飞机总体设计 课程设计

1、南京航空航天大学飞机总体设计报告150座级客机概念设计011110XXXXXX南京航空航天大学设计要求一、有效载荷 二级布置，150座 每人加行李总重，225 lbs 二、飞行性能指标 巡航速度： M 0.78 飞行高度：35000英尺 航程： 2800（nm） 备用油规则：5%任务飞行用油 + 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 起飞场长： 小于2100（m） 着陆场长：小于1650（m） 进场速度：小于 250 （km/h）飞机总体布局一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置（一）平尾前、后位置与数目的三种形式 1 正常式（Conventional)优点：技术成熟，所积

2、累的经验和资料丰富，设计容易成功。缺点：机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采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2鸭式（Canard）优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用3无尾式 ( Tailless )优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。2.气动阻力较小由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失 2. 起飞着陆性

3、能不容易保证采用情况：少量军机采用综上所述，采用正常式尾翼布局（二）水平尾翼高低位置选择(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e)  “T” 平尾选择平尾高低位置的原则1.避开机翼尾涡的不利干扰：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。2.避开发动机尾喷流的不利干扰3.有利于结构布置：平尾安装在机身上对减轻结构重量有利考虑角度上平尾中平尾下平尾“T” 平尾高置平尾结构重量轻较轻 轻重 较重 现代民航飞机多采用上平尾。综合考虑后，选择上平尾（三）垂尾的位置和数目 位置 - 机身尾部 - 机翼上部数目单垂尾：多数

4、飞机采用单垂尾 ，高速飞机加装背鳍和腹鳍 双垂尾：1.压力中心的高度显著降低，可以减小由侧力所造成的机身扭矩。2.可显著地降低其侧向的“雷达散射截面”无垂尾：飞翼式布局飞机综上所述，选择单垂尾，上平尾二、机翼的平面形状及其在机身上的安装位置直机翼的特点优点：1.升力线斜率大。2.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。缺点：1.速度快时，机翼尾部易失速2.临界M数小，机翼容易产生激波导致，过早出现波阻后掠翼的特点优点：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。缺点：1.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

5、纵性变坏。2.对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。三角翼的特点优点：1.具有小展弦比和大后掠角的特点，其跨音速气动特性良好，气动焦点变化较平稳。 2.根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。3.三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。缺点：1.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。2.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。后掠翼 、三角翼与小展弦比机翼的比较机翼在机身上的安装位置因素上单翼中单翼下单翼干扰阻力21*3稳定性123视界123起落架重量3*21结构布置131安装吊舱123现代民航客

6、机采用机翼的平面形状及其在机身上的安装位置飞机型号载客量机翼的平面形状及其在机身上的安装位置737-300130人后掠翼，下单翼737-400140人后掠翼，下单翼737-700134人后掠翼，下单翼737-800164人后掠翼，下单翼737-900170人后掠翼，下单翼747-400410人后掠翼，下单翼757-200180人后掠翼，下单翼767-300230人后掠翼，下单翼777-200350人后掠翼，下单翼777-300280人后掠翼，下单翼A300-600280人后掠翼，下单翼A319120人后掠翼，下单翼A320150人后掠翼，下单翼A321180人后掠翼，下单翼A330-20024

7、0人后掠翼，下单翼A330-300301人后掠翼，下单翼A340-300255人后掠翼，下单翼A340-600322人后掠翼，下单翼A380-800520人后掠翼，下单翼对比后选择：后掠翼，下单翼三、发动机（进气道）数目和安装位置发动机数目 - 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差 - 双发（多发）：生存力强 安装位置 - 单发：机身（前、后） - 双发：（a）机身尾段 （b）机翼下部 （c）机翼或尾翼根部 （d）短舱翼吊与尾吊布局比较进气道布局头部进气道：1.布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀，机炮对进气影响小；2.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

8、失小，机头便于装雷达天线，结构较复杂。短舱式：1.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；2.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。现代民航客机采用的发动机数目、安装位置和进气道形式飞机型号载客量发动机数目发动机安装位置进气道形式737-300130人2翼吊短舱式737-400140人2翼吊短舱式737-700134人2翼吊短舱式737-800164人2翼吊短舱式737-900170人2翼吊短舱式747-400410人4翼吊短舱式757-200180人2翼吊短舱式767-3002

9、30人2翼吊短舱式777-200350人2翼吊短舱式777-300280人2翼吊短舱式A300-600280人2翼吊短舱式A319120人2翼吊短舱式A320150人2翼吊短舱式A321180人2翼吊短舱式A330-200240人2翼吊短舱式A330-300301人2翼吊短舱式A340-300255人4翼吊短舱式A340-600322人4翼吊短舱式A380-800520人4翼吊短舱式对比后选择，在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机四、起落架的型式和收放位置后三点优点：1.尾轮小而轻，设计简单；2.可以利用气动阻力提供减速力。缺点：1.着陆时操纵困难；2.起飞和着陆滑跑时不稳定；3.后三点起落架不能用

10、于喷气式飞机。前三点优点：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。缺点：前轮可能出现前轮“摆振” 现象现代民航客机起落架的形式和收放位置飞机型号载客量起落架的型式和收放位置后起落架组数起落架收放位置起落架放下737-300130人前三点2机身舱内机翼737-400140人前三点2机身舱内机翼737-700134人前三点2机身舱内机翼737-800164人前三点2机身舱内机翼737-900170人前三点2机身舱内机翼747-400410人前三点4机翼舱内机身舱内机翼及

11、机身757-200180人前三点2机身舱内机翼767-300230人前三点2机身舱内机翼777-200350人前三点4机翼舱内机身舱内机翼及机身777-300280人前三点2机身舱内机翼A300-600280人前三点2机身舱内机翼A319120人前三点2机身舱内机翼A320150人前三点2机身舱内机翼A321180人前三点2机身舱内机翼A330-200240人前三点2机身舱内机翼A330-300301人前三点4机翼舱内机身舱内机翼及机身A340-300255人前三点4机翼舱内机身舱内机翼及机身A340-600322人前三点4机翼舱内机身舱内机翼及机身A380-800520人前三点4机翼舱内机身

12、舱内机翼及机身对比后选择：前三点式起落架，安装在机翼上，收起放在机身舱机身外形的初步设计一、客舱布置根据客机的设计参数,要求设计一架座数位150的客机,客舱可设计成二级布置的单通道形式: 头等舱 12人 3排 每排2x2人 座椅宽度：28in过道宽度：27in座椅排距：36in经济舱 138人 23排 每排3x3人 座椅宽度：20in 过道宽度：19in座椅排距：32in客舱布局大概如下：二、客舱剖面形状：圆形表面面积小，有利于减少摩擦阻力；对于气密舱，有利于承受内压。 宽度：每排座椅：3+3座椅宽度：20in过道数：1过道宽度：19in高度： 客舱高度149in 考虑到结构要求，将直径和横截

13、面形状适当放大10in得到149in 地板高度：91in 根据同类客机的设计，地板高度=客舱高度x61% 内舱剖面形状见下图 三、机身外形尺寸机身设计的基本要求 装载要求：有足够大的内部容积 民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。 气动要求：气动阻力小 结构要求:有利于结构布置 机翼、尾翼安装 发动机尾吊布局 适航要求 抗坠毁性 应急撤离 机身中段设计 当量直径D中的确定: D中=DWS+2CSW+2Ttp+2HfwDWS : 并排座椅最大宽度（139in）CSW : 扶手与侧壁间距Ttp : 客舱装饰层厚度Hfw ： 机身框结构高度参考同类150客机的设计，可得到：D中 =216

14、in中机身长度L中的确定：L中=N1 × Lls +N2× Lsf +N3×Lbg +N4 ×LeeN1 × Lls : 每侧座椅数×座椅排距N2× Lsf : 每侧服务模块数×相应尺寸这里主要指衣帽间、厨房、洗手间N3×Lbg :每侧登机口数×登机门宽度N4 ×Lee :每侧应急出口数×应急出口宽度总结计算得到 L中=1010in机身前后段设计：（参照同类飞机可得到） L前=220in L后=340in综上可得到机身外形大致如下：当量直径D中 ：216in前机身长度L前：2

15、20in中机身长度L中：1010in后机身长度L后：340in机身总长L ： 1570in （39.878m）上翘角 ： 14deg确定主要参数1 重量的预估1根据设计要求：航程:Range2800nm=5185.6km巡航速度:0.78M巡航高度:35000 ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s 2预估数据（参考统计数据）耗油率C0.6 lb/hr/lb=0.0612 kg/(h·N)（涵道比为6）升阻比L/D 17.63根据Breguet航程方程： 代入数据：Range = 2800 nm；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft)C

16、= 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6)L/D = 17.6M = 0.78计算得： 4燃油系数的计算 飞行任务剖面图 1Engine Start and Warmup2Taxi out3Take off4Climb5Cruise6Descent7Landing and Taxi in8Reserve Fuel总的燃油系数：5根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值100,000 lbs150,000 lbs200,000 lbs26,400 lbs39,600 lbs52,800 lbs33,750 lbs33,750 lbs33,750 lbs39,850 lbs76,650 lbs113

17、,450 lbs交点：(170728,91906)6所以最终求得的重量数据：91906 lbs0.53845072 lbs0.26433750 lbs0.198170728 lbs12 翼载荷和推重比1 界限线图根据设计要求参数，用MATLAB绘制界限线图如下：2 地毯图选取推重比和翼载荷的基本原则为： 翼载荷的值尽量靠右 推重比的值尽量靠下 留有充足的余量综上，选取推重比T/W=0.31；翼载荷W/S=5000（N/m²）对比同类型其他客机的推重比、翼载荷选取数据如下：可见结果合理。发动机选择一、发动机种类的选择各种发动机的比较发动机类型优点缺点应用活塞式螺旋浆价格比较便宜，耗油率

18、低1.使用寿命较低 2.只能用于亚声速飞机 轻型飞机 AC-5 AD-100涡轮喷气1.结构紧凑 2.推力大耗油率高 战斗机 教练机涡轮螺旋浆 1.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； 2.功率重量比较大；3.单位迎风面积的功率值较大；4.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新舟-60军用运输机 运-8涡轮风扇1.亚音速时不加力的耗油率较低； 2.加力比较大。 1.迎风面积较大； 2. 结构较复杂各种不同类型飞机螺旋桨风扇油率与一般的涡轮螺旋桨发动机很相近，即耗油率低技术复杂，成本高少量运输机冲压发动机结构简单、重量轻低速时不能启

19、动，故不能单独使用无人飞机 巡航导弹由于需求的发动机使用要求是12000米高空，0.8M，耗油率低，并参考现有同类型飞机都采用的涡轮风扇发动机，故选取涡轮风扇发动机为飞机发动机。二、发动机参数的选择1. 涵道比、增压比、涡轮前温发动机参数对直接使用成本的影响参考此图，发动机涵道比选择为6.0左右。增压比、涡轮前温度上升，热效率提高，发动机复杂性提高，成本及维修费用提高。由推重比T/W=0.31，=170728 lbs，T=170728x0.31=52925.68 lbs故每台发动机的推力需达到26500 lbs。查数据可得，选取CFM56-5A3，推力为26500 lbs，涵道比为6.0，推重

20、比5.30，压缩比为31.3，涡轮前温度1263°C（A1），净重4995lb，符合要求。CompanyCFMIEngine Type CFM 56 Engine Model 5A3TO (ISA SLS)Thrust26500 lbFlatt rating30.0 °CBypass ratio6.00Pressure ratio27.8Overall Pressure ratio at max.climb 31.3Mass flow875.9lb/sSFC0.33 lb/hr/lbCLIBMMax thrust5670 lbCRUSIEAltitude 35000 ftM

21、ach number0.8Thrust5000 lbSFC0.6 lb/hr/lbDIMENSIONSLength2.423 mFan Diameter1.830 mBasic eng.wt4995 lbLayoutNumber of shafts 2注：数据来源于Turbofan and turbojet engines: database handbook 作者：Élodie Roux，第129页机翼外形初步设计一、翼型的选择与设计1、确定设计升力系数： 即：在初步设计时，近似认为三维机翼的升力系数CL等于翼型的升力系数Cl，则有：CL=5000/0.5*0.388*（

22、0.78*296.5）²=0.48其中，0.388kg/m³和296.5m/s分别为巡航高度35000ft下的空气密度和声速。2、选择翼型（1）在设计升力系数附近阻力越小越好。（2）较好的失速特性：最大升力系数较高，失速过程比较缓和。（3）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；（4）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；（5）参考统计值： 对于亚声速飞机，相对厚度(t/c)在12%左右，相对弯度可大些以满足最大升力系数要求。不同类型飞机的典型翼型综上，选择超临界翼型：适于超临界马赫数飞行器的跨声速翼型。 外形特点：上表面较平坦，下表面后段弯

23、曲较大，并向上内凹，头部半径较大。 气动特点： 跨音速流时，激波强度明显减弱，并靠近翼型后缘位置。 低头力矩较大。普通翼型与超临界翼型的跨音速压力分布的比较根据机翼设计升力系数0.48，选择超临界翼型NASA SC(2)-0412最大厚度12%，位于37%弦长处；最大弯度1.3%，位于83%弦长处。 在不同雷诺数下其升阻比特性如右图所示。可见，在设计升力系数0.48附近的阻力是比较小的，符合设计要求。其最大升力系数较高，失速过程较为缓和。二、机翼平面形状设计1、 机翼面积：S=151.65m²2、 展弦比AR初步确定时，参考其他同类飞机的统计数据考虑到飞机燃油储存，最终取AR=8.8

24、3、 梯形比TR初步确定时参考同类其他飞机数据，喷气运输机一般取0.40.2。对于亚声速飞机，考虑其对机翼诱导阻力Cxi的影响，Cxi=k*Cy²/()当TR=0.4左右时诱导阻力最小，这时机翼上的气动载荷分布接近椭圆形，如所图示。但由于考虑机翼燃油储存的问题，综合考虑后取TR=0.34、 后掠角如何选定后掠角L 对于亚声速飞机： L =0 或 L < 15o (用于调整重心） 对于高亚声速飞机： L = 2540°；可以提高临M界数，延缓激波的产生。综上，选取L = 25° 。同类其他飞机后掠角统计数据：5、 其他几何参数 展长 =36.53m；弦长 =6

25、.39m =1.92m平均气动弦由作图法确定，如下（单位：m）机翼平均厚度考虑后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响根据同类飞机的规律，并考虑燃油储存的问题后，取平均厚度(t/c)AV=0.1此时的阻力发散马赫数大约为0.8，高于巡航马赫数0.78，符合设计要求。 三、机翼安装角和上反角确定1、安装角iw （CL，Des巡航时所需的升力系数）初步设计时，根据统计规律取iw=2°扭转角根据同类飞机（参考A320，737等），采取负扭转角3°，可以延缓翼梢气流失速。2、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。§ 机翼后掠翼会增加侧向稳定性，

26、下单翼则会削弱侧向稳定性。综上，选取上反角5°3、翼梢采用翼梢小翼结构，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。四、副翼与扰流板的设计1、 副翼在概念设计阶段，一般根据统计数据；统计数据： 相对面积 S副/S = 0.05 0.07 相对弦长 c副/c = 0.20 0.25 相对展长 L副/L = 0.20 0.40 偏角 d副 = 25° 30° 统计数据:副翼的相对展长与相对弦长 取相对弦长为c副/c=0.22 相对展长为 L副/L=0.2 相对面积为S副/S=0.044根据统计规律，副翼布置在半展长6

27、0%90%的位置。2、 扰流板位于后缘襟翼之前。 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，缩短着陆距离五、增升装置的设计各种襟翼的增生效果：直机翼后缘襟翼数据 计算所需的起飞和着陆升力系数的增量： Clmax起飞 = 1.07 (Clmax起飞 - CLmax)=0.8 Clmax着陆 = 1.07 (Clmax着陆- CLmax)=1.23现代民机一般采用双缝式襟翼。因此可选取双缝式襟翼与前缘开缝襟翼相结合的形式，从而达到增升的目的。 襟翼展长应与副翼展长协调。 在满足副翼长度的前提，襟翼展长尽量长。最

28、终取襟翼相对弦长C襟/C=0.35襟翼相对展长L襟/ L =0.4六、机翼内燃油容积估算燃油容积近似计算：420bS(t/c)(1-0.89l+0.49 l2) / AR （kg） =420*36.53*151.65*0.1*(1-0.89*0.3+0.49*0.3²)/8.8=20546.40 kg > 20426.63kg大于所需燃油重量，满足要求。七、机翼纵向位置的初步确定根据统计规律，取X.25=0.46L身=18.34m根据设计数据，机翼外形图大致如下：尾翼外形初步设计一、水平尾翼1.1确定平尾容量和平尾面积。其中：最大机身宽度3.784m 机身长度39.878m机翼

29、参考面积151.65m² 机翼平均气动弦长 4.56m而纵向机身容量参数与平尾容量的关系：而我们选择的则平尾容量为:预估尾力臂长度：发动机安装在机翼上时，尾力臂 约等（50-55%）计算平尾面积：平尾参数设计参照同类飞机：飞机类型展弦比AR梯形比升降舵弦长ce/c相对厚度t/c轻型飞机3.55.00.501.00.350.450.06 0.09涡桨支线客机3.55.00.500.800.300.450.06 0.09公务机3.55.00.350.500.300.400.06 0.09喷气运输机3.55.00.250.450.300.350.06 

30、;0.09战斗机、攻击机3.04.00.250.400.301.00.03 0.04飞机型号S升降舵/S平尾S方向舵/S垂尾Boeing 727-2000.250.16Boeing 737-2000.270.24DC-9-500.380.41A3100.260.35Fokker F-280.200.161.2确定平尾的外形数据我们取展弦比后掠角为梯形比：0.38（参考737）展长：根弦线根梢比：前缘后掠角相对厚度 升降舵弦长升降舵面积2.3绘制平尾的外形草图二、垂直尾翼2.1确定垂尾容量和面积航向机身容量参数： =0.1031其中：最大机身高度3.784

31、m 机身长度39.878m机翼参考面积151.65m²bW机翼展长 36.53m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=0.06412计算垂尾面积：由 得垂尾相对面积：S垂/S=17.815/151.65=0.1175垂尾容量的统计值飞机类型垂尾容量的典型值轻型飞机0.0240.086涡桨支线客机0.0650.0121公务机0.0610.093喷气运输机0.0380.120超声速战斗机0.0410.130客机垂尾容量和垂尾相对面积的统计数据与垂尾容量的典型值相比，满足要求。但与同类飞机数据相比,垂尾容量、垂尾相对面积均偏小。考虑到飞机为翼吊布局，问题应该出现在，

32、航向机身容量参数确定法没有考虑到单发停车情况。考虑单发停车时，由垂尾力矩与偏航力矩平衡，得Me=V2ClmaxSVLV发动机海平面推力为26500lb，即117797.9384N发动机距飞机中线的距离：7.5+1.892=9.392m海平面空气密度：1.225kg/m3 Clmax=1.2Sv为垂尾面积 LV=19.939代入算得，SV=24.456计算垂尾面积：由 得VV=0.08804其中，VV : 垂尾容量S ：机翼面积SV : 垂尾面积lV ： 垂尾力臂bW： 机翼翼展垂尾相对面积：S垂/S=24.456/151.65=0.1613 此时，再与客机垂尾容量和垂尾相对面积的统计数据相比，

33、相差不大。2.2确定垂尾的外形数据垂尾外形数据统计值飞机类型展弦比梯形比方向舵弦长相对厚度ARce/ct/c轻型飞机1.21.80.300.500.250.450.06 0.09涡桨支线客机1.41.80.300.700.250.450.06 0.09公务机0.81.60.300.800.250.350.06 0.09喷气运输机0.81.80.300.800.250.400.08 0.10战斗机、攻击机1.21.60.250.400.200.350.03 0.09参考同类飞机，初步确定展弦比、梯形比、后掠角、相对厚度、升降舵和方向舵的尺寸。展弦比：AR=1.5梯形比：=0.7方向舵弦长：ce/

34、c=0.30方向舵面积：S方向舵/S垂尾=0.24垂尾相对厚度： t/c=0.08 其中：c为垂尾弦长，t为厚度展长：6.057根弦长：尖弦长：=0.74.750=3.3251/4弦线后掠角：=35前缘后掠角： =arctg(tg+(1-)/ AR (1+)=39.28一些喷气客机的统计数据飞机型号S升降舵/S平尾S方向舵/S垂尾Boeing 727-2000.250.16Boeing 737-2000.270.24DC-9-500.380.41A3100.260.35Fokker F-280.20.162.3绘制垂尾的外形草图起落架1、 确定起落架的几何参数停机角：飞机的水平基准线与跑道平面

35、之间的夹角。着落角：主轮接地点与机身尾部最低点间的平面和地面之间的夹角。取防后倒立角由取。 主轮距：主起落架机轮之间的距离。取7.8m前、主轮距：前主起落架与主起落架机轮之间的纵向距离。由取m高度：飞机重心到地面的距离。取3.4m2、 机轮布置型式和尺寸 机轮布置取决于跑道承载限制，典型的布置方式如下：根据统计数据，选择机轮布置型式：轮胎类型1）低压轮胎(型)通用航空飞机，如Cessna飞机系列。2）超高压轮胎(型)运输机（如B737)、军用机、涡桨飞机等。3）超高压低断面轮胎(型)适用高速起飞。因此选择低压轮胎(型)。轮胎数目与尺寸由上可选择轮胎数目和尺寸：主起落架40in * 14in 2

36、个前起落架24in * 7.7in 2个发动机短舱初步布置一、短舱的类型典型分离式喷流发动机的短舱 典型混合喷流发动机的短舱 1）对于分离喷流的发动机（外涵道气流和核心发动机气流是分离的），安装 在有不同喷口的吊舱中。 2）对于混合喷流发动机，安装在全长吊舱中。 因此选择分离式短舱。2、 短舱的几何参数的确定 由之前选择的发动机参数可得:风扇直径DF=1.830m；涵道比=6.0；总压比 OPR=31.3;最大使用马赫数MM0=0.8；在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总 空气流量Wa=875.9lb/s.进气道唇口直径DIHDIH = 0.037Wa+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定

37、推力的总空气流量Wa=875.9lb/sDIH = 0.037*875.9+32.2=64.6 in = 1.64 m主整流罩最大高度MHMH = 1.21DF风扇直径DF=1.83 mMH = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m主镇流罩长度LCLC = 2.36DF - 0.01(DFMMO)2最大使用马赫数MMO=0.8LC = 2.36*1.83 - 0.01*(1.83*0.8)2 m = 4.3 m风扇出口处主整流罩直径DFODMG核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*K)0.5 Where DJ 取1m燃气发生器后长度LABLAB取1m三、短舱翼吊安装

38、位置的初步确定贯入量：机翼弦长的1517，取m通道纵深度：机翼弦长10%，为0.456 m。展向位置:对于双发，一般位于的半展长处。取34%，得m,则两发动机间距12.42m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 -2°安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角；一般很小，取0°。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。重量估算与指标分配机身重量机身长度 (m) 机身最大宽度

39、 (m) 机身最大高度 (m) 增压机身系数，客机取0.79客舱内外压差，单位是巴 (bar), 典型值0.58机翼重量(1) 理想的基本结构重量MIPS(2) 修正系数(3) 机身对机翼影响为机身最大宽度与机翼展长的比值(4) 机翼总重尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：VD设计俯冲速度，客机的典型值为200m/s。 SH 平尾面积； SV 垂尾面积；K12 为尾翼布局系数，范围为1.0-1.5，根据平尾的安装位置来选择。若平尾安装于机身尾段， K12 选择为1.0；若为T型尾翼，K12 选择为1.5。动力装置重量系统和设备重量C4取决于飞机类型的系数： 短程客机一般取0.14；中程客机

40、取11；远程客机取8起落架重量Clg对于客机一般取4-4.5%左右。使用项目重量P是乘客人数，nC是机组人员人数，FOP是一个取决于航程的系数，对于中短程客机取12，对于远程客机和公务机取16有效载荷Mpayload=102P+Mfreight=15300kg102乘客平均体重与平均行李重量之和(kg)；P飞机载客人数(150)；Mfreight不含旅客和行李的货运重量。商载M=7500kg最大起飞重量M0=M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=70565.93kgM0<77500kg 符合重心估算根据同类飞机数据，预取本设计飞机机翼前缘

41、顶点到机头的距离占全机距离的39.878（Lf=39.878m）；根据同类飞机数据，中央油箱的体积取为13200L，为使飞机在使用中重心变化尽可能小，中央油箱布置在起落架上（即全机重心），1、2号主油箱的体积均取6200L，且关于机身轴线对称，内翼段用来布置内主油箱，机翼中段布置外主油箱，内主油箱装载8488.27kg燃油，外主油箱装载1414.71kg燃油。则主油箱重心位置可近似估算为机翼半展长的22%出弦长中点处。根据座舱布置图，当有效载荷满载且正常就坐时，可以预估有效载荷的重心位置大致在机身中段的55%处。正常飞行重心统计表如下：基本空机重量状态的重心位置：（mgx）/（mg）=（197

42、738.212+32042.358+9744.35+159734.871+63397.61+114753.905+191057.918+ 186176.024+ 294642.81+ 154772.228）/（10781.8+ 848+ 258+ 9355.5+ 7069+ 8525）=18.1551m计算得重心在26.04%平均气动弦处，大致满足统计规律，不需要进行重心调整。故：飞机正常飞行时重心位置为（假设此时为最大起飞状态）XG=18.0664m气动特性分析1、全机升力线斜率机翼的升力线斜率： =5.12为因子： =1.1993全机的升力线斜率： =6.14其中： dh =5.4864m

43、，b=36.53m，Snet = 116.6m2，Sgross=151.65m2，AR=8.8最大升力系数： =1.596其中regs为适航修正参数，按Vs取证取为regs =12、后缘襟翼产生的升力增量 Clmax为增升装置二维剖面的最大升力增量； Sflapped为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积； HL为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘（前缘）襟翼可以近似使用后缘（前缘）后掠角。典型飞行状态采用的襟翼偏角起飞时，=20°，双缝襟翼max=50°，取Sflapped/S=0.6着陆时，=45°，双缝襟翼max=50°，取Sflap

44、ped/S=0.63、阻力3.1 升致阻力巡航时，升致阻力因子 =0.04498襟翼打开时的升致阻力因子 起飞时K=0.045 着陆时K=0.032873.2 零升阻力3.2.1 各部件湿润面积计算机翼： =116.6x（1.977+0.52x0.10）=236.56m2 平尾： =37.73x（1.977+0.52x0.08）=76.16m2 垂尾： = 24.456x（1.977+0.52x0.08）=49.37m2 机身： =x(205+180)/2=604.76m2 其中： 短舱： =22.15m²（x2）3.2.2 摩擦阻力（巡航状态）摩擦阻力系数： 其中： 湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数： 其中：Xmf=0.74，XT/Lb=0.1 对机翼： NR=2.87x107 Cf=2.25x10-3 对平尾： NR=2.02x107 Cf=