喷气式公务机设计

1、喷气式公务机设计一、拟定飞机的设计要求有效载荷：48人，75kg/人行李20 kg /人飞行性能要求：最大巡航速度： Vmax=800km/h最大航程：Lmax=3500km起飞距离： 小于1400m 着陆速度：小于270km/h二、方案设计思想围绕安全、舒适的主题，在保证性能指标的条件下，我们选择常 规布局，下单翼，超临界翼型，双发发动机。选用超临界翼型的好处 是有利于防止出现激波和减小附面层分离的程度，进而提高临界马赫 数，还有利于减轻飞机的结构重量，同时改善低速飞行的性能。在座 舱布置方面，我们适当增大了座舱的容积，使得座与座的距离增大， 给乘客以舒适、宽敞的感觉。三、选定方案(1) 具

2、体方案布局形式：常规布局发动机形式：涡扇双发(法国透博梅卡公司研制的阿斯泰方 2发动机) 机翼布局：下单翼、后掠起落架的形式：前三点式 尾翼布局：T形平翼、单垂尾(2) 方案选择的原因发动机形式选择的原因：主要考虑对飞机的驾驶比较容易，噪声小,符合易操纵性和舒适性的要求；机翼布局选择的原因：我们的最大巡航速度是800km/h,大约是0.65起落架的选择：马赫数，处在跨音速之间，所以，我们采用后 掠翼，后掠角12。，超临界翼型，这样有利于 提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早 出现波阻。下单翼便于安装起落架，且不挡住 发动机的进气；与后二点式相比，前二点式起落架在起飞滑跑、着陆和着陆滑跑时驾

3、驶技术比较简单且飞行员座舱的视界较好；尾翼选择的原因：常规式，T形平尾，单垂尾能避免发动机尾喷气流 达到平尾上，避免机翼下洗气流和螺旋桨滑流的影 响，且外形美观。四、主要设计参数表1飞机总体参数起飞重量Wto ( kg )5979.6使用空重Woe ( kg )4088.6空重We ( kg)3878.7装载重量Wpl (kg)475机组人员重量Wcrew ( kg)180最大升力系数CLmax1.6零升阻力系数Cdo0.015推重比TW0.24翼载 W (9.8 N / m2)S420.26表2机翼参数机翼面积，S （ m2）11.7展长（m8展弦比，A5.4后掠角，（。）12相对厚度，%1

4、2%翼型超临界翼型根梢比，0.5安装角，iw （。）3扭转角（负），t（。）5上反角，W （ O）3表3机身参数长度，if （m21直径，df （m3最大横截面积，SMf （ m2）7.1机身长细比，kf7头部长细比，kfh1.5尾部长细比，kft2飞机总体参数设计各成员报告、起飞重量WTo的估算(任晓雪负责)(1) 确定任务装载重量Wpl选定乘员5人、驾驶员1人、乘务人员1人飞机装载重量 Wpl (75 5+20 5) 9.8=4655N机组人员重量 Wcrew (80 2+10 2) 9.8=1764N(2) 初估起飞重量起始重量设为72000N(3) 确定任务燃油重量Wf几十任雪段軽拙枕

5、例的規瞼誥手朋升下曙老疝柑丘、R3-忏特艮绘号12147a家创飞机0郦此蜩D W5Q.W5单友擀堆建飞机罠旧50P97O.EW8092QPW30.993庆!Ml0 TO&0.W0.SW0如0.992就业E机!.W60 W0,!WQ,W9公好肚(.9900,50.995山咖0.9906胡侶案支Mtiei罠知00 5O.J950.9S50.9650.995喷代6E等机0 W0 W0.9950.Wfl.W直射0o m0.W00.9Q0.蚁0.995水机.水姑沥用飞机0 W20.9W0.W60.WU0.MC1C.WO曲奇連惡執飞机0 WO。，潮0 950-W2我们取的各任务段耗油比例为:开车、暖机滑行

6、起飞爬升巡航下降着陆、滑行、关车0.9900.9950.9950.9800.8630.9900.992则任务燃油系数为:mff 0.990 0.995 0.995 0.980 0.863 0.990 0.9920.863任务余油按起飞重量的5%任务中使用的燃油为：WFres 5% WTo任务燃油重量最终为Wf (1 mff)Wto WFres(4) 确定 Woe 的试探值：WoEtent WToguess Wf Wpl(5) 求 We 得试探值：WEtent WoEtent Wf Ww(其中Wtfo大约是的0.5%或更多，这里取0.5%)(6)按WToWcrew WPLWF_W1 -Wto W

7、to进行迭代其中，W me 空机重量系数，参考民机手册，我们按WtoWe lg(lgWTo A)计算空机重量系数。WtoB喷气公务机的A=0.2678, B=0.9979经过六次迭代，当WTo 58600N时，误差为0.328% 0.5%，所以起飞重量为586002二、推重比、翼载的计算 (吴国军负责)(1) 查课本表2.2最大升力系数典型值，公务机的最大升力系数CLmax在1.41.8,这里取1.6，零升阻力系数Cdo取0.015(2) 计算推重比匚W根据课本的表2.7推重比与最大马赫数的关系T/Wtocmax取 a=0.267, c=0.363 , Ma max 0.65，计算得推重比为

8、0.24确定翼载詈a)根据失速速度确定翼载Vs2CL max其中，1.112kg /m3, V 200km/h , CLmax 1.6计算得 W 2745.7kg/m?s2，即是 W 280.2(9.8N / m2)b)根据航程确定翼载W - V2、AeGo/3S 2其中，1.112kg/m3 , V 500km/ h , A 10, e 0.8 , CDo 0.015计算得 W 3808.11kg/m?s2，即是 W 388.6(9.8N/m2) 翼载W取两者中的最大值，故W 388.6(9.8N / m2)。SS三、机翼设计 （杨玖月、朱金义负责）（1）机翼布局我们采用后掠翼，后掠角12。

9、，下单翼，便于安装起落架，且不 挡住发动机的进气；（2）机翼面积的计算利用翼载二W/S可以求得，机翼面积S=11.7平方米（3）选择翼型我们设计的喷气式公务机考虑经济性，以加强市场竞争中的优势，选择特定的超临界翼型。这样有利于提高临界马赫数，延 缓激波的产生，避免过早出现波阻。（4）确定展弦比A机翼的几何展弦比是无量纲量，由下式确定：A b2/S其中，b是机翼的翼展，b=8m，计算得A=5.4（5）确定机翼相对厚度机翼相对厚度10%-15%，我们取12%（6）确定根梢比0.5（7）确定后掠角、安装角、上反角后掠角12o安装角iw 3o扭转角（负）t 5上反角 w 3（8）后缘襟翼和前缘襟翼一般

10、都是和翼型配套使用，因此，在选定 翼型后我们可以直接选择相应的后缘襟翼和前缘襟翼。四、机身设计（刘先林、刘明敏负责）（1）机身横截面的形状我们选择圆形横截面，它能在截面积一定时保证最小周长，或 者在容积一定时保证面积最小，因而摩擦阻力也是最小。圆形 截面对于承受密封载荷也是有利的，从而保证了最小结构质量。（2）机身参数的确定查表 3.2 （课本 92 页）得：kf=7、kfh = 1.5、kft =2选的机身横截面为圆形，假设直径df=3m由kf=lf/df得:lf=21m,最大横截面积 S.f 7.1m2，机身容积 V 0.2 df3kf118.8m3机身表面积 S=2.85l f SMf

11、=159.5m3飞机头部长度l fh=kfhdf=4.5m飞机尾部长度I ft =kft df=6m飞机座舱长度 lz=lf-l fh-l ft=10.5m舱位级别：I级豪华级座椅宽度a=700mm过道宽度b=500mm扶手与侧壁间距，取值Csw=75mm客舱装饰层厚度Ttp,取值35mm两排座椅纵向间距1080mm飞机壁厚：Hw85mm飞机座舱净高度h=2.35m擦地角=25o五、尾翼设计 (原斌、张杰负责)(1) 尾翼布局尾翼选择的是常规式，T形平尾，单垂尾，这样能避免发动机 尾喷气流达到平尾上，避免机翼下洗气流和螺旋桨滑流的影响, 且外形美观。(2) 确定几何参数1. 尾翼力臂约为机身长

12、度的45% 50%xh 21 45%9.45mxv 21 46%9.51m2. 尾翼面积ShkhSc / xhSv kvSb%其中，S 11.7m2 , c 1.46, b 8m对于T形尾翼，立尾容量系数由于板端效率可减少5%平尾由于无扰动气流可减小5%故kh (1 5%) 1.00 0.95kv (1 5%) 0.09 0.0855代入计算得：Sh 1.71m2, Sv 0.84 m23. 确定平尾参数展弦比：平尾0.5，垂尾0.8尖削比：平尾0.4，垂尾0.8后掠角：平尾75，垂尾50六、起落架设计(魏旭杰、杨帅负责)(1) 起落架的布置选择前三点式起落架，与后三点式相比，前三点式起落架在

13、起 飞滑跑、着陆和着陆滑跑时驾驶技术比较简单且飞行员座舱的 视界较好。主起落架安装在机翼后梁下面，收向机身，前起落 架向后收入机身部分。(2) 起落架的机轮数目选取主起落架各为一个主轮，前起落架为一个前轮1. 纵向轮距：b (0.3: 0.4)?Lf6.3:8.4 m2. 前轮伸出量：a (0.94 0.88)* b (0.94 0.88)*7(6.586.16)m3. 主轮伸出量：e b a 7 6.5 0.5m4. 轮距 B: h 叫 1.9mtan tan 15B 2h 3.8m5. 防倒立角 的选取标准：(1)不能过小，否则会发生尾部倒立事件；(2)不能过大，使前轮伸出量减小，造成前轮

14、载荷过大，起 飞时前轮抬起困难，使起飞滑跑距离过大，我们选取15度。6. 主轮伸出角选取大小一般比防倒立角大12度，我们选取16度7. 停机角卫视起飞距离尽可能短，我们选取2度起落架相关尺寸图如下：七、推进系统设计(楚帅领负责)(1)设计设计具体参数总质量5979.6kg最大升力系数1.6展弦比5.4机翼面积11.7 m2巡航速度800km/h(2) 飞机在飞行速度大于0.6Ma时涡扇发动机的效率要高于涡轮螺旋桨发动机。题目中给出的巡航速度为800km/hP.65Ma，所以综合经济效益与安全性的要求拟采用涡扇双发。(3) 根据推重比的统计值T=0.24, W=58600NW得 T=-W F4650N4因为是采用双发结构，故只需每台发动机提供 T/2的推力，T 叼.325KN比对现有各国民用小型我扇发动机，选定由法国透博梅卡公司研制的阿斯泰方2发动机，该发动机参数如下：直径625mm推重比3.92长度1900mm总压比8.5起飞推力765kg质量195 kg起飞推力7.5KN涵道比7起飞油耗0.38kg/N*h空气流量3.35kg/s(4) 进气道的设计进口面积表达式为:F BXmiBVBXBXVbx =V