飛機(jī)總體課程設(shè)計(jì)_第1頁(yè)
飛機(jī)總體課程設(shè)計(jì)_第2頁(yè)
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文檔簡(jiǎn)介

1、1. 重量估算與指標(biāo)分配以下計(jì)算過(guò)程的公式參照飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)81.1 機(jī)身重量估算USFA方法WF=1072.6WTOndz1050.286lF100.875BmFhmF10vc1000.3381.1 WF機(jī)身重量,kgWTO起飛重量,1684 kg;ndz設(shè)計(jì)過(guò)載,2;lF機(jī)身長(zhǎng)度,8.5 m;BmF機(jī)身最大寬度,1.9 m;hmF機(jī)身最大高度,1.6 m;vc設(shè)計(jì)巡航速度(EAS),290 km/h;此公式可用于速度550 km/h以下的飛機(jī)。代入數(shù)據(jù),算得機(jī)身重量WF=126.56kg。1.2 機(jī)翼重量計(jì)算采用USFA方法機(jī)翼重量:WW=308.964WTOndz1050.65ARcosw

2、0.250.57SW1000.611+2tCm0.36×1+vmax9260.50.993WW機(jī)翼重量,kgSW機(jī)翼面積,16 m2;AR機(jī)翼展弦比,11;w0.25機(jī)翼1/4弦線后掠角,4°;機(jī)翼根梢比,1.25;tCm機(jī)翼最大相對(duì)厚度,15%;vmax海平面最大平飛速度,300 km/h;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得機(jī)翼重量WW=104.88kg。1.3 尾翼重量計(jì)算采用USFA方法1.3.1 水平尾翼WH=379WTOndz1050.87SH1001.2lH100.483bHtHr0.50.458 SH平尾面積,2.28 m2;lH平尾力臂,4.25 m;bH平尾展長(zhǎng),3.02

3、m;tHr平尾根部剖面最大厚度,0.0672 m;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得水平尾翼重量WH=24.30kg。1.3.2 垂直尾翼WV=226WTOndz1050.87SV1001.2bVtVr0.50.458 SV垂尾面積,3.49m2;bV垂尾展長(zhǎng),2.36 m;tVr垂尾根部剖面最大厚度,0.1899 m;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得垂直尾翼重量WV=16.48kg。1.4 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙重量采用Torenbeek方法多發(fā)活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī):汽缸水平對(duì)置發(fā)動(dòng)機(jī):Wn=0.195PTONPTO發(fā)動(dòng)機(jī)起飛總功率,264.6kW;N發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量,2;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得單發(fā)重量Wn=25.80kg。雙發(fā)總重量為Wn=2=51

4、.60kg。1.5 起落架重量采用Torenbeek方法Wlg=KlgAlg+BlgWTO0.75+ClgWTO+DlgWTO1.5式中:Klg=1,下單翼飛機(jī);Klg=1.08,上單翼飛機(jī)。其中Alg,Blg,Clg,Dlg見(jiàn)下表 起落架重量計(jì)算系數(shù)表可知主起落架:Alg=9.1,Blg=0.082,Clg=0.019,Dlg=0;主起落架重量:Wlg主=62.65kg。前起落架:Alg=11.3,Blg=0,Clg=0.024,Dlg=0;前起落架重量:Wlg前=51.72kg。1.6 動(dòng)力裝置采用Torenbeek方法螺旋槳飛機(jī):Wpw=KpwWeng+0.146PTOKpw=1.16,

5、安裝在機(jī)身上的拉進(jìn)式單發(fā)螺旋槳飛機(jī);Kpw=1.35,多發(fā)螺旋槳飛機(jī);Weng發(fā)動(dòng)機(jī)重量,303lb=137.44kg;PTO發(fā)動(dòng)機(jī)起飛總功率,264.6kW;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得動(dòng)力裝置重量:Wpw=237.70kg。1.7 固定設(shè)備重量1.7.1 飛機(jī)操縱系統(tǒng)重量采用Cessna方法非復(fù)式操縱:Wfo=0.0168WTOWTO起飛重量,1684 kg;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得飛機(jī)操作系統(tǒng)重量Wfo=28.29kg。1.7.2 液壓、氣壓系統(tǒng)重量采用Torenbeek方法助力器操縱:Whps=0.007WDE+91WDE交付空機(jī)重量,983.57kg代入數(shù)據(jù),計(jì)算得液壓、氣壓系統(tǒng)重量:Whps=97.8

6、8kg。1.7.3 儀表和通信導(dǎo)航設(shè)備重量采用Torenbeek方法實(shí)用類螺旋槳飛機(jī):按儀表飛行規(guī)則(IFR):Wiae=5.44+9.1N+0.006WTON發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù),2;WTO起飛重量,1684 kg;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得儀表和通信導(dǎo)航設(shè)備重量:Wiae=33.74kg。1.7.4 電氣系統(tǒng)重量采用Cessna方法Wele=0.0268WTOWTO起飛重量,1684 kg;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得電氣系統(tǒng)重量:Wele=45.13kg。1.7.5 環(huán)控和防冰除冰系統(tǒng)重量采用USAF方法Wadi=0.204WTO0.52Npax+Ncrew0.68Wiae0.17MD0.08WTO起飛重量,1684

7、kg;Npax旅客數(shù)量,3人Ncrew空勤組人員,1人Wiae儀表和通信導(dǎo)航設(shè)備重量,33.74kgMD設(shè)計(jì)俯沖馬赫數(shù),0.25代入數(shù)據(jù),計(jì)算得環(huán)控和防冰除冰系統(tǒng)重量:Wadi=39.87kg。1.7.6 氧氣系統(tǒng)重量采用Torenbeek方法飛行高度7600m以下:Wox=9.1+0.227NpaxNpax旅客數(shù)量,3人代入數(shù)據(jù),計(jì)算得氧氣系統(tǒng)重量:Wox=9.78kg。1.7.7 內(nèi)設(shè)重量(座椅設(shè)備和裝飾重量)采用Cessna方法Wfur=0.275Npax+Ncrew1.145WTO0.489Npax旅客數(shù)量,3人Ncrew空勤組人員,1人WTO起飛重量,1684 kg;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得

8、內(nèi)設(shè)重量:Wfur=50.86kg。綜上,固定設(shè)備重量:Wsi=Wfo+Whps+Wiae+Wele+Wadi+Wox+Wfur=271.65kg 1.8 使用項(xiàng)目1.8.1 空勤組重量Wcrew=80+20=100kg1.8.2 應(yīng)急設(shè)備重量Wem=0.90Npax+NcrewNpax旅客數(shù)量,3人Ncrew空勤組人員,1人代入數(shù)據(jù),計(jì)算得應(yīng)急設(shè)備重量:Wem=3.6kg1.9 飛機(jī)主要重量表飛機(jī)主要重量表飛機(jī)各部分重量數(shù)值/kg占最大起飛重量比重使用空重比重機(jī)身重量126.567.49%11.66%機(jī)翼重量104.886.20%9.67%平尾重量24.301.44%2.24%垂尾重量16.

9、480.97%1.52%發(fā)動(dòng)機(jī)短艙重量51.603.05%4.76%主起落架重量62.653.71%5.77%前起落架重量51.723.06%4.77%動(dòng)力裝置重量237.7014.06%21.91%固定設(shè)備重量305.5518.07%28.16%基本空重981.4458.05%90.45%使用項(xiàng)目103.606.13%9.55%使用空重1085.0464.18%100.00%有效載荷27015.97%零燃油空重1355.0480.14%燃油重量335.719.86%起飛重量1690.74100.00%2. 飛機(jī)重心計(jì)算2.1 機(jī)翼重心機(jī)翼平均氣動(dòng)弦位置有如下圖關(guān)系。則:Y=l61+21+=1

10、3.276×1+2×1.251+1.25=3.44m設(shè)機(jī)翼平均氣動(dòng)弦前緣點(diǎn)距距機(jī)頭位置為xA,則可算出機(jī)翼翼根前緣位置為:x根前緣=xA-Ytan前緣=xA-0.0699m機(jī)翼重心如圖所示:則機(jī)翼重心為:xw=x根前緣+0.4L2tan前緣+40%CA =xA-0.0699m+0.4×13.272×tan4°+0.4×1.21=xA+0.5997m2.2 尾翼重心計(jì)算尾翼重心位置有如圖關(guān)系 :2.2.1 平尾重心計(jì)算平尾平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)位置為:Y=l61+21+=3.026×1+2×0.81+0.8=0.727m 依據(jù)

11、尾力臂,可以確定平尾翼根前緣點(diǎn)距機(jī)頭距離為:xH根前緣=xA+CA4+lH-CA.H4-Ytan前緣 =xA+0.5997+1.214+4.25-0.7574-0.727tan3.2°=xA+4.9223 m 則平尾重心為:xH=xH根前緣+0.38L2tan前緣+45%CA.H=xA+4.9223+0.38×3.022tan3.2°+0.45×0.757=xA+5.295m2.2.2 垂尾重心計(jì)算垂尾平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)位置為:Y=l61+21+=2.366×1+2×0.41+0.4=0.506m依據(jù)尾力臂,可以確定垂尾翼根前緣點(diǎn)距機(jī)頭距離

12、為:xH根前緣=xA+CA4+lH-CA.V4-Ytan前緣 =xA+1.214+4.25-1.584-0.506tan28.1°=xA+3.8873m則垂尾重心為:xV=xV根前緣+0.38L2tan前緣+45%CA.V=xA+3.8873+0.38×2.362tan28.1°+0.45×1.58=xA+4.8277m2.3 機(jī)身重心計(jì)算對(duì)于螺漿雙發(fā)拉進(jìn)式飛機(jī)可以取0.380.40l身xb=0.39l身=3.315m2.4 起落架重心計(jì)算假設(shè)起落架重心與全機(jī)重心重合。即:xl=xg2.5 動(dòng)力裝置重心計(jì)算注:此處動(dòng)力裝置包含發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)于雙發(fā)翼吊布局飛

13、機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)短艙展向安裝位置一般位于33%38%的半展長(zhǎng)處。可取35%半展長(zhǎng)位置。取其重心為短艙的中心處,距機(jī)翼前緣0.73m。則發(fā)動(dòng)機(jī)重心為:xT=x根前緣+0.35L2tan前緣+0.73=xA-0.0699+0.35×13.272tan4°+0.73=xA+0.7925m2.6 固定設(shè)備重心計(jì)算假設(shè)固定設(shè)備重心與全機(jī)重心重合。即:xs=xg2.7 燃油重心計(jì)算燃油全部裝在機(jī)翼,所以可以假設(shè)燃油重心與機(jī)翼重心重合即:xp=xw=xA+0.5997m2.8 有效載荷和使用項(xiàng)目重心計(jì)算后座布置在重心處,行李放在座位下,即認(rèn)為后座載荷與重心重合,即xu后=xg前座距后座重心45

14、.1英寸,即1.145m。則前座重心為xu前=xg-1.145 m。應(yīng)急設(shè)備放置在重心處,即xen=xg2.9 全機(jī)重心計(jì)算全機(jī)重心表部件重量/kg重心位置X/m對(duì)機(jī)頭力矩/kg.m機(jī)身126.56 3.315419.5464機(jī)翼104.88 Xa+0.5997104.88Xa+63.896536平尾24.30 Xa+5.29524.3Xa+128.6685垂尾16.48 Xa+4.827716.48Xa+79.560496起落架114.37Xg114.37Xg動(dòng)力裝置289.3Xa+0.7925289.3Xa+229.27025固定設(shè)備305.55Xg305.55Xg燃油重心335.7Xa+

15、0.5997335.7Xa+201.31929前座載荷190Xg-1.145190Xg-217.55后座載荷180Xg180Xg應(yīng)急設(shè)備3.60 Xg3.6Xg合力矩903.711472+770.66Xa+793.52Xg總重量1690.74 Xg1690.74Xg基本空重981.44 Xgo981.44Xgo基本空重時(shí)合力矩920.942182+434.96Xa+419.92Xg則可知按最大起飛重量計(jì)算時(shí):903.711472+770.66Xa+793.52Xg=1690.74Xg根據(jù)統(tǒng)計(jì)規(guī)律,對(duì)于翼吊布局飛機(jī),重心大約在25%的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)處左右:Xg-Xa=0.25CA=0.25

16、5;1.21=0.3025m解兩式得,最大起飛重量時(shí)重心位置:Xg=5.2986m機(jī)翼平均氣動(dòng)弦前緣點(diǎn)距距機(jī)頭位置:XA=4.9961m按基本空重計(jì)算時(shí):920.942182+434.96XA+419.92Xg=981.44Xg0計(jì)算得基本空重時(shí)重心位置:Xg0=5.4196m3. 氣動(dòng)特性分析3.1 全機(jī)零升迎角升力系數(shù)計(jì)算3.1.1 翼身組合體升力線斜率公式:CL_WF=KWFCL_WKWF翼身干擾因子,由下式確定:CL_W機(jī)翼升力線斜率,5.3165KWF=1+0.025dFb-0.25dF2b=0.9524dF機(jī)身當(dāng)量直徑,1.64m;b機(jī)翼翼展,13.27m;則翼身組合體升力線斜率:

17、CL_WF=5.0634;3.1.2 機(jī)翼零升迎角0,w=0+0ww0,com0,incom0翼型零升迎角,-1°;0w每度扭轉(zhuǎn)角引起的零升迎角增量;w機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角,0°;0,com0,incom壓縮性修正因子,1 ;則機(jī)翼零升迎角:0,w=-1°3.1.3 全機(jī)零升迎角升力系數(shù)CL0=CL0,WF+CL,HkqSHSH-0,HCL0,WF翼身組合體的零迎角升力系數(shù),由下面公式確定CL0,WF=W-0,WCL_W=5.3165W若以機(jī)翼弦線為基準(zhǔn)取迎角,則W=0;0,W機(jī)翼零升迎角,-1°;CL_WF翼身組合體升力線斜率,5.0634;CL,H平尾升力線斜

18、率,計(jì)算方法同機(jī)翼,4.1888SH平尾面積,2.28m2;S機(jī)翼面積,16m2;H若以機(jī)翼弦線為基準(zhǔn)取迎角,則H=0;0,H飛機(jī)零迎角時(shí)平尾處的下洗角,在襟翼收上狀態(tài),0,H=0則:CL0=CL0,WF+0=5.31653.2 全機(jī)升力線斜率計(jì)算3.2.1 機(jī)翼升力線斜率CL_W=2ARAR+2=2×1111+2=5.3165因子:=1+dhbSnetSgross+2CL_Wdh2Sgross校正常數(shù),通常取值為3.2;dh飛機(jī)機(jī)身的最大寬度,1.6m;b 機(jī)翼的展長(zhǎng),13.27m;Snet外漏機(jī)翼的平面面積:Sgross全部機(jī)翼面積,16 m2;外漏機(jī)翼的平面面積計(jì)算Snet=1

19、6-2×12×0.8×1.34+1.34-0.8tan4°=13.9 m2則=1+3.2×1.613.2713.916+2×5.3165×1.6216=1.253.2.2 全機(jī)升力線斜率CL計(jì)算公式:CL=CL_W則全機(jī)升力線斜率:CL=1.25×5.3165=6.64563.3 全機(jī)零升迎角計(jì)算公式:0,L=-CL0CL=-5.31656.6456=-0.8°3.4 全機(jī)最大升力系數(shù)3.4.1 機(jī)翼最大升力系數(shù)翼型最大升力系數(shù)Clmax=1.72機(jī)翼最大升力系數(shù)計(jì)算公式CLmax,W=CLmaxClma

20、xClmax+CLmaxCLmaxClmax查圖6-23,途中的前緣銳度參數(shù)y指順流向翼剖面的值,y=3.78單位%,則取CLmaxClmax=0.89;CLmaxM數(shù)修正量,前緣后掠角LE=5°,查圖6-25得CLmax=-0.15;則機(jī)翼最大升力系數(shù):CLmax,W=0.89×1.72-0.15=1.38083.4.2 全機(jī)最大升力系數(shù)計(jì)算公式:CLmax=CLmax,W-CL,WFWC+CL,HSHSCLmax1-dd+H-0,H后面幾項(xiàng)近似認(rèn)為0,則CLmax=CLmax,W=1.38083.5 增升裝置對(duì)升力的影響3.5.1 后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量后緣襟翼翼型最大

21、升力系數(shù)增量公式:Clmax=K1K2K3Clmax,baClmax,ba襟翼引起的翼型最大升力系數(shù)基本增量,見(jiàn)圖6-56 D線,1.18;K1襟翼弦長(zhǎng)修正因子,由圖6-57給出,取K1=1.2;K2襟翼偏角修正因子,由圖6-58給出,取K2=0.72;K3襟翼運(yùn)動(dòng)影響修正因子,對(duì)于開(kāi)裂襟翼或簡(jiǎn)單襟翼取K3=1.0;則Clmax=1.2×0.72×1×1.18=1.01952后緣襟翼中,簡(jiǎn)單襟翼不會(huì)引起弦長(zhǎng)的增加。前緣襟翼產(chǎn)生的升力增量3.5.2 前緣襟翼翼型最大升力系數(shù)增量公式:Clmax=Clmax,f1fmaxc'cClmax,f理論最大升力系數(shù)效率

22、,見(jiàn)圖6-60,橫坐標(biāo)0.20對(duì)應(yīng)Clmax,f=1.6;max計(jì)及未放襟翼是翼型前緣半徑與翼型相對(duì)厚度的最大升力系數(shù)修正因子,見(jiàn)圖6-61,取max=0.74計(jì)及實(shí)際前緣襟翼或縫翼偏角與基準(zhǔn)軸線之差的最大升力系數(shù)修正因子,見(jiàn)圖6-62,=0.84則Clmax=1.6×6×0.74×0.84×1.4=0.7291克魯格襟翼使用時(shí),不會(huì)引起機(jī)翼弦長(zhǎng)的增加。3.5.3 增升裝置對(duì)升力的影響前緣縫翼和后緣雙縫襟翼總增升效果為:Clmax=0.7291+1.01952=1.7486襟翼實(shí)際使用時(shí),升力增量的估算值與襟翼偏轉(zhuǎn)角有關(guān),可近似表示為下式:Cl=maxC

23、lmax=3055×1.7486=0.95384. 阻力計(jì)算4.1 升致阻力4.1.1 巡航構(gòu)型的升致阻力因子Kclean=1.05AR+0.007=0.03744.1.2 襟翼打開(kāi)時(shí)的升致阻力因子K=1.05+0.271AR-0.000487flap+0.007flap襟翼偏轉(zhuǎn)角度;1) 后緣襟翼:襟翼偏轉(zhuǎn)角度:flap=6 K后=1.05+0.271×11-0.000487×6+0.007=0.04502) 前緣襟翼:襟翼偏轉(zhuǎn)角度:flap=536K前=1.05+0.271×11-0.000487×536+0.007=0.450總升致阻力因

24、子:K總=K后+K前=0.045+0.045=0.094.2 摩擦阻力4.2.1 摩擦阻力系數(shù)湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計(jì)算公式為:Cf-turb=AlogNRb1+cM2d=0.455logNR2.581+0.144×0.2520.58式中:A=0.455,b=2.58,c=0.144,d=0.58;NR當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù),NR=Vl;M當(dāng)前馬赫數(shù);湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為:Cf=1-mfxTlbCf-turbxTlb層流比例,通常取值在0.10.4之間;lb部件的特征長(zhǎng)度;mf混合流動(dòng)比例常數(shù),通常取值為0.74,適用于層流比例小于0.4的情況;4.2.2 各部件摩擦阻

25、力系數(shù)1) 機(jī)翼:當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù):NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.2×0.00304=0.00259浸濕面積:Swet=S外漏1.977+0.52×0.15=13.9×2.055=28.5645m22) 平尾:當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù):NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.4×

26、;0.00304=0.00214浸濕面積:Swet=S外漏1.977+0.52×0.08=2.04×2.055=4.1922m23) 垂尾:當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù):NR=Vl=8.9×106Cf-turb=0.455log8.9+62.581+0.144×0.2520.58=0.003045Cf=1-0.74×0.4×0.003045=0.00214浸濕面積:Swet=S外漏1.977+0.52×0.08=3.01×2.055=6.1856m24) 機(jī)身:當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù):NR=Vl=4.0×106Cf

27、-turb=0.455log4+62.581+0.144×0.2520.58=0.00348Cf=1-0.74×0.2×0.00348=0.00296浸濕面積:Swet=S俯+S側(cè)2=×2.56+7.8522=16.3551m25) 短艙:當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù):NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.4×0.00304=0.00214浸濕面積:Swet=S俯+S側(cè)2=×0.5535+0.86582=2

28、.2294m2摩擦阻力系數(shù)計(jì)算表部件名稱系數(shù)浸濕面積系數(shù)*浸濕面積機(jī)翼0.0025928.56450.073982055平尾0.002144.19220.008971308垂尾0.002146.18560.013237184機(jī)身0.0029616.35510.048411096短艙0.002142.22940.004770916各部件系數(shù)×浸濕面積之和0.149372559則摩擦阻力系數(shù):CD0-f=i=15cfiSwetiSW=0.149416=0.00934.3 壓差阻力采用部件形狀因子的方法,計(jì)入壓差阻力。4.3.1 機(jī)身的壓差阻力因子Ffus=1+2.2K1.2-0.9K3=

29、1+2.25.21.2-0.95.23=1.29784K為機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比,即5.2;4.3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子Fnac=1+0.35lnacdnac=1+0.352.61=1.13410lnacdnac發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長(zhǎng)度與直徑之比,即2.61;翼面類部件的壓差阻力因子與其平均相對(duì)厚度及最大厚度位置的弦向比例有關(guān),還需要考慮飛行馬赫數(shù)的修正。4.3.3 機(jī)翼的壓差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相對(duì)厚度,15%;xcm翼型最大厚度處的相對(duì)位置,15%;m最大厚度位置連線的后掠角,4.3°;M飛行馬赫數(shù),0.25;代入

30、數(shù)據(jù),計(jì)算得機(jī)翼的壓差阻力因子:Fwing=1.722034.3.4 平尾的壓差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相對(duì)厚度,0.08;xcm翼型最大厚度處的相對(duì)位置,40%;m最大厚度位置連線的后掠角,2.8°;M飛行馬赫數(shù),0.25;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得平尾的壓差阻力因子:Fwing=1.173254.3.5 垂尾的壓差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相對(duì)厚度,0.09;xcm翼型最大厚度處的相對(duì)位置,30%;m最大厚度位置連線的后掠角,21.2°

31、;M飛行馬赫數(shù),0.25;代入數(shù)據(jù),計(jì)算得垂尾的壓差阻力因子:Fwing=1.214794.4 干擾阻力干擾阻力是通過(guò)干擾因子Q來(lái)計(jì)入的。機(jī)身與機(jī)翼:對(duì)于翼身融合良好的下單翼布局,Q=1.0;平尾和垂尾:Q=1.2;發(fā)動(dòng)機(jī)短艙:翼吊布局,Q可以取1.05;4.5 各部件的零升阻力系數(shù)4.5.1 飛機(jī)各部件的廢阻系數(shù)廢阻系數(shù):表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件浸濕面積與機(jī)翼參考面積之比。公式:CD0c=cfcFcQcSwet,cSwSwet,c部件浸濕面積;Sw機(jī)翼參考面積,16m2;代入之前算得數(shù)據(jù),得下表:各部件的廢阻系數(shù)表部件表面摩擦系數(shù)壓差阻力因子干擾阻力因子浸濕面積廢阻系

32、數(shù)機(jī)翼0.002591.72203128.56450.0079625平尾0.002141.173251.24.19220.0007894垂尾0.002141.214791.26.18560.0012060機(jī)身0.002961.29784116.35510.0039269短艙0.002141.13411.052.22940.0003551則各部件的廢阻系數(shù)和為:CD0c=0.01423984.5.2 次項(xiàng)阻力次項(xiàng)阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。機(jī)翼次項(xiàng)阻力:機(jī)翼型阻的6%,;機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力:機(jī)身型阻的7%;發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力:短艙型阻的15%;系統(tǒng)次項(xiàng)阻力:總型阻的3%;駕駛

33、艙風(fēng)擋:2% 3%的機(jī)身阻力;本設(shè)計(jì)機(jī)頭和駕駛艙風(fēng)擋流線型較好,所以取2%。則總的次項(xiàng)阻力:CD0c=6%×0.0079625+7%×0.0007894+0.0012060+0.0039269+15%×0.0003551+3%×0.0142398+2%×0.0039269=0.00145134.5.3 零升阻力總零升阻力各部件廢阻之和次項(xiàng)阻力;則:CD0=0.0142398+0.0014513=0.0156911 4.6 配平阻力配平阻力是由于平尾或鴨翼為產(chǎn)生配平力矩而的升力而引起的阻力,包括升致誘導(dǎo)阻力和型阻兩部分。現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)配平阻力一般占總

34、阻力的2或更少。取2%。4.7 壓縮性阻力飛機(jī)在跨聲速區(qū)飛行時(shí),當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界馬赫數(shù)Mcr時(shí),機(jī)翼上出現(xiàn)局部超過(guò)聲速的氣流,會(huì)產(chǎn)生跨聲速壓縮性阻力,使阻力增大。由于設(shè)計(jì)的是輕型飛機(jī),速度小,可以忽略壓縮性阻力。4.8 低速構(gòu)形的附加形阻4.8.1 起落架放下引起的阻力增量低速狀態(tài)下,起落架放下引起的阻力增量:雙輪式:CD-lg=1SW2.85×10-5WL+0.294=0.0214WL飛機(jī)最大起飛重量,1684kg;SW機(jī)翼參考面積,16m2;4.8.2 襟翼打開(kāi)引起的阻力增量1) 起飛時(shí)襟翼偏轉(zhuǎn)角為20°,則:SR2.4cos=1.1932.4cos20

35、6;=1.6254對(duì)于簡(jiǎn)單襟翼則根據(jù)下圖曲線可以得出:CDcos0.25=0.0875起飛構(gòu)形襟翼偏轉(zhuǎn)的附加形阻圖則起飛阻力增量為:CD=0.0875cos0.25=0.0875cos35°=0.10682) 著陸時(shí)襟翼偏轉(zhuǎn)角為45度,則:SR2.4cos=1.1932.4cos45°=2.16對(duì)于簡(jiǎn)單襟翼則根據(jù)下圖曲線可以得出:CDcos0.25=0.13著陸構(gòu)形襟翼偏轉(zhuǎn)的附加形阻圖則著陸阻力增量為:CD=0.13cos0.25=0.13cos35°=0.15874.9 單發(fā)失效引起的額外阻力為配平飛機(jī)的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。近似算法:零升阻力的5。即5%&

36、#215;0.0156911=0.0007834.10 總阻力計(jì)算4.10.1 巡航構(gòu)形總阻力零升阻力升致阻力壓縮性阻力配平阻力CD=CD0+CDi+CDcomp+CD,trim =1+2%CD0+KcleanCL2+CDcomp =1+2%×0.0156911+1+2%×0.0374×CL2+0 =0.016+0.038CL2 4.10.2 起飛構(gòu)形總阻力零升阻力升致阻力配平阻力起落架放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-LG+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-LG+CD0-flap =1

37、+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.0214+0.1068 =0.1442+0.0918CL2 4.10.3 著陸構(gòu)型總阻力零升阻力升致阻力配平阻力起落架放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-LG+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-LG+CD0-flap =1+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.0214+0.1587 =0.1961+0.0918CL2 4.10.4 第二階段爬升構(gòu)型(單發(fā)失效)總阻力=零升阻力+升

38、致阻力+配平阻力+襟翼放下(起飛位置)引起的阻力增量+單發(fā)失效引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-SX+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-SX+CD0-flap =1+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.000783+0.1068 =0.124+0.0918CL2 4.10.5 各構(gòu)形極曲線比較5. 性能分析5.1 商載航程性能巡航起始時(shí)飛機(jī)重量為:Winitial=0.97424×WTO巡航結(jié)束時(shí)飛機(jī)重量為:Wfinal=WTO-W燃油+0.037WTO則航程為:Range=VCL

39、DlnWinitialWfinal=156.7570.29×2÷3.6×15.6×lnWinitialWfinalV巡航速度,156.757單位(Knots);C巡航時(shí)單發(fā)耗油率,0.29kg/(kw.h)LD巡航升阻比,15.6;將數(shù)據(jù)輸入下表:關(guān)鍵點(diǎn)0點(diǎn)1點(diǎn)2點(diǎn)3點(diǎn)4點(diǎn)5點(diǎn)商載/kg270270270270900基本空重981.44981.44981.44981.44981.44981.44使用項(xiàng)目103.6103.6103.6103.6103.6103.6燃油重量28.8150300335.7335.7335.7起飛重量1383.841505.04

40、1655.041690.741510.741420.74巡航開(kāi)始重量1647.19 1471.82 1384.14 巡航結(jié)束重量1417.60 1230.94 1137.61 對(duì)應(yīng)航程/m0.00 1000.00 2000.00 2278.36 2712.78 2977.29 得到商載航程性能圖:5.2 起飛性能5.2.1 起飛速度起飛升力系數(shù):CL=CLmax+Cl=1.3808+0.9538=2.3346則起飛離地速度:VLOF=L12SCL=W12SCL=1690.74×9.812×1.225×16×2.3346=26.9ms飛機(jī)失速速度:VS=0

41、.88×1690.74×9.812×1.225×16×2.3346=25.24ms起飛爬升速度:V2>1.2VS=30.29ms取V2=32ms5.2.2 起飛距離正常起飛情況(發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作)時(shí)起飛距離有統(tǒng)計(jì)公式計(jì)算:STO=1.15×SG+SS=1.15×135.34+104.66=276mSG開(kāi)始滑跑到前輪離地的距離,經(jīng)計(jì)算得135.34;SS前輪離地到開(kāi)始爬升的距離,經(jīng)計(jì)算得104.66;276m<290m可知起飛距離滿足要求,設(shè)計(jì)比較合理。5.2.3 平衡場(chǎng)長(zhǎng)計(jì)算公式:SBFL=SG_V1+V1t1+SB_OP計(jì)算得平衡場(chǎng)長(zhǎng):SBFL=212.56m5.3 爬升性能民機(jī)的爬升性能要求通常由第二階段爬升要求決定。第二階段爬升時(shí)襟翼放到起飛位置,升力系數(shù)為起飛時(shí)的升力系數(shù)。5.3.1 第二階段爬升梯度則第二階段爬升時(shí)阻力為:D=12V2SCD=12×1.225×322×16×0.124+0.0918CL2式中:CL=2.3346計(jì)算得:D=6265.4N;發(fā)動(dòng)機(jī)單發(fā)功率P=180hp =134.226kW;爬升時(shí)推力(近似算法):T=2P×25=2×134.2

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