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150座客机总体设计本科学位论文
南京航空航天大学
课程作业
题目
150座客机总体设计
负责人
杨天鹏
负责人学号
011110715
学院
航空宇航学院
专业
飞行器设计与工程
班级
0111107
指导教师
罗东明讲师
二〇一四年十一月
150座客机总体设计
摘要
本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择等工作。
实践了飞机总体设计的课程相关内容，为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。
关键词：
150座，客机，总体设计
目录
摘要ⅰ
第一章设计要求1
第二章全机布局设计2
2.1设计要求2
2.2飞机布局形式设计2
2.3飞机平尾设计3
2.4飞机机翼设计3
2.5机翼位置设计4
2.6发动机设计4
2.7起落架设计6
2.8小结6
第三章机身外形初步设计7
3.1机身设计要求7
3.2中机身设计7
3.3前机身设计9
3.4后机身设计12
3.5小结12
第四章飞机主要参数的确定13
4.1飞机重量的估算13
4.2翼载荷与推重比设计15
4.3小结16
第五章发动机设计18
5.1发动机设计要求18
5.2发动机类型的选择18
5.3发动机型号选择20
组内分工21
参考文献22
致谢23
第一章设计要求
要求设计150座民用客机，指标如下：
（1）有效载荷：
每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg
（2）巡航速度：
Ma0.8
（3）飞行高度:
35000英尺－41000英尺（10.668km－12.4968km）
（4）航程：
5500km
（5）备用油规则：
5%任务飞行用油+1500英尺待机30分钟用油+200海里备降用油
（6）起飞场长：
小于2200m
（7）着陆场长：
小于1700m
（8）进场速度：
70m/s
要求经济性高，安全性高，符合客户需求。
第二章全机布局设计
2.1设计要求
一般民机的设计要求如下：
（1）气动特性：
机翼－机身－短舱干扰阻力小，全机升阻比大。
（2）结构特性：
结构件综合利用；重量轻。
（3）操稳特性：
尾翼的临界Ma数大于机翼的临界Ma数。
（4）重心位置：
有效载荷、燃油和空机重心位置尽量接近。
（5）使用要求：
满足特殊的使用要求。
（6）维修性：
发动机和各种设备便于检查。
（7）技术储备：
是否已掌握了该布局的设计特点。
（8）市场因素：
研究市场（客户）对布局的偏好。
2.2飞机布局形式设计
飞机的主要三种布局形式及优缺点如表2.1所示。
表2.1飞机的主要三种布局形式及优缺点
项目
正常式
鸭式
无尾式
三翼面布局
优点
技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。
全机升力系数较大；L/D可能较大。
结构重量较轻；气动阻力较小。
能保持近距鸭翼脱体涡对机翼有利干扰的优点，而且能三个翼面同时操纵，提高操纵效率，减小了配平阻力。
缺点
翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大。
为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制。
有升力损失；起飞着陆性能不容易保证。
阻力较大，稳定性变化幅度较大。
综合考虑设计安全性，技术成熟性以及目标用户的偏好采用正常布局形式。
2.3飞机平尾设计
平尾位置的要求有以下几点：
（1）避开机翼尾涡的不利干扰；
（2）将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求；
（3）避开发动机尾喷流的不利干扰；
（4）有利于结构布置；
（5）平尾安装在机身上对减轻结构重量有利。
主要考虑结构重量的经济性和安全性采用上平尾，且可以一定程度避开流动干扰。
单垂尾即可满足飞机的操纵要求。
2.4飞机机翼设计
飞机机翼的主要三种形式及优缺点如表2.2所示。
表2.2飞机机翼的主要三种形式及优缺点
项目
直机翼
后掠翼
三角翼
优点
升力线斜率大；低速翼剖面的相对厚度比较大，结构布置、强度和刚度以及重量问题易解决。
能有效地提高临界Ma数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。
具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速气动特性良好，气动焦点变化较平稳；根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构刚度；三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
缺点
小展弦比直机翼跨声速气动特性较差、气动焦点变化剧烈。
气动方面在大后掠角和大梯形比情况下，大迎角时翼尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏；对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。
升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的升力；对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下洗气流，尾翼布置困难。
因设计机型的巡航马赫数处于高亚音速，所以为延缓激波的产生，避免过早出现波阻而选择后掠翼。
同时考虑客户期望和巡航速度而不采用三角翼。
三种机翼的几种因素比较如表2.3所示。
可以看到，后掠翼的阻力，升力较好，经济性高。
表2.3三种机翼的阻力、升力、重量比较
因素
后掠翼
三角翼
小展弦比机翼
阻力（Ma<1.6）
低
中
高
阻力（Ma>1.6）
高
中
小
重量
高
低
中
升力线斜率
中
高
低
2.5机翼位置设计
机翼位置引起的因素变化如表2.4所示。
表2.4机翼位置引起的因素变化
因素
上单翼
中单翼
下单翼
干扰阻力
中
低
高
稳定性
低
中
高
视界
低
中
高
起落架重量
高
中
低
结构布置
低
高
低
安装吊舱
低
中
高
主要考虑下单翼的经济性和安全性如：
下单翼布局在水上强迫着陆时更安全；机翼结构可从客舱地板下穿过；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；安全考虑：
强迫着陆时，机翼可起缓冲作用。
所以选择下单翼构型。
但同时机身机翼气动干扰较大；机翼离地近，吊舱安装困难；部分客舱的座位的视线被机翼遮挡。
2.6发动机设计
考虑到安全性防止发动机失效及现代发动机足够大，采用双发布局。
发动机不同布局形式的特点如表2.5所示。
由于民航客机的飞机性能要求较低，且考虑采用涡扇、涡桨形式的发动机，因此选用经济性和重量较小的短舱式发动机布局。
表2.5发动机不同布局形式的特点
类型
特点
头部进气道
布置紧凑，机身截面小，进口气流均匀，机炮对进气影响小；机头不能装雷达天线或仅装小的雷达天线。
两侧进气道
进气道短，内管损失小，机头便于装雷达天线，结构较复杂。
短舱式
进气道短，不占机身内部空间，对内部布置和结构布置无干扰；但要增加额外的阻力。
腹部进气道
大仰角进气的性能好，有利于提稿飞机的机动性能。
背部进气道
可利用机身或机翼遮挡进气道，有利于提高隐身性能。
短舱式发动机的布局位置的参数比较如表2.6所示。
主要考虑民航客机的经济性和减重要求，选用翼吊形式的发动机布局。
表2.6短舱式发动机的布局位置的参数比较
项目
翼吊
尾吊
结构重量
发动机可用于减少机翼的载荷，能减轻机翼结构重量；要求起落架较长，会增加起落架重量。
增加机身长度，增加机身结构重量；无发动机卸载，不利于机翼结构减重；起落架较短，起落架重量较轻。
重心控制
发动机靠近全机重心位置，重心变化范围较小。
发动机离全机重心较远，全机重心变化范围较大，重心靠后，尾力臂较短，导致尾翼尺寸变大。
发动机安装
由于有离地要求，不利于安装超高涵道比发动机；有利于发动机维护；不利于防止吸入异物。
利于安装超高涵道比发动机；不利于发动机维护；有利于防止吸入异物。
气动特性
对机翼流场有干扰，对增升装置布置有影响；单发停车时，需较大配平力矩，需较大垂尾面积。
机翼干净，易于增升装置布置；单发停车时，所需配平力矩较小；机翼下洗可能会影响进气道流场；平尾一般需布置成T尾或高置型式。
噪声
对客舱噪声有较大影响。
客舱噪声有较小；外部噪声较大。
2.7起落架设计
三种常用的起落架布局优缺点如表2.7所示。
因为重量不是特别大，所以不采用多支点式起落架，主要考虑起落架使用的安全性采用前三点式起落架。
表2.7三种常用的起落架布局优缺点
项目
后三点
前三点
自行车式
优点
尾轮小而轻，设计简单；可以利用气动阻力提供减速力。
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。
具有起飞着陆时滑跑的稳定性。
飞行员座舱视界的要求较容易满足。
可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
起落架可收入机身里，布置起落架舱比较容易。
缺点
着陆时操纵困难；起飞和着陆滑跑时不稳定；后三点起落架不能用于喷气式飞机。
前轮可能出现前轮“摆振”现象。
在起飞滑跑时，要求较高的驾驶技术。
延长了着陆滑跑距离。
因为需要安装大功率的转弯操纵机构，和在两侧机翼下面安装辅助支点，故其重量要比前三点式起落架的重量大。
2.8小结
如上所述，本机布局采用正常式布局，下单后掠翼，上尾翼，单垂尾，翼吊发动机，前三点式起落架。
第三章机身外形初步设计
3.1机身设计要求
（1）装载要求：
有足够大的内部容积，如乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。
（2）气动要求：
气动阻力小
（3）结构要求：
有利于结构布置，如机翼、尾翼安装和发动机布局。
（4）适航要求：
抗坠毁性，应急撤离
3.2中机身设计
客舱设计要求有以下几点：
（1）形状：
圆形或多段圆弧；表面面积小，有利于减少摩擦阻力；对于气密舱，有利于承受内压。
（2）宽度：
取决于每排的座椅数、座椅宽度、过道数和过道宽度。
（3）高度：
取决于货舱容积、地板高度、客舱高度、行李架空间。
（4）客舱长度：
每排座数、总人数、排距；厨房、衣帽间；登机门、应急出口门。
本机安排12头等舱，138经济舱，共150座。
由于座位数不多，采用单通道设计。
其中经济舱一排6座，座椅宽度50cm，过道宽65cm，座位共宽3.65m，机身宽度3.95m，共23排经济舱座位，座位间距80cm，紧急出口处间距110cm，共长19m。
头等舱一排4座，座椅宽度75cm，过道宽65cm，座位共宽3.65m，机身宽度3.95m，共3排头等舱座位，座位间距95cm，共长2.85m。
由此中机身座位区总长21.85m，总长22.5m，算得座位区长径比5.53。
长径比过小意味机身形状短粗，阻力增加，但刚度好，有利于实现机型系列化（机身加长）。
长径比过大，机身刚度不好，不利于系列化机型机身加长。
考虑本机150座要求，与表3.1其它机型中机身长径比对照数据适当。
表3.1一些民机中机身长径比数据
机型
长径比
BAE146-200
4.13
737-500
4.75
MD-11
6.39
MD-87
6.67
A330-300
7.16
757-200
8.63
MD-82
8.78
座舱高2.2m，货舱高1.24m，宽2.64m，底部宽1.42m，中机身高4.14m。
经济舱座位如图3.1所示，头等舱座位如图3.2所示。
当量直径8.09m2。
可放置7个LD3-45W集装箱，约25立方米。
图3.1经济舱座位示意图
图3.2头等舱座位示意图
中机身共有应急出口共8个，其中四个一级出口为前后机门，四个二级出口为舷窗出口。
机身座位安排、应急出口、舱门等如图3.3所示。
图3.3机身布局示意图
3.3前机身设计
前机身设计要求如下：
（1）装载要求：
前视雷达；驾驶舱；前起落架
（2）视界要求：
在所有飞行和地面滑行过程中，有良好视界。
进场，能看见地平线以下；爬升，能看见地平线以下至少10度；转弯，向上20度左右，侧向110度；地面，能看见翼尖。
（3）减阻要求：
光滑曲面（减阻）与平直风挡玻璃（视界好）之间的权衡；前机身长径比与阻力发散马赫数之间的关系。
本机与相近的巡航速度的757-200，更高速度的767-200，777等比较见表3.2，且要求避免跨声速阻力发散如图3.4，取前机身长径比1.4，此时前机身长度5.53m。
表3.2不同机型前机身长径比分析
机型
（L/D）TOP
（L/D）SIDE
DC-9/MD-80
1.44
1.46
757-200
1.20
1.53
767-200/300
1.39
1.39
A300/310/330/340
1.50
1.55
DC-10/MD-11
1.46
1.52
777
1.37
1.45
GⅢ/Ⅳ/Ⅴ
1.95
1.44
平均值
1.48
1.48
图3.4前机身长径比对阻力发散马赫数的影响
其次，考虑视界问题，如图3.5、图3.6、图3.7所示，机翼采用上反布局以满足稳定性要求和安装发动机要求。
图3.5机头上下视角
图3.6机头主副驾驶环向视角
图3.7机头平视及最大视角
3.4后机身设计
后机身设计考虑的主要因素如下：
减阻要求，外露面积，气流分离；结构重量轻；起飞时擦地角；安装尾翼，吊舱。
θfc的影响为θfc变大，摩擦阻力小，型阻增大，尾翼面积会增加；θfc变小，摩擦阻力增大，型阻小，尾翼面积减小；θfc的大小与着陆时着地角有关。
与其他机型相比如表3.3所示，取6̊上翘角，机尾外形与地面夹角14̊，长径比为2.5，算得长度9.88m。
机身总长37.91m
机型
（L/D）TOP
（L/D）SIDE
上翘角（̊）
DC-9/MD-80
2.63
2.50
5.50
757-200
3.00
3.25
3.50
767-200/300
2.29
2.48
5.00
A300/310/330/340
3.18
3.40
6.25
DC-10/MD-11
2.56
2.45
5.50
777
2.50
3.52
4.50
GⅢ/Ⅳ/
3.31
3.84
3.00
平均值
2.35
3.06
4.75
3.5小结
经上述设计，最终机身参数如下：
（1）前机身长5.53m，长径比1.4，并设计视窗满足视角的要求。
（2）中机身长22.5m，宽3.95m，高4.14m，长径比5.53，并安排客舱内布局。
（3）后机身长9.88m，长径比2.5，取6̊上翘角，机尾外形与地面夹角14̊。
机身总长37.91m。
第四章飞机主要参数的确定
4.1飞机重量的估算
假设的重量不仅要满足任务载荷和燃油重量，而且要满足最大起飞重量与使用空重的统计关系。
飞机的任务剖面如图4.1所示。
图4.1飞机的任务剖面
查阅美国标准大气（1976年）得，大气中11km音速约为a=295m/s。
设计航程R=5000km，设计巡航速度Ma=0.8，设计耗油率C＝0.6（涵道比为6），升阻比L/D＝17.6。
由Breguet航程方程
，带入数据解得
。
又由
，解得
。
燃油系数计算如表4.1所示。
表4.1燃油系数计算表
阶段
内容
燃油系数
1
启动发动机
W1/W全机=0.001
2
滑行
W2/W全机=0.001
3
起飞
W3/W全机=0.002
4
加速并达到巡航高度
W4/W全机=0.016
5
巡航
W5/W全机=0.182
6
下降
W6/W全机=0.000
7
着陆并滑行
W7/W全机=0.003
8
燃油储备
W8/W全机=0.049
燃油总计
W燃油/W全机=0.254
机身共有25m3货舱空间，设机组人员7人，每人重85kg，旅客150人，每人重75kg并携带20kg行李，载货1500kg，则
。
假设重量的计算如表4.2所示，不同机型的重量统计表如表4.3所示，合并绘图如图4.2所示，得交点（78462，42188）。
因此，估算得飞机总重78462kg，空重42188kg，与统计表中同机型比较符合。
表4.2假设重量计算表
W全机/kg
50000
75000
100000
W燃油/kg
12700
19050
25400
W载荷/kg
16345
16345
16345
W空机/kg
20955
39605
58255
表4.3不同机型的重量统计表
机型
飞机总重/kg
飞机空重/kg
BAE146-100
37308
21319
DC-9-10
38873
23541
BAC-111
39463
22498
BAE146-200
40597
22362
F100
44452
24483
BAE146-300
45359
24721
DC-9-30
48988
27851
737-200
49442
28576
DC-9-40
51710
29302
DC-9-50
54885
31389
717-200
54885
32110
737-300
56245
32822
737-400
62823
34555
MD-81
63503
36605
737-600
65544
36451
737-700
70080
38007
MD-83
72575
36726
A320-200
77020
41912
A321-100
85003
47899
757-200
115666
58391
图4.2飞机重量统计绘图与本机重量计算图
4.2翼载荷与推重比设计
由以上数据绘制界限线图和地毯图如图4.3和图4.4所示。
按确定翼载荷和推重比的一般原则：
翼载荷的值尽量靠右；推重比的值尽量靠下；留有充足的余量。
因此取翼载荷570（10N/m2），推重比0.32（10N/kg）。
窄体客机的翼载荷推重比数据如表4.4所示，对比数据并经地毯图验证说明本机翼载荷与推重比选择合理。
图4.3界限线图
图4.4地毯图
表4.4窄体客机的翼载荷推重比数据
机型
W/S（10N/m2）
T/W（10N/kg）
A320-200
629.8332
0.312
B717-200
590.7738
0.347
B737-600
522.4198
0.287
B757-300
683.5399
0.305
4.3小结
本机主要参数设计为：
飞机总重78462kg，空重42188kg，翼载荷570（10N/m2），推重比0.32（10N/kg）。
第五章发动机设计
5.1发动机设计要求
发动机选用要求如下：
（1）各飞行阶段（起飞、爬升和巡航）发动机的推力；
（1）耗油率低；
（1）重量轻；
（1）发动机几何尺寸小；
（1）安全可靠，故障率低；
（1）工作寿命长；
（1）使用维护方便；
（1）价格低；
（1）环保性好（噪声小，排放物少）。
5.2发动机类型的选择
各种发动机优缺点比较如表5.1所示，各种发动机理想推进效率的比较如图5.1所示，各种发动机的速度高度适用范围如图5.2所示。
与本机的巡航速度和经济性要求相符的是涡轮风扇发动机，符合当今主流。
表5.1各种发动机优缺点比较表
类型
优点
缺点
适用范围
活塞式螺旋浆
优点是价格比较便宜，耗油率低。
缺点是使用寿命较低；只能用于亚声速飞机
轻型飞机；超轻型飞机；对飞行速度和飞行高度要求不高的飞机；强调轻便灵活、操纵使用方便
涡轮喷气
结构紧凑；推力大
耗油率高
战斗机；教练机
涡轮螺旋浆
耗油率与活塞式发动机相近，功率、耗油率的速度特性和高度特性优于活塞式发动机；功率重量比较大；单位迎风面积的功率值较大；故障率低，使用寿命长。
受到螺旋桨效率的限制，只适用于亚声速飞机。
可用于强调使用经济性的中、大型旅客机和运输机；军用运输机；需用功率较大、速度高度要求稍高的民用飞机；当飞行速度较小时：
M数小于0.7～0.75
涡轮风扇
亚音速时不加力的耗油率较低；加力比较大
迎风面积较大；结构较复杂
可用于强调使用经济性的中、大型旅客机和运输机；当飞行速度较大时：
M数0.7～0.85
冲压发动机
结构简单、重量轻
低速时不能启动，故不能单独使用
巡航导弹
图5.1各种发动机理想推进效率的比较图
图5.2各种发动机的速度高度适用范围
5.3发动机型号选择
由第4章内容设计得飞机总重78462kg，推重比0.32（10N/kg），得需要发动机推力251078N，单发推力125539N。
发动机列表如表5.2所示，由此并考虑推力余量，选用两个CFM56-5B1发动机。
表5.2CFM56部分发动机性能表
型号
推力（kN）
净重（kg）
CFM56-3B1
89
1940
CFM56-3B2
98
1950
CFM56-3C1
100
1950
CFM56-5A1
111
2270
CFM56-5A3
118
2270
CFM56-5A4
97.9
2270
CFM56-5A5
105
2270
CFM56-5B1
130
2380
CFM56-5B2
140
2380
CFM56-5B3
150
2380
CFM56-5B4
120
2380
CFM56-5B5
98
2380
CFM56-5B6
100
2380
CFM56-5B7
120
2380
CFM56-5B8
96
2380
CFM56-5B9
100
2380
CFM56-5C2
139
3990
CFM56-5C3
145
3990
CFM56-5C4
151
3990
组内分工
总负责人、全机布局设计
杨天鹏
尾翼、质量管理
陆深波
机身
孙一方
发动机、机翼
主要参数
蔡明杰
绘图与建模
李占勇
总体布局、方案审查
方案分析与评估
方案分析与评估
参考文献
[1]AIRBUSS.A.S.A320/A320NEOAircraftCharacteristicsAirportAndMaintenancePlanning[Z].2014/05/01
[2]AIRBUSS.A.S.A350-1000AirportCompatibilityBrochure[Z].2014/06/06
[3]BoeingCommercialAirplanes.737AirplaneCharacteristicsforAirportPlanning[Z].2013/09
[4]BoeingCommercialAirplanes.AirportCompatibil
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