飞机总体设计方案报告.doc

飞机总体设计
任务二设计报告

组号： 第三组

组内成员：

1月18日

摘要
本小组在此文中对民用客机需求与发展作了简要简介，并通过记录分析与计算完毕了任务所规定设计内容。
重要计算分析环节涉及：起飞重量计算，起飞推重比，翼载荷计算，翼型选取，外形几何参数计算与选取，机身及舱室设计，飞机动力系统及燃油系统选取与计算，重量分析与重心计算，以及重要性能参数估算，飞机操稳性分析和和飞行总体性能参数分析计算等。

核心字：客机，宽体飞机，概念设计

Abstract
In this paper our team describe the requirement and the development of civil aircraft and complete the conceptual design，assigned by prof，through numerous analyses and computation.
The main steps of analyses and calculation include the calculation of takeoff gross weight，the calculation of takeoff thrust weight ratio and wing load，the selection of airfoil’s type，the choice of components geometry parameters，the design of fuselage and cabin，the selection and calculation of propulsion&fuel system，the estimation of weight and the check of gravity center，we also analyze the main performance parameters，stability control qualities and flight performance. At last，we check about overall performance of the flight.

Keyword：Airliner，Wide-body aircraft，Conceptual design

目录
飞机总体设计 1
任务二设计报告 1
摘要 1
Abstract 2
第一章 方案设计 5
1.设计背景 5
2.设计理念 6
3.设计要求 7
第二章 方案构思与设计草图 8
第三章 主要总体设计参数 9
1.估计升阻比 9
2.起飞重量的一阶近似 9
3.推重比T/W的选取 10
4.翼载W/S的选取 10
5.机翼外形参数设计 11
6.尾翼外形参数设计 13
7.机身及舱室设计 14
7.1几何参数估计 14
7.2客舱设计与布置 16
8.动力系统选择 19
8.1发动机类型与选择 19
8.2发动机布置 22
8.3进排气系统设计 22
9燃油系统设计 23
9.1油箱类型选择 23
9.2油箱的容积 24
9.3油箱的安全与防火 24
10.起落架布置 25
11.飞机三面图 26
12.三维建模 28
13.重量分析 29
14.配平及稳定性分析 33
15.主要设计参数汇总 33
第四章 主要性能参数估算 34
1.升力系数计算 34
1.1机翼 34
1.2机身 36
1.3平尾 36
1.4全机的升力系数计算 37
2.阻力系数计算 37
2.1机翼 37
2.2机身 38
2.3全机的阻力系数计算 39
2.4极曲线 39
3.全机焦点和重心后限位置计算 40
4.飞行性能估算 41
参考文献 42
小组成员分工 42
结束语 43
致谢 47
附录1：小组成员设计需求分析一览表 48
附录2：国内在飞的大型客机基本介绍 49

第一章 方案设计
1.设计背景
随着航空科学技术发展以及社会进步，地面交通已很难满足人们出行需要，自飞机诞生以来，由于飞机迅速性、舒服性等长处，航空运送已成为蓬勃发展支柱型产业。在亚太地区，人们对于中型客机需求越来越大。波音在市场预测中预言从至2032年亚太地区将会增长12,820架新飞机，据所有地区之首。（如图1所示）

图 1
（ｋｍ）
北京
上海
香港
广州
东京
首尔
吉隆坡
莫尔兹比港
北京
——
——
——
——
——
——
——
——
上海
１０８０
——
——
——
——
——
——
——
香港
３０３３
２０１１
——
——
——
——
——
——
广州
２４３４
１６１３
１２０
——
——
——
——
——
东京
２４６０
１７６１
２９００
２９００
——
——
——
——
首尔
９６０
８７０
２０９０
２２２２
１１６７
——
——
——
吉隆坡
４３５３
３７５３
２５２８
２５５１
５３２７
４６１９
——
——
莫尔兹比港
６３４７
５２９７
５０６１
５１８０
５０８９
５６４５
５２３８
——
表 1
　表１为亚太地区重要都市距离，另查得数据（ｇｏｏｇｌｅ　ｅａｒｔｈ）有亚太地区距离北京最远都市是新西兰，相距１０７６５．９３ｋｍ。此外亚太地区国家和地区有文莱、柬埔寨、印度尼西亚、日本、朝鲜、韩国、老挝、马来西亚、马绍尔群岛、密克罗尼西亚联邦、瑙鲁、新西兰、帕劳、巴布亚新几内亚、菲律宾、萨摩亚、新加坡、所罗门群岛、泰国、东帝汶、汤加、图瓦卢、瓦努阿图、越南、中华人民共和国、台湾地区、蒙古。在距离北京６０００ｋｍ范畴内，除新西兰之外所有国家首都所有在内。见图２。
图 2　亚太地区
2.设计理念
　　在设计背景中咱们初步得出结论航程为６０００ｋｍ左右中型客机比较适合亚太地区。考虑Ｎ＋３环保目的（见图３），该机还应具备较低燃油消耗率，污染物排放，以及噪声，同步具备较好场地适应性。即起飞距离较短，相相应空管水平规定不高。

图 3　ＮＡＳＡ　Ｎ＋３环保目的

考虑到200座左右中型客机种类最多，数量最多，因而零部件通用性更强，便于设计装配以及维修，客机载客数定为２３０人。
3.设计规定
重要设计规定：
巡航速度
０．８０Ｍａ
巡航高度
１１０００ｍ～１２０００ｍ
起飞距离
3000m
着陆距离
2500m
航程
６０００ｋｍ
最大载客数
２３０
机构成员
２人
行李总重

爬升率
389m/min
任务剖面：

图 4　　任务剖面
第二章 方案构思与设计草图
由于咱们设计客机，根据市场已有比较成熟既有机型，并受到诸多与安全性、经济性有关因素影响，其实概念草图很容易画出，并且并无过多选取余地。故采用正常式布局，后掠下单翼，翼吊发动机。如图5所示。

图 5 概念设计草图
第三章 重要总体设计参数
1.预计升阻比
由概念草图和经验值拟定浸润面积比，展弦比初定为，浸润展弦比，由经验曲线（书图2.17）预计最大升阻比。对于喷气式飞机，巡航升阻比，盘旋时为最大升阻比。
2.起飞重量一阶近似
依照任务剖面，不同任务区段重量比计算如下：
a. 暖机和起飞：依照经验，。
b. 爬升：依照经验，。
c. 巡航：航程R=6000km，发动机巡航时SFC=0.5 1/hr ，巡航速度，升阻比。。
d. 盘旋：盘旋时间E约为20分钟，发动机盘旋时SFC C=0.4 1/hr ，盘旋时升阻比为。。
e. 降落：依照经验，。

；
燃油重量与起飞重量比：
；
空机重量与起飞重量比：采用复合材料，近似以为 。
商载：每个人体重加行李取180kg，2名机构成员每人100kg，空乘14人每人70kg，为了满足意外条件，每人重量加5kg并增长3名空乘。则。
可得：；;
迭代如下表：
初始

计算值
50000
0.481
159931
80000
0.468
152500
100000
0.462
149275
130000
0.455
145704
140000
0.453
144736
144300
0.452
144346
初步选用，此时，。
3.推重比T/W选用
a.依照公式
;;
依照普通涡扇发动机性能，。
。
b.依照经验曲线，。
初步选用其中较小者，
4.翼载W/S选用
对于不同飞行阶段和飞行条件拟定不同翼载并在其中取合理最小值。
a. 失速速度
假设使用双缝后退开缝襟翼，四分之一弦长后掠角为，由经验值知，失速速度250km/h=70m/s ， 空气密度（海拔3500m）。
。
b. 起飞距离
起飞距离4000m，由经验公式知起飞指数=220。
。

c. 爬升率
假设爬升率为400m/min=6.7m/s，则爬升速度，3500m海拔下，爬升梯度G=0.08。爬升时推重比,，假设。
。偏小，可通过增大推重比来满足规定。
d. 巡航
11000m处。
。

初步选用，W/S=540kg/
5.机翼外形参数设计
依照翼载和，可得机翼参照面积S=267。
机翼某些：
1. 机翼展长51.67m。
2. 选用1/4弦线后掠角X（1/4）=32，巡航速度高亚音速，前缘后掠角X（0）大小为37.30度。
3. 综合考虑下单翼及后掠角，上反角为4度；
4. 机翼材料：翼梁与机身接头某些采用高强度构造钢。机翼蒙皮分别采用抗压性能好超硬铝及抗拉和疲劳性能好硬铝。为了减轻重量，机翼先后缘采用玻璃纤维增强塑料（玻璃钢）或铝蜂窝夹层（芯）构造。尾翼构造材料采用超硬铝。并借鉴近年来机翼制造，如A350，上表面争取某些使用轻型碳纤维增强材料
5. 扭转角：3度
6. 根梢比2~6之间，初估四分之一弦线后略角17度，选取根梢比为4，根部10m，尖部考虑翼尖小翼待定
7. 客机对机动性没有过高规定，不采用边条，外侧低速副翼，内侧高速副翼，三缝后缘襟翼，每侧机翼上表面有铝制蜂窝构造扰流片
8. 安装角定为两度
9. 机翼前缘半顶角：52.7度
10. 平均气动弦长7.5m

翼型某些：
考虑巡航速度达到0.8M，选用超临界翼型。
本机最大起飞重量较重，宜选用最大升阻比大翼型
采用超临界翼型NYU/GRUMMAN K-1。图8、图9、图10 是NYU/GRUMMAN K-1 外形及升力特性曲线。

图 6 NYU/GRUMMAN K-1 AIRFOIL

图 7 气动特性曲线

图 8 气动特性曲线（2）

Reynolds number：100,000 Max Cl/Cd：39.81 at α=4.25° Description：Mach=0 Ncrit=9
在雷诺数为100，000 临界密度为9时，该机翼最大升阻比为39.81，失速迎角4.25。
机翼翼尖有翼梢小翼以增大有效展弦比，减小诱导阻力。翼型为NACA0012。
6.尾翼外形参数设计
在保证足够稳定性和操纵性前提下考虑减轻重量因素，采用常规型尾翼。
依照经验取平尾尾容量，尾臂长，平尾参照面积，展长18.5m，展弦比，1/4弦线后掠角，上反角为5度，无扭转角，安装角为2度。翼型采用对称翼型NACA0012。
依照经验取垂尾尾容量，尾臂长，垂尾参照面积，垂尾高7.2m，展弦比，1/4弦线后掠角，翼型采用对称翼型NACA0012。
7.机身及舱室设计
7.1几何参数预计
依照机身长度与关系表

图 9
Lf=A0.366=53.749m
A拟定最大当量直径
= 0.482+0.5258+20.03+20.02+0.085=5.35m
几点阐明：该截面尺寸比同级别飞机要大，必然会带来成本上升，然而咱们以为这样做是有必要并符合将来趋势，理由如下：
1.这里0.525系数项不为2而是8因素是座舱采用2 4 2布局，共八个座位。考虑到舒服性因素，座椅宽度选取要比同类型飞机略大，尚有一某些因素是有研究预测表白中华人民共和国人口肥胖率在将来10-类会有迅猛增长。据《信息时报》，欧洲空中客车公司宣布将在客机上设立尺寸更宽座位以满足体胖乘客需求；萨摩亚航空已开始“论斤卖票”，将按乘客体重收费；尚有报道指出美国男女发胖已使飞机座位不合原则，美国联邦政府规定飞机座椅强度原则以乘客体重170磅为准则。但是现时美国男子平均体重近194磅，女性平均体重为165磅，存在不安全因素。因此咱们不但要考虑座椅外形尺寸与否适当，其强度也需注意。
2.同样地，出于舒服以及空间需求，走廊过道长度也略取大某些，这也是一种机型将来趋势，例如空客A350其截面长度已达到5.58m！它在《aviation week》就将其宽阔过道作为主打点做过广告。有趣是B777针对此专门也做广告声明其宽度比A350还大，可见截面重要性。
综上所述，牺牲一某些经济型来增进舒服性是可行，它所带来潜在利益也许更大。

图 10
如上图， A350 XWB内部布置宽阔

B．选定长径比
参照同类型飞机，并依照经验数据

图 11
选取
；； ；
注：取值略微超过图表，是由于参看同级型和比较新飞机其均要大某些，再加之考虑美观性因素，遂上调其值。
7.2客舱设计与布置
客舱设计中考虑因素繁多，故以列表形式阐明
舱内布置与特性

项目
阐明
备注(选取理由与优势)
剖面
圆形
减少成本，受力性好
舱位级别与座椅布置
头等舱2 2 2布局 /3列
头等舱相对削减数量
商务舱2 4 2布局 /5列
越来越多乘客乐意选取商务舱，恰当提高比例可使利润越高
超级经济舱
(Premium Economy Class)
2 4 2布局/1至3列
将经济舱再一次分级细化，简朴来说可以考虑将经济舱最靠前一排设为超级经济舱，因其前面没座位，空间更大。或专设一区段，提供更优质服务，如优先登机，等等
经济舱2 4 2布局 /23列
随着技术进步选取乘飞机价格会继续下降，越来越普通，承载量也会增大。可以考虑增设全经济舱机型
过道数目与宽度
2过道 每个宽482mm

恰当增长过道宽度，增长回转空间
座椅规格
头等舱
座椅有效当量宽度0.600m
商务舱，经济舱
座椅有效当量宽度0.525m

当量宽度包括了座椅扶手空间及相对宽度
扶手与侧壁间距
30mm

机身框构造高度
85mm

机身框装饰层厚度
20mm

地板构造高度
225mm
依照当量直径与高度关系图
排距
头等舱1080mm
商务舱870mm
经济舱805mm
该机型机身长度相对较长，可以满足更长排距规定
行李架
中间两列剖面为类半圆形+方形
等效体积
外侧两列为扇形
等效体积
拟专门为当前流行滚轴式旅行箱设计更宽敞头顶行李舱，可作为卖点之一
地板下货舱形式
LD1或LD2集装箱
见货仓布置图
厨房

均取原则布置
卫生间

舱门
个

舷窗

为了更好飞行体验，增大了舷窗，但是没有超过普通太多，否则会影响构造强度与安全
各构件位置
详见座舱草图

图 12机身外形草图

图 13货舱布置

图 14座舱布置草图
图 15剖面示意图

8.动力系统选取
8.1发动机类型与选取
依照以及，则所需推力至少为T=1443000.2769.8=390.302kN，飞机采用双发布置，则单台海平面安装推力至少为195.151kN。在这一推力段发动机中，选取面非常大，诸如普惠公司pw4000系列中pw4052和pw4056，以及JT9D7R4。或者GE公司CF6-80C,或CFM国际公司所生产CFM56系列，罗罗trent 500等等。值得注意是，在飞机设计项目初期阶段，曾考虑使用中华人民共和国自研发动机，例如CJ1000-A，其推力级别在10000kgf-19999kgf之间，即其最大推力也许高达196KN ，这个数据与所需最小推力几乎相等，风险较大，如果能将其推力再上升某些，也是值得考虑。
下面是对几款可选类型发动机性能与参数对比。（数据来源于网络与参照年鉴）
发动机型号
CF6-80C2A
通用
PW4050
普惠
JT9D-7
普惠
Trent500
罗罗
外观

质量/kg
4246
4272
4014
4835
长度/mm
4274
3900
3256
3900
最大高度
2691
2480
2711
/
最大直径/mm
2362.0
2390.0
2428
2470
海平面最大推力/kN
233.5
222.4
224.9
236.0
海平面sfc
0.335
0.587
0.76
0.534
推重比
6.8
5.8
5.63
5.25
涵道比
5.28
5.0
5.1
7.5
总压比
27.2
26.3
24.2
34.8
注：CJ1000A由于原始数据收集局限性故未纳入列表
图：CJ1000A

通过对比后不难发现，CF6-80C2A耗油率有着很大优势，推力也令人满意，故选取该型号作为本机型发动机（由于数据有限，暂未将污染与发动机售价纳入考察范畴）。
下面是关于该发动机简要简介：CF6 - 80C2A高涵道涡扇发动机使用了最新通过验证核心技术，在同推力级下它提供最高可靠性，最长寿命，以及最低燃油消耗率。
各种研究和技术开发已被融入CF6 - 80C2A设计，例如采用 先进冷却技术、先进间隙控制和转子叶片和静子叶片空气动力学修正技术来提高发动机整体效率。CF6技术革新涉及新型低排放型燃烧室和先进高压涡轮技术。CF6 - 80C2A自投入商业运营以来，在同推力级别商业运送发动机之中，始终保持着最低燃油消耗率。

图 16 CF680C2发动机构造
8.2发动机布置
综合对比各类布置形式优缺陷，选取将发动机安装在机翼下面，因其能减轻构造重量，发动机短舱安装高度小，易于维护，中心控制也相对容易，当今该级别民机多采用此形式
8.3进排气系统设计
该机型适合亚音速进气道，下面拟定其进口面积
设计Ma=0.8 由图表

图 17
得=0.00512 其中

则
取内侧唇缘半径为进口端面半径8%，0.09112m。
外唇唇缘半径为进口端面半径4%，0.04556m。
内部扩散角为8度
扩散段长度等于端面直径，2.278m
该机型采用吊挂式发动机，选用翼下短舱布局：
展向位置在35%半展长处，51.67235%=9.04m
弦向位置依照典型法则，布置在距机翼前缘超前两倍进气口直径位置，即距前缘
4.556m，并在机翼前缘下面一倍进气口直径位置，即距前缘上方2.278m
翼下短舱布置：短舱头部下偏3度，内倾2度，便于机翼下面局部气流保持一致
排气系统：所需喷管出口面积大概为进口面积0.5~0.6倍，这里折中选0.55倍,即2.241
尾部设计：为减小尾部阻力，后机身收缩角度需不大于15度，本机型选用12度作为机身收缩角。
9燃油系统设计
9.1油箱类型选取
考虑到油箱布置充分运用空间，采用整体式油箱。为了使飞机重心在合理范畴变化，水平尾翼也增添配平油箱，保证重心随飞机燃油消耗变化范畴保持在较小水平。油箱详细分布为：一种主油箱分布在左右大翼上，一种中央油箱在两个大翼根部和机身相连处，可以互相倒油．三个油箱均有相应燃油泵并通过燃油管，单向活门等部件相连．此外在大翼根部尚有引射泵，用于充分运用油箱根部死油。总体来说布局比较常规。

图 18 油箱布置示意图
9.2油箱容积
一方面第一次近似计算所需油量，依照参照书目[3]中第131页，油重占起飞重量比例，其中ESAR是等效静空航程(Equivalent Still Air Range)，其计算办法为ESAR=568+1.063×R，R是设计航程。
目的巡航升阻比为17.32，，则所需油重，航空燃油密度大概是770kg/，故所需燃油空间为。
粗略预计可得，中央油箱容积16.138，机翼根部内油箱容积20.7，中部外油箱容积7.8即可满足规定。另使机身油箱重心距机头27.5m，机翼油箱重心距机头18.0m，使燃油重心距机头25.3m。
9.3油箱安全与防火
油箱防火防爆很重要，需要有机载灭火设备，防火栅等，也可以考虑基于空气分离器机载惰性气体生产系统(OBIGGS)进行燃油箱惰化，是一种经济有效办法,这种分离器采用了中空纤维膜气体分离技术。据有关资料，采用OBIGGS对燃油箱进行惰化在中华人民共和国还是一种兴课题,能自主完毕该系统能有效减少成本。

图 19 惰性气体生产系统
10.起落架布置

图 20

图 21
采用前三点式、支柱式起落架，双前轮，双主轮。前轮向后收起至机身内，主轮位于翼下向内侧伸长收起至机身内。通过计算和选用：
擦地角γ=12°；
防倒立角不不大于擦地角，β=20°；
防侧翻角θ=55°；
停机角ψ=2°;
前主轮距
主轮距S=9.8m
前轮承重
主轮承重
主轮每个轮胎承受重量
主轮直径
主轮宽度
前轮直径
前轮宽度
前起落架和主起落架三维效果图如图20，图21。
11.飞机三面图

图 22 左视图

图 23 正视图

图 24 俯视图
12.三维建模
X-PLANE 飞行模仿

13.重量分析
将飞机各个某些拆分出来，并由一系列经验公式计算每一某些重量并求出重量矩，最后得出理论重心位置。
依照实际状况，将飞机分为如下几某些：机身、主机翼、前翼、平尾、垂尾、动力设备、动力附属部件、起落架、燃油系统、机载设备、内饰以及意外重量。依照关于经验公式，详细重量分析如下：
a.机身：
(见图)。MTOM(maximum take-off mass)=144300kg，机身长l=53.749m，机身最大直径，正常巡航速度，系数 ， ，，，。得,假设由于某些使用复合材料使得机身重量减小10%。

图 25

图 26
b.机翼：
。其中系数。得。假设复合材料构造占20%，则，机翼重量。

图 27
c.水平尾翼、垂直尾翼
公式如下图所示，其中系数。故。

图 28
d.动力设备
两台发动机及附属机械构件，涉及反推力装置，重量综合可以做如下估算：
,采用复合材料，。
e.动力附属部件
发动机短舱：发动机涵道比BPR=5.28，估算得,采用复合材料，
f.起落架
起落架总重,采用复合材料，
前起落架。
主起落架。
g.机载设备
。
h.内饰
。
i.意外重量
。
下表为重量分析表。
部件
重量/kg
距机头距离/m
重量矩/(kg.m)
重心点取值
机身
14257
24.2
345019.4
45%机身长度
机翼
14038
19.6
275144.8
40%MAC
水平尾翼
4261
45.94
195750.34
40%MAC
垂直尾翼
1950
44.4
86580
40%MAC
前起落架
1645
7
11515
中心
主起落架
3838.4
19.7
75616.48
中心
动力设备
9383.7
20
187674
中心
动力附属部件
360
20
7200
40%长度
机载设备
14430
26.87
387734.1
50%机身长度
内饰
9379.5
20
187590
预计
空机
73542.6

1760824.1
23.94m
载荷
43940
26
1142440

零燃油重量
117482.6

2903264.1
24.71m
燃油
35180.34
25.3
890062.6

满燃油重量
152662.9

3793326.7
24.8m
意外总重
2164.5

起飞总重
154827.44

算得新起飞总重为154827.44kg，与初始预计144300kg相比，增大了7.3%，在可接受范畴内。
14.配平及稳定性分析
配平
筹划在初始巡航时平尾不产生升力，此时全机配平图如图23所示。由对中心力矩平衡和纵向合力为零可得如下两个等式。

将数据代入可解得,
由工程计算法 计算各翼面实际升力线斜率。机翼， ；平尾， 。算得，机翼实际升力线斜率 ；平尾， 。
15.重要设计参数汇总
机长
55.36m
机身长度
53.749m
翼展
51.67m
机翼总面积
267
机翼展弦比
10
机翼1/4弦线后掠角
17
机翼尖削比
0.25
机翼上反角
5
机翼翼型
NYU/GRUMMAN K-1
平尾面积
83
平尾展弦比
4.12
平尾1/4弦线后掠角
34.24
平尾容量
1
平尾翼型
NACA0012
垂尾面积
30.46
垂尾展弦比
1.7
垂尾1/4弦线后掠角
42.11
垂尾容量
0.09
垂尾翼型
NACA0012
最大载客数
230
机身直径
5.35m
起飞总重
154827.44kg
空机重
73542.6kg
零燃油重量
117482.6
翼载
540kg/
推重比
0.276

第四章 重要性能参数估算
1.升力系数计算
1.1机翼
(依照该超临界翼型升力特性曲线，零升迎角是一小正值)

(1)焦点计算
(内翼相对厚度)
(外翼相对厚度)
(机翼平均相对厚度)

机翼焦点到机头距离：
(其中 由机身视图连线求得 )
(2)升力线斜率计算

(翼型最大厚度处约在1/2处)

(翼型效率)
(机身外露面积)
(机翼当量面积,依照飞机外形图估得)
由以上数据，算得，比之前用另一种工程算法值要略微大某些。经讨论，决定取用另一算法所得小值，因其修正幅度也许较高。
机翼零升迎角：

机翼安装角为，则机翼升力系数为：

1.2机身
(1)焦点计算
机身只考虑机头之影响，按细长体计算，机身焦点到机头距离为：

故
(2)升力线斜率计算
计算机身升力视其为旋成体，其升力线斜率为

1.3平尾
平尾翼型采用对称翼型NACA0012，，，，（）。
平尾参数，，
机身内某些,，
(1)焦点计算
计算办法与机翼类似。依照平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头距离
，，
，，
，，
，
，，，
，
(2)升力线斜率计算
平尾零升迎角，平尾安装角，平尾升力系数

，，
，

平尾焦点到机头距离：

1.4全机升力系数计算

2.阻力系数计算
2.1机翼
（1）机翼零升阻力
；
为平板摩阻系数，为当量机翼平均厚度。
机翼雷诺数是3.88107，选用为0.0046，
机身雷诺数是2.64108， 选用 为0.0036，
尾翼雷诺数是1.03107，选用 为0.0058。
为12％，机翼和尾翼都同样。
机翼零升阻力为0.004623，
平尾零升阻力为0.00583。

（2）诱导阻力计算
；
；
展弦比和后略角从机翼参数选用，代入公式中进行计算，
机翼展弦比4.75，后略角37.30度，
机翼效率因子e=0.799,
机翼升致阻力因子 A=0.0839，
尾翼展弦比是4，后略角39.8度，
尾翼效率因子e=0.814，
尾翼升致阻力因子A=0.0978。
总升致阻力因子

2.2机身
零升阻力计算。
;
机身当量直径。
机身长细比
机身浸润面积比
依照图可查出机身平板摩擦系数。从而计算得出机身零升阻力系数：。

2.3全机阻力系数计算

2.4极曲线

极曲线图：纵坐标为，横坐标为
3.全机焦点和重心后限位置计算

（平尾气流阻滞系数）
（平尾处气流下洗角对迎角导数，常规布局）
代入数据有

焦点相对于平均气动弦位置：

该值比较大，因素一某些是前缘后掠角取值较大，并且重心自身就已经到了，略微超过了该后掠角下重心范畴，但是通过接下来计算能表白这个值是可以接受。

图：重心位置与平均气动弦之关系
重心后限距机头：

通过之前重心计算可以为全机重心在23.94m处，该值与计算值之差为：
，可以恰当调节较重飞机固定装载来将质心移至24.209m处
项目
机翼
机身
平尾
升力线斜率

焦点

零升阻力
0.004623

0.00583
诱导阻力
0.0072
忽视不计
0.00153
全机升力系数

全机阻力系数

全机焦点距离

重心后限位置

4.飞行性能估算
1、航程计算
，，
其中
可解得

2、起降性能计算
（1）起飞速度计算
受擦尾角、飞行员视界限制离地速度:
(km/h)
(km/h)
（2）起飞滑跑距离计算
起飞滑跑分为三轮滑跑和抬前轮后两轮滑跑两个阶段。
，其中取，，，
1871.45m
，
总滑跑距离
（3）着陆速度计算
(km/h)，K取0.92
（4）着陆滑跑距离计算

为滚动摩擦因素，取为0.04；
；
为使用刹车时折算摩擦因素，取为0.28；
；
参照文献
[1] Daniel P.Raymer，，“Aircraft Design：A Conceptual Approach ”,AIAA
[2] A. Kumar Kundu ,，“Aircraft Design”,Cambridge
[3] Lloyd R.Jenkinson,1999，“Civil Jet Aircraft Design”,Arnold
[4]顾诵芬，，《飞机总体设计》，北京航空航天大学出版社
[5]柯鹏教师授课教案
小构成员分工
姓名
分工

机身及舱室设计
起落架设计
飞行性能参数计算
重量分析
配平分析
气动性能参数计算

机翼设计
气动性能参数计算

翼型设计
重量分析
燃油系统分析

整顿报告
机身及舱室设计
动力系统设计
气动性能参数计算
燃油系统设计
飞行性能参数

总体规划、协调组织、整顿报告
重量分析
气动性能参数
三维建模
ceasiom操作
燃油系统设计

概念构思
前期市场调查，拟定设计目的；
前期数据收集；
基本参数（最大起飞重量、推重比、翼载、升阻比估算）拟定；

结束语
通过了近一学期努力，咱们小组终于顺利完毕了课程设计项目，有诸多收获与体会，回顾整个过程，可依照展示之节点归纳为4个阶段，兹此总结如下：
1顺利起航
任务布置下来之后，新成立小组有了一种良好开端，组长不久召集人们对设计需求与方案构思展开讨论，为第一次展示提供了较充裕时间，每个成员都提出自己构想与分析，为对比与选定提供了较大选取面，然而这也不全然是好事，不久咱们就面临了一种难题：每个人居然提出飞机型别都不相似，从70座支线客机到500多座庞然大物，从中规中矩常规布局，到翼身融合典雅构型均有涉及。明明只有5个人小组，却讨论出了包罗万象繁杂错觉。头脑风暴固然是好，但是想再将其平息就不那么容易了，这样多意见，这样多也许，人们一时之间难以统一，各执己见。好在通过梳理与归纳，人们对本次项目某些要素达到了共识：一致以为要有高可行性，于是不久排除了各种怪物布局，她们设计风险太大，难以交付使用，同步将超大客机也筛掉，按照咱们虚拟情景，10-后国内还很难造出这种飞机；要有高回报率，咱们飞机固然要有经济追求，它需求量与利润不能低，以此为原则，排除掉了相比于主线客机需求量较小支线客机，它们终将会有极大发展，但人们以为不会是后；第三个要素是，挑好做机型！这是每个成员心声，从没试过飞机设计，前程一片迷茫，还是找一款经济合用机吧…再加之其她因素，促使咱们最后方案选取在200座级飞机携常规布局。到此咱们小组风格就已初步显现：稳重务实，脚踏实地。第一次展示也获得了不错效果，与其她组别仰望星空浪漫相映成趣。
这一阶段，咱们最大收获是交流与沟通，理解与让步，虽存异而求同，确立共同目的。
2初具雏形
拟定了设计目的后，人们进行了下一步分工，各司其职，为第二次展示做准备。此阶段做得比较好地方在两个方面：一是预留时间多，是咱们较其她组进行了相对更多初步计算；二是分工明确，咱们工作按部件分派，谁做发动机，谁做起落架等等，而不是像某些组那样按章节分派，谁做第几章课件这种形式。咱们这种分工有其优越性，由于飞机设计课件某些不同章节有对相似部件记载，按章分派会导致一某些信息重叠或缺损。并且按部件分派更直观，组内成员索要并互换互相需要数据时能更高效。然而由于这种模式也使咱们浮现了某些失误，成员们得到设计部件设计任务后就更多地只关注自己那某些飞机设备内容，并以为总重要参数设计，起飞重量，推重比，翼载这些数据交由组长一人决定即可，没有进行讨论必要。这使得组长工作量骤增，并且每名成员都不大清晰这些最核心参数由来，使之后工作增长极大隐患。然而当时咱们并没故意识到这一点，由于第二次展示咱们效果同样相对较好，可谓处在业界领先地位。
这期间任务工作重要在于个人能力与认真限度，由于是初步计算，成员间互相数据需求并不多。
3.低谷回旋
前两次展示成功使咱们有所懈怠，对第三次设计展示没有引起注重，在之后较长一段时间里没有进一步作为，组长对此表达自责，没有尽到自己义务提前组织好成员开展工作，然而这显然不是一种人过错，而是咱们全员都没有危机感，以为需要做东西并不多，并且下一次课上演示也仅仅是跟第二次相似形式，提一提建议，做一做修改，后来时日还多。这导致成员几乎在展示前一天才匆匆汇集起来真正商讨解决方案。咱们构想是在微薄之盐汇合后成员们进行更细致计算并能更有效地向她人索取数据，可是那么做之后效率依然非常低，在舒服温暖柔光下，四周弥漫着诱人香气，咱们一边啃着薯条，一边探讨诸如翼载怎么选用这种早该解决问题，当咱们意识到重要参数需要集体解决，保证对的性时已经晚了，会算参数不明白为什么算不对，不会算又不明白怎么算，来不及弄清晰个中细节，只能摇旗呐喊予以精神勉励。。。。。。那一夜仅仅是针对翼载计算为什么浮现极大偏差就持续了1个多小时，而最后也几近无疾而终；那一夜每个人有效工作量远远不及前阶段各自效率，虽然聚在了一起，但并没解决问题；那一夜无根无据地应付着数据滥用着公式；那一夜，才真正