飛機總體設(shè)計課程設(shè)計

1、國內(nèi)使用的噴氣式公務(wù)機設(shè)計班級： 0111107 學(xué)號： 011110728 姓名： 于茂林 一、公務(wù)機設(shè)計要求類型國內(nèi)使用的噴氣式公務(wù)機。有效載重旅客612名，行李20kg/人。飛行性能：巡航速度： 0.6 - 0.8 M最大航程： 35004500km起飛場長： 小于14001600m著陸場長： 小于12001500m進場速度： 小于230km/h據(jù)世界知名的公務(wù)機雜志B&CA發(fā)布的2011 Purchase Planning Handbook，可以將公務(wù)機按照價格、航程、客艙容積等數(shù)據(jù)分為超輕型、輕型、中型、大型、超大型。根據(jù)設(shè)計要求，可以確定我們設(shè)計的公務(wù)機屬于輕型公務(wù)機：價格

2、在700-1800萬美元、航程在3148-5741公里、客艙容積在8.5-19.8立方米的公務(wù)機。與其他公務(wù)機相比，輕型公務(wù)機主要靠較低的價格、低廉的運營成本、在較短航程內(nèi)的高效率來取得競爭優(yōu)勢。由此，從中選出一些較主流機型作為參考2、 確定飛機總體布局1、參考機型龐巴迪航空：里爾45xr、里爾60xr巴西航空：飛鴻300、塞斯納航空：獎狀cj3機型座位數(shù)巡航速度M起飛場長m著陸場長m航程km最大起飛重量kg里爾45XR90.79153681136479752里爾60XR90.7916611042445410659飛鴻30090.77110089033468207獎狀CJ390.7296974

3、1312163002、可能的方案選擇：正常式前三點起落架T型平尾 / 高置平尾 + 單垂尾尾吊雙發(fā)渦輪噴氣發(fā)動機 / 翼吊雙發(fā)噴氣發(fā)動機 / 尾吊雙發(fā)噴氣發(fā)動機小后掠角梯形翼+下單翼 / 小后掠角T型翼+中單翼 / 直機翼+上單翼3、 最終定型及改進1）正常式、T型平尾、單垂尾避免機翼下洗氣流和螺旋漿滑流的影響：1、減小尾翼振動；2、減小尾翼結(jié)構(gòu)疲勞；3、避免發(fā)動機功率突然增加或減小引起的駕駛桿力變化 “失速”警告（安全因素） 外形美觀（市場因素）由于飛機較小，平尾不需要太大，對垂尾的結(jié)構(gòu)重量影響不大2）小后掠角梯形翼（帶翼梢小翼）、下單翼本次公務(wù)機設(shè)計續(xù)航速度0.6-0.8M，處于跨音速范圍

4、，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大約30左右，能有效地提高臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。翼梢小翼的功能是抵御飛機高速巡航飛行時翼尖空氣渦流對飛機形成的阻力作用，提高機翼的高速巡航效率，同時達(dá)到節(jié)油的效果。采用下單翼， 起落架短、易收放、結(jié)構(gòu)重量輕；發(fā)動機和襟翼易于檢查和維修；從安全考慮，強迫著陸時，機翼可起緩沖作用；更重要的是，因為公務(wù)機下部無貨物倉，減輕機翼結(jié)構(gòu)重量。3）尾吊雙發(fā)渦輪噴氣發(fā)動機，稍微偏上主要考慮對飛機的駕駛比較容易，座艙內(nèi)噪音較小，符合易操縱性和舒適性的要求。機翼升力系數(shù)大單發(fā)停車時，由于發(fā)動機離機身近，配平操縱較容易；起落架較短，可以減輕起落架重量。由于機翼與客

5、艙地板平齊有點偏高，為了使發(fā)動機的進氣不受影響，故將發(fā)動機安排的稍稍偏上。4）前三點起落架，主起落架安裝在機翼上適用于著陸速度較大的飛機，在著陸過程中操縱駕駛比較容易。具有起飛著陸時滑跑的穩(wěn)定性。 飛行員座艙視界的要求較容易滿足。 可使用較強烈的剎車，縮短滑跑距離。4、三視圖草圖三、主要參數(shù)的確定1、估計巡航階段燃油系數(shù)在重量估算中，最關(guān)鍵的是估算巡航階段燃油系數(shù)。根據(jù)設(shè)計要求：-航程Range=4000km;-巡航速度：M=0.7；-巡航高度：12000m；-聲速：a=576.4kts(296.5m/s)；預(yù)估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)）：-耗油率C=0.6（涵道比假設(shè)為6）-升阻比L/D=14.6

6、根據(jù)Breguet方程：計算得：所以：Wfuel cruise/Wto=1-1/1.246=0.197燃油系數(shù)主要由任務(wù)剖面中巡航階段確定，其它階段（除巡航階段以外）的燃油系數(shù)為：參照算例中各階段燃油系數(shù)2、估算飛機最大起飛重量（lb）每位乘客80kg并攜帶20kg行李Wto60,00035,00010,000Wfuel12,99011,077.52,165Wpayload2,4252,4252,425Wempty44,58521,497.55,140最終求得的重量數(shù)據(jù)：重量lb比例Wto235001Wfuel5087.750.2165Wpayload24250.1032Wempty15987

7、.250.68033、估算推重比和翼載荷根據(jù)界限線圖，選擇如下技術(shù)指標(biāo)：-翼載荷：W/S=3400N/m2-推重比：To/Wto=0.35(10N/kg)計算得：-機翼面積：S=31.35m2-發(fā)動機推力：To=37307.78N-單發(fā)推力：T'=18653.89N四、發(fā)動機選擇根據(jù)飛行高度和飛行速度選擇發(fā)動機類型根據(jù)巡航馬赫數(shù)M=0.7,飛行高度12000m，選擇渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。根據(jù)初始參數(shù)，查找出3個系列5種型號的發(fā)動機，簡介如下：（一）、TFE731系列 由美國霍尼爾有限公司研制的雙轉(zhuǎn)子齒輪傳動渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。該型發(fā)動機按照噴氣公務(wù)機的主要要求（噪聲小、性能好、經(jīng)濟、安全可靠）制

8、造。它的設(shè)計點為H=12200m，M=0.8。并同時將發(fā)動機的維修性與性能和質(zhì)量放在同等重要的位置。TFE7314 (起飛推力1815daN) 曾用于“獎狀”生產(chǎn)型公務(wù)機。TFE7315 (起飛推力1915daN) 擁有更高的涵道比風(fēng)扇，采用了新型的低壓渦輪驅(qū)動。曾用于“霍克”125800型飛機。TFE73140200G (起飛推力1890daN) 采用TFE7315的風(fēng)扇，用了新的高壓氣機，高壓渦輪和齒輪箱。曾用于”灣流”100型飛機。（二）、PW500系列 由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一種大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。它繼承了JT15D發(fā)動機的優(yōu)點，在可靠性、壽命方面也比較好。PW

9、545B (起飛推力1775daN) 該系列最新型的一臺發(fā)動機，曾用于塞斯納“獎狀”XLS飛機。（三）、PW300 系列 同為普·特公司研制的一種雙轉(zhuǎn)子中等涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。它的研制主要針對那種高速、低成本、跨大陸飛行的公務(wù)機。PW305A (起飛推力2081daN) 曾用于龐巴迪公司的“利爾噴氣”60飛機。型號推重比單位迎面推力（）耗油涵道比巡航耗油率（·）可靠維修性及壽命價格（）（）4.974504：性能安全可靠，使用壽命好萬（）5.054284：.：.同一系列，性能上有改進.萬（）4.764690：同一系列，性能上有改進萬（）4.73420：易維修，翻修時間長，使

10、用壽命長萬（）5.252816：使用成本低，可靠性高萬參照以上表格的分析，在推重比和可靠維修性方面，五種發(fā)動機都不錯。對于PW305A，雖然在推重比和耗油方面有著優(yōu)越的特性，但其迎面推力還是比較低的，不能把它放入優(yōu)選的行列。PW545B的靜推力較小，因此以上兩臺發(fā)動機作為在推力需要較大調(diào)整時的選擇對象。TFE73140200G的推重比在三個中低了一點兒，但它有著不俗的靜推力和耗油率，這也是我們很需要的。所以將TFE73140200G作為首選對象所以將TFE73140200G作為首選對象，其它兩臺可作為適當(dāng)調(diào)整備選對象。在今后的設(shè)計過程中將更適合的發(fā)動機裝配給飛機。技術(shù)數(shù)據(jù)最大起飛推力 (daN

11、) TFE7314 1815TFE7315 1915TFE73140200G 1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE7314 413TFE7315 425TFE73140200G 449起飛耗油率（kg/(daN·h)）TFE7315 0.494TFE73140200G 0.481巡航耗油率（kg/(daN·h)）TFE7314 0.786TFE7315 0.792TFE73140200G 0.748推重比TFE7314 4.97TFE7315 5.05TFE73140200G 約4.76空氣流量（海平面，靜態(tài)，kg/s）TFE7315 64.86T

12、FE73140200G 65.77涵道比TFE7315 3.48TFE73140200G 2.90總增壓比TFE7315 17.5TFE73140200G 22渦輪進口溫度(最大起飛狀態(tài)，)TFE7315 952TFE73140200G 1022進口直徑(mm)TFE7314 716TFE7315 754TFE73140200G 716寬度(mm)TFE7314 869TFE7315 858TFE73140200G 847長度（mm）TFE7314 1464TFE7315 1652TFE73140200G 1547干質(zhì)量(kg)TFE7314 373TFE7315 387TFE73140200

13、G 406五、機身外形設(shè)計1、中機身設(shè)計飛機典型座椅寬度座椅寬度：23英寸典型過道寬度：19英寸座椅與機艙邊距：10英寸在完成客艙布置基礎(chǔ)上，將客艙內(nèi)壁向外增加100140mm 公務(wù)機底板下無貨運集裝箱座椅排距：38英寸（9人5排）廚房衛(wèi)生間（客艙后部）考慮到座椅和廚衛(wèi)，加間距4英寸考慮公務(wù)機的舒適性，在第一排前部布置一張桌子，同時左側(cè)空間用于布置乘客登機門，位于機身左側(cè)，桌子長度取20英寸。故中機身總長度：2、前機身設(shè)計參考同類飛機前機身長徑比，確定本機前機身長徑比為1.9前機身長度：3、后機身設(shè)計參考同類飛機后機身長徑比，確定本機后機身長徑比為3后機身長度：尾部上翹角：11°機身

14、總長度：L=702英寸長徑比：=7.4六、機翼外形設(shè)計1、翼型選擇設(shè)計升力系數(shù)： 在初步設(shè)計時，近似認(rèn)為Cl三維機翼的升力系數(shù) cl翼型的升力系數(shù)-翼載荷：Wto/S=3400N/m2 ; -機翼面積：S=31.35m2;-巡航速度：M=0.7； -巡航高度：12000m；得到升力系數(shù)根據(jù)設(shè)計升力系數(shù)選出合適的翼型 采用NACA6翼型，參考翼型數(shù)據(jù)網(wǎng)站由后續(xù)的相對厚度范圍10-16%選擇原則：1、翼型在其設(shè)計升力系數(shù)附近，具有最有利的壓力分布，其阻力系數(shù)最小，升阻比也比較大。2、在設(shè)計升力系數(shù)附近阻力越小越好。3、較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和。4、俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等

15、大小為宜，以防止過高的配平阻力；5、翼型的結(jié)構(gòu)高度盡可能大，以利于減輕結(jié)構(gòu)重量和內(nèi)部布置；綜上，選擇NACA 65(1)-4122、機翼平面形狀的設(shè)計展弦比AR機翼的展弦比 AR=l2/S 大小對機翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)、零升阻力系數(shù)和升力線斜率方面的氣動特性都有影響，總的來說，亞聲速飛機適宜采用較大的展弦比，公務(wù)機5.0-8.8。飛機類型展弦比（AR）輕型飛機5.08.0渦槳支線客機11.012.8公務(wù)機5.08.8噴氣運輸機7.09.5超聲速戰(zhàn)斗機2.55.0AR=8算的L=15.8m梯形比當(dāng)=0.4時，升力分布接近橢圓形，故許多低速飛機為0.4左右； 減小，可減輕機翼結(jié)構(gòu)重量；減小，有利于布置

16、起落架； 小對防止翼尖失速不利。飛機類型梯形比輕型飛機1.00.6渦槳支線客機0.60.4公務(wù)機0.60.4噴氣運輸機0.40.2超聲速戰(zhàn)斗機0.50.2=0.4后掠角對于亞聲速飛機： =0或< 15o (用于調(diào)整重心）對于高亞聲速飛機：= 2540°；可以提高臨M界數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生。雖然是亞聲速飛機，但是參照所已有機型，將后掠角適當(dāng)增加1/4=25°相對厚度 噴氣運輸機機翼厚度的典型分布由上圖，翼根處（t/c)=15%，轉(zhuǎn)折處（t/c）=12%，翼尖處（t/s）=11%，噴氣運輸機和公務(wù)機的平均相對厚度一般在10至12之間，取平均相對厚度為12%。阻力發(fā)散馬赫數(shù)0

17、.775>0.7,符合要求。機翼參數(shù)面積S=31.35m2展長L=15.8m弦長 氣動弦長前緣后掠角平均氣動弦到翼根距離機翼平面圖如圖：3、機翼其他布局參數(shù)安裝角翼型迎角5°時CL=0.511可取，iw=5°(CL，Des巡航時所需的升力系數(shù))統(tǒng)計值噴氣客機： 1º5.3º戰(zhàn)斗機： -1º3.6º扭轉(zhuǎn)角采用幾何扭轉(zhuǎn)-負(fù)扭轉(zhuǎn)：從翼根至翼尖， iw 逐漸減小。公務(wù)機、噴氣運輸機：負(fù)扭轉(zhuǎn)角 0º7º取扭轉(zhuǎn)角為4°上反角在概念設(shè)計階段，主要依據(jù)統(tǒng)計值。統(tǒng)計值的大小與飛機布局型式有關(guān)。亞聲速后掠翼+下單翼，可

18、取3°-7°對于“T”平尾和下單翼布局，上反角為3º左右。故取上反角3°飛機類型下單翼中單翼上單翼直機翼5º7º2º4º0º2º亞聲速后掠翼3º7º-2º2º-5º2º超聲速后掠翼0º5º-5º0º-5º0º翼梢小翼采用翼梢小翼，可以減少翼梢外氣流漩渦效應(yīng)，對翼梢處的旋渦進行遮擋，翼梢小翼設(shè)計成有彎度，翼梢渦在小翼產(chǎn)生升力，這個升力方向向前，可減小總阻力。內(nèi)翼后緣拓展目的：增加

19、根部弦長，便于起落架的布置；可降低根部弦剖面升力系數(shù)，便于氣動設(shè)計。增升裝置 Clmax起飛 = 1.07 (Clmax起飛 - CLmax)=1.37 Clmax著陸 = 1.07 (Clmax著陸- CLmax)=1.37根據(jù)計算結(jié)果選擇襟翼類型和尺寸，同時參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)，渦槳支線客機、公務(wù)機和噴氣運輸機一般采用雙縫襟翼。故采用雙縫襟翼-襟翼相對弦長C襟/C=35% 襟翼展長L襟=5m襟翼型式相對弦長偏轉(zhuǎn)角CLmax對應(yīng)Clmax的開裂式0%25%50°60°0.6-0.8（=13-14°）后退式30%40%40°50°1.31.4（=13&

20、#176;）雙縫式30%40%40°50°1.41.5（=12°）多縫式35%45%50°60°1.61.8（=12°）副翼參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)：相對面積 S副/S = 0.06 相對弦長 c副/c = 0.25相對展長 L副/L = 0.35偏角 d副 = 25° 統(tǒng)計數(shù)據(jù):副翼的相對展長與相對弦長 擾流片功用：當(dāng)非對稱打開時，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。當(dāng)在飛行中對稱打開時，可增加阻力，起減速作用和增加下降速率。當(dāng)在著陸時對稱打開時，可增加阻力，縮短著陸距離。公務(wù)機和噴氣運輸機一般配置有繞流板。位置：一般位于后緣襟翼的前面機翼梁在概念設(shè)計階

21、段需定義機翼前、后粱的位置。確定前、后粱位置要考慮的因素：結(jié)構(gòu)高度襟翼尺寸和操縱機構(gòu)所需的空間副翼尺寸和操縱機構(gòu)所需的空間燃油容積典型的前、后粱位置前粱：1622弦長處，取20%后梁： 6075弦長處，取65%燃油容積通常公務(wù)機和運輸機的機翼要容納所有的燃油。燃油一般裝入由前、后粱和蒙皮上表面和下表面構(gòu)成的空間內(nèi)。燃油容積近似計算：符合要求。機翼縱向位置初步確定X.25 m.a.c=56%*LFus=9.99m7、 尾翼外形設(shè)計1、平尾容量縱向機身容量參數(shù)：其中，Wfus 最大機身寬度 Lfus 機身長度 SW 機翼參考面積 CW 機翼平均氣動弦長由縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系：公務(wù)機的重

22、心變化范圍為18%可以得到平尾容量為VH=4.4*18%=0.7922、垂尾容量航向機身容量參數(shù)：（Hfus2)(Lfus)/swbw=0.210其中 Hfus最大機身高度 Lfus機身長度 Sw機翼參考面積 bw機翼展長由航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系：可以得到：垂尾容量Vv=0.093、預(yù)估尾力臂的長度發(fā)動機安裝在機身后部，尾力臂=（45-50%）L機身取尾力臂LV=50%LFUS=8.915m根據(jù)尾容量和尾力臂長度，計算平尾和垂尾的面積平尾的面積：VH=SH/S*lH/cVH : 平尾容量SH : 平尾面積 可得SH=5.85m2；S ： 機翼面積lH ： 尾力臂c ： 平均氣動弦長垂

23、尾的面積VV=SV/S*lV/bwVV : 垂尾容量SV : 垂尾面積S： 機翼面積 可得SV =5m2；lV： 垂尾力臂bW： 機翼翼展4、確定平尾和垂尾的外形數(shù)據(jù)由平尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計值：取展弦比AR=4；梯形比=0.40；升降舵弦長 ce/c=0.35；相對厚度t/c=0.8；后掠角=32.5；由公式可得平尾：展長L=4.84;C根=1.73m；C尖=0.69m;MAC=1.29m;由垂尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計值：取展弦比AR=1.0；梯形比=0.50；方向舵弦長 ce/c=0.30；相對厚度t/c=0.8；后掠角=45°；由公式可得垂尾：展長 L=2.24m； C根=2.98m； C尖=1

24、.49; MAC=2.32m；5、繪制平尾和垂尾的外形草圖平尾：垂尾：八、發(fā)動機短艙初步布置已知：風(fēng)扇直徑DF=0.847m； 涵道比= 2.90；總壓比OPR=22； 最大使用馬赫數(shù)MMO=0.7； 總空氣流量Wa= 144.694lb/s進氣道唇口直徑DIH = 0.037Wa+32.2=0.954m;主整流罩最大高度MH = 1.21DF=1.02m;主鎮(zhèn)流罩長度LC = 2.36DF - 0.01(DF*MMO)2=2.0m;風(fēng)扇出口處主整流罩直徑DFO=（0.00036Wa+5.84)2 =0.912m; DMG=（0.000475Wa+4.5)2 = 0.561m;核心發(fā)動機氣流出

25、口處整流罩直徑DJ = (18-55*k)0.5 取DJ=0.4m；燃?xì)獍l(fā)生器后長度LAB=（DMG-DJ）/0.23=0.7m;短艙軸線的偏角和安裝角考慮到機翼的下洗現(xiàn)象，進氣道軸線應(yīng)該與來流基本一致。為減小發(fā)動機短艙、吊掛與機身之間的干擾阻力，應(yīng)使短艙與機身之間距離有最佳的最小距離。 為了減少機身尾部的氣流死區(qū)，降低底部阻力，將發(fā)動機短艙軸線向外（尾部向內(nèi)）偏一角度。9、 起落架布置1、起落架配置形式選擇起落架的布置形式主要有前三點式和后三點式，其各自的優(yōu)缺點如下：后三點式：主支點在飛機重心（質(zhì)心）之前，在低速飛機上采用較多；后三點式起落架固有的缺點就是在著陸時操縱困難，并有可能產(chǎn)生向前倒

26、立的危險； 后三點起落架的飛機，起飛和著陸滑跑時不穩(wěn)定前三點式：廣泛用于著陸速度較大的飛機，在著陸過程中操縱駕駛比較容易，具有滑跑穩(wěn)定性 ；由于機身處于接近水平的位置，故飛行員座艙視界的要求較容易滿足 ；著陸滑跑時，可以使用較強烈的剎車，有利于縮短滑跑距離 ；缺點在于前輪可能出現(xiàn)自激振蕩現(xiàn)象，即前輪“擺振”，所以需要加減擺器我們設(shè)計的公務(wù)機，要求操縱簡單，起降性能好，安全性高。綜合前三點式和后三點式的優(yōu)缺點，我們選擇前三點式起落架。2、確定起落架主要幾何參數(shù)主輪距 ： B前、主輪距： b停機角 ： Y著地角 ： j防后倒立角 ：g高度 ： h 停機角停機角通常取值范圍：=0° 4&#

27、176;這里取 = 2°著地角按飛機所需要的著陸迎角確定因為：著陸=+安裝所以：>著陸-安裝-取=16°防后倒立角防后倒立角的取值=+12°取=17°前、主輪距b原則：1 、前輪所承受的載荷為起飛重量6 20（最佳值815） 2 、b=（0.3-0.4）L機身 3 、要與防后倒立角相協(xié)調(diào)取前輪承受5%的重量，主輪承受95%的重量b=0.4L機身=7.13m；a=95%b=6.77m；c=5%b=0.36m；起落架高度h原則：1、根據(jù)防后倒立角g和著地角 j； 2、在機體上安裝和收藏位置的需要；h=c/tang=0.36/tan17°=1.

28、18m;起落架寬度B飛機滑行時急劇轉(zhuǎn)彎有側(cè)翻趨勢，最小的主輪距應(yīng)該滿足不致使飛機側(cè)向翻倒的要求。防側(cè)翻角一般不大于55度。主輪距要與機翼或機身的連接件和收藏空間協(xié)調(diào)。防側(cè)翻角防側(cè)翻角一般不大于55度。取=50°；機輪布置輪胎數(shù)目與尺寸主起落架Dt x bt27.6in x 9.3in 2個前起落架Dt x bt17in x 5.5in 2個9、 重量估計1、 機身重量Lf機身長度（m）；Bf機身最大寬度（m）；Hf機身最大高度（m）；C2增壓機身系數(shù)，對于客機取0.79；p客艙內(nèi)外壓差，單位是巴（bar），典型值0.58。Mfus=1171kg2、機翼重量（1）理想的基本結(jié)構(gòu)重量MI

29、PSr為考慮慣性卸載影響的因子，計算公式為： 機翼上未安裝發(fā)動機（2）修正系數(shù)由非理想結(jié)構(gòu)帶來的懲罰修正系數(shù)和次級機翼結(jié)構(gòu)帶來的修正系數(shù)的總和為Cx。（3）機身對機翼影響考慮到機翼結(jié)構(gòu)穿過機身結(jié)構(gòu)，當(dāng)機身變寬時機翼重量會加重。引入系數(shù)Cy：（4） 機翼總重3、尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：VD設(shè)計俯沖速度，客機的典型值為200m/s。SH 平尾面積； SV 垂尾面積；K12 為尾翼布局系數(shù)，范圍為1.0-1.5，根據(jù)平尾的安裝位置來選擇。若平尾安裝于機身尾段， K12 選擇為1.0；若為T型尾翼，K12 選擇為1.5。4、動力裝置重量動力裝置重量包括發(fā)動機、安裝、排氣系統(tǒng)、短艙等重量

30、，計算公式為：n 發(fā)動機數(shù)量。C3為推進系統(tǒng)安裝系數(shù)，對于噴氣運輸機一般取1.56。Meng為發(fā)動機裸機重量，若未知，可按下式估算：BPR為涵道比T0為海平面最大靜推力5、系統(tǒng)和設(shè)備重量各種系統(tǒng)（但不含起落裝置）和設(shè)備重量之和為：C4取決于飛機類型的系數(shù)：短程客機一般取0.14；中程客機取11；遠(yuǎn)程客機取86、起落架重量Clg對于客機一般取4-4.5%左右7、使用項目重量包括機組人員重量（含機組人員需要的相關(guān)物品）、安全設(shè)備（應(yīng)急氧氣和救生艇）、裝貨設(shè)備、水、食品等其中P是乘客人數(shù)，nC是機組人員人數(shù)，F(xiàn)OP是一個取決于航程的系數(shù)，對于中短程客機取12，對于遠(yuǎn)程客機和公務(wù)機取16。8、有效載荷

31、其中：95乘客平均體重（約75kg）與平均行李重量（約20kg）之和；P飛機載客人數(shù)；Mfreight不含旅客和行李的貨運重量。9、 最大起飛重量10、重心位置估算部件、載荷W（kg）X（m）機翼13448.91平尾、垂尾17420.13機身11718.56（0.48）起落架480(全機重心)動力裝置101213.55燃油23088.91固定設(shè)備1492(全機重心)有效載荷116910.70(0.60)總和9150由重心計算公式xG= 得到xG=7.9則重心在平均氣動弦長的位置得 統(tǒng)計規(guī)律對于翼吊布局，重心大約在25平均氣動弦長處左右。對于尾吊布局，重心大約在35平均氣動弦長處左右。重心調(diào)整若

32、重心估算的結(jié)果表明，基本空機重量不符合上述統(tǒng)計規(guī)律，需調(diào)整機翼位置。x機翼=-0.6m最終機翼重心為xG=8.31m十一、氣動特性分析1、全機升力線斜率：全機升力線斜率CL的計算公式：=6.43CL_w為機翼升力線斜率: =5.02為因子：=1.28為校正常數(shù)，通常取值為3.2；其中：dh為飛機機身的最大寬度；b為機翼的展長； Snet為外露機翼的平面面積；Sgross 為全部機翼平面面積。dh=2.413m；b=15.8m； Snet=25.77m2 ； Sgross =31.35m2；最大升力系數(shù)：= 1.57 其中regs取值0。 2、后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量：Clmax為增升裝置二維剖面

33、的最大升力增量；Sflapped為流經(jīng)增升裝置的流場所覆蓋的機翼面積；HL為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時，對于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。增升裝置二維剖面最大升力增量的估算由于是雙縫襟翼所以取 Clmax=1.6Sflapped/Sw=0.633; HL=17°；不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量可以表示為（三維）:飛行狀態(tài) | 襟翼類型單縫襟翼雙縫/富勒式襟翼一般起飛狀態(tài)7°10°最大重量起飛15°20°著陸狀態(tài)35°45°一般起飛狀態(tài)升力增量為：0.242最大重量起飛時升力增量為：0.484著

34、陸狀態(tài)時升力增量：1.09；3、升致阻力因子:巡航構(gòu)型的升致阻力因子為：=0.049襟翼打開時的升致阻力因子 flap襟翼偏轉(zhuǎn)角度一般起飛狀態(tài)升致阻力因子:0.059最大重量起飛升致阻力因子:0.059著陸狀態(tài)時升致阻力因子:0.066：4、摩擦阻力湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計算公式為：湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：對機翼：NR=1.81x107 Cf=1.852x10-3對平尾：NR=1.38x107 Cf=1.932x10-3對垂尾：NR=0.48x107 Cf=2.292x10-3對機身：NR=0.59x107 Cf=2.215x10-3對短艙：NR=0.24x107 Cf=2.58

35、2x10-3?。╔T/Lb=0.4）5、壓差阻力-機身的壓差阻力因子為: =1.197K 為機身長細(xì)比，即機身長度與機身最大直徑之比-發(fā)動機短艙的壓差阻力因子： =1.132lnac/dnac發(fā)動機短艙的長度與直徑之比-機翼的壓差阻力因子（尾翼類似）：=1.473 (t/c) 為翼型的相對厚度；(x/c)m為翼型最大厚度處的相對位置; 取40%；m為最大厚度位置連線的后掠角; m=23.5°；M 為飛行馬赫數(shù)。-平尾的壓差阻力因子：t/c=0.08；(x/c)m=40%；m=24.9°Fwing=1.37；-垂尾的壓差阻力因子：t/c=0.08；(x/c)m=40%；m=3

36、6.1°；Fwing=1.331；6、干擾阻力 干擾阻力是通過干擾因子Q來計入的。-機身與機翼常規(guī)設(shè)計中，Q的取值范圍一般在1.0 1.2之間；取Q=1；-平尾和垂尾Q=1.2；-發(fā)動機短艙尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出20%，即1.26。7、各部件的零升阻力系數(shù)飛機各部件的廢阻系數(shù)為：表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件濕面積與機翼參考面積之比。第i個部件廢阻系數(shù)的計算公式為：其中：Swet,c為第i個部件濕面積； Sw為機翼參考面積。機翼廢阻系數(shù)=1.852*10-3*1.473*1*52.56/31.35=4.56*10-3平尾廢阻系數(shù)=1.932*10-3*1.37

37、*1.2*11.26/31.35=1.15*10-3垂尾廢阻系數(shù)=2.292*10-3*1.331*1.2*10.09/31.35=1.18*10-3機身廢阻系數(shù)=2.215*10-3*1.197*1x*12.16/31.35=9.47*10-3短艙廢阻系數(shù)=2.582*10-3*1.132*1.26*7.2/31.35=8.61*10-48、次項阻力次項阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。機翼次項阻力：機翼型阻的6%機身和尾翼次項阻力：機身型阻的7%發(fā)動機安裝次項阻力：短艙型阻的15%系統(tǒng)次項阻力：總型阻的3%駕駛艙風(fēng)擋：2% 3%的機身阻力機翼次項阻力=6%*4.56*10-3

38、=0.27*10-3機身次項阻力=7%*9.47*10-3=0.66*10-3尾翼次項阻力=7%*2.33*10-3=0.16*10-3發(fā)動機安裝次項阻力=15%*8.61*10-4=0.13*10-3系統(tǒng)次項阻力=3%*0.017=0.51*10-3駕駛艙風(fēng)擋次項阻力：2%*9.47*10-3=0.189*10-3總的次項阻力=1.919*10-39、總零升阻力各部件廢阻之和次項阻力=0.017+1.919*10-3=0.018910、配平阻力此處不計入配平阻力11、低速構(gòu)形的附加形阻低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量：多輪小車式：= 0.00722 WL為飛機最大起飛重量，單位lb；SW 為機翼參考面積，單位ft2襟翼