中型公务机总体设计报告

飞机总体设计报告中型固定翼公务机设计报告小组成员：011110308张泽011110313徐可011110315尹建浩011110320张权011110325杨根飞机设计要求课题：八座中型固定翼豪华公务机总体设计关键词：安全、舒适有效载重：–旅客8名，行李20kg/人。机组人员2名，共计承载950kg。飞行性能：–巡航速度：0.75M–最大航程：4000km–起飞距离：1200m–进场速度：70m/s飞机总体布局1.同级类似飞机部分参考资料飞机型号载荷（kg）起飞重量（kg)巡航速度（km/h)航程（km)飞鸿30091282078003346奖状XLS104391637973441里尔40XR970952586032082.确定飞机构型1）正常式T型平尾，单垂尾正常式布局与鸭式布局对比优点缺点正常式布局1.技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。2.保证飞机具有良好的亚、跨音速气动特性。1.机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大。鸭式布局1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.在相同的跑道距离上，鸭翼布局比常规布局滑跑距离更少1.鸭翼在大迎角时诱导阻力较大，其失速也早于机翼。2.而且鸭翼的涡流可能导致飞机纵向和横侧的不稳定性增大。T平尾的优缺点优点缺点T平尾1.避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：a.减小尾翼振动；b.减小尾翼结构疲劳；c.避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化2.利用端板效应，气动效率增加，垂尾的面积可适当减小3.“失速”警告（安全因素）4.外形美观（市场因素）1.增加垂尾的结构重量2.接近“失速”时平尾可能失效。2)机翼：后掠翼，下单翼巡航速度为0.75M之间，处在跨音速之间，所以，我们采用小展弦比的后掠翼，后掠角大约在25°左右，这样能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。3）两台涡轮风扇发动机尾吊考虑对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：前三点式，安装在机身上飞机三视图草图展示：主视图俯视图侧视图机身外形的初步设计客舱布置：头等舱标准8座，添加4张办公桌示例如下座椅排距：1.0m座椅宽度：0.59m过道宽度：0.5520m客舱布置如下客舱剖面如下飞机长径比设计参考标准：长径比低速M0.7高亚音速M0.8~0.9超音速M1.2身6~98~1310~20头1.2~2.01.7~2.64~6尾2~33~45~7喷气式公务机一般设计参考数据身=7~9.5尾=2.5~5fe（deg)=6~11本次公务机客舱布置最终设计参数头=1.5尾=3.0身=7.1fe（deg)=801.2d身m总长14.21m前机身3.02m中机身5.16m后机身6.03m上翘角6.25deg机身外形草图：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：186.1finalinitialWW157.0tocruisefuelfinaltocruiseofendtocruisefuel．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WW5Cruise157.0/toF5WW6Descent000.0/toF6WW7LandingandTaxiin003.0/toF7WW8ReserveFuel049.0/toF8WW总的燃油系数：229.0049.0003.0000.0157.0016.0002.0001.0001.0tofueltoF8toF7toF5toF4toF3toF2toF1tofuel．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值toW10,000lbs15,000lbs20,000lbsfuelW2290lbs3435lbs4580lbspayloadW2109lbs2109lbs2109lbsemptyavailW5601lbs9456lbs13311lbs重量关系图交点：(13923,8626)6．所以最终求得的重量数据：emptyW8626lbs3886kgfuelW3188lbs1436kgpayloadW2109lbs950kgtoW13923lbs6272kg二、推重比和翼载的初步确定取翼载荷W/S=350kg/2m,推重比T/W=3.5N/kg发动机选择根据设计参数，取W/S=400/m²，T/toW=3.5N/kg，toW=6272kg，综上，发动机推力=10.76km=2416lb根据飞行高度和速度确定发动机类型由设计巡航速度M=0.75，巡航高度=35000ft，故选择涡轮风扇发动机，此类发动机亚音速时不加力的耗油率较低，加力比较大，能适应各种类型的飞机。参考发动机型号：Thrust(lb)SFCDLegthWeightTFE73135000.5140”50”734JT15D30000.5528”61”630PW50030000.4427”75”765FJ44-223000.45621”40”445考虑到设计飞机的推力，及发动机本身质量、尺寸、耗油率、经济性等因素，选择发动机型号JT15D-5,具体参数如下：起飞推力1290daN最大连续推力1290daN推重比4.26~4.69直径686mm起飞耗油率0.562kg/(daN＊h)空气流量37.8kg/s涵道比2.0长度1600mm总压比12.6涡轮进口湿度1013°C质量291.5kg指标型号机翼外形初步设计一．翼型：后掠翼，超临界翼型W=L=qSCL------得CL=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的Cl等于三维机翼的CLCl=350*9.8╱0.5*0.388*(296.5*0.75)^2=0.36亚音速飞机的相对厚度多在10%至14%，选取10%超临界翼型NASASC(2)-0410超临界翼型二．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：公务机展弦比5.0~8.8，参考翼载荷及其他同类飞机，取AR=7。根据翼载荷求得机翼面积S=17.922mSlAR/2，则l=11.20m2.后掠角：25°影响如下图所示：3.梯形比：0.6~0.4，根据Prandtl机翼理论，当升力分布为椭圆形时，诱导阻力最小，当λ=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为0.4左右，所以取λ=0.44.机翼平均厚度：公务机平均相对厚度一般在10%~12%之间，取10%。后掠角与相对厚度对阻力发散马赫数的影响：5.机翼参数如下：面积S=17.92m2展长l=11.2m弦长=2.28m=0.91m气动弦长：=1.69m前缘后掠角与四分之一弦线后掠角的关系：）1/()1(tantan04/1ARAR，4/127.81°平均气动弦长到翼根距离)1/()21(*)6/(bY=2.40m6.机翼安装角：翼型迎角2°时CL=0.4818可取，iw=2°7.机翼扭转角：扭转角采用负扭转，公务机、喷气运输机负扭转角：0º~7º，取5º8.机翼上反角的确定：对于“T”平尾和下单翼布局，上反角为3º左右。亚音速后掠翼，下单翼，上反角为3º~7º。由于采用“T”平尾和下单翼布局，后掠翼，所以取上反角为3º。9.翼梢形状的选择：采用UPSWEPT翼梢小翼。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。10.内翼后缘扩展：无内翼后缘扩展。11.增升装置的选择：选取后缘双缝富勒襟翼。12.副翼外形的选择：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=0.30偏角δ副=28位置位于半展长的70%13.扰流板位置：扰流板位于后缘襟翼的前面。三．尾翼1.确定平尾容量和垂尾容量计算纵向/航向机身容量参数，查图得平尾和垂尾容量纵向机身容量参数：（2fusW）*（fusL）/wwCS=1.73平尾容量：0.864航向机身容量参数：(2fusH)*(fusL)/wwbS=0.315垂尾容量：0.0932.预估尾力臂的长度平尾尾力臂=50%X机身长度=7.1m垂尾尾力臂=90%X(tanX1/4)X0.5X机身长度=2.24m3.根据尾容量和尾力臂长度，计算平尾和垂尾的面积69.3/**平尾平尾平尾LSCASA2m33.8/**垂尾垂尾垂尾LSLAS2m4.确定平尾和垂尾的外形数据平尾：展弦比4.0梯形比0.40升降舵弦长0.35相对厚度0.07后掠角30垂尾：展弦比1.2梯形比0.70升降舵弦长0.30相对厚度0.07升降舵S/平尾S=0.30升降舵S=1.1072m方向舵S/垂尾S=0.15方向舵S=1.24952m发动机短舱初步布置发动机短舱初步设计由于所选发动机尺寸较小，因此选用混合式短舱结构。进气道唇口直径DIH37.8kg/s83.92lb/sDIH主整流罩最大高度，取主整流罩长度LC取核心发动机气流出口处整流罩直径DJ发动机短舱为尾吊布局考虑到机翼的下洗现象，进气道轴线应该与来流基本一致。取地面水平角为为减小发动机短舱、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。取短舱进气道唇口圆心到机身轴线的距离为1.8m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（尾部向内）偏一定角度。取短舱轴线与机身中线的夹角为