飞机总体课程设计110座支线飞机.doc

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

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

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）
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lfc/ df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

假定C为0.6，L/D为17.6
则有：=1.1

则：=1-1/1.1=0.091

=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

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
=33.6m

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

巡航的升力系数：

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

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

△ Clmax起飞 = 1.07 (Clmax起飞 - CLmax)
△ Clmax着陆 = 1.07 (Clmax着陆- CLmax)

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

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

Wfus 最大机身宽度
Lfus 机身长
SW 机翼参考面积
CW 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VH=3.6x32%=1.152
2）平尾外形参数

尾力臂取50%的机身长度,平尾容量VH=(SHLH)/(Sc)
代入数据：平尾面积SH= 31.3m2
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

Hf us 最大机身高度
Lfu s 机身长度
SW 机翼参考面积
bW 机翼展长
根据 上图，垂尾容量Vv=0.07
2） 垂尾外形参数

VV : 垂尾容量
SV : 垂尾面积
S ： 机翼面积
lV ： 垂尾力臂
bW ： 机翼翼展
垂尾 面积为：17.1m2
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
185.6 124 955

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+32.2.
M=1.21D
LC=[2.36D-0.01(DM)]
DFO=(0.00036W+5.84)
DMG=（0.000475W+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=2.5,=1.5=3.75
2、 机翼结构重量

其中： bref = 1.905
bs为结构展长： 为37.07m
S 为机翼面积125.4； 为零燃油重量43029kg
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%。
为4999.9kg
3、 尾翼结构重量
1） 平尾结构

2） 垂尾结构

其中：S平 — 平尾面积（ft2)； S垂 — 垂尾面积（ft2)；
l平 — 平尾尾力臂（ft)； l垂 — 垂尾尾力臂（ft)；
tr,平— 平尾根部最大厚度（ft)； b平 — 平尾展长（ft)；
tr,垂— 垂尾根部最大厚度（ft)； b垂 — 垂尾展长（ft)；
4、 机身结构重量

Kwf = 0.23
VD — 设计俯冲速度（km/h）
lt — 机翼根弦1/4处至平尾根弦1/4处之间的距离
bf — 机身最大宽度（m）；
SG — 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。

6、 控制面操纵系统的重量

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

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

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r＝0.8g/cm3

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

重心在平均空气动力翼弦的位置：

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：
十一、 气动特性分析

1、升力线斜率
在亚声速时,

其中：
cmax,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：

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 ，
是飞机湿润面积
是等效蒙皮摩擦系数：
对于Jet Transport: = 0.0030
对于Jet Fighter: = 0.0035
S是机翼面积
4、 升致阻力系数的计算

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：

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 Pa
机翼参考面积 S=125.4
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

所以飞机平飞需用推力
<112500*2N
所选发动机满足要求
2、升限计算

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：

盘旋一周的时间：
盘旋角速度：
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
所以

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。
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
发动机耗油率
推力有效系数
巡航速度
巡航段飞机阻力
所以

总航程
续航时间
其中
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

受擦地角或前方视界限制时，飞机离地速度为

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:
1288m
式中:

第二段滑跑假定以 跑3s，则：

总滑跑距离为：
7、着陆性能计算

1)着陆速度计算
飞机的着陆速度为：

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
=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

——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；
——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。