飛機總體設計課程設計

1、南京航空航天大學飛機總體設計報告150座級客機概念設計011110XXXXXX南京航空航天大學設計要求一、有效載荷 二級布置，150座 每人加行李總重，225 lbs 二、飛行性能指標 巡航速度： M 0.78 飛行高度：35000英尺 航程： 2800（nm） 備用油規(guī)則：5%任務飛行用油 + 1,500英尺待機30分鐘用油+ 200海里備降用油。 起飛場長： 小于2100（m） 著陸場長：小于1650（m） 進場速度：小于 250 （km/h）飛機總體布局一、尾翼的數(shù)目及其與機翼、機身的相對位置（一）平尾前、后位置與數(shù)目的三種形式 1 正常式（Conventional)優(yōu)點：技術成熟，所積

2、累的經驗和資料豐富，設計容易成功。缺點：機翼的下洗對尾翼的干擾往往不利，布置不當配平阻力比較大采用情況：現(xiàn)代民航客機均采用此布局，大部分飛機采用的位移布局形式2鴨式（Canard）優(yōu)點：1.全機升力系數(shù)較大；2.L/D可能較大；3.不易失速缺點：1.為保證飛機縱向穩(wěn)定性，前翼迎角一般大于機翼迎角；2.前翼應先失速，否則飛機有可能無法控制采用情況：輕型亞音速飛機及軍機采用3無尾式 ( Tailless )優(yōu)點：1.結構重量較輕：無水平尾翼的重量。2.氣動阻力較小由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小缺點：1. 具有穩(wěn)定性的無尾飛機進行配平時，襟副翼的升力方向向下，引起升力損失 2. 起飛著陸性

3、能不容易保證采用情況：少量軍機采用綜上所述，采用正常式尾翼布局（二）水平尾翼高低位置選擇(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e)  “T” 平尾選擇平尾高低位置的原則1.避開機翼尾渦的不利干擾：將平尾布置在機翼翼弦平面上下不超過5平均氣動力弦長的位置，有可能滿足大迎角時縱向穩(wěn)定性的要求。2.避開發(fā)動機尾噴流的不利干擾3.有利于結構布置：平尾安裝在機身上對減輕結構重量有利考慮角度上平尾中平尾下平尾“T” 平尾高置平尾結構重量輕較輕 輕重 較重 現(xiàn)代民航飛機多采用上平尾。綜合考慮后，選擇上平尾（三）垂尾的位置和數(shù)目 位置 - 機身尾部 - 機翼上部數(shù)目單垂尾：多數(shù)

4、飛機采用單垂尾 ，高速飛機加裝背鰭和腹鰭 雙垂尾：1.壓力中心的高度顯著降低，可以減小由側力所造成的機身扭矩。2.可顯著地降低其側向的“雷達散射截面”無垂尾：飛翼式布局飛機綜上所述，選擇單垂尾，上平尾二、機翼的平面形狀及其在機身上的安裝位置直機翼的特點優(yōu)點：1.升力線斜率大。2.低速翼剖面的相對厚度比較大，結構布置、強度和剛度以及重量問題易解決。缺點：1.速度快時，機翼尾部易失速2.臨界M數(shù)小，機翼容易產生激波導致，過早出現(xiàn)波阻后掠翼的特點優(yōu)點：能有效地提高臨界M數(shù)，延緩激波的產生，避免過早出現(xiàn)波阻。缺點：1.氣動方面：在大后掠角和大梯形比情況下，大迎角時翼尖容易先失速，從而使飛機的穩(wěn)定性和操

5、縱性變壞。2.對機翼結構布置及其強度、剛度和重量特性的影響不利。三角翼的特點優(yōu)點：1.具有小展弦比和大后掠角的特點，其跨音速氣動特性良好，氣動焦點變化較平穩(wěn)。 2.根弦較長，在翼型相對厚度相同情況下，可得到較大的結構高度。3.三角翼的氣動、強度、剛度和重量特性均較好。缺點：1.升力線斜率較小，飛行速度較小時需較大的迎角，才能提供足夠的升力。2.對于小展弦比大后掠角的三角翼，當迎角較大時，將產生強烈的下洗氣流，尾翼布置困難。后掠翼 、三角翼與小展弦比機翼的比較機翼在機身上的安裝位置因素上單翼中單翼下單翼干擾阻力21*3穩(wěn)定性123視界123起落架重量3*21結構布置131安裝吊艙123現(xiàn)代民航客

6、機采用機翼的平面形狀及其在機身上的安裝位置飛機型號載客量機翼的平面形狀及其在機身上的安裝位置737-300130人后掠翼，下單翼737-400140人后掠翼，下單翼737-700134人后掠翼，下單翼737-800164人后掠翼，下單翼737-900170人后掠翼，下單翼747-400410人后掠翼，下單翼757-200180人后掠翼，下單翼767-300230人后掠翼，下單翼777-200350人后掠翼，下單翼777-300280人后掠翼，下單翼A300-600280人后掠翼，下單翼A319120人后掠翼，下單翼A320150人后掠翼，下單翼A321180人后掠翼，下單翼A330-20024

7、0人后掠翼，下單翼A330-300301人后掠翼，下單翼A340-300255人后掠翼，下單翼A340-600322人后掠翼，下單翼A380-800520人后掠翼，下單翼對比后選擇：后掠翼，下單翼三、發(fā)動機（進氣道）數(shù)目和安裝位置發(fā)動機數(shù)目 - 單發(fā)：操縱簡單，附加重量輕，成本低,安全性差 - 雙發(fā)（多發(fā)）：生存力強 安裝位置 - 單發(fā)：機身（前、后） - 雙發(fā)：（a）機身尾段 （b）機翼下部 （c）機翼或尾翼根部 （d）短艙翼吊與尾吊布局比較進氣道布局頭部進氣道：1.布置緊湊，機身截面小，進口氣 流均勻，機炮對進氣影響?。?.機頭不能裝雷達天線或僅裝小的雷達天線。兩側進氣道：進氣道短，內管損

8、失小，機頭便于裝雷達天線，結構較復雜。短艙式：1.進氣道短，不占機身內部空間，對內部布置和結構布置無干擾；2.但要增加額外的阻力。腹部進氣道：大仰角進氣的性能好，有利于提稿飛機的機動性能。背部進氣道：可利用機身或機翼遮擋進氣道，有利于提高隱身性能。現(xiàn)代民航客機采用的發(fā)動機數(shù)目、安裝位置和進氣道形式飛機型號載客量發(fā)動機數(shù)目發(fā)動機安裝位置進氣道形式737-300130人2翼吊短艙式737-400140人2翼吊短艙式737-700134人2翼吊短艙式737-800164人2翼吊短艙式737-900170人2翼吊短艙式747-400410人4翼吊短艙式757-200180人2翼吊短艙式767-3002

9、30人2翼吊短艙式777-200350人2翼吊短艙式777-300280人2翼吊短艙式A300-600280人2翼吊短艙式A319120人2翼吊短艙式A320150人2翼吊短艙式A321180人2翼吊短艙式A330-200240人2翼吊短艙式A330-300301人2翼吊短艙式A340-300255人4翼吊短艙式A340-600322人4翼吊短艙式A380-800520人4翼吊短艙式對比后選擇，在機翼上吊裝兩臺渦輪風扇發(fā)動機四、起落架的型式和收放位置后三點優(yōu)點：1.尾輪小而輕，設計簡單；2.可以利用氣動阻力提供減速力。缺點：1.著陸時操縱困難；2.起飛和著陸滑跑時不穩(wěn)定；3.后三點起落架不能用

10、于噴氣式飛機。前三點優(yōu)點：1.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。2.具有起飛著陸時滑跑的穩(wěn)定性。 3.飛行員座艙視界的要求較容易滿足。 4.可使用較強烈的剎車，縮短滑跑距離。缺點：前輪可能出現(xiàn)前輪“擺振” 現(xiàn)象現(xiàn)代民航客機起落架的形式和收放位置飛機型號載客量起落架的型式和收放位置后起落架組數(shù)起落架收放位置起落架放下737-300130人前三點2機身艙內機翼737-400140人前三點2機身艙內機翼737-700134人前三點2機身艙內機翼737-800164人前三點2機身艙內機翼737-900170人前三點2機身艙內機翼747-400410人前三點4機翼艙內機身艙內機翼及

11、機身757-200180人前三點2機身艙內機翼767-300230人前三點2機身艙內機翼777-200350人前三點4機翼艙內機身艙內機翼及機身777-300280人前三點2機身艙內機翼A300-600280人前三點2機身艙內機翼A319120人前三點2機身艙內機翼A320150人前三點2機身艙內機翼A321180人前三點2機身艙內機翼A330-200240人前三點2機身艙內機翼A330-300301人前三點4機翼艙內機身艙內機翼及機身A340-300255人前三點4機翼艙內機身艙內機翼及機身A340-600322人前三點4機翼艙內機身艙內機翼及機身A380-800520人前三點4機翼艙內機身

12、艙內機翼及機身對比后選擇：前三點式起落架，安裝在機翼上，收起放在機身艙機身外形的初步設計一、客艙布置根據(jù)客機的設計參數(shù),要求設計一架座數(shù)位150的客機,客艙可設計成二級布置的單通道形式: 頭等艙 12人 3排 每排2x2人 座椅寬度：28in過道寬度：27in座椅排距：36in經濟艙 138人 23排 每排3x3人 座椅寬度：20in 過道寬度：19in座椅排距：32in客艙布局大概如下：二、客艙剖面形狀：圓形表面面積小，有利于減少摩擦阻力；對于氣密艙，有利于承受內壓。 寬度：每排座椅：3+3座椅寬度：20in過道數(shù)：1過道寬度：19in高度： 客艙高度149in 考慮到結構要求，將直徑和橫截

13、面形狀適當放大10in得到149in 地板高度：91in 根據(jù)同類客機的設計，地板高度=客艙高度x61% 內艙剖面形狀見下圖 三、機身外形尺寸機身設計的基本要求 裝載要求：有足夠大的內部容積 民機：乘客、機組、使用項目、行李、貨物、系統(tǒng)安裝。 氣動要求：氣動阻力小 結構要求:有利于結構布置 機翼、尾翼安裝 發(fā)動機尾吊布局 適航要求 抗墜毀性 應急撤離 機身中段設計 當量直徑D中的確定: D中=DWS+2CSW+2Ttp+2HfwDWS : 并排座椅最大寬度（139in）CSW : 扶手與側壁間距Ttp : 客艙裝飾層厚度Hfw ： 機身框結構高度參考同類150客機的設計，可得到：D中 =216

14、in中機身長度L中的確定：L中=N1 × Lls +N2× Lsf +N3×Lbg +N4 ×LeeN1 × Lls : 每側座椅數(shù)×座椅排距N2× Lsf : 每側服務模塊數(shù)×相應尺寸這里主要指衣帽間、廚房、洗手間N3×Lbg :每側登機口數(shù)×登機門寬度N4 ×Lee :每側應急出口數(shù)×應急出口寬度總結計算得到 L中=1010in機身前后段設計：（參照同類飛機可得到） L前=220in L后=340in綜上可得到機身外形大致如下：當量直徑D中 ：216in前機身長度L前：2

15、20in中機身長度L中：1010in后機身長度L后：340in機身總長L ： 1570in （39.878m）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:0.78M巡航高度:35000 ft=10675m；聲速:a=576.4kts=296.5m/s 2預估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)）耗油率C0.6 lb/hr/lb=0.0612 kg/(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

16、= 0.6 lb/hr/lb (涵道比為6)L/D = 17.6M = 0.78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，假設3個最大起飛重量值100,000 lbs150,000 lbs200,000 lbs26,400 lbs39,600 lbs52,800 lbs33,750 lbs33,750 lbs33,750 lbs39,850 lbs76,650 lbs113

17、,450 lbs交點：(170728,91906)6所以最終求得的重量數(shù)據(jù)：91906 lbs0.53845072 lbs0.26433750 lbs0.198170728 lbs12 翼載荷和推重比1 界限線圖根據(jù)設計要求參數(shù)，用MATLAB繪制界限線圖如下：2 地毯圖選取推重比和翼載荷的基本原則為： 翼載荷的值盡量靠右 推重比的值盡量靠下 留有充足的余量綜上，選取推重比T/W=0.31；翼載荷W/S=5000（N/m²）對比同類型其他客機的推重比、翼載荷選取數(shù)據(jù)如下：可見結果合理。發(fā)動機選擇一、發(fā)動機種類的選擇各種發(fā)動機的比較發(fā)動機類型優(yōu)點缺點應用活塞式螺旋漿價格比較便宜，耗油率

18、低1.使用壽命較低 2.只能用于亞聲速飛機 輕型飛機 AC-5 AD-100渦輪噴氣1.結構緊湊 2.推力大耗油率高 戰(zhàn)斗機 教練機渦輪螺旋漿 1.耗油率與活塞式發(fā)動機相近，功率、耗油率的速度特性和高度特性優(yōu)于活塞式發(fā)動機； 2.功率重量比較大；3.單位迎風面積的功率值較大；4.故障率低，使用壽命長受到螺旋槳效率的限制，只適用于亞聲速飛機新舟-60軍用運輸機 運-8渦輪風扇1.亞音速時不加力的耗油率較低； 2.加力比較大。 1.迎風面積較大； 2. 結構較復雜各種不同類型飛機螺旋槳風扇油率與一般的渦輪螺旋槳發(fā)動機很相近，即耗油率低技術復雜，成本高少量運輸機沖壓發(fā)動機結構簡單、重量輕低速時不能啟

19、動，故不能單獨使用無人飛機 巡航導彈由于需求的發(fā)動機使用要求是12000米高空，0.8M，耗油率低，并參考現(xiàn)有同類型飛機都采用的渦輪風扇發(fā)動機，故選取渦輪風扇發(fā)動機為飛機發(fā)動機。二、發(fā)動機參數(shù)的選擇1. 涵道比、增壓比、渦輪前溫發(fā)動機參數(shù)對直接使用成本的影響參考此圖，發(fā)動機涵道比選擇為6.0左右。增壓比、渦輪前溫度上升，熱效率提高，發(fā)動機復雜性提高，成本及維修費用提高。由推重比T/W=0.31，=170728 lbs，T=170728x0.31=52925.68 lbs故每臺發(fā)動機的推力需達到26500 lbs。查數(shù)據(jù)可得，選取CFM56-5A3，推力為26500 lbs，涵道比為6.0，推重

20、比5.30，壓縮比為31.3，渦輪前溫度1263°C（A1），凈重4995lb，符合要求。CompanyCFMIEngine Type CFM 56 Engine Model 5A3TO (ISA SLS)Thrust26500 lbFlatt rating30.0 °CBypass ratio6.00Pressure ratio27.8Overall Pressure ratio at max.climb 31.3Mass flow875.9lb/sSFC0.33 lb/hr/lbCLIBMMax thrust5670 lbCRUSIEAltitude 35000 ftM

21、ach number0.8Thrust5000 lbSFC0.6 lb/hr/lbDIMENSIONSLength2.423 mFan Diameter1.830 mBasic eng.wt4995 lbLayoutNumber of shafts 2注：數(shù)據(jù)來源于Turbofan and turbojet engines: database handbook 作者：Élodie Roux，第129頁機翼外形初步設計一、翼型的選擇與設計1、確定設計升力系數(shù)： 即：在初步設計時，近似認為三維機翼的升力系數(shù)CL等于翼型的升力系數(shù)Cl，則有：CL=5000/0.5*0.388*（

22、0.78*296.5）²=0.48其中，0.388kg/m³和296.5m/s分別為巡航高度35000ft下的空氣密度和聲速。2、選擇翼型（1）在設計升力系數(shù)附近阻力越小越好。（2）較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和。（3）俯仰力矩系數(shù)應較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；（4）翼型的結構高度盡可能大，以利于減輕結構重量和內部布置；（5）參考統(tǒng)計值： 對于亞聲速飛機，相對厚度(t/c)在12%左右，相對彎度可大些以滿足最大升力系數(shù)要求。不同類型飛機的典型翼型綜上，選擇超臨界翼型：適于超臨界馬赫數(shù)飛行器的跨聲速翼型。 外形特點：上表面較平坦，下表面后段彎

23、曲較大，并向上內凹，頭部半徑較大。 氣動特點： 跨音速流時，激波強度明顯減弱，并靠近翼型后緣位置。 低頭力矩較大。普通翼型與超臨界翼型的跨音速壓力分布的比較根據(jù)機翼設計升力系數(shù)0.48，選擇超臨界翼型NASA SC(2)-0412最大厚度12%，位于37%弦長處；最大彎度1.3%，位于83%弦長處。 在不同雷諾數(shù)下其升阻比特性如右圖所示。可見，在設計升力系數(shù)0.48附近的阻力是比較小的，符合設計要求。其最大升力系數(shù)較高，失速過程較為緩和。二、機翼平面形狀設計1、 機翼面積：S=151.65m²2、 展弦比AR初步確定時，參考其他同類飛機的統(tǒng)計數(shù)據(jù)考慮到飛機燃油儲存，最終取AR=8.8

24、3、 梯形比TR初步確定時參考同類其他飛機數(shù)據(jù)，噴氣運輸機一般取0.40.2。對于亞聲速飛機，考慮其對機翼誘導阻力Cxi的影響，Cxi=k*Cy²/()當TR=0.4左右時誘導阻力最小，這時機翼上的氣動載荷分布接近橢圓形，如所圖示。但由于考慮機翼燃油儲存的問題，綜合考慮后取TR=0.34、 后掠角如何選定后掠角L 對于亞聲速飛機： L =0 或 L < 15o (用于調整重心） 對于高亞聲速飛機： L = 2540°；可以提高臨M界數(shù)，延緩激波的產生。綜上，選取L = 25° 。同類其他飛機后掠角統(tǒng)計數(shù)據(jù)：5、 其他幾何參數(shù) 展長 =36.53m；弦長 =6

25、.39m =1.92m平均氣動弦由作圖法確定，如下（單位：m）機翼平均厚度考慮后掠角與相對厚度對阻力發(fā)散馬赫的影響根據(jù)同類飛機的規(guī)律，并考慮燃油儲存的問題后，取平均厚度(t/c)AV=0.1此時的阻力發(fā)散馬赫數(shù)大約為0.8，高于巡航馬赫數(shù)0.78，符合設計要求。 三、機翼安裝角和上反角確定1、安裝角iw （CL，Des巡航時所需的升力系數(shù)）初步設計時，根據(jù)統(tǒng)計規(guī)律取iw=2°扭轉角根據(jù)同類飛機（參考A320，737等），采取負扭轉角3°，可以延緩翼梢氣流失速。2、上反角在概念設計階段，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。§ 機翼后掠翼會增加側向穩(wěn)定性，

26、下單翼則會削弱側向穩(wěn)定性。綜上，選取上反角5°3、翼梢采用翼梢小翼結構，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。四、副翼與擾流板的設計1、 副翼在概念設計階段，一般根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)；統(tǒng)計數(shù)據(jù)： 相對面積 S副/S = 0.05 0.07 相對弦長 c副/c = 0.20 0.25 相對展長 L副/L = 0.20 0.40 偏角 d副 = 25° 30° 統(tǒng)計數(shù)據(jù):副翼的相對展長與相對弦長 取相對弦長為c副/c=0.22 相對展長為 L副/L=0.2 相對面積為S副/S=0.044根據(jù)統(tǒng)計規(guī)律，副翼布置在半展長6

27、0%90%的位置。2、 擾流板位于后緣襟翼之前。 當非對稱打開時，可產生滾轉力矩。 當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。 當在著陸時對稱打開時，可增加阻力，縮短著陸距離五、增升裝置的設計各種襟翼的增生效果：直機翼后緣襟翼數(shù)據(jù) 計算所需的起飛和著陸升力系數(shù)的增量： Clmax起飛 = 1.07 (Clmax起飛 - CLmax)=0.8 Clmax著陸 = 1.07 (Clmax著陸- CLmax)=1.23現(xiàn)代民機一般采用雙縫式襟翼。因此可選取雙縫式襟翼與前緣開縫襟翼相結合的形式，從而達到增升的目的。 襟翼展長應與副翼展長協(xié)調。 在滿足副翼長度的前提，襟翼展長盡量長。最

28、終取襟翼相對弦長C襟/C=0.35襟翼相對展長L襟/ L =0.4六、機翼內燃油容積估算燃油容積近似計算：420bS(t/c)(1-0.89l+0.49 l2) / AR （kg） =420*36.53*151.65*0.1*(1-0.89*0.3+0.49*0.3²)/8.8=20546.40 kg > 20426.63kg大于所需燃油重量，滿足要求。七、機翼縱向位置的初步確定根據(jù)統(tǒng)計規(guī)律，取X.25=0.46L身=18.34m根據(jù)設計數(shù)據(jù)，機翼外形圖大致如下：尾翼外形初步設計一、水平尾翼1.1確定平尾容量和平尾面積。其中：最大機身寬度3.784m 機身長度39.878m機翼

29、參考面積151.65m² 機翼平均氣動弦長 4.56m而縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關系：而我們選擇的則平尾容量為:預估尾力臂長度：發(fā)動機安裝在機翼上時，尾力臂 約等（50-55%）計算平尾面積：平尾參數(shù)設計參照同類飛機：飛機類型展弦比AR梯形比升降舵弦長ce/c相對厚度t/c輕型飛機3.55.00.501.00.350.450.06 0.09渦槳支線客機3.55.00.500.800.300.450.06 0.09公務機3.55.00.350.500.300.400.06 0.09噴氣運輸機3.55.00.250.450.300.350.06 

30、;0.09戰(zhàn)斗機、攻擊機3.04.00.250.400.301.00.03 0.04飛機型號S升降舵/S平尾S方向舵/S垂尾Boeing 727-2000.250.16Boeing 737-2000.270.24DC-9-500.380.41A3100.260.35Fokker F-280.200.161.2確定平尾的外形數(shù)據(jù)我們取展弦比后掠角為梯形比：0.38（參考737）展長：根弦線根梢比：前緣后掠角相對厚度 升降舵弦長升降舵面積2.3繪制平尾的外形草圖二、垂直尾翼2.1確定垂尾容量和面積航向機身容量參數(shù)： =0.1031其中：最大機身高度3.784

31、m 機身長度39.878m機翼參考面積151.65m²bW機翼展長 36.53m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=0.06412計算垂尾面積：由 得垂尾相對面積：S垂/S=17.815/151.65=0.1175垂尾容量的統(tǒng)計值飛機類型垂尾容量的典型值輕型飛機0.0240.086渦槳支線客機0.0650.0121公務機0.0610.093噴氣運輸機0.0380.120超聲速戰(zhàn)斗機0.0410.130客機垂尾容量和垂尾相對面積的統(tǒng)計數(shù)據(jù)與垂尾容量的典型值相比，滿足要求。但與同類飛機數(shù)據(jù)相比,垂尾容量、垂尾相對面積均偏小。考慮到飛機為翼吊布局，問題應該出現(xiàn)在，

32、航向機身容量參數(shù)確定法沒有考慮到單發(fā)停車情況?？紤]單發(fā)停車時，由垂尾力矩與偏航力矩平衡，得Me=V2ClmaxSVLV發(fā)動機海平面推力為26500lb，即117797.9384N發(fā)動機距飛機中線的距離：7.5+1.892=9.392m海平面空氣密度：1.225kg/m3 Clmax=1.2Sv為垂尾面積 LV=19.939代入算得，SV=24.456計算垂尾面積：由 得VV=0.08804其中，VV : 垂尾容量S ：機翼面積SV : 垂尾面積lV ： 垂尾力臂bW： 機翼翼展垂尾相對面積：S垂/S=24.456/151.65=0.1613 此時，再與客機垂尾容量和垂尾相對面積的統(tǒng)計數(shù)據(jù)相比，

33、相差不大。2.2確定垂尾的外形數(shù)據(jù)垂尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計值飛機類型展弦比梯形比方向舵弦長相對厚度ARce/ct/c輕型飛機1.21.80.300.500.250.450.06 0.09渦槳支線客機1.41.80.300.700.250.450.06 0.09公務機0.81.60.300.800.250.350.06 0.09噴氣運輸機0.81.80.300.800.250.400.08 0.10戰(zhàn)斗機、攻擊機1.21.60.250.400.200.350.03 0.09參考同類飛機，初步確定展弦比、梯形比、后掠角、相對厚度、升降舵和方向舵的尺寸。展弦比：AR=1.5梯形比：=0.7方向舵弦長：ce/

34、c=0.30方向舵面積：S方向舵/S垂尾=0.24垂尾相對厚度： t/c=0.08 其中：c為垂尾弦長，t為厚度展長：6.057根弦長：尖弦長：=0.74.750=3.3251/4弦線后掠角：=35前緣后掠角： =arctg(tg+(1-)/ AR (1+)=39.28一些噴氣客機的統(tǒng)計數(shù)據(jù)飛機型號S升降舵/S平尾S方向舵/S垂尾Boeing 727-2000.250.16Boeing 737-2000.270.24DC-9-500.380.41A3100.260.35Fokker F-280.20.162.3繪制垂尾的外形草圖起落架1、 確定起落架的幾何參數(shù)停機角：飛機的水平基準線與跑道平面

35、之間的夾角。著落角：主輪接地點與機身尾部最低點間的平面和地面之間的夾角。取防后倒立角由取。 主輪距：主起落架機輪之間的距離。取7.8m前、主輪距：前主起落架與主起落架機輪之間的縱向距離。由取m高度：飛機重心到地面的距離。取3.4m2、 機輪布置型式和尺寸 機輪布置取決于跑道承載限制，典型的布置方式如下：根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，選擇機輪布置型式：輪胎類型1）低壓輪胎(型)通用航空飛機，如Cessna飛機系列。2）超高壓輪胎(型)運輸機（如B737)、軍用機、渦槳飛機等。3）超高壓低斷面輪胎(型)適用高速起飛。因此選擇低壓輪胎(型)。輪胎數(shù)目與尺寸由上可選擇輪胎數(shù)目和尺寸：主起落架40in * 14in 2

36、個前起落架24in * 7.7in 2個發(fā)動機短艙初步布置一、短艙的類型典型分離式噴流發(fā)動機的短艙 典型混合噴流發(fā)動機的短艙 1）對于分離噴流的發(fā)動機（外涵道氣流和核心發(fā)動機氣流是分離的），安裝 在有不同噴口的吊艙中。 2）對于混合噴流發(fā)動機，安裝在全長吊艙中。 因此選擇分離式短艙。2、 短艙的幾何參數(shù)的確定 由之前選擇的發(fā)動機參數(shù)可得:風扇直徑DF=1.830m；涵道比=6.0；總壓比 OPR=31.3;最大使用馬赫數(shù)MM0=0.8；在無風海平面和ISA下起飛額定推力的總 空氣流量Wa=875.9lb/s.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

37、推力的總空氣流量Wa=875.9lb/sDIH = 0.037*875.9+32.2=64.6 in = 1.64 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三、短艙翼吊安裝

38、位置的初步確定貫入量：機翼弦長的1517，取m通道縱深度：機翼弦長10%，為0.456 m。展向位置:對于雙發(fā)，一般位于的半展長處。取34%，得m,則兩發(fā)動機間距12.42m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?shù)匾砻嫦揖€的夾角；一般很小，取0°?？紤]到機翼的下洗現(xiàn)象，進氣道軸線應該與來流基本一致。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）偏一角度。重量估算與指標分配機身重量機身長度 (m) 機身最大寬度

39、 (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) 機身對機翼影響為機身最大寬度與機翼展長的比值(4) 機翼總重尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：VD設計俯沖速度，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。動力裝置重量系統(tǒng)和設備重量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

40、取11；遠程客機取8起落架重量Clg對于客機一般取4-4.5%左右。使用項目重量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，對于遠程客機和公務機取16有效載荷Mpayload=102P+Mfreight=15300kg102乘客平均體重與平均行李重量之和(kg)；P飛機載客人數(shù)(150)；Mfreight不含旅客和行李的貨運重量。商載M=7500kg最大起飛重量M0=M機身+M商載+M使用項目+M機翼+M尾翼+M動力+M起落架+M系統(tǒng)和固定設備+M燃油=70565.93kgM0<77500kg 符合重心估算根據(jù)同類飛機數(shù)據(jù)，預取本設計飛機機翼前緣

41、頂點到機頭的距離占全機距離的39.878（Lf=39.878m）；根據(jù)同類飛機數(shù)據(jù)，中央油箱的體積取為13200L，為使飛機在使用中重心變化盡可能小，中央油箱布置在起落架上（即全機重心），1、2號主油箱的體積均取6200L，且關于機身軸線對稱，內翼段用來布置內主油箱，機翼中段布置外主油箱，內主油箱裝載8488.27kg燃油，外主油箱裝載1414.71kg燃油。則主油箱重心位置可近似估算為機翼半展長的22%出弦長中點處。根據(jù)座艙布置圖，當有效載荷滿載且正常就坐時，可以預估有效載荷的重心位置大致在機身中段的55%處。正常飛行重心統(tǒng)計表如下：基本空機重量狀態(tài)的重心位置：（mgx）/（mg）=（197

42、738.212+32042.358+9744.35+159734.871+63397.61+114753.905+191057.918+ 186176.024+ 294642.81+ 154772.228）/（10781.8+ 848+ 258+ 9355.5+ 7069+ 8525）=18.1551m計算得重心在26.04%平均氣動弦處，大致滿足統(tǒng)計規(guī)律，不需要進行重心調整。故：飛機正常飛行時重心位置為（假設此時為最大起飛狀態(tài)）XG=18.0664m氣動特性分析1、全機升力線斜率機翼的升力線斜率： =5.12為因子： =1.1993全機的升力線斜率： =6.14其中： dh =5.4864m

43、，b=36.53m，Snet = 116.6m2，Sgross=151.65m2，AR=8.8最大升力系數(shù)： =1.596其中regs為適航修正參數(shù)，按Vs取證取為regs =12、后緣襟翼產生的升力增量 Clmax為增升裝置二維剖面的最大升力增量； Sflapped為流經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。典型飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角起飛時，=20°，雙縫襟翼max=50°，取Sflapped/S=0.6著陸時，=45°，雙縫襟翼max=50°，取Sflap

44、ped/S=0.63、阻力3.1 升致阻力巡航時，升致阻力因子 =0.04498襟翼打開時的升致阻力因子 起飛時K=0.045 著陸時K=0.032873.2 零升阻力3.2.1 各部件濕潤面積計算機翼： =116.6x（1.977+0.52x0.10）=236.56m2 平尾： =37.73x（1.977+0.52x0.08）=76.16m2 垂尾： = 24.456x（1.977+0.52x0.08）=49.37m2 機身： =x(205+180)/2=604.76m2 其中： 短艙： =22.15m²（x2）3.2.2 摩擦阻力（巡航狀態(tài)）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=2.87x107 Cf=2.25x10-3 對平尾： NR=2.02x107 Cf=