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2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/s1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3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)B737-80016300790100.7855665A320-10015000770000.785700C91915600725000.7-0.855592.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)4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：32in52．客舱剖面3．机身外形尺寸6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：14deg7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:35000ft=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：DLMCaRangeWWfinalinitial)ln(代入数据：Range=2800nm；a=576.4Knots(巡航高度35000ft)C=0.6lb/hr/lb(涵道比为6)L/D=17.6M=0.8计算得：230.1finalinitialWW187.0tocruisefuelfinaltocruiseofendtocruisefuel．燃油系数的计算飞行任务剖面图1EngineStartandWarmup001.0/toF1WW2Taxiout001.0/toF2WW3Takeoff002.0/toF3WW4Climb016.0/toF4WW5Cruise187.0/toF5WW6Descent000.0/toF6WW7LandingandTaxiin003.0/toF7WW8ReserveFuel049.0/toF8WW总的燃油系数：259.0049.0003.0000.0187.0016.0002.0001.0001.0tofueltoF8toF7toF5toF4toF3toF2toF1tofuel．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值toW100,000lbs150,000lbs200,000lbsfuelW25900lbs38850lbs51800lbspayloadW33750lbs33750lbs33750lbsavailemptyW40350lbs77400lbs114450lbs重量关系图交点：(171065,93009)6．所以最终求得的重量数据：emptyW93009lbs0.544fuelW44306lns0.25910payloadW33750lbs0.197toW171065lbs1二、推重比和翼载的初步确定界限线图地毯图11选取翼载荷W/S=51502N/m;推重比T/W=0.31发动机选择CompanyCFMIEngineTypeCFM56EngineModel5A1TO(ISASLS)Thrust2500lbFlattrating30.0°CBypassratio6.00Pressureratio26.50Massflow852lb/sSFC0.33lb/hr/lbCLIBMMaxthrust5670lbCRUSIE12Altitude35000ftMachnumber0.8SFC0.596lb/hr/lbDIMENSIONSLength2.510mFanDiameter1.830mBasiceng.wt4860lbLayoutNumberofshafts2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NASASC(2)-0410超临界翼型：其参数如下：13二．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：143．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0.1015变化如图：阻力发散M大约是0.810.8。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°168．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：17=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.25m.a.c=46%xLFus=18.34m15.机翼平面图：18三．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VH=3.5*32%=1.12其中：32%是重心变化范围19取尾臂力LH=50%LFUS=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MACc=4,18可得：SH/S=23.5%,平尾面积SH=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ce/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：NACA0006所以平尾图如下：2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：=0.21820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LV=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：Sv/S=19.7%,垂尾面积Sv=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ce/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：21发动机短舱初步布置进气道唇口直径DIHDIH=0.037Wa+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量Wa=852lb/sDIH=0.037*852+32.2=63.7in=1.62m主整流罩最大高度MHMH=1.21DF风扇直径DF=1.83mMH=1.21*1.83m=2.21m主镇流罩长度LCLC=[2.36DF-0.01(DFMMO)2]最大使用马赫数MMO=0.822LC=[2.36*1.83-0.01*(1.83*0.8)2]m=4.3m风扇出口处主整流罩直径DFOminWDFOa5.199.58)84.500036.0(2DMGminWDMGa22.148)5.4000475.0(2核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ=(18-55*k)0.5Where2.211lnOPRWKaDJ取1m燃气发生器后长度LABLAB取1m短舱翼吊安装23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停机角2着落角16防后倒立角17主轮距B7.8m前、主轮距b12.84m高度h3.4m24机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架40in*14in2个前起落架24in*7.7in2个重量估算与指标分配机身重量2)2(5.1(2)84.575.9(ffffffFUSHBHBLBpCMfL——机身长度(m)mLf39fB——机身最大宽度(m)mBf9.3fH——机身最大高度(m)mHf5.5252C——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0.58kgMFUS56.11523机翼重量(1)理想的基本结构重量MIPS54.0)]/1(2.0[1101.39810secsec)1(12.113.0/200125.465.15.24.0256.1475.977600)72.01(2.2)44.034.01(3/secsec)1(19200655.05.25.175.0075.12025.0225.005.025.15.05.10MMrSMrANfsmVNCmSAkgMASAMSmfrNSAmmmMMZWaDracrCIPS007.005.0rCmm(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xC(3)机身对机翼影响147.0/1])431(0027.0)51[(13.12bBCfy(4)机翼总重0)(MCmmCMxrCywing10553kg26尾翼重量水平尾翼的重量：kgSVMHDH764047.024.1垂直尾翼的重量：kgSVkMVDV454047.015.112动力装置重量kgMnCMengpow68783系统和设备重量kgMCMsys853604起落架重量kgMCM34920lglg使用项目重量kgPFnOPc239585有效载荷kgMPMf