150座客机总体设计毕业设计论文
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。
北京航空航天大学飞机总体设计论文
北京航空航天大学飞机总体设计未来适用机型设计预想班级：111314学号：1113XXXX姓名：XX摘要本文对未来（2020~2025年）航空市场进行了初步分析，对未来市场飞机数量和型号的需求量进行了评估，选定了细分市场，对该市场目前运行的典型飞机型号及其航程、最大客座数、运行成本等进行了分析。
并对于绿色环保飞机，即NASA N+2阶段标，进行了特别关注。
关键词：未来航空市场机型需求环保飞机目录1. 环保飞机与NASA N+2 (4)2.设计要求分析 (4)2.1未来（2020-2025）需要什么样的飞机？ (4)2.2预期的客户群 (5)2.3预期的运行区间 (5)2.4预期飞机载荷和客座数 (5)2.5预期的飞行任务 (6)3.现状分析 (8)3.1类似型号 (8)3.2飞机优势 (9)3.3所需的关键技术 (9)总结 (9)1. 环保飞机与NASA N+2飞机飞行需要大量的燃料，排放废气，飞行过程中会有很大的噪声，机场也需要占用很大空间。
针对这个，NASA的航空研究局提出过3代飞机的发展理念：N代表了2008年进入服役的目前一代飞机。
波音787可作为代表。
N+1是指下一代常规构型飞机，2015年左右服役，N+2为先进构型飞机，2020-2025年左右服役的飞机，每代飞机都有相对目前装备CFM56发动机的737的降噪、减排、油耗、机场跑道长度的目标。
而N+2，相对于现有的B777和GE90噪声将减小42dB，航空发动机的排放污染物将减少75%，燃油消耗率将减少40%，而机场跑道的长度将减小50%。
环境友好是当今航空工业发展不可忽视的一环。
这既是出于对降低运营成本的考虑，也看中了乘客乘坐飞机时的选择意愿，也减少了对环境的破坏和对能源的消耗。
2.设计要求分析2.1未来（2020-2025）需要什么样的飞机？随着航空出行在世界各地的逐渐普全球航空运输量年均增长4.7%，目前在役飞机数及，未来越来越多的人会选择航空作为自己的出行首选方式，特别是那些前往或者来自新兴市场的乘客。
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。
飞机总体设计大报告
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。
飞行器总体设计最终版
图示如下：
短舱翼吊安装
展向位置 位于34%的半展长处 两间距12.73m 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：短舱轴线相对发动机于当地翼面弦线的夹角 0°。
起落架布置
采用前三点式
主要参数如下：
飞机的设计要求
1．客舱 150座 两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in） 单级 32in排距 没有出口限制 典型载荷
225英镑/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
1．0.78M 2．最好：0.8M 4．最大使用高度 43000’(13115m) 1英尺=0.305m 6．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/s 7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量 7000’ (2135m)海平面 86华氏度参考：A320等同类型的飞机
翼展（米） 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人）
波音727 波音787 空客320
28.45 0.78 37.81 110-215
32.92 0.8 46.69 145
50.3~51.8 0.85 55.5 289
34.09 0.82 37.57 186
宽度（米） 载货量（立方米） 最大起飞重量（吨） 客舱布局 最大载油量（升）
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:
毕业设计论文 双机身大型客机结构设计1
客舱机身与"飞翼"的连接
y X Z
客舱机身与"飞翼"的连接
客舱机身与"飞翼"的连接
X
Z
尾翼之间的连接
Z
X
加强肋
平尾梁樯
整机传力路线
尾翼之间的连接
铰 接
部件设计
1.客舱机身 客舱机身 2.机翼 机翼 3.驾驶舱机身 驾驶舱机身 4.尾翼 尾翼
客舱机身结构
桁条式机身
机身框坐标图
客舱机身的加强框
双机身大型客机结构设计
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
总体外形:
工作内容简述
1.根据总体外形,确定整机结构方案; 2.完成飞机各部件的结构打样设计; 3.进行一定的细节设计.
整机结构装配图:
结构方案设计
平尾
机翼 发动机
垂尾
客舱机身 驾驶舱机身
主起
前起
"飞翼"
2.中央翼 1.翼身融合体结构 翼身融合体结构 B-2隐形轰炸机; JSF联合攻击战斗 机——验证机X32,X-35
工艺分离面 气密框 前起舱端框 登机门端框
前气密框
60°
前起舱端框
登机门端框
工艺分离面
客舱机身的加强框
主起舱端框
工艺分离面
登机门端框
尾翼连接框
主起舱端框
尾翼连接框
�
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。
空中乘务毕业设计
空中乘务毕业设计以下是一个关于空中乘务专业的毕业设计范文。
请注意，这只是一个示例，您可能需要根据您的具体需求和情况进行修改。
标题：空中乘务服务质量提升策略研究一、引言随着全球航空运输业的快速发展，空中乘务作为航空服务的重要组成部分，其服务质量对于乘客的旅行体验和航空公司的品牌形象至关重要。
然而，当前空中乘务服务中存在一些问题，如服务流程不规范、服务态度不佳等，影响了乘客的满意度。
因此，本文旨在探讨空中乘务服务质量提升的策略，为航空公司提高乘客满意度和忠诚度提供参考。
二、空中乘务服务现状分析本文通过对多家航空公司的调查和实地观察，分析了当前空中乘务服务的现状。
调查结果显示，乘客对空中乘务服务的满意度普遍较低，主要表现在以下几个方面：1.服务流程不规范：空中乘务员在服务过程中存在不规范的行为，如语言不礼貌、服务态度冷漠等。
2.服务质量不稳定：不同航空公司和不同航线之间的服务质量存在较大差异，影响了乘客的体验。
3.缺乏个性化服务：空中乘务员往往只关注安全和卫生等基本要求,缺乏对乘客个性化需求的关注和服务。
三、空中乘务服务质量提升策略针对以上问题，本文提出以下策略以提升空中乘务服务质量：1.规范服务流程：航空公司应制定统一的服务流程和标准，加强培训和监管，确保空中乘务员能够按照标准提供服务。
2.提高服务质量稳定性：通过建立完善的培训体系和激励机制，提高空中乘务员的服务水平，确保在不同航空公司和不同航线之间的服务质量保持一致。
3.提供个性化服务：航空公司应关注乘客的个性化需求，加强与乘客的沟通和互动，提供定制化的服务。
例如，空中乘务员可以根据乘客的口味和偏好提供不同的餐饮选择，或者为乘客提供旅游信息和建议。
四、结论本文通过对空中乘务服务现状的分析，提出了提升服务质量的策略。
通过规范服务流程、提高服务质量稳定性以及提供个性化服务等方面的改进措施，可以提升乘客对空中乘务服务的满意度和忠诚度。
这对于航空公司而言具有重要的意义,有助于提高市场份额和盈利能力。
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。
气动特性分析
飞行器总体设计课程设计150座客机气动特性分析计算全机升力线斜率CL:CL:上CLa_W为机翼升力线斜率：CL・_人" 曲21 dh ' 也2牡：._W s grossb)Ogpss该公式适用于dh/b < 0.2的机型Z为校正常数，通常取值为3.2;dh为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长；Snet 为外露机翼的平面面积；Sgross为全部机翼平面面积。
由于展弦比A R =90算出CLa_w=5l4 (1/rad )又因为Z为校正常数，通常取值为3.2； dh为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ; b为机翼的展长，等于34・86m;Snet为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；Sgross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244・所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349二•计算最大升力系数CLmaxP _14 1»0 064 p| 9ULmax"" " regs U L. ■①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。
由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1所以代入上面公式得到CLmaxW 1-662三.计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼c LE /c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应尖系。
三缝 1 9強々 70 20 30 40 SO 6070 &0 100 Wing ¥Ngwl span所以先计算机翼外露段的相对展长等于（1 ■机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m,代入公 式，算出机翼外露段的相对展长等于 88.67%，对应到上图，纵坐标C LE lc 等于 1.088。
絲翌娄型 克鲁格標資0.3 0.4 前缘 前缘缝翼中缝 1.3 后缘<无面积延伸〉 L6二缝 1.9单繼 1.3 /e 后缘（何而积絃仲）蚁缝 1,6 c由上表格，可知最大升力增量等于! !0.4*C E/C,代入C E/C等于1・0可得△ Cimax 等于0.4352.襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有尖，可近似表示为下般起飞状态B =7 09=0.07616由于襟翼最大偏转角“等于40四•计算升致阻力巡航构型的升致阻力因子:1.052 0.007dC2wan 叭襟翼打开时的升致阻力因子:『dG、1.050.271c cc"K cclea n 2Ki 2dC 伽（其中A R为展弦比，爲为襟翼偏转角）已知A R=9.0，起飞状态flap =7 °着陆状态flap =35 °代入公式可以算出：五、计算各部件湿润面积对于机翼和尾翼:如果(t/c) < 0-05; Swet = 2.0003 S 外露如果(t/c) 0.05; Swet = S 外露[1.977+ 0.52 (t/c)]对于机身、短舱和外挂:Swet= K ( A 俯+ A 侧)/2其中：K = n （对于椭圆截面）；K = 4（对于方形截面）A俯一俯视图面积A侧一侧视图面积所件：机翼S 外露=1（E1.65 m （t/c）=0J8 Swet=247.75 口2六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数Ab log N R 1 cM038;NR 是当前流动状态的雷诺数弘二（刃「氓；M 为飞行马赫数.空气动力学p269查到 Cf 」urb h c ”为常数，取值分别为宜二 0.455, 6-2.58, u 二 0」 44, d二当H=11km时T=216 • 7Ka=295 • 1m/sP 2 P=0 • 227pa =0 • 3648kg/m因为M=0・8所以v=M*a=236.1m/s/2=4.045m 机翼：山=MAC=4 •平尾：=MAC=3 •024m垂尾：1* =MAC=3 •空气动力学p8萨瑟兰公式求出T.422*10 5N*S/m2飞机各部分的当量直径:86m机身：*代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数f」urb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:XTCf = 1 mf一c f -turbV lb町亿为层流比例，通常取值在OJO-O.4O之间；人是部件的特征长度.无吋为混合流动比例常数，通常取值为0.74＞适用于层流比例小于（UO的情况取严=0.3I所以:所以，摩擦阻力系数:wet4是第r部件的摩擦系数；S鳥是第/部件的湿润面积。
《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）
航空航天概论论文-飞机设计
航空航天概论——50座支线客机设计人类由空想实现了飞天梦，随着科技的发展与进步，人类开始寻求更高效与快速的飞行器，飞行器不断被改进，更加完善与多功能。
听完航天航空概论，我设计一款0座支线客机。
现将该机命名为TJ-001，其基本参数为：飞机尺寸:翼展（m)20 机长（m）30 机高（m)7 重量(t)15 载客（人）：50载重（t):6 最大速度:750~800km/h 起飞降落距离:起飞850km/h 降落450km/h 航程：7000km TJ-001采用下单翼，单立尾，垂直尾翼形式；因为该机为超音速飞机，为了减小激波阻力，大多采用了后掠角比较大的机翼，因此，后掠角的横侧向静稳定作用可能过大，以致于当飞机倾斜到左边后，在滚转力矩的作用下，又会倾斜到右边来。
于是，飞机左右往复摆动，形成飘摆现象。
为了克服这种不正常现象，可以采用下反角的外形来削弱后掠机翼的横侧向静稳定性。
垂直尾翼之所以能对飞机产生侧向稳定作用，是因为当出现了侧滑以后，垂直尾翼上产生的附加侧向力的作用点位于飞机重心的上方，因而相对于重心也形成恢复力矩。
腹鳍因位于重心的后下方，则起方向稳定作用和侧向不稳定作用。
增加增升装置：翼尖小翼。
增升装置的主要作用是在起飞降落时增加机翼的升力，从而降低飞机的离地和接地速度，缩短起飞和降落的滑跑距离。
增加翼尖小翼有三个优点：①机翼上下表面存在压力差，小翼可以阻碍气流流动；②减小翼尖涡漩；③减小诱导阻力。
TJ-001采用两台涡轮桨扇发电机，这种发动机界于涡轮风扇和涡轮螺桨发动机之间，产生推力的装置是桨扇。
是可用于800km/h以上速度飞机飞行的一种燃气涡轮螺旋桨风扇发动机。
桨叶薄而后掠，前缘尖锐，直径小，重量轻，这对提高桨扇的转速较为有利。
桨扇的桨叶数目较多，可以弥补桨叶短和后掠角带来的缺点。
其突出优点是推进效率高，省油。
桨扇发动机与正在使用的先进涡轮风扇发动机相比可省油20%，与波音707和DC-9飞机的发动机相比，可省油60%。
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 by prof, through numerous analyses and computation.The main steps of 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 control qualities 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 (27)12.三维建模 (29)13.重量分析 (30)14.配平及稳定性分析 (34)15.主要设计参数汇总 (34)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 (37)1.3平尾 (37)1.4全机的升力系数计算 (38)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 (40)2.4极曲线 (40)3.全机焦点和重心后限位置计算 (41)4.飞行性能估算 (42)参考文献 (43)小组成员分工 (43)结束语 (44)致谢 (48)附录1：小组成员设计需求分析一览表 (49)附录2：国内在飞的大型客机基本介绍 (50)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。
飞机设计英文作文
飞机设计英文作文英文：Designing an airplane is a complex process that requires a lot of expertise and attention to detail. As an aircraft designer, I have to consider many factors such as aerodynamics, weight distribution, fuel efficiency, safety, and comfort. I also need to take into account the needs and preferences of the passengers and the airline companies.One of the most important aspects of airplane design is aerodynamics. The shape and size of the wings, the angle of attack, and the placement of the engines all affect the way the airplane moves through the air. For example, a larger wing surface area will provide more lift, while a smaller wing will reduce drag. The angle of attack, or the angle between the wing and the relative wind, determines the amount of lift and drag generated by the wing. The placement of the engines also affects the aerodynamics of the airplane, as they can create additional lift or dragdepending on their location.Another important factor in airplane design is weight distribution. The weight of the airplane must be evenly distributed to ensure stability and control during flight. This requires careful consideration of the placement of the engines, fuel tanks, and other components. The center of gravity must be located within a certain range to avoid problems such as nose-up or nose-down attitudes.Fuel efficiency is also a key consideration in airplane design. The design of the wings, engines, and other components can affect the amount of fuel needed to fly a certain distance. For example, a more efficient engine will require less fuel to produce the same amount of thrust. Similarly, a more aerodynamic wing will reduce drag and therefore require less fuel to maintain a certain speed.Safety is always a top priority in airplane design. Designers must consider all possible scenarios, including emergency situations such as engine failure or loss of cabin pressure. The design of the airplane must be able towithstand extreme conditions such as turbulence, lightning strikes, and bird strikes. The placement of emergency exits, oxygen masks, and other safety equipment must also be carefully considered.Finally, passenger comfort is an importantconsideration in airplane design. This includes factorssuch as seat pitch, legroom, cabin noise, and air quality. The design of the cabin must also take into account the needs of passengers with disabilities, as well as the needs of families with young children.中文：设计一架飞机是一个复杂的过程，需要很多专业知识和细心的考虑。
航空专业毕业论文设计模本范文
航空专业毕业论文设计模本范文介绍本文档为航空专业毕业论文设计模本范文，旨在为航空专业的学生提供一个参考模板，帮助他们完成自己的毕业论文设计。
摘要本毕业论文设计旨在研究航空领域中的某一特定主题，深入探讨相关的理论知识和实际应用。
通过对该主题的研究与分析，旨在提出具有创新性和实用性的解决方案。
研究背景航空领域一直是科技进步的重要领域之一。
随着全球交通的发展和航空技术的不断创新，航空行业正迎来前所未有的机遇和挑战。
因此，对航空领域的研究和探索具有重要的现实意义和学术价值。
研究目的本毕业论文设计的主要目的是通过对航空领域中某一特定主题的研究，深入探讨其理论基础，并结合实际案例，分析其应用现状和存在的问题。
在此基础上，提出具有创新性和实用性的解决方案，以期提高航空行业的效益和发展。
研究方法本毕业论文设计将采用综合性的研究方法，包括文献研究、数据分析、案例分析等。
通过收集和整理相关的文献资料，了解已有研究成果和应用现状。
同时，利用数据分析工具对相关数据进行统计和分析，以得出客观准确的结论。
案例分析将通过分析实际应用案例，探讨航空领域中的问题和挑战，并提出解决方案。
预期研究成果本毕业论文设计预期将对航空领域中某一特定主题的理论和实践作出深入研究和分析，提出具有创新性和实用性的解决方案。
通过该设计，希望能为航空行业的发展和提升做出一定的贡献。
计划安排本毕业论文设计将按照以下计划安排进行：- 第一阶段：文献研究和资料收集- 第二阶段：数据分析和案例分析- 第三阶段：解决方案提出和论文撰写- 第四阶段：论文修改和完善- 第五阶段：论文答辩和提交期望效果通过完成本毕业论文设计，期望能对航空专业的学生提供一个参考模板，帮助他们完成自己的毕业论文设计。
同时，希望通过对航空领域中某一特定主题的研究和分析，为航空行业的发展和提升提供一些有益的思路和建议。
总结本文档为航空专业毕业论文设计模本范文，对毕业论文设计的结构和要点进行了简要介绍。
飞机维修专业毕业设计
飞机维修专业毕业设计飞机维修专业毕业设计飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理的探讨所属学院航空装备维修工程学院专业飞机维修班级飞机1201 学号 201200XX 姓名邱XX 指导老师邓XX2015年 05月30日诚信声明本人郑重声明：所呈交的毕业设计，是本人在指导老师的指导下，独立进行研究所取得的成果。
尽我所知，除了设计（论文）中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果。
本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。
毕业设计者签名：年月日2015届毕业生毕业设计任务书专业：飞机维修班级：飞机1201学号：201200XXX 姓名：邱XX 一、毕业设计题目飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理探讨二、毕业设计内容 (A)摘要此文是飞机维修专业学生毕业论文。
通过对航空事故中与发动机有关的事故分析，和在发动机上使用的合金要求，来探讨其发动机用的高温合金的强化方法及热处理。
(B)正文一．航空材料是航空工业主要基础二. 航空事故中与发动机有关的事故分析三. 合金介绍及航空发动机高温合金使用种类四. 飞机用的发动机高温合金强化方法及热处理三、毕业设计要求 1. 中心论点明确、 2. 章节层次分明、 3. 语言精练简洁、 4. 条理清晰明朗。
四、联系信息 1.指导教师空间账号：43000XXXX@wrlduc 联系电话：15973XXXX 2.学生空间账号： 43000XXX@worlduc 学生签名：邱XX 指导教师签名：邓XX 2015年5月30日 2014年12 月 30日目录摘要…………………………………………………………………1 第一章航空材料是航空工业主要基础 1.1航空材料的性能要求……………………………………… 2 1.2航空产品的高可靠性、多样性…………………………… 3 1.3发展低成本航空材料……………………………………… 3 第二章航空发动机故障引起的飞行事故 2.1航空发动机事故事例……………………………………… 4 第三章合金介绍及航空发动机高温合金使用种类 3.1合金………………………………………………………… 6 3.2合金类型…………………………………………………… 6 3.2.1混合物合金………………………………………… 6 3.2.2固溶体合金………………………………………… 6 3.2.3金属互化物合金…………………………………… 6 3.3航空发动机高温合金使用种类…………………………… 6 3.3.1镍基………………………………………………… 7 3.3.2铁基………………………………………………… 7 3.3.3钴基………………………………………………… 7 第四章飞机用的发动机高温合金强化方法及热处理 4.1常用高温合金强化手段…………………………………… 9 4.1.1固溶强化…………………………………………… 9 4.1.2沉淀强化…………………………………………… 9 4.1.3晶间强化…………………………………………… 9 4.1.4形变强化…………………………………………… 9 4.2高温合金热处理…………………………………………… 10 4.2.1主要内容及适用范围……………………………… 10 4.2.2引用标准…………………………………………… 10 4.2.3常用高温合金及热处理规范……………………… 10 4.2.3.1铁基变形高温合金………………………… 11 4.2.3.2镍基变形高温合金………………………… 11 4.2.3.3铸造高温合金……………………………… 12 第五章航空热处理的重要性参考文献..................................................................... 14 致谢 (15)飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理探讨摘要随着如今社会的发达，人们追求物质生活也越来越高，出行交通方式也多种多样，然而更多的人喜欢乘坐飞机出行，因为它安全性能高，时间短。
150座客机总体设计毕业设计论文
南京航空航天大学课程作业题目150座客机总体设计负责人杨天鹏负责人学号011110715学院航空宇航学院专业飞行器设计与工程班级0111107指导教师罗东明讲师二〇一四年十一月150座客机总体设计摘要本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择等工作。
实践了飞机总体设计的课程相关内容，为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。
关键词：150座，客机，总体设计目录摘要 (ⅰ)第一章设计要求 (1)第二章全机布局设计 (2)2.1 设计要求 (2)2.2 飞机布局形式设计 (2)2.3 飞机平尾设计 (3)2.4 飞机机翼设计 (3)2.5 机翼位置设计 (4)2.6 发动机设计 (4)2.7 起落架设计 (6)2.8 小结 (6)第三章机身外形初步设计 (7)3.1 机身设计要求 (7)3.2 中机身设计 (7)3.3 前机身设计 (9)3.4 后机身设计 (12)3.5 小结 (12)第四章飞机主要参数的确定 (13)4.1飞机重量的估算 (13)4.2 翼载荷与推重比设计 (15)4.3 小结 (16)第五章发动机设计 (18)5.1 发动机设计要求 (18)5.2 发动机类型的选择 (18)5.3 发动机型号选择 (20)组内分工 (21)参考文献 (22)致谢 (23)第一章设计要求要求设计150座民用客机，指标如下：（1）有效载荷：每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg （2）巡航速度：Ma0.8（3）飞行高度:35000英尺－41000英尺（10.668 km－12.4968km）（4）航程：5500km（5）备用油规则：5%任务飞行用油+ 1500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油（6）起飞场长：小于2200m（7）着陆场长：小于1700m（8）进场速度：70m/s要求经济性高，安全性高，符合客户需求。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
南京航空航天大学课程作业题目150座客机总体设计负责人杨天鹏负责人学号011110715学院航空宇航学院专业飞行器设计与工程班级0111107指导教师罗东明讲师二〇一四年十一月150座客机总体设计摘要本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择等工作。
实践了飞机总体设计的课程相关内容，为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。
关键词：150座，客机，总体设计目录摘要 (ⅰ)第一章设计要求 (1)第二章全机布局设计 (2)2.1 设计要求 (2)2.2 飞机布局形式设计 (2)2.3 飞机平尾设计 (3)2.4 飞机机翼设计 (3)2.5 机翼位置设计 (4)2.6 发动机设计 (4)2.7 起落架设计 (6)2.8 小结 (6)第三章机身外形初步设计 (7)3.1 机身设计要求 (7)3.2 中机身设计 (7)3.3 前机身设计 (9)3.4 后机身设计 (12)3.5 小结 (12)第四章飞机主要参数的确定 (13)4.1飞机重量的估算 (13)4.2 翼载荷与推重比设计 (15)4.3 小结 (16)第五章发动机设计 (18)5.1 发动机设计要求 (18)5.2 发动机类型的选择 (18)5.3 发动机型号选择 (20)组内分工 (21)参考文献 (22)致谢 (23)第一章设计要求要求设计150座民用客机，指标如下：（1）有效载荷：每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg （2）巡航速度：Ma0.8（3）飞行高度:35000英尺－41000英尺（10.668 km－12.4968km）（4）航程：5500km（5）备用油规则：5%任务飞行用油+ 1500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油（6）起飞场长：小于2200m（7）着陆场长：小于1700m（8）进场速度：70m/s要求经济性高，安全性高，符合客户需求。
第二章全机布局设计2.1 设计要求一般民机的设计要求如下：（1）气动特性：机翼－机身－短舱干扰阻力小，全机升阻比大。
（2）结构特性：结构件综合利用；重量轻。
（3）操稳特性：尾翼的临界Ma数大于机翼的临界Ma数。
（4）重心位置：有效载荷、燃油和空机重心位置尽量接近。
（5）使用要求：满足特殊的使用要求。
（6）维修性：发动机和各种设备便于检查。
（7）技术储备：是否已掌握了该布局的设计特点。
（8）市场因素：研究市场（客户）对布局的偏好。
2.2 飞机布局形式设计飞机的主要三种布局形式及优缺点如表2.1所示。
表2.1 飞机的主要三种布局形式及优缺点综合考虑设计安全性，技术成熟性以及目标用户的偏好采用正常布局形式。
2.3 飞机平尾设计平尾位置的要求有以下几点：（1）避开机翼尾涡的不利干扰；（2）将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求；（3）避开发动机尾喷流的不利干扰；（4）有利于结构布置；（5）平尾安装在机身上对减轻结构重量有利。
主要考虑结构重量的经济性和安全性采用上平尾，且可以一定程度避开流动干扰。
单垂尾即可满足飞机的操纵要求。
2.4 飞机机翼设计飞机机翼的主要三种形式及优缺点如表2.2所示。
表2.2 飞机机翼的主要三种形式及优缺点因设计机型的巡航马赫数处于高亚音速，所以为延缓激波的产生，避免过早出现波阻而选择后掠翼。
同时考虑客户期望和巡航速度而不采用三角翼。
三种机翼的几种因素比较如表2.3所示。
可以看到，后掠翼的阻力，升力较好，经济性高。
表2.3 三种机翼的阻力、升力、重量比较2.5 机翼位置设计机翼位置引起的因素变化如表2.4所示。
表2.4 机翼位置引起的因素变化主要考虑下单翼的经济性和安全性如：下单翼布局在水上强迫着陆时更安全；机翼结构可从客舱地板下穿过；起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲作用。
所以选择下单翼构型。
但同时机身机翼气动干扰较大；机翼离地近，吊舱安装困难；部分客舱的座位的视线被机翼遮挡。
2.6 发动机设计考虑到安全性防止发动机失效及现代发动机足够大，采用双发布局。
发动机不同布局形式的特点如表2.5所示。
由于民航客机的飞机性能要求较低，且考虑采用涡扇、涡桨形式的发动机，因此选用经济性和重量较小的短舱式发动机布局。
表2.5 发动机不同布局形式的特点短舱式发动机的布局位置的参数比较如表2.6所示。
主要考虑民航客机的经济性和减重要求，选用翼吊形式的发动机布局。
表2.6 短舱式发动机的布局位置的参数比较2.7 起落架设计三种常用的起落架布局优缺点如表2.7所示。
因为重量不是特别大，所以不采用多支点式起落架，主要考虑起落架使用的安全性采用前三点式起落架。
表2.7 三种常用的起落架布局优缺点2.8 小结如上所述，本机布局采用正常式布局，下单后掠翼，上尾翼，单垂尾，翼吊发动机，前三点式起落架。
第三章机身外形初步设计3.1 机身设计要求（1）装载要求：有足够大的内部容积，如乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。
（2）气动要求：气动阻力小（3）结构要求：有利于结构布置，如机翼、尾翼安装和发动机布局。
（4）适航要求：抗坠毁性，应急撤离3.2 中机身设计客舱设计要求有以下几点：（1）形状：圆形或多段圆弧；表面面积小，有利于减少摩擦阻力；对于气密舱，有利于承受内压。
（2）宽度：取决于每排的座椅数、座椅宽度、过道数和过道宽度。
（3）高度：取决于货舱容积、地板高度、客舱高度、行李架空间。
（4）客舱长度：每排座数、总人数、排距；厨房、衣帽间；登机门、应急出口门。
本机安排12头等舱，138经济舱，共150座。
由于座位数不多，采用单通道设计。
其中经济舱一排6座，座椅宽度50cm，过道宽65cm，座位共宽3.65m，机身宽度3.95m，共23排经济舱座位，座位间距80cm，紧急出口处间距110cm，共长19m。
头等舱一排4座，座椅宽度75cm，过道宽65cm，座位共宽3.65m，机身宽度3.95m，共3排头等舱座位，座位间距95cm，共长2.85m。
由此中机身座位区总长21.85m，总长22.5m，算得座位区长径比5.53。
长径比过小意味机身形状短粗，阻力增加，但刚度好，有利于实现机型系列化（机身加长）。
长径比过大，机身刚度不好，不利于系列化机型机身加长。
考虑本机150座要求，与表3.1其它机型中机身长径比对照数据适当。
表3.1 一些民机中机身长径比数据座舱高2.2m，货舱高1.24m，宽2.64m，底部宽1.42m，中机身高4.14m。
经济舱座位如图3.1所示，头等舱座位如图3.2所示。
当量直径8.09m2。
可放置7个LD3-45W集装箱，约25立方米。
图3.1 经济舱座位示意图图3.2 头等舱座位示意图中机身共有应急出口共8个，其中四个一级出口为前后机门，四个二级出口为舷窗出口。
机身座位安排、应急出口、舱门等如图3.3所示。
图3.3 机身布局示意图3.3 前机身设计前机身设计要求如下：（1）装载要求：前视雷达；驾驶舱；前起落架（2）视界要求：在所有飞行和地面滑行过程中，有良好视界。
进场，能看见地平线以下；爬升，能看见地平线以下至少10度；转弯，向上20度左右，侧向110度；地面，能看见翼尖。
（3）减阻要求：光滑曲面（减阻）与平直风挡玻璃（视界好）之间的权衡；前机身长径比与阻力发散马赫数之间的关系。
本机与相近的巡航速度的757-200，更高速度的767-200，777等比较见表3.2，且要求避免跨声速阻力发散如图3.4，取前机身长径比1.4，此时前机身长度5.53m。
表3.2 不同机型前机身长径比分析图3.4 前机身长径比对阻力发散马赫数的影响其次，考虑视界问题，如图3.5、图3.6、图3.7所示，机翼采用上反布局以满足稳定性要求和安装发动机要求。
图3.5 机头上下视角图3.6 机头主副驾驶环向视角图3.7 机头平视及最大视角3.4 后机身设计后机身设计考虑的主要因素如下：减阻要求，外露面积，气流分离；结构重量轻；起飞时擦地角；安装尾翼，吊舱。
θfc的影响为θfc变大，摩擦阻力小，型阻增大，尾翼面积会增加；θfc变小，摩擦阻力增大，型阻小，尾翼面积减小；θfc的大小与着陆时着地角有关。
与其他机型相比如表3.3所示，取上翘角，机尾外形与地面夹角，长径比为2.5，算得长度9.88m。
机身总长37.91m3.5 小结经上述设计，最终机身参数如下：（1）前机身长5.53m，长径比1.4，并设计视窗满足视角的要求。
（2）中机身长22.5m，宽3.95m，高4.14m，长径比5.53，并安排客舱内布局。
（3）后机身长9.88m，长径比2.5，取上翘角，机尾外形与地面夹角。
机身总长37.91m。
第四章飞机主要参数的确定4.1飞机重量的估算假设的重量不仅要满足任务载荷和燃油重量，而且要满足最大起飞重量与使用空重的统计关系。
飞机的任务剖面如图4.1所示。
图4.1飞机的任务剖面查阅美国标准大气（1976年）得，大气中11km音速约为a=295m/s。
设计航程R=5000km，设计巡航速度Ma=0.8，设计耗油率C＝0.6（涵道比为6），升阻比L/D＝17.6。
由Breguet航程方程始终，带入数据解得始终。
又由巡航燃油全机全机终，解得巡航燃油全机。
燃油系数计算如表4.1所示。
表4.1 燃油系数计算表机身共有25m3货舱空间，设机组人员7人，每人重85kg，旅客150人，每人重75kg并携带20kg行李，载货1500kg，则载荷。
假设重量的计算如表4.2所示，不同机型的重量统计表如表4.3所示，合并绘图如图4.2所示，得交点（78462，42188）。
因此，估算得飞机总重78462kg，空重42188kg，与统计表中同机型比较符合。
表4.2 假设重量计算表表4.3 不同机型的重量统计表图4.2 飞机重量统计绘图与本机重量计算图4.2 翼载荷与推重比设计由以上数据绘制界限线图和地毯图如图4.3和图4.4所示。
按确定翼载荷和推重比的一般原则：翼载荷的值尽量靠右；推重比的值尽量靠下；留有充足的余量。
因此取翼载荷570（10N/m2），推重比0.32 (10N/kg)。
窄体客机的翼载荷推重比数据如表4.4所示，对比数据并经地毯图验证说明本机翼载荷与推重比选择合理。
图4.3 界限线图图4.4 地毯图表4.4 窄体客机的翼载荷推重比数据4.3 小结2），推重比0.32 (10N/kg)。
第五章发动机设计5.1 发动机设计要求发动机选用要求如下：（1）各飞行阶段（起飞、爬升和巡航）发动机的推力；（1）耗油率低；（1）重量轻；（1）发动机几何尺寸小；（1）安全可靠，故障率低；（1）工作寿命长；（1）使用维护方便；（1）价格低；（1）环保性好（噪声小，排放物少）。