飞机总体设计大报告
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。
飞行器总体设计报告1要点
大型固定翼客机分析报告2014-4-28学院：计算机科学与工程学院201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名：目录总结----马丽、潘宗奎 (I)1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 -1.1 客机参数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布局 ...................................................... - 1 -1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 -1.2.2 三面图......................................................... - 2 -1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 -2 客机的重量设计............................................................ - 4 -3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 -3.1 翼型 ................................................................ - 6 -3.2 机翼平面形状的设计 .................................................. - 7 -3.3尾翼................................................................. - 8 -4 重量分析................................................................. - 11 -5 气动特性分析............................................................. - 13 -6 性能分析................................................................. - 22 -6.1 商载—航程图 ....................................................... - 22 -6.2 起飞距离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距离 ........................................................... - 24 -总结----马丽通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。
北航飞机总体设计个人总结报告
飞机总体设计DT03先进舰载战斗机设计方案个人总结报告院（系）名称：航空科学与工程学院专业名称：飞行器设计与工程组号：DT03学号：11051136姓名：姜南2014年6月目录一、个人工作概述 (2)二、SRR阶段主要工作 (3)三、SDR阶段主要工作 (4)四、CoDR阶段主要工作 (5)五、感想与建议 (7)一、个人工作概述历时一个学期的飞机总体设计课程就要结束了，从SRR到SDR再到最后的CoDR，我们DT03小组做了很多工作。
在整个过程中，小组内的每个人都付出了很多，也收获了很多。
正是由于全组人员的共同努力以及团队协作，我们小组才能完成最后的成果展示。
就我个人而言，由于我个人在软件应用方面不太熟练，我主要负责与软件应用关系不大的其他方面的任务。
具体来讲，在SRR阶段，我主要通过查阅资料、分析对比，进行相关竞争方案的对比与分析；在SDR阶段，我主要负责各系统部件的质量分配以及质心初估等方面的工作；在CoDR阶段，我主要负责方案对比分析与评估，分析本方案的经济性与环保性特点，进行竞争优势分析。
同时，在各个阶段，我还协助组员做了不少其他工作。
例如，在SRR阶段，参与两种方案设计的讨论及确定，协助洪阳、张润森进行初估重量、选择推重比、发动机等工作，协助赵梦如进行任务陈述和市场需求分析，协助组长王翔宇进行SRR报告的整理与排版等；在SDR阶段，在完成自己工作的基础上，协助王怀涛完成气动性能校核等。
此外，我还负责网页项目的信息及管理工作等。
总之，在整个过程中，我们每个人都付出了很多，在完成了自己部分的任务后，都主动协助其他组员完成工作任务，相互协助、相互支持、相互促进，为了共同的目标而尽心尽力。
下面，我对自己在SRR、SDR、CoDR三个阶段中具体完成的主要工作进行介绍，具体如下。
二、SRR阶段主要工作在SRR阶段，在组长的安排下，我主要负责通过查阅资料、分析对比，进行现有相关竞争方案的对比与分析。
飞行器总体设计报告
飞行器设计要求150座级客机概念设计题目：先进，环保，150座客机1．客舱1.150座2.两级座舱（头等舱12座排距36in；经济舱128座排距32in）3.单级32in排距没有出口限制2．典型载荷225磅/乘客3．最大航程2800nm(5185.6km) 双级满载典型任务225英镑/乘客4．巡航速度1．0.78M2．最好：0.8M5．最大使用高度43000’(13115m) 1英尺=0.305m6．最大着陆速度（最大着陆重量）70m/s 1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量7000’ (2135m)海平面86华氏度飞机的总体布局1.与所设计要求相近的飞机资料飞机型号载荷(kg) 起飞重量(kg)巡航速度(M)航程(km)B737-800 16300 79010 0.785 5665 A320-100 15000 77000 0.78 5700 C919 15600 72500 0.7-0.8 55592.确定飞机构型1) 正常式上平尾，单垂尾2) 机翼：后掠翼，下单翼3) 在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机4) 起落架：前三点式，安装在机身上3．三面图(草图)机身外形的初步设计1．客舱布置混合级：头等舱12人3排每排4人座椅宽度：28in过道宽度：27in座椅排距：36in经济舱23排每排6人共138人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in单级：全经济舱30排每排6人共180人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in2．客舱剖面3．机身外形尺寸当量直径：216in前机身长度：220in中机身长度：1010in后机身长度：340in机身总长：1570in上翘角：14deg确定主要参数一．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6） –升阻比L/D ＝17.63．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 = 2800 nm ；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6) L/D = 17.6 M = 0.8 计算得：230.1=finalinitialW W187.0tocruisefuel 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 W 5 Cruise 187.0/to F5=W W 6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8 Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：259.0049.0003.0000.0187.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7toF5toF4toF3toF2toF1to 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 W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbs fuelW25900 lbs 38850 lbs 51800 lbs payloadW33750 lbs 33750 lbs 33750 lbs availempty W40350 lbs77400 lbs114450 lbs重量关系图交点：(171065,93009)6．所以最终求得的重量数据：emptyW 93009 lbs 0.544 fuelW44306 lns 0.259 payloadW 33750 lbs0.197 to W171065 lbs1二、推重比和翼载的初步确定界限线图地毯图N/m; 推重比T/W=0.31 选取翼载荷W/S=5150 2发动机选择Company CFMIEngine Type CFM 56Engine Model 5A1TO (ISA SLS)Thrust 2500 lbFlatt rating 30.0 °CBypass ratio 6.00Pressure ratio 26.50Mass flow 852 lb/sSFC 0.33 lb/hr/lb CLIBMMax thrust 5670 lb CRUSIEAltitude 35000 ftMach number 0.8SFC 0.596 lb/hr/lb DIMENSIONSLength 2.510 mFan Diameter 1.830 mBasic eng.wt 4860 lbLayoutNumber of shafts 2机翼外形初步设计一．翼型：设计升力系数计算：由W=L=qSC L------可得C L=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的C l等于三维机翼的C L因此：C l=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)^2)=0.471 选择NASA SC(2)-0410超临界翼型：其参数如下：二．机翼平面形状的设计，计算平均气动弦的位置和长度：1．展弦比AR=9.5.2．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。
飞行器总体设计报告(1)
大型固定翼客机分析报告2014-4-28学院：计算机科学与工程学院学号：201322060608姓名：马丽学号：201322060629姓名：潘宗奎目录总结----马丽、潘宗奎 (I)1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 -1.1 客机参数............................................................ - 1 -1.2 飞机的总体布局...................................................... - 1 -1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 -1.2.2 三面图......................................................... - 2 -1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 -2 客机的重量设计............................................................ - 4 -3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 -3.1 翼型................................................................ - 6 -3.2 机翼平面形状的设计.................................................. - 7 -3.3尾翼................................................................. - 8 -4 重量分析................................................................. - 11 -5 气动特性分析............................................................. - 13 -6 性能分析................................................................. - 22 -6.1 商载—航程图....................................................... - 22 -6.2 起飞距离........................................................... - 23 -6.3 进场速度........................................................... - 24 -6.4 着落距离........................................................... - 24 -总结----马丽通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。
飞机总体设计课程设计报告.
鹪鹩号 4 座轻型通用航空飞机
南京航空航天大学
学 专 班 学 姓
院：航空宇航学院 业：飞行器设计与工程 级：0112105 号：011210531 名：苏 祺
指导教师：王宇、罗东明 时 间：2015.12.25-2016.1.15
南京航空航天大学
目录
前言 ................................................................................................................................................... 5 一、设计要求.................................................................................................................................... 5 二、总体布局初步设计 .................................................................................................................... 5 2.1、现有飞机数据 ........................................................................................................................... 5 2.2、布局选择 ................................................................................................................................... 6 2.3、最终布局确定 ........................................................................................................................... 6 2.4、三维草图 ................................................................................................................................... 6 三、飞机全机重量的计算 ................................................................................................................. 7 3.1、燃油系数的计算 ....................................................................................................................... 7 3.2、飞机任务油重计算 ................................................................................................................... 8 3.3、飞机空重的迭代计算................................................................................................................ 8 四、其它总体参数确定 .................................................................................................................. 10 五、发动机选择与短舱设计 ........................................................................................................... 11 5.1、发动机选择 ............................................................................................................................. 11 5.2、短舱设计 ................................................................................................................................. 12 六、机翼设计.................................................................................................................................. 13 6.1、现有参数 ................................................................................................................................. 13 6.2、升力系数计算和翼型选择 ...................................................................................................... 13 6.3、机翼其它参数确定与计算 ...................................................................................................... 14 6.4、副翼参数 ................................................................................................................................. 14 6.5、机翼图 ..................................................................................................................................... 15 七、尾翼设计.................................................................................................................................. 16 7.1、平尾参数 ................................................................................................................................. 16 7.2、尾翼翼型选择 ......................................................................................................................... 17 7.3、尾翼图 ..................................................................................................................................... 18 八、垂尾设计.................................................................................................................................. 18 8.1、垂尾参数 ................................................................................................................................. 18 8.2、垂尾翼型选择 ......................................................................................................................... 20 8.3、垂尾翼型图 ............................................................................................................................. 202南京航 Nhomakorabea航天大学
2017年飞机总体设计课程项目个人总结报告-模板
飞机总体设计DT302设计方案个人总结报告院（系）名称：航空科学与工程学院专业名称：飞行器设计与工程组号：DT 302学号：15051185姓名：刘明2017年1月10日目录一、个人工作概述 (2)二、SRR阶段主要工作 (2)三、SDR阶段主要工作 (2)四、CoDR阶段主要工作 (2)五、感想与建议 (4)一、个人工作概述历时一个学期的飞机总体设计课程就要结束了，从 SRR 到 SDR 再到最后的CoDR，我们 DT03 小组做了很多工作。
在整个过程中，小组内的每个人都付出了很多，也收获了很多。
正是由于全组人员的共同努力以及团队协作，我们小组才能完成最后的成果展示。
就我个人而言，在 SRR 阶段，我主要通过查阅资料、分析对比，进行电池系统的选择，并完成了机身的初步设计；在 SDR 阶段，我对比权衡了两种方案的机身，最终将机身进行了更改；在 CoDR 阶段，我主要负责飞机总体设计，同时和组长王凯对航电系统进行了选择，并和张书毅同学进行了气动参数的计算。
二、SRR阶段主要工作XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX三、SDR阶段主要工作XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX四、CoDR阶段主要工作而我的另一项任务就是和张书毅一起计算我们飞机的气动参数以及气动特性的计算。
91097-飞机总体设计-DT-08.2014年飞机总体设计课程项目总结报告
飞机总体设计X-fly超高声速飞行器课程项目总结报告院（系）名称：航空科学与工程学院专业名称：飞行器设计与工程组号：DT-082014年6月X-fly超高声速飞行器摘要高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器。
具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。
X-fly 高超声速飞行器设计的目的是一种可空间再入、中空高速机动、低空滑翔着陆、可重复使用的新型无人飞行器。
该飞行器可从100km高度的空间轨道再入大气层，减速至60km 高度，在20km-60km的临近空间高度依靠空气动力以10Ma以上飞行速度可控飞行、变高度和偏航机动、大范围转场，可在20km以下高度无动力/间断动力滑翔着陆。
X-fly超高声速飞行器采用了相关的先进技术：乘波体设计技术，热防护技术，超燃冲压技术，先进燃料技术，组合循环发动机技术，高升阻比气动外形设计。
这些先进技术的运用保证了该飞行器能够基本实现设计要求。
虽然其中有些技术现在不够成熟，但具有广阔的前景。
关键词：超高声速，乘波体，超燃冲压X-fly Hypersonic VehicleAbstractX Hypersonic aircraft generally refers to more than five times the speed of sound flight speed aircraft, missiles, artillery shells and the like winged or wingless aircraft. Features with a high success rate of penetration, has enormous potential military value and economic value. The purpose of X-fly hypersonic vehicle design is a kind of space reentry, hollow-speed maneuvering, low-altitude glider landing, new reusable unmanned aircraft. The aircraft can be re-height space orbit 100km from the atmosphere, slow down to 60km altitude, the20km-60km space is highly dependent on the approach to 10Ma more aerodynamic flight speed controlled flight, variable height and yaw maneuver, a wide range of transitions, 20km or less in height without power / intermittent power glider landing.X-fly using ultra-sonic aircraft related advanced technologies: waverider design techniques, thermal protection technology, scramjet technology, advanced fuel technologies, combined cycle engine technology, aerodynamic design high lift to drag ratio. The use of advanced technology to ensure that the aircraft can basically meet the design requirements. While some technology is now mature enough, but has broad prospects.Key words: HYPERSONIC, Waverider, Scramjet目录一、需求分析 (6)1.市场规模 (6)2.用户需求 (6)二、国内外发展现状 (7)1.我国发展现状 (7)2.外国发展现状 (8)三、方案设计思想 (9)1.任务要求 (9)2.潜在的应用对象 (10)3.载荷能力 (10)4.典型任务剖面 (10)5.拟采用的技术/先进概念 (11)四、总体方案描述 (11)1.方案描述及方案对比 (11)2机身气动外形及一体化进气道 (16)3.机翼及垂尾 (17)4.发动机 (20)5.起降方式及起落架 (22)5.1起落方式 (22)5.2起落架 (23)6.热防护装置 (24)6.1机翼结构 (26)6.2前缘结构 (26)6.3发动机热防护结构 (27)6.4飞行器热防护系统 (27)五、主要性能分析 (27)1.气动性能 (27)2.飞机的飞行性能 (29)2.1发动机切换 (29)2.2续航性能 (31)2.3爬升性能 (32)2.4起落性能 (33)六、主要特点及竞争优势分析 (34)1.主要特点 (34)2.竞争优势 (34)2.1.高超声速无人机与相同功能的陆基系统 (34)2.2.高超声速无人机侦察监视的用途与载人侦察机的比较。
飞机总体设计参数估算（精）
1 = 0.124 ＝1－ 1.142
算例：单通道客机重量估算
燃油系数的计算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
最终求得的重量数据：
计算燃油系数的简化方法
燃油系数公式：
WFuel ln Wto
ESAR = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ 6 + ⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SC ⎝ S ⎠0 ⎝ LUS ⎠
1/ 2
⎡ ⎛ T ⎞ ⎤ + H1 ⎢1 − ⎜ ⎟ ⎥ Mg ⎝ ⎠0 ⎦ ⎣
升阻比
16.0 15.3 18.5 17.2 15.6 18.2 13.0 15.6
关于发动机耗油率
涡扇发动机的耗油率
装机后 耗油率
涵道比
算例：单通道客机重量估算
设计要求
算例：单通道客机重量估算
飞行任务剖面图
算例：单通道客机重量估算
• 在重量估算中，关键是估算巡航阶段燃油系数。 • 根据设计要求：
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
飞机总体设计个人报告
飞机总体设计个人报告在此次小组设计中我的工作任务是初步估算飞机最大起飞重量，并查找资料。
一、主要工作内容：在飞机最大起飞重量估算过程中我才用了重量系数法,过程中所需参数如下：“硬”数据：–设计要求，包括外载、航程、航速假设数据：–巡航耗油率（与发动机有关）–巡航升阻比（与气动布局有关）（1）本次我们小组的设计要求部分数据如下：巡航速度：1.5Ma巡航航程：3000Km巡航升阻比根据同类飞机暂定为4.5假设涵道比为0.2，由下图估算查出出耗油率为：9.6外载荷如下：雷达AN/APG-77武器PL-7（90kg ）、PL-12（200kg ）、雷霆-2（564kg ）、YJ-8（800kg ），23-3机炮（50kg ），炮弹200发（50kg ）乘员：1人 100kg有效载荷：3000kg（2）最大起飞重量可表示如下：to empty payload fuelW W W W =++其中to W 表示最大起飞重量，em p ty W 表示空机重量 payload W 为外载重量，fu e l W 为燃油重量。
可用系数表示如下：1emptypayload fuel to to to W W W W W W ++=即：空机系数+外载系数+燃油系数=1其中，空机系数由统计关系确定，为此搜集11种同类飞机数据如下：Wto We11500 646017600 950018832 1040519050 897222200 1019629900 1870031800 1330033000 1960033724 1819138000 19700表格中Wto为最大起飞重量，We为其空机重量。
由表中数据进行一元线性拟合，得到最大起飞重量与空机重量的关系曲线。
（3）燃油系数的估算燃油系数主要由任务剖面巡航阶段确定，其他阶段的的燃油系数可由查下表得到：巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定，对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：其中：V: 是巡航速度（Knots ）C: 是发动机耗油率（lb/hr/lb)L/D: 巡航阶段的升阻比W initial ：巡航起始时的飞机重量W final ：巡航结束时的飞机重量将上面公式变形得：其中：Range ：巡航段航程（ N. Mi)a : 是巡航高度上的声速（ Knots ），此次设计中高度11000m ，a=295m/s C : 是发动机耗油率（lb/hr/lb)L/D : 巡航阶段的升阻比M ：马赫数将设计要求以及假设数据代入得到燃油系数为：0.35f u e lt o W W ，然后根据同类飞机估算出三个最大起飞重量，利用已经估算出的燃油系数以及有效载荷可得到对应的三个空机重量，然后在统计图中画出此三点确定的曲线，此曲线与之前统计规律曲线的交点即为所求最大起飞重量和空机重量，如下图：如图所示，求出最大起飞重量为36t，空机重量为19t此为进行最大起飞重量估算的整个过程。
150座客机概念设计-总体设计报告总体客机飞机设计报告客机设计150座飞机
设计报告一、设计要求拟定150座客机概念设计相关说明：1.150座客机是市场占有率最高的主力机型（70%-80%）未来20年里，仅中国国内就有1400多架的市场需求，国际需求更高达20000多架2.当前市场上同类级别干线客机：波音-737 空客-A320 俄罗斯 MS-213.目标：打破传统航空制造商垄断全球航空客机150座级市场的格局，力争设计出一种更加安全，更加经济，更加环保，更加舒适的150座机干线客机。
采用国际标准，以国内销售为主，打入国际市场，主要满足国内民航大中城市间和短程国际航线的运营需要。
4.设计要求设计有效载荷：——150人（平均每人80kg）每人行李总重20kg——空勤人员：2名驾驶员（平均每人80kg，每人行李总重20kg）3名空乘（平均每人55kg，每人行李总重20kg）全部经济舱每人最大携带行李体积：座位有效长度：座位有效宽度：座位前后间距：通道宽度：最大起飞重量（Maximum Take-Off Weight）：最大着陆重量（Maximum Landing Weight ）：动力装置选择：2台涡扇发动机——————飞行性能指标：——巡航速度（Cruise speed）：M 0.78——最大巡航速度（Maximum speed）：M 0.82——经济巡航高度：10700m——实用升限：12000m——最大载重航程（Maximum Range:）：4500km，45分钟待机，10%燃油备份——主要任务段航程（Typical mission (average) Ranges）：500km-1000km：45%1000km-2000km：45%>2000km：10%——以最大起飞重量起飞距离（Takeoff Field Length , MTOW）：2200m ——以最大着陆重量降落距离（Landing Field Length，MLDW）：1600m ——以最大着陆重量最大降落速度（Maximum landing speed (at Maximum Landing Weight)）：≤250km/h——飞机座舱增压系统：在巡航高度保持客舱内1500m处大气压力——起降噪音：≤110db——耗油量：≤2.8升/百公里/座5.适航性规范：客机应遵循美国联邦适航条例（FAR）Part 25和中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准（重量大于5700kg)CCAR256.业务成本：比目前主要运营的150座级干线客机运营成本平均每座降低10%二、全机布局设计2.1尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置正常式布局·水平尾翼的气动力- 平尾对全机升力贡献的大小与重心的位置有关- 纵向静稳定性·优点与缺点- 技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。
飞机总体设计报告
飞机总体设计报告
摘要
本文讨论了飞机总体设计的理念、目标与要求，并着重介绍了对飞机
自主导线程、机身构型、发动机、动力传动和控制系统的设计和分析。
在
此基础上，我们对机身结构进行了优化、结构验算、负载分析以及失速特
性的评估。
同时，我们对飞行推进系统进行了考察，并且给出了各个系统
优化的建议，以满足设计要求。
最后，本文总结了整个飞机总体设计流程，并且给出了未来工作的发展方向。
关键词：飞机设计；导线程；机身构型；动力传动；控制系统
一、飞机总体设计理念
飞机总体设计旨在使飞机具备安全可靠、高效低消耗、稳定可操纵的
性能，具有良好的机动性能和航电系统控制功能。
因此，对飞机总体设计
的要求既是优化机体结构与动力传动系统，也是优化系统动力性能、质量
特性、空气动力特性以及系统控制性能。
二、飞机自主导线程
飞机总体设计的主要导线程是安全、可靠、全面考虑。
在总体设计过
程中，必须确保飞机结构能符合机动性能和航电系统控制功能要求，同时
结构的可安全操纵性、可靠性和耐久性也要满足一定要求，以保证飞机机
组在任何操纵状态下都能保持安全飞行。
模型飞机设计与制作报告
模型飞机设计与制作报告矩形翼构造简单，制作容易，但是重量较大，合适于低速飞行。
后掠翼从翼根到翼梢有渐变，构造复杂，制作也有一定难度。
后掠的另一个作用是能在机翼安装角为0度时，产生上反1-2度的上反效果。
三角翼制作复杂，翼尖的攻角不好做准确，翼根受力大，根部要做特别加强。
这种机翼主要用在高速飞机上。
纺锤翼的受力比拟均匀，制作难度也不小，这种机翼主要用在像真机上。
因为我做的是练习机，就选择制作简单的矩形翼。
翼梢的处理。
由于机翼下面的压力大于机翼上面的压力，在翼梢处，从下到上就形成了涡流，这种涡流在翼梢处产生诱导阻力，使升力和发动机功率都会受到损失。
为了减少翼梢涡流的影响，人们采取改变翼梢形状的方法来解决它。
因为我做的是练习机，翼载荷小，损失些升力和发动机功率不影响大局，所以，我的翼梢没有作处理。
2。
确定机翼的面积。
模型飞机能不能飞起来，好不好飞，起飞降落速度快不快，翼载荷非常重要。
一般讲，滑翔机的翼载荷在35克/平方分米以下，普通固定翼飞机的翼载荷为35-100克/平方分米，像真机的翼载荷在100克/平方分米，甚至更多。
我选择60克/平方分米的翼载荷。
40级的练习机一般全重为2.5公斤左右。
又因为考虑到方便携带和便于制作，翼展定为1500毫米。
那么，整个机翼的面积应该为405000平方毫米。
通过计算，得出弦长为270毫米。
还有，普通固定翼飞机的展弦比应在5-6之间。
通过验算得知，这个弦长在规定的范围之内。
3．确定副翼的面积。
机翼的尺寸确定后，就该算出副翼的面积了。
副翼面积应占机翼面积的20%左右,其长度应为机翼的30-80%之间。
因为是练习机，不需要太灵敏，我选15%。
因为我用一个舵机带动左右两个副翼，所以副翼的长度要到达翼展的90%左右。
通过计算，该机的副翼面积因为60750平方毫米，那么，一边副翼的面积就是30375平方毫米。
4．确定机翼安装角。
以飞机拉力轴线为基准, 机翼的翼弦线与拉力轴线的夹角就是机翼安装角。
飞机总体设计课程设计报告书
国内使用的喷气式公务机设计班级：0111107学号：011110728姓名：于茂林一、公务机设计要求类型国内使用的喷气式公务机。
有效载重旅客6－12名，行李20kg/人。
飞行性能：巡航速度：0.6 - 0.8 M最大航程：3500－4500km起飞场长：小于1400－1600m着陆场长：小于1200－1500m进场速度：小于230km/h据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。
根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。
与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。
由此，从中选出一些较主流机型作为参考二、确定飞机总体布局1、参考机型庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr巴西航空：飞鸿300、塞斯纳航空：奖状cj32、可能的方案选择：正常式前三点起落架T型平尾/ 高置平尾+ 单垂尾尾吊双发涡轮喷气发动机/ 翼吊双发喷气发动机/ 尾吊双发喷气发动机小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼/ 直机翼+上单翼3、最终定型及改进1）正常式、T型平尾、单垂尾①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化②“失速”警告（安全因素）③外形美观（市场因素）④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。
②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。
飞机总体设计报告
飞机总体设计任务二设计报告组号：第三组组内成员：2014年1月18日摘要本小组在此文中对民用客机的需求与发展作了简要介绍，并通过统计分析与计算完成了任务所要求的设计内容。
主要计算分析步骤包括：起飞重量的计算，起飞推重比，翼载荷的计算，翼型的选择，外形几何参数的计算与选择，机身及舱室设计，飞机动力系统及燃油系统的选择与计算，重量分析与重心计算，以及主要性能参数估算，飞机操稳性的分析和和飞行总体性能参数的分析计算等。
关键字：客机，宽体飞机，概念设计AbstractIn this paper our team describe the requirement and the development of civil aircraft and complete the conceptual design, assigned byprof,through numerous analyses and computation.The main stepsof analyses and calculation include the calculation of takeoff gross weight, the calculation of takeoff thrust weight ratio and wing load, the selection of airfoil’s type, the choice of components geometry parameters, the design of fuselage and cabin, the selection and calculation of propulsion&fuel system, the estimation of weight and the check of gravity center, we also analyze the main performance parameters, stability controlqualities and flight performance. At last, we check about overall performance of the flight.Keyword: Airliner, Wide-body aircraft, Conceptual design目录飞机总体设计 (1)任务二设计报告 (1)摘要 (1)Abstract (2)第一章方案设计 (5)1.设计背景 (5)2.设计理念 (6)3.设计要求 (7)第二章方案构思与设计草图 (8)第三章主要总体设计参数 (9)1.估计升阻比 (9)2.起飞重量W0的一阶近似 (9)3.推重比T/W的选取 (10)4.翼载W/S的选取 (10)5.机翼外形参数设计 (11)6.尾翼外形参数设计 (13)7.机身及舱室设计 (14)7.1几何参数估计 (14)7.2客舱设计与布置 (16)8.动力系统选择 (19)8.1发动机类型与选择 (19)8.2发动机布置 (22)8.3进排气系统设计 (22)9燃油系统设计 (23)9.1油箱类型选择 (23)9.2油箱的容积 (24)9.3油箱的安全与防火 (24)10.起落架布置 (25)11.飞机三面图 (26)12.三维建模 (28)13.重量分析 (29)14.配平及稳定性分析 (33)15.主要设计参数汇总 (33)第四章主要性能参数估算 (35)1.升力系数计算 (35)1.1机翼 (35)1.2机身 (36)1.3平尾 (36)1.4全机的升力系数计算 (37)2.阻力系数计算 (38)2.1机翼 (38)2.2机身 (39)2.3全机的阻力系数计算 (39)2.4极曲线 (39)3.全机焦点和重心后限位置计算 (40)4.飞行性能估算 (41)参考文献 (42)小组成员分工 (43)结束语 (44)致谢 (47)附录1：小组成员设计需求分析一览表 (48)附录2：国内在飞的大型客机基本介绍 (49)第一章方案设计1.设计背景随着航空科学技术的发展以及社会的进步，地面交通已很难满足人们出行的需要，自飞机诞生以来，由于飞机的快速性、舒适性等优点，航空运输已成为蓬勃发展的支柱型产业。
飞行器总体设计报告
公务机概念设计——火星救援队团队成员：目录第一章设计题目以及需求分析 (1)1.1 设计题目基本要求 (1)1.2 团队确定基本需求 (1)1.3 公务机在中国的发展前景 (1)1.3.1 公务机在中国的现状 (1)1.3.2 公务机在中国的市场预测 (2)1.3.3 中国市场的瓶颈 (2)第二章团队成员及其分工 (3)2.1 团队成员 (3)2.2 具体分工 (3)第三章飞机总体布局设计 (3)3.1 与设计要求相近的飞机资料 (3)3.2 可能的布局形式及其比较 (4)3.3 整体布局的确定 (4)3.3.1 一些相近飞机的总体方案 (4)3.3.2 总体设计过程 (5)第四章机身初步设计 (6)4.1 机身相关参数设计 (6)4.2 机身外形参数 (6)4.3 机身外形示意图 (7)4.4 机身客舱内部设计 (7)第五章飞机主要参数的初步确定 (8)5.1 基本设计参数 (8)5.2 主要总体参数 (8)5.2.1 飞机重量的预估（重量系数法） (8)5.2.2 推重比和翼载荷的确定（界限线法） (11)5.3 重要总体参数总结 (12)第六章机翼外形设计 (13)6.1 翼型的设计和选择 (13)6.2 机翼平面形状的设计 (13)6.2.1 展弦比 (13)6.2.2 梯形比 (13)6.2.3 后掠角 (14)6.2.4 机翼形状其他参数 (15)6.2.5 燃油容量校核 (15)6.2.6根弦和尖弦计算 (15)Y (16)6.2.7平均气动弦长MAC以及位置S6.3 襟翼和副翼设计 (16)6.3.1 襟翼 (16)6.3.2 副翼 (16)6.3.3 扰流板 (16)6.4 前后梁位置 (17)6.5 机翼纵向位置的初步确定 (17)6.6 机翼设计图 (17)6.6.1 机翼平面草图 (17)6.6.2 机翼CATIA设计图 (17)第七章尾翼外形设计 (18)7.1 平尾设计 (18)7.1.1 确定平尾容量 (18)7.1.2 预估尾力臂长度并计算平尾面积 (19)7.1.3 平尾外形设计 (19)7.1.4 升降舵设计 (19)7.1.5 平尾设计图 (20)7.2 垂尾设计 (20)7.2.1 航向机身容量参数 (20)7.2.2 预估尾力臂 (21)7.3 垂尾设计图 (22)第八章动力装置 (23)8.1 发动机选择 (23)8.2 发动机短舱设计 (23)8.3 发动机以及短舱设计图 (24)第九章起落架设计 (25)9.1 飞机重心估算 (25)9.2 起落架相关参数设计 (25)第十章起落架设计 (26)10.1 飞机CATIA模型 (26)10.2 全机渲染图 (27)参考文献 (27)附录 (28)飞机总体设计——公务机概念设计报告第一章设计题目以及需求分析1.1设计题目基本要求表.1 设计题目基本要求1.2团队确定基本要求为了避免与众多团队撞车，我们选择将国内喷气式公务机改为远距离喷气式公务机，如表.2所示：表.2 团队确定的基本要求1.3 公务机在中国的发展前景1.3.1 公务机在中国的现状2003年前后，中国国内的公务机市场几乎由金鹿公务、“山东航空”、“上海航空”三分天下，即海航集团旗下金鹿公务航空，山东航空旗下彩虹公务航空，及上海航空旗下上海航空公务机公司。
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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。