公务机设计案例教学文案

1、公务机设计案例飞行器总体设计课程设计设计报告组另I：第7组题目：跨声速中等尺寸商务机设计学号：121507233姓名：杨永攀分工：第四局部1日期：2021年1月目录一、方案设计想21 .设计背景22 .设计理念33 .设计要求3二、总体布局4三、主要设计参数71 .估计升阻比L/D72 .起飞重量的一阶近似83 .推重比T/W的选取104 .翼载W/S的选取105 .机翼设计106 .前翼及尾翼设计127 .机身及内部舱室设计138 .动力系统选择169 .起落架设计1710 .初步细节设计图1811 .燃油系统设计2112 .重量分析2213 .配平及稳定性分析2314 .价格估计2615

2、.主要设计参数汇总27四、主要性能参数271 .阻力系数计算272 .具体性能参数计算303 .主要性能参数汇总324 .数据比照32五、参考文献33六、小组成员与分工33、方案设计思想1 .设计背景全球经济的不景气以及持续上涨的油价使得航空旅游市场明显衰落,这也使公务机的需求在短期内呈下滑趋势.但是乘坐公务机是航空公司航班之外唯一的可行选择,而且在航程和速度上都要灵活地多,因此公务机的设计仍然有其独特的意义.我们将中等尺寸的公务机定义为：重约20000-250001可乘坐7-9名乘客,可根据载荷和风向执行东西海岸线之间的航线任务.在这个定义范围内,有Bombardier-Learjet45,

3、CessnaCitationXLS+,GulfstreamG150以及HawkerBeech750等现役型号.大局部型号都是基于过去的技术,并将被未来采用新技术设计的机型所取代.当公务航空公司或私人营运的公务机不受航班时间的限制,不受目的地的限制,因而有很好的行程灵活性、时间保证性和乘坐隐私性.公务航空是一种非常平安有效的旅行方式,能使人力和时间的效率最大化,对乘客来说,利用公务航空不仅能够节约雇员时间,增加途中的效率,使非商务时间最小化；还能够保证行业机密,反映一个企业的正面形象,并满足个人对旅途平安性和舒适性的要求,改善途中工作环境,鼓舞企业家精神.乘坐方便.只需凭包机合同和身份证实登机,

4、再也不用花几小时检票、通关和候机,在民用航空运输规那么前提下,您可以按商务活动要求随到随走,没有航班时刻限制,如有临时变更,您可以通过直接通知机组.公务机对租户而言,具有省时、高效、安全、隐私性强、彰显尊贵等特点；对航空公司来说,公务机市场前景广阔,而一架公务机的价格仅为民航机的零头.2 .设计理念公务机接待的乘客中商业精英以及政府官员比拟多,所以当前公务机设计的一个趋势是在保持相同性能的前提下内部设置要宽敞,有更大的客舱空间,使得旅客在旅途中更加舒适,到达目的地之后具有更高的工作效率.另外一个要求是起降距离尽可能地短,这将使机场更适于建设在距离出发地和目的地附近,缩短路途时间.3 .设计要求

5、客舱：机组人员：2名典型客舱布置：8座内部通道高度：75in(1905毫米)行李舱容积：90ft3(2548.8升)性能：航程：2500nm(3704km)满油状态下载荷：1000lb(454kg)(包括1001b行李重量)最大巡航马赫数：0.85(35000ft高度上)(10668m)实用升限：45000ft(13716m)海平面起飞距离：4000ft(最大起飞总重下)(12192m)着陆距离：3600ft(典型着陆总重下)(1097.28m)其它：采用FAR25部适航条例方案服役时间：2021年典型价格：1800万美元按2021年美元价值计算$、运营本钱DOC:每小时1900美元燃油价格每

6、加仑2.50美元说明：应在国际标准大气下进行性能计算指定的航程并不对应最大马赫数或满座状态储藏燃油的计算基于15000ft高度下巡航200nm且能持续航行45min.二、总体布局我们一共有三个备选方案,一种是鸭翼布局；一种是常规布局；还有一种是三翼面布局.下列图是鸭翼布局,在相同的跑道距离上比常规布局滑跑距离减少,能提升机动性,这种布局利用前翼的脱体涡流扫过机翼产生的有利干扰,推迟机翼气流别离,延迟了机翼失速,可获得较大的大迎角升力,减小大迎角阻力,为飞机提供过失速飞行状态时的稳定度.通过和经过气动弹性剪裁后的后掠机翼联用,使机翼产生接近椭圆的展向压力分布,从而减小了飞行阻力,但是一般用于战斗

7、机上,能提升战斗机的升力,例如战机歼-11、歼-20、欧洲的EF-2000、法国的阵风、瑞典的JAS-39,公务机上最主要是稳定,舒适,而鸭翼产生不稳定俯仰力矩所以目前公务机未曾出现这种翼型.布局LIptz3dtoAFWingoom舱内噪声水平处于较低的水平,发动机维护相对方便.例如中型公务机湾流下列图是常规布局,这种布局积累的知识和设计经验比拟丰富,是目前应用在保持稳定的运动,水平尾翼一般提供向下的负升力,为保证飞机的静稳定性公务机上最广泛的布局,飞机正常飞行时保证了飞机各局部的合力通过重心飞机的机翼迎角大于尾翼迎角.这种设计相对保守,风险最低,同时能保证机g650、豪客900XP、豪客75

8、0、850XP、奖状X、挑战者300等都是这种Upicsdt口com下列图是三翼面布局,它综合了常规布局和鸭翼布局的优点,有望到达更好的气动特性,前翼和机翼的襟副翼还有水平尾翼一起构成飞机的操纵限制面,保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩,允许有更大的重心移动范围；前翼的脱体涡提供非线性升力,提升全机的最大升力.但是增加前翼会使飞机总重增加.亚声速飞行时的升阻比低,故亚声速巡航特性不好.小展弦比的三角翼只有在大迎角下有足够升力系数,因飞机着陆前迎角不能很大,故其着陆性能较差.翼面积大,机翼油箱大,翼载低,水平机动性能好,而且后掠角大,阻力小,缺点主要是,翼尖会产生气体分流,造成机翼颤抖,而且

9、持续盘旋时大面积机翼会造成大阻力,急剧消耗能量,造成持续盘旋水平低,而且在降落时需要机头上扬,飞行员难以观察地面情况.所以我们选择了常规翼型和上翼面发动机短舱,上翼面短舱布局应用在公务机上腾出了尾部机身的空间,使得机身可以容纳更多的燃油和行李,而且这种布局具有很好的空气动力学优势.AFWing三、主要设计参数1、估算升阻比由经验公式取得最大升阻比L/D=17,假设取20/21或22,后文中计算的飞机重量将会比同类飞机轻很多,表格表1对于喷气飞机巡航时的升阻比是最大升阻比的0.866倍,盘旋时升阻比为最大升阻比.巡航升阻比取14.7.升阻比W4/WtoW2/W1Wf/Wto巡航升阻比200.74

10、20.7970.27317.3210.7510.8060.26418.2220.7680.8240.24619.1170.7130.7650.30414.7初始WtoWf/Wto计算Wtc116900.273869611000888310500903410000919895009377故取最大升阻比为17,巡航升阻比为14.72、起飞质量Wto的估算燃油系数计算暖机和起飞：W1/Wto=0.97爬升和巡航,航程R=4625KM,SFC=0.771kg/N.h巡航速度V=908km/h,升阻RC比L/D=14.7,:W2/W1=eD=0.765待机和下降：W3/W2=0.97降落着陆和滑行：W4

11、/W3=0.99W4/Wto=0.71燃油质量比Wf/Wto=1.06*(1-0.71)=0.31Wrc/kjWfWeWtoWtoWto=80104540.08610.311.3042WTO图1、公务机控终于起飞重量比经验曲线空机质量比由经验曲线We/Wto=1.3042Wto-0.086WUMaylodWto-1迭代选取飞机重量:初始WTO/kgWe/Wto计算WTO/kg126900.57811266121900.57611472取参考质量11690kg,贝UWF=3623.9kg;WE/WTo=0.58,贝UWE=6813kg1、(T/W)起飞=(T/W)巡航*(W巡航/W起飞)*(T巡

12、航/T起飞)(T/W)巡航=1/(L/D)=0.068(W巡航/W起飞)=0.95(T巡航/T起飞)=5T/Wto=0.3232、由经验图V-O3374X-5401图4、公务机推重比和最大马赫数关系经验曲线T/WTo=0.3374*Ma-0/01=0.325比照得,取较大值T/Wto=0.3254、翼载w/s的选取翼载由失速速度根据公式W/S=1PVS2SQmax,CLmax2.5,起飞距离,爬升2S率等要求,参考达索20型公务机及其他资料,翼载取值W/S=265kg/m25、机翼设计主机翼采用常规布局梯形翼,下单翼,发动机上置,由经验曲线及其他资料Uo2.0304,0.闺39的经验出I线机翼

13、根部采用NACA0414翼型,中尖部采用NACA0412翼型,上反角,安装角等为0,图3后掠南和相对厚有机翼面积S=10689/2265=40.3m2翼展b=16.3m展弦比A=6.6梢根比入=0.33翼根弦长r=2.47m翼梢弦长t=0.85m后掠角301/4弦向角25,、3/2机翼最大理论容积VWmax=kWmaxJ,kWmax=U,入根梢比3.3,A9*(1)(C1)c=(,t/C,翼根相对厚度14%t/Ct翼梢相对厚度12%t/C平均厚(t/c)t度,S面积40.3Itf,A展弦比6.6,计算结果机翼最大容积Vwmax-8.9m3由于后缘襟翼通常占机翼弦长30%-40%,油箱位置不超过

14、展长80%1/4弦向内侧,不考虑桁架结构体积时最大空隙约为3.3-4.2m3.其中起落架占用体积2*0.5*0.8*1,故机翼局部油箱体积可以到达3m3襟,副翼：查资料知副翼相对面积sa=sa/Sw=0.05-0.07相对展长ba/bw=0.30.4展向位置0.5-0.9bw6、前翼及尾翼设计参考达索20型公务机,副翼面积4nf,襟翼面积9m2平尾设计：平尾采用NACA000翼型,尾容量CHT=sH皿=0.9,1ht=8.02m,SwC面积S=10.8m2平尾根部弦长crHT=2.1m,尖部弦长r=1.26,展长=6.43m,展弦比Aht=4,1/4弦向角35,舵面面积S=2.52m2垂尾采用

15、NACA000翼型面积S=9.25m2,尾容量.=T同=0.66,展弦比bwSw1.1 ,1/4弦向角37,垂尾高3.19m,舵面面积S=1.84itf,根弦长=3.4的,尖弦长=2.39m7 .机身设计及内部结构设计机身设计机身应具有足够的内部容积,保证满足内部装载的使用要求,同时应使机身的气动阻力最小,要有利于进行结构布置,具有足够的结构高度,便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件,等等.机身是公务机与用户最息相关的部件,机身设计的好坏直接关系到飞机的成败.本工程在外形设计上的理念是追求“现代感,速度感,流线化以及形似蛟龙的民族感,表达一种人与自然的和谐.机身设计也必须遵循这一理念.所以,机身

16、的外形需要精雕细琢.同时在内部舱室设计上,要保证奢侈的空间和进行客户个性化改装的灵活性.机身外形参数如下：机身长度统计分析估算法长17m经内部座椅及过道估计得最大直径2.35包括机身厚度,那么长细比为7.23,尾部上翘角的分析是根据大多公务机以及经验公式的估算为10.图1是公务机机身长度的经验曲线,可见选择的机身长度在合理的范围内.根据设计目标,客舱高度设为2m以最大限度保证乘坐的宽敞舒适程度.客舱宽度2.2,客舱长度8.0,机舱长度9.0包括驾驶舱.机身标准截面图如图2所示.下表3是舱室内的具体配特征.图一：公务机机身长度的经验曲线22图二：客舱截面图三：舱室内具体配置和特征舱室工程说明舱室

17、类型豪华型头等舱舱门位置客舱前端左侧舱门尺寸1.7*0.8厨房间数目1厨房间位置客舱前端靠右侧厨房间尺寸2.5m厨房设施咖啡机、冷热水槽、制冰机.小型冰箱、垃圾回收箱等橱柜数量1卫生间数量1卫生间位置客舱后端左侧卫生间尺寸2m设施通风器、滑动门、冷热水槽、高级航空卫生设施其他舱室设施豪华客舱灯光限制,LCD显示屏,供氧装置、可调窗帘、LED阅读灯行李舱位置机身后端翼根附近,与机舱隔离正如我们所知我们设计的公务机的座位数是可以乘坐8人.为了舒服起见,在保持相同性能的前提下,提供更大的客舱空间.我们的内部设施还有沙发,为了让乘客有更好的休息.同时机身内部还可以根据顾客的要求进行自主性的设计.具体的

18、内部设计我们进行了以下设计参考了莱格赛的公务机的设计内部结构.8 .动力系统选择发动机的设计,由于公务机主要是民用所以推重比的要求不是很大与战斗机相比,所以根据经验以及书上的要求设计初始推重比T/W=0.325,以及W=11690Kg那么推力大小至少为T=11690X0.325X9.81=37.2KN.采用两台发动机,单台发动机的推力至少为19KN.在世界航空发动机主流厂商中,这一推力段的小型涡扇发动机其实有多种选择,可根据载荷和风向执行东西海岸线之间的航线任务.在这个定义范围内,有Bombardier-Learjet45,CessnaCitationXLS+,GulfstreamG150以及

19、Hawker-Beech750等现役型号.大部分型号都是基于过去的技术,并将被未来采用新技术设计的机型所取代.最终我们选择的是高涵道比的TFE731-60发动机.下列图就是选择的发动机.国9 .起落架设计起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑跑、滑行、移动和停放用的.它是飞机的主要部件之一,其工作性能的好坏以及可靠性直接影响飞机的使用和安全.前三点式起落架,与自行车式后三点式相比前三点式具有结构重量适中,前方视界、地面滑行稳定性、起飞抬前轮、起飞过程中的操作、着陆接地的操作性能好,着陆速度使用的发动机不限的特点.根据航空轮胎标准及初始估计的重心位置,确定前轮直径为400mm支承柱压紧状态长100

20、0mm主轮直径760mm支承柱压紧状态长为850mm经检验这样的起落架满足性能的要求.图五：前起落架三维效果图六：主起落架三维效果10 .初步细节设计图根据前面的计算以及数据的计算.我们大致可以描画出公务机的细节设计图.由此确定机身等的各细节情况.图表如下.客舱细节图飞机的内部设施,以及设备都已经大致设计完毕.客舱的内部图及设计过程也都已经叙说完毕.为了乘客有更好的体验,我们设计的客舱是根据豪华的要求来设计.能够让乘客有更舒服的体验.下面的内部图,是在满足设计要求的根底上来进行的.具体的局部参考如下.进入舱门之后的厨房舱内布局图上面两幅图说明了我们设计的一个特点,椅子前的台子就餐时可以当做桌子

21、用,然而完事后就可以翻起当做一个显示器.既可以满足娱乐要求又可以满足实际要求.这样做的目的就是可以节省飞机的空间,让飞机有更多可以利用的空间.11、燃油系统设计首先计算所需燃油量.油重占起飞重量的比例/Wo=SFWCXD/LX(ESAR/V),其中ESAR是等效静空航程,其计算方法为ESAR=568+1.063R(R是设计航程)目标巡航升阻比为14.7Wf/Wo=0.675M/14.7)(568+1.06311690)/252=0.31,那么所需油重Wf=4630X0.31=1435.3航空燃油密度大约为770kg/m3,故所需燃油空间为Wf=1435.3H70=4.7kg/m3.在机翼和机身

22、上分别设置邮箱,粗略估计估计,机翼内邮箱共3m3,机身邮箱容积不小于1.7m3即可满足.使机身邮箱放于重心处.12.重量分析根据实际情况,将飞机分为以下局部：机身,主机翼,前翼,平尾,垂危,动力设备,动力附属部件,起落架,燃油系统,机载设备,内饰以及意外重量.根据参考书目中有关经验公式,具体重量分析如下：A.机身：一、X_0.5、Y叫CfusKeKpKucKdoor(MTOMnult)(2lDaveVd)机身长l=17m,机身最大直径Dave2.35m,正常巡航速度Vd252.2m/s,系数Cfus0.039,Ke1,Kp1.08,Kuc1.06,Kdoor1.得Wf1411.7kg.假设机身

23、使用的复合材料使机身中将减少5%Wf1341.1kgB.主机翼:_0.48_n7R0,4WwCwKucKslKspKwlKreMTOMnultS0,78A10.40.41WFmw/MTOM/cosAt/c其中系数CW0,0215,KUC1,002,Ksl1,KSP1.001,Kwl1.002,Kre0.98,展弦比A=6,34,相对厚度=12%,后掠角A=33,尖削比=0,33,机翼面积S=44,1itf,最大起飞重量MTOM=11690Kg得Ww=1220,7kg.假设机翼上复合材料占整体的20%那么Ww(0,8+0,9X0,2)x1220,7=1196,3kg.C,尾翼：由于对尾翼设计的知

24、识并不多,我们将假设一个典型的百分比.由于设计的飞机是没有前翼的,所以对这类型的飞机使用一个常规的百分比(2%.由于我们将使用复合材料做这些操纵面,因此采用一个25%勺技术缩减系数.Wt0,02116900,75=175.35kgD,动力设备：WpncMeng其中,发动机数量n=2,推进系统安装系数c=1,5,发动机裸机重量Meng=988lb,那么Wp=1345,7kg.E,起落架：我们假定起落架的质量占MTOM)4.45%,得W520,2kgF.固定设备：这类飞机的典型值是8%但是由于我们将提供更多的客舱效劳,因此将其增加到10%Wfix=1169kg.G.操纵面：W操纵Ksc(MTOM)

25、230.768261,2kg,其中Ksc取0,64.以上数据相加可得空机根本质量为6008.65kg.再加上飞行员,客舱效劳员等其他物品,可得飞机使用空机质量为6618.65kg.占MTOIM56.6%,这个数据接近文献研究的假设值.再将旅客和行李加上可得零燃油质量为7464.05kg.而燃油的质量为全机的31嗨P3623.9kg,所以得到飞机的总质量为11087.95kg,比预期的减少了5.2%,在可接受范围之内.13.飞机的配平及稳定性分析由于设计的飞机是喷气式商务机,且发动机安装在机翼上,所以我们将机身重心选在整体机身的45%t.首先,我们将使用空机质量部件分为两个单独的组：1 .机翼质

26、量组MWG=6529.9kg这组将包括机翼结构,燃油系统,主起落架,安装在机翼上的发动机和其他附属系统.2 .机身质量组Mfg=3262.65kg这组将包括机身结构,设备,操纵系统,机组人员,尾翼结构,前起落架等.平均气动弦：在翼梢处延长翼根长度,在翼根处延长翼梢长度后,连接两点,他和50%玄线相交可得一点,过这一点沿弦向作直线,该线就是机翼的平均气动弦,如图A.经CATIA制图后,可得到该平均启动弦长的长度为2.783m.机翼质心：机翼25%玄线和机翼平均气动弦交点在翼根处的投影,如图A.图A下面我们将计算配平公式中的其他系数.Xoe：飞机使用空机质量相对于机翼平均气动弦前缘之后的位置.由于

27、选用的是常规布局,所以我们将其位于平均气动弦前缘后的25%所以Xoe0.25X2.783=0.696m.Xwg:机翼质心到机翼平均气动弦前缘的距离.如图A.经CATIA制图后可得xWG=0.761m.Xfg:XX线与机身质心白距离.如图B由参考文献【4】中公式：XfgXoe(XoeXwg)(MWGMFG),并带入数据,可得Xfg=0.566m.如图B.图B这样机翼相对机身的位置就确定了.飞机的操纵重心那么位于前面选定的机翼平均气动弦上的位置,即机翼平均气动弦前缘后的25%.综上,机翼重心距机头的距离为7.847m.操纵重心距机头7.78m.飞机稳定性分析：经CATIA制图、计算后得知尾翼的焦点

28、距机翼焦点的距离为L=10.83m,现在设尾翼焦点距飞机焦点的距离为X,那么可以通过一下方法算得全机的焦点位置：机翼的升力乘以机翼焦点到飞机焦点的距离应该等于尾翼升力乘以尾翼焦点到飞机焦点的距离,即L机翼D机焦一飞焦L尾翼X,但由于各翼面的升力计算较麻烦,我们可以使用一种较为简单的方法,将机翼面积看作是开力.那么上式将变为S机翼D机焦一飞焦S尾翼X.带入数据,经简单计算后,可得XS尾翼%q=3.52m,和飞机整体重心相比拟可知,该机的焦S机翼-S点在中央之后,是静稳定的.14、价格估计由于发动机为现成外购成品,飞机设计为常规布局,复合材与现在主流公务机相似价格不会差距太大,由经验曲线并参考其他

29、机型,预计价格在一千五百万左右.图24公务机价格经验曲线二3一一一O口502021.4日曳匚12ES1本15.主要设计参数总汇四、主要性能参数计算1.阻力系数计算大致将阻力分为零升阻力和诱导阻力两局部,并将产生阻力的部件进行拆分,计算阻力系数.零升阻力核心计算式是：(CfcFFcQcSwetc)Cd0Sref其中,下标c代表某一特定局部,Cf是摩擦阻力系数,FF是形状参数,Q是部件参考参数,Swet是侵润面积,Sref是参考面积,指机翼参考面积,另外,形状参数FF对不同的部件有不同的算法,对机翼尾翼发动机短舱吊架,FF1加心100(-)41.34M0.18cos.28对机身和座舱盖,FF(1驾

30、f)对发x/cccf400动机短舱和外形平滑的外挂,FF10竺,其中f,lfd(4/)max具体计算细节如下:首先明确计算环境是在h=10668米处,以V=252m/sM=0.85巡航,空气粘性系数1.433l0-5Pas下面对不同的部件进行阻力系数计算.a.机身机身长17m,长细比%=7.2.雷诺数ReL*=0.389252J7=116106,湍流d1.43310摩擦阻力系数Cft擎=1.8010、层流摩擦阻力系数CfL兽=1.210-4假设机.ReLReL身外形设计使得机上20娓层流,80娓湍流,那么总摩擦阻力系数为1.46410,形状参数FF1警f=13二2=1.179浸润面积大致从图中

31、测量f40.3b.主机翼特称长度取平均气动弦长l=Cw=2.57m,平均取翼型相对厚度%12%,雷诺数ReL17106湍流摩擦系数Cft=2.6510-3层流摩擦系数Cfl3.2210-4假设翼面上有50娓层流,那么总摩擦系数Cf1.46810-3FF12100工41.34M0.18cos0.28x/ccc1些0.121000.1241.340.850.18COS25产81.689机翼机身之间有平滑过渡0.23带,取Q=1,侵润面934.451.9770.520.1270.25zq.j-rtfI1.468101.68970.25-3得王机昇零升阻力系数Cdw4.321034007.23400S

32、wet2.3517125m2参考面积40.3m2,另取Q=1,得机身零升阻力系数CDf-30.00535与机翼类似的,取lCH1.68m,9%1.464101.179125雷诺数ReL11106Cft=2.8910-3Cfl410-4得Cf1.6100.6FF(1一0.091000.094)(1.340.85(cos35)0)1.46Q=10.32Swet10.57(1.9770.520.09)21.39m.得平尾零升阻力系数Cdh31.6101.4621.39_31.241040.3d、垂直尾翼同样,取LCV2.9m,tc9%雷诺数Re18.67106,Cft0.00255,Cfl0.000

33、307,得cf0.00143.0.6FF(1一0.091000.094)(1.340.85(cos37)0.3Swet9.25(1.9770.520.09)18.72m2.1.45;Q1;得垂尾零升阻力系数Cdvt0.001431.4540.9918.720.00095.e、发动机短舱与机身做法类似,取l2.85m,%2.375.一,一21;Swet21.49m.雷诺数Re18106,cft0.00257,cfl0000313,得Cf0.00144.0.350.35FF1-11.147；Ql,2.375d得发动机短舱零升阻力系数CDn0.001441.14721.490.000866.40.9

34、9下面计算诱导阻力.根据小后掠角的系数e的计算方法,e1.78(10.45A0.68)0.64,计算主机翼的系数e对于主机翼,翼梢小翼的使用增大了有效展弦比,Aeff1.2A6.341.27.6ew1.78(10.0457.6.68)0.640.82Kw0.051.w0.217Ae主机翼的诱导系数为CDiwC2lwKw0.00194.总诱导系数为Cdi00.001940.0026744由于上翼面短舱的减阻作用,全机在高亚音速和跨音速时的阻力系数减小6%左右,故全机巡航阻力系数Cd0.94(CdoCdi)0.94(0.01330.00267)0.015巡航升阻比翁黑用,比.7多了0.7,可见该机

35、应具有良好的巡航性Za匕能.2、具体性能参数计算(以下所涉及的公式大多数是采用的经验公式)a.航程由经验曲线估计升阻比L/D=17(原本打算取20.21.22计算,但得出的起飞总重较小,所以最后用17),巡航时,根据西工大出版的?飞机总体设计?第18页可知,对于喷气式飞机,巡航L/D是最大L/D的86.6%,所以巡航时的l/d_=170.866=14.7,根据所选发动机型号可知,在该巡航高度下的发动机cruiseSFC=0.72kg/(N,h),根据公式SFCd/lesar/v,ESAR5681.063R,其W0中,3624031,可解得ESAR0.3114.79070.725740km,可得

36、航程W01169057405681.0634865km.b.起飞失速速度Vsi3.62WTsinSCLmax,其中,W116909.8114562N,取10,海平面密度T222.24100044480N,起飞迎角取4,擦地角1.225/kgm3,S40m2,根据经验值取Clmax2.5,带入上式公式中解得Vs1141km/h.C.起飞滑跑距离2起飞速度Vto1.2Vs11.2141169.2km/h,11in口,而2gbaaTf0.3250.0350.29(f为跑道的摩擦系数,所选择的跑道为干水泥跑道,所以其平均值为SO35),b3*CdF为平均推力,CL,0为起飞升力系数,Cd为阻力系数,解得b2.19104,将所有值带入得出11748m；I23SCL,to2116909.8136m,所以11.225442.071i1