公务机设计案例【范本模板】

飞行器总体设计
课程设计
设计报告
组别：第7组
题目：跨声速中等尺寸商务机设计学号：121507233
姓名：杨永攀
分工：第四部分 1
日期：2016年1月8日
目录
一、方案设计想。

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1．设计背景。

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2．设计理念。

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.3
3．设计要求。

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二、总体布
局。

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三、主要设计参
数。

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7
1．估计升阻比
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.7
2．起飞重量的一阶近似。

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.8
3．推重比T/W的选取。

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4．翼载W/S的选取。

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.10
5．机翼设计。

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6．前翼及尾翼设计。

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7．机身及内部舱室设计.。

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8．动力系统选择.。

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.16
9．起落架设计。

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10．初步细节设计图...。

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11．燃油系统设计。

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(21)
12．重量分析.。

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13．配平及稳定性分析。

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23
14．价格估计。

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26
15。

主要设计参数汇总..。

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四、主要性能参数。

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1．阻力系数计算.。

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2．具体性能参数计算...。

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.30
3. 主要性能参数汇总。

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4．数据对比。

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五、参考文
献....。

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..33 六、小组成员与分工。

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33
一、方案设计思想
1．设计背景
全球经济的不景气以及持续上涨的油价使得航空旅游市场明显衰落，这也使公务机的需求在短期内呈下滑趋势.但是乘坐公务机是航空公司航班之外唯一的可行选择，而且在航程和速度上都要灵活地多,因此公务机的设计仍然有其独特的意义。

我们将中等尺寸的公务机定义为:重约20000-25000lb，可乘坐7-9名乘客，可根据载荷和风向执行东西海岸线之间的航线任务。

在这个定义范围内，有Bombardier-Learjet 45，Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150以及Hawker—Beech 750等现役型号.大部分型号都是基于过去的技术，并将被未来采用新技术设计的机型所取代.
当公务航空公司或私人营运的公务机不受航班时间的限制，不受目的地的限制，因而有很好的行程灵活性、时间保证性和乘坐隐私性.公务航空是一种非常安全有效的旅行方式，能使人力和时间的效率最大化，对乘客来说，利用公务航空不仅能够节约雇员时间，增加途中的效率,使非商务时间最小化；还能够确保行业机密，反映一个企业的正面形象，并满足个人对旅途安全性和舒适性的要求，改善途中工作环境，鼓舞企业家精神。

乘坐方便。

只需凭包机合同和身份证明登机，再也不用花几小时检票、通关和候机，在民用航空运输规则前提下,您可以
按商务活动要求随到随走，没有航班时刻限制，如有临时变更，您可以通过电话直接通知机组。

公务机对租户而言，具有省时、高效、安全、隐私性强、彰显尊贵等特点；对航空公司来说，公务机市场前景广阔,而一架公务机的价格仅为民航机的零头.
2。

设计理念
公务机接待的乘客中商业精英以及政府官员比较多，所以当前公务机设计的一个趋势是在保持相同性能的前提下内部设置要宽敞，有更大的客舱空间，使得旅客在旅途中更加舒适，达到目的地之后具有更高的工作效率。

另外一个要求是起降距离尽可能地短，这将使机场更适于建设在距离出发地和目的地附近，缩短路途时间。

3．设计要求
客舱：
机组人员: 2名
典型客舱布置：8座
内部通道高度：75in（1905毫米)
行李舱容积：90ft3(2548.8升）
性能：
航程: 2500nm（3704km)
满油状态下载荷：1000lb (454kg）（包括100lb行李重量）
最大巡航马赫数: 0.85（35000ft高度上）（10668m)
实用升限:45000ft (13716m)
海平面起飞距离：4000 ft（最大起飞总重下）（12192m)
着陆距离：3600ft(典型着陆总重下）(1097。

28m)
其它：
采用FAR 25部适航条例
计划服役时间：2015年
典型价格:1800万美元（按2014年美元价值计算$）、
运营成本（DOC）:每小时1900美元（燃油价格每加仑2。

50美元）
说明：
应在国际标准大气下进行性能计算
指定的航程并不对应最大马赫数或满座状态
储备燃油的计算基于15000ft高度下巡航200nm且能持续航行45min。

二、总体布局
我们一共有三个备选方案,一种是鸭翼布局；一种是常规布局；还有一种是三翼面布局。

下图是鸭翼布局，在相同的跑道距离上比常规布局滑跑距离减少，能提高机动性，这种布局利用前翼的脱体涡流扫过机翼产生的有利干扰,推迟机翼气流分离，延迟了机翼失速，可获得较大的大迎角升力,减小大迎角阻力,为飞机提供过失速飞行状态时的稳定度. 通过和经过气动弹性剪裁后的后掠机翼联用，使机翼产生接近椭圆的展向压力分布，从而减小了飞行阻力，但是一般用于战斗机上,能提高战斗机的升力，例如战机歼—11、歼—20、欧洲的EF—2000、法国的“阵风”、瑞典的JAS-39，公务机上最主要是稳定，舒适,而鸭翼产生不稳定俯仰力矩所以目前公务机未曾出现这种翼型。

下图是常规布局,这种布局积累的知识和设计经验比较丰富，是目前应用在公务机上最广泛的布局，飞机正常飞行时保证了飞机各部分的合力通过重心，保持稳定的运动，水平尾翼一般提供向下的负升力，为保证飞机的静稳定性,飞机的机翼迎角大于尾翼迎角。

这种设计相对保守，风险最低,同时能保证机舱内噪
声水平处于较低的水平,发动机维护相对方便。

例如中型公务机湾流g650、豪客900XP、豪客750、豪客850XP、奖状X、挑战者300等都是这种布
局.
下图是三翼面布局，它综合了常规布局和鸭翼布局的优点，有望达到更好的气动特性,前翼和机翼的襟副翼还有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范围；前翼的脱体涡提供非线性升力,提高全机的最大升力。

但是增加前翼会使飞机总重增加。

亚声速飞行时的升阻比低，故亚声速巡航特性不好.小展弦比的三角翼只有在大
迎角下有足够升力系数，因飞机着陆前迎角不能很大，故其着陆性能较差。

翼面积大,机翼油箱大，翼载低，水平机动性能好，而且后掠角大，阻力小，缺点主要是，翼尖会产生气体分流，造成机翼颤动，而且持续盘旋时大面积机翼会造成大阻力，急剧消耗能量，造成持续盘旋能力低，而且在降落时需要机头上扬，飞行员难以观察地面情况。

所以我们选择了常规翼型和上翼面发动机短舱，上翼面短舱布局应用在公务机上腾出了尾部机身的空间，使得机身可以容纳更多的燃油和行李，而且这种布局具有很好的空气动力学优势。

三、主要设计参数
1、估算升阻比
由经验公式取得最大升阻比L/D=17，（若取20/21或22,后文中计算的飞机重量将会比同类飞机轻很多，表格表1）对于喷气飞机巡航时的升阻比是最大升阻比的0。

866倍，盘旋时升阻比为最大升阻比。

巡航升阻比取14。

7。

故取最大升阻比为17，巡航升阻比为14.7
2、起飞质量W TO 的估算
燃油系数计算
暖机和起飞：W 1/W TO =0.97
爬升和巡航，航程R=4625KM ，SFC=0。

771kg/N 。

h ，巡航速度V=908km/h,升阻比L/D=14。

7,：W 2/W 1=D
L V RC e =0。

765
待机和下降：W 3/W 2=0.97 降落着陆和滑行:W 4/W 3=0.99 W 4/W TO =0。

71
燃油质量比W F /W TO =1.06*（1—0。

71)=0.31
图1、公务机控终于起飞重量比经验曲线
空机质量比由经验曲线W E /W TO =1。

3042W TO -0。

086
TO
E TO
F TO W W W W W W W --+=
1playlod
crew
W TO =
086
.03042.131.01454
1080---+⨯TO
W 迭代选取飞机重量：
初始
W TO /kg
W E /W TO 计算
W TO /kg
12690 0。

578
11266 12190 0.576 11472 11990 0。

581 11560 11690 0。

582
11696
取参考质量11690kg,则W F =3623.9kg;W E /W TO =0.58，则W E =6813kg
图2、图3分别是起飞重量相对航程和载荷的权衡研究关系曲线
图2、起飞重量相对航程的权衡研究
图3、起飞重量相对载荷的权衡研究
3、推重比T/W TO
1、（T/W)起飞=(T/W）巡航＊(W巡航/W起飞)＊(T巡航/T起飞) （T/W)巡航=1/(L/D）=0.068
（W巡航/W起飞）=0.95
（T巡航/T起飞）=5
T/W TO=0。

323
2、由经验图
图4、公务机推重比和最大马赫数关系经验曲线
T/W TO =0。

3374＊Ma -0.401=0.325 对比得,取较大值 T/W TO =0.325
4、翼载w/s 的选取
翼载由失速速度根据公式W/S=
2
1
ρ2S V SC max L , C max L 2.5,起飞距离，爬升率等要求，参考达索20型公务机及其他资料， 翼载取值W/S=265kg/㎡ 5、机翼设计
主机翼采用常规布局梯形翼，下单翼，发动机上置，由经验曲线及其他资料
机翼根部采用NACA0414翼型,中尖部采用NACA0412翼型，上反角，安装角等为0，
机翼面积S=10689/2265=40.3㎡
翼展b=16.3m
展弦比A=6。

6
梢根比λ=0.33 翼根弦长r λ=2.47m 翼梢弦长t λ=0。

85m
后掠角30° 1/4弦向角25°
机翼最大理论容积max W V =max
W k 2
/12/3)/(A s c t ，max W k =)
1)(1(*9)
22(*4+++++C C C λλλλλλ,λ根梢比3.3，c λ=t
r
c t c t )/()/(λ
, ()r c t /翼根相对厚度14％,()t c t /翼梢相对厚度12%,()c t /平均厚度，S 面积40.3㎡，A 展弦比6。

6,计算结果机翼最大容积max W V ≈8。

93m 由于后缘襟翼通常占机翼弦长30%－40％，油箱位置不超过展长80％，1/4弦向内侧，不考虑桁架结构体积时最大空隙约为3。

3－4。

23m 。

其中起落架占用体积2*0.5*0。

8＊1，故机翼部分油箱体积可以达到33m 襟，副翼:
查资料知副翼相对面积a s =a s /w s =0.05－0。

07 相对展长w a b b /=0.3－0.4 展向位置0.5－0。

9w b
6、前翼及尾翼设计
参考达索20型公务机，副翼面积4㎡，襟翼面积9㎡ 平尾设计：
平尾采用NACA0009翼型，尾容量HT c =
c
s l s w HT
HT =0.9,HT l =8。

02m, 面积S=10。

8㎡
平尾根部弦长rHT c =2。

1m,尖部弦长tHT c =1.26，展长=6.43m,展弦比HT A =4,1/4弦
向角35°，舵面面积S=2.52㎡ 垂尾采用NACA0009翼型面积S=9。

25㎡，尾容量VT c =
w
w VT
VT S b l S =0.66，展弦比1.1，1/4弦向角37°，垂尾高3。

19m ，舵面面积S=1。

84㎡，根弦长VT c =3.41m ，尖弦长vt c =2.39m
7。

机身设计及内部结构设计
机身设计机身应具有足够的内部容积，保证满足内部装载的使用要求，同时应使机身的气动阻力最小，要有利于进行结构布置，具有足够的结构高度，便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件,等等。

机身是公务机与用户最息相关的部件，机身设计的好坏直接关系到飞机的成败。

本项目在外形设计上的理念是追求“现代感，速度感，流线化以及形似蛟龙的民族感"，体现一种人与自然的和谐。

机身设计也必须遵循这一理念。

所以，机身的外形需要精雕细琢.同时在内部舱室设计上，要保证奢侈的空间和进行客户个性化改装的灵活性。

机身外形参数如下:机身长度统计分析估算法长17m ，经内部座椅及过道估计得最大直径2。

35（包括机身厚度），则长细比为7。

23，尾部上翘角的分析
是根据大多公务机以及经验公式的估算为10°。

图1是公务机机身长度的经验曲线，可见选择的机身长度在合理的范围内.
根据设计目标,客舱高度设为2m以最大限度保证乘坐的宽敞舒适程度。

客舱宽度2.2，客舱长度8。

0，机舱长度9.0（包括驾驶舱）。

机身标准截面图如图2所示。

下表3是舱室内的具体配特征。

图一：公务机机身长度的经验曲线
2
米
2.2米
图二：客舱截面
图三：舱室内具体配置和特征
其他舱室设施豪华客舱灯光控制，LCD 显
示屏,供氧装置、可调窗帘、
LED阅读灯
行李舱位置机身后端翼根附近，与机舱
隔离
正如我们所知我们设计的公务机的座位数是可以乘坐8人。

为了舒服起见，在保持相同性能的前提下，提供更大的客舱空间。

我们的内部设施还有沙发，为了让乘客有更好的休息.同时机身内部还可以根据顾客的要求进行自主性的设计。

具体的内部设计我们进行了以下设计（参考了莱格赛的公务机的设计内部结构）.
8。

动力系统选择
发动机的设计,由于公务机主要是民用所以推重比的要求不是很大与战斗机相比，所以根据经验以及书上的要求设计初始推重比T/W=0.325，以及W=11690Kg。

则推力大小至少为T=11690×0。

325×9.81=37.2KN。

采用两台发动机，单台发动机的推力至少为19KN。

在世界航空发动机主流厂商中，这一推力段的小型涡扇发动机其实有多种选择，可根据载荷和风向执行东西海岸线之间的航线任务。

在这个定义范围内，有Bombardier—Learjet 45， Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150以及 Hawker—Beech 750等现役型号。

大部分型号都是基于过去的技术,并将被未来采用新技术设计的机型所取代。

最终我们选择的是高涵道比的TFE731—60发动机.下图就是选择的发动机。

9。

起落架设计
起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑跑、滑行、移动和停放用的。

它是飞机的主要部件之一，其工作性能的好坏以及可靠性直接影响飞机的使用和安全.前三点式起落架，与自行车式后三点式相比前三点式具有结构重量适中，前方视界、地面滑行稳定性、起飞抬前轮、起飞过程中的操作、着陆接地的操作性能好，着陆速度使用的发动机不限的特点。

根据航空轮胎标准及初始估计的重心位置，确定前轮直径为400mm，支承柱压紧状态长1000mm，主轮直径760mm,支承柱压紧状态长为850mm。

经检验这样的起落架满足性能的要求。

图五：前起落架三维效果
图六:主起落架三维效果
10。

初步细节设计图
根据前面的计算以及数据的计算。

我们大致可以描画出公务机的细节设计图。

由此确定机身等的各细节情况。

图表如下。

客舱细节图
飞机的内部设施，以及设备都已经大致设计完毕。

客舱的内部图及设计过程
也都已经叙说完毕.为了乘客有更好的体验，我们设计的客舱是按照豪华的要求来设计。

能够让乘客有更舒服的体验。

下面的内部图，是在满足设计要求的基础上来进行的。

具体的部分参考如下.
进入舱门之后的厨房
舱内布局图
上面两幅图说明了我们设计的一个特点，椅子前的台子就餐时可以当做桌子用,然而完事后就可以翻起当做一个显示器。

既可以满足娱乐要求又可以满足实际要求。

这样做的目的就是可以节省飞机的空间，让飞机有更多可以利用的空间。

11、燃油系统设计
首先计算所需燃油量.油重占起飞重量的比例/Wo=SF f W C×D/L×(ESAR/V)，其中ESAR是等效静空航程，其计算方法为ESAR=568+1.063×R(R是设计航程）目标巡航升阻比为14。

7
W/Wo=0。

675×1/14.7×(568+1.063×11690）/252=0。

31，则所需油重f W=4630×0。

f
31=1435.3航空燃油密度大约为770kg/m3,故所需燃油空间为f W=1435。

3÷770=4。

7kg/m3。

在机翼和机身上分别设置邮箱，粗略估计估计，机翼内邮箱共3m3,机身邮箱容积不小于1.7m3即可满足.使机身邮箱放于重心处。

12。

重量分析
根据实际情况，将飞机分为以下部分:机身，主机翼，前翼，平尾，垂危，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.根据参考书目中有关经验公式,具体重量分析如下： A.机身：。

）（）（Y
D
X
V D l MTOM K K K K C W 5.0ave ult door uc p e fus f 2n ⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯=
机身长l=17m ，机身最大直径=ave D 2.35m ，正常巡航速度=D V 252.2m/s ，系数
=fus C 0.039，1e =K ，=p K 1.08，06.1uc =K ，1door =K 。

得=f W 1411.7kg 。

假设机
身使用的复合材料使机身中将减少5%，341.1kg 1f ='
W 。

B 。

主机翼：
()
()()
()
(
)
4
.04
.04
.078.048
.0w w /cos //11c t A MTOM W A S n MTOM K K K K K C W FMW ult re wl sp sl uc ⨯-⨯
+⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯=λ
其中系数=W C 0.0215,=UC K 1。

002，1=sl K ，001.1=SP K ，002.1wl =K ，
98.0re =K ，展弦比A=6.34，相对厚度=12％ ,后掠角A=33°,尖削比λ=0。

33，机
翼面积S=44。

1㎡,最大起飞重量MTOM=11690kg ，得w W =1220。

7kg 。

假设机翼上复合材料占整体的20％，则='w W （0.8+0.9×0.2）×1220。

7=1196。

3kg 。

C.尾翼：
由于对尾翼设计的知识并不多，我们将假设一个典型的百分比.由于设计的飞机是没有前翼的,所以对这类型的飞机使用一个常规的百分比（2％）。

由于我们将使用复合材料做这些操纵面，因此采用一个25％的技术缩减系数。

75.01169002.0t ⨯⨯=W =175。

35kg D 。

动力设备：
eng p c n M W ⨯⨯=
其中，发动机数量n=2,推进系统安装系数c=1。

5,发动机裸机重量eng M =988lb ，那么p W =1345.7kg 。

E 。

起落架:
我们假定起落架的质量占MTOM 的4。

45%，得=l W 520.2kg F 。

固定设备：
这类飞机的典型值是8%,但是由于我们将提供更多的客舱服务,因此将其增加到10％。

fix W =1169kg 。

G 。

操纵面：=⨯⨯=÷768.032sc ）（操纵MTOM K W 261.2kg ，其中SC K 取0.64。

以上数据相加可得空机基本质量为6008.65kg 。

再加上飞行员，客舱服务员等其他物品，可得飞机使用空机质量为6618。

65kg 。

占MTOM 的56.6%，这个数据接近文献研究的假设值。

再将旅客和行李加上可得零燃油质量为7464。

05kg 。

而燃油的质量为全机的31％即3623.9kg ，所以得到飞机的总质量为11087.95kg ，比预期的减少了5。

2%，在可接受范围之内.
13.飞机的配平及稳定性分析
由于设计的飞机是喷气式商务机，且发动机安装在机翼上，所以我们将机身重心选在整体机身的45％处.
首先，我们将使用空机质量部件分为两个单独的组：
1。

机翼质量组（
M）=6529。

9kg-—————这组将包括机翼结构，燃油
WG
系统，主起落架，安装在机翼上的发动机和其他附属系统。

2。

机身质量组（
M)=3262.65kg———-—-这组将包括机身结构，设备，
FG
操纵系统，机组人员，尾翼结构，前起落架等。

平均气动弦：在翼梢处延长翼根长度，在翼根处延长翼梢长度后,连接两点，他和50%弦线相交可得一点，过这一点沿弦向作直线,该线就是机翼的平均气动弦,如图A。

经CATIA制图后,可得到该平均启动弦长的长度为2.783m。

机翼质心:机翼25％弦线和机翼平均气动弦交点在翼根处的投影，如图A。

图A
下面我们将计算配平公式中的其他系数。

X:飞机使用空机质量相对于机翼
OE
平均气动弦前缘之后的位置。

由于选用的是常规布局，所以我们将其位于平均气动弦前缘后的25％。

所以
X0。

25×2.783=0.696m。

OE
X：机翼质心到机翼平均气动弦前缘的距离。

如图A。

经CATIA制图后可WG
得
X=0。

761m。

WG
X:XX线与机身质心的距离。

如图B。

FG
由参考文献【4】中公式：))((FG WG WG O E O E FG M M X X X X ÷-+=，并带入已知数据，可得FG X =0.566m 。

如图B 。

图B
这样机翼相对机身的位置就确定了。

飞机的操纵重心则位于前面选定的机翼平均气动弦上的位置，即机翼平均气动弦前缘后的25%。

综上，机翼重心距机头的距离为7.847m.操纵重心距机头7.78m 。

飞机稳定性分析：经CATIA 制图、计算后得知尾翼的焦点距机翼焦点的距离为L=10。

83m ，现在设尾翼焦点距飞机焦点的距离为X ，那么可以通过一下方法算得全机的焦点位置：机翼的升力乘以机翼焦点到飞机焦点的距离应该等于
尾翼升力乘以尾翼焦点到飞机焦点的距离，即X L D L ⨯=⨯尾翼飞焦机焦机翼-，但由于各翼面的升力计算较麻烦，我们可以使用一种较为简单的方法，将机翼面积看作是升力.那么上式将变为X S D S ⨯=⨯尾翼飞焦机焦机翼-。

带入已知数据，经简单计算后,可得
尾翼
机翼尾翼S S L
S X -⨯=
=3.52m,和飞机整体重心相比较可知,该机的焦点在中心之
后，是静稳定的。

14、价格估计
由于发动机为现成外购成品,飞机设计为常规布局,复合材与现在主流公务机相似价格不会差距太大，由经验曲线并参考其他机型，预计价格在一千五百万左
右。

15.主要设计参数总汇
四﹑主要性能参数计算
1.阻力系数计算
大致将阻力分为零升阻力和诱导阻力两部分，并将产生阻力的部件进行拆分，计算阻力系数。

零升阻力核心计算式是:
ref
)
wet c c c 0S S Q FF (c ∑=
f D C C
其中,下标c 代表某一特定部分，C f 是摩擦阻力系数，FF 是形状参数，Q 是部件参考参数，Swet 是侵润面积，Sref 是参考面积,指机翼参考面积，另外,形状参数FF 对不同的部件有不同的算法，对机翼尾翼发动机短舱吊架，
])(100)(/6.01[4c t c t c x FF ++
=()28.018.0cos 34.1ΛM 对机身和座舱盖，)400
601(3f
f FF ++= 对发动机短舱和外形平滑的外挂，f FF 35.01+
=,其中max
)/4(A ==πl d l f
具体计算细节如下：
首先明确计算环境是在h=10668米处,以V=252m/s(M=0。

85)巡航，空气粘性系数5-10433.1⨯=μPa s ⋅下面对不同的部件进行阻力系数计算. a. 机身
机身长17m ，长细比d l =7.2。

雷诺数=L e R μ
ρVL =5
-10433.117
252389.0⨯⨯⨯=610116⨯，湍流摩擦阻力系数5
e t
f 074.0L R C ==3-1080.1⨯,层流摩擦阻力系数L
R C e L f 328
.1==4-102.1⨯假设机身外形设计使得机上20％是层流，80％是湍流，则总摩擦阻力系数为3-10464.1⨯。

形状参数)400
601(3
f
f FF ++
==4002.72.76013++=1.179浸润面积大致从图中测量=⨯⨯=1735.2wet πS 2m 125参考面积2m 3.40，另取Q=1，得机身零升阻力系数
=⨯⨯⨯=3
.40125
179.110464.13-f D C 0。

00535
b.主机翼
特称长度取平均气动弦长l=w c =2.57m ，平均取翼型相对厚度%12c t =,雷诺数=L e R 61017⨯湍流摩擦系数 t f C =3-1065.2⨯层流摩擦系数4-l f 1022.3⨯=C 假设翼面上有50%是层流,则总摩擦系数3-f 10468.1⨯=C
])(100)(/6.01[4c
t
c t c x FF ++
=()28.018.0cos 34.1ΛM =⨯⨯⨯⨯+⨯+
28.018.04)25(85.034.1]12.010012.023
.06
.01[ COS 1。

689机翼机身之间有平滑过渡带,取Q=1,侵润面25.7012.052.0977.145
.34wet =⨯+=）（S 得主机翼零升阻力系数3-3-1032.43
.4025.70689.110468.1⨯=⨯⨯⨯=DW C
c.水平尾翼
与机翼类似的,取m 68.1l ==CH ，%9c t =
雷诺数=L e R 61011⨯ t f C =3-1089.2⨯ 4-l f 104⨯=C 得3-f 106.1⨯=C
46.1))35(cos 85.034.1)(09.010009.03
.06
.01(28.018.04=⨯⨯⨯+⨯+
= FF Q=1 2wet m 39.2109.052.0977.110.57=⨯+⨯=）（S 。

得平尾零升阻力系数3
31024.13.4039
.2146.1106.1--⨯=⨯⨯⨯=DH C
d 、垂直尾翼
同样，取m Cv L 9.2==， %9=c t
雷诺数61067.18Re ⨯=,00255.0=ft C ，000307.0=fl C ，得00143.0=C f 。

45.1))37(cos 85.034.1)(09.010009.03
.06
.01(28.018.04=⨯⨯⨯+⨯+
= FF ;1=Q ；
2
w et
72.1809.052.0977.125.9m S =⨯+⨯=）（。

得垂尾零升阻力系数00095.099
.4072
.1845.100143.0=⨯⨯=C DVT 。

e 、发动机短舱
与机身做法类似,取m 85.2l =，375.2=d l .
雷诺数61018e ⨯=R ，，
00257.0ft =C 000313.0=C fl ，得00144.0=C f . 147.1375.235
.0135.01=+=+
=d
l FF ；1=Q ；2w et 49.21m S =. 得发动机短舱零升阻力系数000866.099
.4049
.21147.100144.0=⨯⨯=C Dn 。

下面计算诱导阻力.
根据小后掠角的系数e 的计算方法,64.045.0178
.1e 68.0--=）（A ，计算主机翼的系数e 对于主机翼，翼梢小翼的使用增大了有效展弦比,6.72.134..62.1eff =⨯==A A
82.064.06.7045.011.78e 68.0w =-⨯-=）（ 051.01
w ==
Ae
K π 217.0 w l =C 主机翼的诱导系数为00194.02Diw ==W LW K C C 。

总诱导系数为
00267.000194.044
3
.40=⨯=
DI C 由于上翼面短舱的减阻作用，全机在高亚音速和跨音速时的阻力系数减小6％左
右,故全机巡航阻力系数015.0)00267
.00133.0(94.0)(94.00=+⨯=+⨯=DI D D C C C 巡航升阻比
4.15015
.0231
.0==D L C C ,比14.7多了0。

7，可见该机应具有良好的巡航性能。

2﹑具体性能参数计算(以下所涉及的公式大多数是采用的经验公式)
a .航程
由经验曲线估计升阻比D L /=17(原本打算取20。

21。

22计算,但得出的起飞总重较小，所以最后用17），巡航时,根据西工大出版的《飞机总体设计》第18页可知，对于喷气式飞机，巡航D L /是最大D L /的86。

6％，所以巡航时的
cruise D L /=866.017⨯=14。

7，根据所选发动机型号可知，在该巡航高度下的发动机
SFC =0。

72kg/(N ·h ），根据公式()V ESAR L D SFC W W f //0
⨯⨯=,R ESAR ⨯+=063.1568,其
中,
=
W W f 31.011690
3624
=，可解得km ESAR 574072.09077.1431.0=÷⨯⨯=,可得航程
km R 4865063
.1568
5740=-=。

b .起飞失速速度
()[]
max
1sin 26.3L s SC T W V ρϕα+-⨯
=，其中，
N
W 1145628.911690=⨯=，
N
T 44480100024.222=⨯⨯=，起飞迎角α取4°，擦地角ϕ取10°，海平面密度
3/225.1-⋅=m kg ρ，240m S =,根据经验值取5.2max =L C ，带入上式公式中解得
h km V s /1411=.
c .起飞滑跑距离
起飞速度h km V V s to /2.1691412.12.11=⨯=⨯=，⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=a bV a gb l to 21ln 21
，而29.0035.0325.0=-=-=
f W
T
a (f 为跑道的摩擦系数，所选择的跑道为干水泥跑道,
所以其平均值为0.035）,()
()D L C fC S W P
b --=
0,/2，P 为平均推力，0,L C 为起飞升力系数,D C 为阻力系数,解得41019.2-⨯=b ，将所有值带入得出m l 7481=；
m SC W l to L 13607
.244225.18
.9116902323
,2=⨯⨯⨯⨯==ρ,所以m l l l 88474813621=+=+=。

d 。

爬升率
Ae
q Ae C G W T G W T S W D ππ/2402
⎪⎭⎫ ⎝⎛-⎪⎭⎫ ⎝⎛-±⎪⎭⎫ ⎝⎛-=，爬升时，
400.097
.08.9116901000
224.22=⨯⨯⨯⨯=W T , 翼载
2/277840
97.08.911690m N S W =⨯⨯=,0141.00=D C ,82.0=e ，可解得313.0=G ，爬升率()==-G V V s c 11tan sin 25.1min /877m 。

e 。

着陆失速速度
max
226
.3L s SC W
V ρ=, 其中W 为降落时的重量，即
N W W 896.811098.9708.00=⨯⨯=，带入数据算得h km V s /1252=。

f .着陆滑跑距离
h
km V V s td /75.14312515.115.12=⨯==，R fgt fgt td ld K a V b a b V b a V b a b g l ⎥⎥⎦
⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛++⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛++=2
22222112111ln 1ln 121,
6261211067.6,1047.3,25.0,05.0--⨯=⨯===b b a a ，由于有反推力装置，取9.0=R K ，带入
解得m l ld 803=。

3.主要性能参数汇总
主要性能参数汇总表
巡航升阻比14。

7
巡航高度10668m
巡航速度M0.85
失速速度141km/h
海平面满载爬升率877m/min
起飞滑跑距离884m
着陆滑跑距离803m
满载航程4865km
4、数据对比
下表是此公务机与同等级公务机的数据对比。

荣耀VII
号/
Gulfstre
am
G200
/Cessna
750
Citation
X
/Hawke
r800XP
可见，荣耀VII号和湾流公司的G200处于同一水平，即已达到国际先进水平
六、参考文献
[1] 顾诵芬,2001，《飞机总体设计》,北航航空航天大学出版社
[2] 匡江红、王秉良、吕鸿雁，2012。

5,《飞机飞行力学》，清华大学出版社［3］陆志良，2009.08,《空气动力学》,北京航空航天大学出版社
［4］劳埃德·詹金森、李占科，2013，《飞机设计案例教程》，中航出版传媒有限责任公司
七、小组成员与分工
小组成员：徐方波、徐自伟、杨旭、杨永攀、余佩珂、张景辉、张校建、赵媛媛、周凯、邰杉杉、骈红进。

小组分工:赵媛媛:一 1、2、3，三 11
邰杉杉:二
张校建：三 1、2、3
骈红进:三 4、5、6、
张景辉：三 7、8、9、10
徐自伟:三 12、13
徐方波：三 14、15
杨永攀、杨旭:四 1
周凯：四 2、3、4
余佩珂：汇总总结整理报告。