飞行器总体设计最终版
空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
电子设计大赛四旋翼设计报告最终版
四旋翼飞行器〔A 题〕参赛队号：20140057号四旋翼飞行器设计摘要：四旋翼作为一种具有构造特殊的旋转翼无人飞行器，与固定翼无人机相比，它具有体积小，垂直起降，具有很强的机动性，负载能力强，能快速、灵活的在各个方向进展机动，构造简单，易于控制，且能执行各种特殊、危险任务等特点。
因此在军用和民用领域具有广泛的应用前景如低空侦察、灾害现场监视与救援等。
多旋翼无人机飞行原理上比拟简单，但涉及的科技领域比拟广，从机体的优化设计、传感器算法、软件及控制系统的设计都需要高科技的支持。
四旋翼无人机的飞行控制技术是无人机研究的重点之一。
它使用直接力矩，实现六自由度〔位置与姿态〕控制，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性。
此外，由于飞行过程中，微型飞行器同时受到多种物理效应的作用，还很容易受到气流等外部环境的干扰，模型准确性和传感器精度也将对控制器性能产生影响，这些都使得飞行控制系统的设计变得非常困难。
因此，研究既能准确控制飞行姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
一、引言：1.1 题目理解：四旋翼飞行器，顾名思义，其四只旋转的翅膀为飞行的动力来源。
四只旋转翼是无刷电机，因此对于无刷电机的控制调速系统对飞行器的飞行性能起着决定性的作用。
在本次大赛中，需要利用四旋翼飞行器平台，实现四旋翼的起飞，悬停，姿态控制，以及四旋翼和地面之间的测距等功能。
以往做的核心板较大，所需的电路较多，考虑到四轴飞行器的轻便，故而不太是一个很理想的选择。
方案二：主控板使用STM32。
STM32板子的I/O口很多，自带定时器和多路PWM，可以实现的功能较多，符合实验要求。
Stm32迷你板在体积和重量上也不是很大，对飞机的载重量要求不是很高。
综上所述，我们一致决定使用STM32 MMC10作为此次大学生电子竞赛的主控板。
2.2 飞行姿态的方案论证：方案一：十字飞行方式。
四轴的四个电机以十字的方式排列，*轴和y轴成直角，调整俯仰角和翻滚角的时候分开调整，角度融合简单，适合初学者，能明确头尾，飞行时机体动作精准，飞控起来也容易。
小型四旋翼低空无人飞行器综合设计
3、传感器应用
传感器技术在小型四旋翼低空无人飞行器中扮演着重要的角色。通过使用多种 传感器，可以实现飞行器的定位、导航、控制等功能。为了保证数据的准确性 和可靠性，需要对传感器进行定期校准和维护。
实验结果与分析
通过仿真实验，本次演示提出的混合控制方法取得了显著的实验效果。在轨迹 跟踪实验中，飞行器能够快速准确地跟踪给定的轨迹，具有良好的动态性能和 稳定性。此外，通过与单一控制方法的对比实验，本次演示提出的混合控制方 法在跟踪精度和稳定性方面均表现出明显的优势。
结论与展望
本次演示针对四旋翼无人飞行器的非线性控制问题，提出了一种基于鲁棒控制 和滑模控制的混合控制方法。通过仿真实验验证了该方法的有效性。然而，仍 然存在一些不足之处，例如对飞行器的动态特性分析不够准确、控制系统的实 时性有待提高等。
设计思路
1、总体设计
小型四旋翼低空无人飞行器主要由机身、旋翼、遥控器等部分组成。机身采用 轻量化材料制成，以减小飞行器的重量，便于携带；旋翼则由四个电机驱动， 以实现飞行器的稳定飞行；遥控器则用于控制飞行器的飞行轨迹和高度。
2、硬件设计
硬件配置是小型四旋翼低空无人飞行器的核心部分，主要包括电池、传感器、 遥控设备等。电池选用高容量、轻量化的锂离子电池，以延长飞行器的续航时 间；传感器则采用GPS、加速度计、陀螺仪等，以实现飞行器的定位、导航和 控制；遥控设备则选用2.4GHz遥控器，以实现遥控设备的无线传输。
小型四旋翼低空无人飞行器综 合设计
01 引言
03 参考内容
目录
飞行器总体设计-简介
课程特点
①综合性 飞机总体设计涉及多学科领域、是一门综合性学科，它不同于飞行 力学、结构力学、发动机原理、飞行控制等一些分析性学科，它须综合 应用各门有关的分析学科的知识与各项先进的航空科学技术。
• ③实践性 • 飞机总体设计又是一项实践性很强的学科，不仅要培养学 生的定性分析能力，还要培养学生的定量计算分析能力，为配合 学生学习掌握飞机总体设计的知识和方法，我们还编写了一套飞 机总体设计软件及详细的使用手册。学生利用这一软件，可以实 现飞机总体设计的各个环节和全部过程，对飞机总体设计方案进 行权衡，改变设计参数，提高飞机性能。
• 本书吸收了国外一些成功的飞机设计经验数据、计算公式，对学生掌握飞机 总体设计方法很有帮助。尽管与实际应用于工业界的方法相比，本书列出的 设计与分析技术是简化了的，但课程内容安排符合学生认识规律。通过这门 课的学习，使读者在定性分析能力、定量估算能力、综合运用能力等方面得 到锻炼提高。
• 本书是国防科工委‘十五’重点教材。在普通高等教育‘九五’国家级重点 教材“现代飞机总体综合设计”一书基础上，经过几年教学实践，做了修改 补充。保持并加强理论严谨、系统性强的特点，力图接近工程实际，对从事 飞机设计的工程技术人员有参考价值，并便于读者自学。
飞行器总体设计教材
国防科工委‘十五’ 规划教材
《飞 机 总 体 设计》
主编 李为吉 编者 李为吉 王正平 艾剑良 杨华保
前
言
• 本书是航空高等院校飞行器设计专业本科生的必修课教材，重点讲述了飞机 总体设计的基本原理和方法。强调飞机总体设计的综合协调、折衷权衡、反 复迭代等特点，通过几个循环，由简到繁完成飞机的总体设计，锻炼增强学 生的综合分析和决策问题的能力。
目
第1章 绪言 第2章 飞机初始总体参数与方案设计
飞行器总体设计
总体设计有关问题
一、导弹总体设计的主要依据 （1）战术技术要求； （2）完成研制的时间节点和定型时间； （3）研制经费和额度。 二、特点和设计思想 1、技术先进性 （可行性，可靠性，经济性，结 合性）； 2、综合性（系统工程理论和方法：总体与系统、 专业学科之间的矛盾）；
3、可靠性（总体可靠性，局部可靠性，合理分配 指标，冗余和容错技术，单元可靠性，系统可靠性） 可靠性工程； 4、经济性（全寿命期，相对性）。
使用维护要求：部件的互换性、现场安装迅 速性、运输方便、维护方便、操作安全、贮 存期限。
制定依据：作战要求——战术技术任务——战术技术 要求。无论作战要求如何制定，对导弹进行设计之 前，都要由作战要求形成战术技术要求。由作战任 务和技术上实现的可能性确定，它是设计制造导弹 最根本的原始条件和依据。也是用方的验收标准。 制定者：一般由订货方根据战略战术任务、未来 的战斗设想、科学技术水平、经济能力等因素向承 制方提出，也可双方共同论证（战术技术要求拟定 和可行性论证）。
战术导弹特点
北航：于剑桥、文仲辉等
战术导弹特点
1、命中精度高
2、机动能力强 3、系统组成及结构复杂 4、大量采用高新技术 5、品种多、产量大、更新换代快
总体设计
导弹总体设计内涵：导弹总体设计是一门系
统工程学科，其在导弹设计中的作用可概括 为：根据军方拟定的战术技术指标要求，确 定导弹系统总体方案及各主要分系统方案， 完成总体参数优化设计，确定各分系统设计 技术指标及验收办法，组织协调各分系统按 设计流程完成导弹系统参数设计，建立参数 设计体系，设计和组织系统级的地面及飞行 试验，解决导弹研制过程中的跨学科问题。
总体设计是从已知条件出发创造新产品的过程， 是将战术技术要求转化为武器的最重要步骤。 导弹总体设计就是利用导弹技术知识和系统工程 的理论和方法，把各分系统和各单元严密组织协调 起来，使之成为一个有机整体，经过综合协调、折 中权衡、反复迭代和试术知识（应用学科、 基础学科、试验）解决设计过程中的技术问题；应 用系统工程的理论和方法组织和协调各分系统使之 成为一个有机整体；应用优化方法选择和决策，使 之成为一个满足战术技术要求的最优总体。
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。
多功能飞行器设计与实现(总体设计)讲解29页PPT
1、 舟 遥 遥 以 轻飏， 风飘飘 而吹衣 。 2、 秋 菊 有 佳 色，裛 露掇其 英。 3、 日 月 掷 人 去，有 志不获 骋。 4、 未 言 心 相 醉，不 再接杯 酒。 5、 黄 发得舒适、愉快，这是不可能的，因为人类必须具备一种能应付逆境的态度。——卢梭
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27、只有把抱怨环境的心情，化为上进的力量，才是成功的保证。——罗曼·罗兰
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28、知之者不如好之者，好之者不如乐之者。——孔子
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29、勇猛、大胆和坚定的决心能够抵得上武器的精良。——达·芬奇
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30、意志是一个强壮的盲人，倚靠在明眼的跛子肩上。——叔本华
谢谢！
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空间飞行器总体设计
3. 轨道机动、交会对接的概念？ 答：轨道机动是航天器在控制系统的作用下使其轨道发生有意的改变。 （沿原轨道运行的航 天器经机动改变成另一条所要求的新的轨道运行） 轨道改变和轨道转移是轨道机动按是否有相重点分为轨道改变和轨道转移。 有交点， 只施加 一个冲量的是轨道改变。没交点，至少施加两个冲量的叫轨道转移。 （中间轨道称为过渡轨 道或转移轨道） 交会与对接是两个航天器在空间某一点上的会合叫做交会， 两个航天飞行器连接成一体叫做 对接，为了对接首先要交会。 三种方式：直接交会；用交会位置调节轨道交会；用等待轨道交会。 对接：法线轴重合时，加一个冲量。 4. 共面同向轨道改变需要的速度增量的大小？ 答：讨论椭圆轨道圆形化。设原轨道的半通径为 P、偏心率为 e。要求在其近地点或远地点 实施变轨使其转入一条同向圆轨道运行。 如果轨道改变在近地点发生，则因为原轨道在近地点处的地心距 rp 和速度 v p 分别为
航天器系统
有效载荷(有效载荷分系统)
航天器平台
航天器结构平台(结构分系统)
服务与支持分系统
图 1 航天器系统设计的层次关系图 (1). 有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分； (2). 航天器结构平台：整个航天器的结构体 (3). 服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。 ①结构分系统： 提供其他系统的安装空间； 满足各设备安装方位， 精度要求； 确保设备安全； 满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能
第四章—卫星总体设计
1. 总体设计基本任务是什么？ 答：在规定的研制周期和成本情况下设计一个能满足用户特定任务要求、优化的卫星系统 (1). 将用户要求转化成若干分系统组成的系统和系统的功能及性能参数， 并使该系统满足大 系统（运载火箭、发射场、测控中心和应用系统）的约束要求 (2). 将卫星系统功能和性能参数分解到各个分系统中， 经过分析和协调， 保证系统和分系统 之间的各种功能的、物理的和程序的接口兼容，最终完成总体方案设计 (3). 完成卫星总体详细设计(包含总装设计、总体电路设计、电性能测试和环境模拟试验要 求) (4). 提出产品保证要求，完成可靠性、可用性、可维修性、安全性、电磁兼容性及软件等保 证大纲及规范） 2. 总体设计基本设计原则是什么？ 答：满足用户需求的原则，系统整体性原则，系统层次性原则，卫星研制阶段性原则，创新 性和继承性原影响航天器姿态控制以及要求磁净化的设备 使航天器面临着潜在的危害
飞行器总体设计之飞机总体参数详细设计共55页文档
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36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。——西班牙
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
37、我们唯一不会改正的缺点是软弱。——拉罗什福科
xiexie! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
飞行器总体设计之飞机总体参数详细 设计
6、法律的基础有两个，而且只有两个……公平和实用。——伯克 7、有两种和平的暴力，那就是法律和礼节。——歌德
8、法律就是秩序，有好的法律才有好的秩序。——亚里士多德 9、上帝把法律和公平凑合在一起，可是人类却把它拆开。——查·科尔顿 10、一切法律都是无用的，因为好人用不着它们，而坏人又不会因为它们而变得规矩起来。——德谟耶克斯
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
空间飞行器总体设计
1.航天工程系统的组成及卫星的系统组成航天工程系统，简称航天系统。
航天系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。
卫星通常可划分为有效载荷和卫星平台两大部分有效载荷是指卫星上直接完成特定任务的仪器、设备或系统，又称专用系统。
1)科学探测和实验类有效载荷。
2)信息获取类有效载荷。
3)信息传输类有效载荷。
4)信息基准类有效载荷。
卫星平台是由保障系统组成的、可支持一种或几种有效载荷的组合体。
1)结构与机构分系统。
2)热控制分系统。
3)电源分系统。
4)姿态与轨道控制分系统。
5)推进分系统。
6)测控分系统。
7)数据管理分系统。
（星务管理分系统）8)总体电路分系统。
9)返回分系统。
（数传分系统）2.空间飞行器总体设计的阶段划分1)任务分析2)约束条件的确定3)卫星研制技术流程初步制定4)卫星与卫星工程大系统、其他系统之间的接口5)方案优选6)方案论证报告和技术要求3.卫星的主承力构件的三种形式，并比较三种形式的优缺点结构形式承力筒箱式杆系结构设计复杂（构件多，约束多）简单简单传力路线长（贮箱上挂）短短承受载荷大（整星）小小结构工艺很复杂（模具多）很简单（平板）简单工艺品质难保证（圆形、构件多）易保证易保证结构质量较重较轻最轻总装工艺难（贮箱内连）简单简单有效载荷扩展难（承力筒限制）易易周期/成本较长/较高较短/较低较短/较低4.静止轨道双自旋稳定通信卫星和三轴稳定通信卫星总体方案的比较比较因素双自旋稳定三轴稳定姿态和天线指向精度相对低较高扩展性差可增大电池阵块数技术复杂程度较简单较复杂（姿轨控系统）继承性可继承DFH-2技术DFH-3技术风险度大（消旋轴承单点故障）较大(管路泄露,太阳电池板展不开)经济性成本相对低成本相对高5.空间飞行器构型设计概念及构型设计一般原则空间飞行器构型设计（又称为空间飞行器总体结构设计）是对飞行器的外形、结构形式、总体布局、仪器舱布局、质量特性以及与运载器和地面机械设备接口关系等进行设计和技术协调的过程。
飞行器设计
▪ 使得设计者可以迅速地提出一个新颖的设计方案， 并且不断地修改方案和进行权衡研究（trade studies）
—Raymer D. P., “Aircraft Design： A Conceptual Approach”
▪ 显著减少对突然出现的设计项目的反应时间、极 大地提高设计质量和在一定的资源水平下可同时 进行的设计项目的数量
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教材及部分参考书目
❖顾诵芬, 解思适. 飞机总体设计. 北京航空航天大学出版社，2001.
❖ Raymer, D. P. Aircraft Design: A Conceptual Approach,
3rd, 1999.
（89年版的中译本：《现代飞机设计》,1992）
❖ Roskam, J. Airplane Design. 1985.
论证阶段
方案阶段
飞机设计
工程研制 阶段
设计定型 阶段
生产定型 阶段
进一步 改进
对于设计阶段的划分和各阶段应完成的任务， 没有完全统一的表述形式
2021/4/9
பைடு நூலகம்12
1.2 什么是飞机总体设计？
❖飞机设计的三阶段划分方式
设计要求
概念设计
（Conceptual Design）
初步设计
（Preliminary Design）
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1.5 现代设计技术简介
❖ 几种典型的软件
AAA 美国DAR公司 （J. Roskam）
RDS 美国Conceptual Research公司 （D .P. Raymer）
ACSYNT Virginia理 工& NASA
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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:
35000 ft=10675m；
-声速: a=576.4kts=296.5m/s
2.预估数据（参考统计数据）
–耗油率C＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)
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：32in
2．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
巡航极曲线
CD =CD0+CDcomp+CDi
=0.0164+0.042CL^2
起飞时极曲线
CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.036+0.0415CL^2
着陆时极曲线
CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.03557+0.0293CL^2
第二阶段爬升单发停车时极曲 线
3.76 30.2 65 3-3 26020
3.76 35.59 95 3-3 29069
5.46 124.52 245 3-4-3 120000
3.70 37.41 73.5 3-3 23860
最大航程（公里）
5665
4600 15700
5000
设计飞机的参数
翼展（米） · 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人） 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） 最大航程（公里）
Wfuelcruise 0.187 Wto
4.燃油系数的计算 总的燃油系数：
Wfuel WF1 WF2 WF3 WF4 WF5 WF7 WF8 Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wfuel 0.259 Wto
交点：(171065,93009)
马赫数：0.8 耗油率：0.596 lb/hr/lb 尺寸规格： 长度：2.510 m
直径：1.830 m 基本重量：4860 lb 拟定双发
发动机短舱初步布置
进气道唇口直径DIH
DIH = 0.037Wa+32.2 在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总 空气流量Wa=852 lb/s DIH = 0.037*852+32.2=63.7 in = 1.62 m 主整流罩最大高度MH MH = 1.21DF 风扇直径DF=1.83 m MH = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m
c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m
方向舵弦长取 ce/c=0.30 垂尾相对厚度 t/c=0.08 垂直尾翼翼型：NACA 0008
垂尾平面形状
气动分析
全机的升力线斜率CLa=6.04 最大升力系数CLmax=1.57 巡航构型的升致阻力因子为： Kclean=0.042 起飞时升致阻力因子为：K=0.0415 着陆时升致阻力因子为: K=0.0293 襟翼起飞时升力增量为0.6 襟翼着陆时升力增量为1.3 前缘襟翼产生的升力增量0.33
机翼参数
展弦比 AR=9.5. 机翼安装角 iw=2° 梯度比λ=0.4 采用上反角4° 后掠角：Λ=25° 采用翼梢小翼 平均厚度取0.10 面积S=147.6m^2 展长L=37.45m 气动弦长4.18m 采用三缝襟翼和前缘缝翼结合 副翼：S副/S=0.0625 c副/c=0.25 L副/L=0.25
主要参考A320等同类型的飞机：
飞机总体布局
1) 正常式，中平尾，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
机身外形尺寸
机翼外形
平尾外形图
垂尾外形图
俯视图： 飞机的三视图
主视图
侧视图
总体布局
机型对比
型号 波音737
（涵道比为6）
–升阻比L/D ＝17.6
3.根据Breguet航程方程：
ln(Winitial ) Range Wfinal a M L C D
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
主镇流罩长度LC
LC = [2.36DF - 0.01(DFMMO)2] 最大使用马赫数MMO=0.8 LC = [2.36*1.83 - 0.01*(1.83*0.8)2] m = 4.3 m 风扇出口处主整流罩直径DFO
核心发动机气流出口处整流罩直径DJ DJ = (18-55*k)0.5 其中 DJ 取1m
2.推重比和翼载的初步确定
界限线图
谢谢
翼型选择
由 W=L=qSCL------可得 CL=(W/S)*(1/q) 近似认为翼型的Cl等于三维机翼的 CL 因此： Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5 m/s*0.8)^2)=0.471
翼型选择
选择NASA SC(2)0410超临界翼型：
CD=CD0+CD+CD0-flop+CD0-lose
=0.0251+0.0415CL^2
谢谢
发动机选择
生产公司 ： CFMI
发动机型号： CFM 56
发动机模型： 5A1
主要参数：推力
2500 lb
涵道比 6.00
压力比 26.50
质量流量 852lb/s
耗油率 0.33 lb/hr/lb
爬升最大推力： 5670 lb 巡航 高度： 35000 ft
机翼平面形状
平尾参数选择
平尾容量VH=1.12 平尾面积SH=34.7m^2 展长l=11.78m
c根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m
升降舵弦长取 ce/c=0.32 平尾相对厚度 t/c=0.06 翼型选择：NACA 0006
平尾平面形状
垂尾参数选择
垂尾容量Vv=0.105 垂尾面积Sv=29.16m^2 展长l=8m
37.45 0.80 39.78 150-180 3.78
77.6 3-3 28750 5185.6
设计参数与A320相近， 符合我们总的设计要求 ，但与A320有一定差距 ，需要以后的优化与改 进
谢谢
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
停机角
ψ=2°
着落角
φ=16°
防后倒立角 λ=17°
主轮距
B=7.8m
前、主轮距 b=12.84m
高度
h=3.4m
机轮布置
轮胎数目与尺寸
主起落架
40in * 14in
2个
前起落架
24in * 7.7in
2个
图示如下：
谢谢
重量估算与指标分配
机身重量
最大起飞重量商载航程图 Nhomakorabea性能分析
谢谢