、载

13、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）有效载荷665011.98总和30732 由重心计算公式xG=得到xG=13.14m则重心在平均气动弦长的位置得G=×100=72.552.飞机重心位置的调整（1）调整机翼得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、设备得装载=-5.4m 得x装载=11.98-5.4=6.58m则得

14、最终机翼重心为xG=11.976m即G=×100=34.48 十、气动特性分析1.全机升力线斜率： 为因子： =1.29 机翼的升力线斜率： =5.02 全机的升力线斜率： =6.48 其中： dh =3.4m，b=23.08m，Snet = 56m2，Sgross=66.6m2，AR=8 最大升力系数： =1.682.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：

15、 bflap=1.0 4. 升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为： =0.049 起飞时升致阻力因子为： =0.05 着陆时升致阻力因子为: =0.03775. 部件的湿润面积计算： 机翼： =56x（1.977+0.52x0.10）=113.6m2 平尾： =21.88x（1.977+0.52x0.06）=43.9m2 垂尾： = 11.64x（1.977+0.52x0.08）=23.5m2 机身： K=3.14 =276.8 其中： 短舱： =13.3m26.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

16、 对机翼： NR=1.81x107 Cf=2.812x10-3 对平尾： NR=1.38x107 Cf=2.54x10-3 对垂尾： NR=1.64x107 Cf=2.47x10-3 对机身： NR=2.01x107 Cf=2.40x10-3 对短舱： NR=0.83x107 Cf=2.76x10-3 (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： =1.188 其中：ht=0.5 机身形阻因子： =1.154 其中：lfuse=25.93m，dv=3.4m 短舱形阻因子： =1.37 其中：dnac=1.4m Lanc=2.87m (3).零升阻

17、力： =1.305/66.64=0.0196 其中: (4).巡航下极曲线图： CD =CD0 +CDi =0.0196+0.049CL2 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，M=0.167 对机翼： NR=0.49x107 Cf=3.11x10-3 对平尾： NR=0.37x107 Cf=3.27x10-3 对垂尾： NR=0.44x107 Cf=3.18x10-3 对机身： NR=0.55x107 Cf=3.06x10-3 对短舱： NR=2.3x106 Cf

18、=3.56x10-3 （XT/Lb=0.2） (2).零升阻力： =0.022 (3).起落架放下引起的阻力增量： =0.0176 (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 =0.022+0.050CL2+0.0176+0. =0.0396+0.050CL2 (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=0.53x107 Cf=3.07x10-3 对平尾： NR=0.

19、40x107 Cf=3.22x10-3 对垂尾： NR=0.48x107 Cf=3.13x10-3 对机身： NR=0.59x107 Cf=3.02x10-3 对短舱： NR=0.24x107 Cf=3.53x10-3 （XT/Lb=0.15） (2).零升阻力： =0.022 (3).起落架放下引起的阻力增量： =0.0176 (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 =0.022+0.0377CL2+0.0176+0.00014 =0.0396+0.0377CL2 (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=0.022 (2).襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量: =2.7x10-5