飞机总体设计大作业.docx
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飞机总体设计大作业
飞机设计要求
喷气支线飞机
有效载荷：
70人，75kg/人，每人行李重20kg
巡航速：
0.7Ma
最大飞行高度：
10000m
航程：
2300km
待机时间：
45分钟
爬升率：
0~10000m<25分钟
起飞距离：
1600m
接地速度<220km/h
，、相近飞机资料收集:
飞机型号
载客量
最大起飞重
巡航速度
航程
飞行咼度
量
（M）
（km）
（m）
（kg）
ARJ-21
78
40500
0.82
2225
11900
CRJ-700
70
33000
0.78
2656
11000
ERJ-170
70
35990
0.82
3334
12000
二、飞机构型设计
正常式布局：
技术成熟，所积累资料丰富
T型尾翼：
避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重
机身尾部单垂尾
后掠翼：
巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波
阻
下单翼：
气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的
问题
-发动机数目和安装位置：
双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。
-起落架的型式和收放位置：
前三点可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞
行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。
安装于机身
三、确定主要参数
重量的预估
1．根据设计要求：
-航程Range=2800nm=5185.6km
-巡航速度:
0.8M
2.预估数据（参考统计数据）
-耗油0.6lb/hr/lb=0.0612kg/（h
-升阻比L/D=14
-N）5涵道比为
3.根据Breguet航程方程：
|n（W涸）Range
（WfinalaM上
CD
代入数据：
Range=1242nm；
a=581Knots（巡航高度35000ft）
C=0.5lb/hr/lb（涵道比为5）
L/D=14
M=0.7
计算得:
Winitial
1.115
^^fuelcruise
叽Wndofcruise叽^Vinal
叫elcruise
0.103
Wfinal
Wto
4.燃油系数的计算
飞行任务剖面图
Wm/W。
0.001
舛2帆0.001
弘/%。
0.002
皿/叽0.016
Wf5/W。
0.187
Wf6/W。
0.000
W^7/Wto0.003
Wfs/W。
0.049
1EngineStartandWarmup
2Taxiout
3Takeoff
4Climb
5Cruise
6Descent
7LandingandTaxiin
8ReserveFuel
总的燃油系数:
WUW2WbWkW5WzWh
WoWoWoWoWoWtoWoWto
贽0,0010.。
01o.。
020.。
160.103Q。
000・003o.。
490,175
5.根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值
Wto
80000lbs
100000lbs
120000lbs
Wuel
14000lbs
17500lbs
21000lbs
^^payload
14600lbs
14600lbs
14600lbs
^Vemptyavail
51400lbs
67900lbs
84400lbs
重量关系图
交点：
（30723kg,18688kg）
6.所以最终求得的重量数据:
^^empty
18688kg
0.608
Wfuel
5376kg
0.175
^^payload
6650kg
0.216
Wto
30723kg
1
推重比和翼载的初步确定
界限线图
界限线图
1
■
碾存!
Kit
0
r
抗风要求
-
■■
■
-
第二阶段爬升
_巡航起飞距离
-
i
1Ir
__***-.j**^^"^1
._si-
""A""产j
弋二~7.7///
平衡场长巡航1
111
rr
着陆距离
i
~r
进近速度
/
0.9
0.8
0.7
0.6
比
重0.5
推
0.4
0.3
0.2
0.1
2000300040005000600070008000
翼载荷（N/m2）
n?
T
jr业比
Cnp-|iri^il^）2Q1O2Q12AlngN-srastrrad
地毯图
4
x10
5.5
地毯图
3000
W/S
4000
5000
T/W
4.5
陆距离
进近速度
平衡场长
3
10
12
0.4
抗.风要求
2.5卜
0
6000
7000
8000
量重飞起大最
巡航2
巡航1
Utt!
片：
罕El千
矍利界用砂m
urn?
蛆霹平均487
J?
rRiHS
廉港玉Ik^'hr/kfJ
航屜阿*
追at丹樹比
亠
―-——?
聽範地袪图
2
选取翼载荷W/S=4500N/m；推重比T/W=0.35
四、发动机选择:
由推重比T/W=0.35,W=30723kg
得T=10753，单发推力为:
5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8
TF34
Cf34-1
CF34-3
CF34-S
CF34-10
Length
103in
Diameter
49in
57in
Dryweight
1,6251670lb
2n>IO82.600（b
3,700lb
匚ompressor
1fan
14HHstages
1fan
10HHstages
1fan+3LFstages
9HHstages
Turbine
4LPstages
2HPstages
4LPstages
2HPstages
4LPstages
1HPstage
Thrustatsealevel
9,220Ibt
13,790-14,510Ibt
10285・20,000卧
户ower-to-weightr?
tic
5.611
5.3:
1
5.2:
1
Overallpressureratroatmax.power
21:
1
28:
1285:
1
29:
1
Byp^^sratio
62J
5J
51
五、机身外形的初步设计
1.客舱布置
单级：
全经济舱14排每排5人共70人
座椅宽度：
20in
过道宽度：
19in
座椅排距：
32in
客舱剖面图:
2.机身外形尺寸
当量直径：
3.4m
前机身长度：
4.32m
中机身长度：
13.97m
后机身长度：
7.62m
机身总长：
25.9m
上翘角：
14deg
长径比7.6（M较低时，选用较小长径比）
OlheiAbrltilhi
CKier
lh”dG-tcnptiDn
六•机翼外形设计
CL=（W/S）/（0.5pV2S）=0.496
选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为4500N/m2），选择型号
为NASASC
（2）-0404
NASASC
（2）-0404
HT1■
HT2J^a--p—.l
MAC冉16-006
HTO0
HILl5
GdE443二:
tup^
1.展弦比AR=8
2.梯度比入=0.4，原因：
升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机
翼重量和起落架布置。
图如下：
1.20
].IO
Iu
tw
i.m
A
5.0
1.25
I,Mi
3.后掠角：
A=25°
后掠角不能太多太小，变化如下图:
4.机翼厚度分布：
平均厚度取0.10
变化如图:
WingSwaepAngle-25°
AvwageThidtnMAFklo»（血）*
阻力发散M大约是0.81>0.8。
5.机翼参数如下:
面积S=66.64m2
展长L=23.08m
弦长
G|.=2-5/[/（I+2）]
=4.12m
气动弦长：
匚八•—!
「、；=3.06m
前缘后掠角：
J_I'_=1.54
平均气动弦长到翼根距离为4.02m
机翼平面图如下：
6•机翼安装角：
翼型迎角2。
时CL=0.4818可取，iw=2°
扭转角采用负扭转：
可以延缓翼梢气流失速。
7.采用上反角：
增加侧向稳定性和荷兰滚稳定性。
并且可以增加外挂和地面距离
据统计值，中平尾取上反角4°
8•翼梢形状：
采用翼梢小翼结构，可以减少翼梢外气流漩涡效应，对漩涡进行遮挡，并
且翼梢涡在翼梢小翼上产生升力，方向向前，减少阻力。
9.内翼后缘扩展：
可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计
10•增升装置选择：
（ACL）3疗’）门—0,S5coj'ylr
“Gnu诵Ife—亿lmu工看监°"LnnJ=i2
'〔讼起飞-1山K血谶飞'（5J
=1.8
可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合
襟翼相对弦长C襟/C=0.35
襟翼展长L襟=8m
11.副翼选择：
根据统计，可取如下数据：
S副/S=0.0625
c副/c=0.25
L副/L=0.25
偏角=30°
12.扰流片布置在后缘襟翼前面
13.燃油容积计算，根据公式：
420bS佻"M.89几+0.49旳/』X=5833kg>5376kg
符合要求。
14.机翼到机身前头距离
X.25m.a.c=46%xLfus=11.68
15.机翼外形如图:
尾翼
1.平尾外形参数：
纵向机身容量参数:
侶）（刀屁）/»・0胡=147
其中：
最大机身宽度
£坯机身长度风机翼参考面积
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:
O
毎単位瞋4心祗也灼
蚁向机身容量拳数勾平尾容鼻的光最
可以得到：
平尾容量Vh=4.352*32%=1.39其中：
32%是重心变化
范围
取尾力臂Lh=50%LFus=12.95m,AR=4.0，入=0.4,x=30
由公式:
其中：
机翼面积S=66.64M2,机翼平均MAC=3.06M
可得：
平尾面积SH=21.88m2,展长l=9.36m，c根=3.3m，
c尖=1.32m，平尾MAC=2.34m
由统计值：
升降舵弦长取Ce/C=0.32
平尾相对厚度t/c=0.06其中：
c为平尾弦长，t为厚度
翼型选择：
NACA0006
平尾形状如图:
2.垂尾尾外形参数：
航向机身容量参数：
=0.195
（码J）（z加）/爲鴿
其中:
兀最大机身高度厶屮机身长度
去V机翼参再面积叶机翼展长
由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：
就囱机舟暮■拳豪与•屋客■的共杀
可以得到：
垂尾容量Vv=0.098
取尾力臂Lv=50%LFUS=12.95m,AR=1.5，入=0.8,x=30
由公式：
SI
'玄厂其中：
机翼面积S=66.64M2，机翼展长bw=23.08m
可得：
Sv/S=17.4%,垂尾面积Sv=11.64m2,展长l=4.2m，c根=3.07m，
c尖=2.46m，垂尾MAC=2.77m
由统计值：
方向舵弦长取Ce/C=0.30
垂尾相对厚度t/c=0.09其中：
c为垂尾弦长，t为厚度
NACA0008
垂直尾翼翼型：
垂尾形状如图:
七、发动机短舱初步布置
已知：
DF=49in涵道比卩=5总压比28最大使用马赫数0.8总空气流量
Wa=666.6lb/s
进气道唇口直径DIH
DIH=0.037Wa+32.2
在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量Wa=666.6lb/s
DIH=0.037*666+32.2=56.84in=1.44m
主整流罩最大高度Mh
Mh=1.21Df
风扇直径DF=49in=1.22m
Mh=1.21*1.22m=1.48m
主镇流罩长度LC
LC=[2.36Df-0.01（DfMmo）2]
最大使用马赫数Mmo=0.8
LC=[2.36*1.22-0.01*（1.22*0.8）2]m=2.87m
风扇出口处主整流罩直径DFO
2
DFO（0.00036Wa5.84）49.56n1.26m
DMG
2
DMG（0.000475Wa4.5）37in0.94m
核心发动机气流出口处整流罩直径DJ
DJ=（18-55*k）0.5WhereK
取DJ=0.94m
燃气发生器后长度LAB
LAB取1m
短舱轴线的偏角和安装角
偏角：
短舱轴线相对于顺气流方向的夹角
安装角：
短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角0
八、起落架布置
前三点式
停机角2
着落角16
防后倒立角17
主轮距B4.68m
前、主轮距b=0.4Lfus=0.4X25.9=10.36m
2.2
In
-2
Wa
OPR
机轮布置
O
a
轮胎数目与尺寸
主起落架40in*14in2个
前起落架24in*7.7in2个
九、重量估算与指标分配
机身重量
Bf――机身最大宽度（m）Bf3.4m
Hf――机身最大高度（m）Hf3.4m
C2――增压机身系数，客机取0.79
p――客舱内外压差，单位是巴（bar）,典型值0.58
Mfus3837kg
机翼重量
（1）理想的基本结构重量Mips
mc
mr
N
Vd
me
mr
memr
1920Ar5S05Nr（1
3S12505
77舌（10.34
m0a
30723kg
66.6m2
25C
0.4
2.51.654.125
200m/s
0.1
）secsec
0.442）
0.5
2.2—（1
0.722）
11235（1
S0.751.5
[0.2（1MZW/M
0.033
0.0049
（2）修正系数
0）]
Cx0.0010.00150.004
0.020.005
0.0220.03
secsec
0.5
105
308.3106
0.54
0.01
3.5
0.0040.003
105X307230.5
0.01
0.02
0.0040.012
0.0070.0015
0.0020.00500050.0826
（3）机身对机翼影响
Cy1.13[（15
2）
0.0027（143
Bf/b0.147
（4）机翼总重
MwingCy（mc
mr
Cx）M03702kg
尾翼重量
水平尾翼的重量:
Mh
124
0.047VdSh.431kg
垂直尾翼的重量:
Mv
115
0.047k12VDSv.158kg
动力装置重量
MpownCsMeng3541kg
系统和设备重量
MsysC4M04301kg
起落架重量
MlgClgM01383kg
使用项目重量
85ncFOpP1520kg
有效载荷
Mpayload95PMfreight6650kg
最大起飞重量
M0M机身M商载M使用项目M机翼M尾翼M动力
M起落架M系统和固定设备M燃油30723kg
重心位置的估算
1.各部件重心位置估算
部件、载荷
W（kg）
X（m）
机翼
3590
12.17（调整后10.85）
平尾、垂尾
431+158=589
25.12
机身
3837
12.43
起落架
1383
11.98
发动机
3541
18.92
燃油
5376
12.17
固定设备
5766
11.98（调整后6.58）
有效载何
6650
11.98
总和
30732
（mgx）i
由重心计算公式XG=得到xG=13.14m
（mg）i
则重心在平均气动弦长的位置
xlOO%
得△（机翼=1.32
得XG=131410-92X100%=72.55%
3.06
2.飞机重心位置的调整
（1）调整机翼
可知机翼需向前移动1.32m即X机翼=12.17-1.32=10.85m
（2）调整装载、设备
得装载=-5.4m得X装载=11.98-5.4=6.58m
则得最终机翼重心为XG=11.976m
刚一11.97510.92//
即XG=X100%=34.48%
3.06
十、气动特性分析
1•全机升力线斜率:
=1.29
机翼的升力线斜率:
=5.02
全机的升力线斜率：
厂一占「
=6.48
其中:
了为校正常数，遇常取值为工疏心为飞机机身的屍大宽度：
、“为外露机翼的平面而积I
&対机翼的展长；
耳沖为全部机翼平面面积.
dh=3.4m，b=23.08m，Snet=56m2，Sgross=66.6m2，Ar=8
最大升力系数：
。
皿=1*（1+°°64中"）阳
=1.68
尼常如对后绫襟冀取莹为2」83xl『；0如为噤翼的偏转痢；
方呦机翼带襟翼段的展畏（舎穿过机身的韶分）与全机毂展长的比例因子:
〃如二―"；入M机翼1M眩瓯后掠甫，单位是禽度（必错h
当起飞时Bfiap=20°，当着陆时Bflap=45°,bf/b=o.7，人Qchd=25
采用三缝襟翼可以计算的：
起飞时升力增量为0.6
着陆时升力增量为1.3
3.前缘襟翼产生的升力增量:
2
』乞Lflap-LE
=0.33
其中:
bflap=1.0
食紳取值变为①以汕；
巧环为前缘襟異段展长与全机翼展长的比例.定义同后缘襟翼・
4.升致阻力因子：
巡航构型的升致阻力因子为:
+0.007
=0.049
起飞时升致阻力因子为:
T劉严°°叫+晌
=0.05
着陆时升致阻力因子为：
&二[码]二皿+°勿_0000487%+0007.丿卞丄R
=0.0377
5.部件的湿润面积计算：
机翼：
=8^41-977+0.52（t=56x（1.977+0.52x0.10）=113.6m2
平尾：
=1-（1.977+0^2（t/c）]
=21.88x（1.977+0.52x0.06）=43.9m2
垂尾：
S^t=S^[\.917+0.52{tfc）]
=11.64x（1.977+0.52x0.08）=23.5m2
机身：
K=3.14
—a俯+加/2
=276.8
其中:
其中：
K=7T（对于椭圆截面）
丄曲-俯视图面积
4删-俯视图面积
短舱：
•（如+如总
=13.3m2
6.巡航下的极曲线：
（1）.摩擦阻力系数：
A
Cf-^b=~T77Xd
gM）（1+M）
其中：
£f"为常札为6=258,e=0144,rf=0.5i;
以统财狀态炯騷即3p同；诚飞打驯IL
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：
J=
f
]
X
Xr
I
丿
其中：
Xmf=0.74，XT/Lb=0.1
对机翼：
Nr=1.81x10a7
Cf=2.812x10A-3
对平尾：
Nr=1.38x10A7
Cf=2.54x10A-3
对垂尾:
Nr=1.64x10a7
Cf=2.47x10"3
对机身：
Nr=2.01x10A7
Cf=2.40x10A-3
对短舱：
Nr=0.83x10A7
Cf=2.76x10A-3
⑵.形阻因子：
机翼形阻因子：
久叫=o^21[2++2加（"巧：
「
=1.02
平尾形阻因子：
%二1』1（】一価瑕）[2+4附叫+2邓何：
]
=1.124
垂尾形阻因子：
=0.5[2+4（r+240（//c）^
=1.188
其中：
帥=0.5
ZL为肋的祉相对.陵；
X平计试为訴二為筑，老为机身的量大育度;
6为平尾安装垃矍的絶对值*当平是安装在机身上治•取平而壬札身歩省遹的距高；当平斤妥裝生垂尾上叭耳现嗤为¥毘平匱国垂昆頂堤的
机身形阻因子：
单2=1+00025；
=1.154
其中：
lfuse=25.93m,dv=3.4m
短舱形阻因子：
（d\
=i
e—1X
1+0.35
岬6TC
/
\*敞叱丿
=1.37
其中:
dnac=1.4m
Lanc=2.87m
（3）.零升阻力:
L讥凡
°IF
=1.305/66.64=0.0196
其中:
0是第i都件的形阻因子；
刁是第/部件的摩擦系数；
•丈樹是第/部件的湿润面积。
是机與参考面稅.
（4）.巡航下极曲线图：
Cd=Cdo+CDi
=0.0196+0.049Cl2
图形如下：
7.起飞着陆时时的极曲线:
.起飞时:
（1）.摩擦阻力系数:
其中：
A.人&d为常札離般为上6=2.58,c=0.1441rf=0.58;
见是当帧动状缺豁貯日旳网；曲飞行马林髓
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：
（xr）
=
1才血.
1心丿
^f-ntrb
其中：
Xmf=0.74，X”Lb=0.1，M=0.167
对机翼：
Nr=0.49x10a7
Cf=3.11x10A-3
对平尾：
Nr=0.37x10A7
Cf=3.27x10A-3
对垂尾：
Nr=0.
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