大型客机总体设计报告

大型宽体民用客机设计方案
组长：刘县龙2007300130
组员：朱杰2007300145
成李南2007300124
黄鑫2007300128
王琨2007300139
任务分配表：
目录
前言 (4)
1方案论证 (5)
1.1确定研制目标 (5)
1.2可行性分析 (6)
1.3选择原准机 (7)
1.3.1原准机简介 (7)
1.3.2空客A340-500的基本数据（安装RR Trent 553发动机） (8)
1.4使用技术要求 (8)
1.4.1飞机系统和设备 (9)
2基本构型和型号方案草图 (9)
3飞机初始设计参数的确定 (11)
3.1飞机起飞总重的估算 (11)
3.1.1飞机起飞总重的分类 (11)
3.1.2估算起飞总重的方法 (13)
3.1.3起飞总重的详细估算过程 (14)
3.2飞机升阻特性估算 (19)
3.2.1确定最大升力系数 (19)
3.2.2确定零升阻力系数 (21)
3.2.3确定典型极曲线 (23)
3.3飞机推重比和翼载荷的计算 (24)
3.3.1推重比的确定 (25)
3.3.2翼载的确定 (28)
4动力装置的选择与设计 (31)
4.1发动机的选择 (32)
4.2进气道的设计 (34)
5飞机各部件几何参数的计算与选择 (40)
5.1机翼几何参数的计算与选择 (40)
5.1.1几何参数计算 (40)
6机翼和尾翼翼型的选择 (52)
6.1机翼翼型的选择 (52)
6.2尾翼翼型的选择 (54)
6.2.1平尾选择 (54)
6.2.2垂尾翼型 (55)
7飞机重量校验与飞机重心的计算 (55)
7.1飞机重量的校验 (55)
7.1.1起飞重量分类 (55)
7.1.2重量校验的方法 (55)
7.2重心的估算 (57)
8飞机气动特性的分析计算 (58)
8.1升力特性分析 (58)
8.1.1确定最大升力系数 (58)
8.1.2升力线斜率的确定 (59)
8.2阻力特性分析 (60)
8.2.1确定零升阻力系数 (60)
8.2.2飞机的阻力系数 (61)
确定最大升阻比 (62)
9飞机总体飞行性能参数计算 (62)
9.1速度特性 (62)
9.1.1最大平飞速度 (62)
9.1.2失速速度 (63)
9.2高度特性 (63)
9.3起降特性 (63)
9.3.1起飞性能计算 (63)
9.3.2着陆性能计算 (65)
10飞机操纵系统设计与分析 (66)
10.1飞机操纵系统分析 (66)
10.2余度技术 (66)
10.3本飞机操纵系统设计 (68)
11飞机费用分析 (70)
11.1飞机寿命周期费用的构成 (70)
11.2飞机寿命周期费用分析的方法以及计算 (70)
11.2.1兰德DAPCA IV模型中工时、费用的组成以及计算 (71)
11.2.2兰德DAPCA IV模型中的综合费率（1986年定值美元） (73)
11.3使用保障费用 (73)
11.3.1燃油费用 (73)
11.3.2空勤人员费用 (74)
11.3.3维护费用 (74)
11.3.4折旧费用和保险费 (75)
12飞机三面图和几何参数、性能参数汇总 (75)
12.1三面图 (75)
12.2各类参数汇总 (76)
12.3各类参数汇总 (76)
12.3.1几何参数 (76)
12.3.2设计参数 (77)
12.3.3重量数据 (77)
12.3.4发动机CF6-80C2B1参数 (77)
12.3.5性能参数 (78)
前言
研制和发展大型飞机，是《国家中长期科学和技术发展规划纲要（２００６━２０２０年）》确定的重大科技专项，是建设创新型国家，提高我国自主创新能力和增强国家核心竞争力的重大战略举措。

研制和发展大型飞机，是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，也是全国人民多年的愿望，对增强我国的综合实力和国际竞争力，使我国早日实现现代化具有极为重要的意义。

中国实施大型客机项目具有以下六大重要意义：
首先，大型客机项目是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，对增强中国的综合国力、科技实力和国际竞争力，使中国早日实现现代化具有极为重要的意义。

其次，航空工业产业链长、辐射面宽、连带效应强，在国民经济发展和科学技术进步中发挥着重要作用。

大型客机是现代制造业的一颗明珠，是现代高新科技的高度集成。

第三，发展大型客机，能够带动新材料、现代制造、先进动力、电子信息、自动控制、计算机等领域关键技术的群体突破；能够拉动众多高技术产业发展；还将带动流体力学、固体力学等诸多基础学科的重大进展，将会全面地、大幅度地提高中国科学技术水平。

第四，发展大型客机，将更好地满足我国经济发展和人民出行需要，也必将成为一个潜力无限的新的经济增长点。

第五，研制具有市场竞争力的大型客机，不仅可以为航空工业的发展提供突破口和新的增长点，还有利于提高中国航空工业的制造能力和管理水平，最终形成强大的航空工业。

第六，中国拥有13亿人口，改革开放以来综合国力和国际地位日益提高，应该拥有自己的大飞机，这样才与我国社会主义大国的地位相称。

作为大型战略性高技术装备，大飞机的研制兼有政治、经济、国防、技术四重意义。

在政治意义上，大飞机能够反映一个民族、一个国家的能力，在鼓舞民族精神、提高民族自信方面，其价值不逊于“两弹一星”和太空飞船。

经济上，大飞机具有巨大的市场盈利空间。

到2020年我国大约需要新增干线客机1600架，总价值为1500亿至1800亿美元；而到2050年，我国大约还需要更新和新
增干线客机3000多架，加上各类支线客机和民用运输机，总价值在3500亿至4000亿美元之间。

这仅仅是国内市场的统计，如果参与国际竞争，大飞机的市场空间将更加广阔。

从国防上看，若大飞机研制成功，将使中国实现大型军用飞机的国产化，进一步增强国防实力。

从技术上看，大飞机处于产业链的顶端，堪称拉动工业技术链条的“总龙头”，其研制必将有力地拉动中国的技术进步和产业升级，强化民族工业的力量，提升中国在国际产业分工中的地位。

因此，无论从哪个方面看，启动大飞机研制，都是势在必行的重大战略决策。

关于飞机设计的步骤：
1方案论证
1.1 确定研制目标
我国研制大飞机，应在较高层面上追赶世界先进水平，并努力实现超越。

考虑到我国将用2-3个五年计划完成大飞机的研制，并且是先军后民，中国研制出大型民用运输机应在20年以后，技术成熟将在30年以后。

结合我国国情、当今形势、未来环境和战略需求，我们选择设计中远程、双通道宽体、400座级飞机。

空中客车A340系列飞机通过技术削减飞机维护成本，降低了飞机的重量并减少
了燃油成本。

A340系列飞机的优势并不仅限于降低了维护和燃油成本。

除得益于空中客车公司独特的运营共通性好处外（将飞行员及维护人员的培训时间和成本降至最低），该飞机配备四台发动机的布局可使航空公司有能力灵活制定远程和超远程航线计划，
1.2可行性分析
◆技术可行性
1980年9月，中国自主设计制造的总重110吨的大飞机“运十”就已首飞上天，虽因种种原因，该项目于1985年被中止，但给后来的大飞机研制积累了宝贵的经验。

新中国成立50多年来，我国通过改革开放，工业基础、科学技术水平都已经有了长足的进步。

我国在流体力学、固体力学、材料、现代制造、先进动力、电子信息、自动控制、计算机、计算数学、热物理、化学、信息科学、环境科学等诸多基础学科取得了重大进展。

CAD、CAM、数控加工等先进设计、制造技术已为众多设计、制造部门广泛采用。

我们已经依靠自己的力量，成功研制出了支线飞机，在飞机设计、制造领域已有一定技术储备。

航空高校和各主机院所为国家培育出大量航空人才，其中很多已经奋斗在航空领域的最前沿，成为我国航空事业发展的领军人。

◆经济可行性
中国改革开放50多年来，在经济建设上取得了举世瞩目的成就，我国的经济实力不断增强，国民生产总值也在不断的增长，我国具有充足的外汇储备，已成为世界上第三大经济体，在世界经济领域已占有一席之地。

我国是社会主义国家，具有集中力量办大事的优越性。

纵观国际航空产业发展史，国家长期稳定的支持是大型飞机项目成败的一个关键因素。

中国政府以国家意志启动大型飞机研制项目，有足够的能力从发展战略、行业立法、产业政策、财政投入等方面给予长期的、稳定的支持，提供多方面的服务。

随着中国经济的发展，人民生活水平不断提高, 空中旅行的需求人数不断增多，我国未来的航空客运量和货运量将大幅增长。

我国对大型民用运输
机将有持续的市场需求。

这是研制大飞机的持久动力。

只要航空企业面临新的发展机遇和挑战时继续深化体制改革，积极参与市场竞争，必能为振兴我国航空工业再立新功。

可见，我国开发大型民航客机在经济、技术、国情上是可行的。

1.3选择原准机
目前，世界上只有美、欧、俄具有研制大飞机的能力，而真正具备国际竞争力的只有波音、空客两家。

波音推出了737、747、757、777、787等一系列的客机家族，与此相应，空客也推出了 A300、A320、A330、A340、A380等一系列的客机，基本占据了民机的市场。

我们查阅了《世界飞机手册》，发现Airbus340-500 符合我们的设计要求。

故我们选择Airbus340-500作为我们的原准机。

1.3.1原准机简介
1987年4月空中客车工业公司决定A330和A340两个型号作为一个计划同时上马。

其概念为：一个基本的机身有相同的机体横截面，以2台或4台发动机作为动力装置，可以提供6种不同的构型覆盖从250座至475座从地区航线到超远程航线，提高通用性。

双发的A330在地区航线到双发延程飞行的延程航线均可带来最佳收益且低运营成本，而四发的A340在远程和超远程航线上提供多种功能。

A340在1988年开始研发，采用的先进材料、系统和航空电子设备使空中客车公司保持了技术和创新性方面的领先地位。

这两种机型也保留了空中客车A300/A310系列机型的机身截面设计。

同时借鉴空中客车A320先进的航空电子技术。

设计A340时，与双发动机的A330一同开发。

A330和A340两种机型有很大的共同性，有85％的零部件可以互相通用，采用相似的机身结构，只是长度不同，驾驶舱、机翼、尾翼、起落架及各种系统都相同，这样可以降低研制费用。

A330和A340两个型号的研制费共计25亿美元（1986年币值）。

A340最初计划采用由IAE（International Aero Engines，国际航空发动机公司）研制的「超级涡轮风扇」(Super Fan)发动机。

IAE后·来停止有关的开发，空中客车A340邃改用CFM56-5C发动机。

1991年，当A340首飞后，工程人员发现一
个潜在的重要缺陷：机翼的强度不足，在高速巡航的情况下，搭载外侧发动机会导致机翼弯曲与摆动。

解决方案是在翼下加上一个龟甲型的隆起结构，以改善发动机吊架附近的气流。

改良后的A340于1993年投入使用。

1.3.2空客A340-500的基本数据（安装RR Trent 553发动机）
机身长度67.9米
机身宽度 5.64米
翼展63.45米
高度17.1米
客舱长度53.56米
最大客舱宽度 5.28米
标准三级客舱布局载客313人
货舱容积（立方米）153.9
动力装置4台RR Trent 553
巡航速度0.83 马赫(885公里/小时，550英里/小时)
空机重（吨）170
最大业载（吨）54
最大起飞总重（吨）372
最大油箱容量（升）214,400
航程16,100公里（8,670 海里）
1.4 使用技术要求
我们参考原型机和与设计要求相近的A-340的相关数据，制定出了如下使用要求：
1)主要设计目标：
最低的直接使用成本，使乘客有最大的舒适性，使用寿命长，可靠性高以及充分的易维修性。

对空、地勤人员训练的要求较低，备件要求较低并可最大限度地利用现有的地面设备。

应采用先进的气动、系统技术及材料，降低耗油及直接使用成本。

设计应适应中国机场及航线的自然地理环境条件以
及中国承运人的使用方式和世界市场的需要。

2)目的和用途：
主要用于国内干线和地区国际航线400座四发中长程客机，易于改装成客货两用机，可加长机身。

3)动力装置：
四台涡轮风扇发动机
——单台起飞推力：250daN
4)使用特性：
希望设计与其同期机种所建立的地面、空中与航线环境完全相容，机动速度和速度限制不影响任何模式的标准营运。

5)侧风起飞及着陆能力
在侧风的垂直分速为15m/s时能正常起飞及着陆。

6)寿命:
7)飞机的使用、维护和寿命要求
飞机平均故障间隔时间：
每飞行小时机上直接维护工时：
飞机平均修复时间：
无维修待命时间：
机体设计使用寿命6万飞行小时或至少6万次起降；机体使用寿命达到20年。

1.4.1飞机系统和设备
2基本构型和型号方案草图
一、基本构型确定
飞机设计工作通常开始于型号方案草图，这一部分分析飞机已有的一些基本构型，根据经验、原准机、实际需要和技术水平，确定型号主要部分的基本形式，包括机身形式、机翼、尾翼、发动机安装、起落架形式等。

1.型号构型分析确定
1)机身构型
机身构型可分为常规布局、双机身布局、双尾撑布局、翼身布局。

双机身或双尾撑布局适合轻型小型飞机，大型民航客机通常选择常规布局。

2)机翼构型
参考原准机，选择常规式，在必要时采用翼梢小翼；
从结构上分为悬臂式、支撑式，考虑结构重，翼展大，应该选择悬臂式；
从翼身相对位置分上单翼、中单翼、下单翼，商务运输机一般选择下单翼。

从后掠角分为直机翼、正后掠、前掠、可变后掠等，可变后掠结构重技术复杂因此放弃，前掠难以控制发散问题，而正后掠可以满足飞行要求，因此选用正后掠机翼构型。

3)尾翼构型包含垂直尾翼和水平尾翼
垂直尾翼中双垂尾是为满足大迎角大机动设计，在本型号中不必采用，只需选择单垂尾；
水平尾翼可选择的方案有安装在机身上、在垂尾的中部上部形成十字型或“T”型，选择安装在机身上方案。

4)发动机类型数量和布置
由于起飞重量大，需选用推力大巡航速度下耗油低的涡轮风扇发动机，并且从总推力、可靠性出发，选择四台发动机；在安排方面，选择推进式，安装位置应选在翼下，这样可以避免与机身大舱容相矛盾，也不必埋入机翼使结构复杂。

5)起落架类型与布置
首先确定选择可收放前三点式，这在气动、着陆性能方面都有好处，主起落架选择两组或四组，在机身下设计主起落架的整流舱；各组起落架的轮数根据需要在以后工作中设计确定。

综上所述，机身采用常规布局，机翼选择常规布局，悬臂式，下单翼，在
必要时采用翼梢小翼，选择单垂尾，平尾安装在机身上，四台涡轮风扇发动机翼下对称吊装，起落架采用前三点式，其中主起选择两组或四组，其他设备在详细布局设计阶段全面考虑安排。

二、型号方案草图
参照原准机，根据以上方案选择，分析方案的基本布局、安装方式，画出方案草图：
3飞机初始设计参数的确定
3.1飞机起飞总重的估算
3.1.1飞机起飞总重的分类
飞机起飞总重可分为三部分：飞机使用空重W OE ,飞机任务油重W F ，飞机有效装载重量W PL ，用公式表达如下：
PL F OE TO W W W W ++=
飞机使用空重W OE 又分为 空重E W ，死油重tfo W ，乘员重crew W ，通常记为：
crew tfo E OE W W W W ++=
空重W E 又可写成如下形式： EN FEQ S E W W W W ++= 其中： W S —飞机结构重量；
W FEQ —固定设备重量； W EN —动力装置重量
对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式： E PL F crew TO W W W W W +++= 或 TO
E TO
F PL
crew TO W W W W W W W --+=
1
式中
e TO
E
m W W =——空机重量系数
f TO
F
m W W =——燃油重量系数 可以根据使用技术要求定出crew PL W W 和，利用统计经验公式可以定出空机重量系数
E TO W W ，利用燃油系数法可以定出燃油重量系数
F TO
W
W (或燃油重量F W )，就可求出TO W 。

因为空机重量系数的公式中含有TO W ，故须进行迭代求解。

3.1.2 估算起飞总重的方法
第一步：确定任务装载重量PL W 和机组人员重量crew W 第二步：猜测一个起飞重量值 TO guess W 第三步：计算燃油系数/F TO W W 第四步：计算空重系数/E TO W W
第五步：将第二步猜测的 TO guess W 和第三、四步算得的/F TO W W 、/E TO W W 代入公式（2.1），得到一个TO W 的值，比较两者的差值。

如果较大，改变 TO guess W 的值，重复第二~五步的过程，一直迭代直到 TO guess W 与TO W 的差值小于指定的误差。

整个过程可图示如下：
3.1.3 起飞总重的详细估算过程
1、确定任务装载重量W PL 和机组人员重量crew W
W PL 包括乘员重量、行李重量和货物重量。

本机乘员400人，假设每名乘客质量为75kg ，远程飞行带行李15kg 。

货物重量为25，000kg 旅客机
crew
W 包括驾驶舱内的乘务和飞机乘务人员，对机组成员，一般质量
为80kg ，带行李10kg ，假设本机共12名机组人员。

有以上假设
crew PL W W +=400*（75+15）+12*90+25000 =62,080kg
2、猜测一个起飞总重 TO guess W
参考A340的最大起飞总重为372,000kg （设计起飞重量一般在最大起飞重量的80%-90%之间），并根据设计起飞重量一般在有效载荷的5倍左右， 取：
T O g u e s s
W =310,000kg
3、计算燃油系数/F TO W W
为了确定飞机执行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法。

其基本思想如下：将某一飞机的典型任务剖面分段并标号，按简单计算公式或由统计值得出各段的终了重量和初始重量比，进而可以得出任务结束与初始的重量比，对于民用运输机，因为整个任务剖面中重量的减少全部由燃油消耗引起，故用1减去结束/初始重量比可得出燃油系数。

如图所示，飞机执行典型任务的飞行过程可分为以上八个阶段。

每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。

◆ 0—1阶段：发动机启动和暖机——起始重量为TO W ，终止重量为1W ，本
段燃油系数取为1/TO W W =0.985
◆ 1—2阶段：滑跑——起始重量为1W ，终止重量为2W ，本段燃油系数取
为21/W W =0.985
◆ 2—3阶段：起飞——起始重量为2W ，终止重量为3W ，本段燃油系数取
为32/W W =0.985
◆ 3—4阶段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度——起始重量为3W ，终止
重量为4W ，本段燃油系数为43/W W
由统计值得：4
3/W W =0.987
◆ 4—5阶段：巡航——起始重量为4W ，终止重量为5W ，本段燃油系数
54/W W 可根据Breguet 航程公式计算如下：
()
D
L V
RC
W W -=ex p 45=0.658
式中各参数物理意义及确定方法如下： 航程R=11500000m
巡航高度11，000m 下,音速a=295.2m/s,巡航马赫数Ma=0.85
巡航速度V=0.85*295.2m/s=250.92m/s
最大升阻比取为20，由飞行动力学的知识可知，巡航升阻比为最大升阻比0.866时，取得最大航程：
巡航段升阻比L/D=0.866*(L/D)max =0.866*20=17.32
巡航段发动机耗油率SFC 参考747发动机RB211-524G/H 的技术数据，取
C=0.581kg/(daN ·h)
=0.0001614kg/(daN ·s) =0.0001582 kg/(kg ·s)
◆ 5—6阶段：待机——起始重量为5W ，终止重量为6W ，本段燃油系数为
65/W W
65
e x p 0.991
W EC
L W D
-==
待机时间E=20min=1200s
巡航段升阻比L/D=(L/D)max =20 发动机耗油率C=0.0001582 /s
6—7阶段：下降——起始重量为6W ，终止重量为7W ，本段燃油系数为76/W W 由统计值得：76/W W =0.995
7—8阶段：着陆、滑行和关机——起始重量为4W ，终止重量为5W ，本
段燃油系
数为87/W W
由统计值得：87/W W =0.995 则任务燃油系数m ff 为：
11
1,7
0.985
0.9850.985
0.9870.6580.9910.995
0.612i ff TO i i W W m W W +=⎛⎫⎛⎫=
⎪ ⎪⎝
⎭⎝⎭=⨯⨯⨯⨯⨯⨯=∏ 所以燃油系数为
()()1.061 1.0610.6120.411
F
ff TO
W m W =⨯-=⨯-= 其中系数1.06是考虑到飞机有6%的燃油(包括安全余油和死油)不可用 4.计算空重系数/E TO W W
采用拟合经验公式法，拟合公式为：
/C
E TO TO W W A W K =⋅⋅
对于常规飞机，各系数用统计回归的方法可得：
由上表喷气运输机的数据可得A=0.97, C=-0.06；未来的民航客机应广泛采用复合材料，取k=0.85。

所以
0.060.06/0.970.860.8342E TO TO TO W W W W --=⋅⋅=
初次计算起飞总重时，将猜测的起飞总重值代入该式，得到一空重系数，因为空重系数中含有待求的起飞总重，故需采用迭代的方法，直到两次求得的起飞总重基本一致。

5、迭代公式 TO
E TO
F PL
crew TO W W W W W W
W --+=
1
将上面计算的数据和相应的算式代入上式，迭代至两次求得的起飞总重误差小于0.5%。

6、运算结果
所以本机最终的结果为
起飞总重
W=310，000kg
TO
有效装载重
W=62，080kg
PL
空重系数
m=0.39
e
空机重
W=122，081kg
E
燃油系数
m=0.411
f
任务油重
W=128，506kg
F
3.2 飞机升阻特性估算
飞机的升力、阻力特性是性能分析的重要原始数据。

在方案论证和方案设计阶段，飞机的布局参数还未最终确定，因此获得初始方案的气动力数据主要靠简捷的工程估算方法。

有时，也可以对同类飞机的统计分析方法得到。

在方案确定以后，必须进行风洞实验，利用风洞实验获得飞机的升阻特性。

3.2.1确定最大升力系数
最大升力系数决定于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及其几何形状、R
数、表面粗糙度以及来自飞机其他部件的影响，如机身、
e
发动机短舱、起落架等的干扰。

平尾的配平力将增大或减小最大升力。

大多数飞机在起飞和着陆状态时，使用不同的襟翼状态。

在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。

不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比加速和爬升时所期望的阻力还要大。

因此一般起飞时襟翼使用大约一半的最大偏角，起飞时的升力系数是着陆时的80%。

对于本型号，采用常规布局，尾翼将起到配平力矩、减小升力的作用。

由于飞机起飞重量大，需要选用大升力翼型，将选用先进的襟缝翼，而且考虑加装翼梢小翼。

升力系数的精确得出需要实验与经验结合，在初步设计阶段，可以根据下表给出的统计值初步估算。

在初始设计阶段，上表所列值已经足以“选择”满足任务要求和与襟翼
参数相对应的C Lmax。

为了获得C Lmax 的较好初始估计值，需要求助于实验
结果和经验数据，下图给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线（统计分析），适用于展弦比在4~8的飞机。

原准机的展弦比为7.7，1/4弦线后掠角37°30′，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6块铝质蜂窝结构扰流片，每侧机翼前缘有10段前缘襟翼，机翼前缘靠翼根处有3段克鲁格襟翼。

初步设计参照原准机的襟翼形式和1/4弦线后掠角，读图发现 最大升力系数约为3.1，显然襟缝翼全部工作，应该是着陆时的状态，参考上面统计值得到型号的升力系数：
最大平飞升力系数： 2.0LMAX C = 最大起飞升力系数：` 2.48LMAX TO C = 最大着陆升力系数：` 3.1LMAX L C =
3.2.2 确定零升阻力系数
机翼上的阻力有许多种，根据产生原因以是否与升力有关分为零升阻力和升致阻力。

其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力。

精心设计的飞机在亚音速巡航阶段的零升阻力大部分为摩擦阻力，小部分为分离压差阻力，由于对于不同飞机，后者占前者的一定百分比，因此引出“当量蒙皮摩擦阻力系数fe C ”的概念，它包括了摩擦阻力和分离阻力。

用当量蒙皮摩擦阻力系数fe C 估算零升阻力的公式是：
0D fe
S C C S =浸湿
参考
其中：S 浸湿为浸湿面积，S 参考为参考面积；
fe C 可从下表中查取：
根据本机型号，选取fe C =0.0030
浸湿面积是指飞机总的外露表面积，由机身和翼面的浸湿面积组成。

机身的浸湿面积可用俯视图和侧视图估算，下面的经验公式可以给出合理的近似：
3.4[S ≈浸湿侧俯（S +S ）/2]，
机翼和尾翼的浸湿面积可以根据平面形状估算，如下图，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积乘以一个相对厚度确定的因子得到，本型号是大型飞机，而且要求亚音速高升力，机翼相对厚度要大于0.05，可用下式估算：
[1.9770.52S S =+浸湿外露（t/c ）]。

初步估计时，可以采用下图提供的经验统计值：
参照原准机 A340-500 ，选取S S 浸湿
参考
=6
2
6 6541.16 3247S S m =⨯=⨯=浸湿
0.003060.018D fe S C C S ==⨯=浸湿
参考
起飞着陆时，由于襟翼、起落架的影响，0D C 会有变化0D C 。

本机拟采用下
列襟翼和起落架形式：
部分翼展三缝后缘襟翼，每侧机翼上表面有6块铝质蜂窝结构扰流片，每侧机翼前缘有10段前缘襟翼，机翼前缘靠翼根处有3段克鲁格襟翼。

机翼和机身上都装有起落架 做出如下修正：
3.2.3 确定典型极曲线
亚音速飞行时假设极曲线为抛物线，则飞机阻力系数
20D D L C C C π=+/（Ae ），
A 为展弦比，参照原准机取7.7， e 为奥斯瓦尔德效率因子，取0.8e =
升阻比是所设计方案总气动效率的衡量， 亚音速时，升阻比L/D 直接取决于2个设计因素：机翼翼展和浸湿面积，可用下式进行估算：
(/) =16.4
MAX L D == 与要求20有一定差距，可以通过以后的优化修形实现设计要求。