飞机总体设计课程设计汇总.docx
《飞机总体设计课程设计汇总.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机总体设计课程设计汇总.docx（47页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
飞机总体设计课程设计汇总
国内使用的喷气式公务机设计
班级：
０11１1０7
学号：
011110７2８
姓名:
于茂林
一、公务机设计要求
类型
国内使用的喷气式公务机。
有效载重
旅客6-12名,行李2０kｇ/人。
飞行性能:
巡航速度：
0.６－０.８ M
最大航程：
35０0-45０0km
起飞场长：
小于14０0－1600m
着陆场长:
小于1200-1500ｍ
进场速度：
小于230km／h
据世界知名的公务机杂志B＆CA发布的《2011PｕrchaseＰlaｎnｉngＨａnｄbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。
根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机:
价格在700-1800万美元、航程在3１48-5741公里、客舱容积在8.5－19.8立方米的公务机。
与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。
由此，从中选出一些较主流机型作为参考
2、确定飞机总体布局
1、参考机型
庞巴迪航空:
里尔４５ｘｒ、里尔6０ｘr
巴西航空:
飞鸿300、
塞斯纳航空:
奖状cj3
机型
座位数
巡航速度M
起飞场长m
着陆场长m
航程kｍ
最大起飞重量kg
里尔４5XＲ
9
0.79
1536
8１1
36４７
9７52
里尔60XR
９
0.79
1６61
10４2
4454
10659
飞鸿3００
9
0．77
1100
８9０
３346
８20７
奖状CＪ3
9
0.72
969
7４1
3１２1
６３00
2、可能的方案选择:
正常式
前三点起落架
Ｔ型平尾/高置平尾＋单垂尾
尾吊双发涡轮喷气发动机／ 翼吊双发喷气发动机/尾吊双发喷气发动机
小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼／直机翼+上单翼
3、最终定型及改进
１）正常式、T型平尾、单垂尾
①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：
1、减小尾翼振动;2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化
②“失速”警告（安全因素）
③外形美观（市场因素）
④由于飞机较小,平尾不需要太大,对垂尾的结构重量影响不大
2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼
①本次公务机设计续航速度0.6-０．8M,处于跨音速范围,故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界Ｍ数，延缓激波的产生,避免过早出现波阻。
②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用,提高机翼的高速巡航效率,同时达到节油的效果。
③采用下单翼， 起落架短、易收放、结构重量轻;发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时,机翼可起缓冲作用;更重要的是，因为公务机下部无货物仓,减轻机翼结构重量。
３）尾吊双发涡轮喷气发动机,稍微偏上
①主要考虑对飞机的驾驶比较容易,座舱内噪音较小,符合易操纵性和舒适性的要求。
②机翼升力系数大
③单发停车时,由于发动机离机身近,配平操纵较容易;
④起落架较短,可以减轻起落架重量。
⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高,为了使发动机的进气不受影响,故将发动机安排的稍稍偏上。
４）前三点起落架,主起落架安装在机翼上
①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。
②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。
③飞行员座舱视界的要求较容易满足。
④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
４、三视图草图
三、主要参数的确定
1、估计巡航阶段燃油系数
在重量估算中,最关键的是估算巡航阶段燃油系数。
根据设计要求：
--航程Range=４00０km;
--巡航速度:
M=0．７;
－－巡航高度:
１２0００m；
-－声速：
a=5７6.4kｔｓ（29６.5m/s）；
预估数据（参考统计数据）：
－-耗油率C=0.6（涵道比假设为6）
-－升阻比L／D=14.6
根据Bｒｅｇuｅｔ方程：
计算得：
所以:
Wfuel cｒuise/Ｗtｏ=１-1/1.246=０．19７
燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定,其它阶段（除巡航阶段以外）的燃油系数为:
参照算例中各阶段燃油系数
２、估算飞机最大起飞重量（ｌb）
每位乘客８0kg并携带20kg行李
Ｗｔo
６0,000
3５,０00
10，００0
Ｗfuｅl
1２,9９0
1１，077．5
２,165
Ｗpaylｏad
2，425
2,425
２,４25
Ｗempｔy
44,5８5
21,497.5
5,140
最终求得的重量数据：
重量lｂ
比例
Wto
２３５00
１
Wfｕel
５０87．75
0.2１65
Wpaｙlｏaｄ
242５
０.10３２
Wemｐtｙ
15987.25
０.6８０3
3、估算推重比和翼载荷
根据界限线图,选择如下技术指标：
－-翼载荷:
W／S＝3４０0N/m２
－－推重比:
To/Wｔo=0.35（１0N/kg）
计算得:
--机翼面积:
S=31.35m2
-－发动机推力:
Ｔｏ=３7３07.78N
-－单发推力：
T'=18６53.８9Ｎ
四、发动机选择
根据飞行高度和飞行速度选择发动机类型
根据巡航马赫数Ｍ=0.７,飞行高度1２000m，选择涡轮风扇发动机。
根据初始参数，查找出3个系列5种型号的发动机,简介如下:
（一）、ＴFE７３1系列
由美国霍尼尔有限公司研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。
该型发动机按照喷气公务机的主要要求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。
它的设计点为Ｈ=1220０m,M=0.8。
并同时将发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。
TFE731—4 （起飞推力1815daN） 曾用于“奖状”Ⅶ生产型公务机。
TFE7３１—５ （起飞推力1９1５dａＮ） 拥有更高的涵道比风扇,采用了新型的低压涡轮驱动。
曾用于“霍克”１2５—8０0型飞机。
TFE73１—40—２０0G （起飞推力１89０daＮ） 采用ＴFE7３1—5的风扇，用了新的高压气机,高压涡轮和齿轮箱。
曾用于”湾流”100型飞机。
（二）、ＰW5０0系列
由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。
它继承了JＴ1５Ｄ发动机的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。
ＰW5４5B（起飞推力１775daN）该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”ＸLＳ飞机。
（三）、PＷ３0０系列
同为普·特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机。
它的研制主要针对那种高速、低成本、跨大陆飞行的公务机。
PＷ30５A（起飞推力2081dａN）曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”6０飞机。
型号
推重比
单位迎面推力（daＮ/ｍ2）
耗油
Ａ涵道比
B巡航耗油率（ｄaN·ｈ）
可靠维修性及寿命
价格（$）
ＴＦＥ7３1－4
（１81５daＮ）
4.９7
4504
Ａ:
２.8０
B:
０.７８6
性能安全可靠,使用寿命好
１２０～１3０万
TFＥ７3１－5
（1９１5ｄaＮ）
5.０5
4２84
Ａ:
3.８４
B：
０．79２
同一系列，性能上有改进
14７.5万
ＴＦＥ73１-40－2０0Ｇ
（18９０daN）
4.７6
4690
Ａ：
２．９
B:
０.７４8
同一系列，性能上有改进
１4５～1５0万
PＷ54５B
（１７７５ｄａＮ）
4．7
3４2０
Ａ:
４.１
易维修,翻修时间长,使用寿命长
98万
ＰＷ3０５Ａ
（２０81ｄaＮ）
５.25
2816
Ａ:
4.３
Ｂ：
0．69４
使用成本低,可靠性高
１４５万
参照以上表格的分析，在推重比和可靠维修性方面,五种发动机都不错。
对于PW３05A，虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性，但其迎面推力还是比较低的，不能把它放入优选的行列。
ＰW545B的静推力较小，因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象。
TＦE7３1—４０—200G的推重比在三个中低了一点儿,但它有着不俗的静推力和耗油率，这也是我们很需要的。
所以将TFＥ７31—40—200G作为首选对象
所以将ＴFE７31—40—200G作为首选对象,其它两台可作为适当调整备选对象。
在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机。
技术数据
最大起飞推力（ｄaN）
TＦE731—4 1８15
TFＥ731—5 191５
ＴFE7３1—40—200Ｇ １８９0
巡航推力（H=12２0０m，M=0.８,ｄaＮ）
ＴFE731—4 413
TFE７３1—５ 4２5
TFＥ731—4０—20０G 449
起飞耗油率（ｋg／（ｄaN·h））
ＴFE731—5 0．４9４
TＦＥ７31—40—2００G 0.４81
巡航耗油率（kg/（dａN·h））
TFE731—4 0.７８６
TFE731—5 0.792
TFE731—４０—200G ０.７48
推重比
ＴＦE731—4 4.９7
TFE73１—5 5.０5
TＦE７３1—40—20０Ｇ 约４.7６
空气流量（海平面，静态,kg/s）
ＴFE７31—5 ６４.８6
TFE731—4０—200G 65.77
涵道比
TFE7３1—５ 3.4８
TFE7３1—40—2０0G 2.90
总增压比
TFＥ731—5 17.5
TFＥ７31—40—２00G22
涡轮进口温度（最大起飞状态，℃）
TFE731—5 ９52
ＴFＥ73１—４０—20０G1022
进口直径（mm）
ＴＦE７31—4 716
TＦE７3１—５ ７54
ＴＦE73１—40—200G 716
宽度（mm）
TＦE731—4 86９
TFE731—５ 85８
ＴFE７31—４0—200G 8４7
长度（ｍm）
TFＥ７３１—4 1464
ＴFＥ731—５ 1６52
TFＥ731—40—2０0G １５47
干质量（kg）
TＦE731—4 37３
ＴFE７31—５ 3８7
TFＥ731—4０—２00G 406
五、机身外形设计
1、中机身设计
飞机典型座椅宽度
座椅宽度:
2３英寸
典型过道宽度：
1９英寸
座椅与机舱边距：
１0英寸
在完成客舱布置基础上,将客舱内壁向外增加１0０-140mm
公务机底板下无货运集装箱
座椅排距：
38英寸（9人5排）
厨房卫生间（客舱后部）
考虑到座椅和厨卫，加间距４英寸
考虑公务机的舒适性，在第一排前部布置一张桌子，同时左侧空间用于布置乘客登机门，位于机身左侧，桌子长度取20英寸。
故中机身总长度:
2、前机身设计
参考同类飞机前机身长径比,确定本机前机身长径比为1．9
前机身长度:
3、后机身设计
参考同类飞机后机身长径比，确定本机后机身长径比为3
后机身长度：
尾部上翘角：
11°
机身总长度：
L=７02英寸
长径比：
λ=7.４
六、机翼外形设计
1、翼型选择
设计升力系数：
在初步设计时,近似认为
Cl三维机翼的升力系数 cl翼型的升力系数
－-翼载荷:
Wｔｏ/S=340０Ｎ/m2; －-机翼面积：
S=31.３5m2；
--巡航速度：
Ｍ=0．7; --巡航高度:
１2000m;
得到升力系数
根据设计升力系数选出合适的翼型
采用ＮACA6翼型，参考翼型数据网站
由后续的相对厚度范围1０－１6％
选择原则：
1、翼型在其设计升力系数附近,具有最有利的压力分布,其阻力系数最小,升阻比也比较大。
2、在设计升力系数附近阻力越小越好。
3、较好的失速特性：
最大升力系数较高，失速过程比较缓和。
4、俯仰力矩系数应较低或中等大小为宜，以防止过高的配平阻力；
5、翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重量和内部布置；
综上,选择NACA 65
（1）-412
２、机翼平面形状的设计
①展弦比ＡR
机翼的展弦比AR=l２/S 大小对机翼的诱导阻力系数、零升阻力系数和升力线斜率方面的气动特性都有影响，总的来说，亚声速飞机适宜采用较大的展弦比,公务机５.0-8.8。
飞机类型
展弦比（AR）
轻型飞机
5.0~8.0
涡桨支线客机
11．0~12.８
公务机
5.0～8.8
喷气运输机
7.0～9.5
超声速战斗机
2.5～5.0
AR=８
算的L＝15.8m
②梯形比λ
当λ=０.４时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机η为０.4左右；
λ减小,可减轻机翼结构重量;
λ减小,有利于布置起落架;
λ小对防止翼尖失速不利。
飞机类型
梯形比
轻型飞机
1．０~0.6
涡桨支线客机
0.6~0.4
公务机
0.6～0．4
喷气运输机
0.4～0.２
超声速战斗机
０．5～0.2
λ=0.4
③后掠角χ
对于亚声速飞机：
Λ=0或Λ<1５o（用于调整重心）
对于高亚声速飞机：
Λ=2５~40°;可以提高临M界数，延缓激波的产生。
虽然是亚声速飞机，但是参照所已有机型,将后掠角适当增加
χ1/4=25°
④相对厚度
喷气运输机机翼厚度的典型分布
由上图,翼根处（t／c）=１5%,转折处（t/ｃ）=1２%,翼尖处（ｔ/s）=11%,喷气运输机和公务机的平均相对厚度一般在10％至1２％之间，取平均相对厚度为12％。
阻力发散马赫数0.７75>0.７，
符合要求。
⑤机翼参数
面积S=31.35ｍ2
展长L=15.８m
弦长
气动弦长
前缘后掠角
平均气动弦到翼根距离
机翼平面图如图:
3、机翼其他布局参数
①安装角
翼型迎角5°时ＣＬ＝0.５11可取,iw=５°
（ＣL，Deｓ－巡航时所需的升力系数）
统计值
喷气客机:
1º~5.３º
战斗机：
-1º～3.6º
②扭转角
采用几何扭转-负扭转:
从翼根至翼尖，iｗ逐渐减小。
公务机、喷气运输机:
负扭转角0º~７º
取扭转角为4°
③上反角
在概念设计阶段，主要依据统计值。
统计值的大小与飞机布局型式有关。
亚声速后掠翼＋下单翼,可取3°-７°
对于“T”平尾和下单翼布局,上反角为3º左右。
故取上反角3°
飞机类型
下单翼
中单翼
上单翼
直机翼
5º~7º
2º～4º
0º~2º
亚声速后掠翼
3º~7º
-2º~２º
-5º～２º
超声速后掠翼
0º~5º
-5º~0º
－5º~０º
④翼梢小翼
采用翼梢小翼,可以减少翼梢外气流漩涡效应,对翼梢处的旋涡进行遮挡,翼梢小翼设计成有弯度，翼梢涡在小翼产生升力，这个升力方向向前,可减小总阻力。
⑤內翼后缘拓展
目的：
增加根部弦长,便于起落架的布置；可降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。
⑥增升装置
△Clmax起飞=1.07（Clmax起飞-CLmaｘ）＝1.３7
△Cｌmax着陆=1．07（Clmax着陆－ＣLmax）=1.３７
根据计算结果选择襟翼类型和尺寸,同时参考统计数据，涡桨支线客机、公务机和喷气运输机一般采用双缝襟翼。
故采用双缝襟翼---襟翼相对弦长C襟／C=３5%襟翼展长Ｌ襟=5m
襟翼型式
相对弦长
偏转角
△ＣLｍaｘ对应Clmax的α
开裂式
0％～２5％
5０°～６0°
0.6-０.8（α＝13-14°）
后退式
30%~40%
40°~50°
1.３～１.4（α=13°）
双缝式
３0%~４０%
４０°~５0°
1.4~1.5（α=12°）
多缝式
3５％～45%
50°～６0°
1.６～1．8（α=1２°）
⑦副翼
参考统计数据:
相对面积 S副/S＝ ０.０6 相对弦长 c副/c=0．２5
相对展长L副/Ｌ=0.35
偏角 d副=25°
统计数据:
副翼的相对展长与相对弦长
⑧扰流片
功用：
当非对称打开时，可产生滚转力矩。
当在飞行中对称打开时，可增加阻力,起减速作用和增加下降速率。
当在着陆时对称打开时,可增加阻力,缩短着陆距离。
公务机和喷气运输机一般配置有绕流板。
位置:
一般位于后缘襟翼的前面
⑨机翼梁
在概念设计阶段需定义机翼前、后粱的位置。
确定前、后粱位置要考虑的因素:
结构高度
襟翼尺寸和操纵机构所需的空间
副翼尺寸和操纵机构所需的空间
燃油容积
典型的前、后粱位置
前粱：
16%~２２%弦长处，取2０%
后梁:
60％～７5％弦长处，取65％
⑩燃油容积
通常公务机和运输机的机翼要容纳所有的燃油。
燃油一般装入由前、后粱和蒙皮上表面和下表面构成的空间内。
燃油容积近似计算：
符合要求。
⑪机翼纵向位置初步确定
X.25 m.a.ｃ=5６%*LFus=９.9９m
7、尾翼外形设计
1、平尾容量
纵向机身容量参数:
其中，
Wfus最大机身宽度 Lfｕs 机身长度 SW机翼参考面积 CW机翼平均气动弦长
由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：
公务机的重心变化范围为1８%
可以得到平尾容量为VＨ=4.4*1８%=0.７92
2、垂尾容量
航向机身容量参数：
（Hfus2）（Lfuｓ）／swbw=0．21０
其中 Ｈｆus最大机身高度Lfus机身长度Ｓｗ机翼参考面积bw机翼展长
由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：
可以得到:
垂尾容量Vv=0.09
3、预估尾力臂的长度
发动机安装在机身后部,尾力臂=（45-５0%）L机身
取尾力臂LＶ=50%ＬFＵＳ=8．９15m
根据尾容量和尾力臂长度,计算平尾和垂尾的面积
平尾的面积:
VH=SＨ/S*lＨ/c
VH：
平尾容量
SＨ:
平尾面积 可得SH=５.8５m２；
S：
机翼面积
lＨ:
尾力臂
c:
平均气动弦长
垂尾的面积
VＶ=SV/S*lV／bw
VV:
垂尾容量
ＳV :
垂尾面积
S：
机翼面积 可得SV ＝５m2；
lＶ:
垂尾力臂
bW:
机翼翼展
4、确定平尾和垂尾的外形数据
由平尾外形数据统计值:
取展弦比AR=4；梯形比λ=0.40;升降舵弦长ce／c=0.35；
相对厚度t/c＝0.8;后掠角χ＝32.５;
由公式可得平尾：
展长L=4．８4;Ｃ根=1．7３ｍ;C尖=0．69m;MAC=１.29m;
由垂尾外形数据统计值:
取展弦比ＡＲ=1.０;梯形比λ=０．5０;方向舵弦长ce/c=0.３0;
相对厚度t/c=0.8;后掠角χ＝45°;
由公式可得垂尾：
展长L=2.24ｍ;Ｃ根=2．９８ｍ；C尖＝１.４9;MAC=2.３2m;
5、绘制平尾和垂尾的外形草图
平尾：
垂尾:
八、发动机短舱初步布置
已知:
风扇直径DF=0.８47ｍ；
涵道比μ= ２.90;
总压比OPＲ=22;
最大使用马赫数MＭO=0.7;
总空气流量Wa=144.69４lb／s
进气道唇口直径DＩＨ=０．03７Wａ＋3２.2=0.954m;
主整流罩最大高度MＨ= 1.２1ＤF=1.０2ｍ;
主镇流罩长度LC＝[2．36DF－0．01（ＤF*MMO）２]＝2.0ｍ;
风扇出口处主整流罩直径ＤFO＝（0.000３６μＷa＋５.84）2=0.９１2m;
DMG＝（0.0０0475μWa＋4.5）２=0．５６１m;
核心发动机气流出口处整流罩直径DＪ = （１8-55＊k）0.5
取DJ=0.４ｍ；
燃气发生器后长度LAB=（DMG-DJ）/0.2３=0.7m;
短舱轴线的偏角和安装角
考虑到机翼的下洗现象，进气道轴线应该与来流基本一致。
为减小发动机短舱、吊挂与机身之间的干扰阻力，应使短舱与机身之间距离有最佳的最小距离。
为了减少机身尾部的气流死区，降低底部阻力，将发动机短舱轴线向外（尾部向内）偏一角度。
9、起落架布置
1、起落架配置形式选择
起落架的布置形式主要有前三点式和后三点式,其各自的优缺点如下：
后三点式:
主支点在飞机重心（质心）之前，在低速飞机上采用较多;后三点式起落架固有的缺点就是在着陆时操纵困难，并有可能产生向前倒立的危险;后三点起落架的飞机，起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点式：
广泛用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易，具有滑跑稳定性；由于机身处于接近水平的位置，故飞行员座舱视界的要求较容易满足;着陆滑跑时,可以使用较强烈的刹车，有利于缩短滑跑距离；缺点在于前轮可能出现自激振荡现象,即前轮“摆振”,所以需要加减摆器
我们设计的公务机,要求操纵简单，起降性能好，安全性高。
综合前三点式和后三点式的优缺点,我们选择前三点式起落架。
2、确定起落架主要几何参数
主轮距:
B
前、主轮距:
b
停机角：
ψ Y
着地角 ：
φ j
防后倒立角:
gγ
高度:
h
①停机角
停机角通常取值范围:
ψ＝0°~4°
这里取ψ=2°
②着地角
按飞机所需要的着陆迎角确定
因为:
α着陆=φ+ψ+α安装
所以:
φ>α着陆-α安装-ψ
取φ=16°
③防后倒立角
防后倒立角的取值γ=φ＋1~2°
取γ=1７°
④前、主轮距b
原则:
1、前轮所承受的载荷为起飞重量6%～20%（最佳值8％～15%）
2、b=（0.3-０.4）L机身
3、要与防后倒立角相协调
取前轮承受５％的重量，主轮承受95%的重量
b＝0.4L机身=7.13m;a=９5%ｂ=6．7７m;c＝５%b=0.36m；
⑤起落架高度h
原则:
１、根据防后倒立角g和着地角j;
２、在机体上安装和收藏位置的需要;
ｈ=c/tang=０.36/tａn17°=１.18m;
⑥起落架宽度B
飞机滑行时急剧转弯有侧翻趋势,最小的主轮距应该满足不致使飞机侧向翻倒的要求。
防侧翻角θ一般不大于55度。
主轮距要与机翼或机身的连接件和收藏空间协调。
⑦防侧翻角θ
防侧翻角θ一般不大于55度。
取θ＝５0°；
⑧机轮布置
⑨轮胎数目与尺寸
主起落架ﻩDtxbt27.6ｉｎx９.3ｉn2个
前起落架Dtｘbtﻩ１7iｎx5.5ｉn 2个
9、重量估计
1、机身重量
Ｌf-机身长度（ｍ）；
Bf-机身最大宽度（m）;
Hf－机身最大高度（ｍ）；
C２－增压机身系数,对于客机取0.79；
p－客舱内外压差，单位是巴（
升级会员 