飛行器總體設(shè)計(jì)報(bào)告

大型固定翼客機(jī)分析報(bào)告2014-4-28學(xué)院：計(jì)算機(jī)科學(xué)與工程學(xué)院學(xué)號(hào)：201322060608姓名：馬麗學(xué)號(hào)：201322060629姓名：潘宗奎目錄TOC\o"1-3"\h\u12161總結(jié)馬麗、潘宗奎 I1481大型固定翼客機(jī)總體設(shè)計(jì) 1237171.1客機(jī)參數(shù) 146761.2飛機(jī)的總體布局 1114911.2.1飛機(jī)構(gòu)型 181301.2.2三面圖 2244131.2.3客艙布置 2303562客機(jī)的重量設(shè)計(jì) 448063大型固定翼客機(jī)的外形設(shè)計(jì) 6114823.1翼型 656483.2機(jī)翼平面形狀的設(shè)計(jì) 7270823.3尾翼 8244444重量分析 1138335氣動(dòng)特性分析 13259136性能分析 22125466.1商載—航程圖 22112586.2起飛距離 235866.3進(jìn)場速度 24171876.4著落距離 24總結(jié)馬麗通過這門課程的學(xué)習(xí)，大致了解無論是飛行器傳統(tǒng)設(shè)計(jì)流程：首先是根據(jù)技術(shù)參數(shù)、經(jīng)驗(yàn)和一些簡單的分析方法進(jìn)行初始的設(shè)計(jì)，然后用較為精確的分析方法對(duì)初始設(shè)計(jì)進(jìn)行核驗(yàn)，根據(jù)核驗(yàn)結(jié)果，逐步調(diào)整設(shè)計(jì)參數(shù)，直到得到滿意的設(shè)計(jì)方案。但是這種設(shè)計(jì)方法的產(chǎn)品性能優(yōu)劣主要就取決于設(shè)計(jì)人員的水平，而且設(shè)計(jì)周期長，并要耗費(fèi)大量的人力和物力。隨著高速、大容量電子計(jì)算機(jī)的廣泛使用和一些精度高的力學(xué)分析數(shù)值方法的建立和應(yīng)用，使得復(fù)雜的結(jié)構(gòu)分析過程變得更加高效、精確。課程中我們運(yùn)用AdvancedAircraftAnalysis飛行總體設(shè)計(jì)軟件以及其他相關(guān)進(jìn)行飛行器分析，這是用于飛機(jī)初步設(shè)計(jì)、分析、與3—D繪圖的一套完整飛行器總體設(shè)計(jì)軟件的工具，實(shí)驗(yàn)中，我們首先對(duì)客機(jī)進(jìn)行了飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)了飛機(jī)的重量及外形。此外，著重分析了飛行器的重量以及氣動(dòng)特性。重量分析中分析了飛行任務(wù)中各階段飛機(jī)重量、燃油量，計(jì)算各部位重量、重心位置及力矩、分析起飛重量對(duì)氣動(dòng)力與推進(jìn)力等的敏感度。空氣動(dòng)力中計(jì)算飛機(jī)的升力、阻力及氣動(dòng)力中心，分析飛機(jī)所需控制翼面的大小及種類，繪制各種升力、阻力、速度及控制翼面幾何等關(guān)系圖。另外，我們還分析了飛機(jī)的性能。根據(jù)法規(guī)或任務(wù)需求的性能條件，如起飛跑道長度，計(jì)算出飛機(jī)必備的諸元，如最小推力。由已知的飛機(jī)諸元，如推力與升力，計(jì)算出飛機(jī)的各項(xiàng)性能，如起飛時(shí)速度，爬升率等。通過這門課程的實(shí)踐，我知道了飛行器設(shè)計(jì)軟件的使用方法，并運(yùn)用該方法分析了大型固定翼客機(jī)的各項(xiàng)指標(biāo)。課程實(shí)踐不僅加強(qiáng)了我的動(dòng)手能力，而且使我更加了解飛行器的各項(xiàng)數(shù)據(jù)，以及飛行器的設(shè)計(jì)流程。非常幸運(yùn)能選這門實(shí)驗(yàn)課，不僅學(xué)到了新的知識(shí)，還掌握了AAA軟件的運(yùn)用。

總結(jié)潘宗奎通過學(xué)習(xí)這門課程，我了解飛行器傳統(tǒng)設(shè)計(jì)流程：首先是根據(jù)技術(shù)參數(shù)、經(jīng)驗(yàn)和一些簡單的分析方法進(jìn)行初始的設(shè)計(jì)，然后用較為精確的分析方法對(duì)初始設(shè)計(jì)進(jìn)行核驗(yàn)，根據(jù)核驗(yàn)結(jié)果，逐步調(diào)整設(shè)計(jì)參數(shù)，直到得到滿意的設(shè)計(jì)方案。但是這種設(shè)計(jì)方法的產(chǎn)品性能優(yōu)劣主要就取決于設(shè)計(jì)人員的水平，而且設(shè)計(jì)周期長，并要耗費(fèi)大量的人力和物力。隨著高速、大容量電子計(jì)算機(jī)的廣泛使用和一些精度高的力學(xué)分析數(shù)值方法的建立和應(yīng)用，使得復(fù)雜的結(jié)構(gòu)分析過程變得更加高效、精確。課程中我們運(yùn)用AdvancedAircraftAnalysis飛行總體設(shè)計(jì)軟件以及其他相關(guān)進(jìn)行飛行器分析，這是用于飛機(jī)初步設(shè)計(jì)、分析、與3—D繪圖的一套完整飛行器總體設(shè)計(jì)軟件的工具，實(shí)驗(yàn)中，我們首先對(duì)客機(jī)進(jìn)行了飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)了飛機(jī)的重量及外形。此外，著重分析了飛行器的重量以及氣動(dòng)特性。重量分析中分析了飛行任務(wù)中各階段飛機(jī)重量、燃油量，計(jì)算各部位重量、重心位置及力矩、分析起飛重量對(duì)氣動(dòng)力與推進(jìn)力等的敏感度?？諝鈩?dòng)力中計(jì)算飛機(jī)的升力、阻力及氣動(dòng)力中心，分析飛機(jī)所需控制翼面的大小及種類，繪制各種升力、阻力、速度及控制翼面幾何等關(guān)系圖。另外，我們還分析了飛機(jī)的性能。根據(jù)法規(guī)或任務(wù)需求的性能條件，如起飛跑道長度，計(jì)算出飛機(jī)必備的諸元，如最小推力。由已知的飛機(jī)諸元，如推力與升力，計(jì)算出飛機(jī)的各項(xiàng)性能，如起飛時(shí)速度，爬升率等。通過這門課程的實(shí)踐，我知道了飛行器設(shè)計(jì)軟件的使用方法，并運(yùn)用該方法分析了大型固定翼客機(jī)的各項(xiàng)指標(biāo)。課程實(shí)踐不僅加強(qiáng)了我的動(dòng)手能力，而且使我更加了解飛行器的各項(xiàng)數(shù)據(jù)，以及飛行器的設(shè)計(jì)流程。非常慶幸能夠選這門實(shí)驗(yàn)課，我不僅學(xué)到了新的知識(shí)，開闊了知識(shí)面，而且還掌握了AAA軟件的運(yùn)用，以及設(shè)計(jì)的理念，非常感謝老師的講解，我收獲很多。1大型固定翼客機(jī)總體設(shè)計(jì)1.1客機(jī)參數(shù)客艙150座兩級(jí)座艙（頭等艙12座排距36in；經(jīng)濟(jì)艙128座排距32in）單級(jí)32in排距沒有出口限制典型載荷225磅/乘客最大航程 2800nm(5185.6km)雙級(jí)滿載典型任務(wù)225英鎊/乘客巡航速度 1．0.78M 2．最好：0.8M最大使用高度 43000’(13115m)1英尺=0.305m最大著陸速度（最大著陸重量） 70m/s1節(jié)＝1海里/小時(shí)＝1.852公里/小時(shí)=0.5144m/s起飛跑道長度（TOFL），最大起飛重量 7000’(2135m)海平面86華氏度1.2飛機(jī)的總體布局1.2.1飛機(jī)構(gòu)型 1)正常式 上平尾，單垂尾 2)機(jī)翼：后掠翼，下單翼 3)在機(jī)翼上吊裝兩臺(tái)渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī) 4)起落架：前三點(diǎn)式，安裝在機(jī)身上1.2.2三面圖1.2.3客艙布置 混合級(jí)： 頭等艙12人3排每排4人 座椅寬度：28in 過道寬度：27in 座椅排距：36in 經(jīng)濟(jì)艙23排每排6人共138人座椅寬度：20in過道寬度：19in座椅排距：32in 單級(jí)： 全經(jīng)濟(jì)艙 30排每排6人共180人座椅寬度：20in過道寬度：19in座椅排距：32in 客艙剖面3．機(jī)身外形尺寸 當(dāng)量直徑：216in 前機(jī)身長度：220in 中機(jī)身長度：1010in 后機(jī)身長度：340in機(jī)身總長：1570in上翹角：14deg2客機(jī)的重量設(shè)計(jì)1.基本要求：–航程:Range＝2800nm=5185.6km–巡航速度:0.8M–巡航高度:35000ft=10675m；聲速:a=576.4kts=296.5m/s2．基本數(shù)據(jù)–耗油率C＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(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=2800nm；a=576.4Knots(巡航高度35000ft)C=0.6lb/hr/lb(涵道比為6)L/D=17.6M=0.8計(jì)算得： 4.燃油系數(shù)的計(jì)算 1 EngineStartandWarmup 2 Taxiout 3 Takeoff 4 Climb 5 Cruise 6 Descent 7 LandingandTaxiin 8 ReserveFuel 總的燃油系數(shù)：5重量數(shù)據(jù)： 93009lbs 0.544 44306lns 0.259 33750lbs 0.197 171065lbs 13大型固定翼客機(jī)的外形設(shè)計(jì)3.1翼型設(shè)計(jì)升力系數(shù)計(jì)算：由可得近似認(rèn)為翼型的等于三維機(jī)翼的因此：3.2機(jī)翼平面形狀的設(shè)計(jì)計(jì)算平均氣動(dòng)弦的位置和長度：1．展弦比AR=9.5.2．梯度比λ=0.4，原因：升力分布接近橢圓形，誘導(dǎo)阻力較小，有利于減輕機(jī)翼重量和起落架布置。圖如下：3.后掠角：Λ=25°變化如下圖：4．機(jī)翼參數(shù)如下： 面積S=147.6m2 展長L=37.45m 弦長=5.63m=2.25m 氣動(dòng)弦長：=4.18m 前緣后掠角：=0.511 平均氣動(dòng)弦長到翼根距離為8.25m機(jī)翼到機(jī)身前頭距離:6.機(jī)翼平面圖：3.3尾翼1．平尾外形參數(shù)：縱向機(jī)身容量參數(shù)：=0.925其中： 由縱向機(jī)身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系： 可以得到：平尾容量VH=3.5*32%=1.12其中：32%是重心變化范圍 取尾臂力LH=50%LFUS=19.9m，AR=4.0，λ=0.4，χ=30°由公式：其中：機(jī)翼面積S=147.6M2，機(jī)翼平均MACc=4,18可得：SH/S=23.5%,平尾面積SH=34.7m2,展長l=11.78m，c根=4.2m，c尖=1.68m，平 尾MAC=3.12m由統(tǒng)計(jì)值：升降舵弦長取ce/c=0.32平尾相對(duì)厚度t/c=0.06其中：c為平尾弦長，t為厚度 翼型選擇：NACA0006所以平尾圖如下：2．垂尾尾外形參數(shù)：航向機(jī)身容量參數(shù)：=0.218其中：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=0.105取尾臂力LV=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，λ=0.7，χ=40°由公式：其中：機(jī)翼面積S=147.6M2，機(jī)翼展長bw=37.45m 可得：Sv/S=19.7%,垂尾面積Sv=29.16m2,展長l=8m，c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m由統(tǒng)計(jì)值：方向舵弦長取ce/c=0.30垂尾相對(duì)厚度t/c=0.08其中：c為垂尾弦長，t為厚度 垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾圖如下：4重量分析1.機(jī)身重量——機(jī)身長度(m)——機(jī)身最大寬度(m)——機(jī)身最大高度(m)——增壓機(jī)身系數(shù)，客機(jī)取0.79——客艙內(nèi)外壓差，單位是巴(bar),典型值0.582.機(jī)翼重量(1)理想的基本結(jié)構(gòu)重量MIPS修正系數(shù)機(jī)身對(duì)機(jī)翼影響機(jī)翼總重10553kg3.尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：4.動(dòng)力裝置重量5.系統(tǒng)和設(shè)備重量6.起落架重量7.使用項(xiàng)目重量 8.有效載荷9.最大起飛重量通過分析可知機(jī)身和機(jī)翼重量所占比例較同類飛機(jī)較大因此，對(duì)其修正，得從而5氣動(dòng)特性分析1.全機(jī)升力線斜率：ξ為因子：=1.167機(jī)翼的升力線斜率：=5.18全機(jī)的升力線斜率：=6.04其中：dh=3.7846m，b=37.45m，Snet=20.07m2，Sgross=147.6m2，AR=9.5最大升力系數(shù)：=1.572.后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量：當(dāng)起飛時(shí)Βflap=20°，當(dāng)著陸時(shí)Βflap=45°，bf/b=0.7，ΛQchd=25° 采用三縫襟翼可以計(jì)算的：起飛時(shí)升力增量為0.6著陸時(shí)升力增量為1.33.前緣襟翼產(chǎn)生的升力增量：=0.33其中：bflap=1.0升致阻力因子：巡航構(gòu)型的升致阻力因子為： =0.042 起飛時(shí)升致阻力因子為：=0.0415 著陸時(shí)升致阻力因子為:=0.0293部件的濕潤面積計(jì)算：機(jī)翼：=140x（1.977+0.52x0.10）=284m2 平尾：=34.7x（1.977+0.52x0.06）=69.7m2 垂尾：=14.5x（1.977+0.52x0.08）=29.4m2機(jī)身： =3.14x(132+187)/2=500.9m2其中：短艙：=37.68m26.巡航下的極曲線： (1).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(duì)機(jī)翼：NR=2.63x10^7Cf=2.27x10^-3對(duì)平尾：NR=1.96x10^7Cf=2.37x10^-3對(duì)垂尾：NR=2.31x10^7Cf=2.32x10^-3對(duì)機(jī)身：NR=2.93x10^7Cf=2.27x10^-3對(duì)短艙：NR=1.14x10^7Cf=5.2x10^-3(2).形阻因子： 機(jī)翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124 垂尾形阻因子：=1.16其中：ξht=0.5 機(jī)身形阻因子：=1.2其中：lfuse=39.87m，dv=5.5m 短艙形阻因子：=1.3其中：dnac=2mLanc=6m (3).零升阻力：=2.518/147.6=0.0171其中:(4).壓縮性阻力：阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD:=0.8233其中：MREF=0.9壓縮性阻力：=4.16x10^-4其中： (5).巡航下極曲線圖：CD=CD0+CDcomp+CDi=0.016+0.000416+0.042CL2=0.0164+0.042CL2圖形如下：起飛著陸時(shí)時(shí)的極曲線：1.起飛時(shí)： (1).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，M=0.167對(duì)機(jī)翼：NR=1.585x10^7Cf=2.58x10^-3對(duì)平尾：NR=1.2x10^7Cf=2.69x10^-3對(duì)垂尾：NR=1.424x10^7Cf=2.62x10^-3對(duì)機(jī)身：NR=1.803x10^7Cf=2.52x10^-3對(duì)短艙：NR=7.762x10^6Cf=5.3x10^-3（XT/Lb=0.2） (2).零升阻力：=2.796/147.6=0.019 (3).起落架放下引起的阻力增量： =0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量為： =2.7x10^-5(5).起飛總阻力：CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop=0.019+0.0415CL2+0.01698+0.000027=0.036+0.0415CL2(6).起飛時(shí)極曲線圖：2.著陸時(shí)： (1).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，M=0.206對(duì)機(jī)翼： NR=2x10^7 Cf=2.486x10^-3 對(duì)平尾： NR=1.494x10^7 Cf=2.6x10^-3 對(duì)垂尾： NR=1.758x10^7 Cf=2.536x10^-3 對(duì)機(jī)身： NR=2.227x10^7 Cf=2.446x10^-3 對(duì)短艙： NR=8.62x10^6 Cf=5.45x10^-3（XT/Lb=0.15） (2).零升阻力：=2.723/147.6=0.01845 (3).起落架放下引起的阻力增量：=0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量為： =1.4x10^-4 (5).著陸時(shí)總阻力： CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-f