飞机总体设计课程设计汇总

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：0.6-0.8M最大航程：3500－4500km起飞场长：小于1400－1600m着陆场长：小于1200－1500m进场速度：小于230km/h据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011PurchasePlanningHandbook》，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、在较短航程内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45XR90.79153681136479752里尔60XR90.7916611042445410659飞鸿30090.77110089033468207奖状CJ390.72969741312163002、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、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，处于跨音速范围，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。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，座舱内噪音较小，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)；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：lninitialfinalWRangeaLWMCD计算得：246.1WWfinalinitial所以：Wfuelcruise/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2165.0003.00197.0013.0002.00005.0001.0WWtofuel2、估算飞机最大起飞重量（lb）每位乘客80kg并携带20kg行李Wto60,00035,00010,000Wfuel12,99011,077.52,165Wpayload2,4252,4252,425Wempty44,58521,497.55,140最终求得的重量数据：重量lb比例Wto235001Wfuel5087.750.2165Wpayload24250.1032Wempty15987.250.68033、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。型号推重比单位迎面推力（ｄａＮ／ｍ２）耗油Ａ涵道比Ｂ巡航耗油率（ｄａＮ·ｈ）可靠维修性及寿命价格（＄）ＴＦＥ７３１－４（１８１５ｄａＮ）4.974504Ａ：２．８０Ｂ：０．７８６性能安全可靠，使用寿命好１２０～１３０万ＴＦＥ７３１－５（１９１５ｄａＮ）5.054284Ａ：３.８４Ｂ：０.７９２同一系列，性能上有改进１４７.５万ＴＦＥ７３１－４０－２００Ｇ（１８９０ｄａＮ）4.764690Ａ：２．９Ｂ：０．７４８同一系列，性能上有改进１４５～１５０万ＰＷ５４５Ｂ（１７７５ｄａＮ）4.73420Ａ：４．１易维修，翻修时间长，使用寿命长９８万ＰＷ３０５Ａ（２０８１ｄａＮ）5.252816Ａ：４．３Ｂ：０．６９４使用成本低，可靠性高１４５万参照以上表格的分析，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。TFE731—40—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TFE731—40—200G作为首选对象所以将TFE731—40—200G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。技术数据最大起飞推力(daN)TFE731—41815TFE731—51915TFE731—40—200G1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE731—4413TFE731—5425TFE731—40—200G449起飞耗油率（kg/(daN·h)）TFE731—50.494TFE731—40—200G0.481巡航耗油率（kg/(daN·h)）TFE731—40.786TFE731—50.792TFE731—40—200G0.748推重比TFE731—44.97TFE731—55.05TFE731—40—200G约4.76空气流量（海平面，静态，kg/s）TFE731—564.86TFE731—40—200G65.77涵道比TFE731—53.48TFE731—40—200G2.90总增压比TFE731—517.5TFE731—40—200G22涡轮进口温度(最大起飞状态，℃)TFE731—5952TFE731—40—200G1022进口直径(mm)TFE731—4716TFE731—5754TFE731—40—200G716宽度(mm)TFE731—4869TFE731—5858TFE731—40—200G847长度（mm）TFE731—41464TFE731—51652TFE731—40—200G1547干质量(kg)TFE731—4373TFE731—5387TFE731—40—200G406五、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100－140mm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*3820L2、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*8.1L3、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：λ=7.4六、机翼外形设计1、翼型选择设计升力系数：LCSvLW221qSWCL1)(在初步设计时，近似认为cllCCl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511.0Cl根据设计升力系数选出合适的翼型采用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NACA65(1)-4122、机翼平面形状的设计①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的展弦比，公务机5.0-8.8。飞机类型展弦比（AR）轻型飞机5.0～8.0涡桨支线客机11.0～12.8公务机5.0～8.8喷气运输机7.0～9.5超声速战斗机2.5～5.0AR=8算的L=15.8m②梯形比λ当λ=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机η为0.4左右；λ减小，可减轻机翼结构重量；λ减小，有利于布置起落架；λ小对防止翼尖失速不利。飞机类型梯形比轻型飞机1.0～0.6涡桨支线客机0.6～0.4公务机0.6～0.4喷气运输机