飛機(jī)總體課程設(shè)計(jì)報(bào)告

1、國使用的噴氣式公務(wù)機(jī)設(shè)計(jì)班級(jí)： 0111107 學(xué)號(hào)： 011110728 ： 于茂林 一、公務(wù)機(jī)設(shè)計(jì)要求類型國使用的噴氣式公務(wù)機(jī)。有效載重旅客612名，行20kg/人。飛行性能：巡航速度： 0.6 - 0.8 M最大航程： 35004500km起飛場長： 小于14001600m著陸場長： 小于12001500m進(jìn)場速度： 小于230km/h據(jù)世界知名的公務(wù)機(jī)雜志B&CA發(fā)布的2011 Purchase Planning Handbook，可以將公務(wù)機(jī)按照價(jià)格、航程、客艙容積等數(shù)據(jù)分為超輕型、輕型、中型、大型、超大型。根據(jù)設(shè)計(jì)要求，可以確定我們設(shè)計(jì)的公務(wù)機(jī)屬于輕型公務(wù)機(jī)：價(jià)格在700-

2、1800萬美元、航程在3148-5741公里、客艙容積在8.5-19.8立方米的公務(wù)機(jī)。與其他公務(wù)機(jī)相比，輕型公務(wù)機(jī)主要靠較低的價(jià)格、低廉的運(yùn)營成本、在較短航程的高效率來取得競爭優(yōu)勢。由此，從中選出一些較主流機(jī)型作為參考2、 確定飛機(jī)總體布局1、參考機(jī)型龐巴迪航空：里爾45xr、里爾60xr巴西航空：飛鴻300、塞斯納航空：獎(jiǎng)狀cj3機(jī)型座位數(shù)巡航速度M起飛場長m著陸場長m航程km最大起飛重量kg里爾45XR90.79153681136479752里爾60XR90.7916611042445410659飛鴻30090.77110089033468207獎(jiǎng)狀CJ390.7296974131216

3、3002、可能的方案選擇：正常式前三點(diǎn)起落架T型平尾 / 高置平尾 + 單垂尾尾吊雙發(fā)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) / 翼吊雙發(fā)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) / 尾吊雙發(fā)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)小后掠角梯形翼+下單翼 / 小后掠角T型翼+中單翼 / 直機(jī)翼+上單翼3、 最終定型與改進(jìn)1）正常式、T型平尾、單垂尾避免機(jī)翼下洗氣流和螺旋漿滑流的影響：1、減小尾翼振動(dòng)；2、減小尾翼結(jié)構(gòu)疲勞；3、避免發(fā)動(dòng)機(jī)功率突然增加或減小引起的駕駛桿力變化 “失速”警告（安全因素） 外形美觀（市場因素）由于飛機(jī)較小，平尾不需要太大，對(duì)垂尾的結(jié)構(gòu)重量影響不大2）小后掠角梯形翼（帶翼梢小翼）、下單翼本次公務(wù)機(jī)設(shè)計(jì)續(xù)航速度0.6-0.8M，處于跨音速圍，故采用小展弦

4、比后掠翼，后掠角大約30左右，能有效地提高臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。翼梢小翼的功能是抵御飛機(jī)高速巡航飛行時(shí)翼尖空氣渦流對(duì)飛機(jī)形成的阻力作用，提高機(jī)翼的高速巡航效率，同時(shí)達(dá)到節(jié)油的效果。采用下單翼， 起落架短、易收放、結(jié)構(gòu)重量輕；發(fā)動(dòng)機(jī)和襟翼易于檢查和維修；從安全考慮，強(qiáng)迫著陸時(shí)，機(jī)翼可起緩沖作用；更重要的是，因?yàn)楣珓?wù)機(jī)下部無貨物倉，減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。3）尾吊雙發(fā)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，稍微偏上主要考慮對(duì)飛機(jī)的駕駛比較容易，座艙噪音較小，符合易操縱性和舒適性的要求。機(jī)翼升力系數(shù)大單發(fā)停車時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)離機(jī)身近，配平操縱較容易；起落架較短，可以減輕起落架重量。由于機(jī)翼與客艙地板平齊有點(diǎn)偏

5、高，為了使發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣不受影響，故將發(fā)動(dòng)機(jī)安排的稍稍偏上。4）前三點(diǎn)起落架，主起落架安裝在機(jī)翼上適用于著陸速度較大的飛機(jī)，在著陸過程中操縱駕駛比較容易。具有起飛著陸時(shí)滑跑的穩(wěn)定性。 飛行員座艙視界的要求較容易滿足。 可使用較強(qiáng)烈的剎車，縮短滑跑距離。4、三視圖草圖三、主要參數(shù)的確定1、估計(jì)巡航階段燃油系數(shù)在重量估算中，最關(guān)鍵的是估算巡航階段燃油系數(shù)。根據(jù)設(shè)計(jì)要求：-航程Range=4000km;-巡航速度：M=0.7；-巡航高度：12000m；-聲速：a=576.4kts(296.5m/s)；預(yù)估數(shù)據(jù)（參考統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)）：-耗油率C=0.6（涵道比假設(shè)為6）-升阻比L/D=14.6根據(jù)Bregue

6、t方程：計(jì)算得：所以：Wfuel cruise/Wto=1-1/1.246=0.197燃油系數(shù)主要由任務(wù)剖面中巡航階段確定，其它階段（除巡航階段以外）的燃油系數(shù)為：參照算例中各階段燃油系數(shù)2、估算飛機(jī)最大起飛重量（lb）每位乘客80kg并攜帶20kg行Wto60,00035,00010,000Wfuel12,99011,077.52,165Wpayload2,4252,4252,425Wempty44,58521,497.55,140最終求得的重量數(shù)據(jù)：重量lb比例Wto235001Wfuel5087.750.2165Wpayload24250.1032Wempty15987.250.6803

7、3、估算推重比和翼載荷根據(jù)界限線圖，選擇如下技術(shù)指標(biāo)：-翼載荷：W/S=3400N/m2-推重比：To/Wto=0.35(10N/kg)計(jì)算得：-機(jī)翼面積：S=31.35m2-發(fā)動(dòng)機(jī)推力：To=37307.78N-單發(fā)推力：T'=18653.89N四、發(fā)動(dòng)機(jī)選擇根據(jù)飛行高度和飛行速度選擇發(fā)動(dòng)機(jī)類型根據(jù)巡航馬赫數(shù)M=0.7,飛行高度12000m，選擇渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。根據(jù)初始參數(shù)，查找出3個(gè)系列5種型號(hào)的發(fā)動(dòng)機(jī)，簡介如下：（一）、TFE731系列 由美國霍尼爾研制的雙轉(zhuǎn)子齒輪傳動(dòng)渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。該型發(fā)動(dòng)機(jī)按照噴氣公務(wù)機(jī)的主要要求（噪聲小、性能好、經(jīng)濟(jì)、安全可靠）制造。它的設(shè)計(jì)點(diǎn)為H=122

8、00m，M=0.8。并同時(shí)將發(fā)動(dòng)機(jī)的維修性與性能和質(zhì)量放在同等重要的位置。TFE7314 (起飛推力1815daN) 曾用于“獎(jiǎng)狀”生產(chǎn)型公務(wù)機(jī)。TFE7315 (起飛推力1915daN) 擁有更高的涵道比風(fēng)扇，采用了新型的低壓渦輪驅(qū)動(dòng)。曾用于“霍克”125800型飛機(jī)。TFE73140200G (起飛推力1890daN) 采用TFE7315的風(fēng)扇，用了新的高壓氣機(jī)，高壓渦輪和齒輪箱。曾用于”灣流”100型飛機(jī)。（二）、PW500系列 由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一種大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。它繼承了JT15D發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，在可靠性、壽命方面也比較好。PW545B (起飛推力177

9、5daN) 該系列最新型的一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，曾用于塞斯納“獎(jiǎng)狀”XLS飛機(jī)。（三）、PW300 系列 同為普·特公司研制的一種雙轉(zhuǎn)子中等涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。它的研制主要針對(duì)那種高速、低成本、跨大陸飛行的公務(wù)機(jī)。PW305A (起飛推力2081daN) 曾用于龐巴迪公司的“利爾噴氣”60飛機(jī)。型號(hào)推重比單位迎面推力（）耗油涵道比巡航耗油率（·）可靠維修性與壽命價(jià)格（）（）4.974504：性能安全可靠，使用壽命好萬（）5.054284：.：.同一系列，性能上有改進(jìn).萬（）4.764690：同一系列，性能上有改進(jìn)萬（）4.73420：易維修，翻修時(shí)間長，使用壽命長萬（）5.2528

10、16：使用成本低，可靠性高萬參照以上表格的分析，在推重比和可靠維修性方面，五種發(fā)動(dòng)機(jī)都不錯(cuò)。對(duì)于PW305A，雖然在推重比和耗油方面有著優(yōu)越的特性，但其迎面推力還是比較低的，不能把它放入優(yōu)選的行列。PW545B的靜推力較小，因此以上兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)作為在推力需要較大調(diào)整時(shí)的選擇對(duì)象。TFE73140200G的推重比在三個(gè)中低了一點(diǎn)兒，但它有著不俗的靜推力和耗油率，這也是我們很需要的。所以將TFE73140200G作為首選對(duì)象所以將TFE73140200G作為首選對(duì)象，其它兩臺(tái)可作為適當(dāng)調(diào)整備選對(duì)象。在今后的設(shè)計(jì)過程中將更適合的發(fā)動(dòng)機(jī)裝配給飛機(jī)。技術(shù)數(shù)據(jù)最大起飛推力 (daN) TFE7314 181

11、5TFE7315 1915TFE73140200G 1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE7314 413TFE7315 425TFE73140200G 449起飛耗油率（kg/(daN·h)）TFE7315 0.494TFE73140200G 0.481巡航耗油率（kg/(daN·h)）TFE7314 0.786TFE7315 0.792TFE73140200G 0.748推重比TFE7314 4.97TFE7315 5.05TFE73140200G 約4.76空氣流量（海平面，靜態(tài)，kg/s）TFE7315 64.86TFE73140200G 6

12、5.77涵道比TFE7315 3.48TFE73140200G 2.90總增壓比TFE7315 17.5TFE73140200G 22渦輪進(jìn)口溫度(最大起飛狀態(tài)，)TFE7315 952TFE73140200G 1022進(jìn)口直徑(mm)TFE7314 716TFE7315 754TFE73140200G 716寬度(mm)TFE7314 869TFE7315 858TFE73140200G 847長度（mm）TFE7314 1464TFE7315 1652TFE73140200G 1547干質(zhì)量(kg)TFE7314 373TFE7315 387TFE73140200G 406五、機(jī)身外形設(shè)計(jì)

13、1、中機(jī)身設(shè)計(jì)飛機(jī)典型座椅寬度座椅寬度：23英寸典型過道寬度：19英寸座椅與機(jī)艙邊距：10英寸在完成客艙布置基礎(chǔ)上，將客艙壁向外增加100140mm 公務(wù)機(jī)底板下無貨運(yùn)集裝箱座椅排距：38英寸（9人5排）廚房衛(wèi)生間（客艙后部）考慮到座椅和廚衛(wèi)，加間距4英寸考慮公務(wù)機(jī)的舒適性，在第一排前部布置一桌子，同時(shí)左側(cè)空間用于布置乘客登機(jī)門，位于機(jī)身左側(cè)，桌子長度取20英寸。故中機(jī)身總長度：2、前機(jī)身設(shè)計(jì)參考同類飛機(jī)前機(jī)身長徑比，確定本機(jī)前機(jī)身長徑比為1.9前機(jī)身長度：3、后機(jī)身設(shè)計(jì)參考同類飛機(jī)后機(jī)身長徑比，確定本機(jī)后機(jī)身長徑比為3后機(jī)身長度：尾部上翹角：11°機(jī)身總長度：L=702英寸長徑比：

14、=7.4六、機(jī)翼外形設(shè)計(jì)1、翼型選擇設(shè)計(jì)升力系數(shù)：在初步設(shè)計(jì)時(shí)，近似認(rèn)為Cl三維機(jī)翼的升力系數(shù) cl翼型的升力系數(shù)-翼載荷：Wto/S=3400N/m2 ; -機(jī)翼面積：S=31.35m2;-巡航速度：M=0.7； -巡航高度：12000m；得到升力系數(shù)根據(jù)設(shè)計(jì)升力系數(shù)選出合適的翼型 采用NACA6翼型，參考翼型數(shù)據(jù)由后續(xù)的相對(duì)厚度圍10-16%選擇原則：1、翼型在其設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近，具有最有利的壓力分布，其阻力系數(shù)最小，升阻比也比較大。2、在設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近阻力越小越好。3、較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和。4、俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；5、翼

15、型的結(jié)構(gòu)高度盡可能大，以利于減輕結(jié)構(gòu)重量和部布置；綜上，選擇NACA 65(1)-4122、機(jī)翼平面形狀的設(shè)計(jì)展弦比AR機(jī)翼的展弦比 AR=l2/S 大小對(duì)機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)、零升阻力系數(shù)和升力線斜率方面的氣動(dòng)特性都有影響，總的來說，亞聲速飛機(jī)適宜采用較大的展弦比，公務(wù)機(jī)5.0-8.8。飛機(jī)類型展弦比（AR）輕型飛機(jī)5.08.0渦槳支線客機(jī)11.012.8公務(wù)機(jī)5.08.8噴氣運(yùn)輸機(jī)7.09.5超聲速戰(zhàn)斗機(jī)2.55.0AR=8算的L=15.8m梯形比當(dāng)=0.4時(shí)，升力分布接近橢圓形，故許多低速飛機(jī)為0.4左右； 減小，可減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量；減小，有利于布置起落架； 小對(duì)防止翼尖失速不利。飛機(jī)類型

16、梯形比輕型飛機(jī)1.00.6渦槳支線客機(jī)0.60.4公務(wù)機(jī)0.60.4噴氣運(yùn)輸機(jī)0.40.2超聲速戰(zhàn)斗機(jī)0.50.2=0.4后掠角對(duì)于亞聲速飛機(jī)： =0或< 15o (用于調(diào)整重心）對(duì)于高亞聲速飛機(jī)：= 2540°；可以提高臨M界數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生。雖然是亞聲速飛機(jī)，但是參照所已有機(jī)型，將后掠角適當(dāng)增加1/4=25°相對(duì)厚度 噴氣運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼厚度的典型分布由上圖，翼根處（t/c)=15%，轉(zhuǎn)折處（t/c）=12%，翼尖處（t/s）=11%，噴氣運(yùn)輸機(jī)和公務(wù)機(jī)的平均相對(duì)厚度一般在10至12之間，取平均相對(duì)厚度為12%。阻力發(fā)散馬赫數(shù)0.775>0.7,符合要求。機(jī)翼參

17、數(shù)面積S=31.35m2展長L=15.8m弦長氣動(dòng)弦長前緣后掠角平均氣動(dòng)弦到翼根距離機(jī)翼平面圖如圖：3、機(jī)翼其他布局參數(shù)安裝角翼型迎角5°時(shí)CL=0.511可取，iw=5°(CL，Des巡航時(shí)所需的升力系數(shù))統(tǒng)計(jì)值噴氣客機(jī)： 1º5.3º戰(zhàn)斗機(jī)： -1º3.6º扭轉(zhuǎn)角采用幾何扭轉(zhuǎn)-負(fù)扭轉(zhuǎn)：從翼根至翼尖， iw 逐漸減小。公務(wù)機(jī)、噴氣運(yùn)輸機(jī)：負(fù)扭轉(zhuǎn)角 0º7º取扭轉(zhuǎn)角為4°上反角在概念設(shè)計(jì)階段，主要依據(jù)統(tǒng)計(jì)值。統(tǒng)計(jì)值的大小與飛機(jī)布局型式有關(guān)。亞聲速后掠翼+下單翼，可取3°-7°對(duì)于“T”

18、平尾和下單翼布局，上反角為3º左右。故取上反角3°飛機(jī)類型下單翼中單翼上單翼直機(jī)翼5º7º2º4º0º2º亞聲速后掠翼3º7º-2º2º-5º2º超聲速后掠翼0º5º-5º0º-5º0º翼梢小翼采用翼梢小翼，可以減少翼梢外氣流漩渦效應(yīng)，對(duì)翼梢處的旋渦進(jìn)行遮擋，翼梢小翼設(shè)計(jì)成有彎度，翼梢渦在小翼產(chǎn)生升力，這個(gè)升力方向向前，可減小總阻力。內(nèi)翼后緣拓展目的：增加根部弦長，便于起落架的布置；可降低根部弦剖

19、面升力系數(shù)，便于氣動(dòng)設(shè)計(jì)。增升裝置 Clmax起飛 = 1.07 (Clmax起飛 - CLmax)=1.37 Clmax著陸 = 1.07 (Clmax著陸- CLmax)=1.37根據(jù)計(jì)算結(jié)果選擇襟翼類型和尺寸，同時(shí)參考統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，渦槳支線客機(jī)、公務(wù)機(jī)和噴氣運(yùn)輸機(jī)一般采用雙縫襟翼。故采用雙縫襟翼-襟翼相對(duì)弦長C襟/C=35% 襟翼展長L襟=5m襟翼型式相對(duì)弦長偏轉(zhuǎn)角CLmax對(duì)應(yīng)Clmax的開裂式0%25%50°60°0.6-0.8（=13-14°）后退式30%40%40°50°1.31.4（=13°）雙縫式30%40%40

20、6;50°1.41.5（=12°）多縫式35%45%50°60°1.61.8（=12°）副翼參考統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)：相對(duì)面積 S副/S = 0.06 相對(duì)弦長 c副/c = 0.25相對(duì)展長 L副/L = 0.35偏角 d副 = 25° 統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù):副翼的相對(duì)展長與相對(duì)弦長擾流片功用：當(dāng)非對(duì)稱打開時(shí)，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。當(dāng)在飛行中對(duì)稱打開時(shí)，可增加阻力，起減速作用和增加下降速率。當(dāng)在著陸時(shí)對(duì)稱打開時(shí)，可增加阻力，縮短著陸距離。公務(wù)機(jī)和噴氣運(yùn)輸機(jī)一般配置有繞流板。位置：一般位于后緣襟翼的前面機(jī)翼梁在概念設(shè)計(jì)階段需定義機(jī)翼前、后粱的位置。確定前、后粱位置

21、要考慮的因素：結(jié)構(gòu)高度襟翼尺寸和操縱機(jī)構(gòu)所需的空間副翼尺寸和操縱機(jī)構(gòu)所需的空間燃油容積典型的前、后粱位置前粱：1622弦長處，取20%后梁： 6075弦長處，取65%燃油容積通常公務(wù)機(jī)和運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼要容納所有的燃油。燃油一般裝入由前、后粱和蒙皮上表面和下表面構(gòu)成的空間。燃油容積近似計(jì)算：符合要求。機(jī)翼縱向位置初步確定X.25 m.a.c=56%*LFus=9.99m7、 尾翼外形設(shè)計(jì)1、平尾容量縱向機(jī)身容量參數(shù)：其中，Wfus 最大機(jī)身寬度 Lfus 機(jī)身長度 SW 機(jī)翼參考面積 CW 機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長由縱向機(jī)身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系：公務(wù)機(jī)的重心變化圍為18%可以得到平尾容量為VH=4.4

22、*18%=0.7922、垂尾容量航向機(jī)身容量參數(shù)：（Hfus2)(Lfus)/swbw=0.210其中 Hfus最大機(jī)身高度 Lfus機(jī)身長度 Sw機(jī)翼參考面積 bw機(jī)翼展長由航向機(jī)身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系：可以得到：垂尾容量Vv=0.093、預(yù)估尾力臂的長度發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身后部，尾力臂=（45-50%）L機(jī)身取尾力臂LV=50%LFUS=8.915m根據(jù)尾容量和尾力臂長度，計(jì)算平尾和垂尾的面積平尾的面積：VH=SH/S*lH/cVH : 平尾容量SH : 平尾面積 可得SH=5.85m2；S ：機(jī)翼面積lH ： 尾力臂c ： 平均氣動(dòng)弦長垂尾的面積VV=SV/S*lV/bwVV : 垂尾容

23、量SV : 垂尾面積S： 機(jī)翼面積 可得SV =5m2；lV： 垂尾力臂bW：機(jī)翼翼展4、確定平尾和垂尾的外形數(shù)據(jù)由平尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)值：取展弦比AR=4；梯形比=0.40；升降舵弦長 ce/c=0.35；相對(duì)厚度t/c=0.8；后掠角=32.5；由公式可得平尾：展長L=4.84;C根=1.73m；C尖=0.69m;MAC=1.29m;由垂尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)值：取展弦比AR=1.0；梯形比=0.50；方向舵弦長 ce/c=0.30；相對(duì)厚度t/c=0.8；后掠角=45°；由公式可得垂尾：展長 L=2.24m； C根=2.98m； C尖=1.49; MAC=2.32m；5、繪制平尾和垂尾的外

24、形草圖平尾：垂尾：八、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙初步布置已知：風(fēng)扇直徑DF=0.847m； 涵道比= 2.90；總壓比OPR=22； 最大使用馬赫數(shù)MMO=0.7； 總空氣流量Wa= 144.694lb/s進(jìn)氣道唇口直徑DIH = 0.037Wa+32.2=0.954m;主整流罩最大高度MH = 1.21DF=1.02m;主鎮(zhèn)流罩長度LC = 2.36DF - 0.01(DF*MMO)2=2.0m;風(fēng)扇出口處主整流罩直徑DFO=（0.00036Wa+5.84)2 =0.912m; DMG=（0.000475Wa+4.5)2 = 0.561m;核心發(fā)動(dòng)機(jī)氣流出口處整流罩直徑DJ = (18-55*k)0.5 取

25、DJ=0.4m；燃?xì)獍l(fā)生器后長度LAB=（DMG-DJ）/0.23=0.7m;短艙軸線的偏角和安裝角考慮到機(jī)翼的下洗現(xiàn)象，進(jìn)氣道軸線應(yīng)該與來流基本一致。為減小發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、吊掛與機(jī)身之間的干擾阻力，應(yīng)使短艙與機(jī)身之間距離有最佳的最小距離。 為了減少機(jī)身尾部的氣流死區(qū)，降低底部阻力，將發(fā)動(dòng)機(jī)短艙軸線向外（尾部向）偏一角度。9、 起落架布置1、起落架配置形式選擇起落架的布置形式主要有前三點(diǎn)式和后三點(diǎn)式，其各自的優(yōu)缺點(diǎn)如下：后三點(diǎn)式：主支點(diǎn)在飛機(jī)重心（質(zhì)心）之前，在低速飛機(jī)上采用較多；后三點(diǎn)式起落架固有的缺點(diǎn)就是在著陸時(shí)操縱困難，并有可能產(chǎn)生向前倒立的危險(xiǎn)； 后三點(diǎn)起落架的飛機(jī)，起飛和著陸滑跑時(shí)不穩(wěn)定

26、前三點(diǎn)式：廣泛用于著陸速度較大的飛機(jī)，在著陸過程中操縱駕駛比較容易，具有滑跑穩(wěn)定性 ；由于機(jī)身處于接近水平的位置，故飛行員座艙視界的要求較容易滿足 ；著陸滑跑時(shí)，可以使用較強(qiáng)烈的剎車，有利于縮短滑跑距離 ；缺點(diǎn)在于前輪可能出現(xiàn)自激振蕩現(xiàn)象，即前輪“擺振”，所以需要加減擺器我們設(shè)計(jì)的公務(wù)機(jī)，要求操縱簡單，起降性能好，安全性高。綜合前三點(diǎn)式和后三點(diǎn)式的優(yōu)缺點(diǎn)，我們選擇前三點(diǎn)式起落架。2、確定起落架主要幾何參數(shù)主輪距 ： B前、主輪距： b停機(jī)角 ： Y著地角 ： j防后倒立角 ：g高度 ： h 停機(jī)角停機(jī)角通常取值圍：=0° 4°這里取 = 2°著地角按飛機(jī)所需要的著

27、陸迎角確定因?yàn)椋褐?+安裝所以：>著陸-安裝-取=16°防后倒立角防后倒立角的取值=+12°取=17°前、主輪距b原則：1 、前輪所承受的載荷為起飛重量6 20（最佳值815） 2 、b=（0.3-0.4）L機(jī)身 3 、要與防后倒立角相協(xié)調(diào)取前輪承受5%的重量，主輪承受95%的重量b=0.4L機(jī)身=7.13m；a=95%b=6.77m；c=5%b=0.36m；起落架高度h原則：1、根據(jù)防后倒立角g和著地角 j； 2、在機(jī)體上安裝和收藏位置的需要；h=c/tang=0.36/tan17°=1.18m;起落架寬度B飛機(jī)滑行時(shí)急劇轉(zhuǎn)彎有側(cè)翻趨勢，最小的

28、主輪距應(yīng)該滿足不致使飛機(jī)側(cè)向翻倒的要求。防側(cè)翻角一般不大于55度。主輪距要與機(jī)翼或機(jī)身的連接件和收藏空間協(xié)調(diào)。防側(cè)翻角防側(cè)翻角一般不大于55度。取=50°；機(jī)輪布置輪胎數(shù)目與尺寸主起落架Dt x bt27.6in x 9.3in 2個(gè)前起落架Dt x bt17in x 5.5in 2個(gè)9、 重量估計(jì)1、 機(jī)身重量Lf機(jī)身長度（m）；Bf機(jī)身最大寬度（m）；Hf機(jī)身最大高度（m）；C2增壓機(jī)身系數(shù)，對(duì)于客機(jī)取0.79；p客艙外壓差，單位是巴（bar），典型值0.58。Mfus=1171kg2、機(jī)翼重量（1）理想的基本結(jié)構(gòu)重量MIPSr為考慮慣性卸載影響的因子，計(jì)算公式為： 機(jī)翼上未安裝

29、發(fā)動(dòng)機(jī)（2）修正系數(shù)由非理想結(jié)構(gòu)帶來的懲罰修正系數(shù)和次級(jí)機(jī)翼結(jié)構(gòu)帶來的修正系數(shù)的總和為Cx。（3）機(jī)身對(duì)機(jī)翼影響考慮到機(jī)翼結(jié)構(gòu)穿過機(jī)身結(jié)構(gòu)，當(dāng)機(jī)身變寬時(shí)機(jī)翼重量會(huì)加重。引入系數(shù)Cy：（4） 機(jī)翼總重3、尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：VD設(shè)計(jì)俯沖速度，客機(jī)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)，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(jī)身尾段， K12 選擇為1.0；若為T型尾翼，K12 選擇為1.5。4、動(dòng)力裝置重量動(dòng)力裝置重量包括發(fā)動(dòng)機(jī)、安裝、排氣系統(tǒng)、短艙等重量，計(jì)算公式為：n 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量。C3為推進(jìn)系統(tǒng)安裝系數(shù)，對(duì)于噴

30、氣運(yùn)輸機(jī)一般取1.56。Meng為發(fā)動(dòng)機(jī)裸機(jī)重量，若未知，可按下式估算：BPR為涵道比T0為海平面最大靜推力5、系統(tǒng)和設(shè)備重量各種系統(tǒng)（但不含起落裝置）和設(shè)備重量之和為：C4取決于飛機(jī)類型的系數(shù)：短程客機(jī)一般取0.14；中程客機(jī)取11；遠(yuǎn)程客機(jī)取86、起落架重量Clg對(duì)于客機(jī)一般取4-4.5%左右7、使用項(xiàng)目重量包括機(jī)組人員重量（含機(jī)組人員需要的相關(guān)物品）、安全設(shè)備（應(yīng)急氧氣和救生艇）、裝貨設(shè)備、水、食品等其中P是乘客人數(shù)，nC是機(jī)組人員人數(shù)，F(xiàn)OP是一個(gè)取決于航程的系數(shù)，對(duì)于中短程客機(jī)取12，對(duì)于遠(yuǎn)程客機(jī)和公務(wù)機(jī)取16。8、有效載荷其中：95乘客平均體重（約75kg）與平均行重量（約20kg

31、）之和；P飛機(jī)載客人數(shù)；Mfreight不含旅客和行的貨運(yùn)重量。9、 最大起飛重量10、重心位置估算部件、載荷W（kg）X（m）機(jī)翼13448.91平尾、垂尾17420.13機(jī)身11718.56（0.48）起落架480(全機(jī)重心)動(dòng)力裝置101213.55燃油23088.91固定設(shè)備1492(全機(jī)重心)有效載荷116910.70(0.60)總和9150由重心計(jì)算公式xG=得到xG=7.9則重心在平均氣動(dòng)弦長的位置得統(tǒng)計(jì)規(guī)律對(duì)于翼吊布局，重心大約在25平均氣動(dòng)弦長處左右。對(duì)于尾吊布局，重心大約在35平均氣動(dòng)弦長處左右。重心調(diào)整若重心估算的結(jié)果表明，基本空機(jī)重量不符合上述統(tǒng)計(jì)規(guī)律，需調(diào)整機(jī)翼位置。

32、x機(jī)翼=-0.6m最終機(jī)翼重心為xG=8.31m十一、氣動(dòng)特性分析1、全機(jī)升力線斜率：全機(jī)升力線斜率CL的計(jì)算公式：=6.43CL_w為機(jī)翼升力線斜率: =5.02為因子：=1.28為校正常數(shù)，通常取值為3.2；其中：dh為飛機(jī)機(jī)身的最大寬度；b為機(jī)翼的展長；Snet為外露機(jī)翼的平面面積；Sgross 為全部機(jī)翼平面面積。dh=2.413m；b=15.8m； Snet=25.77m2 ； Sgross =31.35m2；最大升力系數(shù)：= 1.57其中regs取值0。 2、后緣襟翼產(chǎn)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(jīng)增升裝置的流場所覆蓋的機(jī)翼面積；H

33、L為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時(shí)，對(duì)于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。增升裝置二維剖面最大升力增量的估算由于是雙縫襟翼所以取 Clmax=1.6Sflapped/Sw=0.633; HL=17°；不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量可以表示為（三維）:飛行狀態(tài) | 襟翼類型單縫襟翼雙縫/富勒式襟翼一般起飛狀態(tài)7°10°最大重量起飛15°20°著陸狀態(tài)35°45°一般起飛狀態(tài)升力增量為：0.242最大重量起飛時(shí)升力增量為：0.484著陸狀態(tài)時(shí)升力增量：1.09；3、升致阻力因子:巡航構(gòu)型的升致阻力因子為：

34、=0.049襟翼打開時(shí)的升致阻力因子 flap襟翼偏轉(zhuǎn)角度一般起飛狀態(tài)升致阻力因子:0.059最大重量起飛升致阻力因子:0.059著陸狀態(tài)時(shí)升致阻力因子:0.066：4、摩擦阻力湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計(jì)算公式為：湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：對(duì)機(jī)翼：NR=1.81x107 Cf=1.852x10-3對(duì)平尾：NR=1.38x107 Cf=1.932x10-3對(duì)垂尾：NR=0.48x107 Cf=2.292x10-3對(duì)機(jī)身：NR=0.59x107Cf=2.215x10-3對(duì)短艙：NR=0.24x107 Cf=2.582x10-3?。╔T/Lb=0.4）5、壓差阻力-機(jī)身的壓差阻力因子為:

35、=1.197K 為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度與機(jī)身最大直徑之比-發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子： =1.132lnac/dnac發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長度與直徑之比-機(jī)翼的壓差阻力因子（尾翼類似）：=1.473(t/c) 為翼型的相對(duì)厚度；(x/c)m為翼型最大厚度處的相對(duì)位置; 取40%；m為最大厚度位置連線的后掠角; m=23.5°；M 為飛行馬赫數(shù)。-平尾的壓差阻力因子：t/c=0.08；(x/c)m=40%；m=24.9°Fwing=1.37；-垂尾的壓差阻力因子：t/c=0.08；(x/c)m=40%；m=36.1°；Fwing=1.331；6、干擾阻力 干擾阻力是通過干擾

36、因子Q來計(jì)入的。-機(jī)身與機(jī)翼常規(guī)設(shè)計(jì)中，Q的取值圍一般在1.0 1.2之間；取Q=1；-平尾和垂尾Q=1.2；-發(fā)動(dòng)機(jī)短艙尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出20%，即1.26。7、各部件的零升阻力系數(shù)飛機(jī)各部件的廢阻系數(shù)為：表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件濕面積與機(jī)翼參考面積之比。第i個(gè)部件廢阻系數(shù)的計(jì)算公式為：其中：Swet,c為第i個(gè)部件濕面積； Sw為機(jī)翼參考面積。機(jī)翼廢阻系數(shù)=1.852*10-3*1.473*1*52.56/31.35=4.56*10-3平尾廢阻系數(shù)=1.932*10-3*1.37*1.2*11.26/31.35=1.15*10-3垂尾廢阻系數(shù)=2.292*

37、10-3*1.331*1.2*10.09/31.35=1.18*10-3機(jī)身廢阻系數(shù)=2.215*10-3*1.197*1x*12.16/31.35=9.47*10-3短艙廢阻系數(shù)=2.582*10-3*1.132*1.26*7.2/31.35=8.61*10-48、次項(xiàng)阻力次項(xiàng)阻力是由于附著物、表面缺陷與系統(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%駕駛艙風(fēng)擋：2% 3%的機(jī)身阻力機(jī)翼次項(xiàng)阻力=6%*4.56*10-3=0.27*10-3機(jī)身次項(xiàng)阻力=7%*9.47*10-3=0.66*10-3尾翼次項(xiàng)阻力=7%*2.33*10-3=0.16*10-3發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力=15%*8.61*10-4=0.13*10-3系統(tǒng)次項(xiàng)阻力=3%*0.017=0.51*10-3駕駛艙風(fēng)擋次項(xiàng)阻力：2%*9.47*10-3=0.189*10-3總的次項(xiàng)阻力=1.919*10-39、總零升阻力各部件廢阻之和次項(xiàng)阻力=0.017+1.919*10-3=0.018910、配平阻力此處不計(jì)入配平阻力11、低速構(gòu)形的附加形阻低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量：多輪小車式：= 0.00722 WL為飛機(jī)最大起飛重量，單位lb；SW 為機(jī)翼參考面積，單位ft2襟翼放下引起的