飞机总体设计大作业备课讲稿
大班科学教案大飞机
大班科学教案大飞机大班科学教案：大飞机引言：科学教育在幼儿教育中扮演着非常重要的角色。
通过科学教育，幼儿可以培养观察、实验和推理的能力，同时也可以激发他们对自然和世界的好奇心。
在大班阶段，我们可以利用各种主题和材料来进行科学实验和探索活动。
本篇文章将详细介绍一堂大班科学课的教案，主题为“大飞机”。
一、课程目标：1. 培养幼儿对飞机的兴趣和好奇心。
2. 帮助幼儿了解飞机的构造和原理。
3. 发展幼儿的观察和实验能力。
4. 促进幼儿的团队合作和沟通能力。
二、教学准备：1. 飞机模型或图片：准备一些飞机的模型或图片，包括不同类型的飞机，如客机、战斗机和直升机。
2. 印刷材料：准备一些与飞机相关的印刷材料，如关于飞机的简短知识介绍、飞机的历史，以及一些飞机的图片。
3. 实验材料：准备一些卡纸、剪刀、胶水和铅笔等材料，用于幼儿进行简单的手工制作和装饰。
4. 视频或故事书：准备一些关于飞机的视频或故事书，用于引发幼儿的兴趣和想象力。
三、教学过程：1. 导入活动：通过展示飞机的模型或图片，引导幼儿观察和描述不同类型的飞机。
提问幼儿，让他们谈论自己对飞机的认识和想象。
2. 知识普及：通过展示印刷材料，教师简短地介绍飞机的基本知识，如飞机的构造和原理。
鼓励幼儿主动提问并回答他们的问题。
3. 小组讨论：将幼儿分成小组，每个小组负责研究一个特定类型的飞机。
幼儿可以使用印刷材料和其他资源来获取更多关于他们所研究的飞机的信息。
鼓励小组成员互相交流和分享所学到的知识。
4. 手工制作：让每个小组选择一个飞机模型，利用卡纸、剪刀、胶水和铅笔等材料，进行简单的手工制作和装饰。
鼓励幼儿在制作过程中动手实践，培养他们的动手能力和创造力。
5. 实验活动：设计一个简单的实验活动，让幼儿亲自体验飞机的原理和作用。
例如，可以让幼儿制作一个纸飞机，然后测试不同造型和角度对飞行距离和速度的影响。
引导幼儿观察、记录和比较实验结果，培养他们的观察和实验能力。
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%）。
飞机总体设计依据
➢ 作战剖面： ➢起飞－爬升 －巡航－待机 － 下降－投弹 －爬升－巡航 －待机－下降 －着陆
飞机的设计要求
❖飞机设计要求的基本内容（续） ❖任务剖面
飞机的设计要求
❖飞机设计要求的基本内容（续） ❖飞行性能 ❖最大飞行速度 ❖升限 ❖航程 ❖爬升性能 ❖加速性能 ❖减速性能 ❖盘旋性能
第3周
8 起落架布置
除位置参数外，还需确定轮胎尺寸
第3周
9 绘制飞机三面图 10 三维建模
对设计草图进行细化，形成三面图 （用Catia、AutoCAD等CAD软件绘 制）
用Catia建立三维模型
第3周 第4周
设计大作业－报告内容与要求
利用catia完成的 部分概念方案
Airbus310 Boeing757
❖方案确定
所有成员
❖ 绘图、CAD
2
❖参数选择 （部件设计） 3-4
❖重量估算
1
❖气动估算
1
❖飞行性能估算
1
设计大作业－评分标准
❖1）完整性 ❖2）正确性 ❖3）可行性 ❖4）清晰性 ❖5）汇报 ❖6）各成员表现
设计大作业－NOTICE
Whether we like it or not, we are all in this together.来源: Boeing
咨询电话：020-. 值班手机：. 网站网址：
在线文档：
飞机的设计要求
❖飞机设计要求的基本内容（续） ❖有效载荷（Payload） ❖军机（飞行员、武器） ❖民机 （机组、乘客、货物） ❖功能系统 ❖航电、安全、飞控等 ❖使用维护要求
飞机的设计要求
❖飞机设计要求的基本内容（续） ❖机体结构方面的要求 ❖正、负最大过载 ❖承受动强度、使用寿命 ❖研制周期和费用 ❖民机的经济性指标 ❖制造成本 ❖直接运营成本（Direct operating costs，
大班美术教案《飞机》
大班美术教案《飞机》大班美术教案《飞机》（通用14篇）大班美术教案《飞机》篇1活动目标：1．增加幼儿对飞机的认识。
2．让幼儿了解一些飞机的安全常识。
3．提高幼儿的观察、动手能力。
4．培养幼儿动手操作的能力，并能根据所观察到得现象大胆地在同伴之间交流。
5．引导幼儿能用辅助材料丰富作品，培养他们大胆创新能力。
活动准备：1．飞机的模型一个。
2．椅子、书包若干。
3．手工“飞机”、胶水若干。
活动过程：一、出示飞机模型，认识飞机。
1.教师：“呜……我来了，翅膀抖一抖，飞上蓝天去，飞过黄河，飞过长江，转进云彩里。
小朋友长大了想不想开飞机？那今天老师就和小朋友先来认识一下飞机。
在所有的交通工具中，飞机的速度是最快的。
飞机是由机身、机翼、尾翼、起落架、发动机、驾驶室、机舱、机首等主要部分组成的。
”2.提出问题，加深记忆。
教师：飞机主要由哪几部分组成？各部分的主要功能是什么/3.师生共同谈论乘坐飞机有什么好处。
二、教师给幼儿讲乘飞机的安全常识。
1.教师：小朋友们，你们知道乘飞机的安全常识吗？现在老师告诉你们怎样乘飞机是最安全的。
小朋友们要认真听，一会儿我们来玩个游戏《我是一名好乘客》。
2.角色扮演。
教师与幼儿共同参与游戏。
副班事先帮助摆放好四列椅子。
教师给幼儿介绍游戏规则与游戏中注意的事项。
教师：老师也想和小朋友们一起玩这游戏。
现在我们请三个女生和老师一起当漂亮的空中小姐，别的小朋友当乘客，让我们看看哪位乘客最懂得如何乘坐飞机是最安全的。
乘客坐好了，我们四位空中小姐要下去检查。
好了，现在请我们的小小乘客去拿你们的行李（书包）我们要上飞机了。
三、教师教幼儿做手工“飞机”提高动手能力。
1. 引入教师：小朋友们真能干，都是一名好乘客。
那小朋友们能不能做一名科学家，创出一台飞机呢？现在老师先教你们怎么做飞机。
2.拿出教材手工“飞机”。
教师给幼儿介绍做法，做好后，展览给幼儿看。
3.发给幼儿每人一份，让他们自己做，不会的幼儿教师再过去教。
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。
飞机总体课程设计-110座支线飞机
飞机总体设计报告（110座级支线客机概念设计）学院：航空宇航学院一、设计要求：1.有效载荷–全经济舱布置110人（每人重75kg ） –每人行李总重：20kg2.飞行性能指标–巡航速度：M 0.78–飞行高度：35000英尺－39000英尺–航程：2300（km ），45分钟待机，5％燃油备份–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。
–起飞场长：小于1700（m ） –着陆场长：小于1550（m ） –进场速度：小于220 （km/h ）二、飞机构型的确定1.设计要求相近的飞机资料2.飞机布局形式参考机型：庞巴迪航宇集团CRJ-900 中国商用飞机有限公司ARJ21 英国航宇公司BAe146加加林航空制造集团SSJ-100 1）尾翼（正常式“T ”型单垂尾） 避免发动机尾喷流达到平尾上。
避免机翼下洗气流的影响 “失速”警告（安全因素）飞机型号有效载荷（t ） 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km)CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100458784590外形美观（市场因素）2）机翼（采用下单翼）便于安装起落架，且不挡住发动机进气。
可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。
3）发动机（尾吊双发涡轮风扇发动机）飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。
4）起落架前三点型式，主起落架安装在机翼上5）飞机草图三、机身外形的主要参数1.通道：单通道经济舱：5*22=110另外布置厨房、厕所及安全门2.机身横截面及当量直径1）经济舱座椅宽度19-21in，取21in；其中中间位置加宽为22in；过道宽度为19in。
机舱宽度为：21*4+22+19+10=135（其中为了舒适及结构需要增加10in） 2）截面采用圆截面座椅设置在最大直径处，因此当量直径为135in=3.44m3.中间段长度确定经济舱座位间距为31-34in，取34in。
1飞机总体设计PPT课件
▪ 模型吹风试验
12
1.2 什么是飞机总体设计？
❖各阶段的任务—详细设计
▪ 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
• 如理论图，运动图，总装配图，构件装配面，零件图，各 系统总装配图，零构件图
▪ 详细的重量计算和强度计算报告 ▪ 大量的实验
来源：W.H. Mason, Virginia理工
31
1.6 设计中的团队协作
❖ 什么是团队协作（Teamwork）?
▪ 不是让大家坐在一起做同样的家庭作业 ▪ 是:
- 一起明确需要解决的问题 - 每个团队成员都负责某一特定任务并开展工作 - 在团队会议上把每项任务的结果集合起来，并且确定：
我们是否已经解决了问题？ - 如果回答是肯定的，那么确定下一步该做什么？
调整试飞 定型试飞
否 决策
是
战术技术要求 及概念性方案
否 决策
是
否 决策
是
否 决策
是
全尺寸样机 研制任务书
原型机
定型试飞 报告
“路漫漫其修远兮......”
生产定型 阶段
建立生产线 稳定工艺 批生产飞机 试飞鉴定
否 决策
是 批生产飞机
交付部队
进一步 改进
6
1.2 什么是飞机总体设计？
❖飞机设计的范围 —主要涉及论证、方案和工程研制阶段
❖工程设计是指设计人员应用自然规律，通 过分析、综合和创造思维将设计要求（系 统要求）转化为一组能完整描述系统的参 数（文档或图纸）的活动过程
3
1.1 什么是飞机设计？
❖飞机设计是指设计人员应用气动、结构、 动力、材料、工艺等学科知识通过分析综 合和创造思维，将设计要求转化为一组能 完整描述飞机的参数的过程
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》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
飞机设计的过程
• 概念设计 ( Conceptual Design )＝技术经济可行性论证 • 初步设计 ( Preliminary Design )＝预发展（总体方案论证）
设设 计计 要要 求求
技技
术术
储储
备备
总体设计 =
概念设计 + 初步设计
概念设计
输入
• 设计要求 • 设计规范
目标
• 可行性论证：能否达到设计指标 ？ • 获得一个或几个能满足要求的初步方案
工作内容
• 确定全机布局 • 确定主要参数确定 • 选择发动机 • 分系统架构 • 确定部件主要几何参数 • 初步的总体布置 • 方案分析与评估 • 总体参数优化 • 绘制三面图
Integrated Multidisciplinary analysis and optimization
…… aerodynamics
structure performance
conceptual
preliminary
detail
飞机总体设计的重要性
总体设计影响全寿命周期成本的85％！
影 100
2000.
7.
Torenbeek， Synthesis of Subsonic Airplane Design，Delft University Press, 1982.
8. 余雄庆，徐惠民，昂海松，飞机总体设计，航空工业出版社，2000年。
9. 顾诵芬、解思适等编，飞机总体设计，北京航空航天大学出版社，2001年。
95％
响
85％
现代飞机结构与总体设计ppt课件
❖ 通常垂直尾翼后缘设有方向舵，某些高速飞机，
没有独立的方向舵，整个垂尾跟着操纵而偏转， 称为全动垂尾。
18
水平尾翼
飞机的结构
❖ 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持 俯仰平衡和俯仰操纵。
❖ 低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操 纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行 俯仰操纵。
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什么是飞机设计
❖飞机设计是指设计人员应用气动、结构、 动力、材料、工艺等学科知识通过分析综 合和创造思维，将设计要求转化为一组能 完整描述飞机的参数的过程
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什么是飞机设计
❖飞机研制过程 —五个阶段的划分方式
▪ 论证阶段 —研究设计新飞机的可行性
▪ 方案阶段 —设计出可行的飞机总体技术方案
▪ 工程研制阶段 —进行详细设计，提供图纸试制原型机
飞机结构与总体设计
蔡波
通航产品部
主要内容
❖1.现代飞机结构 ❖2.飞机总体设计
2
航空发展历程
➢第一次有动力飞行
❖ 自从1903年12月17号，莱特兄弟的“飞行者”一号离开地 面的那刻起，人类已经开始把目光投向天空，此后的一百多 年来，这片领域已经发生了翻天覆地的变化。
3
航空发展历程
4
航空发展历程
也有三、四或六叶的。
26
飞机的结构
发动机的分类
二 涡轮喷气发动机： ❖ 又称空气涡轮喷气发动机，简称“涡喷” ❖ 以空气为氧化剂，靠喷管高速喷出的燃气产生反
作用推力的燃气涡轮航空发动机，。 ❖ 组成：压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。推力用
牛或千克表示。
27
飞机的结构
发动机的分类
三 涡轮螺旋桨发动机： ❖从涡喷发动机派生而来 ❖涡轮螺旋桨发动机是一种由螺旋桨提供拉力和喷气
第15讲：飞机总体布局
• 绘制机身的外形
- 视界的要求 –对于发动机装在机身内的情况：重点进气道进口及 发动机尾喷口与机身协调
• 在机身尾部画出水平尾翼、垂直尾翼和 方向舵等的外形视图。
航空宇航学院
绘制飞机三面图（续）
• 绘出机翼的外形
- 根据所选定的尾力臂,确定机翼前后位置； - 根据布局型式，确定上下位置； - 根据机翼安装角，绘出根弦与机身水平基准线之间夹角； - 画出襟、副翼几何外形，并标出它们的偏角和位置。 - 画出机翼的平均空气动力翼弦。
内容提要
• • • • 全机几何外形协调和修正 绘制飞机三面图 飞机内部装载的布置 飞机主要承力结构的布置
航空宇航学院
全机几何外形协调和修正
• 基础 - 已确定的飞机的构型 - 各部件的几何参数 • 手段 - 计算机辅助几何设计软件（CAD） 4AutoCAD 4CADS 4CATIA 4UG 4Pro-E
航空宇航学院
客机空勤组座舱布置
728JET
航空宇航学院
航空宇航学院
座舱布置
• 方法
1.用计算机设计设计（CAD）软件进行立体造型 2.按1:1的比例制作木质样机进行布置
航空宇航学院
动力装置布置的要求
• 保证在各种飞行状态下发动机都能正常工作
- 应使发动机的轴线与飞机的水平基准线相重合 - 要考虑到进气道及尾喷管调节系统的安排
• 画出起落架的前轮和主轮
航空宇航学院
绘制飞机三面图（续）
• 尺寸标注与标题栏
- 总体尺寸： - 部件尺寸： - 部件相对位置尺寸：尾力臂，……, - 特征尺寸：bA, 后掠角，防后倒立角等 。 参见：附录B（p162-165）
航空宇航学院
航空宇航学院
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。
飞机总体设计-6第六讲_机舱及装载布置_大飞机2
• 适航条例规定了最小过道宽度 适航条例规定了最小过道宽度(FAR25.815)
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6.2 民机客舱设计与布置
过道数目与座椅布置形式
• 不同的座椅选装方案
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6.2 民机客舱设计与布置
所 有 座 位 均 配 个 人 电 视 15 伏 直 流 电 源 插 座
轮椅厕所
777Boeing 777-200ER with 48/235 Configuration (777) 舱12 舱34 厕所 舱12 舱34 (<40) 舱24 舱59 舱24 舱59 (<60)
6.2 民机客舱设计与布置
Boeing 777-200ER Business First Economy
Rows排 排 Configuration Bulk Head Rows大块头排数 大块头排数 Number of Seats Standard Seat Pitch排距 排距 Standard Seat Width座椅宽度 座椅宽度 Standard Seat Width – Exceptions 座椅宽度特例 Standard Seat Recline后仰 后仰 Exit Rows应急出口 应急出口 Over Wing Rows Movable Aisle Armrests可折叠过道扶手 可折叠过道扶手 Movable Aisle Armrests - Exceptions PC Power ports (power adaptor required) TV Monitors
喷气式客机 长细比 6.8~11.5 机尾 2.6~4 机尾收缩角 11~6
典型机型的机身直径、长度和长细比[民用喷气飞机设计 典型机型的机身直径、 民用喷气飞机设计] 民用喷气飞机设计
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 LD 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(Ae/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）来2 在起飞翼载荷ST.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。
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
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.
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。
10. 李为吉主编，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，2001年。
11. 谢·米·叶格尔[俄]等著，杨景佐、胡传泰等译，《飞机设计》，航空工业出版社，1986年。
12. Nicolai著，赵先宁译，《飞机设计基本原理》，台湾，徐氏基金会，1975年.
飞机设计依据
飞机设计依据
• 飞机设计的基本要求 • 飞机设计规范和适航性条例 • 评价飞机设计方案准则
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。
工作内容
• 细化和优化几何外形 - 气动设计、分析与优化
• 总体结构布置 - 结构分析与优化
• 多学科分析与优化 • 完整三面图和外形数模 • 飞机总体布置图
方法与手段
输出
• CAD软件（CATIA）
飞机总体设计大作业剖析
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。
大班大飞机教案6篇
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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 Range W W final initial )ln(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。
图如下：3．后掠角：Λ=25°后掠角不能太多太小，变化如下图：4．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=66.64m2展长L=23.08m弦长=4.12m=1.65m气动弦长：=3.06m前缘后掠角：=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：=1.2=1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。
/C=0.35襟翼相对弦长C襟=8m襟翼展长L襟11.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：=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：=1.47其中：由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：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，λ=0.4，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=66.64M2，机翼平均MAC=3.06M 可得：平尾面积S H=21.88m2,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 0006平尾形状如图：2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：=0.195其中：由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：可以得到：垂尾容量Vv=0.098取尾力臂L V=50%LFUS=12.95m，AR=1.5，λ=0.8，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=66.64M2，机翼展长bw=23.08m 可得：S v/S=17.4%,垂尾面积S v=11.64m2,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：NACA0008垂尾形状如图：七、发动机短舱初步布置已知：DF=49in 涵道比μ=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/s DIH = 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 m M 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DFOm n W DFO a 26.156.49)84.500036.0(2==+=μDMGm in W DMG a 94.037)5.4000475.0(2==+=μ核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where 2.211ln ⎭⎬⎫⎩⎨⎧⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=OPR W K a μ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 -2°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 ︒=2ψ 着落角︒=16ϕ防后倒立角 ︒=17γ主轮距=B 4.68m前、主轮距 b=0.4L fus =0.4×25.9=10.36m高度=h 3.0m机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架 40in * 14in 2个 前起落架 24in * 7.7in2个九、重量估算与指标分配机身重量2)2(5.1(2)84.575.9(f f f f f f FUSH B H B L B p C M +⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-++= f L ——机身长度 (m) m L f 9.25= f B ——机身最大宽度 (m) m B f 4.3= f H ——机身最大高度 (m) m H f 4.3=2C ——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0.58kg M FUS 3837=机翼重量(1) 理想的基本结构重量M IPS54.0)]/1(2.0[1103.30810sec sec )1(12.11.0/200125.465.15.24.0256.66830723)72.01(2.2)44.034.01(3/sec sec )1(19200655.05.25.175.0075.12025.0225.005.025.15.05.10=-+-=⨯=⨯⎥⎦⎤⎢⎣⎡+====⨯==︒=====⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡+-⎪⎭⎫ ⎝⎛++-=+=+=M M r S M rA N f sm V N CmS A kg M A S A M S m f r N S A m m m M M ZW a D r a c rC IPSϕφλττλϕφλλτλλττϕφλ0049.0033.0==r C m m(2)修正系数0826.00005005.0002.00015.0007.0012.0004.002.030723×105.303.0022.0005.002.001.0003.0004.001.0004.00015.0001.05.05=+-++++++⨯-+-++++++++=-x C (3)机身对机翼影响147.0/1])431(0027.0)51[(13.12===+--=b B C f y βλββ(4)机翼总重=++=0)(M C m m C M x r C y wing 3702kg尾翼重量水平尾翼的重量：kg S V M HD H 431047.024.1==垂直尾翼的重量：kg S V k M VD V 158047.015.112==动力装置重量kg M nC M eng pow 35413==系统和设备重量kg M C M sys 430104==起落架重量kg M C M 13830lg lg ==使用项目重量kg P F n OP c 152085=+有效载荷kg M P M freight payload 665095=+=最大起飞重量kgM M M M M M M M M M 307230=++++++++=燃油系统和固定设备起落架动力尾翼机翼使用项目商载机身重心位置的估算1． 各部件重心位置估算有效载荷 6650 11.98 总和30732由重心计算公式x G =∑∑iimg mgx )()(得到x G=13.14m 则重心在平均气动弦长的位置得x G =06.392.1014.13-×100℅=72.55℅2.飞机重心位置的调整 （1）调整机翼得△x 机翼=1.32 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△x 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 即x G =06.392.10975.11-×100℅=34.48℅十、气动特性分析1.全机升力线斜率：ξ为因子：=1.29机翼的升力线斜率：=5.02全机的升力线斜率：=6.48其中：d h =3.4m，b=23.08m，S net = 56m2，S gross=66.6m2，A R=8最大升力系数：=1.682.后缘襟翼产生的升力增量：当起飞时Βflap=20°，当着陆时Βflap=45°，b f/b=0.7，ΛQchd=25°采用三缝襟翼可以计算的：起飞时升力增量为0.6着陆时升力增量为1.33.前缘襟翼产生的升力增量：=0.33其中：b flap=1.04.升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为：=0.049起飞时升致阻力因子为：=0.05着陆时升致阻力因子为:=0.03775.部件的湿润面积计算：机翼：=56x（1.977+0.52x0.10）=113.6m2平尾：=21.88x（1.977+0.52x0.06）=43.9m2垂尾：= 11.64x（1.977+0.52x0.08）=23.5m2机身：K=3.14=276.8其中：短舱：=13.3m26.巡航下的极曲线：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1对机翼：N R=1.81x10^7C f=2.812x10^-3对平尾：N R=1.38x10^7C f=2.54x10^-3对垂尾：N R=1.64x10^7C f=2.47x10^-3对机身：N R=2.01x10^7C f=2.40x10^-3对短舱：N R=0.83x10^7C f=2.76x10^-3(2).形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124垂尾形阻因子：=1.188其中：ξht=0.5机身形阻因子：=1.154其中：l fuse=25.93m，d v=3.4m 短舱形阻因子：=1.37其中：d nac=1.4mL anc=2.87m(3).零升阻力：=1.305/66.64=0.0196其中:(4).巡航下极曲线图：C D =C D0 +C Di=0.0196+0.049C L2图形如下：7.起飞着陆时时的极曲线：一. 起飞时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.167对机翼：N R=0.49x10^7C f=3.11x10^-3对平尾：N R=0.37x10^7C f=3.27x10^-3对垂尾：N R=0.44x10^7C f=3.18x10^-3对机身：N R=0.55x10^7C f=3.06x10^-3对短舱：N R=2.3x10^6C f=3.56x10^-3 （X T/L b=0.2）(2).零升阻力：=0.022(3).起落架放下引起的阻力增量：=0.0176(4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 2.7x10^-5(5).起飞总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.022+0.050C L2+0.0176+0.000027=0.0396+0.050C L2(6).起飞时极曲线图：二. 着陆时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.206对机翼：N R=0.53x10^7C f=3.07x10^-3对平尾：N R=0.40x10^7C f=3.22x10^-3对垂尾：N R=0.48x10^7C f=3.13x10^-3对机身：N R=0.59x10^7C f=3.02x10^-3对短舱：N R=0.24x10^7C f=3.53x10^-3 （X T/L b=0.15）(2).零升阻力：=0.022(3).起落架放下引起的阻力增量：=0.0176 (4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 1.4x10^-4(5).着陆时总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.022+0.0377C L2+0.0176+0.00014=0.0396+0.0377C L2(6).着陆时极曲线图：8.第二阶段爬升单发停车时极曲线：(1). C D0=0.022(2).襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量:=2.7x10^-5(3).单发失效引起的阻力增量:风车阻力：=(0.3x1.21)/66.64=0.0054其中：②为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力: 约5%C D0=0.0011③单发失效阻力增量C D0-lose =0.00663(4).第二阶段爬升单发停车时总阻力： C D =C D0+C D+C D0-flop +C D0-lose=0.022+0.050C L 2+2.7x10^-5+0.013 =0.035+0.050C L 2(5).第二阶段爬升单发停车时极曲线图：十一、性能分析商载—航程图最大起飞重量 kg M 307230=最大载客+行李 180*95kg=6650kg使用空重kg M empty 18688=最大燃油 kg M c 5833 所以3点 ( 2762, 6175)最大燃油=5833kg部分载客+行李=6175kg使用空重=18688kg航程2726km2点 (2350, 6650)使用空重=18688kg最大载客+行李=6650kg部分燃油=5385kg航程=2350km4点（3576，0）使用空重=18688kg最大燃油=5833kg航程=3576km起飞距离TOFL=857.4+28.43INDEX+0.0185INDEX ²INDEX=1634m进场速度商载(kg) 航程(km)max 213.1L Lstall lstal a SC M V V V ρ==stall V 为飞机着落时的失速速度 L M 为飞机着落重量=26840kg 3/225.1m kg =ρ为机场空气密度 98.2max =L C 为飞机着落状态时的最大升力系数 s m V a /52.60=着落距离计算进场速度时得到失速速度stall V =46.55m/s=90.49knots 由下图可知：查上图可得：着陆距离d=2500ft=762m。