飞机总体设计课程设计

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1、国内使用的喷气式公务机设计班级：0111107 学号：011110728 姓名：于茂林一、公务机设计要求类型国内使用的喷气式公务机。有效载重旅客 6 12 名，行李20kg/人。飞行性能：巡航速度：0.6 - 0.8 M 最大航程：35004500km 起飞场长：小于 14001600m 着陆场长：小于 12001500m 进场速度：小于 230km/h 据世界知名的公务机杂志B -巡航速度： M=0.7 ；-巡航高度： 12000m；-声速： a=576.4kts(296.5m/s) ；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 Breg

2、uet 方程：lninitialfinalWRange aLWMCD计算得：246.1W Wfinalinitial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：参照算例中各阶段燃油系数2165. 0003. 00197. 0013. 0002. 00005. 0001. 0WWtofuel2、估算飞机最大起飞重量（lb）每位乘客80kg 并携带 20kg 行李Wto 60,000 35,000 10,000 Wfuel 12,990 11,077.5 2,165 Wpayload 2,4

3、25 2,425 2,425 Wempty 44,585 21,497.5 5,140 最终求得的重量数据：重量 lb 比例Wto 23500 1 Wfuel 5087.75 0.2165 Wpayload 2425 0.1032 Wempty 15987.25 0.6803 3、估算推重比和翼载荷150020002500300035004000450000.10.20.30.40.50.60.70.80.91翼 载 荷 (N/m2) 推重比界 限 线 图起 飞 距 离平 衡 场长抗 风 要 求进 近 速 度着 陆距 离第二 阶 段爬 升巡 航 1巡 航 2根据界限线图，选择如下技术指标：-翼

4、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 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 系列由美国霍尼尔有限公司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

5、机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。TFE7314 (起飞推力1815daN) 曾用于 “ 奖状 ” 生产型公务机。TFE7315 (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。TFE73140 200G (起飞推力 1890daN) 采用 TFE7315 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 1775

6、daN) 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。型号推重比单位迎面推力 （）耗油涵道比巡航耗油率（ ）可靠维修性及寿命价格（）（）4.97 4504 ：性能安全可靠，使用寿命好万（）5.05 4284 ： .： .同一系列， 性能上有改进 .万（）4.76 4690 ：同一系列， 性能上有改进万（）4.7 3420 ：易维修， 翻修时间长， 使

7、用寿命长万（）5.25 2816 ：使用成本低，可靠性高万参照以上表格的分析，在推重比和可靠维修性方面，五种发动机都不错。对于 PW305A ，虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性，但其迎面推力还是比较低的，不能把它放入优选的行列。PW545B 的静推力较小， 因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象。TFE73140 200G 的推重比在三个中低了一点儿，但它有着不俗的静推力和耗油率，这也 是我们很需要的。所以将TFE73140200G 作为首选对象所以将 TFE73140200G 作为首选对象， 其它两台可作为适当调整备选对象。在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机。技术

8、数据最大起飞推力(daN) TFE7314 1815 TFE7315 1915 TFE73140 200G 1890 巡航推力（ H=12200m ，M=0.8,daN ）TFE7314 413 TFE7315 425 TFE73140 200G 449 起飞耗油率（ kg/(daN h)）TFE7315 0.494 TFE73140 200G 0.481 巡航耗油率（ kg/(daN h)）TFE7314 0.786 TFE7315 0.792 TFE73140 200G 0.748 推重比TFE7314 4.97 TFE7315 5.05 TFE73140 200G 约 4.76 空气流量

9、（海平面，静态，kg/s）TFE7315 64.86 TFE73140 200G 65.77 涵道比TFE7315 3.48 TFE73140 200G 2.90 总增压比TFE7315 17.5 TFE73140 200G 22 涡轮进口温度 (最大起飞状态， ) TFE7315 952 TFE73140 200G 1022 进口直径 (mm) TFE7314 716 TFE7315 754 TFE73140 200G 716 宽度 (mm) TFE7314 869 TFE7315 858 TFE73140 200G 847 长度（ mm）TFE7314 1464 TFE7315 1652

10、TFE73140 200G 1547 干质量 (kg) TFE7314 373 TFE7315 387 TFE73140 200G 406 五、机身外形设计1、中机身设计飞机典型座椅宽度座椅宽度： 23 英寸典型过道宽度：19 英寸座椅与机舱边距：10 英寸在完成客舱布置基础上，将客舱内壁向外增加100140mm 公务机底板下无货运集装箱座椅排距： 38 英寸（ 9 人 5 排）厨房卫生间（客舱后部）考虑到座椅和厨卫，加间距4 英寸考虑公务机的舒适性，在第一排前部布置一张桌子，同时左侧空间用于布置乘客登机门，位于机身左侧，桌子长度取20 英寸。故中机身总长度：英寸中246365*3820L2、

11、前机身设计参考同类飞机前机身长径比，确定本机前机身长径比为1.9 前机身长度：英寸前17195*8.1L3、后机身设计参考同类飞机后机身长径比，确定本机后机身长径比为3 后机身长度：英寸后28595*3L尾部上翘角： 11机身总长度： L=702 英寸长径比： =7.4六、机翼外形设计1、翼型选择设计升力系数：LCSvLW2 21qSWCL1)(在初步设计时，近似认为cllCCl三维机翼的升力系数cl翼型的升力系数-翼载荷： Wto/S=3400N/m2 ; -机翼面积： S=31.35m2; -巡航速度： M=0.7 ；-巡航高度： 12000m；得到升力系数511.0Cl根据设计升力系数选

12、出合适的翼型采用 NACA6 翼型，参考翼型数据网站由后续的相对厚度范围10-16% 选择原则：1、翼型在其设计升力系数附近，具有最有利的压力分布，其阻力系数最小，升阻比也比较大。2、在设计升力系数附近阻力越小越好。3、较好的失速特性：最大升力系数较高，失速过程比较缓和。4、俯仰力矩系数应较低或中等大小为宜，以防止过高的配平阻力；5、翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重量和内部布置；综上，选择NACA 65(1)-412 2、机翼平面形状的设计展弦比 AR 机翼的展弦比AR=l2/S 大小对机翼的诱导阻力系数、零升阻力系数和升力线斜率方面的气动特性都有影响，总的来说，亚声速飞机适宜采用较大

13、的展弦比，公务机5.0-8.8。飞机类型展弦比（ AR ）轻型飞机5.08.0 涡桨支线客机11.012.8 公务机5.08.8 喷气运输机7.09.5 超声速战斗机2.55.0 AR=8 算的 L=15.8m 梯形比 当 =0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为 0.4 左右； 减小，可减轻机翼结构重量； 减小，有利于布置起落架； 小对防止翼尖失速不利。飞机类型梯形比轻型飞机1.00.6 涡桨支线客机0.60.4 公务机0.60.4 喷气运输机0.40.2 超声速战斗机0.50.2 =0.4后掠角 对于亚声速飞机：=0或 0.7, 符合要求。机翼参数面积 S=31.35m2 展长 L

14、=15.8m 弦长m83. 2)1(/*2lSc根m132.1c根尖c气动弦长2.10m)1/()1()3/22crootMAC （前缘后掠角520.0)/AR(11(4/ 1tgtg前缘平均气动弦到翼根距离386.3)(1)21 ()6(Yb机翼平面图如图：3、机翼其他布局参数安装角翼型迎角5 时 CL=0.511 可取， iw=5wLDesLiCC,(CL，Des巡航时所需的升力系数) 统计值喷气客机：1o5.3o战斗机：-1o3.6o扭转角采用几何扭转 -负扭转：从翼根至翼尖，iw 逐渐减小。公务机、喷气运输机：负扭转角0o7o取扭转角为4上反角在概念设计阶段，主要依据统计值。统计值的大

15、小与飞机布局型式有关。亚声速后掠翼 +下单翼，可取3 -7对于 “T”平尾和下单翼布局，上反角为3o左右。故取上反角3飞机类型下单翼中单翼上单翼直机翼5o7o2o4o0o 2o亚声速后掠翼3o7o-2o2o-5o2o超声速后掠翼0o5o-5o0o-5o0o翼梢小翼采用翼梢小翼， 可以减少翼梢外气流漩涡效应，对翼梢处的旋涡进行遮挡，翼梢小翼设计成有弯度，翼梢涡在小翼产生升力，这个升力方向向前，可减小总阻力。內翼后缘拓展目的：增加根部弦长，便于起落架的布置；可降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。增升装置 Clmax起飞= 1.07 (Clmax起飞- CLmax)=1.37 Clmax着陆= 1.07 (Clmax着陆- CLmax)=1.37 根据计算结果选择襟翼类型和尺寸，同时参考统计数据，涡桨支线客机、 公务机和喷气运输机一般采用双缝襟翼。故采用双缝襟翼-襟翼相对弦长C襟/C=35% 襟翼展长L襟=5m 襟翼型式相对弦长偏转角CLmax 对应 Clmax的 开裂式0% 25% 50 600.6-0.8（=13 -14 ）后