飞机总体设计报告

飞机总体设计任务二设计报告组号：第三组组内成员：2023年1月18日 摘要本小组在此文中对民用客机的需求与发展作了简要介绍，并通过记录分析与计算完毕了任务所规定的设计内容。重要计算分析环节涉及：起飞重量的计算，起飞推重比，翼载荷的计算，翼型的选择，外形几何参数的计算与选择，机身及舱室设计，飞机动力系统及燃油系统的选择与计算，重量分析与重心计算，以及重要性能参数估算，飞机操稳性的分析和和飞行总体性能参数的分析计算等。关键字：客机，宽体飞机，概念设计AbstractInthispaperourteamdescribetherequirementandthedevelopmentofcivilaircraftandcompletetheconceptualdesign,assignedbyprof,throughnumerousanalysesandcomputation.Themainstepsofanalysesandcalculationincludethecalculationoftakeoffgrossweight,thecalculationoftakeoffthrustweightratioandwingload,theselectionofairfoil’stype,thechoiceofcomponentsgeometryparameters,thedesignoffuselageandcabin,theselectionandcalculationofpropulsion&fuelsystem,theestimationofweightandthecheckofgravitycenter,wealsoanalyzethemainperformanceparameters,stabilitycontrolqualitiesandflightperformance.Atlast,wecheckaboutoverallperformanceoftheflight.Keyword:Airliner,Wide-bodyaircraft,Conceptualdesign目录飞机总体设计 1任务二设计报告 1摘要 1Abstract 2第一章方案设计 51.设计背景 52.设计理念 63.设计规定 7第二章方案构思与设计草图 8第三章重要总体设计参数 91.估计升阻比 92.起飞重量W0的一阶近似 93.推重比T/W的选取 104.翼载W/S的选取 105.机翼外形参数设计 116.尾翼外形参数设计 137.机身及舱室设计 147.1几何参数估计 147.2客舱设计与布置 168.动力系统选择 198.1发动机类型与选择 198.2发动机布置 228.3进排气系统设计 229燃油系统设计 239.1油箱类型选择 239.2油箱的容积 249.3油箱的安全与防火 2410.起落架布置 2511.飞机三面图 2612.三维建模 2813.重量分析 2914.配平及稳定性分析 3315.重要设计参数汇总 33第四章重要性能参数估算 341.升力系数计算 341.1机翼 341.2机身 361.3平尾 361.4全机的升力系数计算 372.阻力系数计算 372.1机翼 372.2机身 382.3全机的阻力系数计算 392.4极曲线 393.全机焦点和重心后限位置计算 404.飞行性能估算 41参考文献 42小组成员分工 42结束语 43致谢 47附录1：小组成员设计需求分析一览表 48附录2：国内在飞的大型客机基本介绍 49

第一章方案设计1.设计背景 随着航空科学技术的发展以及社会的进步，地面交通已很难满足人们出行的需要，自飞机诞生以来，由于飞机的快速性、舒适性等优点，航空运送已成为蓬勃发展的支柱型产业。在亚太地区，人们对于中型客机的需求越来越大。波音在市场预测中预言从2023年至2032年亚太地区将会增长12,820架新飞机，据所有地区之首。（如图1所示）图SEQ图\*ARABIC1（ｋｍ）北京上海香港广州东京首尔吉隆坡莫尔兹比港北京————————————————上海１０８０——————————————香港３０３３２０１１————————————广州２４３４１６１３１２０——————————东京２４６０１７６１２９００２９００————————首尔９６０８７０２０９０２２２２１１６７——————吉隆坡４３５３３７５３２５２８２５５１５３２７４６１９————莫尔兹比港６３４７５２９７５０６１５１８０５０８９５６４５５２３８——表SEQ表\*ARABIC1表１为亚太地区重要城市的距离，另查得数据（ｇｏｏｇｌｅｅａｒｔｈ）有亚太地区距离北京最远的城市是新西兰，相距１０７６５．９３ｋｍ。此外亚太地区的国家和地区有文莱、柬埔寨、印度尼西亚、日本、朝鲜、韩国、老挝、马来西亚、马绍尔群岛、密克罗尼西亚联邦、瑙鲁、新西兰、帕劳、巴布亚新几内亚、菲律宾、萨摩亚、新加坡、所罗门群岛、泰国、东帝汶、汤加、图瓦卢、瓦努阿图、越南、中国、台湾地区、蒙古。在距离北京６０００ｋｍ的范围内，除新西兰之外的所有国家的首都所有在内。见图２。图SEQ图\*ARABIC2亚太地区2.设计理念在设计背景中我们初步得出结论航程为６０００ｋｍ左右的中型客机比较适合亚太地区。考虑Ｎ＋３环保目的（见图３），该机还应具有较低的燃油消耗率，污染物排放，以及噪声，同时具有较好的场地适应性。即起飞距离较短，相相应空管水平规定不高。图SEQ图\*ARABIC3ＮＡＳＡＮ＋３环保目的考虑到200座左右的中型客机种类最多，数量最多，因此零部件通用性更强，便于设计装配以及维修，客机载客数定为２３０人。3.设计规定重要设计规定：巡航速度０．８０Ｍａ巡航高度１１０００ｍ～１２０００ｍ起飞距离3000m着陆距离2500m航程６０００ｋｍ最大载客数２３０机组成员２人行李总重

２３０爬升率389m/min任务剖面：图SEQ图\*ARABIC4任务剖面第二章方案构思与设计草图由于我们设计的客机，依据市场已有的比较成熟的现有机型，并受到很多与安全性、经济性相关因素的影响，其实概念草图很容易画出，并且并无过多选择余地。故采用正常式布局，后掠下单翼，翼吊发动机。如图5所示。图SEQ图\*ARABIC5概念设计草图第三章重要总体设计参数1.估计升阻比由概念草图和经验值拟定浸润面积比Swet/Sref≈6.3，展弦比初定为A=10，浸润展弦比Awet=1.59，由经验曲线（书图2.17）估计最大升阻比2.起飞重量W0的一阶近似根据任务剖面，不同任务区段的重量比计算如下：暖机和起飞：根据经验，W1爬升：根据经验，W2巡航：航程R=6000km，发动机巡航时SFC=0.51/hr，巡航速度V=0.8M×295=849.6km/h，升阻比盘旋：盘旋时间E约为20分钟，发动机盘旋时SFCC=0.41/hr，盘旋时升阻比为L/Dmax=20。降落：根据经验，W5W5燃油重量与起飞重量比：Wf空机重量与起飞重量比：采用复合材料，近似认为We商载：每个人体重加行李取180kg，2名机组成员每人100kg，空乘14人每人70kg，为了满足意外条件，每人重量加5kg并增长3名空乘。则Wcrew可得：W0=W迭代如下表：初始WWW0500000.481159931800000.4681525001000000.4621492751300000.4551457041400000.4531447361443000.452144346初步选取W0=144300kg，此时We3.推重比T/W的选取a.根据公式((TW)根据一般涡扇发动机性能，TtakeoffTWb.根据经验曲线，TW初步选取其中较小者，T4.翼载W/S的选取对于不同的飞行阶段和飞行条件拟定不同的翼载并在其中取合理的最小值。失速速度假设使用双缝后退开缝襟翼，四分之一弦长后掠角为25°，由经验值知CLmax≅2.5，失速速度VstallWS起飞距离起飞距离4000m，由经验公式知起飞指数TOP25=220CLtakeoffW爬升率假设爬升率为400m/min=6.7m/s，则爬升速度VC=1.25Vstall=80m/s，3500m海拔下q=12ρV2WS巡航11000m处qcruiseWS初步选取，W/S=540kg/m5.机翼外形参数设计根据翼载WS=540kg/m2和W0=144300kg机翼部分：机翼展长bw=选取1/4弦线后掠角X（1/4）=32°，巡航速度高亚音速，前缘后掠角X（0）大小为37.30度。综合考虑下单翼及后掠角，上反角Γ为4度；机翼材料:翼梁与机身的接头部分采用高强度结构钢。机翼蒙皮分别采用抗压性能好的超硬铝及抗拉和疲劳性能好的硬铝。为了减轻重量，机翼的前后缘采用玻璃纤维增强塑料（玻璃钢）或铝蜂窝夹层（芯）结构。尾翼结构材料采用超硬铝。并借鉴近年来的机翼制造，如A350，上表面争取部分使用轻型碳纤维增强材料扭转角：3度根梢比2~6之间，初估四分之一弦线后略角17度，选择根梢比η为4，根部10m，尖部考虑翼尖小翼待定客机对机动性没有过高规定，不采用边条，外侧低速副翼，内侧高速副翼，三缝后缘襟翼，每侧机翼上表面有铝制蜂窝结构扰流片安装角定为两度机翼前缘半顶角：52.7度平均气动弦长Cw翼型部分：考虑巡航速度达成0.8M，选用超临界翼型。本机最大起飞重量较重，宜选用最大升阻比大的翼型采用超临界翼型NYU/GRUMMANK-1。图8、图9、图10是NYU/GRUMMANK-1的外形及升力特性曲线。图SEQ图\*ARABIC6NYU/GRUMMANK-1AIRFOIL图SEQ图\*ARABIC7气动特性曲线图SEQ图\*ARABIC8气动特性曲线（2）Reynoldsnumber:100,000MaxCl/Cd:39.81atα=4.25°Description:Mach=0Ncrit=9在雷诺数为100，000临界密度为9时，该机翼最大升阻比为39.81，失速迎角4.25°。机翼翼尖有翼梢小翼以增大有效展弦比，减小诱导阻力。翼型为NACA0012。6.尾翼外形参数设计在保证足够稳定性和操纵性的前提下考虑减轻重量的因素，采用常规型尾翼。根据经验取平尾尾容量CHT=SHTLHTSWCW=1.0，尾臂长LHT=24m，平尾参考面积S根据经验取垂尾尾容量CVT=SVTLVTSWbW=0.09，尾臂长LVT7.机身及舱室设计7.1几何参数估计根据机身长度与W0图SEQ图\*ARABIC9Lf=AW0c=0.366A拟定最大当量直径Def=DWS+2CSW+2T几点说明：该截面尺寸比同级别的飞机要大，必然会带来成本的上升，然而我们认为这么做是有必要并符合未来趋势的，理由如下：1.这里0.525的系数项不为2而是8的因素是座舱采用242布局，共八个座位。考虑到舒适性因素，座椅的宽度选择要比同类型飞机略大，尚有一部分因素是有研究预测表白中国的人口肥胖率在未来的10-2023类会有迅猛增长。据《信息时报》，欧洲空中客车公司宣布将在客机上设立尺寸更宽的座位以满足体胖乘客需求；萨摩亚航空已开始“论斤卖票”，将按乘客体重收费；尚有报道指出美国男女发胖已使飞机座位不合标准，美国联邦政府规定飞机座椅强度标准以乘客体重170磅为准则。但是现时美国男子的平均体重近194磅，女性平均体重为165磅，存在不安全因素。所以我们不仅要考虑座椅的外形尺寸是否合适，其强度也需注意。2.同样地，出于舒适以及空间需求，走廊过道的长度也略取大一些，这也是一个机型未来的趋势，比如空客的A350其截面长度已达成5.58m！它在《aviationweek》就将其宽阔的过道作为主打点做过广告。有趣的是B777针对此专门也做广告声明其宽度比A350还大，可见截面的重要性。综上所述，牺牲一部分经济型来增进舒适性是可行的，它所带来的潜在利益也许更大。图SEQ图\*ARABIC10如上图，A350XWB的内部布置宽阔B．选定长径比参考同类型飞机，并根据经验数据图SEQ图\*ARABIC11选择θfc=13°；lfd注：lfdf的取值略微超过图表，是由于参看同级型和比较新的飞机其lfcdf7.2客舱设计与布置客舱设计中的考虑因素繁多，故以列表的形式说明舱内布置与特性项目说明备注(选择理由与优势)剖面圆形减少成本，受力性好舱位级别与座椅布置头等舱222布局/3列头等舱相对削减数量商务舱242布局/5列越来越多的乘客乐意选择商务舱，适当提高比例可使利润越高超级经济舱(PremiumEconomyClass)242布局/1至3列将经济舱再一次分级细化，简朴来说可以考虑将经济舱最靠前一排设为超级经济舱，因其前面没座位，空间更大。或专设一区段，提供更优质服务，如优先登机，等等经济舱242布局/23列随着技术进步选择乘飞机的价格会继续下降，越来越普通，承载量也会增大。可以考虑增设全经济舱机型过道数目与宽度2过道每个宽482mm适当增长过道宽度，增长回转空间座椅规格头等舱座椅有效当量宽度0.600m商务舱，经济舱座椅有效当量宽度0.525m当量宽度包含了座椅扶手的空间及相对宽度扶手与侧壁间距30mm机身框结构高度85mm机身框装饰层厚度20mm地板结构高度225mm根据当量直径与高度关系图排距头等舱1080mm商务舱870mm经济舱805mm该机型机身长度相对较长，可以满足更长的排距规定行李架中间两列剖面为类半圆形+方形等效体积65外侧两列为扇形等效体积58拟专门为现在流行的滚轴式旅行箱设计更宽敞的头顶行李舱，可作为卖点之一地板下货舱形式LD1或LD2集装箱见货仓布置图厨房914×762mm×4个均取标准布置卫生间914×914mm×6个舱门1.84×0.88m×6个舷窗40×28cm为了更好的飞行体验，增大了舷窗，但是没有超过一般太多，否则会影响结构强度与安全各构件位置详见座舱草图图SEQ图\*ARABIC12机身外形草图图SEQ图\*ARABIC13货舱布置图SEQ图\*ARABIC15座舱布置草图图SEQ图\*ARABIC14剖面示意图8.动力系统选择8.1发动机类型与选择根据TW0=0.276以及W0=144300kg，则所需推力至少为T=144300×0.276×9.8=390.302kN，飞机采用双发布置，则单台海平面安装推力至少为195.151kN。在这一推力段的发动机中，选择面非常大，诸如普惠公司pw4000系列中的pw4052和pw4056，以及JT9D7R4。或者GE公司的CF6-80C,或CFM国际公司所生产的CFM56系列，罗罗的trent500等等。值得注意的是，在飞机设计项目的初期阶段，曾考虑使用中国自研的发动机，比如CJ1000-A，其推力等级在10000kgf-19999kgf之间，即其最大推力也许高达196KN，这个数据与所需最小推力几乎下面是对几款可选类型发动机的性能与参数对比。（数据来源于网络与参考年鉴）发动机型号CF6-80C2A通用PW4050普惠JT9D-7普惠Trent500罗罗外观质量/kg4246427240144835长度/mm4274390032563900最大高度269124802711/最大直径/mm2362.02390.024282470海平面最大推力/kN233.5222.4224.9236.0海平面sfc0.3350.5870.760.534推重比35.25涵道比5.285.05.17.5总压比27.226.324.234.8注：CJ1000A由于原始数据收集局限性故未纳入列表图：CJ1000A通过对比后不难发现，CF6-80C2A的耗油率有着很大的优势，推力也令人满意，故选择该型号作为本机型的发动机（由于数据有限，暂未将污染与发动机的售价纳入考察范围）。下面是关于该发动机的简要介绍：CF6-80C2A高涵道涡扇发动机使用了最新的通过验证的核心技术，在同推力级下它提供最高的可靠性，最长的寿命，以及最低的燃油消耗率。各种研究和技术开发已被融入CF6-80C2A的设计，例如采用先进的冷却技术、先进的间隙控制和转子叶片和静子叶片空气动力学修正技术来提高发动机整体效率。CF6的技术革新涉及新型的低排放型燃烧室和先进的高压涡轮技术。CF6-80C2A自投入商业运营以来，在同推力等级的商业运送发动机之中，始终保持着最低的燃油消耗率。图SEQ图\*ARABIC16CF680C2发动机构造8.2发动机布置综合对比各类布置形式的优缺陷，选择将发动机安装在机翼下面，因其能减轻结构重量，发动机短舱安装高度小，易于维护，中心控制也相对容易，当今该级别民机多采用此形式8.3进排气系统设计该机型适合亚音速进气道，下面拟定其进口面积设计Ma=0.8由图表图SEQ图\*ARABIC17得ACq吗,fdj则A取内侧唇缘半径为进口端面半径8%，0.09112m。外唇唇缘半径为进口端面半径4%，0.04556m。内部扩散角为8度扩散段长度等于端面直径，2.278m该机型采用吊挂式发动机，选用翼下短舱布局：展向位置在35%半展长处，51.67÷2×35%=9.04m弦向位置根据经典法则，布置在距机翼前缘超前两倍进气口直径位置，即距前缘4.556m，并在机翼前缘下面一倍进气口直径位置，即距前缘上方2.278m翼下短舱布置：短舱头部下偏3度，内倾2度，便于机翼下面局部气流保持一致排气系统：所需喷管出口面积大约为进口面积0.5~0.6倍，这里折中选0.55倍,即2.241m尾部设计：为减小尾部阻力，后机身收缩角度需小于15度，本机型选取12度作为机身收缩角。9燃油系统设计9.1油箱类型选择考虑到油箱布置充足运用空间，采用整体式油箱。为了使飞机的重心在合理范围变化，水平尾翼也增添配平油箱，保证重心随飞机燃油的消耗变化范围保持在较小水平。油箱具体分布为：一个主油箱分布在左右大翼上，一个中央油箱在两个大翼的根部和机身相连处，可以互相倒油．三个油箱都有相应的燃油泵并通过燃油管，单向活门等部件相连．此外在大翼的根部尚有引射泵，用于充足运用油箱根部的死油。总体来说布局比较常规。图SEQ图\*ARABIC18油箱布置示意图9.2油箱的容积一方面第一次近似计算所需油量，根据参考书目[3]中第131页，油重占起飞重量的比例WfW0目的巡航升阻比为17.32，WfW0=0.5×117.32×粗略估计可得，中央油箱容积16.138m3，机翼根部内油箱容积20.7m3，中部外油箱容积7.8m3即可满足规定。另使机身油箱重心距机头27.5m，9.3油箱的安全与防火油箱的防火防爆很重要，需要有机载灭火设备，防火栅等，也可以考虑基于空气分离器的机载惰性气体生产系统(OBIGGS)进行燃油箱惰化，是一种经济有效的方法,这种分离器采用了中空纤维膜气体分离技术。据相关资料，采用OBIGGS对燃油箱进行惰化在中国还是一个兴课题,能自主完毕该系统能有效减少成本。图SEQ图\*ARABIC19惰性气体生产系统10.起落架布置图SEQ图\*ARABIC20图SEQ图\*ARABIC21采用前三点式、支柱式起落架，双前轮，双主轮。前轮向后收起至机身内，主轮位于翼下向内侧伸长收起至机身内。通过计算和选取：擦地角γ=12°；防倒立角大于擦地角，β=20°；防侧翻角θ=55°；停机角ψ=2°;前主轮距B=0.3×主轮距S=9.8m前轮承重W主轮承重W主轮每个轮胎承受重量W=主轮直径d主轮宽度b前轮直径d前轮宽度b前起落架和主起落架的三维效果图如图20，图21。11.飞机三面图图SEQ图\*ARABIC22左视图图SEQ图\*ARABIC23正视图图SEQ图\*ARABIC24俯视图12.三维建模X-PLANE飞行模拟13.重量分析将飞机的各个部分拆分出来，并由一系列经验公式计算每一部分的重量并求出重量矩，最后得出理论重心位置。根据实际情况，将飞机分为以下几部分：机身、主机翼、前翼、平尾、垂尾、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。根据有关经验公式，具体重量分析如下：a.机身：WF=Cfus×Ke×Kp×Kuc×Kdoor×(2×l×图SEQ图\*ARABIC25图SEQ图\*ARABIC26b.机翼：Ww=Cw×Kuc×K图SEQ图\*ARABIC27c.水平尾翼、垂直尾翼公式如下图所示，其中系数kconf=1。故WWVT=0.02图SEQ图\*ARABIC28d.动力设备两台发动机及附属机械构件，涉及反推力装置，重量综合可以做以下估算：WE=2×e.动力附属部件发动机短舱：发动机涵道比BPR=5.28，估算得WN=400kgf.起落架起落架总重WLG=0.04前起落架WNLG主起落架WMLGg.机载设备WSYSh.内饰WFURi.意外重量WCON下表为重量分析表。部件重量/kg距机头距离/m重量矩/(kg.m)重心点取值机身1425724.2345019.445%机身长度机翼1403819.6275144.840%MAC水平尾翼426145.94195750.3440%MAC垂直尾翼195044.48658040%MAC前起落架1645711515中心主起落架3838.419.775616.48中心动力设备9383.720187674中心动力附属部件36020720040%长度机载设备1443026.87387734.150%机身长度内饰9379.520187590估计空机73542.61760824.123.94m载荷43940261142440零燃油重量117482.62903264.124.71m燃油35180.3425.3890062.6满燃油重量152662.93793326.724.8m意外总重2164.5起飞总重154827.44算得新的起飞总重为154827.44kg，与初始估计的144300kg相比，增大了7.3%，在可接受范围内。14.配平及稳定性分析配平计划在初始巡航时平尾不产生升力，此时全机配平图如图23所示。由对中心力矩平衡和纵向合力为零可得如下两个等式。qq将数据代入可解得CLw=0.267由工程计算法CLα=2πA2+4+ACL∞α2πcosΛ115.重要设计参数汇总机长55.36m机身长度53.749m翼展51.67m机翼总面积267m机翼展弦比10机翼1/4弦线后掠角17°机翼尖削比0.25机翼上反角5°机翼翼型NYU/GRUMMANK-1平尾面积83m平尾展弦比4.12平尾1/4弦线后掠角34.24°平尾容量1平尾翼型NACA0012垂尾面积30.46m垂尾展弦比1.7垂尾1/4弦线后掠角42.11°垂尾容量0.09垂尾翼型NACA0012最大载客数230机身直径5.35m起飞总重154827.44kg空机重73542.6kg零燃油重量117482.6翼载540kg/m推重比0.276第四章重要性能参数估算1.升力系数计算1.1机翼α0,jy∞≈0.3°(CLα(1)焦点计算C0=15.1%(CK=11.3%Ccp=C0Xf,jy∞Xf机翼焦点到机头的距离：Xf,jy=xa(2)升力线斜率计算CLχmax,c=χβ=1-k=CLα,∞2Se=267m2S=294m2(机翼当量面积,根据飞机外形图估由以上数据，算得CLα=0.1041(1/°)，比之前用另一种工程算法的值要略微大一些。经讨论，决定取用另一算法所得小值CLα=0.101(1/°)机翼零升迎角：α0机翼的安装角为2°，则机翼升力系数为：CL1.2机身(1)焦点计算机身只考虑机头之影响，按细长体计算，机身焦点到机头距离为：xf,ljt故x(2)升力线斜率计算计算机身升力视其为旋成体，其升力线斜率为CLα1.3平尾平尾翼型采用对称翼型NACA0012，CL∞α=0.11/°，Cdmin=0.016，平尾参数，lpw=18.5机身内部分,ljs,(1)焦点计算计算方法与机翼类似。根据平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头的距离xbl,pw=b0=lbbpw,acxpwSpw=lpwbtgΛ1(2)升力线斜率计算平尾的零升迎角α0,pw，平尾安装角Cβ=1-0.82CLC平尾焦点到机头的距离：x1.4全机的升力系数计算2.阻力系数计算2.1机翼（1）机翼零升阻力Cdmin,jyCf为平板摩阻系数，C机翼的雷诺数是3.88×107，选取Cf机身雷诺数是2.64×108，选取Cf尾翼的雷诺数是1.03×107，选取CfCcp机翼的零升阻力为0.004623，平尾的零升阻力为0.00583。（2）诱导阻力计算A=1e=4.611-0.045展弦比和后略角从机翼参数选取，代入公式中进行计算，机翼展弦比4.75，后略角37.30度，机翼效率因子e=0.799,机翼升致阻力因子A=0.0839，尾翼展弦比是4，后略角39.8度，尾翼效率因子e=0.814，尾翼升致阻力因子A=0.0978。总的升致阻力因子A=0.0839+2.2机身零升阻力计算。Re机身当量直径d=4机身长细比L机身浸润面积比S根据2CF(RE2.3全机的阻力系数计算C=0.11912.4极曲线C极曲线图：纵坐标为CL，横坐标为3.全机焦点和重心后限位置计算ClαkH≈0.95（∂ε∂α=0.05（平尾处气流下洗角对迎角的导数，代入数据有0.125xxf焦点相对于平均气动弦的位置：xfxf该值比较大，因素一部分是前缘后掠角取值较大，并且重心自身就已经到了32%MAC，略微超过了该后掠角下重心的范围，但是通过接下来的计算能表白这个值是可以接受的。图：重心位置与平均气动弦之关系重心后限距机头：xg通过之前的重心计算可认为全机重心在23.94m处，该值与计算值之差为：24.209-23.94=0.269m=26.9cm，可以适当调整较重的飞机固定装载来将质心移至项目机翼机身平尾升力线斜率/0.1010.0350.0625焦点距离23.616.59846.106零升阻力0.0046230.0.00583诱导阻力0.0072忽略不计0.00153全机升力系数0.125全机阻力系数0.1191全机焦点距离/(24.959重心后限位置/(24.2094.飞行性能估算1、航程计算CLCD=17.32其中W可解得ESAR=0.2272×14.66×R=2、起降性能计算（1）起飞速度计算受擦尾角、飞行员视界线制的离地速度:Vs1Vld（2）起飞滑跑距离计算起飞滑跑分为三轮滑跑和抬前轮后的两轮滑跑两个阶段。l1=12gbln⁡(a+bl1l总滑跑距离l（3）着陆速度计算Vjd（4）着陆滑跑距离计算la1b1a2=b2参考文献[1]DanielP.Raymer,2023,“AircraftDesign:AConceptualApproach”,AIAA[2]A.KumarKundu,2023,“AircraftDesign”,Cambridge[3]LloydR.Jenkinson,1999,“CivilJetAircraftDesign”,Arnold[4]顾诵芬，2023，《飞机总体设计》，北京航空航天大学出版社[5]柯鹏老师的授课教案小组成员分工姓名分工机身及舱室设计起落架设计飞行性能参数计算重量分析配平分析气动性能参数计算机翼设计气动性能参数计算翼型设计重量分析燃油系统分析整理报告机身及舱室设计动力系统设计气动性能参数计算燃油系统设计飞行性能参数总体规划、协调组织、整理报告重量分析气动性能参数三维建模ceasiom操作燃油系统设计概念构思前期市场调查，拟定设计目的；前期数据搜集；基本参数（最大起飞重量、推重比、翼载、升阻比估算）的拟定；结束语通过了近一学期的努力，我们小组终于顺利完毕了课程设计项目，有诸多收获与体会，回顾整个过程，可根据展示之节点归纳为4个阶段，兹此总结如下：1顺利起航任务布置下来之后，新成立的小组有了一个良好的开端，组长不久召集大家对设计需求与方案构思展开讨论，为第一次展示提供了较富余的时间，每个成员都提出自己的构想与分析，为对比与选定提供了较大的选择面，然而这也不全然是好事，不久我们就面临了一个难题：每个人居然提出的飞机型别都不相同，从70座的支线客机到500多座的庞然大物，从中规中矩的常规布局，到翼身融合的典雅构型都有涉及。明明只有5个人的小组，却讨论出了包罗万象的繁杂错觉。头脑风暴固然是好的，但是想再将其平息就不那么容易了，这么多意见，这么多也许，大家一时之间难以统一，各执己见。好在通过梳理与归纳，大家对本次项目的一些要素达成了共识：一致认为要有高可行性，于是不久排除了各种怪物布局，他们的设计风险太大，难以交付使用，同时将超大客机也筛掉，按照我们的虚拟情景，10-2023后我国还很难造出这种飞机；要有高回报率，我们的飞机当然要有经济追求，它的需求量与利润不能低，以此为原则，排除掉了相比于主线客机需求量较小的支线客机，它们终将会有极大的发展，但大家认为不会是2023后；第三个要素是，挑好做的机型！这是每个成员的心声，从没试过飞机设计，前程一片迷茫，还是找一款经济合用机吧…再加之其他因素，促使我们最终的方案选择在200座级的飞机携常规布局。到此我们小组的风格就已初步显现：稳重务实，脚踏实地。第一次展示也获得了不错的效果，与其他组别仰望星空的浪漫相映成趣。这一阶段，我们最大的收获是交流与沟通，理解与让步，虽存异而求同，确立共同的目的。2初具雏形拟定了设计目的后，大家进行了下一步的分工，各司其职，为第二次展示做准备。此阶段做得比较好的地方在两个方面：一是预留时间多，是我们较其他组进行了相对更多的初步计算；二是分工明确，我们的工作按部件分派，谁做发动机，谁做起落架等等，而不是像某些组那样按章节分派，谁做第几章课件这种形式。我们这种分工有其优越性，由于飞机设计课件的部分不同章节有对相同部件的记载，按章分派会导致一部分信息重叠或缺损。并且按部件分派更直观，组内成员索要并互换互相需要的数据时能更高效。然而由于这种模式也使我们出现了一些失误，成员们得到设计部件设计任务后就更多地只关注自己那部分飞机设备的内容，并认为总的重要参数设计，起飞重量，推重比，翼载这些数据交由组长一人决定即可，没有进行讨论的必要。这使得组长的工作量骤增，并且每名成员都不大清楚这些最核心参数的由来，使之后的工作增长极大的隐患。然而当时我们并没故意识到这一点，由于第二次展示我们的效果同样相对较好，可谓处在业界领先地位。这期间的任务工作重要在于个人能力与认真限度，由于是初步计算，成员间互相的数据需求并不多。3.低谷回旋前两次展示的成功使我们有所懈怠，对第三次设计展示没有引起重视，在之后较长的一段时间里没有进一步的作为，组长对此表达自责，没有尽到自己的义务提前组织好成员开展工作，然而这显然不是一个人的过失，而是我们全员都没有危机感，认为需要做的东西并不多，并且下一次的课上演示也仅仅是跟第二次相似的形式，提一提建议，做一做修改，以后时日还多。这导致成员几乎在展示的前一天才急忙聚集起来真正商讨解决方案。我们的构想是在微薄之盐汇合后成员们进行更细致的计算并能更有效地向别人索取数据，可是那么做之后的效率仍然非常低，在舒适温暖的柔光下，四周弥漫着诱人的香气，我们一边啃着薯条，一边探讨诸如翼载怎么选取这种早该解决的问题，当我们意识到重要参数需要集体解决，保证对的性时已经晚了，会算参数的不明白为什么算不对，不会算的又不明白怎么算，来不及弄清楚个中细节，只能摇旗呐喊予以精神鼓励。。。。。。那一夜仅仅是针对翼载的计算为什么出现极大偏差就连续了1个多小时，而最后也几近无疾而终；那一夜每个人的有效工作量远远不及前阶段各自的效率，虽然聚在了一起，但并没解决问题；那一夜无根无据地应付着数据滥用着公式；那一夜，才真正体会到高效的团队协作并不容易。我们小组对这一阶段进行了全面的讨论与反思，得到了如下结论：1谁说焦急没有用？我们需要运用好这份危机感更好的解决事情。避免再次成为被温水煮晕的青蛙。2每个成员都只注重自己所需做部分的内容是不可取的，飞机设计不是孤立的一个个组件，而是有机联系的整体，每个人都需要对整个设计流程进行复习了解，才干更好的做好自己的工作并协助别人。3重要总体设计参数有一定的灵活性，大家对选值有自己的理解，再加之参考同类机型的数据，一起进行像第一阶段那样的综合比对，才干得到比较满意的结果，才有信心做好下一步的计算。4信任问题，在该过程中部分参数的计算是错误的，这导致我们向别人索要需要的相关数据时不免有些紧张参数不对怎么办，本来公式就复杂，假如给的参数难以保证准确度，想认真算都需要勇气。所以出台规定：做自己那部分计算的时候要给出依据，力求能让没参与该部分计算的成员调用数据时也能安心放心。5时间裕量，下一次就是直接交稿了，不可以一拖再拖，错误估计工作量，需要尽早准备，尽早再次分工细化。6借鉴经验，部分组的word文档技术报告都快完毕了，而我们还在ppt上粘贴公式，实在失策，全员转型用word编辑。尚有就是学习他们报告的条理性与易观性，合理编排，需要列表的地方不能偷懒。7计算值还是合适值？这是一个问题。就这一点成员间引发了分歧，部提成员“左倾”，不管结果符不符合实际，选好参数等于多少就是多少，另一部分则偏右，不管运算怎么样，凑也要凑出合适值，显然两者都不可取。大家通过探讨后发现，问题出在计算中的未知参数上，有些参数通过各种途径都找不到，而其它计算又要用，这时自己随意编造一个认为可以取用的数值去算，数据源都不能保障对的，尊重运算结果意义不大，严重偏离常识的结果就更不必坚持，很有也许是部分参数取值不对，比如又一次算起飞重量算才20t，通过检查果然发现载荷取值有误。然而另一种情况就截然不同，运算式中所有参数都是拟定的，即使有一定的偏差得到的数也不应篡改。这样运算方式得到了一致认同，于是我组成员在运算方面都成为了有~原则的人。犯的错误越多，却也意味着得改正的机会越多，这一阶段我们通过反思总结后有所提高，有信心在下一阶段重整旗鼓。4.火力全开这四个字绝对准确的概括了截至最后期限前的工作状况，期末考试终结之前大家仍然坚持挤出时间来进行该报告的书写，考试成绩由于这个下滑了几个百分点的话柯鹏老师可要对我们负责喔~~但是说真的，投入大量时间做这个事情一点都不后悔，由于我们发现自己能从中获得很多乐趣与成就感，仿佛自己真的在从事设计工作，虽然会有诸如为重心位置纠结，为燃油局限性苦恼的时候，但当通过一系列的运算得到设计结果时，会感到之前的努力与失败是完全值得的。在这期间，特别是期末考试结束后大家终于可以尽全力做这个项目，真是非常尽兴，其中也涌现出了大量先进人物，我们的组长朱云涛从早算到晚，经常熬到凌晨两点，万傲霜，鞠涵，张东旭，徐成林也都抵抗住了小伙伴邀约之诱惑，将课程工作放在首位。并且值得欣喜的是，我们的工作也变得富有效率，做到了高速便捷地通过qq群远程共享数据并在其上探讨问题。在这一阶段我们才真正成为一个有效率的团队，有时候会想刚开始就能这样该多好，但是假如没有前面阶段的失误与磨合，是积累不起来诸多宝贵经验的。结语：可以自豪的说，通过这一系列的起承转合，我们终于成为了一个高效协作的团队，并成功集齐了课件中高效团队列有的所有11款特性！相信这对我们以后的学习与工作都大有助益。致谢在此一方面是所有人感谢所有人，能跟大家在一组真是太好了。课设不仅让我们收获了知识与能力，同时也让我们更好地了解彼此，在这里要对提供应我们这个机会的老师致以衷心的感谢，他为人温和热情，治学严谨细心，在他的指正与鼓励下，我们得以顺利完毕任务。此外在这期间，其他课程小组与我们进行经验与技术交流并给予了无私帮助，让我们有了更好的进步，在此表达由衷的感谢。附录1：小组成员设计需求分析一览表成员 最大需求分析预期客户群运营区间客座数万傲霜绿色超音速无人客机以中国为代表的发展中国家中长程航线，大型一线城市之间350张东旭大型客机公务出行者一线或者二线城市间175徐成林中小型客机国内各航空公司沿海开放地区西部交通不便地区中部旅游城市100鞠涵支线客机中，高收入水平群体局部地区短距离、小城市之间、大城市与小城市之间70朱云涛中大型环境和谐型民用客机以中国为代表的发展中国家跨洲运营500小组成果绿色中型干线客机以中国为代表的发展中国家亚太地区230附录2：国内在飞的大型客机基本介绍目前在我国在飞的大型客机重要是美国波音公司和欧洲空中客车公司的大型客机。波音有737,747,757,767,777,787空中客车有A310,A318,A319,A320,A330,A340,A350,A380波音737重要针对中短程航线的需要，具有可靠、简捷，且极具运营和维护成本经济性的特点，但是他并不适合进行长途飞行。根据项目启动时间和技术先进限度分为传统型737和新一代737。传统型737涉及737-100/-200；737-300/-400/-500，新一代737涉及737-600/-700/-800/-900。波音747飞机是美国波音公司研制、生产的四发动机远程宽体民用运送机，是首架宽体喷气式客机，是一型研制与销售都很成功的民航客机。1965年8月开始研制，1969年2月原型机试飞，1970年1月首架波音747交付给泛美航空公司投入航线运营。波音747双层客舱及独特外形成为最易辨认的民航客机。自波音747飞机投入运营以来，一直是全球最大的民航机，一直垄断着民用大型运送机的市场，这种情况直到竞争对手空中客车A380大型客机的出现。波音757飞机是波音公司生产的200座级单过道双发(动机)窄体中程民航运送机。由于1970年代石油价格猛涨，燃油消耗占航空运送直接使用成本提高。当时所使用的民航客机燃油消耗较高，因此，迫切需要低油耗的新型民航客机。在20世纪70年代中期，波音决定研制200座级新机型以取代波音727、部分波音707。最初定名为7N7(N:窄体)，在获得英国航空公司和美国东方航空公司的40架启动订单和42架意向订货后，波音公司在1979年3月正式启动了7N7研制计划，1979年末，7N7正式更名为波音757波音757-200。波音767飞机是波音公司生产的双发(动机)半宽体中远程运送机。波音767的客舱采用双通道布局，重要面向200-300座级市场，用来与空中客车A300/A310系列竞争，重要是用来争夺1980年代波音707、DC8、波音727等200座机中远程客机由于退役而形成的市场。波音767系列大小介于单通道的波音757和更大的双通道的波音777之间。1980年4月第一架波音767出厂，1981年9月26日第一架波音767飞机首飞，1982年7月型号合格证，同年9月交付，并于同年12月初次用作商业飞行。在1990--1992年交付数量分别为60、62、63架，达成的高峰。原本波音计划于2023年终停产767系列，但在2023年3月接获了27架767货机订单，因此停产计划延迟。截至2023年3月，波音共接获1011架订单。波音767被波音787取代。波音777是一款由美国波音公司制造的长程双引擎广体客机，是目前全球最大的双引擎广体客机，三级舱布置的载客量由283人至368人，航程由5,235海里至9,450海里（9,695公里至17,500公里）。波音777采用圆形机身设计，起落架共有12个机轮，是美国波音公司研制的双发中远程宽体客机。波音777在规格上介于波音767-300和波音747-400之间。波音777首飞时是民用航空历史上最大的双发喷气飞机。波音787系列属于200座至300座级客机，航程随具体型号不同可覆盖6500至16000公里。波音公司强调波音787的特点是大量采用复合材料，低燃料消耗、较低的污染排放、高效益及舒适的客舱环境，可实现更多的点对点不经停直飞航线。以及较低噪音、较高可靠度、较低维修成本。波音787梦想飞机是航空史上首架超长程中型客机，打破以往一般大型客机与长程客机挂勾的定律。预计2023年787的单位造价为$1.38--1.88亿美元。空中客车A310是欧洲空中客车工业公司在空中客车A300基础上研制的200座级中短程双通道宽体客机。机身缩短，设计了新的机翼，采用双人机组。典型两级座舱布局，标准载客量220人。1978年7月开始研制，1982年4月3日首架原型机首飞。1983年3月11目获得法国和德国两国型号合格证，1983年3月29日开始交付使用。A300和A310之间有着良好的互操作性。A310是空中客车飞机家族发展的开始。A300和A310的市场表现保证了空中客车公司与波音公司的重要竞争对手地位，从而空中客车公司进一步成功的研发了A330/A340系列宽体客机。空中客车A320系列飞机是欧洲空中客车工业公司研制生产的单通道双发中短程150座级客机。是第一款使用数字电传操纵飞行控制系统的商用飞机。空中客车公司在其研制的A300/A310宽体客机获得市场肯定，打破美国垄断客机市场的局面后，研制的与波音737系列和麦道MD-80系列进行竞争的机型。A320系列仅次于波音737，是历史上销量第二的喷气式客机。据空中客车工业公司预测，在1995年一2023年间，世界民航运送业将需要大约1200架125座级的中短程客机，空中客车A319就是为争夺这一市场而研制的中短程客机。A319是从空中客车A320直接派生的缩短型。A319项目发起于1993年6月，1995年8月首飞，1996年4月获型号合格证，5月交付使用。全美航空的A319是空中客车A320的缩短型。与A320相比，机身截面尺寸与A320相同，机身短3.73米，机翼上应急出口减少一个，机身后部散货舱取消。由于使用与A320-200相同的燃料容积以及较少的载客量，即2类布局情况下124名乘客，使其航程可以达成3900海里