中型公务机总体设计报告讲解

1、飞机总体设计报生 口中型固定翼公务机设计报告小组成员：011110308 张 泽011110313 徐 可011110315 尹建浩011110320 张 权011110325 杨 根飞机设计要求课题：八座中型固定翼豪华公务机总体设计关键词：安全、舒适有效载重：-旅客8名，行李20kg/人。机组人员2名，共计承载950kg飞行性能：-巡航速度：0.75m-最大航程：4000km-起飞距离：1200m-进场速度：70m/s飞机总体布局1.同级类似飞机部分参考资料飞机型号载荷（kg）起飞重量（kg）巡航速度km/h）（km）航程（300飞鸿91282078003346奖状xls1043916379

2、73441里尔40xr970952586032082.确定飞机构型1）正常式t型平尾，单垂尾正常式布局与鸭式布局对比优点缺点正常式布局1.技术成熟，所积累的经 验和资料丰富，设计容易 成功。的好良证飞机具 有2.保亚、跨音速气动 特性。1.机翼的下洗对尾翼的干 扰往往不利，布置/、当配 平阻力比较大。鸭式布局1 .全机升力系数较大；2 .l/d可能较大；在相同 的跑道距离上，3.鸭翼布 局比常规布局滑跑跑离 更少鸭翼在大迎角时诱导阻1. 力较大，其失速也早于机 翼。而且鸭翼的涡流可能 导2.致飞机纵向和横侧的 不稳定性增大。t平尾的优缺点优点缺点t平尾1.避免机翼卜洗气流和螺 旋浆滑流的影响：

3、a.减小尾翼振动；b.减小尾翼结构疲劳；c.避免发动机功率突然增加或减小引起的驾 驶杆力变化 利用端板效 应，气动效2.率增加，垂 尾的面积可适当减小（安全因素）“3.失速”警 告外形美观（市场因素） 4.1 .增加垂尾的结构重量2 .接近“失速”时平尾可 能失效。2）机翼：后掠翼，下单翼巡航速度为 0.75m 之间，处在跨音速之间，所以，我们采用小展弦比的后掠翼，后掠角大约在25左右，这样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。3）两台涡轮风扇发动机尾吊考虑对飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。4）起落架：前三点式，安装在机身上飞机三视图草图展示：侧视图机

4、身外形的初步设计 客舱布置: 头等舱标准8座，添加4张办公桌示例如下座椅排距：1.0m座椅宽度：0.59m过道宽度：0.5520m客舱剖面如下1.92m2,11m飞机长径比设计参考标准:长径比低速m0.7高亚音速m1.2身698131020头1.22.01.72.646尾233457喷气式公务机一般设计参考数据=79.5 身=2.55 尾deg)=611(fe本次公务机客舱布置最终设计参数= 1.5 头=3.0 尾=7.1 身(deg)=8 fed 2.01m身总长 14.21m前机身3.02m中机身5.16m后机身6.03m上翘角6.25deg机身外形草图:14.21 mi确定主要参数一.重

5、量的预估1 .根据设计要求：一航程:rang 2800nm=5185.6km-巡航速度：0.8m-巡航高度：35000 ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s2 .预估数据（参考统计数据）-耗油率 c= 0.6lb/hr/lb=0.0612kg/（h - n）（涵道比为 6）-升阻比l/d =17.63 .根据breguet航程方程:wrangeainiti ln()alw miinaf cd代入数据：range = 2800 nm 35000ft) a = 576.4 knots巡航高度6)涵道比为c=0.6 lb/hr/lb (l/d = 17.6m = 0.8计

6、算得：witial1.186vfinal wvvvw/inalcruisefuelcruisetoto end ofwuel cruise157. 04 .燃油系数的计算飞行任务剖面图1 engine start and warmup001.w 0w/tof1 taxi out001.w0w/tof2w/w 0.0023 take offtof3w/w 0.016 42climbtof4descenttof7049.w 0w/ reserve fuelcruiseww57. /0sf5w/w 0.000tof6w/w 0.003 landing and taxi in,8总的燃油系数:wwww

7、wwwwf1f7f2wwwwwwwww wel0.001 0.001 0.002 0.016 0.157 0.000 0.003 0.049 0.229 w个最大起飞重量值5.根据同类飞机，假设3wto10,000 lbs15,000 lbs20,000 lbswfuel2290lbs3435 lbs4580lbswpayload2109 lbs2109 lbs2109 lbswemptyavail5601 lbs9456 lbs13311 lbs重量关系图交点：(13923,8626)6.所以最终求得的重量数据:wempty8626 lbs3886kgwfuel3188 lbs1436kgw

8、payload2109 lbs950kgwto13923 lbs6272kg、推重比和翼载的初步确定2mt/w=3.5n/kg推重比,w/s=350kg/取翼载荷.发动机选择根据设计参数，取w/s=400/m2t/=3.5n/kg, wto=6272kg, wo综上，发动机推力=10.76km=24161b根据飞行高度和速度确定发动机类型由设计巡航速度m=0.75,巡航高度=35000ft ,故选择涡轮风扇发动机，此类发动机亚音速时不加力的耗油率较低，加力比较大, 能适应各种类型的飞机。参考发动机型号:指标型号thrust(lb)sfcdlegthweighttfe73135000.5140”

9、50”734jt15d30000.5528”61”630pw50030000.4427” 75765fj44-223000.45621”40”445考虑到设计飞机的推力，及发动机本身质量、尺寸、耗油率、经济性等因素, 选择发动机型号jt15d-5,具体参数如下：起飞推力 1290dan最大连续推力 1290dan推重比4.264.69直径686mm起飞耗油率0.562kg/(dan * h)空气流量37.8kg/s涵道比2.0长度1600mm总压比12.6涡轮进口湿度1013 c质量 291.5kg机翼外形初步设计一.翼型：后掠翼，超临界翼型w=l=qsc 得c=(w/s)*(1/q) ll近

10、似认为翼型的c等于三维机翼的cl c=350*9.8/0.5*0.388*(296.5*0.75) a2=0.36 1 亚音速飞机的相对厚度多在 10%至 14%,选取 10%超临界翼型nasa sc(2)-0410超临界翼型,nasa sc(2)0410 at 26797000 re - mach=0.0000-ncrit=9.00alfaclcdcl/cdcm0.00.23940.00570.0000-0.07030.50.29910.00580.0000-0.07111.00.36020.00570.0000-0.07231.50.42250.00540.0000-0.07392.00.

11、48180.00550.0000-0.07452.50.54110.00550.0000-0.07523.00.59970.00560.0000-0.07563.50.65760.00580.0000-0.07594.00.71560.00600.0000-0.07624.50.77350.00620.0000-0.07655.00.83090.00640.0000-0.07675.50.88820.00670.0000-0.07696.00.94550.00690.0000-0.07716.51.00250.00710.0000-0.07727.01.05910.00740.0000-0.0

12、7727.51.11550.00760.0000-0.07728.01.17160.00790.0000-0.07728.51.22750.00820.0000-0.07719.01.28300.00850.0000-0.07709.51.33830.00880.0000-0.076810.01.39320.00910.0000-0.076610.51.44780.00950.0000-0.076411.01.50180.00980.0000-0.076011.51.55530.01020.0000-0.075612.01.60840.01070.0000-0.075112.51.66090.

13、01110.0000-0.074513.01.71280.01150.0000-0.0739二.机翼平面形状的设计，计算平均气动弦的位置和长度：1.展弦比：公务机展弦比5.08.8,参考翼载荷及其他同类飞机，取 ar=7。根据翼载荷求得机翼面积s=17.92 2m,则=11.20m2sar l/l2.后掠角：25影响如下图所示:3 .梯形比：0.60.4,根据prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小，当入=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为 0.4左右，所以取入=0.44 .机翼平均厚度：公务机平均相对厚度一般在10%12戏间，取10%。后掠角与相对厚度对阻力发散

14、马赫数的影响：b7s3mow .79.75,10*.12wing sweep ang曲 25a virago thickness ratio 体）函5 .机翼参数如下:c 耶=2,s/(l + 7)2 展长面积 s=17.92m=11.2ml 肾、 =2.28mcn 弦长=0.91mm4c=(2/3)c,00/(l + + )/(l + )=1.69m气动弦长： 前缘后掠角与四分之一弦线后掠角的关系：， 27.81)(1)/( itanar artan04/141/ _ =2.40m平均气动弦长到翼根距离)(b/6*(12/()1y6.机翼安装角：翼型迎角2。时cl= 0.4818 可取，iw

15、=27.机翼扭转角：扭转角采用负扭转，公务机、喷气运输机负扭转角：0o7o,取5o8.机翼上反角的确定：对于“t”平尾和下单翼布局，上反角为3o左右。亚音速后掠翼，下单翼， 上反角为3o7o。由于采用“t”平尾和下单翼布局，后掠翼，所以取上反角为3 oo9 .翼梢形状的选择：采用upswept翼梢小翼。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 。10 .内翼后缘扩展：无内翼后缘扩展。11 .增开装置的选择：jt升效果：直机翼后缘襟翼数据襟翼型式相对弦长偏转值及对应却椀开裂式25%50 钝0.60,8 ( i)后退式30%40%40 9

16、 5 上3740=75 p )30%40%4(r to 中7工5 ()35%j5%5。g*l6l8 ( a =12 0 )选取后缘双缝富勒襟翼。12.副翼外形的选择：相对面积s /s = 0.06副相对弦长 c /c = 0.25副相对展长 l/l = 0.30副6= 28偏角副o70%位置位于半展长的.13.扰流板位置：扰流板位于后缘襟翼的前面。三尾翼1 .确定平尾容量和垂尾容量计算纵向 /航向机身容量参数，查图得平尾和垂尾容量纵向机身容量参数：2w) * () / (=1.73cslwwfusfus 平尾容量：0.864航向机身容量参数：2h)*()/=0.315 bslwwfusfus

17、垂尾容量：0.0932 .预估尾力臂的长度平尾尾力臂=50%x 机身长度 =7.1m垂尾尾力臂=90%x(tanx1/4)x0.5x 机身长度 =2.24m3 .根据尾容量和尾力臂长度，计算平尾和垂尾的面积2m 69./l 3*s a*csa平尾平尾平尾2m 33l 8.as *l*s/ 垂尾垂尾垂尾4.确定平尾和垂尾的外形数据平尾：展弦比 4.0 梯形比 0.40 升降舵弦长0.35 相对厚度 0.0730 后掠角垂尾： 相对厚度 0.071.2 展弦比梯形比 0.70 升降舵弦长 0.302sssm =1.107 =0.30 / 平尾升降舵升降舵2sssm /=0.15=1.2495 垂尾方向舵方向舵发动机短舱初步布置发