飞机总体设计大作业

1、飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人，每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：010000m25分钟起飞距离：1600m接地速度相近飞机资料收集:飞机型号载客量最大起飞重量(kg)巡航速度(M)航程(km)飞行图度(m)ARJ-2178405000.82222511900CRJ-70070330000.78265611000ERJ82333412000:、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数0.7

2、，后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波下单翼：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。-起落架的型式和收放位置：前三点可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身三、确定主要参数重量的预估1 .根据设计要求：洲亢程:Range=2800nm=5185.6km隹航速度：0.8M隹航高度:35000ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s2 .预估数据（参

3、考统计数据）前油率C=0.6lb/hr/lb=0.0612kg/（hN）（涵道比为5）力阻比L/D=143 .根据Breguetl亢程方程:,WinitialRangeln(-n-)二Wf.,aLfinalIIMCD代入数据：Range=1242nma=581Knots巡航高度35000ft)C=0.5lb/hr/lb(涵道比为5)L/D=14M=0.7计算得：WfinalWfuelcruise二Wo一Wendofcruise二Wo-Wfinalfuelcruise0.103Wto4.燃油系数的计算飞行任务剖面图WF1/Wto=0.001Wf2/Wto=0.001WF3/Wtou0.002Wf

4、4/Wto=0.016WF5/Wto=0.187WF6/Wto=0.000Wf7/Wto=0.003WF8/Wto=0.0491 EngineStartandWarmup2 Taxiout3 Takeoff4 Climb5 Cruise6 Descent7 LandingandTaxiin8 ReserveFuel总的燃油系数:也坐叫叫胆胆也叫Wto-Wt0叫Wt0Wt0Wt0Wt0Wt0Wfuel一二0.0010.0010.0020.0160.1030.0000.0030.049=0.175Wt05 .根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值Wt080000lbs100000lbs120000l

5、bsWfuel14000lbs17500lbs21000lbsWpayload14600lbs14600lbs14600lbsemptyavail51400lbs67900lbs84400lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6 .所以最终求得的重量数据:W-empty18688kg0.608WfM5376kg0.175Wpayload6650kg0.216Wto30723kg1推重比和翼载的初步确定界限线图着陆距离进近速度抗风要求0.80.70.60.5-L，0.40.3巡航0.2巡航1平衡场长比重推需二航mfLF帆，:时也知尤司仟君tg打附HJIO-Url-Ali吟阳山6

6、000翼载荷(N/m2)阶段爬于飞距离地毯图4x10地毯图5.5of18,285-20,000Power-to-weightratio5.6:153:15.2:1Overallpressureratioatmaxrpower21:128:1-28.5:129:1Bypassratio6215:15:1五、机身外形的初步设计1 .客舱布置单级：全经济舱14排每排5人共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱剖面图:1加12 .机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度4.32m中机身长度：13.97m后机身长度7.62m机身总长：25.9m上翘角：14deg长径比九=7.6

7、（M较低时，选用较小长径比）六.机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5pV2S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数C50.496(翼载荷为4500N/m2),选择型号为NASASC(2)-0404NASASC(2)-0404。加一-ClICOttierOtherSimiiljii-Ainloib(USA,史鲁Q503i口eg：JErCxnMj1MiiT二怕Sf*期rlASASC(2,J!O4-Di3NACA16-0Q6irpnjHTOflHT05归wmlGDE443ClckplatforjpMtkigc河ml日厘前wiailaNeUlilGicWM：40%MaifCL；口495Camtac

8、:0.5蛛MaKCLangln:6QjTii-u.ilingedgeaibgle:8&aManIUD:1141lsw佃加日期：728%MsihUDjungIb:如L4)Cl520L电MngedgerjMfluB：。盹0713lallangk*:05Zero-liftangtei-151 .展弦比AR=82 .梯度比入=0.4,原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起落架布置。图如下：85.02_51.661.251.03.后掠角：A=25后掠角不能太多太小，变化如下图:0.03(UP0.01044.机翼厚度分布：平均厚度取0.10变化如图：阻力发散M大约是0.810.8。

9、5.机翼参数如下:面积S=66.64m2展长L=23.08m弦长=25/Z(l+2)=4.12m气动弦长：=3.06m前缘后掠角：=J./_=1.54平均气动弦长到翼根距离为4.02m机翼平面图如下：6 .机翼安装角：翼型迎角2时CL=0.4818可取，iw=2扭转角采用负扭转：可以延缓翼梢气流失速。7 .米用上反角：增加侧向稳定性和荷兰滚稳定性。并且可以增加外挂和地面距离据统计值，中平尾取上反角4。8 .翼梢形状：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。9 .内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖

10、面升力系数，便于气动设计10 .增开装置选择：(ACL)(ACL)?D=0.85cosA1/4=1.2血力嘘飞-1*07(C1m施飞，皿工)=1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。襟翼相又t弦长C襟/C=0.35襟翼展长L襟=8m11 .副翼选择：根据统计，可取如下数据：S副/S=0.0625c副/c=0.25L副/L=0.25偏角=3012 .扰流片布置在后缘襟翼前面13 .燃油容积计算，根据公式:420必的小0.89%+049)/幺犬=5833kg5376kg符合要求。14 .机翼到机身前头距离X.25m.a.c=46%xLs=11.6815.机翼外形如图:尾翼1 .平尾外形参数:纵向机身

11、容量参数：一）一，=1.47其中:n;u,最大机身宽度上海机身长度.又v机翼参考面积gv机翼平均气动弦长由纵向机身容量参数与平尾容量的关系:纵向机身容量参数与平尾容量的关系可以得到：平尾容量Vh=4.352*32%=1.39其中：32%是重心变化范围取尾力臂LH=50%lFus=12.95m,AR=4.0,入=0.4,z=30由公式:其中：机翼面积S=66.64M2,机翼平均MAC=3.06M可得：平尾面积SH=21.88m2,展长l=9.36m,c根=3.3m,c尖=1.32m,平尾MAC=2.34m由统计值：升降舵弦长取Ce/C=0.32平尾相对厚度t/c=0.06其中：C为平尾弦长，t为

12、厚度翼型选择：NACA0006平尾形状如图:2 .垂尾尾外形参数:航向机身容量参数:=0.195其中：日如最大机身高度上旧机身长度人机翼参考面积公机翼展长由航向机身容量参数与垂尾容量的关系: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=0.098取尾力臂Lv=50%LFUS=12.95mAR=1.5,入=0.8,x=30由公式:厂SyS4r其中：机翼面积S=66.64Mf,机翼展长bw=23.08m可得：S/S=17.4%垂尾面积S/=11.64m2,展长l=4.2m,c根=3.07m,c尖=2.46m,垂尾MAC=2.77m由统计值：方向舵弦长取Ce/C=0.30垂尾相对厚度t/c

13、=0.09其中：c为垂尾弦长，t为厚度垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾形状如图：七、发动机短舱初步布置已知：DF=49in涵道比仙=5总压比28最大使用马赫数0.8总空气流量Wa=666.6lb/s进气道唇口直径DIHDIH=0.037Wa+32.2在无风海平面和ISAF起飞额定推力的总空气流量Wa=666.6lb/sDIH=0.037*666+32.2=56.84in=1.44m主整流罩最大高度MhMh=1.21DF风扇直径DF=49in=1.22mMh=1.21*1.22m=1.48m主镇流罩长度LCLC=2.36EF-0.01(DFMmo)2最大出用马赫数Mmo=0.8LC=2.36*

14、1.22-0.01*(1.22*0.8)2m=2.87m风扇出口处主整流罩直径DFODFO=(0.00036Wa-5.84)2=49.56n=1.26mDMG_I2DMG=(0.000475JWa4.5)=37in=0.94m核心发动机气流出口处整流罩直径DJ2.2DJ=(18-55*k)0.5WhereK-则重心在平均气动弦长的位置/口13.14-10.92,/得Xg=X100%=72.55%3.062 .飞机重心位置的调整(1)调整机翼A_1$=得X机翼=1.32可知机翼需向前移动1.32m即X机翼=12.17-1.32=10.85m(2)调整装载、设备得X装载=-5.4m得X装载=11.

15、98-5.4=6.58m则得最终机翼重心为XG=11.976m11.975-10.92即XG=X100%=34.48%3.06十、气动特性分析1 .全机升力线斜率:为因子：=1.29机翼的升力线斜率：仃工口it=2乃4厘/（/冗+2）=5.02=6.48全机的升力线斜率：其中：岁为校正常数，通常取值为3Z应为飞机机身的最大宽度；匕为机翼的展长；工,为外露机翼的平面面积:9”卬为全部机翼平面面积4dh=3.4m,b=23.08m,Set=56m2,Sgross=66.6m2,Ar=8最大升力系数：J=14*（1+0.064%）%=1.682 .后缘襟翼产生的升力增量：_2+%如+5。助（/_1V

16、ac3ALjiap-TE勺四口加呼一）C0$,%懈右皿是常数，对后缘襟翼取值为2.1X3用如为襟翼的偏转角；/年机翼带襟垂段的展长（含穿过机身的部分）与全机翼展长的比例因子;册学二勺历；A.为机翼1/4弦线后掠角，单位是南度（说g）.当起飞时Bflap=20,当着陆时Bflap=45,bf/b=0.7,Aochd=25采用三缝襟翼可以计算的：起飞时升力增量为0.6着陆时升力增量为1.33 .前缘襟翼产生的升力增量:CgeoflapCOSQchd=0.33其中：bflap=1.0fiSeo取值变为0.0470；竹须为前缘襟翼段屣长与全机翼展长的比例，定义同后缘襟翼一4.升致阻力因子：巡航构型的升

17、致阻力因子为：=0.049起飞时升致阻力因子为：日翁卜仁詈WOQO7=0.05着陆时升致阻力因子为：K二与二10”.”-0.000487+0,007=0.03775 .部件的湿润面积计算：机翼：5.1. =S外露【L977+52(t/c)=56x(1.977+0.52x0.10=113.6m2平尾：S,x=S外露1L977+0.52(t/c)=21.88x(1.977+0.52x0.06)=43.9m2垂尾：=Sffil77+0.52(t/c)=11.64x(1.977+0.52x0.08=23.5m2机身:.511-K=3,14=276.8其中：其中：K=7T(对于楠圆截面)N俯-俯视图面积

18、/侧-俯视图面积短舱：皿=.(4俯+/制)/2=13.3m26 .巡航下的极曲线：.摩擦阻力系数：.4Cf-nnbU(log1)(1+cA/2)其中：工b.c,，楠乳取值分用为人0453任2帮，d=0.53;，州询妻琳歌为；马版.湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：f1才朋呼白了rurbkb)其中：Xmf=0.74,XT/Lb=0.1对机翼：Nr=1.81x10A7Cf=2.812x10A-3对平尾：Nr=1.38x10A7Cf=2.54x10A-3对垂尾：Nr=1.64x10A7Cf=2.47x10A-3对机身：Nr=2.01x10A7Cf=2.40x10A-3对短舱:Nr=0.83x10A

19、7G=2.76x10A-3.形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：*产1+01(I-0E93蒜)2+4(+240(c)；=1.124垂尾形阻因子：%*=。.52十4(6m+240(“。)：=1.188其中：己ht=0.5WL为算面的平物相对厚度；彘为平尾安装位置因子，计算公式为乙=为以,4为机身的最大商度：为为平尾安装位置的更对值,当平尾要装在机身上比4粟苴为平尾平面到机身豺面的柜高；当平尾嫖在垂尾上时，4邛值为平尾平面到垂尾瓶的距离。机身形阻因子：。市、r白丫如位=1+0.0025竽+60尸1)I)=1.154其中：lfuse=25.93m,dv=3.4m短舱形阻因子：中:1171

20、+0一IX.nac)_=1.37其中：dnac=1.4mLanc=2.87m(3).零升阻力：TJmH一f=1DO1J甲=1.30566.64=0.0196其中：“是第i部件的形阻因子；当是第田部件的摩擦系数；5、是第7部件的湿润面积.Sr是机翼参考面积.巡航下极曲线图：Cd=Cd0+Qi=0.0196+0.049C2图形如下：7.起飞着陆时时的极曲线:.起飞时：.摩擦阻力系数：ACf-bT79(log，)(1+cM-)其中：A.b,c,，牖题取值分别为”055,片2,58,”0441rf=0,58;此是当前询触的就教3山川孙M仙行弱上湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：CF1frurtlb)

21、其中：Xmf=0.74,Xr7Lb=0.1,M=0.167对机翼：Nr=0.49x10A7Cf=3.11x10A-3对平尾：Nr=0.37x10A7Cf=3.27x10A-3对垂尾：Nr=0.44x10A7Cf=3.18x10A-3对机身：Nr=0.55x10A7Cf=3.06x10A-3对短舱：(Xi/Lb=0.2)Nr=2.3x10A6Cf=3.56x10A-3.零升阻力：/f的设i=ls0FT.起落架放下引起的阻力增量：AC.j,c=(2.85x10-5JT+0.294)ZJjLCjt,1Ztz/=0.0176襟翼放下引起的阻力增量为：1de(c器皿圾亡卜&=2.7x10A-5(5).起

22、飞总阻力：Cb=Cb0+Cbi+Cb-L(+CD0-fiop=0.022+0.050C2+0.0176+0.0000272=0.0396+0.050C2(6).起飞时极曲线图：.着陆时：(1).摩擦阻力系数:J-0.58;0.294)A.Ttarb(logNr/(1+cAf2)其中：工及c.d为常羯取值分嬲M二(U534=2.58,c=0144,“是辅族魁的宵酬“二(p/勾孙财力飞行骑士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,M=0.206对机翼：Nr=0.53x10A7Cf=3.07x10A-3对平尾：Nff0.40x10A7Cf=3.22x10A-3

23、对垂尾：Nrf0.48x10A7Cf=3.13x10A-3对机身：Nrf0.59x10A7Cf=3.02x10A-3对短舱：Nrf0.24x10A7Cf=3.53x10A-3(Xr/Lb=0.15).零升阻力：一:二1J厅=0.022.起落架放下引起的阻力增量：G.第=:(2.85xIO-耳篙+,印.襟翼放下引起的阻力增量为：I(c(e尤可卯068x107%-0,00533%+0.041617T-西明国-)Jap=1.4x10A-4.着陆时总阻力：Cb=Cb0+Cbi+Cb-L(+Cb0-fiop=0.022+0.0377C2+0.0176+0.00014=0.0396+0.0377C2.着陆时极曲线图：8.第二阶段爬升单发停车时极曲线：.Cb0=0.022.襟翼放(起飞