150座客机概念设计-总体设计报告总体客机飞机设计报告客机设计150座飞机

设计报告一、设计要求拟定150座客机概念设计相关说明：1.150座客机是市场占有率最高的主力机型(70%-80%)未来20年里，仅中国国内就有1400多架的市场需求，国际需求更高达20000多架当前市场上同类级别干线客机：波音-737空客-A320俄罗斯MS-21目标：打破传统航空制造商垄断全球航空客机150座级市场的格局，力争设计出一种更加安全，更加经济，更加环保，更加舒适的150座机干线客机。采用国际标准，以国内销售为主，打入国际市场，主要满足国内民航大中城市间和短程国际航线的运营需要。设计要求设计有效载荷：——150人(平均每人80kg)每人行李总重20kg——空勤人员：2名驾驶员(平均每人80kg，每人行李总重20kg)3名空乘(平均每人55kg，每人行李总重20kg)全部经济舱每人最大携带行李体积：座位有效长度：座位有效宽度：座位前后间距：通道宽度：最大起飞重量(MaximumTake-OffWeight)：最大着陆重量(MaximumLandingWeight)：动力装置选择：2台涡扇发动机飞行性能指标：——巡航速度(Cruisespeed)：M0.78——最大巡航速度(Maximumspeed)：M0.82——经济巡航高度：10700m——实用升限：12000m——最大载重航程(MaximumRange):：4500km，45分钟待机，10%燃油备份——主要任务段航程(Typicalmission(average)Ranges)：500km-1000km：45%1000km-2000km：45%>2000km：10%——以最大起飞重量起飞距离(TakeoffFieldLength,MTOW)：2200m——以最大着陆重量降落距离(LandingFieldLength，MLDW)：1600m——以最大着陆重量最大降落速度(Maximumlandingspeed(atMaximumLandingWeight)):<250km/h――飞机座舱增压系统：在巡航高度保持客舱内 1500m处大气压力——起降噪音：w110db――耗油量：w2.8升/百公里/座适航性规范：客机应遵循美国联邦适航条例（FAR）Part25和中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准（重量大于5700kg）CCAR25业务成本：比目前主要运营的150座级干线客机运营成本平均每座降低10%、全机布局设计尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置正常式布局•水平尾翼的气动力平尾对全机升力贡献的大小与重心的位置有关纵向静稳定性•优点与缺点技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大。上平尾（有利于减重）•避开机翼尾涡的不利干扰将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。•避开发动机尾喷流的不利干扰•有利于结构布置平尾安装在机身上对减轻结构重量有利垂尾的位置和数目•单垂尾•机身尾部机翼平面形状及在机身上安装的位置•大展弦比，A形后掠翼后掠翼的特点优点：-能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。缺点：-气动方面：在大后掠角和大梯形比情况下，大迎角时翼尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏。-对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。•下单翼优点V机翼结构可从客舱地板下穿过"起落架短、结构重量轻、易收放V发动机和襟翼易于检查和维修"安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲作用。不利因素：X机身机翼气动干扰较大X机翼离地近，吊舱安装困难。X部分客舱的座位的视线被机翼遮挡发动机数目和安装位置•发动机数目：双发（生存能力强）•安装位置：翼下吊挂发动机短舱发动机翼吊布局优点：-能减轻结构重量-载客量相同时机身长度小-发动机短舱安装高度小，便于维护；-飞机重心控制容易。进气道布局•短舱式：进气道短，内管损失小，机头便于装雷达天线起落架型式和收放位置•前三点式-适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。-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。-可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。-缺点是前轮可能出现前轮“摆振”现象。•前轮收入机身，后轮收入机翼中三、机身外形设计3.1民机客舱布置3.1.1客舱主要参数：当量直径和长度3.1.2内舱剖面形状与尺寸 形状：圆形（表面面积小，有利于减少摩擦阻力。 对于气密舱，有利于承受内压。）――宽度：每排座椅数（3+3）,座椅宽度（500mm,过道数（1）,过道宽度（480mm――高度：地板高度（2361）、客舱高度（3872mm内舱剖面形状见下图：根据同类飞机数据，取地板高度为387261%2361mm3.1.3客舱长度——每排座数（3+3）、总人数（150）、排距（825mm）——厨房、衣帽间（每侧共两个，前后各一个，且可以互换）――登机门（2,每侧前后各一个）、应急出口门（根据FAR25每侧2个I型和2个川型）3.1.5货舱参数前货舱装载4个LD2型集装箱，后货舱装载6个LD2型集装箱每个LD2型集装箱容积为：23391.5640.561.547 60.4231384.85in33.791m3所以货舱容积为：37.91m3机身外形初步设计机身设计的基本要求?装载要求：有足够大的内部容积-民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。-军机：机组、发动机安装、武器 ?气动要求：气动阻力小?结构要求：有利于结构布置-机翼、尾翼安装-发动机（尾吊布局）?适航要求－抗坠毁性-应急撤离机身中段设计当量直径计算：D中Dws2Csw2Ttp2HfwD中 机身当量直径Dws――并排座椅最大宽度，Dws50064803480mmCsw 扶手与侧壁间距，Csw50mmTtp――客舱装饰层厚度，Ttp26mmHfw――机身框结构高度，Hfw120mm总结得：D中3480 250 226 2120 3872mm客舱长度（中机身长度）计算：L中N1L|sN2LsfN3LbgN4LeeLmb――客舱长度（中机身长度）NNiLis——每侧座椅数X座椅排距 2578019500mmNNiLis——每侧座椅数X座椅排距 2578019500mmN2Lsf――每侧服务模块数X相应尺寸（这里主要指衣帽间、厨房、洗手间等，并假设它们的尺寸一致）29151830mmN3Lbg——每侧登机口数X登机门宽度 28701740mmN4Lee――每侧应急出口数X应急出口宽度2510（川型）1020mm总结得：L中195001830 17401020 24090mm2409038722409038726.223.2.2机身前后段设计lf lfc o参考同类飞机，—10.02，丁2.35,fc4.80°df df可得，L后lfc2.353872 9099.2mmL前lfL中L后10.023872 24090 9099.2 5608.24mm最终可以作出客舱整体布置图如下：mEJS3Baaaa3S二二二LOJ□s-□B口DO□w-_n3rmhhhmEJS3Baaaa3S二二二LOJ□s-□B口DO□w-_n3rmhhhrf-TiIsHLLHSB□BOBLLL,□uaSaE代表登机门，I带便应急出口，GW分别代表厨房和衣帽间，L代表盥洗室四、飞机主要参数计算4.1最大起飞重量•根据设计要求： 航程：Range=4500km――巡航速度：M=0.78――巡航高度：10700m 声速：576.4knots 有效载荷重量：^^emptyavail ^^emptyavail 38655kg-预估数据――耗油率：C0.6（函道比为6）――升阻比：L/D17.6-根据Breguet航程方程：lninitial RangeWfinal -M-CD代入数据：Range=4500kma576.4knots1067.4km/hC0.6lb/hr/lbL/D17.6M=0.78计算得：WfnitialWfnitialWfhai1.2023所以:所以:WfuelcruiseWtoWfuelcruiseWto1 0.168其中1.278 '其中'Wfuelcruise为巡航阶段所需燃油量WtoWto为最大起飞重量•燃油系数计算第一阶段引擎启动和余热WF1Wto0.001第二阶段滑跑Wf2Wto0.001第三阶段起飞Wf3Wo0.002第四阶段加速爬升至巡航高度Wf4Wo0.016第五阶段巡航（假设正常巡航）WfsWo0.185第六阶段下降（假设该阶段发动机关闭）WfsWo0.000第七阶段着陆Wf7Wo0.003剩余燃油所以，燃油系数为:W第七阶段着陆Wf7Wo0.003剩余燃油所以，燃油系数为:WFresWto0.049•根据重量估算过程，根据同类飞机，假设 3个最大起飞重量。对每个Wtotrial计算出相应的燃油重量，并计算使用空重 Wemptyavail，数据如下:Wtotrial Wtotrial 46000kgWfuel 11052kgWpayload 15425kg^Vemptyavail 19523kg曲线见下图64000kg 82000kg15378kg 19702kg15425kg 15425kg33197kg 46883kg最终求得的重量数据为：w。trial71211kgWfuel17131kgWpayload15425kg4.2推重比与翼载荷421用于绘制界限线的约束计算公式包括：起飞状态推重比约束平衡场长度约束第二爬升阶段下推重比约束进场速度对翼载的约束突风影响下翼载约束各参数计算如下：(11b 0.4536kg;1ft 0.3048m)预估翼载荷5700N/m2，推重比—0.3S0 Mg0则机翼面积S122.43m2预取：机翼1/4弦线后掠角1/4 25机翼平均相对厚度t/c11%增升装置采用双缝后退富勒襟翼飞机起飞离地马赫数Mn0.22•起飞距离ToL――正常起飞情况1.35 1.35 1/21.35 1.35 1/2ToLkeTclusMg0MgMgSCLUS0Hi[1TMgTOC\o"1-5"\h\z其中，涡扇喷气式飞机ke 0.1；CLUS为离地时升力系数，可近似为最大起飞升力系数的 80%CLUS 0.8(1.5 LETTET)COS1/4,其中，LET°4，TET°・71/4近似为机翼1/4弦线后掠角，此设计中取1/4 25设安全高度为15.3m,H1 170m最终得：ToL2273.90m•起飞平衡场长ASLASL0.82keMgASL0.82keMgCLUSS01.35TMg02.2最终得：ASL1800.42m-进场速度VVa1.3Vstall，其中VVa1.3Vstall，其中Vstall为飞机失速速度,nMld(m/s)Sclmax,LMld为飞机最大着陆重量，本设计中，由于航程取为 4500km，故Mld0.84Mto59817.24kgn为法向过载系数，取0.88为机场空气密度，取1.225kg/m3S为机翼面积CLmax,L为着陆状态时可以达到的最大升力系数，由于襟翼选型已定CLa0.6(1.5 LELTEL)COS1/4，其中，LEL0.65，TEL匸35最终得：V78.22m/s•着陆距离LLLL25.552LL25.5520.0255LlVa其中:1 5.591 5.591 5.591 5.59LlLl20.6tan 5.99―G 12T M00.38 亦8.Mg0ML其中： 为进场时下滑角，取3度；G为刹车系数，可取0.38.最终得：LL1774.1m•俯冲速度本设计中，V200m/s•离地升力系数CLUS0.8(1.5 LET TET)COS1/4匸89-起飞最大升力系数CLtmaxCLUSCLtmaxCLUS0.82.36-进场升力系数CLa0.6(1.5LELTEL)cOS1/4 ^9。-着陆最大升力系数CLlmax CLlmax CLa(1・320.94)2 2.84-发动机个数Ne2•涵道比R6-着陆重量比沁0.84MTO-爬升重量比0.99MTO-飞机类型因子Tf 1.2-翼型水平因子Af Af 0.1ClcM0 0.4Mfuelg其中：A0.95,其中：A0.95,Lc丄SV22所以：AfAfO.IClc0.90•机翼面积系数S0.1 0.617•浸润面积系数Rw5.5•机翼层流比例ci0.2•展弦比A9.46•后掠角1/4 25•梯形比函数f0.0062•机翼平均相对厚度t/c11%•第二阶段爬升推力Teo(已集成在程序中)CDcoMgCLUSCDcoMgCLUS0.71coCDco/CLUS其中:由于发动机个数为2台，上式中,2.74由于发动机个数为2台，上式中,2.74, 0.020coCDcoKvo上式由爬升时升阻极曲线特性确定： CD Cdco(Kv)oCl2CdcoCDZ CDT,CDZ是巡航状态零升阻力系数， CDT是由于襟翼打开引起的阻力增量其中：Cdt(0.03Ff0.004)/A0.33 0.01524由相应的运算中间公式，—0.9973Mn0.22最终得：Cdz0.0180所以，(Cd)co0.0332

（Kv）o的计算由公式可得：（Kv）o0.0438所以，一CO1.45610所以，Teo184346.16N•第二阶段爬升推力Teo与海平面静推力To的关系TcoT0C0其中:C01.15264418(1"(0.6aTcoT0C0其中:C01.15264418(1"(0.6a0.04R)W~SCLUS0.50.5)由相应的数据和公式可以计算得： C00.933最终得，海平面静推力T0 197584.31N-巡航爬升阶段状态下推重比约束（爬升到 11km高度过程）见“BCtheory”3.2.4■突风影响下翼载约束Mg2.7VDAS21/2(0.320.16A/cos1/4)1(Mn1/4)该部分约束可以由界限图直接看出对以上预估计算的数据进行适当的放松（数据放松见界限线图输入数据）作出界限线图

界眼战團-U5k-oT-n:n■=ECO商斤％二2d幸叮UGERjm忙*軸和*1心OE3IXKUGZl翫3E<100-ij-iI-!i；界眼战團-U5k-oT-n:n■=ECO商斤％二2d幸叮UGERjm忙*軸和*1心OE3IXKUGZl翫3E<100-ij-iI-!i；'■tn?_i7MTrp-^MMK£MKHMW■JjHDEHUMWwraKEl3mmraKHnn追部?極闵「由界限线图确定推重比和翼载荷的一般原则，翼载荷的值尽量靠右，推重比的值尽量靠下，最终，选取:Mg25800N/mMgo0.31五、发动机选择由上面飞机主要参数，得发动机海平面静推力T0.31Mg 0.3171211 9.8 2163369N由于选取的是双发发动机，所以单发发动机推力为： 1081685N涵道比为6飞行状态耗油率为：cc(10.15R0'65)10.2810.063R2Mn065 2 008c0.7(10.156.)1 0.281 0.0636 0.22 0.378925. 0.40选择高涵道比涡扇发动机，因为：1.耗油率较低2.用于强调使用经济性的中、大型旅客机和运输机3.巡航速度较大，M数0.78根据已有的发动机型号，选择CFM56-5A1六、机翼外形设计6.1翼型初步设计6.1.1超临界翼型气动特点：1.跨音速流时，激波强度明显减弱，并靠近翼型后缘位置。2.低头力矩较大。因而广泛适用于喷气式运输机和公务机6.1.2确定设计升力系数W1设计升力系数通常指飞机巡航时的升力系数值 5Sq在初步设计时，近似认为ClCi本例中，cl71211本例中，cl712119.8120.32120.50.378925 0.78296.4740.57146.1.3在设计升力系数附近阻力越小越好6.1.4较好的失速特性：选取升力系数较高，失速过程较缓和的翼型。对于本设计中，要求相对弯度尽量大些，且前缘不应过尖，可以选取小钝头或者圆头形，这样可以减缓分离过程。6.1.5俯仰力矩系数应较低或中等大小适宜，以防止过高的配平阻力6.1.6翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重量和内部布置，尤其对于本文中的客机来说，因而应尽量选取相对厚度较大，且最大厚度位置应与结构的布置相配的翼型6.1.7根据统计值，对于亚声速飞机，翼型相对厚度-应尽量选取在12%c左右，同时相对弯度可大些以满足最大升力系数要求以下为可以考虑的一些典型的超临界翼型。NASASC(2)-0412DFVLRR-4transonicairfoilFX60-126左右，同时相对弯度可大些以满足最大升力系数要求以下为可以考虑的一些典型的超临界翼型。NASASC(2)-0412DFVLRR-4transonicairfoilFX60-126FX60-126-1GOE4306.2机翼外形初步设计•机翼面积：S120.32m2•展弦比：AR9.461•—弦线后掠角：1/4254•梯形比： 空0.3c根根据以上已知数据，可以计算得到•展长：丨,ARS.9.46120.32 33.74m•根弦长：C根2S2120.325.486ml(1)33.74(1 0.3)•尖弦长：C尖。根0.35.486 1.646m-前缘后掠角：前arctg(tg仙1 /AR1)27.6°•机翼平均气动力弦长：MAC4.48m（由下文作图法确定）平均气动力弦长的作图法如下（不考虑内翼后缘扩展的情况下）：

msms5.486 1648单位：m对于本设计中，实际还应当有内翼后缘，即根部处的弦长应当加长，一方面便于起落架的布置，一方面可降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。实质上，此时机翼变位多段式机翼，要分别对每一段进行作图法确定每一分段的平均气动弦长后再确定整个机翼的平均气动弦长修形后的平均气动弦长见如下图-对于高亚声速运输机，一般用三个或更多的翼型来定义机翼厚度的分布——位置：1个在机翼机身连接部，一个在翼尖；在二者之间再定义一个或几个翼型。――目的：使机翼上表面等压线的后掠角更均匀，以提高机翼的阻力发散马赫数。初步确定翼根和翼尖的相对厚度为： £根14%tc尖10%•机翼平均厚度t.cAVt根t尖13.0%c根5•机翼安装角根据统计值预取为2°•机翼扭转角参考同类飞机（A320737等），采取负扭转角3°•机翼上反角主要根据统计值，综合考虑下单翼会减弱侧向稳定性及后掠翼会增加侧向稳定性，因而预取为5°•采用翼梢小翼有利于减阻，增加航程，减少耗油量，但增加的重量却很少•增升装置、副翼与扰流板设计由上文计算数据算得的 Clmax起飞和Clmax着陆以及现代喷气式运输机的原则，选取前缘开缝襟翼，后缘双缝襟翼。后缘襟翼相关参数选取如下：相对弦长：C襟/C根据作图确定襟翼展长：L襟根据作图确定偏转角：襟45°副翼的参数参考统计数据相对面积：旦0.05~0.07S相对弦长：钊0.20~0.25c相对展长：》°.20~0.40偏角：副25~30扰流板一般位于后缘襟翼前面•机翼梁的布置前梁：25%玄线位置后梁：62.5%弦线位置•机翼内燃油容积估算燃油容积近似估算公式：420bSt/c10.89 0.492/AR18207.96kg该数值略大于燃油系数法中估算得到的燃油重量，符合要求。注：暂无法确定的参数均参考同类飞机最终得，机翼整体外形图为如下七、尾翼外形设计7.1平尾设计（平尾容量法）Wfus Lfus3.87238.797441）纵向机身容量参数： 1.079Swcw 120.324.482） 查纵向机身容量参数与平尾容量关系图查得每单位重心范围的平尾容量为3.7由于本设计选取的机型为喷气式运输机，所以重心范围为 32%则平尾容量为：Vh3.732%1.1843） 预估尾力臂长度lH50%38.79744 19.399m4） 计算平尾面积cVhSc1.184120.324.48 ““2Sh— 32.90m2lH 19.3995）平尾外形设计参考同类飞机，取平尾的参数如下：•展弦比：ARh4.151--弦线后掠角：1/430°4-梯形比:0.4•展长：lH、ARnSh.4.1532.9011.68m•根弦长：c根2Sh 232.90 ,cc—Ih(1h) 11.68(1 0.4)H.UzlTJ11•尖弦长：c尖Hc根0.44.0241.610m-前缘后掠角：前arctg(tg仙1H/ARh1-机翼平均气动力弦长：MAC2.927m-相对厚度：-c0.08-升降舵弦长：ce0.30c-升降舵面积：S升降舵 027Sh .6）平尾草图C尖C艮根据以上已知数据，可以计算得到H)34.2°/7.2垂尾设计（垂尾容量法）1）航向机身容量参数:Hfusl±^3872^2879744。.1）航向机身容量参数:SWbW 120.3233.742）查航向机身容量参数与垂尾容量关系图查得垂尾容量为Vv 0.076由于为翼吊式布局，且机身相对机翼较大，又参考同类大量飞机数据并考虑到单发停车后的安全情况来看，将计算值进行适当的放大，取垂尾容量为VV0.1103） 预估垂尾力臂可近似认为与平尾力臂相等，lv50%38.7974419.399m4） 计算垂尾面积Sv沁O'1012°3233・74 23.01m2lv 19.3995） 垂尾外形设计参考同类飞机，取平尾的参数如下：•展弦比：AFV2.341--弦线后掠角：1/4340455555艮-梯形比:V0.32根据以上已知数据，可以计算得到•展长：lV AR,SV ,2.3423.017.34m•根弦长:2SV 223.10c根 4.768mlv(1v) 7.34(1 0.32)•尖弦长:c尖 vC根 0.323.951.526m•前缘后掠角： 前arctg(tg仙1v/AR1v)41.8°-机翼平均气动力弦长： MAC3.418m-相对厚度：-0.08c-方向舵弦长：至0.28cS方向舵-方向舵面积： 0.24七、总体布置7.1发动机短舱设计•米用分离式短舱•米用分离式短舱-短舱几何参数输入数据：风扇直径：Df发动机长度：L函道比： 6总压比：OPR最大使用马赫数:1.83m 72.05n2.51m98.82n26.5Mmo0.8852lb/s无风海平面和ISA下起飞额定推力总空气流量： Wa386.47kg/s852lb/s输出短舱参数数据：进气道唇口直径：DIH0.037Wa32.2 63.724in 1.62m主整流罩最大高度： Mh1.21Df2.2143m主整流罩长度：LC2.36Df0.01(DfMmo)2 136.81in 3.475m风扇出口处主整流罩直径： DFO(0.00036Wa5.84)21.498m1.219m核心发动机气流进口处整流罩直径：DMG(0.000475Wa4.5)21.219m核心发动机气流出口处整流罩直径：2.2DJ(1855K)0.5 0.488，其中，KIn」1OPR燃气发生器后体长度：LABDMGDJ0.231.608m短舱整体图如下：短舱与机翼连接图如下:•展向位置：对于双发，取在35%勺半展长处•短舱轴线和安装角：偏角-2°，安装角0°7.2起落架布置•停机角:2°TOC\o"1-5"\h\z•着地角： 着陆安装，暂取 14°•防后倒立角：为防止飞机在着陆或者起飞过程中发生尾部倒立事故， 角不能过小； 角也不能过大，过大会造成前轮载荷过大，起飞时抬头困难，致使起飞滑跑距离延长。因此取 15°•前主起落架与主起落架机轮之间的纵向距离b:根据同类飞机数据，预取前主轮距b13.5m满足三准则预估前轮承受起飞重量的15%,则据此可以算出；前轮至飞机重心的纵向距离：a11.475m•主起落架轮距B:根据同类飞机数据，预取主起轮距B7.10m满足三准则•起落架高度h:即飞机重心到地面的距离参照同类飞机数据以及下文中重心的计算， h1.46145%3.8723.20m满足三准则起落架布置图见下图：M•:机轮布置图见下图:•机轮布置由于Wto71211kg 1569911b，根据选择轮胎的一般规则，前起落架轮胎数为2,轮胎直径Dt24in0.6096m，轮胎宽度dt7.7in0.19558m;主起落架轮胎数为2,轮胎直径Dt40in1.016m，宽度dt14in0.3566m八、重量重心计算8.1重量计算基于统计方法的重量方程•机身重量2Lf 2Mfusc2p(9.755.84Bf) - 1.5BfHf7576.47kgBfHf•机翼重量Mwing CymcmrCxM°,其中，m。mr为理想基本结构重量与全机重量的比值，Cx为修正系数，包括由非理想结构带来的惩罚修正系数和次级机翼结

构带来的修正系数的总和，Cy为考虑到机翼穿过机身结构时引入的系数，M。为全集重量。它们的计算公式分别如下:me1920A1.5S0.5Nr(1 )secsecme1920A1.5S0.5Nr(1 )secsec/0.0444，其中— 175112嘗75M°1 25secsec0.5105360091761.51 0.2 1MZW/M0 0.5594mr3S1.250^ 1 0.34 0.440.25m0a2.20.5SA0.72mr3S1.250^ 1 0.34 0.440.25m0a2.20.5SA0.7220.006367CxCxi0.10116Cy21.13 15 0.00271431.05,其中Bf/b0.1148所以，综上，机翼总重MwingCym所以，综上，机翼总重MwingCymemrCxM011361.53kg-尾翼重量水平尾翼的重量:Mh1240.047VdSh水平尾翼的重量:Mh1240.047VdSh.715.24kg垂直尾翼的重量:Mv0.065k12VDSv1.15480.95kg-动力装置重量Mpow nMpow nc3Meng6878.03kg，其中，按照已选发动机型号，发动机裸机重量Meng48601b 2204.5kg•系统和设备重量MsysC4M0 7833.21kg•起落架重量MlgC|gM0 2848.44kg•使用项目重量75ncFOpP75512150 2175kg•有效载荷Mpayload100PMfreight100 150 0 15000kg注：这里假设旅客所带行李已全部折算到每人的 20kg了-最大起飞重量M0M机身M商载M使用M机翼M尾翼M动力M起落架M系统和固定设备 M燃油7576.47 15000 217511361.53 715.24 480.95 6878.032848.44 7833.21 1713171999.87此时客机结构重量占全机最大起飞重量的比例为M结构7576.47 11361.53 715.24 480.952848.44结构 31.92%M。 71999.878.2重心估算详见飞机重心定位细目表根据同类飞机数据，预取本设计飞机机翼前缘顶点到机头的距离占全机距离（If38.79744m）的36.5%；根据同类飞机数据，中央油箱的体积取为4900L，为使飞机在使用中重心变化尽可能的小，中央油箱布置在起落架（即全机重心）后。1,2号主油箱的体积均取为4410L,且关于机身轴线对称。内翼段是用来布置内主油箱，机翼中段布置外主油箱，且内主油箱可以装载4881.67kg燃油，外主油箱装载621.30kg燃油。则主油箱重心位置可近似估为机翼半展长的 22%处弦长中点位置处；根据座舱布置图，当有效载荷满载且正常就座时，可以预估有效载荷的重心位置大致在机身中段的55%处；正常飞行时重心统计表如下：部件、载重mgx(9.8Nm)xmmg(9.8N)ymmgy(9.8Nm)机翼206450.3618.17111361.53平尾26932.9337.6558715.24垂尾 —18103.8237.6418:480.95机身128602.2416.97397576.47起落架50788.2517.83022848.44动力装置101543.1114.76346878.03燃油（中央油箱）109210.8717.83026125.05燃油（主油箱）95530.0018.005502.97有效载荷282865.5018.8577115000固定设备139667.7017.83027833.21基本空机重量状态的重心位置：206450.3626932.93 18103.82 128602.24 101543.11 139667.70 17.8302m11361.53 7576.47 715.24480.95 6878.03 7833.21计算得重心在25.58%平均气动弦长处，大致满足统计规律，不需要进行重心调整。飞机正常飞行时的重心位置为（假设此时为最大起飞状态）：

mgx.xG -18.0295mmgi九、气动特性分析9.1升力9.1.1升力线斜率CL CL_W其中，CL_W为机翼升力线斜率：cl_W2Ar