飞行器总体设计报告

大型固定翼客机分析报告2014-4-28学院：计算机科学与工程学院学号：201322060608姓名：马丽学号：201322060629姓名：潘宗奎目录TOC\o"1-3"\h\u12161总结马丽、潘宗奎 I1481大型固定翼客机总体设计 1237171.1客机参数 146761.2飞机的总体布局 1114911.2.1飞机构型 181301.2.2三面图 2244131.2.3客舱布置 2303562客机的重量设计 448063大型固定翼客机的外形设计 6114823.1翼型 656483.2机翼平面形状的设计 7270823.3尾翼 8244444重量分析 1138335气动特性分析 13259136性能分析 22125466.1商载—航程图 22112586.2起飞距离 235866.3进场速度 24171876.4着落距离 24总结马丽通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。课程中我们运用AdvancedAircraftAnalysis飞行总体设计软件以及其他相关进行飞行器分析，这是用于飞机初步设计、分析、与3—D绘图的一套完整飞行器总体设计软件的工具，实验中，我们首先对客机进行了飞机的总体设计，设计了飞机的重量及外形。此外，着重分析了飞行器的重量以及气动特性。重量分析中分析了飞行任务中各阶段飞机重量、燃油量，计算各部位重量、重心位置及力矩、分析起飞重量对气动力与推进力等的敏感度。空气动力中计算飞机的升力、阻力及气动力中心，分析飞机所需控制翼面的大小及种类，绘制各种升力、阻力、速度及控制翼面几何等关系图。另外，我们还分析了飞机的性能。根据法规或任务需求的性能条件，如起飞跑道长度，计算出飞机必备的诸元，如最小推力。由已知的飞机诸元，如推力与升力，计算出飞机的各项性能，如起飞时速度，爬升率等。通过这门课程的实践，我知道了飞行器设计软件的使用方法，并运用该方法分析了大型固定翼客机的各项指标。课程实践不仅加强了我的动手能力，而且使我更加了解飞行器的各项数据，以及飞行器的设计流程。非常幸运能选这门实验课，不仅学到了新的知识，还掌握了AAA软件的运用。

总结潘宗奎通过学习这门课程，我了解飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。课程中我们运用AdvancedAircraftAnalysis飞行总体设计软件以及其他相关进行飞行器分析，这是用于飞机初步设计、分析、与3—D绘图的一套完整飞行器总体设计软件的工具，实验中，我们首先对客机进行了飞机的总体设计，设计了飞机的重量及外形。此外，着重分析了飞行器的重量以及气动特性。重量分析中分析了飞行任务中各阶段飞机重量、燃油量，计算各部位重量、重心位置及力矩、分析起飞重量对气动力与推进力等的敏感度。空气动力中计算飞机的升力、阻力及气动力中心，分析飞机所需控制翼面的大小及种类，绘制各种升力、阻力、速度及控制翼面几何等关系图。另外，我们还分析了飞机的性能。根据法规或任务需求的性能条件，如起飞跑道长度，计算出飞机必备的诸元，如最小推力。由已知的飞机诸元，如推力与升力，计算出飞机的各项性能，如起飞时速度，爬升率等。通过这门课程的实践，我知道了飞行器设计软件的使用方法，并运用该方法分析了大型固定翼客机的各项指标。课程实践不仅加强了我的动手能力，而且使我更加了解飞行器的各项数据，以及飞行器的设计流程。非常庆幸能够选这门实验课，我不仅学到了新的知识，开阔了知识面，而且还掌握了AAA软件的运用，以及设计的理念，非常感谢老师的讲解，我收获很多。1大型固定翼客机总体设计1.1客机参数客舱150座两级座舱（头等舱12座排距36in；经济舱128座排距32in）单级32in排距没有出口限制典型载荷225磅/乘客最大航程 2800nm(5185.6km)双级满载典型任务225英镑/乘客巡航速度 1．0.78M 2．最好：0.8M最大使用高度 43000’(13115m)1英尺=0.305m最大着陆速度（最大着陆重量） 70m/s1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量 7000’(2135m)海平面86华氏度1.2飞机的总体布局1.2.1飞机构型 1)正常式 上平尾，单垂尾 2)机翼：后掠翼，下单翼 3)在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机 4)起落架：前三点式，安装在机身上1.2.2三面图1.2.3客舱布置 混合级： 头等舱12人3排每排4人 座椅宽度：28in 过道宽度：27in 座椅排距：36in 经济舱23排每排6人共138人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in 单级： 全经济舱 30排每排6人共180人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in 客舱剖面3．机身外形尺寸 当量直径：216in 前机身长度：220in 中机身长度：1010in 后机身长度：340in机身总长：1570in上翘角：14deg2客机的重量设计1.基本要求：–航程:Range＝2800nm=5185.6km–巡航速度:0.8M–巡航高度:35000ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．基本数据–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：代入数据：Range=2800nm；a=576.4Knots(巡航高度35000ft)C=0.6lb/hr/lb(涵道比为6)L/D=17.6M=0.8计算得： 4.燃油系数的计算 1 EngineStartandWarmup 2 Taxiout 3 Takeoff 4 Climb 5 Cruise 6 Descent 7 LandingandTaxiin 8 ReserveFuel 总的燃油系数：5重量数据： 93009lbs 0.544 44306lns 0.259 33750lbs 0.197 171065lbs 13大型固定翼客机的外形设计3.1翼型设计升力系数计算：由可得近似认为翼型的等于三维机翼的因此：3.2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AR=9.5.2．梯度比λ=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：3.后掠角：Λ=25°变化如下图：4．机翼参数如下： 面积S=147.6m2 展长L=37.45m 弦长=5.63m=2.25m 气动弦长：=4.18m 前缘后掠角：=0.511 平均气动弦长到翼根距离为8.25m机翼到机身前头距离:6.机翼平面图：3.3尾翼1．平尾外形参数：纵向机身容量参数：=0.925其中： 由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=3.5*32%=1.12其中：32%是重心变化范围 取尾臂力LH=50%LFUS=19.9m，AR=4.0，λ=0.4，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=147.6M2，机翼平均MACc=4,18可得：SH/S=23.5%,平尾面积SH=34.7m2,展长l=11.78m，c根=4.2m，c尖=1.68m，平 尾MAC=3.12m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为厚度 翼型选择：NACA0006所以平尾图如下：2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：=0.218其中：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=0.105取尾臂力LV=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，λ=0.7，χ=40°由公式：其中：机翼面积S=147.6M2，机翼展长bw=37.45m 可得：Sv/S=19.7%,垂尾面积Sv=29.16m2,展长l=8m，c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m由统计值：方向舵弦长取ce/c=0.30垂尾相对厚度t/c=0.08其中：c为垂尾弦长，t为厚度 垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾图如下：4重量分析1.机身重量——机身长度(m)——机身最大宽度(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0.582.机翼重量(1)理想的基本结构重量MIPS修正系数机身对机翼影响机翼总重10553kg3.尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：4.动力装置重量5.系统和设备重量6.起落架重量7.使用项目重量 8.有效载荷9.最大起飞重量通过分析可知机身和机翼重量所占比例较同类飞机较大因此，对其修正，得从而5气动特性分析1.全机升力线斜率：ξ为因子：=1.167机翼的升力线斜率：=5.18全机的升力线斜率：=6.04其中：dh=3.7846m，b=37.45m，Snet=20.07m2，Sgross=147.6m2，AR=9.5最大升力系数：=1.572.后缘襟翼产生的升力增量：当起飞时Βflap=20°，当着陆时Βflap=45°，bf/b=0.7，ΛQchd=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：=0.33其中：bflap=1.0升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为： =0.042 起飞时升致阻力因子为：=0.0415 着陆时升致阻力因子为:=0.0293部件的湿润面积计算：机翼：=140x（1.977+0.52x0.10）=284m2 平尾：=34.7x（1.977+0.52x0.06）=69.7m2 垂尾：=14.5x（1.977+0.52x0.08）=29.4m2机身： =3.14x(132+187)/2=500.9m2其中：短舱：=37.68m26.巡航下的极曲线： (1).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=2.63x10^7Cf=2.27x10^-3对平尾：NR=1.96x10^7Cf=2.37x10^-3对垂尾：NR=2.31x10^7Cf=2.32x10^-3对机身：NR=2.93x10^7Cf=2.27x10^-3对短舱：NR=1.14x10^7Cf=5.2x10^-3(2).形阻因子： 机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124 垂尾形阻因子：=1.16其中：ξht=0.5 机身形阻因子：=1.2其中：lfuse=39.87m，dv=5.5m 短舱形阻因子：=1.3其中：dnac=2mLanc=6m (3).零升阻力：=2.518/147.6=0.0171其中:(4).压缩性阻力：阻力发散马赫数MDD:=0.8233其中：MREF=0.9压缩性阻力：=4.16x10^-4其中： (5).巡航下极曲线图：CD=CD0+CDcomp+CDi=0.016+0.000416+0.042CL2=0.0164+0.042CL2图形如下：起飞着陆时时的极曲线：1.起飞时： (1).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，M=0.167对机翼：NR=1.585x10^7Cf=2.58x10^-3对平尾：NR=1.2x10^7Cf=2.69x10^-3对垂尾：NR=1.424x10^7Cf=2.62x10^-3对机身：NR=1.803x10^7Cf=2.52x10^-3对短舱：NR=7.762x10^6Cf=5.3x10^-3（XT/Lb=0.2） (2).零升阻力：=2.796/147.6=0.019 (3).起落架放下引起的阻力增量： =0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量为： =2.7x10^-5(5).起飞总阻力：CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop=0.019+0.0415CL2+0.01698+0.000027=0.036+0.0415CL2(6).起飞时极曲线图：2.着陆时： (1).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，M=0.206对机翼： NR=2x10^7 Cf=2.486x10^-3 对平尾： NR=1.494x10^7 Cf=2.6x10^-3 对垂尾： NR=1.758x10^7 Cf=2.536x10^-3 对机身： NR=2.227x10^7 Cf=2.446x10^-3 对短舱： NR=8.62x10^6 Cf=5.45x10^-3（XT/Lb=0.15） (2).零升阻力：=2.723/147.6=0.01845 (3).起落架放下引起的阻力增量：=0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量为： =1.4x10^-4 (5).着陆时总阻力： CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-f