飞机总体设计大作业
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。
飞机总体设计基础 大作业
2016.11.30
1. 飞行器设计涉及的学科有哪些？
飞行器是由多个子系统组成的复杂大系统，从全局的观点来考虑飞行器的设计问题，它覆盖了诸多学科，是多个学科领域高新技术的高效整合体。
所涉及到的学科主要包括四大块：气动、结构、推进、控制。
其中每一个大的学科又分为多个子学科。
气动设计：空气动力学、
力学学科：结构力学，空气动力学，材料力学，热力学
电磁学：航电系统
工业设计：
管理学
2. 多目标优化方法有哪些？并说明。
3. 飞行器总体设计中多学科设计优化的应用，举例说明。
首先阐述飞行器总体设计中多学科设计优化的概念。
飞行器总体设计涵盖了多个学科专业，包含大量的设计变量、状态变量、约束方程以及学科专业之间的相互影响，是一个典型的复杂系统。
复杂系统设计面临模型、信息交换、计算和组织复杂性等很多困难，因此必须利用各学科专门的技术手段来设计。
优化设计理论与这些专门技术的结合就构成了多学科设计优化的主要内容。
查文献：《飞行器总体不确定性多学科设计优化研究》国防科学技术大学姚雯导师：陈小前。
飞机总体设计文档6
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2）WF：完成飞行任务所需的燃油重量 3）WPL：有效载荷
4
航空宇航学院
2.正常飞行重量 单击此处编辑母版标题样式 指飞机有50％余油的重量，在计算飞行性能时 常用此重量。 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 3.着陆重量 – 第四级
» 第五级 正常着陆重量: 通常是指飞机在有20％的余 油、50％的弹药时的重量。
◆ 3
• 第三级
航空宇航学院
其中： 1）WOE：飞机使用空重（Operating Weight Empty） WOE = WE + Wtfo + Wcrew
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WE空机重量（Empty Weight) – 第二级 WE = WME + WFix •W ： 结构空重 (Manufacturers Empty Weight) 第三级 ME – 第四级 Wfix： 固定设备重量（航空设备、雷达等） » 第五级 Wtfo不能用的燃油重量（trapped fuel and oil） Wcrew机组人员重量
– 第二级
计算所需的燃油重量WF
• 第三级 计算可使用空重：WOE可用= WTO - WF - WPL
计算可用空重：WE可用= WOE可用 - Wtfo - Wcrew 根据WTO与WE之间的统计关系计算WE需用
– 第四级 » 第五级
WE可用 − WE需用 WE需用
≤ 0.5%
结 束
7
航空宇航学院
第一步：确定有效载荷WPL
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民用机：旅客（75 kg） – 第二级 货机： 军用机：武器装备（机炮、火箭、导弹、炸弹） – 第四级
» 第五级
飞机总体设计大作业
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 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 = 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。
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。
飞机总体设计大作业
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。
北航飞机总体设计第2次作业
1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD 模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括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，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。
2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。
其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）；3、 Boeing的团队协作戒律有哪些？答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责；2. 参加所有的团队会议并且准时达到；3. 按计划分配任务；4. 倾听并尊重其他成员的观点；5. 对想法进行批评，而不是对人；6. 利用并且期待建设性的反馈意见；7. 建设性地解决争端；8. 永远致力于争取双赢的局面；9. 集中注意力—避免导致分裂的行为；10. 在你不明白的时候提问。
4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？答：高效的团队表现为1. 氛围－非正式、放松的和舒适的2. 所有的成员都参加讨论3. 团队的目标能被充分的理解／接受4. 成员们能倾听彼此的意见5. 存在不同意见，但团队允许它的存在6. 绝大多数的决定能取得某种共识7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的8. 成员们能自由地表达感受和想法9. 行动：分配明确，得到接受10. 领导者并不独裁11. 集团对行动进行评估并解决问题。
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机总体设计算例任务要求：飞行高度:30-200m,飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ,最大过载1。
7，任务载荷重量：0.5kg，背包式运输,发射方式：手抛式,回收方式：机腹着陆设计过程：1。
布局形式及布局初步设计无尾布局【方法：参考已有同类无人机】确定布局形式:主要是机翼、垂尾、动力、起落架等。
(1）机翼根据经验或同类飞机确定:展弦比5.5-6，尖削比0。
4-0。
5，后掠角28°，下反角1.5°，安装角2°展弦比【展弦比增大，升致阻力减小,升阻比增大】【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效率降低】【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】尖削比【尖削比影响升力展向分布,当展向升力分布接近椭圆时,升致阻力最小，低速机翼一般取0.4-0。
5】后掠角【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】【后掠角增加,尾翼舵效增加】【后掠角增加,纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】下反角【上反角增加,横向稳定性增加，下反角相反】安装角【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°,在以后的设计阶段,可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。
】机翼外型草图（2)垂尾垂尾形式:翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0。
04/2=0。
02 【双重尾】（3）动力系统形式电动无人机推进系统安装位置主要有:机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。
下面研究各种布置形式对布局设计的影响.动力形式优点缺点实例机头拉进式螺旋桨前方进气稳定未被干扰;容易实现重心位置设计;手抛发射不会对发射员造成危害；排气被机身和机翼阻止，影响动力系统的效率；回收降落时，电动机和螺旋桨容易触地损坏机尾推进式机头可以安装任务设备；螺旋桨也不容易在着陆时触地损坏；对螺旋桨的干扰较小;重心配置在设计重心点非常困难；单发翼前缘拉进式电动机不在占用机头位置;以便在机头安装任务设备；机身的阻力会产生一个较大的低头力矩;过高的机身也增大的结构重量，浸润面积也比较大 双发翼前缘拉进式机头安装摄像设备布置需要两台电动机，增加了系统的复杂性单发机翼后缘推进式机头安装摄像设备螺旋桨的滑流直接吹在尾翼上，造成无人机的稳定性变化本方案为：机尾推进式2。
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。
飞机构造大作业
飞机构造大作业把飞行中的飞机重量凝聚于某一点，该点是直接对地心引力产生向地重力作用的所在，此一重心点不论飞机在空中的姿态如何，它永远垂直于地面,这一点就是飞机的重心。
升力主要是由机翼和水平尾翼产生的，这两部分升力的合力便是模型飞机的总升力，其作用点便是升力中心，它的位置是否恰当是决定飞机性能的重要因素之一。
升力是变化的，它与机翼本身的翼型、形状、安装角等因素有关，又与气流的方向、速度等因素以及飞机的飞行状态有关，所以升力有时大有时小，有时甚至为零，升力中心也要相应地变化。
机尾翼一般有垂直尾翼和水平尾翼之分．垂直尾翼主要是产生偏航力矩或保持方向稳定，水平尾翼作用是产生俯仰力矩．有的飞机采用无尾翼布局，可用主翼后缘襟翼或前鸭翼代替水平尾翼．例如,在使用水平尾翼时,飞机要抬起机头,就让平尾的上表面偏向飞行方向(或者说平尾前缘下倾),产生向下的压力,把飞机的尾部压下去,以升力中心为支点,产生抬头力矩,机头就抬上来了。
作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有：机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力力矩。
机翼力矩就是机翼升力对飞机重心所构成的俯仰力矩。
对同一架飞机、当其在一定高度上、以一定的速度飞行时，机翼力矩的大小只取决于升力系数和压力中心至重心的距离。
而升力系数的大小和压力中心的位置又都是随机翼迎角的改变而变化的。
所以，机翼力矩的大小，最终只取决于飞机重心位置的前后和迎角的大小。
一般情况，机翼力矩是下俯力矩。
当重心后移较多而迎角又很大时，压力中心可能移至重心之前，机翼力矩变成上仰力水平尾翼力矩是水平尾翼升力对飞机重心所形成的俯仰力矩。
水平尾翼升力系数主要取决于水平尾翼迎角和升降舵偏转角。
水平尾翼迎角又取决于机翼迎角、气流流过机翼后的下洗角以及水平尾翼的安装角。
升降舵上偏或下偏，能改变水平尾翼的切面形状，从而引起水平尾翼升力系数的变化。
流向水平尾翼的气流速度。
由于机身机翼的阻滞、螺旋桨滑流等影响，流向水平尾翼的气流速度往往与飞机矩。
飞机总体设计大作业
2
4.1 机翼设计 .......................................................................................................... 26 4.1.1 机翼具体参数的确定：............................................................................. 26 4.1.2 机翼的气动力特性.................................................................................... 32 4.1.3 机翼的增升装置和副翼............................................................................. 34 4.2 机身设计 ........................................................................................................... 38 4.3 尾翼及其操纵面的设计 .........................................................................
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。
飞机总体大作业——四代机设计方案3
＝尾V L 3.6m 035=Λ翼型 NACA64A006 根梢比 η=3.3机翼面积 5.46252m 展弦比 1.00 翼根 3.6m 平均相对厚度 0.06 翼尖 1.08m 1/4弦线后掠角23.3度 展长 2.34m 后缘后掠角-20.6度 前缘后掠角 35度外倾角35度草图如下:●尾翼的功用，组成和设计要求： 尾翼的功用：保证飞机的稳定性和操纵性。
尾翼的组成：平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。
垂尾：垂直安定面，升降舵。
尾翼的设计要求：按设计要求。
平尾参数的选择：平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。
平尾尾容量为尾容量的统计值：4.4起落架设计HTHT WHTW HT W W HT HT HTL S C L S S C S L S C ⋅=⋅=⋅⋅=4.4.1起落架形式的选择：①．本机为高速飞机，故用可收放式起落架。
②．现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。
③．本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。
4.4.2起落架主要参数的确定●停机角Ψ安装起飞αα-=ψ通常取：︒→︒=ψ40，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距离。
本机的停机角Ψ=1°。
●着地角φψααϕ--=安装着陆本机的着地角取︒=15ϕ●防后倒立角γ原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。
()︒︒+=2~1ϕγ （前苏联）︒=15γ（美国）我们采用前苏联的标准，15 1.516.5γ︒︒︒=+=●前、主轮距b原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；(0.3~0.4)b L =机身；要 与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为18.9米，故b 应取值5.67～7.56m 之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m 。
飞机总体设计-设计过程及算例
无人机总体设计算例任务要求：飞行高度：30-200m，飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ，最大过载1.7，任务载荷重量：0.5kg，背包式运输，发射方式：手抛式，回收方式：机腹着陆设计过程：1.布局形式及布局初步设计无尾布局【方法：参考已有同类无人机】确定布局形式：主要是机翼、垂尾、动力、起落架等。
（1）机翼根据经验或同类飞机确定：展弦比5.5-6，尖削比0.4-0.5，后掠角28°，下反角1.5°，安装角2°展弦比【展弦比增大，升致阻力减小，升阻比增大】【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效率降低】【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】尖削比【尖削比影响升力展向分布，当展向升力分布接近椭圆时，升致阻力最小，低速机翼一般取0.4-0.5】后掠角【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】【后掠角增加，尾翼舵效增加】【后掠角增加，纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】下反角【上反角增加，横向稳定性增加，下反角相反】安装角【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°，在以后的设计阶段，可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。
】机翼外型草图（2）垂尾垂尾形式：翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【双重尾】（3）动力系统形式电动无人机推进系统安装位置主要有：机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。
下面研究各种布置形式对布局设计的影响。
本方案为：机尾推进式2.无人机升阻特性（极曲线）估算前面确定了机翼的基本参数，要确定无人机的具体机翼参数，还需要知道“起飞重量”、“翼载荷”，然后进行布局缩放。
确定起飞重量，关键是电池重量，电池重量由飞机需要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定。
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 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。
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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．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．52.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．52.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．92.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．102.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．122.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．142.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．172.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18第三章J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．203.1 机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．213.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．223.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．243.2 机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．283.2.1本机身的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 293.2.2机身的主要几何参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．293.2.3机身外形的初步设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．303.2.4本机机身外形的设计特点．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．313.3 起落架的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．323.3.1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．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．40 3.6.1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。
在9150米高度以M0.9作高过载机动时机翼不产生抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲劳寿命，安全系数为4，要做16000飞行小时的疲劳试验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量34吨，用于空战时在以27吨重量起飞时，最高速度能达到每小时1900千米。
其超音速巡航速度可达每小时1450千米，作战半径1100 千米，战斗负荷可达6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好结合。
为确保分系统、成品、机载设备的可靠性，必须采用已经批生产或预生产的，至少是经过试制验证的；高空最大速度M2.35；采用远距的低可观测性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现400公里外的目标，能同时跟踪60个空中目标并打击其中的16个。
（2）目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击能力，突出强调高机动性、大活动半径、多用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力。
机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有矢量推力，不开后燃器下维持超音速巡航，匿踪功能（3）动力装置：发动机：2×Lyulka AL-41F 后燃器，数位控制涡轮扇发动机推力：每个9,800 kgf后燃器推力:每个17,950 kgf* 向量推进：范围：-20°至+20°；喷口转速度：30°/秒（上下左右4方向）（4）续航时间和航程：最大续航时间(空中加油) 15小时，(不作空中加油) 5小时15分，最大航程：5500千米，在不加油情况下的续航能力3800～4200公里。
（5）使用特性：希望设计与其同期机种所建立的地面，空中与航线环境完全相同，机动速度和速度限制不影响任何模式的标准运营，飞行速度高度及作战半径：高空最大平飞速度M2.5，最高升限：20000米，实用升限18300米，作战半径约1100千米（6）起飞滑跑距离：280米（7）维护标准：使用维护标准为每飞行小时11.3人时(相当于第二次世界大战时的标准)；机载设备的平均故障间隔时间要与每飞行小时11.3人时的维护标准相适应；（8）寿命：10000小时给出该机的任务剖面图简单的任务剖面图爬升巡航1500米巡航1500米空战第二章 飞机初始总体参数与方案设计2．1重量估算设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。
许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。
除特殊说明外，起飞总重或假定为设计重量。
可以将飞机起飞总重表示为如下几项WTO=WOE+WF+WPL （1）WOE = WE+Wtfo+Wcrew （2） WE = WS + WFEQ + WEN （3） WTO= Wcrew+WF+WPL+WE （4） 可得迭代公式80.130000.1300.9980.9980.9950.9850.980.990.990.9950.93291.06(10.9329)0.072.3450000.93 2.34TOFEW W W W W W W W W --=⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯==⨯-===- （单位：英镑）计算飞机总重迭代公式43333433330.58425307433330.251083315000E F lbW lb W lb lb==⨯==⨯=TO 起飞总重：W 空重：任务油重：飞机有效载荷 2．2确定翼载和推重比推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。
然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。
2.2.1确定推重比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在变化。
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。
如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小推重比计算 M=2.2c T T a M W =⨯1．根据推重比与最大马赫数的关系，对于喷气式战机，取a=0.684 c=0.5940.59400.648 2.2 1.035c T Ta M W =⨯=⨯=2.2.2确定翼载荷（W/S ）翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。
翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。
翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。
对确定飞机起飞总重也有很大影响。
：1 根据失速确定翼载（对于战斗机max L C 取1.2s V =110kg h ）飞机的失速是影响飞机安全的主要因素。
失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。
在设计过程中，可利用失速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载22max 111.235 1.269222s L s W V C V kg h S ρ==⨯⨯⨯=2 巡航时间最大时的翼载（巡航速度42kg h ）起飞滑跑距离是指机轮离地前经过的实际距离，正常起飞的离地速度是失速速度的1.1倍。
式（2.4.13）和式（2.4.14）给出了给定起飞距离时所允许的最大翼载。