飞机总体课程设计-110座支线飞机

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：20kg2.飞行性能指标–巡航速度：M0.78–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-1001）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）飞机型号有效载荷（t）起飞重量(kg)巡航速度(km/h)航程(km)CRJ-90010.236.58602778ARJ2111.243.69233700BAe14624.82554SSJ-100458784590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=3.44m3.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=22m4.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=6.88m5.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0.78Ma2)重量的估算()initialfinalBreguetWRangeInaLWMCD根据航程方程：假定C为0.6，L/D为17.6则有：WfinalWinitial=1.111()1()fuelcruisetofinalfuelcruisefinaltototofinal则：toWWfuelcruise=1-1/1.1=0.09135567124fuelFFFFFFresFFFtotototototototototo=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=23038lbsWto80000140000200000Wfuel206403612051600Wpayload230832308323083Wempty3627780797125317最大起飞重量121135lbs使用空重70775.9lbs燃油重量16609.1lbs2.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35000ft（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'0.6520.08(10.15)[10.28(10.063)]0~11NccRRMkm（飞行高度在）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）25000626.549601.830852六、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=95）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SARl=33.6mmC33.54.016.334.12521lS/2根mC13.233.54.0C根尖mCMACroot41/13/22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,,()LDesLwLDesCCiC巡航时所需的升力系数巡航的升力系数：21v2LWSC425.0)5.29678.0(38.043002222SvWCL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LC2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kgARctbSARctmSml17072/)49.089.01(/42094.012.0/6.1256.3322）（代入公式：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096.0)6.336.125/(4.3444.3/))((22wwfuswfuscSLWWfus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%=1.1522）平尾外形参数HHHHHHSlVScVSSlc：平尾容量：平尾面积：机翼面积：尾力臂：平均气动弦长尾力臂取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0.352、垂尾1）垂尾容量096.0)6.336.125/(4.3444.3/))((22wwfuswfusbSLHHfus最大机身高度Lfus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=0.072）垂尾外形参数wvvvblSsV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0.6185.612495.5八、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=0.037Wa+32.2.MH=1.21DFLC=[2.36DF-0.01(DFMMO)2]DFO=(0.00036Wa+5.84)2DMG=（0.000475Wa+4.5）2LAB=(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=1.62mMH=2.2m,LC=4.3m,DFO=1.5m,DMG=1.2m,DJ=1.0LAB=1.4m2、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143）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=1.2m5）防侧翻角：一般不大于55°，定为50°6）起落架高度：h=c/tanγ=4.48m7）主轮距B：由几何关系就可算出主轮距B=8.2m2、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yn=2.5,maxn=1.5yn=3.752、机翼结构重量其中：bref=1.905bs为结构展长：为37.07mGGrsbbswWSWtbnbKWsref30.0max75.0)//()1(机翼2/1cos/bbsS为机翼面积125.42m；gW为零燃油重量43029kgmaxn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%。机翼W为4999.9kg3、尾翼结构重量1）平尾结构kglctbSnWWArto9.534})/()/(){(034.0915.028.0033.0,584.0813.0max平平平平平尾2）垂尾结构kgCOSSSlMS