飛行器總體設計報告

1、精選優(yōu)質文檔-傾情為你奉上 飛機總體設計報告大型固定翼客機設計報告2010-12-8大型固定翼客機設計報告飛行器設計要求150座級客機概念設計題目：先進，環(huán)保，150座客機1客艙1. 150座2. 兩級座艙（頭等艙 12座 排距36in；經濟艙 128座 排距32in）3. 單級 32in排距 沒有出口限制2 典型載荷225磅/乘客3 最大航程2800nm(5185.6km) 雙級滿載 典型任務 225英鎊/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最大著陸速度（最大著陸重量）70m/s 1節(jié)1海里/小時1.852公里/小時

2、=0.5144m/s7起飛跑道長度（TOFL），最大起飛重量7000 (2135m)海平面 86華氏度飛機的總體布局1. 與所設計要求相近的飛機資料飛機型號載荷(kg)起飛重量(kg)巡航速度(M)航程(km)B737-80016300790100.7855665A320-10015000770000.785700C91915600725000.7-0.855592. 確定飛機構型1) 正常式上平尾，單垂尾2) 機翼：后掠翼，下單翼3) 在機翼上吊裝兩臺渦輪風扇發(fā)動機4) 起落架：前三點式，安裝在機身上3三面圖(草圖)機身外形的初步設計1客艙布置混合級：頭等艙 12人 3排 每排4人 座椅寬度

3、：28in過道寬度：27in座椅排距：36in經濟艙 23排 每排6人 共138人 座椅寬度：20in 過道寬度：19in座椅排距：32in 單級：全經濟艙30排 每排6人 共180人座椅寬度：20in 過道寬度：19in座椅排距：32in2客艙剖面3機身外形尺寸當量直徑：216in前機身長度：220in中機身長度：1010in后機身長度：340in機身總長：1570in上翹角：14deg確定主要參數(shù)1 重量的預估1根據(jù)設計要求：航程:Range2800nm=5185.6km巡航速度:0.8M巡航高度:35000 ft=10675m；聲速:a=576.4kts=296.5m/s 2預估數(shù)據(jù)（參

4、考統(tǒng)計數(shù)據(jù)）耗油率C0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比為6）升阻比L/D 17.63根據(jù)Breguet航程方程： 代入數(shù)據(jù)：Range = 2800 nm；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft)C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比為6)L/D = 17.6M = 0.8計算得： 4燃油系數(shù)的計算 飛行任務剖面圖 1Engine Start and Warmup2Taxi out3Take off4Climb5Cruise6Descent7Landing and Taxi in8Reserve Fuel總的燃油系數(shù)：5根據(jù)同類飛機，假

5、設3個最大起飛重量值100,000 lbs150,000 lbs200,000 lbs25900 lbs38850 lbs51800 lbs33750 lbs33750 lbs33750 lbs40350 lbs77400 lbs lbs重量關系圖交點：(,93009)6所以最終求得的重量數(shù)據(jù)：93009 lbs0.54444306 lns0.25933750 lbs0.197 lbs1二、推重比和翼載的初步確定界限線圖地毯圖選取翼載荷W/S=5150 ;推重比T/W=0.31發(fā)動機選擇 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機翼外形初步設計一翼型：設計升力系數(shù)計算：由 W=L=qSC

7、L-可得CL=(W/S)*(1/q)近似認為翼型的Cl等于三維機翼的CL因此：Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)2)=0.471選擇NASA SC(2)-0410超臨界翼型： 其參數(shù)如下： 二機翼平面形狀的設計，計算平均氣動弦的位置和長度：1展弦比 AR=9.5.2梯度比=0.4，原因：升力分布接近橢圓形，誘導阻力較小，有利于減輕機翼重量和起落架布置。圖如下： 3后掠角：=25°后掠角不能太多太小，變化如下圖： 4機翼厚度分布：平均厚度取0.10變化如圖： 阻力發(fā)散M大約是0.81>0.8。5機翼參數(shù)如下： 面積S=147.6m2

8、展長L=37.45m 弦長 =5.63m =2.25m 氣動弦長：=4.18m 前緣后掠角：=0.511 平均氣動弦長到翼根距離為8.25m機翼平面圖如下：6機翼安裝角： 翼型迎角2°時CL=0.4818可取，iw=2°扭轉角采用負扭轉：可以延緩翼梢氣流失速。7. 采用上反角： 增加側向穩(wěn)定性和荷蘭滾穩(wěn)定性。并且可以增加外掛和地面距離。 據(jù)統(tǒng)計值，中平尾取上反角4°8翼梢形狀： 采用翼梢小翼結構，可以減少翼梢外氣流漩渦效應，對漩渦進行遮擋，并且翼梢渦在翼梢小翼上產生升力，方向向前，減少阻力。圖如下： 9 內翼后緣擴展：可以增加根部弦長，便于起落架布置，降低根部弦剖

9、面升力系數(shù)，便于氣動設計。如下圖： 10增升裝置選擇： =1.2=1.8可以選擇三縫襟翼和前緣縫翼結合。襟翼相對弦長C襟/C=0.35襟翼展長L襟=13.1m11.副翼選擇：根據(jù)統(tǒng)計，可取如下數(shù)據(jù)：S副/S=0.0625c副/c=0.25L副/L=0.25偏角=30°12擾流片布置在后緣襟翼前面13燃油容積計算，根據(jù)公式：=22914.8kg符合要求。14 機翼到機身前頭距離: X.25 m.a.c=46%xLFus=18.34m15. 機翼平面圖： 三尾翼1平尾外形參數(shù)：縱向機身容量參數(shù)：=0.925其中： 由縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關系： 可以得到：平尾容量VH=3.5*32

10、%=1.12 其中：32%是重心變化范圍 取尾臂力LH=50%LFUS=19.9m，AR=4.0，=0.4，=30°由公式： 其中：機翼面積S=147.6M2，機翼平均MAC c=4,18可得：SH/S=23.5%,平尾面積SH=34.7m2,展長l=11.78m，c根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m由統(tǒng)計值：升降舵弦長取 ce/c=0.32平尾相對厚度 t/c=0.06 其中：c為平尾弦長，t為厚度 翼型選擇：NACA 0006所以平尾圖如下： 2垂尾尾外形參數(shù)：航向機身容量參數(shù)： =0.218其中： 由航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關系： 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：機翼面積S=147.6M2，機翼展長bw=37.45m 可得：Sv/S=19.7%,垂尾面積Sv=29.16m2,展長l=8m，c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m由統(tǒng)計值：方向舵弦長取 ce/c=0.30垂尾相對厚度 t/c=0.08 其中：c為垂尾弦長，t為厚度 垂直尾翼翼型：NACA0008所以垂尾圖如下： 發(fā)動機短艙初步布置進氣道唇口直徑DIHDIH = 0.037Wa+32.2在無風海平面和ISA下起飛額定推力的總空氣流量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風扇直徑DF=1.83 mMH = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m主鎮(zhèn)流罩長度LCLC = 2.36DF - 0.01(DFMMO)2最大使用馬赫數(shù)MMO=0.8LC = 2.36*1.83 - 0.01*(1.83*0.8)2 m = 4.3 m風扇出口處主整流罩直徑DFODMG核心發(fā)動機氣流出口處整流罩直徑DJDJ = (18-55*k)0.5 Where DJ 取1m燃氣發(fā)生器后長度LABLAB取1m短艙翼吊安裝展向位置位于34%的半展長處兩發(fā)動機間距12.73m短艙軸線的偏

13、角和安裝角偏角：短艙軸線相對于順氣流方向的夾角 -2°安裝角：短艙軸線相對于當?shù)匾砻嫦揖€的夾角 0°。起落架布置前三點式停機角 著落角 防后倒立角主輪距7.8m前、主輪距12.84m高度3.4m機輪布置輪胎數(shù)目與尺寸主起落架40in * 14in 2個前起落架24in * 7.7in 2個重量估算與指標分配機身重量機身長度 (m) 機身最大寬度 (m) 機身最大高度 (m) 增壓機身系數(shù)，客機取0.79客艙內外壓差，單位是巴 (bar), 典型值0.58機翼重量(1) 理想的基本結構重量MIPS(2) 修正系數(shù)(3) 機身對機翼影響(4) 機翼總重10553kg尾翼重量水平

14、尾翼的重量：垂直尾翼的重量：動力裝置重量系統(tǒng)和設備重量起落架重量使用項目重量有效載荷最大起飛重量通過分析 可知機身和機翼重量所占比例較同類飛機較大因此，對其修正，得從而氣動特性分析1.全機升力線斜率： 為因子： =1.167 機翼的升力線斜率： =5.18 全機的升力線斜率： =6.04 其中： dh =3.7846m，b=37.45m，Snet = 20.07m2，Sgross=147.6m2，AR=9.5 最大升力系數(shù)： =1.572.后緣襟翼產生的升力增量： 當起飛時 flap=20°，當著陸時 flap=45°，bf/b=0.7，Qchd=25° 采用三縫

15、襟翼可以計算的： 起飛時升力增量為0.6 著陸時升力增量為1.33.前緣襟翼產生的升力增量： =0.33 其中： bflap=1.0 4. 升致阻力因子：巡航構型的升致阻力因子為： =0.042 起飛時升致阻力因子為： =0.0415 著陸時升致阻力因子為: =0.02935. 部件的濕潤面積計算：機翼： =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 機身： =3.14x(132+187)/2=500.9m2 其中： 短艙： =37.68m2

16、6.巡航下的極曲線： (1).摩擦阻力系數(shù)： 其中： 湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1 對機翼： NR=2.63x107 Cf=2.27x10-3 對平尾： NR=1.96x107 Cf=2.37x10-3 對垂尾： NR=2.31x107 Cf=2.32x10-3 對機身： NR=2.93x107 Cf=2.27x10-3 對短艙： NR=1.14x107 Cf=5.2x10-3 (2).形阻因子： 機翼形阻因子： =1.02 平尾形阻因子： =1.124 垂尾形阻因子： =1.16 其中：ht=0.5 機身形阻因子： =1.2 其中：lfus

17、e=39.87m，dv=5.5m 短艙形阻因子： =1.3 其中：dnac=2m Lanc=6m (3).零升阻力： =2.518/147.6=0.0171 其中: (4).壓縮性阻力： 阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD: =0.8233 其中：MREF=0.9 壓縮性阻力： =4.16x10-4 其中： (5).巡航下極曲線圖： CD =CD0+CDcomp+CDi =0.016+0.+0.042CL2 =0.0164+0.042CL2 圖形如下： 7. 起飛著陸時時的極曲線：一. 起飛時： (1).摩擦阻力系數(shù)： 其中： 湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1

18、，M=0.167 對機翼： NR=1.585x107 Cf=2.58x10-3 對平尾： NR=1.2x107 Cf=2.69x10-3 對垂尾： NR=1.424x107 Cf=2.62x10-3 對機身： NR=1.803x107 Cf=2.52x10-3 對短艙： 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為： = 2.7x10-5 (5).起飛總阻力： CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.01

19、9+0.0415CL2+0.01698+0. =0.036+0.0415CL2 (6).起飛時極曲線圖： 二. 著陸時： (1).摩擦阻力系數(shù)： 其中： 湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1，M=0.206 對機翼： NR=2x107 Cf=2.486x10-3 對平尾： NR=1.494x107 Cf=2.6x10-3 對垂尾： NR=1.758x107 Cf=2.536x10-3 對機身： NR=2.227x107 Cf=2.446x10-3 對短艙： 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為： = 1.4x10-4 (5).著陸時總阻力： CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.01845+0.0293CL2+0.01698+0.00014 0.03557+0.0293CL2 (6).著陸時極曲線圖：8.第二階段爬升單發(fā)停車時極曲線：(1). CD0=0.01845 (2).襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量: =2.7x10-5 (3).單發(fā)失效引起的阻力增量: 風車阻力： =(0.3x2.64)/147.6=0.005