飞行器总体设计报告
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飞行器报告
选题编号：C题全国大学生电子设计竞赛设计报告选题名称：多旋翼自主飞行器主办单位：辽宁省教育厅比赛时间：2015年08月12日08时起2015年08月15日20时止摘要多旋翼飞行器也称为多旋翼直升机，是一种有多个螺旋桨的飞行器。
本设计实现基于ATMEGA328P和R5F100LEA的四旋翼飞行器。
本飞行器由飞行控制模块、导航模块、电源模块和航拍携物模块等四部分组成。
主控模块采用ATMEGA328P芯片，负责飞行姿态控制；导航模块以G13MCU为核心，由陀螺仪、声波测距等几部分构成，该模块经过瑞萨芯片处理采集的数据，用PID控制算法对数据进行处理，同时解算出相应电机需要的PWM增减量，及时调整电机，调整飞行姿态，使飞行器的飞行更加稳定；电源模块负责提供持续稳定电流；航拍携物模块由摄像头、电磁铁等构成，负责完成比赛相应动作。
飞行器测试稳定，实现了飞行器运动速度和转向的精准控制，能够完成航拍，触高报警，携物飞行，空中投递等动作要求。
关键词：四旋翼，PID控制，瑞萨目录摘要................................................................................................................................ i i1.题意分析 (1)2.系统方案 (1)2.1 飞行控制模块方案选择 (1)2.2 飞行数据处理方案选择 (1)2.3 电源模块方案选择 (2)2.4 总体方案描述 (2)3.设计与论证 (2)3.1 飞行控制方法 (2)3.2 PID控制算法 (3)3.3 建模参数计算 (3)3.4 建立坐标轴计算 (4)4.电路设计 (5)4.1 系统组成及原理框图 (5)4.2 系统电路图 (5)5.程序设计 (6)5.1 主程序思路图 (6)5.2 PID算法流程图 (7)5.3 系统软件 (7)6. 测试方案 (7)6.1 硬件测试 (7)6.2 软件仿真测试 (7)6.3 测试条件 (8)6.4 软硬件联调 (8)7.测试结果及分析 (8)7.1 测试结果 (8)7.2 结果分析 (9)8.参考文献 (9)1.题意分析设计并制作一架带航拍功能的多旋翼自主飞行器。
飞行器总体设计报告1要点
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201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名：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。
飞行器总体设计报告
飞机总体设计报告大型固定翼客机设计报告2010-12-8大型固定翼客机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 5665A320-100 15000 77000 0.78 5700C919 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 Range W W final initial )ln( 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=finalinitialWW187.0tocruisefuel 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 off002.0/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 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 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W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbs toW25900 lbs 38850 lbs 51800 lbs fuelW33750 lbs 33750 lbs 33750 lbs payloadW40350 lbs 77400 lbs 114450 lbs emptyavail重量关系图交点：(171065,93009)6．所以最终求得的重量数据：W93009 lbs 0.544emptyW44306 lns 0.259fuelW33750 lbs 0.197 payloadW171065 lbs 1to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 lbCRUSIEAltitude 35000 ftMach number 0.8SFC 0.596 lb/hr/lbDIMENSIONSLength 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=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*(296.5m/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。
飞行器力学性能设计报告
飞行器力学性能设计报告目录第一章绪论1.1工程背景及研究意义 (2)1.2国内外研究及发展现状 (2)第二章有限元法介绍2.1有限元基本思想 (3)2.2有限元法分析步骤 (3)2.3 ANSYS概述 (4)第三章起落架3.1起落架的分类及其结构形式 (5)3.2起落架的工作原理 (5)3.3起落架零件绘制及装配 (6)3.4起落架力学性能分析及结构优化 (7)第四章航空发动机涡轮叶片4.1航空发动机涡轮叶片 (9)4.2航空发动机涡轮叶片零件绘制及装配 (9)4.3航空发动机叶片振动特性与结构强度分析 (10)第五章总结感悟 (12)第一章绪论1.1工程背景及研究意义起落架是飞机实现着功能的主要设备，在地面停放、滑行时起落架是飞机实现着陆功能的主要设备，也是飞机在地面停放、滑行时的支撑装置，起落架的可靠性直接影响到飞行安全。
据统计，46%的飞行事故与起落架有关。
因而，起落架的设计在飞行安全中占有很重要的地位。
起落架是飞机下部用于起飞降落或地面（水面）滑行时支撑飞机并用于地面（水面）移动的附件装置。
起落架装置是飞行器重要的具有承力兼操纵性的部件，在飞行器安全起降过程中担负着极其重要的使命。
起落架是飞机起飞、着陆、滑跑、地面移动和停放所必需的支持系统，是飞机的主要部件之一，其性能的优劣直接关系到飞机的使用与安全。
涡轮叶片是燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件。
高速旋转的叶片负责将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持发动机的工作。
为了能保证在高温高压的极端环境下稳定长时间工作，涡轮叶片往往采用高温合金锻造，并采用不同方式来冷却例如内部气流冷却、边界层冷却、抑或采用保护叶片的热障涂层等方式来保证运转时的可靠性。
在蒸汽涡轮发动机和燃气涡轮发动机中，叶片的金属疲劳是发动机故障最主要的原因。
强烈的震动或者共振都有可能导致金属疲劳。
工程师往往采用摩擦阻尼器来降低这些因素对叶片带来的损害。
1.2国内外研究及发展现状起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要正确匹配和协调，否则将会发生飞行步放。
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:
2飞行器总体设计-第2章
该方法适用于如下12种飞机: 自制螺旋桨飞机; 单发螺旋桨飞机; 双发螺旋桨飞机; 农业飞机; 公务机; 涡轮螺旋桨支线飞机; 喷气运输机; 军用教练机; 战斗机; 军用巡逻机,轰炸机和运输机; 水陆两用飞机; 超音速巡航飞机.
第二章 飞机初始总体参数与方案设计 2.2 重量估算(续) 重量估算(
3.升阻比L/D的估算 3.升阻比L/D的估算 升阻比L/D
4.起飞重量的确定 4.起飞重量的确定
5.权衡分析 航程) 5.权衡分析(航程) 权衡分析(
5.权衡分析 航程) 5.权衡分析(航程) 权衡分析(
5.权衡分析 有效装载) 5.权衡分析(有效装载) 权衡分析(
5.权衡分析 有效装载) 5.权衡分析(有效装载) 权衡分析(
图2.3.2 机翼/尾翼浸湿面积估算
2.3 飞机升阻特性估算
对于起飞与着陆,襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大, 应予以考虑.襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的 尺寸,类型有关,其典型值可参照表2.3.3选取.
采用哪个值取决于飞机的襟翼,起落架型式.开裂式襟翼阻力 比富勒襟翼大;全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼;装在机翼上的 起落架阻力大;上单翼飞机大于下单翼.
7.S-3A反潜机的真实资料 7.S-3A反潜机的真实资料
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。
飞行器设计报告
飞行器设计分析与仿真课程设计报告学院：机械电子工程学院、空天院学生姓名：许子卿李军辉学生学号：201322080433 2013221903112014年4月23日飞行器设计分析与仿真实现课程总结姓名：许子卿学号：201322080433 学院：机械电子工程学院一般意义上，飞行器包括人造卫星、宇宙飞船、空间站、深空探测器运载火箭、航天飞机等空间飞行器及导弹。
本课程仅就飞机作为研究对象来展开。
飞机按功能分类可以分为军用飞机和民用飞机。
军用飞机具有完成空中拦截、侦察、轰炸、攻击、预警、反潜、电子干扰、军事运输、空降等任务。
显然其种类按功能分类可分为歼击机、侦察机、轰炸机、攻击机、预警机、反潜机、电子干扰机、运输机等。
民用飞机客分为、通用航空飞机。
航线飞机/民用运输机指的是用于商业飞行的客机和货机；通用航空飞机是指使用民用航空器从事公共航空运输以外的民用航空活动。
飞机还可以按照构造型式分类：按机翼型式中又可以按照机翼数量和位置、机翼平面形状分类；按尾翼型式和位置可分为平尾、V型尾翼、垂尾；按动力装置分类可分为螺旋桨式和喷气式；按机身型式分类可分为单机身飞机和双尾撑飞机；按发动机位置可分为翼内、翼上、翼下、翼下吊舱、机身尾吊、机身内。
通过一学期的课程学习，我对飞机研制的整个流程有了初步了解和认识。
在飞机的研制中有以下几个步骤：1、首先，第一步要确定飞机的任务和用途。
民用飞机通常由航空公司提出其需求；军用飞机会遵循军方给出的一个需求方案说明书（RFP）来完成设计任务，以上这些是飞机设计的基本依据，决定了飞机的主要性能指标、主要使用条件和机载设备等。
飞机是一个整体系统，所有必需对各部分做全面充分的考虑。
所以在设计过程中先要进行总体设计然后再进行结构设计。
在这个阶段需要给出飞机的三视图。
2、对飞机进行总体设计，其中需要估算主要参数中的飞机总重、发动机推力和翼载荷；设计飞机的基本外形和尺寸，机翼、尾翼、机身；对飞机进行初步部位安排，包括飞机的内部布置及主要受力构件安排与协调。
航空工程师飞行器设计与测试报告
航空工程师飞行器设计与测试报告项目名称： [飞行器名称]项目组成员： [成员姓名]日期： [日期]1. 项目概述本项目旨在设计和测试一款 [飞行器类型]，旨在 [目标]。
该项目包含以下关键阶段：概念设计阶段：确定飞行器总体设计方案，包括尺寸、形状、材料和动力系统等。
详细设计阶段：制定详细的飞行器设计图纸，并进行必要的计算和模拟。
制造阶段：根据设计图纸，利用 [制造方式] 制造飞行器原型。
测试阶段：对飞行器原型进行地面测试和飞行测试，以验证设计方案和性能指标。
2. 设计方案2.1 总体设计[飞行器名称] 采用 [设计方案概述]，包括 [主要设计特点]，例如：机翼设计： [翼型，翼展，后掠角等]机身设计： [机身尺寸，材料等]尾翼设计： [尾翼类型，尺寸等]动力系统： [动力系统类型，功率等]2.2 关键技术本项目采用了以下关键技术：[技术1]： [简要描述][技术2]： [简要描述][技术3]： [简要描述]2.3 计算和模拟在设计过程中，我们利用 [软件名称] 进行了一系列计算和模拟，以验证设计方案的可行性，包括：[模拟类型1]： [模拟结果][模拟类型2]： [模拟结果]3. 制造过程[飞行器名称] 原型采用 [制造方式] 制造，包括以下步骤：[步骤1][步骤2][步骤3]4. 测试结果4.1 地面测试我们对飞行器原型进行了以下地面测试：[测试内容1]： [测试结果][测试内容2]： [测试结果]4.2 飞行测试我们对飞行器原型进行了以下飞行测试：[测试内容1]： [测试结果][测试内容2]： [测试结果]5. 结论通过设计和测试，我们成功研制了 [飞行器名称]，并验证了其 [性能指标]。
测试结果表明，该设计方案能够满足项目目标，并具有良好的 [优点]。
6. 未来展望未来，我们将继续改进 [飞行器名称] 的设计，提升其性能，并探索其在 [应用场景] 的应用潜力。
7. 参考文献[参考文献列表]8. 附录[设计图纸，测试数据等]备注: 以上只是一个简单的报告模板，具体内容需要根据实际情况进行修改。
仿蝴蝶飞行器总体设计与控制仿真
总体设计
1、旋翼飞行器总体设计概述
旋翼飞行器是一种通过旋翼产生升力的飞行器，具有垂直起降、悬停、灵活 飞行等特点。其总体设计包括结构设计、气动设计、控制设计等多个方面。在微 型四旋翼飞行器设计中，需充分考虑尺寸、重量、动力等因素的限制，以实现最 优的设计效果。
2、微型四旋翼飞行器结构设计
微型四旋翼飞行器的结构设计主要包括机身结构、旋翼结构、电机及驱动系 统等部分。其中，机身结构应尽量轻巧、紧凑，以降低整个飞行器的重量；旋翼 结构需根据飞行器的性能要求进行精细化设计，以实现良好的气动性能；电机及 驱动系统则需要根据飞行器的动力需求进行选型和布局。
2、分析和解释
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
从结果分析来看，仿蝴蝶飞行器的总体设计和控制仿真取得了较好的效果。 其轻量化和仿生性设计提高了飞行性能和环境适应性，高效能和稳定性特点则保 证了其在任务执行过程中的效率和可靠性。此外，控制系统的优化也进一步提高 了仿蝴蝶飞行器的精度和稳定性。
3、总结经验
通过本次仿蝴蝶飞行器的总体设计与控制仿真，我们获得了以下实践经验： 首先，轻量化和仿生性设计是仿生飞行器设计的关键；其次，控制系统的高效性 和稳定性对仿生飞行器的性能有着重要影响；最后，仿真过程中需要不断调整和 优化控制算法和参数以达到最佳效果。
结论 本次演示对仿蝴蝶飞行器的总体设计与控制仿真进行了详细的分析和探讨。
参考内容
引言
微型四旋翼飞行器在许多领域都有广泛的应用，如军事侦察、环境监测、救 援搜索等。随着科技的发展，对微型四旋翼飞行器的性能要求也越来越高，因此 需要对其进行深入的研究和优化设计。本次演示将重点探讨微型四旋翼飞行器的 总体设计及运动控制问题，以期提高其性能指标和应用范围。
通过实验测试和结果分析，证实了本次演示所设计的微型四旋翼飞行器在性 能上具有一定的优势，能够满足多种应用场景的需求。然而，也存在一些不足之 处，如对复杂环境的适应性有待进一步提高。
飞行器总体设计报告
飞行器总体设计报告•相关推荐飞行器总体设计报告飞机总体设计报告目录一、重量估算........................................................................................................................... . (2)机身重量........................................................................................................................... ............................ 2 机翼质量........................................................................................................................... ............................ 2 尾翼重量........................................................................................................................... ............................ 3 起落架重量 .......................................................................................................................... ......................... 4 动力装置重量........................................................................................................................... ..................... 4 系统和设备重量 .......................................................................................................................... .................. 4 使用项目重量........................................................................................................................... ..................... 4 有效载荷........................................................................................................................... ............................ 5 最大起飞重量........................................................................................................................... ..................... 5 二、性能评估........................................................................................................................... . (5)气动特性分析........................................................................................................................... ..................... 5 飞行性能分析........................................................................................................................... ..................... 5 商载航程特性........................................................................................................................... ..................... 5 起飞速度的计算 .......................................................................................................................... .................. 6 起飞滑跑距离计算........................................................................................................................... .............. 6 爬升距离........................................................................................................................... ............................ 6 起飞场长........................................................................................................................... ............................ 7 进场速度........................................................................................................................... ............................ 7 着陆距离........................................................................................................................... . (7)一、重量估算机身重量MFUSC2p(9.75?5.84Bf)?2LfBf?Hf)?1.5?(Bf?Hf)?20.79*0.58*(9.75?5.84*3.64)*[2*37.4/(3.64?3.8)?1.5]*(3.64?3.8) ^2?6727(Kg)Lf机身长度（m） Bf机身最大宽度（m）Hf机身最大高度（m）C2增压机身系数，客机取0.79P客舱内外压差，单位是巴（bar），典型值0.58FUS将C518客机数据代入得：M机翼质量按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数三部分分别计算。
哈工大飞行器结构设计实验报告
飞行器结构设计实验一、实验目的通过参观航天馆内的实物及模型结合课堂学习内容，加深对蜂窝夹层结构、陀螺副翼、舱段的结构形式、舱段承力元件等的理解。
二、实验内容1、蜂窝夹层结构图1 蜂窝夹层结构图2 蜂窝夹层结构局部放大图夹芯层形似蜂窝的一种夹层结构，又称蜂窝夹层结构（见图1和图2）。
这种结构的夹芯层是由金属材料、玻璃纤维或复合材料制成的一系列六边形，四边形及其他形状的孔格，在夹芯层的上下两面再胶接（或钎焊）上较薄的表板。
早期使用的轻质巴萨木夹层不耐潮，抗腐性差,不耐火,人们遂把注意力转向金属蜂窝夹层。
1945年试制成最早的蜂窝夹层结构。
蜂窝结构比其他夹层结构具有更高的强度和刚度,与铆接结构相比,结构效率可提高15%～30%。
夹层的蜂窝孔格大小、高矮及其构成格子的薄片厚度等决定表板局部屈曲、孔格壁板屈曲的临界应力及夹层结构的保温性能。
这些尺寸的选择，一般要保证能够承受一定的去取载荷的前途下具有一定的保温性能。
蜂窝结构的受力分析与一般夹层结构相同。
在航空航天工业中,蜂窝结构常被用于制作各种壁板,用于翼面、舱面、舱盖、地板、发动机护罩、尾喷管、消音板、隔热板、卫星星体外壳、刚性太阳电池翼、抛物面天线、火箭推进剂贮箱箱底等。
2、陀螺副翼图1 陀螺副翼结构1— 安定面 2—盖板 3—风轮 4—螺钉 5—副翼 6—锁紧销 7—销套 8—止动件 9—卡箍 10—轴座 11、12—上下板 13—转轴图1是陀螺副翼。
它位于安定面的翼尖后缘，由上下板、风轮和转轴等组成。
工作原理：风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接成一体。
平时锁紧销6插在销套7内，副翼被锁在中立位置。
导弹发射后，止动件8尾部的易熔材料被发动机燃气熔化，在弹簧作用下，锁紧销被拔出，陀螺副翼便被开锁。
图2 陀螺副翼工作原理 导弹在飞行过程中，受到气动力作用，风轮在气动力作用下作高速旋转，自转角速度为Ω ，方向如图2所示，相当于一陀螺转子。
由二自由度陀螺的进动性知0ω ⨯Ω=J M 进动。
飞行器总体设计报告
公务机概念设计——火星救援队团队成员：目录第一章设计题目以及需求分析 (1)1.1 设计题目基本要求 (1)1.2 团队确定基本需求 (1)1.3 公务机在中国的发展前景 (1)1.3.1 公务机在中国的现状 (1)1.3.2 公务机在中国的市场预测 (2)1.3.3 中国市场的瓶颈 (2)第二章团队成员及其分工 (3)2.1 团队成员 (3)2.2 具体分工 (3)第三章飞机总体布局设计 (3)3.1 与设计要求相近的飞机资料 (3)3.2 可能的布局形式及其比较 (4)3.3 整体布局的确定 (4)3.3.1 一些相近飞机的总体方案 (4)3.3.2 总体设计过程 (5)第四章机身初步设计 (6)4.1 机身相关参数设计 (6)4.2 机身外形参数 (6)4.3 机身外形示意图 (7)4.4 机身客舱内部设计 (7)第五章飞机主要参数的初步确定 (8)5.1 基本设计参数 (8)5.2 主要总体参数 (8)5.2.1 飞机重量的预估（重量系数法） (8)5.2.2 推重比和翼载荷的确定（界限线法） (11)5.3 重要总体参数总结 (12)第六章机翼外形设计 (13)6.1 翼型的设计和选择 (13)6.2 机翼平面形状的设计 (13)6.2.1 展弦比 (13)6.2.2 梯形比 (13)6.2.3 后掠角 (14)6.2.4 机翼形状其他参数 (15)6.2.5 燃油容量校核 (15)6.2.6根弦和尖弦计算 (15)Y (16)6.2.7平均气动弦长MAC以及位置S6.3 襟翼和副翼设计 (16)6.3.1 襟翼 (16)6.3.2 副翼 (16)6.3.3 扰流板 (16)6.4 前后梁位置 (17)6.5 机翼纵向位置的初步确定 (17)6.6 机翼设计图 (17)6.6.1 机翼平面草图 (17)6.6.2 机翼CATIA设计图 (17)第七章尾翼外形设计 (18)7.1 平尾设计 (18)7.1.1 确定平尾容量 (18)7.1.2 预估尾力臂长度并计算平尾面积 (19)7.1.3 平尾外形设计 (19)7.1.4 升降舵设计 (19)7.1.5 平尾设计图 (20)7.2 垂尾设计 (20)7.2.1 航向机身容量参数 (20)7.2.2 预估尾力臂 (21)7.3 垂尾设计图 (22)第八章动力装置 (23)8.1 发动机选择 (23)8.2 发动机短舱设计 (23)8.3 发动机以及短舱设计图 (24)第九章起落架设计 (25)9.1 飞机重心估算 (25)9.2 起落架相关参数设计 (25)第十章起落架设计 (26)10.1 飞机CATIA模型 (26)10.2 全机渲染图 (27)参考文献 (27)附录 (28)飞机总体设计——公务机概念设计报告第一章设计题目以及需求分析1.1设计题目基本要求表.1 设计题目基本要求1.2团队确定基本要求为了避免与众多团队撞车，我们选择将国内喷气式公务机改为远距离喷气式公务机，如表.2所示：表.2 团队确定的基本要求1.3 公务机在中国的发展前景1.3.1 公务机在中国的现状2003年前后，中国国内的公务机市场几乎由金鹿公务、“山东航空”、“上海航空”三分天下，即海航集团旗下金鹿公务航空，山东航空旗下彩虹公务航空，及上海航空旗下上海航空公务机公司。
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。
无人机总体设计报告
无人机总体设计
一种新型临近空间无人飞行器的设计 课程项目总结报告
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目录 前言 .................................................................................................... 4 第一章 总体设计与分析 .................................................................... 5 1.1 概念介绍................................................................................ 5 1.2 设计背景................................................................................ 5 1.3 设计定位................................................................................ 6 1.4 设计灵感................................................................................ 7 1.5 结构外形................................................................................ 8 1.6 运动模式................................................................................ 9 第二章 气动布局设计与分析 ........................................................... 12 2.1 背景介绍.............................................................................. 12 2.2 主要设计思想 ...................................................................... 12 2.3 设计过程（矩形机翼） ....................................................... 12 第三章 结构设计与分析 .................................................................. 16 3.1 设计要求.............................................................................. 16 3.2 参考方案.............................................................................. 16 3.3 分析与选择.......................................................................... 18 第四章 能源、推进设计与分析 ....................................................... 20 4.1 相关资料.............................................................................. 20 4.2 任务分析.............................................................................. 21 4.3 能源可行性论证 .................................................................. 21 第五章 动力学分析与飞行控制 ....................................................... 23
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飞机总体设计报告大型固定翼客机设计报告2010-12-8大型固定翼客机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 5665A320-100 15000 77000 0.78 5700C919 15600 72500 0.7-0.8 5559 2.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 Range W W final initial )ln( 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 W 187.0tocruisefuel 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 Warmup001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off002.0/to F3=W W4 Climb016.0/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 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 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 W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbsfuel W25900 lbs 38850 lbs 51800 lbs payload W33750 lbs 33750 lbs 33750 lbs avail empty 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：W93009 lbs 0.544 emptyW44306 lns 0.259 fuelW33750 lbs 0.197 payloadW171065 lbs 1to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 lbCRUSIEAltitude 35000 ftMach number 0.8SFC 0.596 lb/hr/lbDIMENSIONSLength 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。
图如下：3．后掠角：Λ=25°后掠角不能太多太小，变化如下图：4．机翼厚度分布：平均厚度取0.10变化如图：阻力发散M大约是0.81>0.8。
5．机翼参数如下：面积S=147.6m2展长L=37.45m弦长=5.63m=2.25m气动弦长：=4.18m前缘后掠角：=0.511平均气动弦长到翼根距离为8.25m机翼平面图如下：6．机翼安装角：翼型迎角2°时CL=0.4818可取，iw=2°扭转角采用负扭转：可以延缓翼梢气流失速。
7.采用上反角：增加侧向稳定性和荷兰滚稳定性。
并且可以增加外挂和地面距离。
据统计值，中平尾取上反角4°8．翼梢形状：采用翼梢小翼结构，可以减少翼梢外气流漩涡效应，对漩涡进行遮挡，并且翼梢涡在翼梢小翼上产生升力，方向向前，减少阻力。
图如下：9．内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。
如下图：10．增升装置选择：=1.2=1.8 可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。
襟翼相对弦长C襟/C=0.35襟翼展长L襟=13.1m11.副翼选择：根据统计，可取如下数据：S副/S=0.0625c副/c=0.25L副/L=0.25偏角=30°12．扰流片布置在后缘襟翼前面13．燃油容积计算，根据公式：=22914.8kg 符合要求。
14．机翼到机身前头距离:X.25 m.a.c=46%xL Fus=18.34m15.机翼平面图：三．尾翼1．平尾外形参数：纵向机身容量参数：=0.925其中：由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：可以得到：平尾容量V H=3.5*32%=1.12 其中：32%是重心变化范围取尾臂力L H=50%L FUS=19.9m，AR=4.0，λ=0.4，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=147.6M2，机翼平均MAC c=4,18可得：S H/S=23.5%,平尾面积S H=34.7m2,展长l=11.78m，c根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m由统计值：升降舵弦长取c e/c=0.32平尾相对厚度t/c=0.06 其中：c为平尾弦长，t为厚度翼型选择：NACA 0006所以平尾图如下：2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：=0.218其中：由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：可以得到：垂尾容量Vv=0.105取尾臂力L V=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，λ=0.7，χ=40°由公式：其中：机翼面积S=147.6M2，机翼展长bw=37.45m 可得：S v/S=19.7%,垂尾面积S v=29.16m2,展长l=8m，c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m由统计值：方向舵弦长取c e/c=0.30垂尾相对厚度t/c=0.08 其中：c为垂尾弦长，t为厚度垂直尾翼翼型：NACA0008所以垂尾图如下：发动机短舱初步布置进气道唇口直径DIHDIH = 0.037W a+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量W a=852 lb/sDIH = 0.037*852+32.2=63.7 in = 1.62 m主整流罩最大高度M HM H = 1.21D F风扇直径D F =1.83 mM H = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m主镇流罩长度LCLC = [2.36D F - 0.01(D F M MO )2] 最大使用马赫数M MO =0.8LC = [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DFOm in W DFO a 5.199.58)84.500036.0(2==+=μDMGm in W DMG a 22.148)5.4000475.0(2==+=μ核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where 2.211ln ⎭⎬⎫⎩⎨⎧⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=OPR W K a μDJ 取1m燃气发生器后长度LABLAB 取1m短舱翼吊安装展向位置位于34%的半展长处两发动机间距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：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角0°。
起落架布置前三点式ψ停机角︒=2ϕ着落角︒=16γ防后倒立角︒=17主轮距=B7.8m前、主轮距=b12.84m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个重量估算与指标分配机身重量2)2(5.1(2)84.575.9(f f f f f f FUS H B H B L B p C M +⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-++= f L ——机身长度 (m) m L f 39= f B ——机身最大宽度 (m) m B f 9.3= f H ——机身最大高度 (m) m H f 5.5=2C ——增压机身系数，客机取0.79p ——客舱内外压差，单位是巴 (bar), 典型值0.58kg M FUS 56.11523=机翼重量(1) 理想的基本结构重量M IPS54.0)]/1(2.0[1101.39810sec sec )1(12.113.0/200125.465.15.24.0256.1475.977600)72.01(2.2)44.034.01(3/sec sec )1(19200655.05.25.175.0075.12025.0225.005.025.15.05.10=-+-=⨯=⨯⎥⎦⎤⎢⎣⎡+====⨯==︒=====⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡+-⎪⎭⎫ ⎝⎛++-=+=+=M M r S M rA N f sm V N C m S A kgM A S A M S m f r N S A m m m M M ZW a D r a c rC IPSϕφλττλϕφλλτλλττϕφλ007.005.0==r C m m(2)修正系数079.00005005.0002.00015.0007.0012.0004.002.077600105.303.0022.0005.002.001.0003.0004.001.0004.00015.0001.05.05=+-++++++⨯-+-++++++++=-x C (3)机身对机翼影响147.0/1])431(0027.0)51[(13.12===+--=b B C f y βλββ(4)机翼总重=++=0)(M C m m C M x r C y wing 10553kg尾翼重量水平尾翼的重量：kg S V M HD H 764047.024.1==垂直尾翼的重量：kg S V k M VD V 454047.015.112==动力装置重量kg M nC M eng pow 68783==系统和设备重量kg M C M sys 853604==起落架重量kg M C M 34920lg lg ==使用项目重量kg P F n OP c 239585=+有效载荷kg M P M freight payload 1525095=+=最大起飞重量kgM M M M M M M M M M 789430=++++++++=燃油系统和固定设备起落架动力尾翼机翼使用项目商载机身kg kg M 77600799400>=通过分析 可知机身和机翼重量所占比例较同类飞机较大 因此，对其修正，得kg M FUS 10200= kg M wing 9500=从而kg M 775660=气动特性分析1.全机升力线斜率：ξ为因子：=1.167机翼的升力线斜率：=5.18全机的升力线斜率：=6.04其中：d h =3.7846m，b=37.45m，S net = 20.07m2，S gross=147.6m2，A R=9.5最大升力系数：=1.572.后缘襟翼产生的升力增量：当起飞时Βflap=20°，当着陆时Βflap=45°，b f/b=0.7，ΛQchd=25°采用三缝襟翼可以计算的：起飞时升力增量为0.6着陆时升力增量为1.33.前缘襟翼产生的升力增量：=0.33其中：b flap=1.04.升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为：=0.042起飞时升致阻力因子为：=0.0415着陆时升致阻力因子为:=0.02935.部件的湿润面积计算：机翼：=140x（1.977+0.52x0.10）=284m2平尾：=34.7x（1.977+0.52x0.06）=69.7m2垂尾：= 14.5x（1.977+0.52x0.08）=29.4m2机身：=3.14x(132+187)/2=500.9m2其中：短舱：=37.68m26.巡航下的极曲线：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1对机翼：N R=2.63x10^7C f=2.27x10^-3对平尾：N R=1.96x10^7C f=2.37x10^-3对垂尾：N R=2.31x10^7C f=2.32x10^-3对机身：N R=2.93x10^7C f=2.27x10^-3对短舱：N R=1.14x10^7C f=5.2x10^-3(2).形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124垂尾形阻因子：=1.16其中：ξht=0.5机身形阻因子：=1.2其中：l fuse=39.87m，d v=5.5m 短舱形阻因子：=1.3其中：d nac=2mL anc=6m(3).零升阻力：=2.518/147.6=0.0171 其中:(4).压缩性阻力：阻力发散马赫数M DD:=0.8233其中：M REF=0.9压缩性阻力：=4.16x10^-4其中：(5).巡航下极曲线图：C D =C D0+C Dcomp+C Di=0.016+0.000416+0.042C L2=0.0164+0.042C L2图形如下：7.起飞着陆时时的极曲线：一. 起飞时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.167 对机翼：N R=1.585x10^7C f=2.58x10^-3对平尾：N R=1.2x10^7C f=2.69x10^-3对垂尾：N R=1.424x10^7C f=2.62x10^-3对机身：N R=1.803x10^7C f=2.52x10^-3对短舱：N R=7.762x10^6C f=5.3x10^-3 （X T/L b=0.2）(2).零升阻力：=2.796/147.6=0.019 (3).起落架放下引起的阻力增量：=0.01698(4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 2.7x10^-5(5).起飞总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.019+0.0415C L2+0.01698+0.000027=0.036+0.0415C L2(6).起飞时极曲线图：二. 着陆时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.206对机翼：N R=2x10^7C f=2.486x10^-3对平尾：N R=1.494x10^7C f=2.6x10^-3对垂尾：N R=1.758x10^7C f=2.536x10^-3对机身：N R=2.227x10^7C f=2.446x10^-3对短舱：N R=8.62x10^6C f=5.45x10^-3 （X T/L b=0.15）(2).零升阻力：=2.723/147.6=0.01845 (3).起落架放下引起的阻力增量：=0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 1.4x10^-4(5).着陆时总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.01845+0.0293C L2+0.01698+0.000140.03557+0.0293C L2(6).着陆时极曲线图：8.第二阶段爬升单发停车时极曲线：(1). C D0=0.01845(2).襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量:=2.7x10^-5(3).单发失效引起的阻力增量:风车阻力：=(0.3x2.64)/147.6=0.00571 其中：②为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力:约5%C D0=0.0009225③单发失效阻力增量C D0-lose=0.00663(4).第二阶段爬升单发停车时总阻力：C D=C D0+C D+C D0-flop+C D0-lose=0.01845+0.0415C L2+2.7x10^-5+0.00663=0.0251+0.0415C L2(5).第二阶段爬升单发停车时极曲线图：性能分析商载—航程图最大起飞重量 kg M 776000=最大载客+行李 180*95kg=17100kg使用空重kg M empty 42188=货物kg M c 42188= 最大燃油kg M c 20097=所以4点 ( 2800, 15309)最大燃油=200097kg 部分载客+行李=15309kg 使用空重=42188kg 航程2800nm3点 ( 2420 , 17100)使用空重=42188kg 最大载客+行李=17100kg部分燃油=18312kg 航程2420nm2点 (1455, 21998)使用空重=42188kg 最大载客+行李=17100kg 货物=4898kg 部分燃油=13502kg 航程=1455nm起飞距离商载(kg)航程(nm)TOFL=2200 m进场速度max 213.1L L stall l stal a SC M V V V ρ==stall V 为飞机着落时的失速速度L M 为飞机着落重量3/225.1m kg =ρ为机场空气密度3.3max =L C 为飞机着落状态时的最大升力系数 s m V a /70=着落距离m R LD 1600=总结设计参数与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。