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。
飞行器结构设计_终版_
飞行器结构设计
注：题号前标★的都是老师最后一节课圈的重点。 第一次课： ★1 航空器举例：飞机，飞航式导弹，热气球等 ★2 飞行器质量为 结构质量 和 有效载荷质量 。 第二次课： 1.4—1.7 节 一、判断： 1. 铍合金即是金属材料又是功能材料。× 2. 玻璃钢之所以适合做隔热材料因线膨胀系数小。× 3. 高合金钢脆，易断裂。× 4. 材料的塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料加工性。√ 5. 结构固有频率计算属于静强度计算。× 6. 单翼是零件。× 7. 要求不失稳的元件应选用比强度大的材料。× 二、填空： ★1. 导弹弹体结构材料希望轻而强，通常用 比强度 和 比刚度 来表征这种材 料的综合性能。 ★2. 镁合金 在盐雾中易腐蚀， 高强度合金钢 易氢脆。 （钛、镁合金、合金钢、 铝） 3. 结构设计中有两种强度计算， 方案设计用 设计计算 ， 技术设计用 校核计算 。 4. 许用应力法指结构在 使用 载荷作用下不产生永久变形，破坏载荷法指结构 在设计载荷作用下P ≤ P 。 三、简答： ★断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力。 结构设计中方案设计主要内容： （1）方案的内容应包括：结构形式，承力方案、 主要受力元件的布置、材料、基本剖面的形状尺寸，元件间的连接形式，内部 装置的布置，固定方法及满足各特殊要求的构造措施等。 （2）对拟定的方案是 否满足要求作相应的估计。 （3）进行方案论证 第三次： 一、判断： 1. 外载荷是指导弹从出厂到击中目标整个过程最大。错 2. 与刚性假设相比， 考虑弹翼弹性时， 由于压心是变化的会产生一种附加攻角。 对 3. 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、稳定性操纵性计算、风洞试 验。对 4. 导弹运输环节不能作为弹翼的设计情况。错 5. 导弹机动飞行时攻角大可作为弹翼设计情况。对 6 过载指作用在到导弹上可控力合力与重力之比。× 7. 波动系数反应了舵偏角与过载系数间的关系。√ 8. 过载系数是一无量纲的系数。√
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:
无人机总体设计报告
无人机总体设计报告一、引言在当今科技发展迅猛的时代，无人机作为一种遥控飞行器具备广泛的应用前景。
为了满足不同领域的需求，我们进行了一款无人机的总体设计。
本报告旨在介绍我们的设计思路、技术方案以及主要实施步骤。
二、设计目标本项目的设计目标是开发一款能够进行高效、稳定和精确飞行的无人机。
具体目标包括：1.结构牢固可靠，能够抵御不同环境的风力和抗干扰能力强；2.能够进行自主导航，能够定位飞行器的准确位置；3.飞行稳定，能够进行快速转弯和急停等高难度动作；4.高度自由度控制，能够实现多样化的飞行模式。
三、设计要点1.结构设计：采用轻质材料制造机身，保证飞行器整体重量轻便。
采用多旋翼设计，保证飞行器的稳定性，能够进行旋转飞行和垂直降落。
2.飞行控制系统：使用惯性导航系统和GPS等设备，实现自主导航和定位功能。
使用高度计和气压计等传感器进行高度测量和控制。
通过飞行控制器进行动态控制和姿态调整。
3.能源系统：采用电池作为主要能源，具备高能量密度和长续航时间。
同时设置低电量报警功能，保证飞行器及时返航或充电。
4.通信系统：设置与地面控制站的无线通信模块，实现无线数据传输和飞行控制指令的下发和接收。
5.安全性设计：设置失控保护装置，当飞行器失去控制时能够自动返航或自动降落，以避免对周围环境和人员造成伤害。
四、技术方案1.结构设计方案：采用碳纤维材料制造轻便坚固的机身，使用四旋翼设计，旋翼之间通过关节连接，实现快速转弯和稳定飞行。
2.飞行控制系统方案：利用MEMS惯性测量单元和GPS模块进行飞行数据获取和导航功能。
控制算法采用PID控制和自适应控制相结合，以实现精确的姿态控制和位置定位。
3.电源系统方案：选择高能量密度和长循环寿命的锂电池作为主要电源，同时设置充电保护和低电量报警功能。
4.通信系统方案：选择无线通信模块，如WIFI或蓝牙等方式与地面控制站进行数据传输和指令交互。
5.安全性设计方案：利用GPS和惯性导航等模块进行失控判断，当飞行器出现故障或失控时，自动触发返航或降落操作。
91098-飞机总体设计-DT-08
x-43a机长3.7m，x-fly机长8m 机翼面积2㎡，为x-43a的5.8倍 采用组合发动机，涡轮喷气和超然冲压的组合 采用上下对称的垂尾，降低了垂尾的高度，方便上表面起落架的
使用
采用的新技术
• 组合推进系统技术：“上下并联”的布局形式，涡轮喷气发动机安装 在超燃冲压发动机的上部，共用高速推进系统的进气道和尾喷管。
ห้องสมุดไป่ตู้难
• 参考资料较少，各部分组件设计比较困难，如发动机和前体设计， 内部空间布置也有较大困难。
• 气动分析手段不足，结果不准确，难以得出准确的升力系数，阻 力系数
• 飞行性能参数计算困难，现在的设计无法达到设计指标，现在设 计的最大巡航马赫数Ma=6，其他飞行性能如机动，盘旋也难以实 现。
谢谢！
• 吸气式高超声速热防护技术：材料选用金属基复合材料、超合金、陶 瓷基复合材料，较高的强度和较低的材料密度
• 高超声速飞行器制导与控制技术：高超声速情况下飞行器对控制响应 速度更高，控制面的控制效率降低。
• ……..
相比于SRR阶段对比
1.SRR阶段对于乘波体认识不足，SDR阶段进行了重新设计，经过大量查 阅资料，现阶段前体的设计已经符合高超声速升力和发动机进气的要求。 2.对于机身的宽高比，发动机/机身宽度比进行了初步的优化设计 3.垂尾的位置，方便上下对称而布置在了机身两侧 4.机翼面积增大。 5部.本容方积案，参比数SR：R阶长段8m扩宽大2了.3一m 倍高0.64m（连发动机1.06m），为了增大内
低速无动力滑翔：机身可看做有翼型， 产生升力
概念方案描述
• 三面图
概念方案描述
• 结构和装载：完成机翼和机身基本传力结构设计，初步的装载布 置，发动机初步设计
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
2010年度飞行器总体设计DT-12设计小组课程项目最终总结报告
飞机总体设计DT—12飞机设计方案课程项目总结报告院(系）名称：专业名称:组号：学号：学生姓名：2011年1月X日目录一、方案设计思想 (1)二、总体布局 (1)三、主要设计参数 (1)四、主要性能参数 (1)五、参考文献 (1)六、小组成员与分工 (1)D12舰载战斗机X—12A总结报告一、方案设计思想要做中国的舰载机,我们小组做了一些调查，对中国舰载机做出了一些推测可能作战区域:东海，日本周边海域台湾沿海及钓鱼岛沿线南海印度洋至南海石油运输路线主要执行的任务：制空作战对地对海攻击压制或摧毁敌防空力量侦查＊伙伴加油主要的对手：关岛美军基地的F-22未来将大规模装备部队的F—35要想与F-22或F—35抗衡，新一代战斗机要达到第四代战斗机的基本性能要求,要具有良好的隐身性能，要具有良好的机动性能,要具备较强的生存能力，所以我们提出我们的舰载机应该具有以下各种性能1。
拥有优异的机动性（包括低速大迎角及高速下的机动性能)2.超音速巡航能力3.隐身能力具备良好的上舰能力（包括起飞、着陆性能，结构强度，抗腐蚀）4。
具有较强的载弹能力5。
在可携带外挂油箱下，可实现较远的航程及较长留空时间具有良好的经济性、保养维护性，控制单机购买成本,降低单位飞行小时维修工时6.有发展为特种机型的潜力(如电子战飞机）飞机的参数指标飞机最大起飞重量：26t-29t巡航马赫数:1。
3Ma 高度14000m最大飞行速度：2。
2Ma实用升限:17000m最大外挂载荷：8t作战半径：1000km隐身性要求:RCS〈0。
03舰载起飞：起飞速度 250km/h1.调查研究中国的舰载机应该是什么样子的？应具有什么性能？2.收集现在有的舰载机资料，以便为后续设计作参考3.每个人提出自己的想法和设计4。
对各个方案进行论证和分析从中选出两个最优方案X-12A: 双发后掠梯形翼 V尾鸭翼X-12B:双发前掠翼 V尾鸭翼5.对比两个方案进行再次讨论，选出最优方案上舰可行性：X-12A机翼折叠：翼展由13m变为9.5m起飞性能：起飞时鸭翼处于近距藕合鸭翼，低速大迎角竟能优异,有较强的最大载重着陆性能：此布局是着陆迎角可以相对较大，可变V尾变为垂尾提供额外的侧向稳定性X—12B机翼折叠：前掠翼布局的气动弹性发散，要求机翼有很好的强度和刚度，而如果折叠机翼增加的结构重量与提升的气动性能不成比例起飞着陆性能:X—12B较X-12A操纵面更多，使操纵更为灵活，而且三翼面前掠布局低速性能也同样非常优异隐身性：X-12A采用等离子体隐身技术，在等离子体云厚度达到军用厚度后，可将RCS降低20dB,达到0.01㎡左右可以实现主动隐身，并且可实现对挂载的隐身同时不必牺牲飞机气动外形，而且可以减少阻力30%减少了隐身涂料的用量，可以有效减重并大大提高维护性和经济性,尤其在海上高盐环境下的腐蚀带来的维护性下降局限性：技术相对不成熟,生成等离子体的薄片功率有待进一步降低折中方案：在对气动布局影响不大的情况下，对飞机外形做隐身设计，在重点部位如进气道等强散射点加贴等离子体发生器X-12B以苏-47作为参考，RCS=0.3m2现有技术较为成熟，技术风险小隐身性能70%以上靠外形,尽可能采用大尺寸整体结构以减小接头、接缝或台阶另外30%靠吸波图层，采用新型吸波材料，可有效避免传统羰基铁涂层与机体发生电偶腐蚀成本及维护性分析：X-12A有歼十的基础，我国在鸭翼布局战斗机上的技术储备相对充足，研究成本相对较少等离子体隐身技术还不成熟,研究困难大，投入资金较多等离子体隐身使用简便，使用时间长，价格便宜，维护所需工时减少，达到较高的任务出动率大三角翼有利于大尺寸结构件的制造和安装X-12B前掠翼布局使复合材料用量加大耐腐蚀隐身涂料研制隐身涂层维护综上，我们最终选择X-12A作为我们的最终设计6.对X—12A进行优化设计改为翼身融合加大后缘前掠角加大尾翼使用三维矢量推进技术加装边条7.进行主要设计参数和主要性能参数的估算，并根据计算结果修改三维图二、总体布局三视图补充:使用二维S型进气道，增加隐身性前三点起落架机身后部装有拦阻钩三、主要设计参数1.展弦比由计算公式：A =caMa，设计机型为：喷气战斗机（格斗）；查得：a=4。
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业歼-50（终结者）小组成员：前言 (3)第一章飞机设计要求 (4)任务计划书性能指标 (4)发动机要求 (4)有效载荷 (5)任务剖面 (5)概念草图 (6)第二章总体参数估算 (7)起飞重量的计算 (7)2.1.1飞机起飞重量的构成 (7)2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9)发动机的耗油率C (10)2.3 升阻比L/D (11)由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13)燃油重量系数W f/W0 (13)2.4.1飞机的典型任务剖面 (14)2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16)2.4.3全机重量计算 (16)飞机升阻特性估算 (20)2.5.1确定最大升力系数 (20)2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (21)随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
我们正在无声无息的被四代机重重包围，如何突围，成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。
根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。
赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。
具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想，我们以俄罗斯T-50为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第一章飞机设计要求任务计划书性能指标发动机要求（1）推重比达到10以上；（2）应满足具有超音速巡航能力，发动机不开加力在高度11-13千米，飞机应能～持续巡航飞行，及要求发动机不开加力使得最大推力要大；（3）为飞机提供短距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；（4）有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小；（5）采用双余度全权限数字电子控制（FADEC）；（6）与第三代战斗机的发动机相比，零件数量减少40～60%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；（7）寿命周期费用降低约25～30%。
2010年度飞行器总体设计DT-12设计小组课程项目最终总结报告
飞机总体设计DT-12飞机设计方案课程项目总结报告院（系）名称：专业名称：组号：学号：学生姓名：2011年1月X日目录一、方案设计思想 (1)二、总体布局 (1)三、主要设计参数 (1)四、主要性能参数 (1)五、参考文献 (1)六、小组成员与分工 (1)D12舰载战斗机X-12A总结报告一、方案设计思想要做中国的舰载机，我们小组做了一些调查，对中国舰载机做出了一些推测可能作战区域：东海，日本周边海域台湾沿海及钓鱼岛沿线南海印度洋至南海石油运输路线主要执行的任务：制空作战对地对海攻击压制或摧毁敌防空力量侦查*伙伴加油主要的对手：关岛美军基地的F-22未来将大规模装备部队的F-35要想与F-22或F-35抗衡，新一代战斗机要达到第四代战斗机的基本性能要求，要具有良好的隐身性能，要具有良好的机动性能，要具备较强的生存能力，所以我们提出我们的舰载机应该具有以下各种性能1.拥有优异的机动性（包括低速大迎角及高速下的机动性能）2.超音速巡航能力3.隐身能力具备良好的上舰能力（包括起飞、着陆性能，结构强度，抗腐蚀）4.具有较强的载弹能力5.在可携带外挂油箱下，可实现较远的航程及较长留空时间具有良好的经济性、保养维护性，控制单机购买成本，降低单位飞行小时维修工时6.有发展为特种机型的潜力（如电子战飞机）飞机的参数指标飞机最大起飞重量：26t-29t巡航马赫数：1.3Ma 高度14000m最大飞行速度：2.2Ma实用升限：17000m最大外挂载荷：8t作战半径：1000km隐身性要求：RCS<0.03舰载起飞：起飞速度 250km/h1.调查研究中国的舰载机应该是什么样子的？应具有什么性能？2.收集现在有的舰载机资料，以便为后续设计作参考3.每个人提出自己的想法和设计4.对各个方案进行论证和分析从中选出两个最优方案X-12A: 双发后掠梯形翼 V尾鸭翼X-12B：双发前掠翼 V尾鸭翼5.对比两个方案进行再次讨论，选出最优方案上舰可行性：X-12A机翼折叠：翼展由13m变为9.5m起飞性能：起飞时鸭翼处于近距藕合鸭翼，低速大迎角竟能优异，有较强的最大载重着陆性能：此布局是着陆迎角可以相对较大，可变V尾变为垂尾提供额外的侧向稳定性X-12B机翼折叠：前掠翼布局的气动弹性发散，要求机翼有很好的强度和刚度，而如果折叠机翼增加的结构重量与提升的气动性能不成比例起飞着陆性能：X-12B较X-12A操纵面更多，使操纵更为灵活，而且三翼面前掠布局低速性能也同样非常优异隐身性：X-12A采用等离子体隐身技术，在等离子体云厚度达到军用厚度后，可将RCS降低20dB，达到0.01㎡左右可以实现主动隐身，并且可实现对挂载的隐身同时不必牺牲飞机气动外形，而且可以减少阻力30%减少了隐身涂料的用量，可以有效减重并大大提高维护性和经济性，尤其在海上高盐环境下的腐蚀带来的维护性下降局限性：技术相对不成熟，生成等离子体的薄片功率有待进一步降低折中方案：在对气动布局影响不大的情况下，对飞机外形做隐身设计，在重点部位如进气道等强散射点加贴等离子体发生器X-12B以苏-47作为参考，RCS=0.3m2现有技术较为成熟，技术风险小隐身性能70%以上靠外形，尽可能采用大尺寸整体结构以减小接头、接缝或台阶另外30%靠吸波图层，采用新型吸波材料，可有效避免传统羰基铁涂层与机体发生电偶腐蚀成本及维护性分析：X-12A有歼十的基础，我国在鸭翼布局战斗机上的技术储备相对充足，研究成本相对较少等离子体隐身技术还不成熟，研究困难大，投入资金较多等离子体隐身使用简便，使用时间长，价格便宜，维护所需工时减少，达到较高的任务出动率大三角翼有利于大尺寸结构件的制造和安装X-12B前掠翼布局使复合材料用量加大耐腐蚀隐身涂料研制隐身涂层维护综上，我们最终选择X-12A作为我们的最终设计6.对X-12A进行优化设计改为翼身融合加大后缘前掠角加大尾翼使用三维矢量推进技术加装边条7.进行主要设计参数和主要性能参数的估算，并根据计算结果修改三维图二、总体布局三视图补充：使用二维S型进气道，增加隐身性前三点起落架机身后部装有拦阻钩三、主要设计参数1.展弦比由计算公式：A =caMa，设计机型为：喷气战斗机（格斗）；查得：a=4.110， c=-0.622设计最大马赫数：Ma = 2.2计算得A=2.512.后掠角由教材P35经验曲线巡航Ma=1.3ΛLE=46°3.四分之一弦线后掠角由书P37图Λc/4 =40°考虑作为舰载机展弦比应大一点=46°略微修改为A=2.8 ΛLE对于战斗机，要加迎角限制器以防过度上仰4.尖稍比根据设计，取1.435.发动机选取查取《aircraft engine design》加力式涡轮风扇发动机数据作为基准，进行适当的缩放6.推重比起飞W T =c aMa =1.035 作为舰载机考虑如果着舰时没有成功需要马上再次拉起复飞，或应对海上各种突发情况，如果中国的航母使用滑跃起，都需要大的推重比，所以将推重比增大为1.1 起飞W T =1.17.进场速度对比已有舰载机T-45A “苍鹰” 231km/hC-2A(R)“灰狗” 196km/hF/A-18E/F 232km/h“阵风” 223km/h我们选择的进场速度220km/h注：以上数据分别来自《简氏世界飞机 2004-2005》《国外舰载机技术发展》失速：V 进场=61.1m/s=200ft/sV 失速= V 进场/k（K 取值：民用1.3 军用1.2 舰载1.15）V 失速=53.1m/s =174.3ft/s8.翼载S W =21ρ2V 失速max ,l C海平面大气密度ρ=1.225kg/m 3max,l C =1.5+0.3（前缘襟翼） S W =21ρ2V 失速max ,l C =31.1kN/m 2a.起飞时翼载比较几种外国先进舰载机最大起飞重量下的翼载荷数据F/A-18E/F 644.5kg/m2苏-33 486.4 kg/m2米格-29K 533.3 kg/m2“阵风”M 426.7 kg/m2（早期型）492.3 kg/m2（后期型）注：以上数据分别来自《简氏世界飞机 2004-2005》《苏-27系列飞机的研制和发展》《МиГ-29K 舰载机》《简氏世界飞机 2004-2005》我们最大起飞翼载初定为470 kg/m2b.巡航时翼载后掠角初取 46度，由A=2.8，对比F-4：Swet/Sref=2.6取0.004Cf求得零升阻力系数C DO =0.0104超音速下（C DO ）超=2C DO =0.0208得到升力效率系数e = 4.16(1− 0.04568.0A ) 15.0)(cos χ − 3.1=0.8692巡航空气密度：ρ = 0.227kg/ 3m ；巡航速度：V =295*1.3=383.5m/s ；得到动压：q = 16.692kpa 。
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。
飞行器设计课程设计报告
飞行器设计课程设计报告襟翼的常见结构襟翼主要分为前缘襟翼和后缘襟翼，前缘襟翼主要用于起降和大机动飞行的前缘机动襟翼。
常用的后缘襟翼有简单襟翼、单缝襟翼、双缝襟翼、三缝襟翼、富勒襟翼和吹气襟翼等。
襟翼结构主要有单梁、双梁和三梁与小间距多肋组合的结构，这种结构抗声疲劳能力强，被广泛应用。
襟翼载荷分析和建模——弯矩和剪力分析襟翼相当于机翼后缘的一个多支点梁。
作为机翼的一部分，它同样承受着剪力、弯矩和扭矩。
真实的襟翼上载荷是相当复杂的，在此不妨作如下简化：认为弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。
而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。
不妨把襟翼再进一步简化：认为它内部只有一根梁，那么：计算剪力和弯矩时，梁腹板将完全承担剪力部分，而上下缘条完全承担弯矩带来的正应力。
襟翼展长为3.6m ，合适的应该设置五个铰支点，在材料力学上来说就是有三度静不定，为了简化计算，本次采用三点铰支，将静不定度降为一度。
襟翼的运动方式为便于简便计算，选取固定铰链单缝襟翼作用在襟翼上的分布载荷现设单位面积气动载荷的峰值为p ，则气动分布载荷对整个襟翼的向上（z 轴负方向）的载荷为：})({0⎰⎰+⎥⎦⎤⎢⎣⎡++-+=ab bb dx b a a px a p dx x b pZp ba 2+-= 又，p ba R R R Z z z z 2321+-=++= 现在可以从材料力学的观点出发，分析襟翼这根“多支点梁”的内力——剪力和弯矩。
这是个一度静不定的梁：解除B 约束，得到静定的相当系统。
根据B 挠度为零这个位移条件，我们可以求出R 1z 、R 2z 、R 3z 的值：23632213zz R q q l R -⎪⎭⎫ ⎝⎛+=()2126875.00625.1q q l R Z -=由0221=*-+=∑span Z R R FZ z Z有z z Z R R l q q R 322112--*⎪⎭⎫⎝⎛+=分析襟翼的内力，画出剪力弯矩图： 这些将是选择腹板厚度和缘条宽度的依据。
2无人机 飞行器设计
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5、飞行平台的设计 平台重要尺寸的确定
多旋翼平台尺寸有大有小，有高有矮。影响尺寸核心的几个参数：①以动力电池为首的 大尺寸机载物品体积、重量。②旋翼数量与桨径。③任务设备体积。
继续使用例1 的例子，要设计一款搭载佳能5D II及3轴稳定云台的，飞行时间半小时的 多旋翼。动力选型时选择了巡航功率284W的6515电机，配20×7英寸（桨径508mm）螺旋桨。 电池选择了10C,12S,12800mAh的动力电池，其体积为200×100×70mm。另外采购佳能5D II 及3轴稳定云台，总高度为250mm，回转直径300mm。
18
4、载重、航时、总重相互关系计算
（例3）结构重量系数 f结构=0.1，动力系统重量系数 f动力=0.15 的10公斤裸机能飞多久？
W总 10
W任务 0 求解h；代入（10）式，得：
0.6 W任务 0.3
h
W总
0.694
h
0.75 W任务 0.3 W总
0.75
- 0.3 10
1.04 小时 1小时零 2分钟
相机云台接线总共两公斤，所以 W任务 2 ；航时45分钟，h=0.75 ；代入（9）式得：
W总
W任务 0.3 0.6- 0.694h
W总
0.6 -
2 0.3 0.694 0.75
2.3 0.0795
29公斤
15
4、载重、航时、总重相互关系计算
是不是纯电就飞不长呢？
也不是，这需要我们改善加工工艺把机体作轻同时使用更轻量的电机、电调、桨，假设
4、 USB输入接口和通信模块应尽量靠近，连线距离短，减少外在干扰信号 的影响
新型飞行器总体设计与开发
新型飞行器总体设计与开发随着科技的不断进步，人们对于飞行器的需求也在不断发生着变化。
从最初的飞机到现在的无人机，新型飞行器迎合了人们对于智能、高效、环保等方面的追求。
而新型飞行器的总体设计与开发，则是实现这些追求的关键。
本篇文章将会从多个方面讨论新型飞行器总体设计与开发的相关问题。
一、驱动系统设计与开发在新型飞行器的总体设计与开发中，驱动系统是最为重要的组成部分之一。
驱动系统的设计和开发涉及到飞行器的动力来源、转动方式等方面，其中涉及机械、电子、智能化等多个领域。
首先，在驱动系统设计中，要考虑到飞行器的载重量和飞行速度等问题。
比如，在设计无人机的驱动系统时，要考虑到悬停时间、飞行距离、安全性等问题。
如果是飞行汽车或交通类的新型飞行器，还要考虑行驶距离和速度等问题。
在驱动系统设计中，需要综合考虑这些因素，并以此来确定动力来源以及转动方式等问题。
其次，驱动系统的开发也需要针对性的进行。
在驱动系统的开发中，需要充分考虑到飞行器的使用环境和负荷等问题。
比如，在高海拔、极端天气等复杂环境下的使用，需要采用更为稳定可靠的驱动系统。
同时，在驱动系统开发中，还需要充分发挥人工智能在控制系统和能耗控制方面的优势。
通过智能化驱动系统的设计和开发，可以提高飞行器的精度和传感器的反馈等，从而提升飞行器的性能。
二、结构材料选择与设计新型飞行器的性能不仅取决于其驱动系统，还有取决于其结构材料的选择与设计。
在新型飞行器的总体设计和开发中，选择材料和设计结构是同等重要的步骤。
针对于不同类型的飞行器，需选择不同的材料。
例如，在轻型的无人机中，需要选择轻薄的材料，以达到飞行器体积小、重量轻的目的。
而在交通或军事用途的新型飞行器中，由于其需要在高强度、复杂环境下使用，因此需要选择高强度、耐磨损、高温抗性等能够适应恶劣环境的材料。
在飞行器的结构设计中，需要考虑到各个零部件的各种因素。
例如，在结构设计中需要考虑到节省空间、提高效率、适应高强度和安全等问题，同时也需要符合标准化设计，以便于工厂化生产。
2010年度飞行器总体设计DT-12设计小组课程项目最终总结报告
飞机总体设计DT-12飞机设计方案课程项目总结报告院（系）名称：专业名称：组号：学号：学生姓名：2011年1月X日目录一、方案设计思想 (1)二、总体布局 (1)三、主要设计参数 (1)四、主要性能参数 (1)五、参考文献 (1)六、小组成员与分工 (1)D12舰载战斗机X-12A总结报告一、方案设计思想要做中国的舰载机，我们小组做了一些调查，对中国舰载机做出了一些推测可能作战区域：东海，日本周边海域台湾沿海及钓鱼岛沿线南海印度洋至南海石油运输路线主要执行的任务：制空作战对地对海攻击压制或摧毁敌防空力量侦查*伙伴加油主要的对手：关岛美军基地的F-22未来将大规模装备部队的F-35要想与F-22或F-35抗衡，新一代战斗机要达到第四代战斗机的基本性能要求，要具有良好的隐身性能，要具有良好的机动性能，要具备较强的生存能力，所以我们提出我们的舰载机应该具有以下各种性能1.拥有优异的机动性（包括低速大迎角及高速下的机动性能）2.超音速巡航能力3.隐身能力具备良好的上舰能力（包括起飞、着陆性能，结构强度，抗腐蚀）4.具有较强的载弹能力5.在可携带外挂油箱下，可实现较远的航程及较长留空时间具有良好的经济性、保养维护性，控制单机购买成本，降低单位飞行小时维修工时6.有发展为特种机型的潜力（如电子战飞机）飞机的参数指标飞机最大起飞重量：26t-29t巡航马赫数：1.3Ma 高度14000m最大飞行速度：2.2Ma实用升限：17000m最大外挂载荷：8t作战半径：1000km隐身性要求：RCS<0.03舰载起飞：起飞速度 250km/h1.调查研究中国的舰载机应该是什么样子的？应具有什么性能？2.收集现在有的舰载机资料，以便为后续设计作参考3.每个人提出自己的想法和设计4.对各个方案进行论证和分析从中选出两个最优方案X-12A: 双发后掠梯形翼 V尾鸭翼X-12B：双发前掠翼 V尾鸭翼5.对比两个方案进行再次讨论，选出最优方案上舰可行性：X-12A机翼折叠：翼展由13m变为9.5m起飞性能：起飞时鸭翼处于近距藕合鸭翼，低速大迎角竟能优异，有较强的最大载重着陆性能：此布局是着陆迎角可以相对较大，可变V尾变为垂尾提供额外的侧向稳定性X-12B机翼折叠：前掠翼布局的气动弹性发散，要求机翼有很好的强度和刚度，而如果折叠机翼增加的结构重量与提升的气动性能不成比例起飞着陆性能：X-12B较X-12A操纵面更多，使操纵更为灵活，而且三翼面前掠布局低速性能也同样非常优异隐身性：X-12A采用等离子体隐身技术，在等离子体云厚度达到军用厚度后，可将RCS降低20dB，达到0.01㎡左右可以实现主动隐身，并且可实现对挂载的隐身同时不必牺牲飞机气动外形，而且可以减少阻力30%减少了隐身涂料的用量，可以有效减重并大大提高维护性和经济性，尤其在海上高盐环境下的腐蚀带来的维护性下降局限性：技术相对不成熟，生成等离子体的薄片功率有待进一步降低折中方案：在对气动布局影响不大的情况下，对飞机外形做隐身设计，在重点部位如进气道等强散射点加贴等离子体发生器X-12B以苏-47作为参考，RCS=0.3m2现有技术较为成熟，技术风险小隐身性能70%以上靠外形，尽可能采用大尺寸整体结构以减小接头、接缝或台阶另外30%靠吸波图层，采用新型吸波材料，可有效避免传统羰基铁涂层与机体发生电偶腐蚀成本及维护性分析：X-12A有歼十的基础，我国在鸭翼布局战斗机上的技术储备相对充足，研究成本相对较少等离子体隐身技术还不成熟，研究困难大，投入资金较多等离子体隐身使用简便，使用时间长，价格便宜，维护所需工时减少，达到较高的任务出动率大三角翼有利于大尺寸结构件的制造和安装X-12B前掠翼布局使复合材料用量加大耐腐蚀隐身涂料研制隐身涂层维护综上，我们最终选择X-12A作为我们的最终设计6.对X-12A进行优化设计改为翼身融合加大后缘前掠角加大尾翼使用三维矢量推进技术加装边条7.进行主要设计参数和主要性能参数的估算，并根据计算结果修改三维图二、总体布局三视图补充：使用二维S型进气道，增加隐身性前三点起落架机身后部装有拦阻钩三、主要设计参数1.展弦比由计算公式：A =caMa，设计机型为：喷气战斗机（格斗）；查得：a=4.110， c=-0.622设计最大马赫数：Ma = 2.2计算得A=2.512.后掠角由教材P35经验曲线巡航Ma=1.3ΛLE=46°3.四分之一弦线后掠角由书P37图Λc/4 =40°考虑作为舰载机展弦比应大一点=46°略微修改为A=2.8 ΛLE对于战斗机，要加迎角限制器以防过度上仰4.尖稍比根据设计，取1.435.发动机选取查取《aircraft engine design》加力式涡轮风扇发动机数据作为基准，进行适当的缩放6.推重比起飞W T=c aMa =1.035 作为舰载机考虑如果着舰时没有成功需要马上再次拉起复飞，或应对海上各种突发情况，如果中国的航母使用滑跃起，都需要大的推重比，所以将推重比增大为1.1起飞W T=1.17.进场速度对比已有舰载机T-45A “苍鹰” 231km/h C-2A(R)“灰狗” 196km/h F/A-18E/F 232km/h “阵风” 223km/h 我们选择的进场速度220km/h 注：以上数据分别来自《简氏世界飞机 2004-2005》 《国外舰载机技术发展》失速：V 进场=61.1m/s=200ft/s V 失速= V 进场/k（K 取值：民用1.3 军用1.2 舰载1.15） V 失速=53.1m/s =174.3ft/s8.翼载S W =21ρ2V 失速max ,l C海平面大气密度ρ=1.225kg/m 3max,l C =1.5+0.3（前缘襟翼） S W =21ρ2V 失速max ,l C =31.1kN/m 2a.起飞时翼载比较几种外国先进舰载机最大起飞重量下的翼载荷数据F/A-18E/F 644.5kg/m2苏-33 486.4 kg/m2米格-29K 533.3 kg/m2“阵风”M 426.7 kg/m2（早期型）492.3 kg/m2（后期型）注：以上数据分别来自《简氏世界飞机 2004-2005》《苏-27系列飞机的研制和发展》《МиГ-29K 舰载机》《简氏世界飞机 2004-2005》我们最大起飞翼载初定为470 kg/m2b.巡航时翼载后掠角初取 46度，由A=2.8，对比F-4：Swet/Sref=2.6取0.004Cf求得零升阻力系数C DO =0.0104超音速下（C DO ）超=2C DO =0.0208得到升力效率系数e = 4.16(1− 0.04568.0A ) 15.0)(cos χ − 3.1=0.8692巡航空气密度：ρ = 0.227kg/ 3m ；巡航速度：V =295*1.3=383.5m/s ；得到动压：q = 16.692kpa 。
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37.45 0.80 39.78 150-180 3.78
77.6 3-3 28750 5185.6
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
谢谢
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
WfuelWF1WF2WF3WF4WF5WF7WF8 Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wfuel0.259 Wto
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
交点：(171065,93009)
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
2.推重比和翼载的初步确定
界限线图
平尾外形图
飞行器总体设计最终版
垂尾外形图
飞行器总体设计最终版
俯视图： 飞机的三视图
飞行器总体设计最终版
主视图
飞行器总体设计最终版
侧视图
飞行器总体设计最终版
总体布局
飞行器总体设计最终版
机型对比
型号 波音737
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
翼型选择总体设计最终版
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
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
飞行器总体设计最终版
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；
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
飞行器总体设计最终版
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）
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
飞行器总体设计最终版
W fuel cruise 0 . 187 W to
4.燃油系数的计算 总的燃油系数：
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
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）
3.76 30.2 65 3-3 26020
3.76 35.59 95 3-3 29069
飞行器总体设计最终版
机翼平面形状
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
平尾平面形状
飞行器总体设计最终版
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
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
飞行器总体设计最终版
主要参考A320等同类型的飞机：
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
机身外形尺寸
飞行器总体设计最终版
机翼外形
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
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
飞行器总体设计最终版
2．客舱剖面
飞行器总体设计最终版
3．机身外形尺寸
-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)
（涵道比为6）
–升阻比L/D ＝17.6
飞行器总体设计最终版
3.根据Breguet航程方程：
ln(Winitia)l Range Wfinal aM L C D