飞机总体设计大作业教学提纲
飞行器总体设计教学大纲
飞⾏器总体设计教学⼤纲《飞⾏器总体设计》教学⼤纲学时数：64学时讲授授课对象：飞⾏器设计⼯程专业⼤学本科前期课程：理论⼒学、材料⼒学、结构⼒学、⾃动控制原理、空⽓动⼒学与飞⾏性能计算⼀、课程地位：本课程是飞⾏器设计⼯程专业必修的专业主⼲课，是⼀门综合性、实践性很强的课程。
它要求学⽣在学习本课程中总体设计知识的同时，紧密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的⼀般思路、原理和⽅法。
促进学⽣把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能⼒的结合点，是培养学⽣分析⼯程实际问题和⼯程设计能⼒的重要环节。
⼆、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设计技术；培养学⽣在综合运⽤⼴泛理论的基础上对⼯程实际问题的分析能⼒、分析评价⽅法和设计能⼒，以及接受和适应深层次设计技术发展的能⼒；锻炼、培养学⽣辩证逻辑思维、创造性思维和系统⼯程思维。
课程要求：在设计原理、概念、⽅法等基础⽅⾯强调系统全⾯、深刻精炼、科学逻辑的有机结合，要使学⽣能真正掌握和运⽤；强调理论与实际的有机结合；强调理论知识综合运⽤能⼒的培养，加强主动式教学，启发学⽣主观能动性，利⽤现代技术的⾼信息含量使学⽣更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科的发展；最终使学⽣基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设计技术，着⼒于⼯程设计能⼒的培养。
三、课程内容：第⼀章绪⾔（2）1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的⽬的与任务。
2、初步建⽴如飞机设计阶段、特点等基本概念。
第⼆章设计的依据与参数选择（8）1、了解飞机的设计要求2、了解飞机的设计规范3、熟悉飞机的总体技术指标4、掌握飞机总体设计的参数选择第三章飞机总体布局设计（10）1、掌握飞机型式的含义与内容2、理解飞机配平形式选择3、了解隐⾝对布局设计的影响4、熟练掌握机翼参数选择5、熟练掌握尾翼布置及参数选择第四章机舱及装载布置（6）1、掌握机⾝初始⼏何参数估计2、熟练掌握民机客舱设计与布置3、掌握民机货舱布置4、掌握民机驾驶舱布置5、了解作战飞机座舱布置6、了解武器装载布置第五章起落装置布置（4）1、了解对起落装置的设计要求2、掌握起落架布置3、了解轮胎参数的初步选择4、掌握起落架收放装置的设计第六章动⼒装置及燃油系统（7）1、了解发动机类型与选择2、了解发动机在飞机上的布置3、了解发动机尺⼨4、进排⽓系统设计5、掌握燃油系统设计第七章飞机的总体布置（6）1、了解飞机总体布置⼯作的任务2、了解飞机内部的总体布置3、掌握飞机外形设计4、掌握飞机设计布置图5、掌握飞机浸湿⾯积与体积第⼋章重量特性估算（3）1、了解飞机重量分类2、了解近似分类重量法4、掌握统计分类重量法5、掌握估算结果的修正6、掌握重⼼定位与调整第九章飞机性能综合分析与评估（15）1、了解飞机性能综合分析与评估的重要性2、掌握⽓动特性估算3、掌握稳定性与操纵性分析4、掌握动⼒特性估算5、掌握飞⾏性能估算四、学时分配：五、主要参考书《飞机总体设计》李为吉主编，西北⼯业⼤学出版社；《飞机总体设计》顾诵芬主编，北京航空航天⼤学出版社；《飞机总体设计》余雄庆主编，航空⼯业出版社六、考核⽅式（包括作业、测验、考试等及其所占⽐例）课程考核要求：考试（80%），设计作业（20%）。
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。
2014-飞机总体设计-4第四讲-总体布局设计-Part1
在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的， 它综合了正常式布局和鸭式布局的优点，有望得 到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性
• 增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理，减轻机翼 上的气动载荷，有效的减轻机翼的结构重量； • 前翼和机翼的襟副翼，水平尾翼一起构成飞机的操纵控 制面，保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩，允 许有更大的重心移动的范围； • 前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机最大升力。
设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果 采用增压客舱，机身将变得非常重 对于大型运输机而言，Burnelli的应用有待深 入的研究
24
4.2 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内，斜机翼布局与常规固定后掠 或变后掠机翼飞机相比，有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转 轴。有利于降低飞机的结构重量。
飞机总体设计 第四讲
飞机总体布局设计
（第一部分）
飞机系 航空科学与工程学院
本讲内容在设计流程中的位置
总体布局设计
配平型式选择 机翼参数选择 尾翼参数选择 机舱与装载布置 推进系统设计 起落架布置 部件及分 系统设计
飞机总体布置 和几何建模
多学科设计 优化(MDO)
经济性、环 保性分析
飞机性能综 合分析评估
B-2专用恒温机库
36
复习题
1. 飞机型式选择的主要内容是什么？ 2. 简述飞机鸭式、无尾式和三翼面布局的 特点。 3. 简述飞机外形隐身设计的基本原则。
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谢 谢！
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正常式布局
11
4.2 飞机配平形式选择
正常式布局
12
4.2 飞机配平形式选择
鸭式布局
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
单击此处添加副标题
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。
2.0飞机总体设计复习提纲PDF.pdf
一、填空题（每空2分，共30分）1.按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计，初步设计和详细设计。
2飞机结构和刚度规范中，通常规定安全系数为 1.5 。
2.3机翼的主要平面形状参数中的组合参数有展弦比，根梢比。
4最重要的三个飞机总体设计参数是正常起飞重量，推重比，翼载荷。
3.5武器的外挂方式包括（列举3种）机身外挂，机翼外挂，半埋式安装。
6根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当总压恢复高，出口畸变小，阻力低，工作稳定。
7布置前三点式起落架时应该考虑的主要集合参数包括擦地角，防倒立角，防侧翻角，前轮距，主轮距。
8飞机进气道设计主要包含三个性能参数，分别是进气道出口总压恢复，出口流场畸变，进气道阻力。
9机翼常见的的增升装置包括：前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼。
10发动机类型包括：活塞式发动机、涡轮螺旋桨、涡轮风扇、涡轮桨扇、冲压喷气、液体火箭发动机等。
4.11飞机的燃油包括三部分，分别是任务燃油，备用燃油，死油。
12起落架的布局形式有：前三点式、后三点式、四轮式、自行车式和小车式。
5.13起落架的结构型式：构架式，支柱套筒式，摇臂式14起落架刹车装置分为：弯块式刹车装置、胶囊式刹车装置、多盘式刹车装置6.15飞机的阻力包括：摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、诱导阻力、波阻。
16飞机的横侧操纵通常用副翼、襟副翼、扰流片、差动平尾来实现。
7.17上反角可提高横向安定性，为避免横向安定性过大，大后掠翼飞机一般采用一定的下反角。
18机翼扭转包括几何扭转和气动扭转，可以延缓翼梢气流失速。
19一般来说，若采用涡轮风扇发动机，亚音速飞机采用高涵道比发动机，超音速飞机采用低涵道比发动机。
20在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以中单翼的气动干扰最小，下单翼更适应民用航空运输飞机的要求。
21飞机燃油箱通常有三种类型，包括整体油箱，软油箱，独立油箱。
22飞机的起飞重量一般情况下的组成包括乘员重量，装载重量，燃油重量，空机重量。
《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：
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
飞机设计的三个阶段
• 概念设计 (Conceptual Design) 1% 人员
• 初步设计 (Preliminary Design) 9% 人员
• 详细设计（Detail Design)
90%人员
设计工作特点
• 科学性与创造性
– 构思与分析 – 右脑与左脑
• 非唯一性 • 逐步细化 • 反复迭代，多轮逼近 • 多学科综合与协调
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
飞机设计的基本要求
• 飞机的类型和基本任务
– 类型
• 军用机：战斗机，轰炸机，……. • 民用飞机：客机，货机，公务机，……
– 基本任务
• 飞行任务剖面图
• 有效载荷
– 民用飞机：旅客数；行李重量 ；货物重量 – 军用飞机：空勤人员；武器弹药；装备
(完整word版)飞机总体课程设计
1.重量估算与指标分配以下计算过程的公式参照《飞机设计手册8》1.1机身重量估算USFA方法——机身重量，kg-—起飞重量，1684 kg；——设计过载,2；——机身长度，8.5 m；——机身最大宽度，1。
9 m；——机身最大高度，1。
6 m;—-设计巡航速度(EAS），290 km/h;此公式可用于速度550 km/h以下的飞机。
代入数据,算得机身重量126。
56kg。
1.2机翼重量计算采用USFA方法——机翼重量，kg——机翼面积，16 ；——机翼展弦比，11；——机翼1/4弦线后掠角，4°；-—机翼根梢比,1.25；——机翼最大相对厚度，15％；——海平面最大平飞速度,300 km/h；代入数据，计算得机翼重量。
1.3尾翼重量计算采用USFA方法1.3.1水平尾翼-—平尾面积,2.28 ；——平尾力臂，；--平尾展长,；—-平尾根部剖面最大厚度，0。
0672 m；代入数据,计算得水平尾翼重量。
1.3.2垂直尾翼——垂尾面积，；——垂尾展长，；—-垂尾根部剖面最大厚度，0。
1899 m；代入数据，计算得垂直尾翼重量。
1.4发动机短舱重量采用Torenbeek方法多发活塞式发动机飞机:汽缸水平对置发动机:-—发动机起飞总功率，264.6kW；N—-发动机的数量，2;代入数据，计算得单发重量.双发总重量为。
1.5 起落架重量采用Torenbeek 方法式中：=1，下单翼飞机；1。
08,上单翼飞机。
其中，，,见下表起落架重量计算系数表飞机类别A B C D 主15.00.0330.0210前 5.40.04900主9.10.0820.0190前11.300.0240尾 4.100.0240主18.10.1310.019 2.23E-05前9.10.0820 2.97E-06尾2.30.31起落架型式喷气式教练机和行政飞机收放式固定式收放式其他民用飞机可知主起落架：，，,;主起落架重量：62。
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。
设计制作飞机(一)教案
设计制作飞机(一)教案1.教案概述本节课程将介绍设计制作飞机的基础知识，包括飞机的构造、材料选择和基本工具的使用等。
通过理论与实践相结合的教学方法，帮助学生掌握飞机设计制作的基本技能。
2.教学目标了解飞机的基本构造和各个部件的功能。
掌握飞机材料选择的原则和常用材料的特性。
学会使用基本工具进行飞机设计制作。
培养学生的创新思维和实践能力。
3.教学内容3.1 飞机的基本构造机身：包括机头、机翼、机身和机尾等部分。
动力系统：包括引擎、传动系统和推进装置。
操纵系统：包括操纵舵面和操纵杆等部分。
起落架系统：用于飞机的起降和地面行驶。
3.2 飞机材料选择轻质高强度材料：如铝合金和复合材料等。
耐热耐腐蚀材料：如钛合金和不锈钢等。
轴承材料：如钢和陶瓷等。
3.3 基本工具的使用钳子：用于夹持和固定零部件。
锉刀：用于修整和修改材料形状。
螺丝刀：用于拧紧和松开螺丝。
焊接机：用于将材料进行气焊或电焊。
4.教学过程4.1 导入活动通过播放相关飞机设计制作视频，激发学生的兴趣。
4.2 理论讲解介绍飞机的基本构造和各个部件的功能，讲解飞机材料选择的原则。
4.3 实践操作引导学生使用基本工具进行飞机零部件的设计制作，培养学生的动手能力。
4.4 总结提升回顾本节课学到的知识点，帮助学生加深理解，并激发学生的创新思维。
5.评估方法通过学生的实践操作和课堂表现评估学生的掌握情况。
6.教学资源飞机设计制作视频飞机模型和材料样本基本工具集合7.教学延伸引导学生参加飞机设计制作比赛或展览，扩展学生的视野和应用能力。
8.参考资料飞机制作教程材料选择手册。
直升机总体设计课程设计
直升机总体设计课程设计一、课程目标知识目标：1. 了解直升机的基本结构、原理及其组成部分的功能；2. 掌握直升机总体设计的基本流程、方法和评价指标；3. 掌握直升机飞行性能、稳定性和操纵性的基本知识；4. 了解直升机设计中的限制因素和优化方法。
技能目标：1. 能够运用直升机总体设计的基本方法，进行初步的直升机设计方案制定；2. 能够分析直升机的飞行性能、稳定性和操纵性，提出改进措施；3. 能够运用相关软件工具，进行直升机总体设计的计算和分析；4. 能够撰写规范的直升机总体设计报告，并进行口头汇报。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对直升机总体设计及相关工程问题的兴趣，激发创新意识；2. 培养学生严谨、务实、团结协作的科学态度，增强工程实践能力；3. 培养学生关注国家航空事业的发展，树立民族自豪感和社会责任感；4. 培养学生尊重知识产权，遵循职业道德，具备良好的职业素养。
课程性质：本课程为专业选修课，以直升机总体设计为主线，结合理论知识与实践操作，旨在提高学生的专业素养和工程实践能力。
学生特点：学生具备一定的航空基础知识，对直升机设计有一定兴趣，但实践经验不足。
教学要求：结合课程性质和学生特点，注重理论与实践相结合，强化设计方法与工程实践能力的培养，提高学生的综合素质。
通过课程学习，使学生能够达到上述具体的学习成果。
二、教学内容1. 直升机基本原理与结构：包括直升机分类、旋翼原理、尾桨作用、机身结构等；参考教材章节：第一章《直升机概述》2. 直升机总体设计流程与方法：介绍直升机设计的基本步骤、方法和评价指标；参考教材章节：第二章《直升机总体设计方法》3. 直升机飞行性能分析：涉及飞行速度、升限、航程、载荷等方面的知识；参考教材章节：第三章《直升机飞行性能》4. 直升机稳定性与操纵性分析：研究直升机的稳定性、操纵性及其影响因素；参考教材章节：第四章《直升机稳定性与操纵性》5. 直升机设计限制与优化：探讨设计过程中的限制因素、优化目标及方法；参考教材章节：第五章《直升机设计限制与优化》6. 直升机总体设计实践：结合实际案例，进行直升机设计方案制定、计算与分析；参考教材章节：第六章《直升机总体设计实践》7. 直升机总体设计报告撰写与口头汇报：规范报告格式，锻炼学生表达与沟通能力。
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＝24883kg(2) 在其他的状况下 ：WT＝0.6 , W ＝27648 kg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。
设计变大的飞机教案
设计变大的飞机教案教案标题：设计变大的飞机教案教学目标：1. 了解飞机设计的基本原理和要素2. 掌握飞机放大设计的方法和技巧3. 提高学生的创新思维和动手能力教学重点和难点：重点：飞机设计的基本原理、放大设计的方法和技巧难点：如何将飞机的设计进行放大，并保持其飞行性能和稳定性教学准备：1. 飞机设计的基本原理和要素资料2. 放大设计的案例分析和实例3. 学生需要准备纸、铅笔、尺子等绘图工具教学过程：1. 导入：通过展示一些不同规模的飞机模型或图片，引导学生讨论飞机设计的基本要素和原理，激发学生对飞机设计的兴趣。
2. 理论讲解：介绍飞机设计的基本原理和要素，包括气动力学、结构设计、动力系统等方面的知识。
然后引导学生思考如何将一个已有的飞机设计进行放大，需要考虑哪些因素。
3. 案例分析：展示一些成功的飞机放大设计案例，分析其设计思路和方法，让学生了解放大设计的实际应用和效果。
4. 分组讨论：将学生分成小组，让他们根据所学知识和案例分析，讨论如何设计一个放大后的飞机，并提出初步的设计方案。
5. 实践操作：让学生根据自己的设计方案，利用绘图工具进行飞机放大设计的实践操作，包括飞机的外形、结构、动力系统等方面的放大设计。
6. 展示交流：让每个小组展示他们的设计成果，并进行交流讨论，分享设计经验和思路。
7. 总结评价：对学生的设计成果进行总结评价，引导他们思考设计过程中遇到的问题和解决方法，以及如何改进设计方案。
教学延伸：1. 鼓励学生进行实际模型制作，验证他们的设计成果，并进行飞行测试。
2. 组织学生参观飞机设计制造公司或航空展览，深入了解飞机设计和制造的实际应用。
3. 引导学生开展飞机设计比赛，激发他们的创新和竞争意识。
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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．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．52.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．62.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．92.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．102.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．122.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．122.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．142.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．152.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．172.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．203.1 机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．213.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．223.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．243.2 机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．283.2.1本机身的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 293.2.2机身的主要几何参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．293.2.3机身外形的初步设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．303.2.4本机机身外形的设计特点．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 13.3 起落架的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．323.3.1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。
在9150米高度以M0.9作高过载机动时机翼不产生抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲劳寿命，安全系数为4，要做16000飞行小时的疲劳试验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量34吨，用于空战时在以27吨重量起飞时，最高速度能达到每小时1900千米。
其超音速巡航速度可达每小时1450千米，作战半径1100 千米，战斗负荷可达 6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好结合。
为确保分系统、成品、机载设备的可靠性，必须采用已经批生产或预生产的，至少是经过试制验证的；高空最大速度M2.35；采用远距的低可观测性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现400公里外的目标，能同时跟踪60个空中目标并打击其中的16个。
（2）目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击能力，突出强调高机动性、大活动半径、多用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力。
机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有矢量推力技术，不开后燃器下维持超音速巡航，匿踪功能（3）动力装置：发动机： 2×Lyulka AL-41F 后燃器，数位控制涡轮扇发动机推力：每个 9,800 kgf后燃器推力:每个 17,950 kgf* 向量推进：范围：-20°至+20°；喷口转速度：30°/秒（上下左右4方向）（4）续航时间和航程：最大续航时间(空中加油) 15小时，(不作空中加油) 5小时15分，最大航程：5500千米，在不加油情况下的续航能力3800～4200公里。
（5）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同，机动速度和速度限制不影响任何模式的标准运营，飞行速度高度及作战半径：高空最大平飞速度M2.5，最高升限：20000米，实用升限18300米，作战半径约1100千米（6）起飞滑跑距离：280米 （7） 维护标准：使用维护标准为每飞行小时11.3人时(相当于第二次世界大战时的标准)；机载设备的平均故障间隔时间要与每飞行小时11.3人时的维护标准相适应；（8）寿命：10000小时给出该机的任务剖面图简单的任务剖面图爬升巡航1500米巡航1500米空战第二章 飞机初始总体参数与方案设计2．1重量估算设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。
许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。
除特殊说明外，起飞总重或假定为设计重量。
可以将飞机起飞总重表示为如下几项WTO=WOE+WF+WPL （1）WOE = WE+Wtfo+Wcrew （2）WE = WS + WFEQ + WEN （3）WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （4）可得迭代公式800.130000.1300.9980.9980.9950.9850.980.990.990.9950.93291.06(10.9329)0.072.3450000.93 2.34TOF E W W W W W W W W W --=⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯==⨯-===- （单位：英镑） 计算飞机总重迭代公式43333433330.58425307433330.251083315000E F lbW lb W lb lb==⨯==⨯=TO 起飞总重：W 空重：任务油重：飞机有效载荷 2．2确定翼载和推重比推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。
然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。
2.2.1确定推重比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在变化。
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。
如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小推重比计算 M=2.2c T T a M W =⨯1．根据推重比与最大马赫数的关系，对于喷气式战机，取a=0.684 c=0.594 0.59400.648 2.2 1.035c T Ta M W=⨯=⨯=2.2.2确定翼载荷（W/S ）翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。
翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。
翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。
对确定飞机起飞总重也有很大影响。
：1 根据失速确定翼载（对于战斗机max L C 取1.2 s V =110kg h ）飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。
失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。
在设计过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载22max 111.235 1.269222s L s W V C V kg h S ρ==⨯⨯⨯= 2 巡航时间最大时的翼载（巡航速度42kg h ）起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。
式（2.4.13）和式（2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。