150座客機(jī)概念設(shè)計(jì)-總體設(shè)計(jì)報(bào)告總體客機(jī)飛機(jī)設(shè)計(jì)報(bào)告客機(jī)設(shè)計(jì)150座飛機(jī)

設(shè)計(jì)報(bào)告一、設(shè)計(jì)要求擬定150座客機(jī)概念設(shè)計(jì)相關(guān)說明：1.150座客機(jī)是市場占有率最高的主力機(jī)型(70%-80%)未來20年里，僅中國國內(nèi)就有1400多架的市場需求，國際需求更高達(dá)20000多架當(dāng)前市場上同類級別干線客機(jī)：波音-737空客-A320俄羅斯MS-21目標(biāo)：打破傳統(tǒng)航空制造商壟斷全球航空客機(jī)150座級市場的格局，力爭設(shè)計(jì)出一種更加安全，更加經(jīng)濟(jì)，更加環(huán)保，更加舒適的150座機(jī)干線客機(jī)。采用國際標(biāo)準(zhǔn)，以國內(nèi)銷售為主，打入國際市場，主要滿足國內(nèi)民航大中城市間和短程國際航線的運(yùn)營需要。設(shè)計(jì)要求設(shè)計(jì)有效載荷：——150人(平均每人80kg)每人行李總重20kg——空勤人員：2名駕駛員(平均每人80kg，每人行李總重20kg)3名空乘(平均每人55kg，每人行李總重20kg)全部經(jīng)濟(jì)艙每人最大攜帶行李體積：座位有效長度：座位有效寬度：座位前后間距：通道寬度：最大起飛重量(MaximumTake-OffWeight)：最大著陸重量(MaximumLandingWeight)：動(dòng)力裝置選擇：2臺(tái)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行性能指標(biāo)：——巡航速度(Cruisespeed)：M0.78——最大巡航速度(Maximumspeed)：M0.82——經(jīng)濟(jì)巡航高度：10700m——實(shí)用升限：12000m——最大載重航程(MaximumRange):：4500km，45分鐘待機(jī)，10%燃油備份——主要任務(wù)段航程(Typicalmission(average)Ranges)：500km-1000km：45%1000km-2000km：45%>2000km：10%——以最大起飛重量起飛距離(TakeoffFieldLength,MTOW)：2200m——以最大著陸重量降落距離(LandingFieldLength，MLDW)：1600m——以最大著陸重量最大降落速度(Maximumlandingspeed(atMaximumLandingWeight)):<250km/h――飛機(jī)座艙增壓系統(tǒng)：在巡航高度保持客艙內(nèi) 1500m處大氣壓力——起降噪音：w110db――耗油量：w2.8升/百公里/座適航性規(guī)范：客機(jī)應(yīng)遵循美國聯(lián)邦適航條例（FAR）Part25和中國民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)（重量大于5700kg）CCAR25業(yè)務(wù)成本：比目前主要運(yùn)營的150座級干線客機(jī)運(yùn)營成本平均每座降低10%、全機(jī)布局設(shè)計(jì)尾翼的數(shù)目及其與機(jī)翼、機(jī)身的相對位置正常式布局?水平尾翼的氣動(dòng)力平尾對全機(jī)升力貢獻(xiàn)的大小與重心的位置有關(guān)縱向靜穩(wěn)定性?優(yōu)點(diǎn)與缺點(diǎn)技術(shù)成熟，所積累的經(jīng)驗(yàn)和資料豐富，設(shè)計(jì)容易成功。機(jī)翼的下洗對尾翼的干擾往往不利，布置不當(dāng)配平阻力比較大。上平尾（有利于減重）?避開機(jī)翼尾渦的不利干擾將平尾布置在機(jī)翼翼弦平面上下不超過5％平均氣動(dòng)力弦長的位置，有可能滿足大迎角時(shí)縱向穩(wěn)定性的要求。?避開發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的不利干擾?有利于結(jié)構(gòu)布置平尾安裝在機(jī)身上對減輕結(jié)構(gòu)重量有利垂尾的位置和數(shù)目?單垂尾?機(jī)身尾部機(jī)翼平面形狀及在機(jī)身上安裝的位置?大展弦比，A形后掠翼后掠翼的特點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：-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。缺點(diǎn)：-氣動(dòng)方面：在大后掠角和大梯形比情況下，大迎角時(shí)翼尖容易先失速，從而使飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性變壞。-對機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置及其強(qiáng)度、剛度和重量特性的影響不利。?下單翼優(yōu)點(diǎn)V機(jī)翼結(jié)構(gòu)可從客艙地板下穿過"起落架短、結(jié)構(gòu)重量輕、易收放V發(fā)動(dòng)機(jī)和襟翼易于檢查和維修"安全考慮：強(qiáng)迫著陸時(shí)，機(jī)翼可起緩沖作用。不利因素：X機(jī)身機(jī)翼氣動(dòng)干擾較大X機(jī)翼離地近，吊艙安裝困難。X部分客艙的座位的視線被機(jī)翼遮擋發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目和安裝位置?發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目：雙發(fā)（生存能力強(qiáng)）?安裝位置：翼下吊掛發(fā)動(dòng)機(jī)短艙發(fā)動(dòng)機(jī)翼吊布局優(yōu)點(diǎn)：-能減輕結(jié)構(gòu)重量-載客量相同時(shí)機(jī)身長度小-發(fā)動(dòng)機(jī)短艙安裝高度小，便于維護(hù)；-飛機(jī)重心控制容易。進(jìn)氣道布局?短艙式：進(jìn)氣道短，內(nèi)管損失小，機(jī)頭便于裝雷達(dá)天線起落架型式和收放位置?前三點(diǎn)式-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。-缺點(diǎn)是前輪可能出現(xiàn)前輪“擺振”現(xiàn)象。?前輪收入機(jī)身，后輪收入機(jī)翼中三、機(jī)身外形設(shè)計(jì)3.1民機(jī)客艙布置3.1.1客艙主要參數(shù)：當(dāng)量直徑和長度3.1.2內(nèi)艙剖面形狀與尺寸 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(nèi)壓。）――寬度：每排座椅數(shù)（3+3）,座椅寬度（500mm,過道數(shù)（1）,過道寬度（480mm――高度：地板高度（2361）、客艙高度（3872mm內(nèi)艙剖面形狀見下圖：根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，取地板高度為387261%2361mm3.1.3客艙長度——每排座數(shù)（3+3）、總?cè)藬?shù)（150）、排距（825mm）——廚房、衣帽間（每側(cè)共兩個(gè)，前后各一個(gè)，且可以互換）――登機(jī)門（2,每側(cè)前后各一個(gè)）、應(yīng)急出口門（根據(jù)FAR25每側(cè)2個(gè)I型和2個(gè)川型）3.1.5貨艙參數(shù)前貨艙裝載4個(gè)LD2型集裝箱，后貨艙裝載6個(gè)LD2型集裝箱每個(gè)LD2型集裝箱容積為：23391.5640.561.547 60.4231384.85in33.791m3所以貨艙容積為：37.91m3機(jī)身外形初步設(shè)計(jì)機(jī)身設(shè)計(jì)的基本要求?裝載要求：有足夠大的內(nèi)部容積-民機(jī)：乘客、機(jī)組、使用項(xiàng)目、行李、貨物、系統(tǒng)安裝。-軍機(jī)：機(jī)組、發(fā)動(dòng)機(jī)安裝、武器 ?氣動(dòng)要求：氣動(dòng)阻力小?結(jié)構(gòu)要求：有利于結(jié)構(gòu)布置-機(jī)翼、尾翼安裝-發(fā)動(dòng)機(jī)（尾吊布局）?適航要求－抗墜毀性-應(yīng)急撤離機(jī)身中段設(shè)計(jì)當(dāng)量直徑計(jì)算：D中Dws2Csw2Ttp2HfwD中 機(jī)身當(dāng)量直徑Dws――并排座椅最大寬度，Dws50064803480mmCsw 扶手與側(cè)壁間距，Csw50mmTtp――客艙裝飾層厚度，Ttp26mmHfw――機(jī)身框結(jié)構(gòu)高度，Hfw120mm總結(jié)得：D中3480 250 226 2120 3872mm客艙長度（中機(jī)身長度）計(jì)算：L中N1L|sN2LsfN3LbgN4LeeLmb――客艙長度（中機(jī)身長度）NNiLis——每側(cè)座椅數(shù)X座椅排距 2578019500mmNNiLis——每側(cè)座椅數(shù)X座椅排距 2578019500mmN2Lsf――每側(cè)服務(wù)模塊數(shù)X相應(yīng)尺寸（這里主要指衣帽間、廚房、洗手間等，并假設(shè)它們的尺寸一致）29151830mmN3Lbg——每側(cè)登機(jī)口數(shù)X登機(jī)門寬度 28701740mmN4Lee――每側(cè)應(yīng)急出口數(shù)X應(yīng)急出口寬度2510（川型）1020mm總結(jié)得：L中195001830 17401020 24090mm2409038722409038726.223.2.2機(jī)身前后段設(shè)計(jì)lf lfc o參考同類飛機(jī)，—10.02，丁2.35,fc4.80°df df可得，L后lfc2.353872 9099.2mmL前l(fā)fL中L后10.023872 24090 9099.2 5608.24mm最終可以作出客艙整體布置圖如下：mEJS3Baaaa3S二二二LOJ□s-□B口DO□w-_n3rmhhhmEJS3Baaaa3S二二二LOJ□s-□B口DO□w-_n3rmhhhrf-TiIsHLLHSB□BOBLLL,□uaSaE代表登機(jī)門，I帶便應(yīng)急出口，GW分別代表廚房和衣帽間，L代表盥洗室四、飛機(jī)主要參數(shù)計(jì)算4.1最大起飛重量?根據(jù)設(shè)計(jì)要求： 航程：Range=4500km――巡航速度：M=0.78――巡航高度：10700m 聲速：576.4knots 有效載荷重量：^^emptyavail ^^emptyavail 38655kg-預(yù)估數(shù)據(jù)――耗油率：C0.6（函道比為6）――升阻比：L/D17.6-根據(jù)Breguet航程方程：lninitial RangeWfinal -M-CD代入數(shù)據(jù)：Range=4500kma576.4knots1067.4km/hC0.6lb/hr/lbL/D17.6M=0.78計(jì)算得：WfnitialWfnitialWfhai1.2023所以:所以:WfuelcruiseWtoWfuelcruiseWto1 0.168其中1.278 '其中'Wfuelcruise為巡航階段所需燃油量WtoWto為最大起飛重量?燃油系數(shù)計(jì)算第一階段引擎啟動(dòng)和余熱WF1Wto0.001第二階段滑跑Wf2Wto0.001第三階段起飛Wf3Wo0.002第四階段加速爬升至巡航高度Wf4Wo0.016第五階段巡航（假設(shè)正常巡航）WfsWo0.185第六階段下降（假設(shè)該階段發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉）WfsWo0.000第七階段著陸Wf7Wo0.003剩余燃油所以，燃油系數(shù)為:W第七階段著陸Wf7Wo0.003剩余燃油所以，燃油系數(shù)為:WFresWto0.049?根據(jù)重量估算過程，根據(jù)同類飛機(jī)，假設(shè) 3個(gè)最大起飛重量。對每個(gè)Wtotrial計(jì)算出相應(yīng)的燃油重量，并計(jì)算使用空重 Wemptyavail，數(shù)據(jù)如下:Wtotrial Wtotrial 46000kgWfuel 11052kgWpayload 15425kg^Vemptyavail 19523kg曲線見下圖64000kg 82000kg15378kg 19702kg15425kg 15425kg33197kg 46883kg最終求得的重量數(shù)據(jù)為：w。trial71211kgWfuel17131kgWpayload15425kg4.2推重比與翼載荷421用于繪制界限線的約束計(jì)算公式包括：起飛狀態(tài)推重比約束平衡場長度約束第二爬升階段下推重比約束進(jìn)場速度對翼載的約束突風(fēng)影響下翼載約束各參數(shù)計(jì)算如下：(11b 0.4536kg;1ft 0.3048m)預(yù)估翼載荷5700N/m2，推重比—0.3S0 Mg0則機(jī)翼面積S122.43m2預(yù)取：機(jī)翼1/4弦線后掠角1/4 25機(jī)翼平均相對厚度t/c11%增升裝置采用雙縫后退富勒襟翼飛機(jī)起飛離地馬赫數(shù)Mn0.22?起飛距離ToL――正常起飛情況1.35 1.35 1/21.35 1.35 1/2ToLkeTclusMg0MgMgSCLUS0Hi[1TMgTOC\o"1-5"\h\z其中，渦扇噴氣式飛機(jī)ke 0.1；CLUS為離地時(shí)升力系數(shù)，可近似為最大起飛升力系數(shù)的 80%CLUS 0.8(1.5 LETTET)COS1/4,其中，LET°4，TET°?71/4近似為機(jī)翼1/4弦線后掠角，此設(shè)計(jì)中取1/4 25設(shè)安全高度為15.3m,H1 170m最終得：ToL2273.90m?起飛平衡場長ASLASL0.82keMgASL0.82keMgCLUSS01.35TMg02.2最終得：ASL1800.42m-進(jìn)場速度VVa1.3Vstall，其中VVa1.3Vstall，其中Vstall為飛機(jī)失速速度,nMld(m/s)Sclmax,LMld為飛機(jī)最大著陸重量，本設(shè)計(jì)中，由于航程取為 4500km，故Mld0.84Mto59817.24kgn為法向過載系數(shù)，取0.88為機(jī)場空氣密度，取1.225kg/m3S為機(jī)翼面積CLmax,L為著陸狀態(tài)時(shí)可以達(dá)到的最大升力系數(shù)，由于襟翼選型已定CLa0.6(1.5 LELTEL)COS1/4，其中，LEL0.65，TEL匸35最終得：V78.22m/s?著陸距離LLLL25.552LL25.5520.0255LlVa其中:1 5.591 5.591 5.591 5.59LlLl20.6tan 5.99―G 12T M00.38 亦8.Mg0ML其中： 為進(jìn)場時(shí)下滑角，取3度；G為剎車系數(shù)，可取0.38.最終得：LL1774.1m?俯沖速度本設(shè)計(jì)中，V200m/s?離地升力系數(shù)CLUS0.8(1.5 LET TET)COS1/4匸89-起飛最大升力系數(shù)CLtmaxCLUSCLtmaxCLUS0.82.36-進(jìn)場升力系數(shù)CLa0.6(1.5LELTEL)cOS1/4 ^9。-著陸最大升力系數(shù)CLlmax CLlmax CLa(1?320.94)2 2.84-發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)Ne2?涵道比R6-著陸重量比沁0.84MTO-爬升重量比0.99MTO-飛機(jī)類型因子Tf 1.2-翼型水平因子Af Af 0.1ClcM0 0.4Mfuelg其中：A0.95,其中：A0.95,Lc丄SV22所以：AfAfO.IClc0.90?機(jī)翼面積系數(shù)S0.1 0.617?浸潤面積系數(shù)Rw5.5?機(jī)翼層流比例ci0.2?展弦比A9.46?后掠角1/4 25?梯形比函數(shù)f0.0062?機(jī)翼平均相對厚度t/c11%?第二階段爬升推力Teo(已集成在程序中)CDcoMgCLUSCDcoMgCLUS0.71coCDco/CLUS其中:由于發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)為2臺(tái)，上式中,2.74由于發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)為2臺(tái)，上式中,2.74, 0.020coCDcoKvo上式由爬升時(shí)升阻極曲線特性確定： CD Cdco(Kv)oCl2CdcoCDZ CDT,CDZ是巡航狀態(tài)零升阻力系數(shù)， CDT是由于襟翼打開引起的阻力增量其中：Cdt(0.03Ff0.004)/A0.33 0.01524由相應(yīng)的運(yùn)算中間公式，—0.9973Mn0.22最終得：Cdz0.0180所以，(Cd)co0.0332

（Kv）o的計(jì)算由公式可得：（Kv）o0.0438所以，一CO1.45610所以，Teo184346.16N?第二階段爬升推力Teo與海平面靜推力To的關(guān)系TcoT0C0其中:C01.15264418(1"(0.6aTcoT0C0其中:C01.15264418(1"(0.6a0.04R)W~SCLUS0.50.5)由相應(yīng)的數(shù)據(jù)和公式可以計(jì)算得： C00.933最終得，海平面靜推力T0 197584.31N-巡航爬升階段狀態(tài)下推重比約束（爬升到 11km高度過程）見“BCtheory”3.2.4■突風(fēng)影響下翼載約束Mg2.7VDAS21/2(0.320.16A/cos1/4)1(Mn1/4)該部分約束可以由界限圖直接看出對以上預(yù)估計(jì)算的數(shù)據(jù)進(jìn)行適當(dāng)?shù)姆潘桑〝?shù)據(jù)放松見界限線圖輸入數(shù)據(jù)）作出界限線圖

界眼戰(zhàn)團(tuán)-U5k-oT-n:n■=ECO商斤％二2d幸叮UGERjm忙*軸和*1心OE3IXKUGZl翫3E<100-ij-iI-!i；界眼戰(zhàn)團(tuán)-U5k-oT-n:n■=ECO商斤％二2d幸叮UGERjm忙*軸和*1心OE3IXKUGZl翫3E<100-ij-iI-!i；'■tn?_i7MTrp-^MMK￡MKHMW■JjHDEHUMWwraKEl3mmraKHnn追部?極閔「由界限線圖確定推重比和翼載荷的一般原則，翼載荷的值盡量靠右，推重比的值盡量靠下，最終，選取:Mg25800N/mMgo0.31五、發(fā)動(dòng)機(jī)選擇由上面飛機(jī)主要參數(shù)，得發(fā)動(dòng)機(jī)海平面靜推力T0.31Mg 0.3171211 9.8 2163369N由于選取的是雙發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)，所以單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)推力為： 1081685N涵道比為6飛行狀態(tài)耗油率為：cc(10.15R0'65)10.2810.063R2Mn065 2 008c0.7(10.156.)1 0.281 0.0636 0.22 0.378925. 0.40選擇高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，因?yàn)椋?.耗油率較低2.用于強(qiáng)調(diào)使用經(jīng)濟(jì)性的中、大型旅客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)3.巡航速度較大，M數(shù)0.78根據(jù)已有的發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)，選擇CFM56-5A1六、機(jī)翼外形設(shè)計(jì)6.1翼型初步設(shè)計(jì)6.1.1超臨界翼型氣動(dòng)特點(diǎn)：1.跨音速流時(shí)，激波強(qiáng)度明顯減弱，并靠近翼型后緣位置。2.低頭力矩較大。因而廣泛適用于噴氣式運(yùn)輸機(jī)和公務(wù)機(jī)6.1.2確定設(shè)計(jì)升力系數(shù)W1設(shè)計(jì)升力系數(shù)通常指飛機(jī)巡航時(shí)的升力系數(shù)值 5Sq在初步設(shè)計(jì)時(shí)，近似認(rèn)為ClCi本例中，cl71211本例中，cl712119.8120.32120.50.378925 0.78296.4740.57146.1.3在設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近阻力越小越好6.1.4較好的失速特性：選取升力系數(shù)較高，失速過程較緩和的翼型。對于本設(shè)計(jì)中，要求相對彎度盡量大些，且前緣不應(yīng)過尖，可以選取小鈍頭或者圓頭形，這樣可以減緩分離過程。6.1.5俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小適宜，以防止過高的配平阻力6.1.6翼型的結(jié)構(gòu)高度盡可能大，以利于減輕結(jié)構(gòu)重量和內(nèi)部布置，尤其對于本文中的客機(jī)來說，因而應(yīng)盡量選取相對厚度較大，且最大厚度位置應(yīng)與結(jié)構(gòu)的布置相配的翼型6.1.7根據(jù)統(tǒng)計(jì)值，對于亞聲速飛機(jī)，翼型相對厚度-應(yīng)盡量選取在12%c左右，同時(shí)相對彎度可大些以滿足最大升力系數(shù)要求以下為可以考慮的一些典型的超臨界翼型。NASASC(2)-0412DFVLRR-4transonicairfoilFX60-126左右，同時(shí)相對彎度可大些以滿足最大升力系數(shù)要求以下為可以考慮的一些典型的超臨界翼型。NASASC(2)-0412DFVLRR-4transonicairfoilFX60-126FX60-126-1GOE4306.2機(jī)翼外形初步設(shè)計(jì)?機(jī)翼面積：S120.32m2?展弦比：AR9.461?—弦線后掠角：1/4254?梯形比： 空0.3c根根據(jù)以上已知數(shù)據(jù)，可以計(jì)算得到?展長：丨,ARS.9.46120.32 33.74m?根弦長：C根2S2120.325.486ml(1)33.74(1 0.3)?尖弦長：C尖。根0.35.486 1.646m-前緣后掠角：前arctg(tg仙1 /AR1)27.6°?機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦長：MAC4.48m（由下文作圖法確定）平均氣動(dòng)力弦長的作圖法如下（不考慮內(nèi)翼后緣擴(kuò)展的情況下）：

msms5.486 1648單位：m對于本設(shè)計(jì)中，實(shí)際還應(yīng)當(dāng)有內(nèi)翼后緣，即根部處的弦長應(yīng)當(dāng)加長，一方面便于起落架的布置，一方面可降低根部弦剖面升力系數(shù)，便于氣動(dòng)設(shè)計(jì)。實(shí)質(zhì)上，此時(shí)機(jī)翼變位多段式機(jī)翼，要分別對每一段進(jìn)行作圖法確定每一分段的平均氣動(dòng)弦長后再確定整個(gè)機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長修形后的平均氣動(dòng)弦長見如下圖-對于高亞聲速運(yùn)輸機(jī)，一般用三個(gè)或更多的翼型來定義機(jī)翼厚度的分布——位置：1個(gè)在機(jī)翼機(jī)身連接部，一個(gè)在翼尖；在二者之間再定義一個(gè)或幾個(gè)翼型。――目的：使機(jī)翼上表面等壓線的后掠角更均勻，以提高機(jī)翼的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。初步確定翼根和翼尖的相對厚度為： ￡根14%tc尖10%?機(jī)翼平均厚度t.cAVt根t尖13.0%c根5?機(jī)翼安裝角根據(jù)統(tǒng)計(jì)值預(yù)取為2°?機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角參考同類飛機(jī)（A320737等），采取負(fù)扭轉(zhuǎn)角3°?機(jī)翼上反角主要根據(jù)統(tǒng)計(jì)值，綜合考慮下單翼會(huì)減弱側(cè)向穩(wěn)定性及后掠翼會(huì)增加側(cè)向穩(wěn)定性，因而預(yù)取為5°?采用翼梢小翼有利于減阻，增加航程，減少耗油量，但增加的重量卻很少?增升裝置、副翼與擾流板設(shè)計(jì)由上文計(jì)算數(shù)據(jù)算得的 Clmax起飛和Clmax著陸以及現(xiàn)代噴氣式運(yùn)輸機(jī)的原則，選取前緣開縫襟翼，后緣雙縫襟翼。后緣襟翼相關(guān)參數(shù)選取如下：相對弦長：C襟/C根據(jù)作圖確定襟翼展長：L襟根據(jù)作圖確定偏轉(zhuǎn)角：襟45°副翼的參數(shù)參考統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)相對面積：旦0.05~0.07S相對弦長：釗0.20~0.25c相對展長：》°.20~0.40偏角：副25~30擾流板一般位于后緣襟翼前面?機(jī)翼梁的布置前梁：25%玄線位置后梁：62.5%弦線位置?機(jī)翼內(nèi)燃油容積估算燃油容積近似估算公式：420bSt/c10.89 0.492/AR18207.96kg該數(shù)值略大于燃油系數(shù)法中估算得到的燃油重量，符合要求。注：暫無法確定的參數(shù)均參考同類飛機(jī)最終得，機(jī)翼整體外形圖為如下七、尾翼外形設(shè)計(jì)7.1平尾設(shè)計(jì)（平尾容量法）Wfus Lfus3.87238.797441）縱向機(jī)身容量參數(shù)： 1.079Swcw 120.324.482） 查縱向機(jī)身容量參數(shù)與平尾容量關(guān)系圖查得每單位重心范圍的平尾容量為3.7由于本設(shè)計(jì)選取的機(jī)型為噴氣式運(yùn)輸機(jī)，所以重心范圍為 32%則平尾容量為：Vh3.732%1.1843） 預(yù)估尾力臂長度lH50%38.79744 19.399m4） 計(jì)算平尾面積cVhSc1.184120.324.48 ““2Sh— 32.90m2lH 19.3995）平尾外形設(shè)計(jì)參考同類飛機(jī)，取平尾的參數(shù)如下：?展弦比：ARh4.151--弦線后掠角：1/430°4-梯形比:0.4?展長：lH、ARnSh.4.1532.9011.68m?根弦長：c根2Sh 232.90 ,cc—Ih(1h) 11.68(1 0.4)H.UzlTJ11?尖弦長：c尖Hc根0.44.0241.610m-前緣后掠角：前arctg(tg仙1H/ARh1-機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦長：MAC2.927m-相對厚度：-c0.08-升降舵弦長：ce0.30c-升降舵面積：S升降舵 027Sh .6）平尾草圖C尖C艮根據(jù)以上已知數(shù)據(jù)，可以計(jì)算得到H)34.2°/7.2垂尾設(shè)計(jì)（垂尾容量法）1）航向機(jī)身容量參數(shù):Hfusl±^3872^2879744。.1）航向機(jī)身容量參數(shù):SWbW 120.3233.742）查航向機(jī)身容量參數(shù)與垂尾容量關(guān)系圖查得垂尾容量為Vv 0.076由于為翼吊式布局，且機(jī)身相對機(jī)翼較大，又參考同類大量飛機(jī)數(shù)據(jù)并考慮到單發(fā)停車后的安全情況來看，將計(jì)算值進(jìn)行適當(dāng)?shù)姆糯螅〈刮踩萘繛閂V0.1103） 預(yù)估垂尾力臂可近似認(rèn)為與平尾力臂相等，lv50%38.7974419.399m4） 計(jì)算垂尾面積Sv沁O'1012°3233?74 23.01m2lv 19.3995） 垂尾外形設(shè)計(jì)參考同類飛機(jī)，取平尾的參數(shù)如下：?展弦比：AFV2.341--弦線后掠角：1/4340455555艮-梯形比:V0.32根據(jù)以上已知數(shù)據(jù)，可以計(jì)算得到?展長：lV AR,SV ,2.3423.017.34m?根弦長:2SV 223.10c根 4.768mlv(1v) 7.34(1 0.32)?尖弦長:c尖 vC根 0.323.951.526m?前緣后掠角： 前arctg(tg仙1v/AR1v)41.8°-機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦長： MAC3.418m-相對厚度：-0.08c-方向舵弦長：至0.28cS方向舵-方向舵面積： 0.24七、總體布置7.1發(fā)動(dòng)機(jī)短艙設(shè)計(jì)?米用分離式短艙?米用分離式短艙-短艙幾何參數(shù)輸入數(shù)據(jù)：風(fēng)扇直徑：Df發(fā)動(dòng)機(jī)長度：L函道比： 6總壓比：OPR最大使用馬赫數(shù):1.83m 72.05n2.51m98.82n26.5Mmo0.8852lb/s無風(fēng)海平面和ISA下起飛額定推力總空氣流量： Wa386.47kg/s852lb/s輸出短艙參數(shù)數(shù)據(jù)：進(jìn)氣道唇口直徑：DIH0.037Wa32.2 63.724in 1.62m主整流罩最大高度： Mh1.21Df2.2143m主整流罩長度：LC2.36Df0.01(DfMmo)2 136.81in 3.475m風(fēng)扇出口處主整流罩直徑： DFO(0.00036Wa5.84)21.498m1.219m核心發(fā)動(dòng)機(jī)氣流進(jìn)口處整流罩直徑：DMG(0.000475Wa4.5)21.219m核心發(fā)動(dòng)機(jī)氣流出口處整流罩直徑：2.2DJ(1855K)0.5 0.488，其中，KIn」1OPR燃?xì)獍l(fā)生器后體長度：LABDMGDJ0.231.608m短艙整體圖如下：短艙與機(jī)翼連接圖如下:?展向位置：對于雙發(fā)，取在35%勺半展長處?短艙軸線和安裝角：偏角-2°，安裝角0°7.2起落架布置?停機(jī)角:2°TOC\o"1-5"\h\z?著地角： 著陸安裝，暫取 14°?防后倒立角：為防止飛機(jī)在著陸或者起飛過程中發(fā)生尾部倒立事故， 角不能過??； 角也不能過大，過大會(huì)造成前輪載荷過大，起飛時(shí)抬頭困難，致使起飛滑跑距離延長。因此取 15°?前主起落架與主起落架機(jī)輪之間的縱向距離b:根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，預(yù)取前主輪距b13.5m滿足三準(zhǔn)則預(yù)估前輪承受起飛重量的15%,則據(jù)此可以算出；前輪至飛機(jī)重心的縱向距離：a11.475m?主起落架輪距B:根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，預(yù)取主起輪距B7.10m滿足三準(zhǔn)則?起落架高度h:即飛機(jī)重心到地面的距離參照同類飛機(jī)數(shù)據(jù)以及下文中重心的計(jì)算， h1.46145%3.8723.20m滿足三準(zhǔn)則起落架布置圖見下圖：M?:機(jī)輪布置圖見下圖:?機(jī)輪布置由于Wto71211kg 1569911b，根據(jù)選擇輪胎的一般規(guī)則，前起落架輪胎數(shù)為2,輪胎直徑Dt24in0.6096m，輪胎寬度dt7.7in0.19558m;主起落架輪胎數(shù)為2,輪胎直徑Dt40in1.016m，寬度dt14in0.3566m八、重量重心計(jì)算8.1重量計(jì)算基于統(tǒng)計(jì)方法的重量方程?機(jī)身重量2Lf 2Mfusc2p(9.755.84Bf) - 1.5BfHf7576.47kgBfHf?機(jī)翼重量Mwing CymcmrCxM°,其中，m。mr為理想基本結(jié)構(gòu)重量與全機(jī)重量的比值，Cx為修正系數(shù)，包括由非理想結(jié)構(gòu)帶來的懲罰修正系數(shù)和次級機(jī)翼結(jié)

構(gòu)帶來的修正系數(shù)的總和，Cy為考慮到機(jī)翼穿過機(jī)身結(jié)構(gòu)時(shí)引入的系數(shù)，M。為全集重量。它們的計(jì)算公式分別如下:me1920A1.5S0.5Nr(1 )secsecme1920A1.5S0.5Nr(1 )secsec/0.0444，其中— 175112嘗75M°1 25secsec0.5105360091761.51 0.2 1MZW/M0 0.5594mr3S1.250^ 1 0.34 0.440.25m0a2.20.5SA0.72mr3S1.250^ 1 0.34 0.440.25m0a2.20.5SA0.7220.006367CxCxi0.10116Cy21.13 15 0.00271431.05,其中Bf/b0.1148所以，綜上，機(jī)翼總重MwingCym所以，綜上，機(jī)翼總重MwingCymemrCxM011361.53kg-尾翼重量水平尾翼的重量:Mh1240.047VdSh水平尾翼的重量:Mh1240.047VdSh.715.24kg垂直尾翼的重量:Mv0.065k12VDSv1.15480.95kg-動(dòng)力裝置重量Mpow nMpow nc3Meng6878.03kg，其中，按照已選發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)，發(fā)動(dòng)機(jī)裸機(jī)重量Meng48601b 2204.5kg?系統(tǒng)和設(shè)備重量MsysC4M0 7833.21kg?起落架重量MlgC|gM0 2848.44kg?使用項(xiàng)目重量75ncFOpP75512150 2175kg?有效載荷Mpayload100PMfreight100 150 0 15000kg注：這里假設(shè)旅客所帶行李已全部折算到每人的 20kg了-最大起飛重量M0M機(jī)身M商載M使用M機(jī)翼M尾翼M動(dòng)力M起落架M系統(tǒng)和固定設(shè)備 M燃油7576.47 15000 217511361.53 715.24 480.95 6878.032848.44 7833.21 1713171999.87此時(shí)客機(jī)結(jié)構(gòu)重量占全機(jī)最大起飛重量的比例為M結(jié)構(gòu)7576.47 11361.53 715.24 480.952848.44結(jié)構(gòu) 31.92%M。 71999.878.2重心估算詳見飛機(jī)重心定位細(xì)目表根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，預(yù)取本設(shè)計(jì)飛機(jī)機(jī)翼前緣頂點(diǎn)到機(jī)頭的距離占全機(jī)距離（If38.79744m）的36.5%；根據(jù)同類飛機(jī)數(shù)據(jù)，中央油箱的體積取為4900L，為使飛機(jī)在使用中重心變化盡可能的小，中央油箱布置在起落架（即全機(jī)重心）后。1,2號(hào)主油箱的體積均取為4410L,且關(guān)于機(jī)身軸線對稱。內(nèi)翼段是用來布置內(nèi)主油箱，機(jī)翼中段布置外主油箱，且內(nèi)主油箱可以裝載4881.67kg燃油，外主油箱裝載621.30kg燃油。則主油箱重心位置可近似估為機(jī)翼半展長的 22%處弦長中點(diǎn)位置處；根據(jù)座艙布置圖，當(dāng)有效載荷滿載且正常就座時(shí)，可以預(yù)估有效載荷的重心位置大致在機(jī)身中段的55%處；正常飛行時(shí)重心統(tǒng)計(jì)表如下：部件、載重mgx(9.8Nm)xmmg(9.8N)ymmgy(9.8Nm)機(jī)翼206450.3618.17111361.53平尾26932.9337.6558715.24垂尾 —18103.8237.6418:480.95機(jī)身128602.2416.97397576.47起落架50788.2517.83022848.44動(dòng)力裝置101543.1114.76346878.03燃油（中央油箱）109210.8717.83026125.05燃油（主油箱）95530.0018.005502.97有效載荷282865.5018.8577115000固定設(shè)備139667.7017.83027833.21基本空機(jī)重量狀態(tài)的重心位置：206450.3626932.93 18103.82 128602.24 101543.11 139667.70 17.8302m11361.53 7576.47 715.24480.95 6878.03 7833.21計(jì)算得重心在25.58%平均氣動(dòng)弦長處，大致滿足統(tǒng)計(jì)規(guī)律，不需要進(jìn)行重心調(diào)整。飛機(jī)正常飛行時(shí)的重心位置為（假設(shè)此時(shí)為最大起飛狀態(tài)）：

mgx.xG -18.0295mmgi九、氣動(dòng)特性分析9.1升力9.1.1升力線斜率CL CL_W其中，CL_W為機(jī)翼升力線斜率：cl_W2Ar