飞机总体设计大作业
飞机总体设计大报告
总体设计大作业目录一、方案设计思想------------------------------------------------------------------------------------ 61.1、设计背景----------------------------------------------------------------------------------- 61.2、设计理念----------------------------------------------------------------------------------- 71.3、设计要求----------------------------------------------------------------------------------- 8二、总体布局 ------------------------------------------------------------------------------------------ 8三、飞机主要总体参数确定--------------------------------------------------------------------- 143.1、初始重量估算 -------------------------------------------------------------------------- 143.1.1、飞机起飞总重的分类 ------------------------------------------------- 143.1.2、估算起飞总重的方法 ------------------------------------------------- 153.1.3、起飞总重的详细估算过程------------------------------------------- 16W-------- 163.1.3.1、确定任务装载重量W PL和机组人员重量crew3.1.3.2、猜测一个起飞总重W--------------------------------- 17TO guessW W -------------------------------------- 173.1.3.3、计算燃油系数/F TOW W -------------------------------------- 193.1.3.4、计算空重系数/E TO3.1.3.5、迭代公式 -------------------------------------------------------- 213.2、飞机升阻特性估算-------------------------------------------------------------------- 223.2.1、确定最大升力系数 ---------------------------------------------------- 223.2.2、确定零升阻力系数 ---------------------------------------------------- 233.2.3、确定升阻比 -------------------------------------------------------------- 263.3、飞机推重比和翼载荷的计算 ------------------------------------------------------- 263.3.1、推重比的确定 ----------------------------------------------------------- 273.3.1.1、根据统计经验值确定推重比------------------------------- 273.3.1.2、根据推重比与最大马赫数关系确定推重比 ----------- 273.3.1.3、根据保证平飞状态统计确定推重比 --------------------- 283.3.1.4、根据爬升性能确定推重比---------------------------------- 293.3.1.5、根据起飞滑跑距离的估算---------------------------------- 293.3.1.6、推重比的选择 -------------------------------------------------- 303.3.2、翼载的确定、 ----------------------------------------------------------- 303.3.2.1、根据统计规律 -------------------------------------------------- 303.3.2.2、根据失速速度的估算 ---------------------------------------- 303.3.2.3、根据起飞距离的估算 ---------------------------------------- 313.3.2.4、根据航程的估算----------------------------------------------- 313.3.2.5、根据航时的估算----------------------------------------------- 323.3.2.6、翼载的选择 ----------------------------------------------------- 33四、动力装置的选择和设计--------------------------------------------------------------------- 334.1、发动机的选择 -------------------------------------------------------------------------- 334.1.1、对发动机总的性能需求 ---------------------------------------------- 334.1.2、对发动机的各项需求 ------------------------------------------------- 334.1.3、具体发动机的确定 ---------------------------------------------------- 344.2、进气道的设计 -------------------------------------------------------------------------- 354.2.1、对进气道的要求-------------------------------------------------------- 354.2.2、亚音速进气道的基本形式------------------------------------------- 354.2.3、进气道主要参数的确定 ---------------------------------------------- 364.2.3.1、确定进口面积F BX --------------------------------------------- 364.2.3.2、确定进气口尺寸----------------------------------------------- 374.2.3.3、进口前缘的曲率半径 ---------------------------------------- 374.2.3.4、进气道最外层的流线与进气道轴线之间的夹角βBX384.2.3.5、管道的半扩展角α-------------------------------------------- 384.2.3.6、发动机短舱头部至圆柱部分的距离L------------------- 384.3、进气道和发动机的相容性 ---------------------------------------------------------- 384.4、尾喷管的设计 -------------------------------------------------------------------------- 394.4.1、尾喷管的功用及要求 ------------------------------------------------- 394.4.2、尾喷管基本形式的选择 ---------------------------------------------- 394.4.3、尾喷管面积的计算 ---------------------------------------------------- 40五、部件外形设计---------------------------------------------------------------------------------- 405.1、机翼设计--------------------------------------------------------------------------------- 405.1.1、几何参数确定 ----------------------------------------------------------- 405.1.2、机翼安装角，扭转角及上反角的选择--------------------------- 425.1.3、副翼、襟翼位置布置 ------------------------------------------------- 425.2、机身几何参数的计算和选择 ------------------------------------------------------- 435.2.1、机身长度初步估算： ------------------------------------------------- 435.2.2、机身长度的详细估算 ------------------------------------------------- 445.2.3、机身宽度的计算-------------------------------------------------------- 455.3、垂尾的几何设计以及参数计算---------------------------------------------------- 465.3.1、垂尾面积的确定-------------------------------------------------------- 465.3.2、垂尾几何参数的确定 ------------------------------------------------- 475.4、起落架几何参数的计算与选择---------------------------------------------------- 475.4.1、停机角Ψ： ------------------------------------------------------------- 485.4.2、防后倒立角Φ：------------------------------------------------------- 485.4.3、主轮伸出角γ：------------------------------------------------------- 485.4.4、纵向轮距b: -------------------------------------------------------------- 485.4.5、前轮伸出量a：--------------------------------------------------------- 485.4.6、主轮距B：--------------------------------------------------------------- 485.4.7、起落架轮胎的选择： ------------------------------------------------- 495.4.8、综述------------------------------------------------------------------------ 49六、机翼和尾翼翼型的选择--------------------------------------------------------------------- 496.1、机翼翼型的选择 ----------------------------------------------------------------------- 506.2、垂尾、竖直翼梢小翼翼型选择---------------------------------------------------- 51七、总体布置 ---------------------------------------------------------------------------------------- 517.1、发动机的布置 -------------------------------------------------------------------------- 527.2、驾驶舱的布局设计-------------------------------------------------------------------- 537.2.1、驾驶舱设计要求和原则 ---------------------------------------------- 537.2.2、驾驶舱布局设计-------------------------------------------------------- 537.3、燃油系统设计 -------------------------------------------------------------------------- 55八、飞机重量校验与飞机重心的计算-------------------------------------------------------- 568.1、飞机重量的校验 ----------------------------------------------------------------------- 568.1.1、起飞重量分类 ----------------------------------------------------------- 568.1.2、部件重量估算法-------------------------------------------------------- 568.1.2.1、机身 --------------------------------------------------------------- 578.1.2.2、机翼 --------------------------------------------------------------- 578.1.2.3、尾翼 --------------------------------------------------------------- 588.1.2.4、起落架------------------------------------------------------------ 598.1.2.5、控制面------------------------------------------------------------ 598.1.2.6、发动机短舱 ----------------------------------------------------- 598.1.2.7、动力系统 -------------------------------------------------------- 608.1.2.8、固定设备 -------------------------------------------------------- 608.1.2.9、空机质量 -------------------------------------------------------- 608.2、重心的估算 ----------------------------------------------------------------------------- 608.3、综述 --------------------------------------------------------------------------------------- 61九、气动特性分析---------------------------------------------------------------------------------- 629.1、C型机翼的气动特性分析----------------------------------------------------------- 629.1.1、竖直段几何参数影响 ------------------------------------------------- 629.1.1.1、竖直段高度影响----------------------------------------------- 639.1.1.2、竖直段尖削比影响-------------------------------------------- 639.1.1.3、竖直段前缘后掠角影响 ------------------------------------- 649.1.1.4、竖直段倾角影响----------------------------------------------- 659.1.2、水平段几何参数影响 ------------------------------------------------- 659.1.2.1、水平段长度影响----------------------------------------------- 659.1.2.2、水平段尖削比影响-------------------------------------------- 669.1.2.3、水平段前缘后掠角影响 ------------------------------------- 679.1.2.4、水平段上反角影响-------------------------------------------- 679.1.3、C型机翼气动性能概括----------------------------------------------- 689.2、升阻比的修正 -------------------------------------------------------------------------- 69十、飞机总体飞行性能参数计算 -------------------------------------------------------------- 6910.1、航程-------------------------------------------------------------------------------------- 6910.2、起飞失速速度------------------------------------------------------------------------- 6910.3、起飞滑跑距离------------------------------------------------------------------------- 6910.4、着陆失速速度------------------------------------------------------------------------- 7010.5、着陆滑跑距离------------------------------------------------------------------------- 7010.6、参数汇总 ------------------------------------------------------------------------------- 70十一、飞机操纵系统设计与分析 -------------------------------------------------------------- 7111.1、飞机操纵系统分析 ------------------------------------------------------------------ 7111.2、余度技术 ------------------------------------------------------------------------------- 7111.3、本飞机操纵系统设计 --------------------------------------------------------------- 73十二、经济性分析---------------------------------------------------------------------------------- 7412.1、使用成本分析------------------------------------------------------------------------- 7512.2、飞机价格 ------------------------------------------------------------------------------- 77十三、三视图、效果图 --------------------------------------------------------------------------- 7713.1、三视图 ---------------------------------------------------------------------------------- 7713.2、效果图 ---------------------------------------------------------------------------------- 78十四、参数汇总------------------------------------------------------------------------------------- 8114.1、几何参数 ------------------------------------------------------------------------------- 8114.2、设计参数 ------------------------------------------------------------------------------- 8114.3、重量数据 ------------------------------------------------------------------------------- 8214.4、性能参数 ------------------------------------------------------------------------------- 82一、方案设计思想1.1、设计背景近年来，由于出现航班延误、航班取消出现的冲突事件越来越多。
飞机总体设计基础 大作业
2016.11.30
1. 飞行器设计涉及的学科有哪些？
飞行器是由多个子系统组成的复杂大系统，从全局的观点来考虑飞行器的设计问题，它覆盖了诸多学科，是多个学科领域高新技术的高效整合体。
所涉及到的学科主要包括四大块：气动、结构、推进、控制。
其中每一个大的学科又分为多个子学科。
气动设计：空气动力学、
力学学科：结构力学，空气动力学，材料力学，热力学
电磁学：航电系统
工业设计：
管理学
2. 多目标优化方法有哪些？并说明。
3. 飞行器总体设计中多学科设计优化的应用，举例说明。
首先阐述飞行器总体设计中多学科设计优化的概念。
飞行器总体设计涵盖了多个学科专业，包含大量的设计变量、状态变量、约束方程以及学科专业之间的相互影响，是一个典型的复杂系统。
复杂系统设计面临模型、信息交换、计算和组织复杂性等很多困难，因此必须利用各学科专门的技术手段来设计。
优化设计理论与这些专门技术的结合就构成了多学科设计优化的主要内容。
查文献：《飞行器总体不确定性多学科设计优化研究》国防科学技术大学姚雯导师：陈小前。
简单飞行器设计大作业
简单飞行器设计大作业
**一、设计目标**
本次设计的目标是设计一个简单的飞行器，能够在空中稳定飞行，并具备一定的操控性能。
**二、设计要求**
1. 飞行器能够安全起飞和降落。
2. 具备简单的航向控制能力。
3. 能够在空中稳定飞行一段时间。
**三、设计方案**
1. 飞行器整体采用轻量化材料制作，以减小重量，提高飞行效率。
2. 采用电动马达作为动力源，驱动螺旋桨产生升力。
3. 飞行器的控制系统采用遥控器进行控制，通过调整马达的转速实现飞行器的升降和航向控制。
**四、技术实现**
1. 选择合适的材料制作飞行器的机架和外壳。
2. 安装电动马达和螺旋桨，并进行动力系统的调试。
3. 设计并制作遥控器，实现对飞行器的远程控制。
4. 进行飞行测试，对飞行器的性能进行评估和优化。
**五、总结与展望**
通过本次简单飞行器设计大作业，我们初步掌握了飞行器设计的基本流程和方法。
在未来的工作中，可以进一步优化飞行器的设计，提高其性能和可靠性，为实际应用提供更好的解决方案。
以上示例仅供参考，你可以根据具体的设计要求和实际情况进行修改和完善。
飞机总体设计课程设计汇总
飞机总体设计需要关注环保和可持续发展，如降低油耗、减少排放等，以 符合全球航空工业的发展趋势。
感谢观看
汇报人：
05
飞机总体设计课程设计的展望和发展趋势
飞机总体设计课程设计的未来发展方向
数字化设计：利用计算机辅助设计（CAD）、虚拟现实（VR）等技术 进行飞机设计
绿色环保：注重飞机的环保性能，如降低油耗、减少排放等
智能化设计：利用人工智能（AI）、大数据等技术进行飞机设计，提高 设计效率和质量
复合材料应用：采用复合材料制造飞机，提高飞机性能和寿命
案例二：某型军用运输机总体设计
设计背景：某国空军需要一款新型军用运输机
设计目标：满足运输任务需求，提高运输效率
设计过程：包括需求分析、方案设计、详细设计、试验验证等 设计成果：某型军用运输机总体设计方案，包括气动布局、结构设计、系 统配置等
案例三：某型公务机总体设计
设计目标：满足公务机市场需求，提高舒适性和效率 设计特点：采用先进气动布局，提高飞行性能 设计难点：优化结构设计，降低重量和成本 设计成果：成功完成设计，获得市场认可
课程设计的评价Biblioteka 准和方法评价标准：包括设 计质量、创新性、 实用性等方面
评价方法：采用专 家评审、同行评审、 学生自评等方式
评价内容：包括设 计方案、设计报告、 设计演示等方面
评价结果：给出综 合评价结果，包括 优秀、良好、合格、 不合格等等级
03
飞机总体设计课程设计实践
飞机总体设计的基本原则和方法
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飞机总体设计课程设计汇
总
汇报人：
飞机总体大作业——四代机设计方案2
取,0025.0=feC S 浸湿/S 参考=3.2参考浸湿S S C C feD =0=0.0025×3.2=0.00820201LD L D D C Ae C KC C C π+=+=其中：C D0 为零升阻力(废阻力)系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力因子，A 为机翼展弦比，e 为奥斯瓦尔德效率因子。
3.2,1==A Ae K π其中0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1LE e A =-Λ-=4.61（1-0.045×2.30.68）（cos42°）0.15-3.1＝0.9596 亚音速下（L/D ）max =0.5(πAe/C D0)0.5=14.72．6推重比的确定T/W 直接影响飞机的性能。
一架飞机的T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。
另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。
T/W 不是一个常数。
在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。
另外，发动机的推力也随高度和速度变化。
当提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。
对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗(作战)时的推重比影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能(2)最大平飞速度(3)加速性(4)巡航性能(5)爬升性能(6)盘旋性能(7)最小平飞速度推重比估算的几点说明：1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。
W确定的情况下，可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离)2 在起飞翼载荷ST。
来估算起飞推重比WT也可以用统计方法给出。
3 起飞推重比WT=0.9 , W＝27648 kg(1)在空中格斗时: W所以T＝24883kgT＝0.6 , W＝27648 kg(2) 在其他的状况下：W所以T＝16589 kg鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75。
飞机总体设计大作业
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：0~10000m<25分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h一、相近飞机资料收集：二、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,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼 ：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：–航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M–巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．预估数据（参考统计数据）–耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝143．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a R a n g e W W f i n a l i n i t i a l )l n (代入数据：Range = 1242nm ；a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/lb (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得：115.1=finalinitialW W103.0tocruisefuel finalto cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off 002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 187.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：175.0049.0003.0000.0103.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值to W80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs fuel W14000 lbs 17500lbs 21000lbspayload W14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs avail empty W51400 lbs67900lbs84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6．所以最终求得的重量数据：emptyW18688 kg 0.608 fuelW5376 kg 0.175 payloadW6650 kg 0.216 toW30723 kg 1 推重比和翼载的初步确定界限线图翼载荷(N/m2)推重比地毯图4最大起飞重量（kg）选取翼载荷W/S=4500 2N/m; 推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8五、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：2．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：14degλ7.6（M较低时，选用较小长径比）长径比=六．机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5ρV²S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为4500N/m²），选择型号为NASA SC(2)-04041．展弦比AR=82．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。
飞机总体设计大作业
飞机总体设计大作业作业名称 J-22 战斗机的设计项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班目录第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20 3.1 机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．21 3.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．22 3.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．243.2 机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．28 3.2.1本机身的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 29 3.2.2机身的主要几何参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．29 3.2.3机身外形的初步设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．30 3.2.4本机机身外形的设计特点．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．31 3.3 起落架的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．32 3.3.1本机起落架的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．323.3.2本机起落架的设计参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4 推进系统的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4.1推进系统设计原则．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4.2本机所采用的推进系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．343.4.3 本机所采用的矢量推进技术．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．363.5机上采用的雷达．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．383.6飞机内部装载的布置．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．403.6.1飞机内部装载布置的原则和方法．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．403.6.2 本机驾驶座舱的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．413.7 本机的武器系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．42第四章本机费用与效能分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．43小结．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 50第一章设计任务书（1）主要设计目标：本机以四代战机为参照，为单座双发重型战机，具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点。
北航飞机总体设计第2次作业
1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD 模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。
2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。
其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）；3、 Boeing的团队协作戒律有哪些？答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责；2. 参加所有的团队会议并且准时达到；3. 按计划分配任务；4. 倾听并尊重其他成员的观点；5. 对想法进行批评，而不是对人；6. 利用并且期待建设性的反馈意见；7. 建设性地解决争端；8. 永远致力于争取双赢的局面；9. 集中注意力—避免导致分裂的行为；10. 在你不明白的时候提问。
4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？答：高效的团队表现为1. 氛围－非正式、放松的和舒适的2. 所有的成员都参加讨论3. 团队的目标能被充分的理解／接受4. 成员们能倾听彼此的意见5. 存在不同意见，但团队允许它的存在6. 绝大多数的决定能取得某种共识7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的8. 成员们能自由地表达感受和想法9. 行动：分配明确，得到接受10. 领导者并不独裁11. 集团对行动进行评估并解决问题。
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业歼-50（终结者）小组成员：前言 (3)第一章飞机设计要求 (4)任务计划书性能指标 (4)发动机要求 (4)有效载荷 (5)任务剖面 (5)概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9)发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)燃油重量系数W f/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)飞机升阻特性估算 (20)2.5.1确定最大升力系数 (20)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (21)随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
我们正在无声无息的被四代机重重包围，如何突围，成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。
根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。
赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。
具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想，我们以俄罗斯T-50为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第一章飞机设计要求任务计划书性能指标发动机要求（1）推重比达到10以上；（2）应满足具有超音速巡航能力，发动机不开加力在高度11-13千米，飞机应能～持续巡航飞行，及要求发动机不开加力使得最大推力要大；（3）为飞机提供短距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；（4）有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小；（5）采用双余度全权限数字电子控制（FADEC）；（6）与第三代战斗机的发动机相比，零件数量减少40～60%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；（7）寿命周期费用降低约25～30%。
超轻型飞机总体设计
飞机构造学结课大作业——超轻型飞机结构总体设计目录一．超轻型飞机总体外形设计二. 机翼结构设计三. 起落架的构造设计四．机身构造的设计五. 尾翼构造设计六．连接设计七．心得与体会八．参考文献一．超轻型飞机总体外形设计飞机主机翼采用上单翼布局，垂尾平尾正常式布局，采用对称翼型。
飞机尾部下方设置尾鳍，飞机采用前三点不可收放式起落架，机轮上设置整流罩减阻，机翼中部和机身底部之间设置有斜拉杆。
二.机翼结构设计1.机翼的选择采用矩形机翼，因为矩形机构简单，结构重量轻，超轻型飞机一般飞行速度都很低采用平直翼以获得更大的升力，矩形机翼当一处失速时，其它位置仍可以产生升力。
上单翼使飞机的横向稳定性增大，机翼离地面距离大，减小在颠簸跑道上起降时杂草划伤机翼表面和翼尖擦地等情况的发生。
机翼外形对于飞机的气动性能和结构性能有重要的影响，因此选择合理的机翼平面形状是非常重要的。
该轻型飞机的机翼剖面形状是平凸翼型，结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。
机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。
1).翼梁翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩.翼梁主要由上下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力.本机型采用的翼梁构造形式是工字形,沿长度方向采用等强度设计.腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大.这种结构的翼梁制造工艺简单,成本低.适用于轻型飞机的设计与制造.2).纵墙它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁.位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼.它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩.3).翼肋本机型翼肋---构架式翼肋.由缘条,直支柱,斜支柱组成.用于结构高度较大的机翼上.翼肋按功用为普通翼肋.此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板.腹板用来承剪,上下缘条用来承受因弯矩而产生的正应力,并连接蒙皮,普通翼肋的腹板抗剪强度,本机型翼肋有较大的承受预度,因此在腹板上开减轻孔以减重.4).蒙皮蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件.机翼还参与机翼的总体受力.蒙皮与翼梁腹板所构成的机翼盒式梁受到由各翼肋沿闭室周缘传来的引起机翼扭转变形的力矩。
飞机构造大作业
飞机构造大作业把飞行中的飞机重量凝聚于某一点，该点是直接对地心引力产生向地重力作用的所在，此一重心点不论飞机在空中的姿态如何，它永远垂直于地面,这一点就是飞机的重心。
升力主要是由机翼和水平尾翼产生的，这两部分升力的合力便是模型飞机的总升力，其作用点便是升力中心，它的位置是否恰当是决定飞机性能的重要因素之一。
升力是变化的，它与机翼本身的翼型、形状、安装角等因素有关，又与气流的方向、速度等因素以及飞机的飞行状态有关，所以升力有时大有时小，有时甚至为零，升力中心也要相应地变化。
机尾翼一般有垂直尾翼和水平尾翼之分．垂直尾翼主要是产生偏航力矩或保持方向稳定，水平尾翼作用是产生俯仰力矩．有的飞机采用无尾翼布局，可用主翼后缘襟翼或前鸭翼代替水平尾翼．例如,在使用水平尾翼时,飞机要抬起机头,就让平尾的上表面偏向飞行方向(或者说平尾前缘下倾),产生向下的压力,把飞机的尾部压下去,以升力中心为支点,产生抬头力矩,机头就抬上来了。
作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有：机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力力矩。
机翼力矩就是机翼升力对飞机重心所构成的俯仰力矩。
对同一架飞机、当其在一定高度上、以一定的速度飞行时，机翼力矩的大小只取决于升力系数和压力中心至重心的距离。
而升力系数的大小和压力中心的位置又都是随机翼迎角的改变而变化的。
所以，机翼力矩的大小，最终只取决于飞机重心位置的前后和迎角的大小。
一般情况，机翼力矩是下俯力矩。
当重心后移较多而迎角又很大时，压力中心可能移至重心之前，机翼力矩变成上仰力水平尾翼力矩是水平尾翼升力对飞机重心所形成的俯仰力矩。
水平尾翼升力系数主要取决于水平尾翼迎角和升降舵偏转角。
水平尾翼迎角又取决于机翼迎角、气流流过机翼后的下洗角以及水平尾翼的安装角。
升降舵上偏或下偏，能改变水平尾翼的切面形状，从而引起水平尾翼升力系数的变化。
流向水平尾翼的气流速度。
由于机身机翼的阻滞、螺旋桨滑流等影响，流向水平尾翼的气流速度往往与飞机矩。
飞机总体设计大作业
2
4.1 机翼设计 .......................................................................................................... 26 4.1.1 机翼具体参数的确定：............................................................................. 26 4.1.2 机翼的气动力特性.................................................................................... 32 4.1.3 机翼的增升装置和副翼............................................................................. 34 4.2 机身设计 ........................................................................................................... 38 4.3 尾翼及其操纵面的设计 .........................................................................
飞机总体大作业——四代机设计方案3
＝尾V L 3.6m 035=Λ翼型 NACA64A006 根梢比 η=3.3机翼面积 5.46252m 展弦比 1.00 翼根 3.6m 平均相对厚度 0.06 翼尖 1.08m 1/4弦线后掠角23.3度 展长 2.34m 后缘后掠角-20.6度 前缘后掠角 35度外倾角35度草图如下:●尾翼的功用，组成和设计要求： 尾翼的功用：保证飞机的稳定性和操纵性。
尾翼的组成：平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。
垂尾：垂直安定面，升降舵。
尾翼的设计要求：按设计要求。
平尾参数的选择：平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。
平尾尾容量为尾容量的统计值：4.4起落架设计HTHT WHTW HT W W HT HT HTL S C L S S C S L S C ⋅=⋅=⋅⋅=4.4.1起落架形式的选择：①．本机为高速飞机，故用可收放式起落架。
②．现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。
③．本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。
4.4.2起落架主要参数的确定●停机角Ψ安装起飞αα-=ψ通常取：︒→︒=ψ40，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距离。
本机的停机角Ψ=1°。
●着地角φψααϕ--=安装着陆本机的着地角取︒=15ϕ●防后倒立角γ原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。
()︒︒+=2~1ϕγ （前苏联）︒=15γ（美国）我们采用前苏联的标准，15 1.516.5γ︒︒︒=+=●前、主轮距b原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；(0.3~0.4)b L =机身；要 与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为18.9米，故b 应取值5.67～7.56m 之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m 。
直升机部件设计大作业
技术指标：旋翼最大直径：3.4m桨叶弦长：118mm翼型：NACA 0012旋翼工作转速：700rpm桨叶质量：3公斤发动机功率：55马力总重：200公斤桨叶根部离心力计算F li=M jy(2×π)2×0.5×R=0.005483M jy Rn2计算可知F li=36936.4N确定复合材料桨叶结构型式桨叶结构由c型梁、z型腹板、后缘条、蒙皮以及内部填充泡沫组成。
复合材料桨叶的梁和后缘条是由无纬玻璃纤维带制造，z型腹板和蒙皮是由正负45度玻璃纤维带制造，泡沫欧版采用高强度的聚氨酯泡沫。
确定桨叶C型梁剖面面积复合材料桨叶的C型梁是由无纬玻璃纤维带制造，它是承受离心力的主要承力件。
根据所选玻璃纤维带的抗拉强度桨叶根部离心力，就可以计算出C型梁剖面面积S c=5×1.5F li/σbcσbc为无纬抗拉强度，单位MPa，一般在400-800MPa；取σbc=500MPa，则可计算的S c=554.0×2确定联结螺栓直径1、考虑旋翼扭矩P=2n×扭矩×转速/60发动机功率为55马力（英制马力），等于41013.50瓦计算可知扭矩为559Nm，单片扭矩为139.75Nm2、联结螺栓平均负担离心力离心力：18468.2N螺栓直径为12mm确定桨叶Z型腹板弦向位置Z型腹、C型梁和蒙皮构成桨叶前闭室；Z型腹板、后缘条和蒙皮构成桨叶的后闭室。
双闭室结构主要承受桨叶所受的扭矩。
前闭室蒙皮厚、后闭室较薄；按照等强度原则。
来确定C型腹板的弦向位置。
确定桨叶蒙皮厚度桨叶厚度由桨叶所受扭矩的桨叶重量决定，选为6mm因此，前闭室桨叶厚度为12mm调整桨叶弦向重心根据初步计算，桨叶弦向重心在32%再通过调整C型梁形状和后缘条面积调整桨叶弦向重心位置在35%弦线处。
《飞机总体设计与系统工程课程》 教学大纲
1.有2.无
课程简介：
本课程是飞机设计专业的专业课。主要讲述飞机总体设计的基本原理和方法，内容包括飞机设计阶段的划分和飞机设计的依据，飞机型式和发动机的选择，飞机主要参数的选择，部件外形设计，进气道与尾喷管的参数选择，飞机的总体布置，客机设计的特点，飞机总体参数优化设计。
先修课程、能力和知识结构要求：
[8]Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach [M]. AmericanInstituteofAeronauticsand Astronautics, Inc. 1999
[9]中国航空信息中心《世界飞机手册》编写组.世界飞机手册[M]北京：航空工业出版社，2000
课程相关
主要网站
(/ad，/pd-2004)
主要教学方式
理论讲授+实践环节
主要适用专业
飞行器设计与工程
课程组成员：昂海松
姚卫星
余雄庆
徐惠民
罗东明
王宇
负责人（签名）：
2013年5月日
学院意见
教学院长（签名）：
年月日
系意见
系主任（签名）：
年月日
3、自学能力：具有自我阅读理论力学与相关教学参考书的能力。
先修主要课程
空气动力学、航空发动机原理、机械原理和设计、自动控制原理、飞行力学
使用教材
余雄庆．飞机总体设计．航空工业出版社，2000。
参考书目文献
[1]1．丁运亮. 现代飞行器设计的理论与技术. 南京：南京航空航天大学，2004
[2]余雄庆. 飞机隐身设计技术. 南京：南京航空航天大学，1992
计算题，约占20%。
课程教授方法说明：
A380飞机结构分析大作业
结构综合设计大作业--空客A380机翼结构分析与设计组号: 1组长: 何小龙组员: 宋淼谈超徐家宽王超目录一、A380的全面情况和基本参数（负责人宋淼）二、机翼、尾翼主要受力构件布置和结构形式（负责人宋淼）三、机翼典型构件的具体构造和传力分析（负责人王超徐家宽）四、机翼、尾翼根部主要受力构件布置与连接，总体力传力分析（负责人何小龙谈超）一、A380的全面情况和基本参数（负责人宋淼）二、机翼、尾翼主要受力构件布置和结构形式（负责人宋淼）三、机翼典型构件的具体构造和传力分析（负责人王超徐家宽）四、机翼、尾翼根部主要受力构件布置与连接，总体力传力分析（负责人何小龙谈超）1、机翼、尾翼根部主要受力构件布置与连接图一机翼根部结构图图二机身-机翼连接简化模型从图一中可以看出，A380的机翼是外侧双梁、内侧三梁单块式后掠机翼，并且有中央翼。
图二为机身-机翼连接简化模型。
该飞机机翼和机身之间的连接采用了主接头集中连接和辅助结构分散连接相结合的对接方式。
在机翼根部，梁是纵向构件中的主要受力构件，并且在机身侧边转折。
由于有中央翼盒，机翼与中央翼盒连接，在连接处布置有侧边加强肋。
前梁与后梁通过固接接头与中央翼连接，中间梁通过铰接接头与中央翼相连。
中央翼与机身通过六个铰接接头对接，周边布置有对接角条。
图三尾翼根部结构图图四尾翼结构简图如图三所示，垂尾、平尾的受力形式与机翼类似，也是双梁单块式后掠翼，后梁与机身加强框固接,前梁与机身加强框铰接。
图四为其结构简图。
2、机翼、尾翼总体力传力分析机翼结构简化为上图，总体力传力分析如下：（1）机翼弯矩的传递机翼的总体弯矩沿三根翼梁向翼根传递，由于机翼与机身连接属于静不定结构，三根翼梁中的弯矩按翼梁刚度分配。
由于中外翼带有后掠角，每根翼梁的弯矩都在翼根处发生转折，为了传递附加的剪流，在此布置了根部加强肋。
弯矩在根肋处分解为M z和M x，M x相当于直机翼的机翼弯矩，M z相当于机翼产生的一个附加扭矩，如下图。
航天飞行器设计大作业
一、题目：**导弹战术技术要求分析
二、目的：掌握导弹总体设计依据和总体方案论证方法
三、要求：
1、选定国内外某型导弹，通过查阅相关资料，详细分析战术技术指标；
2、描述总体方案（含外形、动力、制导控制、引信、战斗部、结构等部分），并分析方案选择原因；
3、提出该导弹的可能改进措施。
四、作业与考核形式：
1、提交文档报告和5~8分钟的PPT；
2、课堂随机抽查汇报答辩；
3、随机抽查同学根据汇报情况划分成绩等级；
4、其他同学根据文档和PPT；
5、总成绩占考试成绩20%，如有未完成、抄袭等情况，该项成绩为0。
飞行器总体设计 大作业第二章(2)
第二章总体参数设计2.1参数设计的任务和过程(1)飞机总体布局形式(2)起飞总重W0；(3) 最大升力系数 CLmax ；(4) 零升阻力系数 CD0；(5) 推重比 T/W；(6) 翼载 W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：(1) 装载和装载类型；(2) 航程或待机要求；(3) 起飞着陆场长；(4) 爬升要求；(5) 机动要求；(6) 鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准●2.2飞机起飞重量的估算●2.2.1飞机起飞重量的分析设计起飞重量包括空机重量和全部载重，如下图所示：以及近似计算过程的框图如下：W 0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：e f p W W W W ++=0)(eq en st f p W W W W W ++++=Wp ——有效载荷(含乘员)重量；Wf ——燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We ——空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W所以：000//1W W W W W W e f p--=其中：0/w w f、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或燃油重量f W )，就可求出0W 。
2.2.2各重量系数的预测一、空机重量系数0/w w e的确定起飞重量中,空机重量可以用对应的空机重量系数乘以起飞重量而得到.空机空重：EE O OW W W W =⨯ 空机重量系数：C EO VS OW AW K W = 相对于O W 的经验空机重量系数统计值对于变后掠翼VS K =1.04, 正常机翼VS K =1.00 取 A=0.93, C=-0.07 VSK =1.00空机重量系数0.070.93ETO TOW W W -= 二、燃油重量系数0/w w f 的确定飞行任务中使用燃油重量为 (1)fused ff TO W m W =-任务燃油重量为 (1)F ff TO fres W m W W =-+ 其中 ff m 为任务燃油系数,fres W 为额外燃油重量, 任务燃油系数ff m = 710i i i iW W =+=∏ 这里注意取0W ＝TO W 典型飞行任务剖面图各任务段重量比的计算： 任务抛面 i i W W /1+发动机启动和暖机0.9900 取自AAA 典型的暖机段燃油系数 滑 跑 0.9950 取自AAA 典型的滑跑段燃油系数 起 飞 0.9950 取自AAA 典型的起飞段燃油系数爬升到巡航高度并加速到巡航速度0.9850 根据经验公式巡 航 0.8185 根据经验公式待 机 0.9323 根据经验公式取m in 30=ltr E施放有效载荷 1.0000待 机 0.9993 式取m in 5=ltr E根据经验公返 航 0.8185 根据经验公式下 降 0.9850 取自AAA 典型的下降段燃油系数 着陆、滑行和关机0.9950取自AAA 典型的着陆/滑行段燃油系数现在开始计算空中中巡航段和待机段的重量比 （1）巡航段54W W发动机耗油率C 发动机类型巡航耗油率待机耗油率２滑跑１发动机启动和暖机起飞４爬升并加速５巡航６待机７下降８着陆滑行并关机本运输机采用双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机V2500这种发动机推力大、耗油率低。
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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：0~10000m<25 分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h，、相近飞机资料收集:二、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, 后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼：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：-航程Range = 2800nm=5185.6km-巡航速度:0.8M2 .预估数据(参考统计数据)-N) 5涵道比为-耗油0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h-升阻比L/D = 143 .根据Breguet航程方程：|n（W涸） Range（W final a M 上C D代入数据：Range =1242nm ；a = 581 Knots （巡航高度35000ft）C = 0.5lb/hr/lb （涵道比为5）L/D = 14M = 0.7计算得:W ini tial1.115W final^^fuel cruise 叽Wnd of cruise 叽^Vinal叫el cruise 0.103W to4 .燃油系数的计算W M /W 。
0.001舛2帆 0.001弘/%。
0.002皿/叽 0.016 W F 5/W 。
0.187W F 6/W 。
0.000W^7/W to 0.003W FS /W 。
0.049飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup2 Taxi out3 Take off4 Climb5 Cruise6 Desce nt7 Landing and Taxi in 8Reserve Fuel总的燃油系数:WU W 2 Wb Wk W 5 W z Wh W oW oW oW oW oW toW o W to0,0010.。
01o.。
020.。
160.103Q。
00 0・贽003O.。
49 0,1755 .根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值W to 80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs Wuel 14000 lbs 17500lbs 21000lbs ^^payload 14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs ^V empty avail 51400 lbs 67900lbs 84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6 .所以最终求得的重量数据:^^empty18688 kg 0.608Wfuel 5376 kg 0.175^^payload 6650 kg 0.216 W to 30723 kg 1推重比和翼载的初步确定 界限线图界限线图■碾存!Kitr抗风要求-■■■-第二阶段爬升_巡航起飞距离-i1Ir_ _ * * *-.j **^^"^1._ si-""A""产 J弋二~ 7.7 / / /平衡场长巡航11 1 1 r r着陆距离i~r进近速度/比 重0.5 推翼载荷(N/m 2)n?TJR 业比Cnp-|iri^il^) 2Q1O2Q12 Al ngN-s rastrrad地毯图4x 10 5.5地毯图3000W/S40005000T/W4.5陆距离进近速度平衡场长310 120.4抗.风要求2.5卜600070008000量重飞起大最巡航2巡航1Utt!片：罕El 千矍利界用砂murn?蛆霹平均487J?rRiHS廉港玉Ik^'hr/kfJ航屜阿* 追at 丹樹比亠 ―-——?聽範地袪图2选取翼载荷W/S=4500 N/m ；推重比T/W=0.35四、发动机选择:由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb 参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8TF34Cf34-1CF34-3CF34-S CF34-10 Length103 inDiameter49 in57 inDry weight1,625 1 670 lb2n>IO8 2.600 (b3,700 lb匚ompressor1 fan14 HH stages1 fan10 HH stages1 fan + 3 LF stages9 HH stagesTurbine4 LP stages2 HP stages 4 LP stages2 HP stages4 LP stages1 HP stageThrust at sea level9,220 Ibt 13,790 - 14,510Ibt10285 ・20,000 卧户ower-to-weight r?tic5.611 5.3:1 5.2:1 Overall pressure ratro atmax. power21:128:1 28 5:129:1 Byp^^s ratio62J5J 5 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:2 .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7.6 （M较低时，选用较小长径比）OlheiAbrltilCKierlh” dG-tcnptiDn Iliidaic-SG：Ln mb* 11Tralttnpg edge ant^k.fl-«rii!*u:Mui C t i D4.-MGC Man UP1&141 M M ILfD angME 2.1■列ILrt>C L：Q壮曲薛O科剜0&^ilDlilflflflli：胡序六•机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5 pV2S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496 (翼载荷为4500N/m 2)，选择型号为NASA SC(2)-0404NASA SC(2)-0404HT1 ■HT2J ^a--p—.lMAC冉16-006HTO0H I Ll5GdE 443 二:TUP^1 .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：3 .后掠角：A =25 °后掠角不能太多太小，变化如下图:1.20].IOI utwi.mA5.0 1.25I,Mi4 .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0.81>0.8 。
5 .机翼参数如下:面积S=66.64m 2展长L=23.08m气动弦长：匚八• — !「、；=3.06m弦长G|. =2-5/[/(I + 2)]=4.12mWing Swaep Angle - 25°Avwage ThidtnMA Fklo » (血)*前缘后掠角：J _ I ' _=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. 采用上反角：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，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计10 •增升装置选择：(ACL) 3疗’)门—0,S5 coj'yl r“ Gnu诵Ife —亿lmu工看监° "LnnJ =i 2'〔讼起飞-1山K血谶飞'(5J=1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合襟翼相对弦长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=30 °12 .扰流片布置在后缘襟翼前面13 .燃油容积计算，根据公式：420bS佻"M.89几+0.49 旳/』X=5833kg>5376kg 符合要求。
14. 机翼到机身前头距离X.25 m.a.c=46%xL FUS=11.6815. 机翼外形如图:尾翼1.平尾外形参数：纵向机身容量参数:侶）（刀屁）/ »・0胡=1 47其中：最大机身宽度£坯机身长度风机翼参考面积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:蚁向机身容量拳数勾平尾容鼻的光最毎単位瞋 4 心祗也灼O=0.195可以得到：平尾容量V H =4.352*32%=1.39其中：32%是重心变化范围取尾力臂 L H =50%L Fus =12.95m , AR=4.0，入=0.4 ,x =30由公式:其中：机翼面积S=66.64M 2,机翼平均MAC=3.06M可得：平尾面积 S H =21.88m 2,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C e /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：NACA 00062 .垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：（码J ）（z 加）/爲鴿其中:平尾形状如图:NACA0008兀最大机身高度 厶屮机身长度去V 机翼参再面积 叶机翼展长可以得到：垂尾容量Vv=0.098 取尾力臂 L v =50%LFUS=12.95m, AR=1.5，入=0.8 ,x =30由公式：S I' 玄厂其中：机翼面积S=66.64M 2，机翼展长bw=23.08m可得：S v /S=17.4%,垂尾面积 S v =11.64m 2,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 C e /C=0.30垂尾相对厚度t/c=0.09 其中：c 为垂尾弦长，t 为厚度垂直尾翼翼型： 垂尾形状如图:由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：就囱机舟暮■拳豪与•屋客■的共杀七、发动机短舱初步布置已知：DF=49in 涵道比卩=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 = 0.037W a+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量W a=666.6lb/sDIH = 0.037*666+32.2=56.84 in = 1.44 m主整流罩最大高度M HM H = 1.21D F风扇直径D F=49in=1.22 mM H = 1.21 * 1.22m = 1.48 m主镇流罩长度LCLC = [2.36D F - 0.01(D F M MO )2]最大使用马赫数M MO=0.8LC = [2.36*1.22 - 0.01*(1.22*0.8) 2] m = 2.87 m风扇出口处主整流罩直径DFO2DFO (0.00036 W a 5.84) 49.56n 1.26m DMG2DMG (0.000475 W a 4.5) 37in 0.94m核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where K取DJ=0.94m燃气发生器后长度LABLAB 取1m短舱轴线的偏角和安装角偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角0八、起落架布置前三点式停机角 2着落角16防后倒立角17主轮距 B 4.68m前、主轮距b=0.4L fus=0.4 X25.9=10.36m 2.2In -2 W a OPRM FUSC 2p(9.75 5.84BJ2L f(B f H f1.5 (B f)2 fL f机身长度（m ） L f 25.9m机轮布置O a轮胎数目与尺寸主起落架 40in * 14in 2个前起落架24in * 7.7i n 2个九、重量估算与指标分配机身重量B f ――机身最大宽度 （m ） B f 3.4m H f ――机身最大高度 （m ） H f 3.4mC 2 ――增压机身系数，客机取0.79p ――客舱内外压差，单位是巴（bar ）,典型值0.58M FUS 3837 kg机翼重量（1）理想的基本结构重量M IPSm c m rN V Dm e m rm e m r1920 A r5S05 Nr(13S125 0577 舌(1 0.34M0A30723 kg66.6m225 C0.42.5 1.65 4.125200 m / s0.1)sec sec0.44 2 )0 .52.2 — (1 0.72 2)1 12 35(1S 0.75 1 .5[0.2 (1 M ZW/ M0.0330.0049(2)修正系数0)]C x 0.001 0.0015 0.0040.02 0.005 0.022 0.03sec sec0.5105308 .3 106 0.540.013.50.004 0.00310 5X307230.50.010.020.004 0.012 0.007 0.0015 0.002 0.005 0005 0.0826(3)机身对机翼影响C y 1.13[(1 5 2) 0.0027(1 43B f/b 0.147(4)机翼总重M wing C y(m c m r C x)M 0 3702kg尾翼重量水平尾翼的重量: M H 1 240.047V D S H . 431kg垂直尾翼的重量: MV1 150.047k12V D S v. 158kg动力装置重量M pow nC s M eng 3541kg系统和设备重量M sys C4 M 0 4301 kg起落架重量M lg C lg M 0 1383kg使用项目重量85n c F O p P 1520kg有效载荷M payload 95P M freight 6650kg最大起飞重量M 0 M机身M商载M使用项目M机翼M尾翼M动力M起落架M系统和固定设备M燃油30723kg重心位置的估算1 . 各部件重心位置估算xlOO%燃油5376 12.17固定设备 5766 11.98 (调整后 6.58 ) 有效载何 665011.98总和30732(mgx)i由重心计算公式X G =得到x G =13.14m(mg)i得 X G =131410-92X 100 % =72.55 % 3.062. 飞机重心位置的调整(1 )调整机翼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 得装载=-5.4m 得 X 装载=11.98-5.4=6.58m则得最终机翼重心为 X G =11.976m则重心在平均得△(机翼=1.32刚一11.975 10.92 / / 即X G= X100 % =34.48 %3.061•全机升力线斜率:机翼的升力线斜率:全机的升力线斜率：厂 一占「其中:了为校正常数，遇常取值为工疏 心为飞机机身的屍大宽度： 、&対机翼的展长；耳沖为全部机翼平面面积.d h =3.4m ， b=23.08m ， S net = 56m 2， S gross =66.6m 2， A R =8最大升力系数：。