飞机总体课程设计

1、1. 重量估算与指标分配以下计算过程的公式参照飞机设计手册81.1 机身重量估算USFA方法WF=1072.6WTOndz1050.286lF100.875BmFhmF10vc1000.3381.1 WF机身重量，kgWTO起飞重量，1684 kg；ndz设计过载，2；lF机身长度，8.5 m；BmF机身最大宽度，1.9 m；hmF机身最大高度，1.6 m；vc设计巡航速度（EAS）,290 km/h；此公式可用于速度550 km/h以下的飞机。代入数据，算得机身重量WF=126.56kg。1.2 机翼重量计算采用USFA方法机翼重量：WW=308.964WTOndz1050.65ARcosw

2、0.250.57SW1000.611+2tCm0.36×1+vmax9260.50.993WW机翼重量，kgSW机翼面积，16 m2；AR机翼展弦比，11；w0.25机翼1/4弦线后掠角，4°；机翼根梢比，1.25；tCm机翼最大相对厚度，15%；vmax海平面最大平飞速度，300 km/h；代入数据，计算得机翼重量WW=104.88kg。1.3 尾翼重量计算采用USFA方法1.3.1 水平尾翼WH=379WTOndz1050.87SH1001.2lH100.483bHtHr0.50.458 SH平尾面积，2.28 m2；lH平尾力臂，4.25 m；bH平尾展长，3.02

3、m；tHr平尾根部剖面最大厚度，0.0672 m；代入数据，计算得水平尾翼重量WH=24.30kg。1.3.2 垂直尾翼WV=226WTOndz1050.87SV1001.2bVtVr0.50.458 SV垂尾面积，3.49m2；bV垂尾展长，2.36 m；tVr垂尾根部剖面最大厚度，0.1899 m；代入数据，计算得垂直尾翼重量WV=16.48kg。1.4 发动机短舱重量采用Torenbeek方法多发活塞式发动机飞机：汽缸水平对置发动机：Wn=0.195PTONPTO发动机起飞总功率，264.6kW；N发动机的数量，2；代入数据，计算得单发重量Wn=25.80kg。双发总重量为Wn=2=51

4、.60kg。1.5 起落架重量采用Torenbeek方法Wlg=KlgAlg+BlgWTO0.75+ClgWTO+DlgWTO1.5式中：Klg=1，下单翼飞机；Klg=1.08，上单翼飞机。其中Alg，Blg，Clg，Dlg见下表 起落架重量计算系数表可知主起落架：Alg=9.1，Blg=0.082，Clg=0.019，Dlg=0；主起落架重量：Wlg主=62.65kg。前起落架：Alg=11.3，Blg=0，Clg=0.024，Dlg=0；前起落架重量：Wlg前=51.72kg。1.6 动力装置采用Torenbeek方法螺旋桨飞机：Wpw=KpwWeng+0.146PTOKpw=1.16，

5、安装在机身上的拉进式单发螺旋桨飞机；Kpw=1.35，多发螺旋桨飞机；Weng发动机重量，303lb=137.44kg；PTO发动机起飞总功率，264.6kW；代入数据，计算得动力装置重量：Wpw=237.70kg。1.7 固定设备重量1.7.1 飞机操纵系统重量采用Cessna方法非复式操纵：Wfo=0.0168WTOWTO起飞重量，1684 kg；代入数据，计算得飞机操作系统重量Wfo=28.29kg。1.7.2 液压、气压系统重量采用Torenbeek方法助力器操纵：Whps=0.007WDE+91WDE交付空机重量，983.57kg代入数据，计算得液压、气压系统重量：Whps=97.8

6、8kg。1.7.3 仪表和通信导航设备重量采用Torenbeek方法实用类螺旋桨飞机：按仪表飞行规则(IFR)：Wiae=5.44+9.1N+0.006WTON发动机台数，2；WTO起飞重量，1684 kg；代入数据，计算得仪表和通信导航设备重量：Wiae=33.74kg。1.7.4 电气系统重量采用Cessna方法Wele=0.0268WTOWTO起飞重量，1684 kg；代入数据，计算得电气系统重量：Wele=45.13kg。1.7.5 环控和防冰除冰系统重量采用USAF方法Wadi=0.204WTO0.52Npax+Ncrew0.68Wiae0.17MD0.08WTO起飞重量，1684

7、kg；Npax旅客数量，3人Ncrew空勤组人员，1人Wiae仪表和通信导航设备重量，33.74kgMD设计俯冲马赫数，0.25代入数据，计算得环控和防冰除冰系统重量：Wadi=39.87kg。1.7.6 氧气系统重量采用Torenbeek方法飞行高度7600m以下：Wox=9.1+0.227NpaxNpax旅客数量，3人代入数据，计算得氧气系统重量：Wox=9.78kg。1.7.7 内设重量（座椅设备和装饰重量）采用Cessna方法Wfur=0.275Npax+Ncrew1.145WTO0.489Npax旅客数量，3人Ncrew空勤组人员，1人WTO起飞重量，1684 kg；代入数据，计算得

8、内设重量：Wfur=50.86kg。综上，固定设备重量：Wsi=Wfo+Whps+Wiae+Wele+Wadi+Wox+Wfur=271.65kg 1.8 使用项目1.8.1 空勤组重量Wcrew=80+20=100kg1.8.2 应急设备重量Wem=0.90Npax+NcrewNpax旅客数量，3人Ncrew空勤组人员，1人代入数据，计算得应急设备重量：Wem=3.6kg1.9 飞机主要重量表飞机主要重量表飞机各部分重量数值/kg占最大起飞重量比重使用空重比重机身重量126.567.49%11.66%机翼重量104.886.20%9.67%平尾重量24.301.44%2.24%垂尾重量16.

9、480.97%1.52%发动机短舱重量51.603.05%4.76%主起落架重量62.653.71%5.77%前起落架重量51.723.06%4.77%动力装置重量237.7014.06%21.91%固定设备重量305.5518.07%28.16%基本空重981.4458.05%90.45%使用项目103.606.13%9.55%使用空重1085.0464.18%100.00%有效载荷27015.97%零燃油空重1355.0480.14%燃油重量335.719.86%起飞重量1690.74100.00%2. 飞机重心计算2.1 机翼重心机翼平均气动弦位置有如下图关系。则：Y=l61+21+=1

10、3.276×1+2×1.251+1.25=3.44m设机翼平均气动弦前缘点距距机头位置为xA，则可算出机翼翼根前缘位置为：x根前缘=xA-Ytan前缘=xA-0.0699m机翼重心如图所示：则机翼重心为：xw=x根前缘+0.4L2tan前缘+40%CA =xA-0.0699m+0.4×13.272×tan4°+0.4×1.21=xA+0.5997m2.2 尾翼重心计算尾翼重心位置有如图关系 ：2.2.1 平尾重心计算平尾平均气动弦长位置为：Y=l61+21+=3.026×1+2×0.81+0.8=0.727m 依据

11、尾力臂，可以确定平尾翼根前缘点距机头距离为：xH根前缘=xA+CA4+lH-CA.H4-Ytan前缘 =xA+0.5997+1.214+4.25-0.7574-0.727tan3.2°=xA+4.9223 m 则平尾重心为：xH=xH根前缘+0.38L2tan前缘+45%CA.H=xA+4.9223+0.38×3.022tan3.2°+0.45×0.757=xA+5.295m2.2.2 垂尾重心计算垂尾平均气动弦长位置为：Y=l61+21+=2.366×1+2×0.41+0.4=0.506m依据尾力臂，可以确定垂尾翼根前缘点距机头距离

12、为：xH根前缘=xA+CA4+lH-CA.V4-Ytan前缘 =xA+1.214+4.25-1.584-0.506tan28.1°=xA+3.8873m则垂尾重心为：xV=xV根前缘+0.38L2tan前缘+45%CA.V=xA+3.8873+0.38×2.362tan28.1°+0.45×1.58=xA+4.8277m2.3 机身重心计算对于螺浆双发拉进式飞机可以取0.380.40l身xb=0.39l身=3.315m2.4 起落架重心计算假设起落架重心与全机重心重合。即：xl=xg2.5 动力装置重心计算注：此处动力装置包含发动机短舱对于双发翼吊布局飞

13、机，发动机短舱展向安装位置一般位于33%38%的半展长处。可取35%半展长位置。取其重心为短舱的中心处，距机翼前缘0.73m。则发动机重心为：xT=x根前缘+0.35L2tan前缘+0.73=xA-0.0699+0.35×13.272tan4°+0.73=xA+0.7925m2.6 固定设备重心计算假设固定设备重心与全机重心重合。即：xs=xg2.7 燃油重心计算燃油全部装在机翼，所以可以假设燃油重心与机翼重心重合即：xp=xw=xA+0.5997m2.8 有效载荷和使用项目重心计算后座布置在重心处，行李放在座位下，即认为后座载荷与重心重合，即xu后=xg前座距后座重心45

14、.1英寸，即1.145m。则前座重心为xu前=xg-1.145 m。应急设备放置在重心处，即xen=xg2.9 全机重心计算全机重心表部件重量/kg重心位置X/m对机头力矩/kg.m机身126.56 3.315419.5464机翼104.88 Xa+0.5997104.88Xa+63.896536平尾24.30 Xa+5.29524.3Xa+128.6685垂尾16.48 Xa+4.827716.48Xa+79.560496起落架114.37Xg114.37Xg动力装置289.3Xa+0.7925289.3Xa+229.27025固定设备305.55Xg305.55Xg燃油重心335.7Xa+

15、0.5997335.7Xa+201.31929前座载荷190Xg-1.145190Xg-217.55后座载荷180Xg180Xg应急设备3.60 Xg3.6Xg合力矩903.711472+770.66Xa+793.52Xg总重量1690.74 Xg1690.74Xg基本空重981.44 Xgo981.44Xgo基本空重时合力矩920.942182+434.96Xa+419.92Xg则可知按最大起飞重量计算时：903.711472+770.66Xa+793.52Xg=1690.74Xg根据统计规律，对于翼吊布局飞机，重心大约在25%的平均气动弦长处左右：Xg-Xa=0.25CA=0.25

16、5;1.21=0.3025m解两式得，最大起飞重量时重心位置：Xg=5.2986m机翼平均气动弦前缘点距距机头位置：XA=4.9961m按基本空重计算时：920.942182+434.96XA+419.92Xg=981.44Xg0计算得基本空重时重心位置：Xg0=5.4196m3. 气动特性分析3.1 全机零升迎角升力系数计算3.1.1 翼身组合体升力线斜率公式：CL_WF=KWFCL_WKWF翼身干扰因子，由下式确定：CL_W机翼升力线斜率，5.3165KWF=1+0.025dFb-0.25dF2b=0.9524dF机身当量直径，1.64m；b机翼翼展，13.27m；则翼身组合体升力线斜率：

17、CL_WF=5.0634；3.1.2 机翼零升迎角0,w=0+0ww0,com0,incom0翼型零升迎角，-1°；0w每度扭转角引起的零升迎角增量；w机翼扭转角，0°；0,com0,incom压缩性修正因子，1 ；则机翼零升迎角：0,w=-1°3.1.3 全机零升迎角升力系数CL0=CL0,WF+CL,HkqSHSH-0,HCL0,WF翼身组合体的零迎角升力系数，由下面公式确定CL0,WF=W-0,WCL_W=5.3165W若以机翼弦线为基准取迎角，则W=0；0,W机翼零升迎角，-1°；CL_WF翼身组合体升力线斜率，5.0634；CL,H平尾升力线斜

18、率，计算方法同机翼，4.1888SH平尾面积，2.28m2；S机翼面积，16m2；H若以机翼弦线为基准取迎角，则H=0；0,H飞机零迎角时平尾处的下洗角，在襟翼收上状态，0,H=0则：CL0=CL0,WF+0=5.31653.2 全机升力线斜率计算3.2.1 机翼升力线斜率CL_W=2ARAR+2=2×1111+2=5.3165因子：=1+dhbSnetSgross+2CL_Wdh2Sgross校正常数，通常取值为3.2；dh飞机机身的最大宽度，1.6m；b 机翼的展长，13.27m；Snet外漏机翼的平面面积：Sgross全部机翼面积，16 m2；外漏机翼的平面面积计算Snet=1

19、6-2×12×0.8×1.34+1.34-0.8tan4°=13.9 m2则=1+3.2×1.613.2713.916+2×5.3165×1.6216=1.253.2.2 全机升力线斜率CL计算公式:CL=CL_W则全机升力线斜率：CL=1.25×5.3165=6.64563.3 全机零升迎角计算公式：0,L=-CL0CL=-5.31656.6456=-0.8°3.4 全机最大升力系数3.4.1 机翼最大升力系数翼型最大升力系数Clmax=1.72机翼最大升力系数计算公式CLmax,W=CLmaxClma

20、xClmax+CLmaxCLmaxClmax查图6-23，途中的前缘锐度参数y指顺流向翼剖面的值，y=3.78单位%，则取CLmaxClmax=0.89；CLmaxM数修正量，前缘后掠角LE=5°，查图6-25得CLmax=-0.15；则机翼最大升力系数：CLmax,W=0.89×1.72-0.15=1.38083.4.2 全机最大升力系数计算公式：CLmax=CLmax,W-CL,WFWC+CL,HSHSCLmax1-dd+H-0,H后面几项近似认为0，则CLmax=CLmax,W=1.38083.5 增升装置对升力的影响3.5.1 后缘襟翼产生的升力增量后缘襟翼翼型最大

21、升力系数增量公式：Clmax=K1K2K3Clmax,baClmax,ba襟翼引起的翼型最大升力系数基本增量，见图6-56 D线，1.18；K1襟翼弦长修正因子，由图6-57给出，取K1=1.2;K2襟翼偏角修正因子，由图6-58给出，取K2=0.72;K3襟翼运动影响修正因子，对于开裂襟翼或简单襟翼取K3=1.0;则Clmax=1.2×0.72×1×1.18=1.01952后缘襟翼中，简单襟翼不会引起弦长的增加。前缘襟翼产生的升力增量3.5.2 前缘襟翼翼型最大升力系数增量公式：Clmax=Clmax,f1fmaxc'cClmax,f理论最大升力系数效率

22、，见图6-60，横坐标0.20对应Clmax,f=1.6；max计及未放襟翼是翼型前缘半径与翼型相对厚度的最大升力系数修正因子，见图6-61，取max=0.74计及实际前缘襟翼或缝翼偏角与基准轴线之差的最大升力系数修正因子，见图6-62，=0.84则Clmax=1.6×6×0.74×0.84×1.4=0.7291克鲁格襟翼使用时，不会引起机翼弦长的增加。3.5.3 增升装置对升力的影响前缘缝翼和后缘双缝襟翼总增升效果为：Clmax=0.7291+1.01952=1.7486襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有关，可近似表示为下式：Cl=maxC

23、lmax=3055×1.7486=0.95384. 阻力计算4.1 升致阻力4.1.1 巡航构型的升致阻力因子Kclean=1.05AR+0.007=0.03744.1.2 襟翼打开时的升致阻力因子K=1.05+0.271AR-0.000487flap+0.007flap襟翼偏转角度；1) 后缘襟翼：襟翼偏转角度：flap=6 K后=1.05+0.271×11-0.000487×6+0.007=0.04502) 前缘襟翼：襟翼偏转角度：flap=536K前=1.05+0.271×11-0.000487×536+0.007=0.450总升致阻力因

24、子：K总=K后+K前=0.045+0.045=0.094.2 摩擦阻力4.2.1 摩擦阻力系数湍流状态的摩擦阻力系数计算公式为：Cf-turb=AlogNRb1+cM2d=0.455logNR2.581+0.144×0.2520.58式中：A=0.455，b=2.58，c=0.144，d=0.58；NR当前流动状态的雷诺数，NR=Vl；M当前马赫数；湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：Cf=1-mfxTlbCf-turbxTlb层流比例，通常取值在0.10.4之间；lb部件的特征长度；mf混合流动比例常数，通常取值为0.74，适用于层流比例小于0.4的情况；4.2.2 各部件摩擦阻

25、力系数1) 机翼：当前流动状态的雷诺数：NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.2×0.00304=0.00259浸湿面积：Swet=S外漏1.977+0.52×0.15=13.9×2.055=28.5645m22) 平尾：当前流动状态的雷诺数：NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.4×

26、;0.00304=0.00214浸湿面积：Swet=S外漏1.977+0.52×0.08=2.04×2.055=4.1922m23) 垂尾：当前流动状态的雷诺数：NR=Vl=8.9×106Cf-turb=0.455log8.9+62.581+0.144×0.2520.58=0.003045Cf=1-0.74×0.4×0.003045=0.00214浸湿面积：Swet=S外漏1.977+0.52×0.08=3.01×2.055=6.1856m24) 机身：当前流动状态的雷诺数：NR=Vl=4.0×106Cf

27、-turb=0.455log4+62.581+0.144×0.2520.58=0.00348Cf=1-0.74×0.2×0.00348=0.00296浸湿面积：Swet=S俯+S侧2=×2.56+7.8522=16.3551m25) 短舱：当前流动状态的雷诺数：NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.4×0.00304=0.00214浸湿面积：Swet=S俯+S侧2=×0.5535+0.86582=2

28、.2294m2摩擦阻力系数计算表部件名称系数浸湿面积系数*浸湿面积机翼0.0025928.56450.073982055平尾0.002144.19220.008971308垂尾0.002146.18560.013237184机身0.0029616.35510.048411096短舱0.002142.22940.004770916各部件系数×浸湿面积之和0.149372559则摩擦阻力系数：CD0-f=i=15cfiSwetiSW=0.149416=0.00934.3 压差阻力采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。4.3.1 机身的压差阻力因子Ffus=1+2.2K1.2-0.9K3=

29、1+2.25.21.2-0.95.23=1.29784K为机身长细比，即5.2；4.3.2 发动机短舱的压差阻力因子Fnac=1+0.35lnacdnac=1+0.352.61=1.13410lnacdnac发动机短舱的长度与直径之比，即2.61；翼面类部件的压差阻力因子与其平均相对厚度及最大厚度位置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正。4.3.3 机翼的压差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相对厚度，15%；xcm翼型最大厚度处的相对位置，15%；m最大厚度位置连线的后掠角，4.3°；M飞行马赫数，0.25；代入

30、数据，计算得机翼的压差阻力因子：Fwing=1.722034.3.4 平尾的压差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相对厚度，0.08；xcm翼型最大厚度处的相对位置，40%；m最大厚度位置连线的后掠角，2.8°；M飞行马赫数，0.25；代入数据，计算得平尾的压差阻力因子：Fwing=1.173254.3.5 垂尾的压差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相对厚度，0.09；xcm翼型最大厚度处的相对位置，30%；m最大厚度位置连线的后掠角，21.2°

31、；M飞行马赫数，0.25；代入数据，计算得垂尾的压差阻力因子：Fwing=1.214794.4 干扰阻力干扰阻力是通过干扰因子Q来计入的。机身与机翼：对于翼身融合良好的下单翼布局，Q=1.0；平尾和垂尾：Q=1.2；发动机短舱：翼吊布局，Q可以取1.05；4.5 各部件的零升阻力系数4.5.1 飞机各部件的废阻系数废阻系数：表面摩擦系数、压差阻力因子、干扰阻力因子乘以部件浸湿面积与机翼参考面积之比。公式：CD0c=cfcFcQcSwet,cSwSwet,c部件浸湿面积；Sw机翼参考面积，16m2；代入之前算得数据，得下表：各部件的废阻系数表部件表面摩擦系数压差阻力因子干扰阻力因子浸湿面积废阻系

32、数机翼0.002591.72203128.56450.0079625平尾0.002141.173251.24.19220.0007894垂尾0.002141.214791.26.18560.0012060机身0.002961.29784116.35510.0039269短舱0.002141.13411.052.22940.0003551则各部件的废阻系数和为：CD0c=0.01423984.5.2 次项阻力次项阻力是由于附着物、表面缺陷及系统附件安装引起的。机翼次项阻力：机翼型阻的6%，；机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7%；发动机安装次项阻力：短舱型阻的15%；系统次项阻力：总型阻的3%；驾驶

33、舱风挡：2% 3%的机身阻力；本设计机头和驾驶舱风挡流线型较好，所以取2%。则总的次项阻力：CD0c=6%×0.0079625+7%×0.0007894+0.0012060+0.0039269+15%×0.0003551+3%×0.0142398+2%×0.0039269=0.00145134.5.3 零升阻力总零升阻力各部件废阻之和次项阻力；则：CD0=0.0142398+0.0014513=0.0156911 4.6 配平阻力配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。现代运输机配平阻力一般占总

34、阻力的2或更少。取2%。4.7 压缩性阻力飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声速压缩性阻力，使阻力增大。由于设计的是轻型飞机，速度小，可以忽略压缩性阻力。4.8 低速构形的附加形阻4.8.1 起落架放下引起的阻力增量低速状态下，起落架放下引起的阻力增量：双轮式：CD-lg=1SW2.85×10-5WL+0.294=0.0214WL飞机最大起飞重量，1684kg；SW机翼参考面积，16m2；4.8.2 襟翼打开引起的阻力增量1) 起飞时襟翼偏转角为20°，则：SR2.4cos=1.1932.4cos20

35、6;=1.6254对于简单襟翼则根据下图曲线可以得出：CDcos0.25=0.0875起飞构形襟翼偏转的附加形阻图则起飞阻力增量为：CD=0.0875cos0.25=0.0875cos35°=0.10682) 着陆时襟翼偏转角为45度，则：SR2.4cos=1.1932.4cos45°=2.16对于简单襟翼则根据下图曲线可以得出：CDcos0.25=0.13着陆构形襟翼偏转的附加形阻图则着陆阻力增量为：CD=0.13cos0.25=0.13cos35°=0.15874.9 单发失效引起的额外阻力为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力。近似算法：零升阻力的5。即5%&

36、#215;0.0156911=0.0007834.10 总阻力计算4.10.1 巡航构形总阻力零升阻力升致阻力压缩性阻力配平阻力CD=CD0+CDi+CDcomp+CD,trim =1+2%CD0+KcleanCL2+CDcomp =1+2%×0.0156911+1+2%×0.0374×CL2+0 =0.016+0.038CL2 4.10.2 起飞构形总阻力零升阻力升致阻力配平阻力起落架放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-LG+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-LG+CD0-flap =1

37、+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.0214+0.1068 =0.1442+0.0918CL2 4.10.3 着陆构型总阻力零升阻力升致阻力配平阻力起落架放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-LG+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-LG+CD0-flap =1+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.0214+0.1587 =0.1961+0.0918CL2 4.10.4 第二阶段爬升构型（单发失效）总阻力=零升阻力+升

38、致阻力+配平阻力+襟翼放下（起飞位置）引起的阻力增量+单发失效引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-SX+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-SX+CD0-flap =1+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.000783+0.1068 =0.124+0.0918CL2 4.10.5 各构形极曲线比较5. 性能分析5.1 商载航程性能巡航起始时飞机重量为：Winitial=0.97424×WTO巡航结束时飞机重量为：Wfinal=WTO-W燃油+0.037WTO则航程为：Range=VCL

39、DlnWinitialWfinal=156.7570.29×2÷3.6×15.6×lnWinitialWfinalV巡航速度，156.757单位（Knots）；C巡航时单发耗油率，0.29kg/(kw.h)LD巡航升阻比，15.6；将数据输入下表：关键点0点1点2点3点4点5点商载/kg270270270270900基本空重981.44981.44981.44981.44981.44981.44使用项目103.6103.6103.6103.6103.6103.6燃油重量28.8150300335.7335.7335.7起飞重量1383.841505.04

40、1655.041690.741510.741420.74巡航开始重量1647.19 1471.82 1384.14 巡航结束重量1417.60 1230.94 1137.61 对应航程/m0.00 1000.00 2000.00 2278.36 2712.78 2977.29 得到商载航程性能图：5.2 起飞性能5.2.1 起飞速度起飞升力系数：CL=CLmax+Cl=1.3808+0.9538=2.3346则起飞离地速度：VLOF=L12SCL=W12SCL=1690.74×9.812×1.225×16×2.3346=26.9ms飞机失速速度：VS=0

41、.88×1690.74×9.812×1.225×16×2.3346=25.24ms起飞爬升速度：V2>1.2VS=30.29ms取V2=32ms5.2.2 起飞距离正常起飞情况（发动机正常工作）时起飞距离有统计公式计算：STO=1.15×SG+SS=1.15×135.34+104.66=276mSG开始滑跑到前轮离地的距离，经计算得135.34；SS前轮离地到开始爬升的距离，经计算得104.66；276m<290m可知起飞距离满足要求，设计比较合理。5.2.3 平衡场长计算公式：SBFL=SG_V1+V1t1+SB_OP计算得平衡场长：SBFL=212.56m5.3 爬升性能民机的爬升性能要求通常由第二阶段爬升要求决定。第二阶段爬升时襟翼放到起飞位置，升力系数为起飞时的升力系数。5.3.1 第二阶段爬升梯度则第二阶段爬升时阻力为：D=12V2SCD=12×1.225×322×16×0.124+0.0918CL2式中：CL=2.3346计算得：D=6265.4N；发动机单发功率P=180hp =134.226kW；爬升时推力（近似算法）：T=2P×25=2×134.2