公務(wù)機(jī)設(shè)計案例

1、【精品文檔】如有侵權(quán)，請聯(lián)系網(wǎng)站刪除，僅供學(xué)習(xí)與交流公務(wù)機(jī)設(shè)計案例.精品文檔.飛行器總體設(shè)計課程設(shè)計設(shè)計報告組 別：第7組題 目：跨聲速中等尺寸商務(wù)機(jī)設(shè)計學(xué) 號：121507233姓 名：楊永攀分 工：第四部分 1日期：2016年1月8日目錄一、方案設(shè)計想 .21設(shè)計背景 .22設(shè)計理念 .33設(shè)計要求 .3二、總體布局 .4三、主要設(shè)計參數(shù) .7 1估計升阻比L/D .7 2起飛重量 的一階近似 .8 3推重比T/W的選取 .10 4翼載W/S的選取 .10 5機(jī)翼設(shè)計 .106前翼及尾翼設(shè)計 .127機(jī)身及內(nèi)部艙室設(shè)計 .138動力系統(tǒng)選擇 .16 9起落架設(shè)計 .1710初步細(xì)節(jié)設(shè)計圖

2、.1811燃油系統(tǒng)設(shè)計 .21 12重量分析 .2213配平及穩(wěn)定性分析 .2314價格估計 .26 15. 主要設(shè)計參數(shù)匯總 .27 四、主要性能參數(shù) . 271阻力系數(shù)計算 .272具體性能參數(shù)計算 .30 3. 主要性能參數(shù)匯總 .32 4數(shù)據(jù)對比 . 32 五、參考文獻(xiàn) .33 六、小組成員與分工 . .33一、方案設(shè)計思想1設(shè)計背景全球經(jīng)濟(jì)的不景氣以及持續(xù)上漲的油價使得航空旅游市場明顯衰落，這也使公務(wù)機(jī)的需求在短期內(nèi)呈下滑趨勢。但是乘坐公務(wù)機(jī)是航空公司航班之外唯一的可行選擇，而且在航程和速度上都要靈活地多，因此公務(wù)機(jī)的設(shè)計仍然有其獨(dú)特的意義。我們將中等尺寸的公務(wù)機(jī)定義為：重約2000

3、0-25000lb，可乘坐7-9名乘客，可根據(jù)載荷和風(fēng)向執(zhí)行東西海岸線之間的航線任務(wù)。在這個定義范圍內(nèi)，有Bombardier-Learjet 45， Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150以及 Hawker-Beech 750等現(xiàn)役型號。大部分型號都是基于過去的技術(shù)，并將被未來采用新技術(shù)設(shè)計的機(jī)型所取代。當(dāng)公務(wù)航空公司或私人營運(yùn)的公務(wù)機(jī)不受航班時間的限制，不受目的地的限制，因而有很好的行程靈活性、時間保證性和乘坐隱私性。公務(wù)航空是一種非常安全有效的旅行方式，能使人力和時間的效率最大化，對乘客來說，利用公務(wù)航空不僅能夠節(jié)約雇員時間，增加途中的效率，使非商務(wù)時間

4、最小化；還能夠確保行業(yè)機(jī)密，反映一個企業(yè)的正面形象，并滿足個人對旅途安全性和舒適性的要求，改善途中工作環(huán)境，鼓舞企業(yè)家精神。乘坐方便。只需憑包機(jī)合同和身份證明登機(jī)，再也不用花幾小時檢票、通關(guān)和候機(jī)，在民用航空運(yùn)輸規(guī)則前提下，您可以按商務(wù)活動要求隨到隨走，沒有航班時刻限制，如有臨時變更，您可以通過電話直接通知機(jī)組。 公務(wù)機(jī)對租戶而言，具有省時、高效、安全、隱私性強(qiáng)、彰顯尊貴等特點(diǎn)；對航空公司來說，公務(wù)機(jī)市場前景廣闊，而一架公務(wù)機(jī)的價格僅為民航機(jī)的零頭。2.設(shè)計理念公務(wù)機(jī)接待的乘客中商業(yè)精英以及政府官員比較多，所以當(dāng)前公務(wù)機(jī)設(shè)計的一個趨勢是在保持相同性能的前提下內(nèi)部設(shè)置要寬敞，有更大的客艙空間，使

5、得旅客在旅途中更加舒適，達(dá)到目的地之后具有更高的工作效率。另外一個要求是起降距離盡可能地短，這將使機(jī)場更適于建設(shè)在距離出發(fā)地和目的地附近，縮短路途時間。3設(shè)計要求 客艙：機(jī)組人員： 2名典型客艙布置： 8座內(nèi)部通道高度： 75in(1905毫米)行李艙容積：90ft3(2548.8升) 性能：航程： 2500nm(3704km)滿油狀態(tài)下載荷：1000lb (454kg)（包括100lb行李重量）最大巡航馬赫數(shù)： 0.85（35000ft高度上）(10668m)實(shí)用升限：45000ft (13716m)海平面起飛距離：4000 ft（最大起飛總重下）(12192m)著陸距離：3600ft（典型

6、著陸總重下） (1097.28m)其它：采用FAR 25部適航條例計劃服役時間：2015年典型價格：1800萬美元 （按2014年美元價值計算$）、運(yùn)營成本（DOC）：每小時1900美元 （燃油價格每加侖2.50美元） 說明：應(yīng)在國際標(biāo)準(zhǔn)大氣下進(jìn)行性能計算指定的航程并不對應(yīng)最大馬赫數(shù)或滿座狀態(tài)儲備燃油的計算基于15000ft高度下巡航200nm且能持續(xù)航行45min。二、總體布局 我們一共有三個備選方案，一種是鴨翼布局；一種是常規(guī)布局；還有一種是三翼面布局。 下圖是鴨翼布局，在相同的跑道距離上比常規(guī)布局滑跑距離減少，能提高機(jī)動性，這種布局利用前翼的脫體渦流掃過機(jī)翼產(chǎn)生的有利干擾，推遲機(jī)翼氣流分

7、離，延遲了機(jī)翼失速，可獲得較大的大迎角升力，減小大迎角阻力，為飛機(jī)提供過失速飛行狀態(tài)時的穩(wěn)定度。 通過和經(jīng)過氣動彈性剪裁后的后掠機(jī)翼聯(lián)用，使機(jī)翼產(chǎn)生接近橢圓的展向壓力分布，從而減小了飛行阻力，但是一般用于戰(zhàn)斗機(jī)上，能提高戰(zhàn)斗機(jī)的升力，例如戰(zhàn)機(jī)殲-11、殲-20、歐洲的EF-2000、法國的“陣風(fēng)”、瑞典的JAS-39，公務(wù)機(jī)上最主要是穩(wěn)定，舒適，而鴨翼產(chǎn)生不穩(wěn)定俯仰力矩所以目前公務(wù)機(jī)未曾出現(xiàn)這種翼型。 下圖是常規(guī)布局，這種布局積累的知識和設(shè)計經(jīng)驗(yàn)比較豐富，是目前應(yīng)用在公務(wù)機(jī)上最廣泛的布局，飛機(jī)正常飛行時保證了飛機(jī)各部分的合力通過重心，保持穩(wěn)定的運(yùn)動，水平尾翼一般提供向下的負(fù)升力，為保證飛機(jī)的靜

8、穩(wěn)定性，飛機(jī)的機(jī)翼迎角大于尾翼迎角。這種設(shè)計相對保守，風(fēng)險最低，同時能保證機(jī)艙內(nèi)噪聲水平處于較低的水平，發(fā)動機(jī)維護(hù)相對方便。例如中型公務(wù)機(jī)灣流g650、豪客900XP、豪客750、豪客850XP、獎狀X、挑戰(zhàn)者300等都是這種布局。 下圖是三翼面布局，它綜合了常規(guī)布局和鴨翼布局的優(yōu)點(diǎn)，有望達(dá)到更好的氣動特性，前翼和機(jī)翼的襟副翼還有水平尾翼一起構(gòu)成飛機(jī)的操縱控制面，保證飛機(jī)大迎角的情況下有足夠的恢復(fù)力矩，允許有更大的重心移動范圍；前翼的脫體渦提供非線性升力，提高全機(jī)的最大升力。但是增加前翼會使飛機(jī)總重增加。亞聲速飛行時的升阻比低，故亞聲速巡航特性不好。小展弦比的三角翼只有在大迎角下有足夠升力系數(shù)

9、，因飛機(jī)著陸前迎角不能很大，故其著陸性能較差。翼面積大，機(jī)翼油箱大，翼載低，水平機(jī)動性能好，而且后掠角大，阻力小，缺點(diǎn)主要是，翼尖會產(chǎn)生氣體分流，造成機(jī)翼顫動，而且持續(xù)盤旋時大面積機(jī)翼會造成大阻力，急劇消耗能量，造成持續(xù)盤旋能力低，而且在降落時需要機(jī)頭上揚(yáng)，飛行員難以觀察地面情況。 所以我們選擇了常規(guī)翼型和上翼面發(fā)動機(jī)短艙，上翼面短艙布局應(yīng)用在公務(wù)機(jī)上騰出了尾部機(jī)身的空間，使得機(jī)身可以容納更多的燃油和行李，而且這種布局具有很好的空氣動力學(xué)優(yōu)勢。3、 主要設(shè)計參數(shù)1、估算升阻比 由經(jīng)驗(yàn)公式取得最大升阻比L/D=17，（若取20/21或22，后文中計算的飛機(jī)重量將會比同類飛機(jī)輕很多，表格表1）對于

10、噴氣飛機(jī)巡航時的升阻比是最大升阻比的0.866倍，盤旋時升阻比為最大升阻比。巡航升阻比取14.7.升阻比W4/WtoW2/W1Wf/Wto巡航升阻比200.7420.7970.27317.3210.7510.8060.26418.2220.7680.8240.24619.1170.7130.7650.30414.7初始WtoWf/Wto計算Wto116900.273869611000888310500903410000919895009377故取最大升阻比為17，巡航升阻比為14.72、起飛質(zhì)量WTO的估算燃油系數(shù)計算 暖機(jī)和起飛：W1/WTO=0.97 爬升和巡航，航程R=4625KM，SF

11、C=0.771kg/N.h,巡航速度V=908km/h,升阻比L/D=14.7，：W2/W1=0.765 待機(jī)和下降：W3/W2=0.97 降落著陸和滑行：W4/W3=0.99W4/WTO=0.71燃油質(zhì)量比WF/WTO=1.06*（1-0.71）=0.31圖1、公務(wù)機(jī)控終于起飛重量比經(jīng)驗(yàn)曲線空機(jī)質(zhì)量比由經(jīng)驗(yàn)曲線WE/WTO=1.3042WTO-0.086WTO=迭代選取飛機(jī)重量：初始WTO/kgWE/WTO計算WTO/kg126900.57811266121900.57611472119900.58111560116900.58211696取參考質(zhì)量11690kg，則WF=3623.9kg;

12、WE/WTO=0.58,則WE=6813kg圖2、圖3分別是起飛重量相對航程和載荷的權(quán)衡研究關(guān)系曲線圖2、起飛重量相對航程的權(quán)衡研究圖3、起飛重量相對載荷的權(quán)衡研究3、推重比T/WTO1、(T/W）起飛=(T/W)巡航*(W巡航/W起飛）*（T巡航/T起飛） （T/W)巡航=1/（L/D）=0.068 （W巡航/W起飛）=0.95 （T巡航/T起飛）=5 T/WTO=0.323 2、由經(jīng)驗(yàn)圖圖4、公務(wù)機(jī)推重比和最大馬赫數(shù)關(guān)系經(jīng)驗(yàn)曲線T/WTO=0.3374*Ma-0.401=0.325對比得，取較大值 T/WTO=0.3254、 翼載w/s的選取 翼載由失速速度根據(jù)公式W/S=SC， C2.5

13、，起飛距離，爬升率等要求，參考達(dá)索20型公務(wù)機(jī)及其他資料，翼載取值W/S=265kg/5、機(jī)翼設(shè)計 主機(jī)翼采用常規(guī)布局梯形翼，下單翼，發(fā)動機(jī)上置，由經(jīng)驗(yàn)曲線及其他資料機(jī)翼根部采用NACA0414翼型，中尖部采用NACA0412翼型，上反角，安裝角等為0，機(jī)翼面積S=10689/2265=40.3翼展b=16.3m展弦比A=6.6梢根比=0.33翼根弦長=2.47m翼梢弦長=0.85m后掠角30°1/4弦向角25°機(jī)翼最大理論容積=,=,根梢比3.3，=， 翼根相對厚度14%，翼梢相對厚度12%，平均厚度，S面積40.3，A展弦比6.6，計算結(jié)果機(jī)翼最大容積8.9由于后緣襟翼

14、通常占機(jī)翼弦長30%40%,油箱位置不超過展長80%，1/4弦向內(nèi)側(cè)，不考慮桁架結(jié)構(gòu)體積時最大空隙約為3.34.2。其中起落架占用體積2*0.5*0.8*1,故機(jī)翼部分油箱體積可以達(dá)到3襟，副翼：查資料知副翼相對面積=/=0.050.07相對展長=0.30.4展向位置0.50.96、前翼及尾翼設(shè)計參考達(dá)索20型公務(wù)機(jī)，副翼面積4，襟翼面積9 平尾設(shè)計：平尾采用NACA0009翼型，尾容量=0.9，=8.02m,面積S=10.8平尾根部弦長=2.1m,尖部弦長=1.26,展長=6.43m,展弦比=4,1/4弦向角35°，舵面面積S=2.52 垂尾采用NACA0009翼型面積S=9.25

15、，尾容量=0.66，展弦比1.1，1/4弦向角37°,垂尾高3.19m,舵面面積S=1.84，根弦長=3.41m，尖弦長=2.39m7.機(jī)身設(shè)計及內(nèi)部結(jié)構(gòu)設(shè)計 機(jī)身設(shè)計機(jī)身應(yīng)具有足夠的內(nèi)部容積，保證滿足內(nèi)部裝載的使用要求，同時應(yīng)使機(jī)身的氣動阻力最小，要有利于進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置，具有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于連接和安裝機(jī)翼、尾翼等其他部件，等等。機(jī)身是公務(wù)機(jī)與用戶最息相關(guān)的部件，機(jī)身設(shè)計的好壞直接關(guān)系到飛機(jī)的成敗。本項(xiàng)目在外形設(shè)計上的理念是追求“現(xiàn)代感，速度感，流線化以及形似蛟龍的民族感”，體現(xiàn)一種人與自然的和諧。機(jī)身設(shè)計也必須遵循這一理念。所以，機(jī)身的外形需要精雕細(xì)琢。同時在內(nèi)部艙室設(shè)計上，要保

16、證奢侈的空間和進(jìn)行客戶個性化改裝的靈活性。 機(jī)身外形參數(shù)如下：機(jī)身長度統(tǒng)計分析估算法長17m，經(jīng)內(nèi)部座椅及過道估計得最大直徑2.35（包括機(jī)身厚度），則長細(xì)比為7.23，尾部上翹角的分析是根據(jù)大多公務(wù)機(jī)以及經(jīng)驗(yàn)公式的估算為10°。圖1是公務(wù)機(jī)機(jī)身長度的經(jīng)驗(yàn)曲線，可見選擇的機(jī)身長度在合理的范圍內(nèi). 根據(jù)設(shè)計目標(biāo)，客艙高度設(shè)為2m以最大限度保證乘坐的寬敞舒適程度?？团搶挾?.2，客艙長度8.0，機(jī)艙長度9.0（包括駕駛艙）。機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)截面圖如圖 2所示。下表3是艙室內(nèi)的具體配特征。 圖一：公務(wù)機(jī)機(jī)身長度的經(jīng)驗(yàn)曲線 2.2米 2米 圖二：客艙截面 圖三：艙室內(nèi)具體配置和特征艙室項(xiàng)目說明艙室類

17、型豪華型頭等艙艙門位置客艙前端左側(cè)艙門尺寸1.7*0.8廚房間數(shù)目1廚房間位置客艙前端靠右側(cè)廚房間尺寸2.5m廚房設(shè)施咖啡機(jī)、冷熱水槽、制冰機(jī).小型冰箱、垃圾回收箱等櫥柜數(shù)量1衛(wèi)生間數(shù)量1衛(wèi)生間位置客艙后端左側(cè)衛(wèi)生間尺寸2m設(shè)施通風(fēng)器、滑動門、冷熱水槽、高級航空衛(wèi)生設(shè)施其他艙室設(shè)施豪華客艙燈光控制,LCD 顯示屏,供氧裝置、可調(diào)窗簾、LED 閱讀燈行李艙位置機(jī)身后端翼根附近，與機(jī)艙隔離 正如我們所知我們設(shè)計的公務(wù)機(jī)的座位數(shù)是可以乘坐8人。為了舒服起見，在保持相同性能的前提下，提供更大的客艙空間。我們的內(nèi)部設(shè)施還有沙發(fā)，為了讓乘客有更好的休息。同時機(jī)身內(nèi)部還可以根據(jù)顧客的要求進(jìn)行自主性的設(shè)計。具

18、體的內(nèi)部設(shè)計我們進(jìn)行了以下設(shè)計（參考了萊格賽的公務(wù)機(jī)的設(shè)計內(nèi)部結(jié)構(gòu)）。8.動力系統(tǒng)選擇發(fā)動機(jī)的設(shè)計，由于公務(wù)機(jī)主要是民用所以推重比的要求不是很大與戰(zhàn)斗機(jī)相比，所以根據(jù)經(jīng)驗(yàn)以及書上的要求設(shè)計初始推重比T/W=0.325，以及W=11690Kg。則推力大小至少為T=11690×0.325×9.81=37.2KN。采用兩臺發(fā)動機(jī)，單臺發(fā)動機(jī)的推力至少為19KN.在世界航空發(fā)動機(jī)主流廠商中，這一推力段的小型渦扇發(fā)動機(jī)其實(shí)有多種選擇，可根據(jù)載荷和風(fēng)向執(zhí)行東西海岸線之間的航線任務(wù)。在這個定義范圍內(nèi)，有Bombardier-Learjet 45， Cessna Citation XLS+

19、，Gulfstream G150以及 Hawker-Beech 750等現(xiàn)役型號。大部分型號都是基于過去的技術(shù)，并將被未來采用新技術(shù)設(shè)計的機(jī)型所取代。最終我們選擇的是高涵道比的TFE731-60發(fā)動機(jī)。下圖就是選擇的發(fā)動機(jī)。9.起落架設(shè)計 起落架是供飛機(jī)起飛、著陸時在地面上滑跑、滑行、移動和停放用的。它是飛機(jī)的主要部件之一，其工作性能的好壞以及可靠性直接影響飛機(jī)的使用和安全。前三點(diǎn)式起落架，與自行車式后三點(diǎn)式相比前三點(diǎn)式具有結(jié)構(gòu)重量適中，前方視界、地面滑行穩(wěn)定性、起飛抬前輪、起飛過程中的操作、著陸接地的操作性能好，著陸速度使用的發(fā)動機(jī)不限的特點(diǎn)。根據(jù)航空輪胎標(biāo)準(zhǔn)及初始估計的重心位置，確定前輪直

20、徑為400mm，支承柱壓緊狀態(tài)長1000mm，主輪直徑760mm，支承柱壓緊狀態(tài)長為850mm。經(jīng)檢驗(yàn)這樣的起落架滿足性能的要求。 圖五：前起落架三維效果 圖六：主起落架三維效果10.初步細(xì)節(jié)設(shè)計圖 根據(jù)前面的計算以及數(shù)據(jù)的計算。我們大致可以描畫出公務(wù)機(jī)的細(xì)節(jié)設(shè)計圖。由此確定機(jī)身等的各細(xì)節(jié)情況。圖表如下?？团摷?xì)節(jié)圖 飛機(jī)的內(nèi)部設(shè)施，以及設(shè)備都已經(jīng)大致設(shè)計完畢。客艙的內(nèi)部圖及設(shè)計過程也都已經(jīng)敘說完畢。為了乘客有更好的體驗(yàn)，我們設(shè)計的客艙是按照豪華的要求來設(shè)計。能夠讓乘客有更舒服的體驗(yàn)。下面的內(nèi)部圖，是在滿足設(shè)計要求的基礎(chǔ)上來進(jìn)行的。具體的部分參考如下。 進(jìn)入艙門之后的廚房艙內(nèi)布局圖 上面兩幅圖說

21、明了我們設(shè)計的一個特點(diǎn)，椅子前的臺子就餐時可以當(dāng)做桌子用，然而完事后就可以翻起當(dāng)做一個顯示器。既可以滿足娛樂要求又可以滿足實(shí)際要求。這樣做的目的就是可以節(jié)省飛機(jī)的空間，讓飛機(jī)有更多可以利用的空間。11、 燃油系統(tǒng)設(shè)計 首先計算所需燃油量。油重占起飛重量的比例/=SFC×D/L×(ESAR/V),其中ESAR是等效靜空航程，其計算方法為ESAR=568+1.063×R(R是設(shè)計航程）目標(biāo)巡航升阻比為14.7 /=0.675×1/14.7×(568+1.063×11690)/252=0.31，則所需油重=4630×0.31=14

22、35.3航空燃油密度大約為770kg/m3,故所需燃油空間為=1435.3÷770=4.7kg/m3。在機(jī)翼和機(jī)身上分別設(shè)置郵箱，粗略估計估計，機(jī)翼內(nèi)郵箱共3m3，機(jī)身郵箱容積不小于1.7m3即可滿足。使機(jī)身郵箱放于重心處。12.重量分析 根據(jù)實(shí)際情況，將飛機(jī)分為以下部分：機(jī)身，主機(jī)翼，前翼，平尾，垂危，動力設(shè)備，動力附屬部件，起落架，燃油系統(tǒng)，機(jī)載設(shè)備，內(nèi)飾以及意外重量。根據(jù)參考書目中有關(guān)經(jīng)驗(yàn)公式，具體重量分析如下：A. 機(jī)身：機(jī)身長l=17m ，機(jī)身最大直徑2.35m，正常巡航速度252.2m/s，系數(shù)0.039，1.08，。得 1411.7kg。假設(shè)機(jī)身使用的復(fù)合材料使機(jī)身中將

23、減少5%，B.主機(jī)翼： 其中系數(shù)0.0215，1.002，,，展弦比A=6.34，相對厚度=12% ，后掠角A=33°，尖削比=0.33，機(jī)翼面積S=44.1，最大起飛重量MTOM=11690kg，得=1220.7kg。假設(shè)機(jī)翼上復(fù)合材料占整體的20%，則（0.8+0.9×0.2）×1220.7=1196.3kg。C.尾翼：由于對尾翼設(shè)計的知識并不多，我們將假設(shè)一個典型的百分比。由于設(shè)計的飛機(jī)是沒有前翼的，所以對這類型的飛機(jī)使用一個常規(guī)的百分比（2%）。由于我們將使用復(fù)合材料做這些操縱面，因此采用一個25%的技術(shù)縮減系數(shù)。 =175.35kgD.動力設(shè)備： 其中，

24、發(fā)動機(jī)數(shù)量n=2，推進(jìn)系統(tǒng)安裝系數(shù)c=1.5，發(fā)動機(jī)裸機(jī)重量=988lb，那么=1345.7kg。E.起落架： 我們假定起落架的質(zhì)量占MTOM的4.45%，得520.2kgF.固定設(shè)備： 這類飛機(jī)的典型值是8%，但是由于我們將提供更多的客艙服務(wù)，因此將其增加到10%。=1169kg。G.操縱面：261.2kg，其中取0.64。以上數(shù)據(jù)相加可得空機(jī)基本質(zhì)量為6008.65kg。再加上飛行員，客艙服務(wù)員等其他物品，可得飛機(jī)使用空機(jī)質(zhì)量為6618.65kg。占MTOM的56.6%，這個數(shù)據(jù)接近文獻(xiàn)研究的假設(shè)值。再將旅客和行李加上可得零燃油質(zhì)量為7464.05kg。而燃油的質(zhì)量為全機(jī)的31%即3623

25、.9kg，所以得到飛機(jī)的總質(zhì)量為11087.95kg，比預(yù)期的減少了5.2%，在可接受范圍之內(nèi)。13.飛機(jī)的配平及穩(wěn)定性分析 由于設(shè)計的飛機(jī)是噴氣式商務(wù)機(jī)，且發(fā)動機(jī)安裝在機(jī)翼上，所以我們將機(jī)身重心選在整體機(jī)身的45%處。 首先，我們將使用空機(jī)質(zhì)量部件分為兩個單獨(dú)的組： 1.機(jī)翼質(zhì)量組（)=6529.9kg-這組將包括機(jī)翼結(jié)構(gòu)，燃油系統(tǒng)，主起落架，安裝在機(jī)翼上的發(fā)動機(jī)和其他附屬系統(tǒng)。 2.機(jī)身質(zhì)量組（）=3262.65kg-這組將包括機(jī)身結(jié)構(gòu)，設(shè)備，操縱系統(tǒng)，機(jī)組人員，尾翼結(jié)構(gòu)，前起落架等。 平均氣動弦：在翼梢處延長翼根長度，在翼根處延長翼梢長度后，連接兩點(diǎn)，他和50%弦線相交可得一點(diǎn)，過這一點(diǎn)

26、沿弦向作直線，該線就是機(jī)翼的平均氣動弦，如圖A。經(jīng)CATIA制圖后，可得到該平均啟動弦長的長度為2.783m。 機(jī)翼質(zhì)心：機(jī)翼25%弦線和機(jī)翼平均氣動弦交點(diǎn)在翼根處的投影，如圖A。 圖A 下面我們將計算配平公式中的其他系數(shù)。：飛機(jī)使用空機(jī)質(zhì)量相對于機(jī)翼平均氣動弦前緣之后的位置。由于選用的是常規(guī)布局，所以我們將其位于平均氣動弦前緣后的25%。所以0.25×2.783=0.696m。 ：機(jī)翼質(zhì)心到機(jī)翼平均氣動弦前緣的距離。如圖A。經(jīng)CATIA制圖后可得=0.761m。 ：XX線與機(jī)身質(zhì)心的距離。如圖B。由參考文獻(xiàn)【4】中公式：,并帶入已知數(shù)據(jù)，可得=0.566m。如圖B。 圖B這樣機(jī)翼相

27、對機(jī)身的位置就確定了。飛機(jī)的操縱重心則位于前面選定的機(jī)翼平均氣動弦上的位置，即機(jī)翼平均氣動弦前緣后的25%。綜上，機(jī)翼重心距機(jī)頭的距離為7.847m。操縱重心距機(jī)頭7.78m。飛機(jī)穩(wěn)定性分析：經(jīng)CATIA制圖、計算后得知尾翼的焦點(diǎn)距機(jī)翼焦點(diǎn)的距離為L=10.83m，現(xiàn)在設(shè)尾翼焦點(diǎn)距飛機(jī)焦點(diǎn)的距離為X，那么可以通過一下方法算得全機(jī)的焦點(diǎn)位置：機(jī)翼的升力乘以機(jī)翼焦點(diǎn)到飛機(jī)焦點(diǎn)的距離應(yīng)該等于尾翼升力乘以尾翼焦點(diǎn)到飛機(jī)焦點(diǎn)的距離，即，但由于各翼面的升力計算較麻煩，我們可以使用一種較為簡單的方法，將機(jī)翼面積看作是升力。那么上式將變?yōu)?。帶入已知?shù)據(jù)，經(jīng)簡單計算后，可得=3.52m，和飛機(jī)整體重心相比較可知

28、，該機(jī)的焦點(diǎn)在中心之后，是靜穩(wěn)定的。14、價格估計由于發(fā)動機(jī)為現(xiàn)成外購成品，飛機(jī)設(shè)計為常規(guī)布局，復(fù)合材與現(xiàn)在主流公務(wù)機(jī)相似價格不會差距太大，由經(jīng)驗(yàn)曲線并參考其他機(jī)型，預(yù)計價格在一千五百萬左右。15. 主要設(shè)計參數(shù)總匯四主要性能參數(shù)計算1. 阻力系數(shù)計算 大致將阻力分為零升阻力和誘導(dǎo)阻力兩部分，并將產(chǎn)生阻力的部件進(jìn)行拆分，計算阻力系數(shù)。零升阻力核心計算式是：其中，下標(biāo)c代表某一特定部分，Cf是摩擦阻力系數(shù)，F(xiàn)F是形狀參數(shù)，Q是部件參考參數(shù)，Swet是侵潤面積，Sref是參考面積，指機(jī)翼參考面積，另外，形狀參數(shù)FF對不同的部件有不同的算法，對機(jī)翼尾翼發(fā)動機(jī)短艙吊架，對機(jī)身和座艙蓋， 對發(fā)動機(jī)短艙和

29、外形平滑的外掛，其中具體計算細(xì)節(jié)如下： 首先明確計算環(huán)境是在h=10668米處，以V=252m/s(M=0.85)巡航，空氣粘性系數(shù)Pa下面對不同的部件進(jìn)行阻力系數(shù)計算。a. 機(jī)身 機(jī)身長17m，長細(xì)比=7.2。雷諾數(shù)=，湍流摩擦阻力系數(shù)=，層流摩擦阻力系數(shù)=假設(shè)機(jī)身外形設(shè)計使得機(jī)上20%是層流，80%是湍流，則總摩擦阻力系數(shù)為。形狀參數(shù)=1.179浸潤面積大致從圖中測量參考面積，另取Q=1，得機(jī)身零升阻力系數(shù)0.00535b.主機(jī)翼 特稱長度取平均氣動弦長l=2.57m，平均取翼型相對厚度，雷諾數(shù)湍流摩擦系數(shù)=層流摩擦系數(shù)假設(shè)翼面上有50%是層流，則總摩擦系數(shù)1.689機(jī)翼機(jī)身之間有平滑過渡

30、帶，取Q=1，侵潤面得主機(jī)翼零升阻力系數(shù)c.水平尾翼與機(jī)翼類似的，取，雷諾數(shù) = 得 Q=1得平尾零升阻力系數(shù)d、垂直尾翼同樣，取, 雷諾數(shù)，得。得垂尾零升阻力系數(shù)。e、發(fā)動機(jī)短艙與機(jī)身做法類似，取，。雷諾數(shù)， ，得。得發(fā)動機(jī)短艙零升阻力系數(shù)。下面計算誘導(dǎo)阻力。根據(jù)小后掠角的系數(shù)e的計算方法，計算主機(jī)翼的系數(shù)e對于主機(jī)翼，翼梢小翼的使用增大了有效展弦比，主機(jī)翼的誘導(dǎo)系數(shù)為。總誘導(dǎo)系數(shù)為由于上翼面短艙的減阻作用，全機(jī)在高亞音速和跨音速時的阻力系數(shù)減小6%左右，故全機(jī)巡航阻力系數(shù)巡航升阻比，比14.7多了0.7，可見該機(jī)應(yīng)具有良好的巡航性能。2具體性能參數(shù)計算(以下所涉及的公式大多數(shù)是采用的經(jīng)驗(yàn)公

31、式) a.航程由經(jīng)驗(yàn)曲線估計升阻比=17(原本打算取20.21.22計算，但得出的起飛總重較小，所以最后用17)，巡航時，根據(jù)西工大出版的飛機(jī)總體設(shè)計第18頁可知，對于噴氣式飛機(jī)，巡航是最大的86.6，所以巡航時的=14.7，根據(jù)所選發(fā)動機(jī)型號可知，在該巡航高度下的發(fā)動機(jī)SFC=0.72kg/(N·h)，根據(jù)公式,，其中，可解得，可得航程。b.起飛失速速度，其中，,起飛迎角取4°，擦地角取10°，海平面密度，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)值取，帶入上式公式中解得。c.起飛滑跑距離起飛速度，而(為跑道的摩擦系數(shù)，所選擇的跑道為干水泥跑道，所以其平均值為0.035),P為平均推力，為起飛升力系數(shù)，為阻力系數(shù)，