飞机总体课程设计-110座支线飞机

飞机总体设计报告（110座级支线客机概念设计）
学院：航空宇航学院
一、设计要求：
1.有效载荷
–全经济舱布置110人（每人重75kg ） –每人行李总重：20kg
2.飞行性能指标
–巡航速度：M 0.78
–飞行高度：35000英尺－39000英尺
–航程：2300（km ），45分钟待机，5％燃油备份
–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。

–起飞场长：小于1700（m ） –着陆场长：小于1550（m ） –进场速度：小于220 （km/h ）
二、飞机构型的确定
1.设计要求相近的飞机资料
2.飞机布局形式
参考机型：庞巴迪航宇集团CRJ-900 中国商用飞机有限公司ARJ21 英国航宇公司BAe146
加加林航空制造集团SSJ-100 1）尾翼（正常式“T ”型单垂尾） 避免发动机尾喷流达到平尾上。

避免机翼下洗气流的影响 “失速”警告（安全因素）
飞机型号
有效载荷（t ） 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km)
CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100
45
878
4590
外形美观（市场因素）
2）机翼（采用下单翼）
便于安装起落架，且不挡住发动机进气。

可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。

3）发动机（尾吊双发涡轮风扇发动机）
飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。

4）起落架前三点型式，主起落架安装在机翼上
5）飞机草图
三、机身外形的主要参数
1.通道：单通道
经济舱：5*22=110
另外布置厨房、厕所及安全门
2.机身横截面及当量直径
1）经济舱座椅宽度19-21in，取21in；其中中间位置加宽为22in；过道宽度为19in。

机舱宽度为：21*4+22+19+10=135（其中为了舒适及结构需要增加10in） 2）截面采用圆截面
座椅设置在最大直径处，因此当量
直径为135in=3.44m
3.中间段长度确定
经济舱座位间距为31-34in，取34in。

中间段设计一个I型（24in）和一个III型（20in）应急出口，以及2个厕所每个宽36in
中间段长度为：34*22+24+20+36*2=864in=22m
4.尾段长度确定
喷气式旅客机的l
fc / d
f
在1.8-4之间，取2.
尾段长度为：2*3.44=6.88m
5.机身头段确定
喷气式旅客机长径比在6.8-11.5之间，取10，机身长度为10*3.44=34.4 机身头段确定：34.4-22-6.88=5.52m
四、主要参数的确定
1.主要参数的确定
1）飞行参数
航程2300（km）为1242海里
飞行高度35000-39000英尺；取35000英尺则a=576.4knots
飞行速度0.78Ma
2)重量的估算
()initial final
Breguet W Range
In a L W M C D
=根据航程方程：
假定C 为0.6，L/D 为17.6 则有：
Wfinal
Winitial =1.1
1
1(
)1()fuel cruise to final
fuel cruise
final to to
to
final
W W W W W W W W W =-=-=-
则：
to
W W fuelcruise
=1-1/1.1=0.091
35567124fuel F F F F F Fres
F F F to
to to to to to to to to to
W W W W W W W W W W W W W W W W W W W W =
++++++++ =0.001+0.001+0.002+0.016+0.187+0.003+0.05=0.258
现在假设3个起飞重量，分别为80000lbs,140000lbs,200000lbs 其中Wpayload=209.44*110=23038lbs
Wto 80000 140000 200000
Wfuel 20640 36120 51600 Wpayload 23083 23083 23083 Wempty 36277
80797
125317
最大起飞重量121135lbs
使用空重70775.9 lbs
燃油重量16609.1 lbs
2.推重比及翼载荷
根据下面的约束条件，画出界限线图
1)起飞状态下的推重比约束
2 )平衡场长度约束
3) 第二爬升阶段状态下推重比约束
4) 进场速度对翼载的约束
5) 突风影响下翼载约束
起飞距离：1600米
平衡场长度：1600 米
着陆距离：1500 米
进场速度：70 米/秒。

俯冲速度：200 米/秒。

展弦比：9.4
平均相对厚度：0.12
后掠角：25°
巡航马赫数：0.78
涵道比：6
界限线图:
在可行域内，推重比靠下，翼载荷靠右，并留有足够的余量，取推重比为0.4,取翼载荷为4300N/m2
总推力：T=0.4*121135=48454lbs
机翼面积：S=121135*0.4536*9.8/4300=125.4平方米
五、 动力装置的选择
1、 根据飞行高度和速度确定发动机的类型，巡航马赫数0.78，巡航高度3500 0ft （10668m ）
选发动机为涡轮风扇发动机。

2、涵道比和比推力的选择：
当飞行速度较大时，M 数0.7～0.85，选用高涵道比涡轮风扇发动机。

涵道比取为6。

3、发动机的选择
'
0.65
20.08(10.15)[10.28(10.063)]0~11N c c R
R M km σ=-++（飞行高度在）
在35000ft 高度，空气密度0.38，巡航马赫数MN=0.78，涵道比R=6，c ’=0.6
则C=0.486
参照各种发动机的性能参数和同类飞机的发动机 选择 CFM56-5A1 此发动机参数： 推力（lbs ） 涵道比 增压比 自重(lbs) 风扇直径(m) 空气流量
（lbs/s ）
25000 6 26.5 4960 1.830 852
六、 机翼外形设计
1、翼型的选择
翼型的选择主要取决于飞机的飞行速度，对于高亚声速喷气运输机，选用超临界翼型。

超临界翼型能提高翼型的临界马赫数，特别是翼型的阻力发散 马赫数。

2、 机翼平面形状的设计
1）机翼面积S ：由翼载荷W/S 可以得到机翼面积S= 125.4 ㎡ 2）根梢比入：对于喷气运输机，入在0.2-0.4之间，参考同类飞机，取入=0.4； 3)后掠角Λ ：对于高亚音速飞机，后掠角Λ在25~40°之间，取后掠角Λ=25°
4）展弦比AR ：对于喷气运输机，展弦比在7.0-9.5之间。

取用AR =9 5）根据上面的参数确定展长，翼根弦长，翼尖弦长，平均气动弦长 S AR l
⋅==33.6m
()[]()
m C 33.54.016.334
.12521l S/2=+⨯⨯=+=λ根
m C 13.233.54.0C =⨯==根尖λ
()
()m C MAC root 41/13/22=+++=λλλ
3、 厚度
根部15%转折处12%尖部11% ，平均相对厚度取12% 4、机翼安装角
,,()L Des L w L Des C C i C α
=⋅- 巡航时所需的升力系数 巡航的升力系数：
21
v 2
L
W
S C ρ=
425.0)5.29678.0(38.04300
222
2=⨯⨯⨯==
S v W C L ρ 取升力线斜率为 算出安装角 I=3.9度
5、机翼的扭转角，上反角以及翼梢形状的设计
L C 2απ=
扭转角：喷气运输机为0°~7°的负扭转角，取为3°
上反角：对于亚音速后掠翼的下单翼飞机，上反角为3°~7°，取3°翼梢形状：采用翼尖小翼，能有效减小阻力，增加航程，减少燃油。

6、增升装置、副翼与绕流板设计
1）增升装置
△ C
lmax起飞 = 1.07 (C
lmax起飞
- C
Lmax
)
△ C
lmax着陆= 1.07 (C
lmax着陆
- C
Lmax
)
采用双缝襟翼，相对弦长为30%，展长为10.1m
前缘缝翼
2）副翼
满足横向操作性要求，根据统计数据
相对面积S
副
/S = 0.05 ∼0.07，取0.06
相对弦长c
副
/c = 0.20 ∼0.25，取0.23
相对展长L
副
/L = 0.20 ∼0.40，取0.30
偏角δ
副
= 25°∼30°，取28°
3）扰流板
一般位于后缘襟翼的前面，当绕流板非对称打开时，可产生滚转力矩；
当扰流板对称打开时，可增加阻力，起减速作用。

每侧四块。

4）机翼梁的布置
前梁：在16％～22％弦长处，取20%
后梁：在60％～75％弦长处，取70%
5）机翼内燃油容积
kg
AR c t bS AR c t m S m l 17072/)49.089.01(/4209
4.012.0/6.1256.3322=+-=====λλλ）（代入公式：
之前计算得需用燃油容积：16609.1lbs 两者比较有,燃油容积是满足要求的。

7、机翼外形草图
七、尾翼外形
1、平尾 1）平尾容量
096
.0)6.336.125/(4.3444.3/))((2
2
=⨯⨯=w w fusw fus c S L W
W fus 最大机身宽度 L fus 机身长 S W 机翼参考面积 C W 机翼平均气动弦长
根据纵向机身容量与平尾容量的关系图，每单位重心范围容量约为 3.6,喷气运输机的重 心范围为32%。

所以有平尾容量V H =3.6x32%=1.152 2）平尾外形参数
H H
H H H H S l V S c V S S l c =
⨯：平尾容量：平尾面积：机翼面积
：尾力臂：平均气动弦长
尾力臂取50%的机身长度,平尾容量V H =(S H L H )/(Sc) 代入数据：平尾面积S H = 31.3m 2
展弦比：为保证平尾不能比机翼先失速，展弦比较小，取展弦比为4 后掠角：一般比机翼大5°，为30°
翼型的相对厚度：比翼型的相对厚度小些，在0.06~0.09之间，取为0.07 梯形比：在0.25~0.45之间，取为0.35
2、垂尾
1）垂尾容量
096
.0)6.336.125/(4.3444.3/))((22
=⨯⨯=w w fusw fus b S L H
H f us 最大机身高度 L fu s 机身长度 S W 机翼参考面积 b W 机翼展长
根据 上图，垂尾容量Vv=0.07 2） 垂尾外形参数
w
v
v v b l S s V ⨯=
VV : 垂尾容量
SV : 垂尾面积 S ： 机翼面积 l V ： 垂尾力臂 bW ： 机翼翼展
垂尾 面积为：17.1m 2
展弦 比：在0.8~1.8之间，取为1.3 后掠 角：一般比机翼大5°，取为30° 相对 厚度：在0.08~0.10之间，取为0.09 梯形比：在0.30~0.80之间，取为0.6 185.6 124 95.5
八、发动机短舱
1、发动机参数
采用分离式的喷流发动机短舱：
DIH=0.037W
a
+32.2.
M
H =1.21D
F
LC=[2.36D
F -0.01(D
F
M
MO
)2]
DFO=(0.00036μW
a
+5.84)2
DMG=（0.000475μW
a
+4.5）2
LAB=(DMG-DJ)×0.23；
DJ=(18-55*K)^0.5
其中各已知参数为：Wa=853lbs/s, DF=1.83m,MMo=0.78,u=6,OPR=26.5 求得：DIH=1.62m MH=2.2m,LC=4.3m,DFO=1.5m,DMG=1.2m,DJ=1.0 LAB=1.4m
2、安装位置
九、起落架布置
1、各参数确定
1）停机角Ψ：通常取值范围0°~4°，定为2°
2）着地角ϕ：对于大多数飞机在10°~15，且需大于上翘角（13°），取为14
3）防后倒立角γ：γ=ϕ+（1°~2°）=15°
4）前、主轮距b：（0.3~0.4）机身=0.35x34.4=12.04m
前轮承受飞机重量的最佳百分数大约为飞机重量的8%~15%，定为10%
由力矩平衡关系可得a=90%b=10.84m，c=10%b=1.2m
5）防侧翻角：一般不大于55°，定为50°
6）起落架高度：h=c/tanγ=4.48m
7）主轮距B：由几何关系就可算出主轮距B=8.2m
2、机轮的布置及轮胎类型
根据飞机总重量121185lbs，
主起落架：每支柱4胎，尺寸40×14（in）
前起落架：每支柱2胎，尺寸24×7.7（in）
类型：参考同类飞机，选用超高压轮胎（Vll型）
3、飞机草图
十、重心的计算 1、飞机的过载
取过载y n =2.5,max n =1.5y n =3.75 2、机翼结构重量
其中： bref = 1.905
bs 为结构展长：
为37.07m G
G r s b b s w W S
W t b n b K W s
ref ⋅⋅⋅+
⋅⋅=30
.0max 75
.0)//(
)1(机翼2/1cos /χb b s =
S 为机翼面积125.42m ； g W 为零燃油重量43029kg
max n 为最大过载系数; tr 为根弦最大厚度0.6m 对于运输飞机（Wto > 5670)：Kw = 6.67 ⨯ 10-3
机翼上有扰流板和减速板，增加2%。

机翼W 为4999.9kg 3、尾翼结构重量 1）平尾结构
kg
l c t b S n W W A r to 9.534})/()/(){(034.0915.028.0033.0,584
.0813.0max =⋅⋅⋅⋅⋅=平平平平平尾
2）垂尾结构
kg COS S S l M S n W b Z W r H to h 9.278})()1()()/1()()()()/1{(19.0014
.1484.04/1363.01337.0217.0726
.0601
.0089.1365.0max 5.0=++⋅⋅⋅+⋅=--χλη垂
垂垂垂
垂垂垂
其中：S 平 — 平尾面积（ft 2
)； S 垂 — 垂尾面积（ft 2
)；
l 平 — 平尾尾力臂（ft)； l 垂 — 垂尾尾力臂（ft)； t r,平— 平尾根部最大厚度（ft)； b 平 — 平尾展长（ft)； t r,垂— 垂尾根部最大厚度（ft)； b 垂 — 垂尾展长（ft)；
4、机身结构重量
kg
S V K W G h b l D Wf f f t 7.45832
.1=⋅⋅=+机身
K wf = 0.23
V D — 设计俯冲速度（km/h ）
l t — 机翼根弦1/4处至平尾根弦1/4处之间的距离 b f — 机身最大宽度（m ）； S G — 机身壳体面积（m)；
对于增压客舱，增加8% 后机身安装发动机，增加4% 5、起落架装置重量 起落装置重量包括：
主结构（支柱和撑杆）
机轮、 刹车装置、 轮胎、 导管和冷气装置； 收放机构、阻尼器、操纵器件、机轮小车等。

kg W W to 2.219704.0=⋅=起落装置 6、控制面操纵系统的重量
kg kg W K W to SC 2.454)(768
.0)(3/2=⋅⋅=操纵
7、推进系统重量
推进系统重量包括：
发动机
安装发动机的结构 短舱
操纵发动机的附件（起动和控制系统等） 反推力装置 燃油系统
kg W W 4.35996.22496.16.1=⨯=⋅=发动机推进系统
8、固定设备重量 包括：
辅助动力装置（APU ） 仪表、 导航、 电子设备 液压、 冷气、 电气 装饰和设备 空调和防冰等
kg W W to 1.60448.5494611.011.0=⨯=⋅=固定设备
最大起飞重量为：47251.1kg ,与之前拟合的飞机重量接近
结构重量（机身、机翼、尾翼、起落架）：12594.6kg 占最大起飞重量的比重为：27%
9、重心估算
起落装置：与全机重心重合
动力装置：由发动机重心位置来确定 固定设备：与全机重心重合
燃油：根据油箱布置的位置，计算油箱的体积和重量，燃油密度ρ＝0.8g/cm 3 有效载荷：（乘客和行李、 货物或武器弹药），由载荷的布置来确定 10、重心定位
()()
i
G i
mgx x mg =
∑∑
()()
i
G i
mgy y mg =
∑∑
重心在平均空气动力翼弦的位置：100G A
G A
x x x c -=
⨯％
部件载荷 mgx （10Nm ） x （m ） mg （10N ） 机翼 机身 平尾 垂尾 动力装置 燃油 有效载荷 83998 78839.6 15779.6 8171.8 100063 125061 217448 16.8 17.2 29.5 29.3 27.8 16.6 15.4 4999.9 4583.7 534.9 278.9 3599.4 7533.8 14120 合计
629361
17.6
35650.6
重心在平均空气动力翼弦的位置：%354
2
.166.17%100=-=⨯-=
A A G G c x x x 十一、气动特性分析
1、升力线斜率 在亚声速时,
F S S C t L ）参考外露翼
(
)
tan 1(4222
max 2
22
2
βχηβ
λπλ
α+++=
其中： 36.0122=-=M β
χmax,t 为翼型最大厚度线的后掠角为23度，
λ为展弦比，若有翼尖小翼，则：8.102.1==λλ有效
592.02==π
βηα
l C
F 为机身升力影响系数：
其中d 为机身当量直径，l 为机翼展长。

所以αl C 为4.97
2、最大升力系数的计算
襟翼未打开，大展弦比、中等后掠角和翼型前缘半径较大时，有：
襟翼打开的情况下，有， 3、废阻系数的计算
采等效蒙皮摩擦法 ，0052.0125
2
)33.544.3125(0030.00=⨯⨯-⨯==S S C C wet fe
D wet S 是飞机湿润面积
fe C 是等效蒙皮摩擦系数：
对于Jet Transport: fe C = 0.0030 对于Jet Fighter: fe C = 0.0035 S 是机翼面积 4、升致阻力系数的计算
2
0L D D KC C C +=
当升力是理想分布（椭圆分布）时：
对于实际机翼， ，e: Oswald 翼展效率因子（0.7 ~ 0.85） 对于亚声速后掠翼：
532.01.3)25(cos )9045.01(61.41.3)(cos )045.01(61.415.068.015.068.0=-⋅⨯-⨯=-⋅-=前缘χλe
3.1)6.33/4
4.31(07.1)/1(07.12
2
=+=+=l d F 4
.1)cos(9.04/1max ,max ,=⋅=χl L C C 7
.0cos )(max ,max =⋅∆=∆前缘χS
S C C flapped
l L e k ⋅=πλ10665
.0532
.0914.31
1=⨯⨯=⋅=e k πλ
十二、飞行性能分析 1、平飞需用推力
平飞需用推力计算公式 其中速压 102288.2363648.05.05.022=⨯⨯==v q ρ Pa 机翼参考面积 S=125.42
m
是基准高度、基本构形的零升阻力系数 因为M=0.8,根据图2可得 =0.016
升致阻力因子 A 根据图3可得 A=0.12 飞机升力系数 3.04
.12510228356500
=⨯==qS
G
C L
所以飞机平飞需用推力
220
0665.00052.0L
L
D D
C
KC C C +=+=,0
D
C ,0
D C 2
,0()
D L D qS C AC =+
N AC C qS D L D 8.14345)3.00665.00052.0(4.12510228)(22
0=⨯+⨯⨯=+=<112500*2N
所选发动机满足要求 2、升限计算
Pa SC Ma G P L H 5
2
21021252.03
.04.1258.07.03565007.0⨯=⨯⨯⨯==
查国际标准大气表，可知，11000米高度大气压为 所以飞机升限约为11000米
3、盘旋性能计算
盘旋过载：
盘旋半径： m n g v R z 19788
105.2361
22
2=⨯=
-=
盘旋一周的时间： s n g v t z 5.528
105.23614.321
22
=⨯⨯⨯=
-=
π
盘旋角速度：)/(9.63.575
.2368
103.571
2
s v
n g z ︒=⨯⨯=
⨯-=
ω 4、爬升性能计算
等速爬升计算公式 以H=0时计算爬升性能
由
得s m S G C v L /6.5615cos 4.1253565004.1225.12cos )(2=⨯⨯==θρ
所以 s m v G D F v y /4.336.56356500
8.143452112500=⨯-⨯=-=
5、航程、航时计算
飞机的航程是由爬升段、巡航段和下滑段组成的，其式为：
其中爬升段和下滑段航程约占飞机总航程的10％左右。

5
0.2270010Pa
⨯,3z L L pf n C C =≈y F D v v
G
-=21
cos 2
L Y G v SC θρ==ps xih xh
l l l l =++
对于等高、等速航程，巡航段航程为： 其中 根据前面的计算结果可知 巡航段可用燃油量 kg m T 6353=∆
发动机耗油率 推力有效系数 巡航速度 h km v /850= 巡航段飞机阻力 N D 8.14345=
所以km kg q k /4.1850
9.08
.143450748.0=⨯⨯=
km q m l k T xih
45384
.16353
/==∆=
总航程 km l l xih 50429
.04538
9.0===
续航时间 h
q m t h T xih 4.5/=∆=
其中 h kg D C q e
h /11809
.08
.14345074.0=⨯=
=
η
6、起飞性能计算 1）起飞速度计算
受失速速度限制时，飞机离地速度为
[]h km SC F G v v L s ld /205)sin(26
.32.12.1max
=+-⨯==ρβα
受擦地角或前方视界限制时，飞机离地速度为
[]h km SC F G v Lld
ld /188)sin(26
.3=+-=ρβα
2）起飞滑跑距离计算
把起飞滑跑分成三轮滑跑和抬前轮后的两轮滑跑两个部分。

第一部分假定从零速度开始加速到起飞离地速度，滑跑距离为:
=+=)ln(21
2
1a
bv a gb l ld 1288m
/xih T k
l m q =∆e k C D q v
η
=⋅ 0.0748kg/(N h)e C =⋅0.9
η=
式中: 23.004.0356500
2112500=-⨯=-=
f G F a 32.0)()
/(20=--=
D L C fC S G b ρ
第二段滑跑假定以
跑3s ，则： m SC G
l ld
L 8.15623,2=⨯
=ρ 总滑跑距离为：m l l l qh 144521=+= 7、着陆性能计算
1)着陆速度计算 飞机的着陆速度为：
h km SC G
K
v jd
L jd /3.15226.3,==ρ 式中：
——接地速度(km ／h)； ——接地时升力系数 ，取2.1
K ——地面效应影响系数，一般取0.90～0.95。

取0.9 2)着陆滑跑距离计算
⎥⎥⎦
⎤⎢⎢⎣⎡++⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛++=)ln(1ln 12122
2222112111a v b a b v b a v b a b g l qj qj jd zh =1328m ——滚动摩擦因数(0.03～0.05)，取0.04
——使用刹车时的折算摩擦因数(0.25～0.3)；取0.25
51,1,1,1105.3)(2-⨯=++=
L s D D C f C C G
S
b ρ
52,2,2,2108.3)(2-⨯=++=
L s D D C f C C G
S
b ρ
——飞机接地速度152.3km/h
——前轮接地时的速度，(可取0.95 =145km/h )； ——减速伞阻力系数
——分别是两轮滑跑和三轮滑跑时的飞机
阻力系数；
ld v jd v ,L jd C 11a f =22a f =jd v qj v jd
v ,D s C ,1,2,D D C C
——分别是两轮滑跑和三轮滑跑时的升力
系数。

十三、总结
飞机设计是很有意思的一个过程，学到了不少的知识，让我深刻了解了一架飞机的设计流程。

虽然遇到了不少的困难，但是通过上网找资料、查阅相关的书籍和同学之间的相互讨论都得到了很好的解决，我相信这些知识将更加的难忘，对我以后的工作和学习都会有很大的帮助。

飞机设计同时也是一个很复杂的过程，以前学习过的很多课程都需要运用起来。

流体力学，飞行力学，材料力学等，还会用到MATLAB ，Auto CAD 、CATIA 等软件。

这个过程使我意识到如果将来做个总师，需要学习和掌握的东西还很多很多。

像MATLAB 这样的软件虽然以前接触过，但运用的很有限，所以只能边学边用；还有Auto CAD 那是大一时候学习的了，但是再次的温习，让我更加熟悉软件的操作；同时也对CATIA 的各项功能更加了解。

总之是收获良多。

另外设计报告中还遇到了很多比较复杂的计算，需要很大的耐心和细心。

对我的计算能力也起到了锻炼的作用。

以前对飞机设计了解的很有限，这次自己当了一次设计师，尽管这只是局限在概念上，但是已经受益匪浅。

虽然报告中可能还有很多缺陷，但花了很多的时间和心血，当报告全部完成的时候，我还是觉得很有成就感。

总而言之，这次总体设计的课设，是一次值得珍藏的记忆。

,1,2,L L C C。