飞机总体设计课程设计报告
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预估数据（参考统计数据）： --耗油率 C=0.6（涵道比假设为 6） --升阻比 L/D=14.6
根据 Breguet 方程：
ln Winitial
Range
W final
a C
M
L D
计算得：
W W 1.246 initial
final
.
.
所以：Wfuel cruise/Wto=1-1/1.246=0.197 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段（除巡航阶段以外）的燃油系数为：
1536 1661 1100 969
811 1042 890 741
3647 4454 3346 3121
9752 10659 8207 6300
.
.
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T 型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角 T 型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼
3、估算推重比和翼载荷
推重比
1 0.9 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1
0 1500
界限线图
抗风要求
着陆距离 进近速度
起飞距离 巡 航 2第 二 阶 段 爬 升
平衡场长
2000
2500
3000
3500
翼 载 荷 (N/m2)
4000
4500
Baidu Nhomakorabea
巡航1
根据界限线图，选择如下技术指标： --翼载荷：W/S=3400N/m2 --推重比：To/Wto=0.35(10N/kg) 计算得： --机翼面积：S=31.35m2 --发动机推力：To=37307.78N --单发推力：T'=18653.89N
二、确定飞机总体布局
1、参考机型 庞巴迪航空：里尔 45xr、里尔 60xr 巴西航空：飞鸿 300、 塞斯纳航空：奖状 cj3
机型
座位数 巡航速度 M 起飞场长 m 着陆场长 m 航程 km
最大起飞 重量 kg
里尔 45XR
9
里尔 60XR
9
飞鸿 300
9
奖状 CJ3
9
0.79 0.79 0.77 0.72
据世界知名的公务机杂志 B&CA 发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务 机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在 700-1800 万美元、航 程在 3148-5741 公里、客舱容积在 8.5-19.8 立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公 务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考
3、最终定型及改进 1）正常式、T 型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、 避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大
2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度 0.6-0.8M，处于跨音速围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大 约 30 左右，能有效地提高临界 M 数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机 翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼， 起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全 考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼 结构重量。
参照算例中各阶段燃油系数
W fuel 0.001 0.0005 0.002 0.013 0.197 0 0.003 0.2165 W to
2、估算飞机最大起飞重量（lb） 每位乘客 80kg 并携带 20kg 行
Wto Wfuel Wpayload Wempty
60,000 12,990 2,425 44,585
四、发动机选择
根据飞行高度和飞行速度选择发动机类型
根据巡航马赫数 M=0.7,飞行高度 12000m，选择涡轮风扇发动机。
.
.
根据初始参数，查找出 3 个系列 5 种型号的发动机，简介如下： （一）、TFE731 系列 由美国霍尼尔研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。该型发动机按照喷气公务机的主要要 求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。它的设计点为 H=12200m，M=0.8。并同时将 发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。 TFE731—4 (起飞推力 1815daN) 曾用于“奖状”Ⅶ生产型公务机。 TFE731—5 (起飞推力 1915daN) 拥有更高的涵道比风扇，采用了新型的低压涡轮驱动。曾 用于“霍克”125—800 型飞机。 TFE731—40—200G (起飞推力 1890daN) 采用 TFE731—5 的风扇，用了新的高压气机，高 压涡轮和齿轮箱。曾用于”湾流”100 型飞机。 （二）、PW500 系列 由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。它继承了 JT15D 发动机 的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。 PW545B (起飞推力 1775daN) 该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”XLS 飞 机。 （三）、PW300 系列 同为普·特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机。它的研制主要针对那种高速、 低成本、跨大陆飞行的公务机。 PW305A (起飞推力 2081daN) 曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”60 飞机。
35,000 11,077.5
2,425 21,497.5
10,000 2,165 2,425 5,140
.
.
最终求得的重量数据：
Wto Wfuel Wpayload Wempty
重量 lb 23500 5087.75 2425 15987.25
比例 1
0.2165 0.1032 0.6803
.
.
3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍 稍偏上。
4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
.
.
4、三视图草图
三、主要参数的确定
1、估计巡航阶段燃油系数 在重量估算中，最关键的是估算巡航阶段燃油系数。 根据设计要求： --航程 Range=4000km; --巡航速度：M=0.7； --巡航高度：12000m； --声速：a=576.4kts(296.5m/s)；
.
国使用的喷气式公务机设计
班级： 0111107 学号： 011110728 ： 于茂林
.
.
一、公务机设计要求
类型 国使用的喷气式公务机。
有效载重 旅客 6－12 名，行 20kg/人。
飞行性能： 巡航速度： 最大航程： 起飞场长： 着陆场长： 进场速度：
0.6 - 0.8 M 3500－4500km 小于 1400－1600m 小于 1200－1500m 小于 230km/h
根据 Breguet 方程：
ln Winitial
Range
W final
a C
M
L D
计算得：
W W 1.246 initial
final
.
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所以：Wfuel cruise/Wto=1-1/1.246=0.197 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段（除巡航阶段以外）的燃油系数为：
1536 1661 1100 969
811 1042 890 741
3647 4454 3346 3121
9752 10659 8207 6300
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2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T 型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角 T 型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼
3、估算推重比和翼载荷
推重比
1 0.9 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1
0 1500
界限线图
抗风要求
着陆距离 进近速度
起飞距离 巡 航 2第 二 阶 段 爬 升
平衡场长
2000
2500
3000
3500
翼 载 荷 (N/m2)
4000
4500
Baidu Nhomakorabea
巡航1
根据界限线图，选择如下技术指标： --翼载荷：W/S=3400N/m2 --推重比：To/Wto=0.35(10N/kg) 计算得： --机翼面积：S=31.35m2 --发动机推力：To=37307.78N --单发推力：T'=18653.89N
二、确定飞机总体布局
1、参考机型 庞巴迪航空：里尔 45xr、里尔 60xr 巴西航空：飞鸿 300、 塞斯纳航空：奖状 cj3
机型
座位数 巡航速度 M 起飞场长 m 着陆场长 m 航程 km
最大起飞 重量 kg
里尔 45XR
9
里尔 60XR
9
飞鸿 300
9
奖状 CJ3
9
0.79 0.79 0.77 0.72
据世界知名的公务机杂志 B&CA 发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务 机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在 700-1800 万美元、航 程在 3148-5741 公里、客舱容积在 8.5-19.8 立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公 务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考
3、最终定型及改进 1）正常式、T 型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、 避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大
2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度 0.6-0.8M，处于跨音速围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大 约 30 左右，能有效地提高临界 M 数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机 翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼， 起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全 考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼 结构重量。
参照算例中各阶段燃油系数
W fuel 0.001 0.0005 0.002 0.013 0.197 0 0.003 0.2165 W to
2、估算飞机最大起飞重量（lb） 每位乘客 80kg 并携带 20kg 行
Wto Wfuel Wpayload Wempty
60,000 12,990 2,425 44,585
四、发动机选择
根据飞行高度和飞行速度选择发动机类型
根据巡航马赫数 M=0.7,飞行高度 12000m，选择涡轮风扇发动机。
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根据初始参数，查找出 3 个系列 5 种型号的发动机，简介如下： （一）、TFE731 系列 由美国霍尼尔研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。该型发动机按照喷气公务机的主要要 求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。它的设计点为 H=12200m，M=0.8。并同时将 发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。 TFE731—4 (起飞推力 1815daN) 曾用于“奖状”Ⅶ生产型公务机。 TFE731—5 (起飞推力 1915daN) 拥有更高的涵道比风扇，采用了新型的低压涡轮驱动。曾 用于“霍克”125—800 型飞机。 TFE731—40—200G (起飞推力 1890daN) 采用 TFE731—5 的风扇，用了新的高压气机，高 压涡轮和齿轮箱。曾用于”湾流”100 型飞机。 （二）、PW500 系列 由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。它继承了 JT15D 发动机 的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。 PW545B (起飞推力 1775daN) 该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”XLS 飞 机。 （三）、PW300 系列 同为普·特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机。它的研制主要针对那种高速、 低成本、跨大陆飞行的公务机。 PW305A (起飞推力 2081daN) 曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”60 飞机。
35,000 11,077.5
2,425 21,497.5
10,000 2,165 2,425 5,140
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最终求得的重量数据：
Wto Wfuel Wpayload Wempty
重量 lb 23500 5087.75 2425 15987.25
比例 1
0.2165 0.1032 0.6803
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3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍 稍偏上。
4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
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4、三视图草图
三、主要参数的确定
1、估计巡航阶段燃油系数 在重量估算中，最关键的是估算巡航阶段燃油系数。 根据设计要求： --航程 Range=4000km; --巡航速度：M=0.7； --巡航高度：12000m； --声速：a=576.4kts(296.5m/s)；
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国使用的喷气式公务机设计
班级： 0111107 学号： 011110728 ： 于茂林
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一、公务机设计要求
类型 国使用的喷气式公务机。
有效载重 旅客 6－12 名，行 20kg/人。
飞行性能： 巡航速度： 最大航程： 起飞场长： 着陆场长： 进场速度：
0.6 - 0.8 M 3500－4500km 小于 1400－1600m 小于 1200－1500m 小于 230km/h