飛機總體設(shè)計大作業(yè)

1、飛機設(shè)計要求噴氣支線飛機有效載荷：70人，75kg/人，每人行李重20kg巡航速：最大飛行高度：10000m航程：2300km待機時間：45分鐘爬升率：010000*25分鐘起飛距離：1600m接地速度220km/h一、相近飛機資料收集:飛機型號載客量最大起飛重 量(kg)巡航速度S(M)航程 (km)飛行高度(m)ARJ-217840500222511900CRJ-7007033000265611000ERJ-1707035990333412000二. 飛機構(gòu)型設(shè)計正常式布局：技術(shù)成熟，所積累資料豐富T型尾翼：避開發(fā)動機噴流的不利干擾，但重量較重機身尾部單垂尾后掠翼：巡航馬赫數(shù)，后掠翼能有效

2、提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻（下單翼：氣動干擾經(jīng)整流后可明顯降低，結(jié)構(gòu)布置容易，避免由于機翼離地太高而出現(xiàn)的 問題-發(fā)動機數(shù)目和安裝位置：雙發(fā)短艙式進氣、尾吊布局，可以保持機翼外形的干凈，流過機 翼的氣流免受干擾。-起落架的型式和收放位置：前三點可以顯著提高飛機的著陸速度，具有滑跑穩(wěn)定性，飛 行員視界要求易于滿足，可以強烈剎車，有利于減小滑跑距離。安裝于機身三、確定主要參數(shù)重量的預(yù)估1. 根據(jù)設(shè)計要求：-航程：Range = 2800nm=5185. 6km -巡航速度:0. 8M-巡航高度:35000 ft=10675m；聲速:a=296. 5m/s2. 預(yù)估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)

3、計數(shù)據(jù)）-耗油率C=0. 61b/hr/lb=0. 0612kg/（h N）（涵道比為5）-升阻比L/D =143 根據(jù)Breguet航程方程:/ 、 a(LMeD,RangeW.ln(wfinal代入數(shù)據(jù)：Range = 1242nm；a = 581 Knots （巡航髙度35000ft）C = 0. 51b/hr/lb （涵道比為5）L/D = 14M =計算得：= 1.115W =W -W=W -Wr tuelcruise to r end of cruise r to finalwfuel cruise=0.1034. 燃油系數(shù)的計算飛行任務(wù)剖面圖1 Engine Start and

4、Warmup%化=0.0012 Taxi out%化=00013 Take off嶺/l屹=0.0024 Climb5 Cruise6 Descent7 Landing and Taxi in8 Reserve Fuel總的燃油系數(shù)：=0.016/Wlo =0.187町/% =0.000嚀 =0.003W/W =0.049紐險+也+也+性+蜃+險也WS Wg Wg 既此 WgV5.根據(jù)同類飛機,假設(shè)3個最大起飛重量值旦=0.001 + 0.001+0.002+0.016+0.103+0.000+0.003+0.049 = 0.17580000 lbs100000 lbs120000 lbs%1

5、4000lbs175001bs210001bswpay load14600lbs14600 lbs14600 lbswemptyavail(51400lbs679001bs84400 lbs重量關(guān)系圖交點：(30723kg, 18688kg)6.所以最終求得的重量數(shù)據(jù):wemptywpay load18688 kg5376 kg6650 kg30723 kg推重比和翼載的初步確定界限線圖界限乞麗OK0 弓地毯圖地送圖X 1042100財卯肛）331O2D12剛吋心嘰0處選取翼載荷w/s=4500 N/nr ；推重比T/w二Eg5匕三一BB葺12四、發(fā)動機選擇:由推重比T/W二卅二30723kg

6、得T=10753,單發(fā)推力為：5376kg=l 18521b參考同類型飛機ARJ-21、ERJ170、CRJ700選擇發(fā)動機型號為通用電氣CF34-8TF34CF34-1CF34-3CF34-8CF34-10Length103 inDiameter49 in57 inDry weight1,625 1,670 lb2,408 2,600 lb3,700 lbCompressor1 fan14 HP stages1 fan10 HP stages1 fan + 3 LP stages9 HP stagesTurbine4 LP stages2 HP stages4 LP stages2 HP s

7、tages4 LP stages1 HP stageThrust at sea level9,220 Ibf13,790- 14,510 Ibt18,285-20,000 IbfPower-to-weight ratio5.6:15.3:15.2:1Overall pressure ratio at max. power21:128 J 28.5:129:1Bypass ratio6.2:15:15:1五、機身外形的初步設(shè)計1.客艙布置單級：全經(jīng)濟艙14排每排5人共70人座椅寬度：20in過道寬度：19in座椅排距:32in客艙剖面圖:2.機身外形尺寸當(dāng)量直徑：3.4m 前機身長度:4. 32

8、m 中機身長度:13.97m 后機身長度:7.62m 機身總長：25.9m上翹角：14deg長徑比久=（M較低時，選用較小長徑比）Ho doscnpiion gnAqThiduicso:4.0%Cambr:0 6%Trailing edge angle:8 6Lower720%Loading edge radius:0 6%Max Ct：0 495Ma* CL 妙gio:60MaxUa15141Max L/D anglo:20M9kL/DCl：0312Stall staler06Zero Irft angki:.15六. 機翼外形設(shè)計CL=(W/S)/P V展弦比AR二8 梯度比入巳原因：升力

9、分布接近橢圓形，誘導(dǎo)阻力較小，有利于減輕機翼重 量和起落架布置。圖如下： S)=選擇超臨界翼型，由升力系數(shù)CL為(翼載荷為4500N/m 2 ),選擇型號為NASASC (2)-0404NASA SC(2)-0404Other Similar AirfoilsUASA SC503訂H iCwwNT22MCA 16-006HTO0 iCorwrai HT05GOE443 as：，Click pkt hr piottrg contrd1.243.后掠角：A =25后掠角不能太多太小，變化如下圖4.機翼厚度分布：平均厚度取變化如圖：.87殆7、r -Wing Sweep Angle - 2583Ma

10、v79.00 .10 .12 Average Thickness Ratio - (t/c)w阻力發(fā)散M大約是。5. 機翼參數(shù)如下：面積 S=66. 64mJ展長 L=23. 08m弦長Q根=2S/卩(l + QLsQ尖=幾根=1.65m氣動弦長： =。/ 3)C則(1 + 久 + 弗)/(I + 2)總.06m 前緣后掠角：酬笳緣=叭2+(l-/t)/2(l+2)L 平均氣動弦長到翼根距離為4. 02m機翼平面圖如下：6. 機翼安裝角：翼型迎角2時CL二可取，iv二2扭轉(zhuǎn)角采用負扭轉(zhuǎn)：可以延緩翼梢氣流失速。7. 采用上反角:增加側(cè)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

11、，中平尾取上反角48. 翼梢形狀：采用翼梢小翼結(jié)構(gòu)，可以減少翼梢外氣流漩渦效應(yīng)，對漩渦進行遮擋，并 且翼梢渦在翼梢小翼上產(chǎn)生升力，方向向前，減少阻力。9. 內(nèi)翼后緣擴展：可以增加根部弦長，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系數(shù)，便于氣動設(shè)計。10. 增升裝置選擇：(ACL) (ACL)?d = 0.85 cosA；，:4 Imax著陸hnax著陸Lmax)= G圖起飛=1.07 (C訟起飛-CLmai)=可以選擇三縫襟翼和前緣縫翼結(jié)合。襟翼相對弦長c/c=襟翼展長L滬8m11 副翼選擇：根據(jù)統(tǒng)計，可取如下數(shù)據(jù):S 副/S二c 副/c二L 副/L二偏角二3012擾流片布置在后緣襟翼前面13.燃油

12、容積計算，根據(jù)公式：420bS(c”l-0892-049 /V) / /&5833血5376血 符合要求。14.機翼到機身前頭距離:機翼外形如S： k尾翼1.平尾外形參數(shù)：縱向機身容量參數(shù)：(F)(f)/s WCW其中：爐皿最大機身寬度Z仏機身長度Av機翼參考面積Gv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:縱向機身容雄參數(shù)與平尾容量的關(guān)系毎單位用4 心范51的 半;5容JftWW 2可以得到：平尾容量Vh=*32%=其中：32%是重心變化范圍取尾力臂 Lh二50%Lfus二 12. 95m, AR二，入二，x=30由公式:ISC 其中：機翼面枳s二66.64(,機翼平均MAC二3.

13、06M可得：平尾面積S=21. 88m2,展長1=9. 36m, c根=3. 3m,C 尖=1. 32m,平尾 MAC=2. 34m由統(tǒng)計值：升降舵弦長取Ce/C =平尾扌目艮寸厚度t/c二 其中：c為平尾弦長，t為阜度翼型選擇：NACA 0006平尾形狀如圖：2.垂尾尾外形參數(shù)：航向機身容量參數(shù)：（日伽:）（厶加）/其中:%最大機身高度 Zg機身長度5W機翼參考面積 力w機翼展長由航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系：航向機身容量參數(shù)與折尾容量的關(guān)系可以得到：垂尾容量Vv二取尾力臂Lv=50%LFUS=12.95m, AR=, X=, x=30由公式:r Sy 1VVv =十Xs bw其中：機翼

14、面積s=66. 64M2,機翼展長bw=23. 08m可得：Sv/S=%，垂尾面積 Sv=l 1.64m2,展長 1=4. 2m, c 根=3. 07m,c 尖=2. 46m,垂尾 MAC=2. 77m由統(tǒng)計值：方向舵弦長取cc/c=垂尾相對厚度t/c=其中：C為垂尾弦長，t為厚度垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾形狀如圖：七、發(fā)動機短艙初步布置已知：DF=49in涵道比卩=5總壓比28最大使用馬赫數(shù)總空氣流量Wa=666. 61b/s進氣道唇口直徑DIHDIH = +在無風(fēng)海平面和ISA下起飛額定推力的總空氣流量W =666. 61b/s DIH = *666+=56. 84 in = 1.

15、44 m主整流罩最大高度血Mh =風(fēng)扇直徑D,.=49in=1.22 mMh = * 1. 22m = 1. 48 m主鎮(zhèn)流罩長度LCLC = - (D.M.O)2最大使用馬赫數(shù)M滬LC = * - *L m = 2. 87 m風(fēng)扇出口處主整流罩直徑DFODFO = (0.00036 pWa +5.84)2 = 49.56/? = 1.26/nDMGDMG = (O.OOQ475 pWa + 4.5)2 = 37n? = 0.94/n 核心發(fā)動機氣流出口處整流罩直徑DJ(i V w DJ = (18-55*k) Where K = ln 一(“ + 1 人 OH?丿取DJ=O. 94m燃氣發(fā)生

16、器后長度LABJLAB 取 lm短艙軸線的偏角和安裝角偏角：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(dāng)?shù)匾砻嫦揖€的夾角0。八、起落架布置前三點式停機角屮=芳著落角0 = 16。防后倒立角主輪距前、主輪距高度/ = 17B = 4. 68mb=X=10. 36mh =3. Om機輪布置Dual輪胎數(shù)目與尺寸主起落架 40in * 14in2個前起落架 24in * 7. 7in2個九、重量估算與指標分配機身重量Mpe =?2(975 + 5843)1.5 (Br +HLf機身長度(m) Lf = 25.9/wBf機身最大寬度(m) Bf =3.4/7/Hf機身最大髙度(m) H

17、 = 3.4w增壓機身系數(shù),客機取p一一客艙內(nèi)外壓差，單位是巴(bar),典型值M=3837kg機翼重量(1)理想的基本結(jié)構(gòu)重量mc = 1920A15S05 2Vr(l + A)secsec/ tfa(1 - 0.342 + 0.44/12 ) + 2.2彳 +0.5(l-A + 0.7222)3S嚴叫=77Mo = 30723kgA = SS = 66.6m20 = 0 = 25C2 = 0.4N = 2.5x1.65 = 4.125VD =200/77/5r = 0.1尢=112*?；(】+ Wsec0se“0.5xl()5 = 308.3 xio6/=1 一02 + (l-M刊 /M0

18、)J = 0.54inc = 0.033 mr = 0.0049！修正系數(shù)Cx = 0.001 + 0.0015 + 0.004 + 0.01 + 0.004 + 0.003 + 0.01+ 0.02 + 0.005-0.022 + 0.03-3.5x10-5 x30723，+ 0.02+ 0.004 + 0.012 + 0.007 + 0.0015 + 0.002 - 0.005 + 0005 = 0.0826(4) 機身對機翼影響Cv=1.13(l-5/72)-0.0027(1 + 43/7)2 = 1/3 = BJb = 047(5) 機翼總重M 咖=Cy(mc + mr += 3702

19、kg尾翼重量水平尾翼的重量：= 0.0475S”口= 431燈垂直尾翼的重量：Mv =0.0472%Sj=15%g動力裝置重量M 呼-GM 化=3541 燈系統(tǒng)和設(shè)備重量MiVJ=C4Mo=43Ol起落架重量A/lg =ClgA/0 =1383使用項目重量85 +F”P = 1520kg有效載荷M payload = 95P + M嗣廠血0心最大起飛重量M（ = M機身+M商我+M便用如+M機奐+%奐+叫力+ M起落架+ M系統(tǒng)和同定設(shè)備+ M燃油=30723kg重心位置的估算1各部件重心位置估算部件、載荷W (kg)X (m)機翼3590（調(diào)整后）平尾、垂尾431+158=589機身3837

20、起落架1383 d為常瓠取僮分別為頌455, 6=2.58, c=0.144, rf=0.58;謚當(dāng)魏猶態(tài)的謎效弘二仙“網(wǎng)；M為飛儕驟.湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù):xTU,廠ttirb其中:X,=, Xt/Lf對機翼：Nh7Ch-3對平尾：Nh7甘-3對垂尾：Nh7Ch-3對機身：Nh7Ch-3對短艙：Nh7甘-3(2) .形阻因子：機翼形阻因子：P、g =O-4212-4-4(/e)w +24O(c)：平尾形阻因子：% =1+0.1(1-0.893嬉2+4(譏)麗+ 240(垂尾形阻因子：久“=。坯2 + 4(c),” + 24O(c)：其中：4ht= 為翼面的平均相對厚度；為平尾安

21、裝位置因子，計算公謎mu、d、為機身的量大髙度；為為平尾安裝位置的免對值.當(dāng)平尾安裝在機身上時，幾取值為平尾平而到 機身參釋肉環(huán);當(dāng)平尾安裝在垂尾上時，久取值為平尾平直到垂尾咖 距厲.機身形阻因子：其中：lfusF, dv 二短艙形阻因子：_(” % =1171 十 0.35其中：cU二Lnnc=(3) .零升阻力： 一 匸1I DO _其中：0是第i部件的形阻因子；耳是第/部件的摩擦系數(shù)；S鳥是第I部件的濕潤面積。S”是機翼參考面積。(4) .巡航下極曲線圖:=+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):Cf-turb z_A(logNJU + M)其中：A. b、

22、c, d為觸，取僵分別為上0.455，張2.58, “0.144, rf=0.58;%是當(dāng)就黠態(tài)牆誡兒二3御你 欣飛行騷H湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù):7-37-36-3(Xr/U=)其中:Xnf-J Xl/Lb-J M二 對機翼：N=7Ch-3對平尾：Nh7ch-3對垂尾：N尸Cf= 對機身：Nr=Cf= 對短艙：Nr=Cf=(2)零升阻力:(3) 起落架放下引起的阻力增量:一 ZG =二 1(2.85xlO5FP +0-294) Sjr(4)襟翼放下引起的阻力增量為:=-5(5) .起飛總阻力:CD-C|+C|)i+C)-|jG+C|XI-flop(6) 起飛時極曲線圖:二著陸時：(1)摩擦阻力系數(shù):Cf_turb 一d(logNj (1 + M廠)其中：A. b、c. d朋矢 魏分別為H455 , 4=2.58, c=0.144, J=0.58; 姙是當(dāng)就動般的雷饋此；誠飛行馬鹹。湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù):其中：Xf, VLb=, M=對機翼：Nh7Ch-3對平尾：N=7Ch-3對垂尾：Nh7Ch-3 對機身：WCh-3 對短艙：Nh7(X7/Lb=)Ch3(2)零升阻力:r=iAC=1(5.268x104-0