飞机总体设计课程设计报告.docx
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飞机总体设计课程设计报告
国使用的喷气式公务机设计
班级：
0111107
学号：
011110728
：
于茂林
一、公务机设计要求
类型
国使用的喷气式公务机。
有效载重
旅客6－12名，行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
2、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45XR
9
0.79
1536
811
3647
9752
里尔60XR
9
0.79
1661
1042
4454
10659
飞鸿300
9
0.77
1100
890
3346
8207
奖状CJ3
9
0.72
969
741
3121
6300
2、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：
计算得：
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
2、估算飞机最大起飞重量（lb）
每位乘客80kg并携带20kg行
Wto
60,000
35,000
10,000
Wfuel
12,990
11,077.5
2,165
Wpayload
2,425
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
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）
4.97
4504
Ａ：
２．８０
Ｂ：
０．７８６
性能安全可靠，使用寿命好
１２０～１３０万
ＴＦＥ７３１－５
（１９１５ｄａＮ）
5.05
4284
Ａ：
３.８４
Ｂ：
０.７９２
同一系列，性能上有改进
１４７.５万
ＴＦＥ７３１－４０－２００Ｇ
（１８９０ｄａＮ）
4.76
4690
Ａ：
２．９
Ｂ：
０．７４８
同一系列，性能上有改进
１４５～１５０万
ＰＷ５４５Ｂ
（１７７５ｄａＮ）
4.7
3420
Ａ：
４．１
易维修，翻修时间长，使用寿命长
９８万
ＰＷ３０５Ａ
（２０８１ｄａＮ）
5.25
2816
Ａ：
４．３
Ｂ：
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—41815
TFE731—51915
TFE731—40—200G1890
巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）
TFE731—4413
TFE731—5425
TFE731—40—200G449
起飞耗油率（kg/（daN·h））
TFE731—50.494
TFE731—40—200G0.481
巡航耗油率（kg/（daN·h））
TFE731—40.786
TFE731—50.792
TFE731—40—200G0.748
推重比
TFE731—44.97
TFE731—55.05
TFE731—40—200G约4.76
空气流量（海平面，静态，kg/s）
TFE731—564.86
TFE731—40—200G65.77
涵道比
TFE731—53.48
TFE731—40—200G2.90
总增压比
TFE731—517.5
TFE731—40—200G22
涡轮进口温度（最大起飞状态，℃）
TFE731—5952
TFE731—40—200G1022
进口直径（mm）
TFE731—4716
TFE731—5754
TFE731—40—200G716
宽度（mm）
TFE731—4869
TFE731—5858
TFE731—40—200G847
长度（mm）
TFE731—41464
TFE731—51652
TFE731—40—200G1547
干质量（kg）
TFE731—4373
TFE731—5387
TFE731—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：
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：
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：
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：
在初步设计时，近似认为
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
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
由后续的相对厚度围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部布置；
综上，选择NACA65
（1）-412
2、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
2.5～5.0
AR=8
算的L=15.8m
②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
0.4～0.2
超声速战斗机
0.5～0.2
λ=0.4
③后掠角χ
对于亚声速飞机：
Λ=0或Λ<15o（用于调整重心）
对于高亚声速飞机：
Λ=25~40；可以提高临M界数，延缓激波的产生。
虽然是亚声速飞机，但是参照所已有机型，将后掠角适当增加
χ1/4=25°
④相对厚度
喷气运输机机翼厚度的典型分布
由上图，翼根处（t/c）=15%，转折处（t/c）=12%，翼尖处（t/s）=11%，喷气运输机和公务机的平均相对厚度一般在10％至12％之间，取平均相对厚度为12%。
阻力发散马赫数0.775>0.7,
符合要求。
⑤机翼参数
面积S=31.35m2
展长L=15.8m
弦长
气动弦长
前缘后掠角
平均气动弦到翼根距离
机翼平面图如图：
3、机翼其他布局参数
①安装角
翼型迎角5°时CL=0.511可取，iw=5°
（CL，Des－巡航时所需的升力系数）
统计值
喷气客机：
1º~5.3º
战斗机：
-1º~3.6º
②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0º~7º
取扭转角为4°
③上反角
在概念设计阶段，主要依据统计值。
统计值的大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
5º~7º
2º~4º
0º~2º
亚声速后掠翼
3º~7º
-2º~2º
-5º~2º
超声速后掠翼
0º~5º
-5º~0º
-5º~0º
④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。
⑤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。
⑥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α
开裂式
0%～25%
50°～60°
0.6-0.8（α=13-14°）
后退式
30%～40%
40°～50°
1.3～1.4（α=13°）
双缝式
30%～40%
40°～50°
1.4～1.5（α=12°）
多缝式
35%～45%
50°～60°
1.6～1.8（α=12°）
⑦副翼
参考统计数据：
相对面积S副/S=0.06相对弦长c副/c=0.25
相对展长L副/L=0.35
偏角副=25°
统计数据:
副翼的相对展长与相对弦长
⑧扰流片
功用：
当非对称打开时，可产生滚转力矩。
当在飞行中对称打开时，可增加阻力，起减速作用和增加下降速率。
当在着陆时对称打开时，可增加阻力，缩短着陆距离。
公务机和喷气运输机一般配置有绕流板。
位置：
一般位于后缘襟翼的前面
⑨机翼梁
在概念设计阶段需定义机翼前、后粱的位置。
确定前、后粱位置要考虑的因素：
结构高度
襟翼尺寸和操纵机构所需的空间
副翼尺寸和操纵机构所需的空间
燃油容积
典型的前、后粱位置
前粱：
16％～22％弦长处，取20%
后梁：
60％～75％弦长处，取65%
⑩燃油容积
通常公务机和运输机的机翼要容纳所有的燃油。
燃油一般装入由前、后粱和蒙皮上表面和下表面构成的空间。
燃油容积近似计算：
符合要求。
⑪机翼纵向位置初步确定
X.25m.a.c=56%*LFus=9.99m
7、尾翼外形设计
1、平尾容量
纵向机身容量参数：
其中，
Wfus最大机身宽度Lfus机身长度SW机翼参考面积CW机翼平均气动弦长
由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：
公务机的重心变化围为18%
可以得到平尾容量为VH=4.4*18%=0.792
2、垂尾容量
航向机身容量参数：
（Hfus2）（Lfus）/swbw=0.210
其中Hfus最大机身高度Lfus机身长度Sw机翼参考面积bw机翼展长
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=0.09
3、预估尾力臂的长度
发动机安装在机身后部，尾力臂=（45-50%）L机身
取尾力臂LV=50%LFUS=8.915m
根据尾容量和尾力臂长度，计算平尾和垂尾的面积
平尾的面积：
VH=SH/S*lH/c
VH:
平尾容量
SH:
平尾面积可得SH=5.85m2；
S：
机翼面积
lH：
尾力臂
c：
平均气动弦长
垂尾的面积
VV=SV/S*lV/bw
VV:
垂尾容量
SV:
垂尾面积
S：
机翼面积可得SV=5m2；
lV：
垂尾力臂
bW：
机翼翼展
4、确定平尾和垂尾的外形数据
由平尾外形数据统计值：
取展弦比AR=4；梯形比λ=0.40；升降舵弦长ce/c=0.35；
相对厚度t/c=0.8；后掠角χ=32.5；
由公式可得平尾：
展长L=4.84;C根=1.73m；C尖=0.69m;MAC=1.29m;
由垂尾外形数据统计值：
取展弦比AR=1.0；梯形比λ=0.50；方向舵弦长ce/c=0.30；
相对厚度t/c=0.8；后掠角χ=45°；
由公式可得垂尾：
展长L=2.24m；C根=2.98m；C尖=1.49;MAC=2.32m；
5、绘制平尾和垂尾的外形草图
平尾：
垂尾：
八、发动机短舱初步布置
已知：
风扇直径DF=0.847m；
涵道比μ=2.90；
总压比OPR=22；
最大使用马赫数MMO=0.7；
总空气流量Wa=144.694lb/s
进气道唇口直径DIH=0.037Wa+32.2=0.954m;
主整流罩最大高度MH=1.21DF=1.02m;
主镇流罩长度LC=[2.36DF-0.01（DF*MMO）2]=2.0m;
风扇出口处主整流罩直径DFO=（0.00036μWa+5.84）2=0.912m;
DMG=（0.000475μWa+4.5）2=0.561m;
核心发动机气流出口处整流罩直径DJ=（18-55*k）0.5
取DJ=0.4m；
燃气发生器后长度LAB=（DMG-DJ）/0.23=0.7m;
短舱轴线的偏角和安装角
考虑到机翼的下洗现象，进气道轴线应该与来流基本一致。
为减小发动机短舱、吊挂与机身之间的干扰阻力，应使短舱与机身之间距离有最佳的最小距离。
为了减少机身尾部的气流死区，降低底部阻力，将发动机短舱轴线向外（尾部向）偏一角度。
9、起落架布置
1、起落架配置形式选择
起落架的布置形式主要有前三点式和后三点式，其各自的优缺点如下：
后三点式：
主支点在飞机重心（质心）之前，在低速飞机上采用较多；后三点式起落架固有的缺点就是在着陆时操纵困难，并有可能产生向前倒立的危险；后三点起落架的飞机，起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点式：
广泛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，具有滑跑稳定性；由于机身处于接近水平的位置，故飞行员座舱视界的要求较容易满足；着陆滑跑时，可以使用较强烈的刹车，有利于缩短滑跑距离；缺点在于前轮可能出现自激振荡现象，即前轮“摆振”，所以需要加减摆器
我们设计的公务机，要求操纵简单，起降性能好，安全性高。
综合前三点式和后三点式的优缺点，我们选择前三点式起落架。
2、确定起落架主要几何参数
主轮距：
B
前、主轮距：
b
停机角：
ψ
着地角：
φ
防后倒立角：
γ
高度：
h
①停机角
停机角通常取值围：
ψ=0°~4°
这里取ψ=2°
②着地角
按飞机所需要的着陆迎角确定
因为：
α着陆=φ+ψ+α安装
所以：
φ>α着陆-α安装-ψ
取φ=16°
③防后倒立角
防后倒立角的取值γ=φ+1~2°
取γ=17°
④前、主轮距b
原则：
1、前轮所承受的载荷为起飞重量6％～20％（最佳值8％～15％）
2、b=（0.3-0.4）L机身
3、要与防后倒立角相协调
取前轮承受5%的重量，主轮承受95%的重量
b=0.4L机身=7.13m；a=95%b=6.77m；c=5%b=0.36m；
⑤起落架高度h
原则：
1、根据防后倒立角和着地角；
2、在机体上安装和收藏位置的需要；
h=c/tan=0.36/tan17°=1.18m;
⑥起落架宽度B
飞机滑行时急剧转弯有侧翻趋势，最小的主轮距应该满足不致使飞机侧向翻倒的要求。
防侧翻角θ一般不大于55度。
主轮距要与机翼或机身的连接件和收藏空间协调。
⑦防侧翻角θ
防侧翻角θ一般不大于55度。
取θ=50°；
⑧机轮布置
⑨轮胎数目与尺寸
主起落架Dtxbt27.6inx9.3in2个
前起落架Dtxbt17inx5.5in2个
9、重量估计
1、机身重量
Lf－机身长度（m）；
Bf－机身最大宽度（m）；
Hf－机身最大高度（m）；
C2－增压机身系数，对于客机取0.79；
p－客舱外压差，单位是巴（bar），典型值0.58。
Mfus=1171kg
2、机翼重量
（1）理想的基本结构重量MIPS
r为考虑惯性卸载影响的因子，计算公式为：
机翼上未安装发动机
（2）修正系数
由非理想结构带来的惩罚修正系数和次级机翼结构带来的修正系数的总和为Cx。
（3）机身对机翼影响
考虑到机翼结构穿过机身结构，当机身变宽时机翼重量会加重。
引入系数Cy：
（4）机翼总重
3、尾翼重量
水平尾翼的重量：
垂直尾翼的重量：
VD－设计俯冲速度，客机的典型值为200m
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