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1、喷气式公务机设计、拟定飞机的设计要求 有效载荷：48人，75kg /人行李20 kg /人飞行性能要求：最大巡航速度:Vmax=800km/h最大航程:Lmax=3500km起飞距离:小于1400m着陆速度:小于 270km/h、方案设计思想围绕安全、舒适的主题，在保证性能指标的条件下，我们选择常规布 局，下单翼，超临界翼型，双发发动机。选用超临界翼型的好处是有利于 防止出现激波和减小附面层分离的程度，进而提高临界马赫数，还有利于 减轻飞机的结构重量，同时改善低速飞行的性能。在座舱布置方面，我们 适当增大了座舱的容积，使得座与座的距离增大，给乘客以舒适、宽敞的 感觉。三、选定方案(1 )具体方
2、案布局形式：常规布局发动机形式：涡扇双发(法国透博梅卡公司研制的阿斯泰方2发动机)机翼布局：下单翼、后掠 起落架的形式：前三点式尾翼布局：T形平翼、单垂尾（2 ）方案选择的原因 发动机形式选择的原因：主要考虑对飞机的驾驶比较容易，噪声小，符合 易操纵性和舒适性的要求；机翼布局选择的原因：我们的最大巡航速度是800km/h，大约是0.65马赫数，处在跨音速之间，所以，我们采用后掠翼， 后掠角12，超临界翼型，这样有利于提高临界马赫 数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。下单翼 便于安装起落架，且不挡住发动机的进气； 起落架的选择：与后三点式相比，前三点式起落架在起飞滑跑、着陆和着陆滑跑时驾驶技术
3、比较简单且飞行员座舱的视 界较好；尾翼选择的原因：常规式，T形平尾，单垂尾能避免发动机尾喷气流 达到平尾上，避免机翼下洗气流和螺旋桨滑流的影 响，且外形美观。四、主要设计参数表1飞机总体参数起飞重量Wto（ kg）5979.6使用空重Woe（ kg）4088.6空重WE （ kg）3878.7装载重量Wpl （ kg）475机组人员重量Wcrew（ kg）180最大升力系数Gmax1.6零升阻力系数Cdo0.015推重比一0.24W翼载 W ( 9.8 N / m2)420.26S表2机翼参数机翼面积，S （ m2）11.7展长（m）8展弦比，A5.4后掠角，（）12相对厚度，%12%翼型超临
4、界翼型根梢比，0.5安装角，iw （）3扭转角（负），t（）5上反角， w（）3表3机身参数长度，If （m）21直径，df （ m）3最大横截面积，SMf （ m）7.1机身长细比，kf7头部长细比，kfh1.5尾部长细比，kft2飞机总体参数设计各成员报告一、起飞重量Wto的估算(任晓雪负责)(1 )确定任务装载重量Wpl选定乘员5人、驾驶员1人、乘务人员1人飞机装载重量 Wpl (75 5+20 5)9.8=4655N机组人员重量 Wcrew (80 2+10 2)9.8=1764N(2) 初估起飞重量起始重量设为72000N(3) 确定任务燃油重量Wf几卡fit务輩齋油忧例的担验故事J
5、F丰”豪机柑行老陆梢忏、去车1I""|fl9. MtQ.WB0,欣Q-翊P炭螺銘菜飞机罠朗0 W7Q.9920.W3Q.991冽岌H(篁幫屯机0.9W0,W6Q财0,W20,992农亚飞机0.W5a胱仇斓0.9W删0,990Q»5o.»5fl.9800.9900.9W飞 flo.wo0.9950,潮0.W50 «30 995o.wo0 Wft0 »5 0.9®aw0.992D.KOO.WG0,側木机*水融两飞机0.9920血蹴A. MSo.woa.wo粗声说伺殖飞机0 9900 W50 »s0.920.W3我们取的
6、各任务段耗油比例为:幵车、暖机滑行起飞爬升巡航下降着陆、滑行、关车0.9900.9950.9950.9800.8630.9900.992则任务燃油系数为:mff 0.990 0.995 0.995 0.980 0.863 0.990 0.992 0.863任务余油按起飞重量的5%，任务中使用的燃油为：WFres 5% WTo任务燃油重量最终为WF （1 mff） WTo WFres（4）确定 Woe 的试探值：WoEtent WToguess W，Wp.（5 ）求 We 得试探值：WEtent WoEtent Wo WCrew（其中Wtfo大约是的0.5%或更多，这里取 0.5%）（6 ）按进
7、行迭代其中，一一空机重量系数，参考民机手册，我们按计算空机重量系数。喷气公务机的A=0.2678 ，B=0.9979经过六次迭代，当 WTo 58600N时，误差为0.328%0.5%，所以起飞重量为58600N。二、推重比、翼载的计算 （吴国军负责）（1 ）查课本表2.2最大升力系数典型值，公务机的最大升力系数Cl max在1.41.8，这里取1.6，零升阻力系数Cd。取0.015 o（2）计算推重比W根据课本的表2.7推重比与最大马赫数的关系T/Wto a?MamaxC取 a=0.267，c=0.363，Mamax 0.65，计算得推重比为 0.24（3 ）确定翼载WSa）根据失速速度确定
8、翼载其中,1.112kg/m3, Vs 200km / h , CLmax1.6计算得，即是b）根据航程确定翼载W 12V . AeCDo/3S 2其中， 1.112kg/m3 , V 500km / h , A 10 , e 0.8 , CDo 0.015计算得，即是翼载W取两者中的最大值，故 。S三、机翼设计（杨玖月、朱金义负责）（1 ）机翼布局我们采用后掠翼，后掠角12，下单翼，便于安装起落架，且不挡住发动机的进气；（2 ）机翼面积的计算利用翼载二W/S可以求得，机翼面积 S=11.7平方米（3 ）选择翼型我们设计的喷气式公务机考虑经济性，以加强市场竞争中的优势，选择特定的超临界翼型。这
9、样有利于提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。（4）确定展弦比A机翼的几何展弦比是无量纲量，由下式确定：A b2/S其中，b是机翼的翼展，b=8m，计算得A=5.4（5）确定机翼相对厚度机翼相对厚度10%-15% ，我们取12%（6）确定根梢比0.5（7）确定后掠角、安装角、上反角后掠角12安装角 iw 3扭转角（负）t 5上反角 w 3（8）后缘襟翼和前缘襟翼一般都是和翼型配套使用，因此，在选定翼型后我们可以直接选择相应的后缘襟翼和前缘襟翼。四、机身设计（刘先林、刘明敏负责）（1）机身横截面的形状我们选择圆形横截面，它能在截面积一定时保证最小周长，或者在 容积一定时保证面积最小，
10、因而摩擦阻力也是最小。圆形截面对于 承受密封载荷也是有利的，从而保证了最小结构质量。（2 ）机身参数的确定查表 3.2 （课本 92 页）得：kf=7、kfh=1.5、kft=2选的机身横截面为圆形，假设直径df=3m，由kf=lf/df得：lf=21m,最大横截面积SMf 7.1m2，机身容积V 0.2 df3kf118.8m3机身表面积 Sf=2.85l f , SMf =159.5m 3飞机头部长度lfh=k fhdf=4.5m飞机尾部长度Ift =k ftd f=6m飞机座舱长度 lz=lf-lfh-Ift =10.5m舱位级别：I级豪华级座椅宽度a=700mm、过道宽度 b=500m
11、m扶手与侧壁间距，取值Csw=75mm客舱装饰层厚度Ttp,取值35mm两排座椅纵向间距1080mm飞机壁厚：Hfw85mm飞机座舱净高度h=2.35m 擦地角 =25 o五、尾翼设计 (原斌、张杰负责)(1 )尾翼布局尾翼选择的是常规式，T形平尾，单垂尾，这样能避免发动机 尾喷气流达到平尾上，避免机翼下洗气流和螺旋桨滑流的影响， 且外形美观。(2) 确定几何参数1. 尾翼力臂约为机身长度的 45%50%，xh 21 45% 9.45mX 21 46% 9.51m2. 尾翼面积Shkh Sc / XhSv kvSb/Xv其中，S 11.7m2，c 1.46，b 8m对于T形尾翼，立尾容量系数由
12、于板端效率可减少5%，平尾由于无扰动气流可减小5%，故kh (1 5%) 1.00 0.95kv (1 5%) 0.09 0.0855代入计算得：Sh 1.71m2， & 0.84m23. 确定平尾参数展弦比：平尾0.5，垂尾0.8尖削比：平尾0.4，垂尾0.8后掠角：平尾75，垂尾50六、起落架设计(魏旭杰、杨帅负责)(1) 起落架的布置选择前三点式起落架，与后三点式相比，前三点式起落架在起 飞滑跑、着陆和着陆滑跑时驾驶技术比较简单且飞行员座舱的 视界较好。主起落架安装在机翼后梁下面，收向机身，前起落架向 后收入机身部分。(2) 起落架的机轮数目选取主起落架各为一个主轮，前起落架为一
13、个前轮1. 纵向轮距：b (0.30.4)?Lf 6.38.4m2. 前轮伸出量：a (0.94 0.88)* b (0.94 0.88)*7 (6.586.16)m3. 主轮伸出量：e b a 7 6.5 0.5me 0.54. 轮距 B： ho 1.9mtantan15B 2h 3.8m5. 防倒立角的选取标准：(1 )不能过小，否则会发生尾部倒立事件;(2)不能过大，使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时前 轮抬起困难，使起飞滑跑距离过大，我们选取15度。6. 主轮伸出角选取大小一般比防倒立角大12度，我们选取16度7. 停机角卫视起飞距离尽可能短，我们选取2度起落架相关尺寸图如下:
14、七、推进系统设计(楚帅领负责)(1)设计设计具体参数总质量5979.6kg最大升力系数1.6展弦比5.4机翼面积11.7 m2巡航速度800km/h机在飞(2 )飞行速度大于0.6Ma时涡扇发动机的效率要高于涡轮螺旋桨发动机。题目中给出的巡航速度为 800km/h 7.65Ma，所以综合经济效益与安全性的要求拟采用涡扇双发。(3) 根据推重比的统计值 =0.24 , W=58600NWe1得 T= W "14650N4因为是采用双发结构，故只需每台发动机提供T/2的推力,T "7.325KN 比对现有各国民用小型我扇发动机，选定由法国透博梅卡公司研制的阿斯泰方2发动机，该发
15、动机参数如下：直径625mm推重比3.92长度1900mm总压比8.5起飞推力765kg质量195 kg起飞推力7.5KN涵道比7起飞油耗0.38kg/N*h空气流量3.35kg/s(4)进气道的设计进口面积表达式为：Fbx =VBX = V VbxVbx =0.30.7吊舱式进气道选用较大的Vbx，在此选取Vbx =0.6， BX由专门的气体动力函数确定，Bx=1.21kg/ m3计算得：Fbx =7.11代入数据得Dbx=1.46Dbh =0.625Dbx =Dmax =0.8125Dbx =1.2Dmax 1.2 1 .3 DBH进气道最外层与进气道轴线之间的夹角27.5bx 22为保证气流平滑流动进气道进气口半圆曲率半径,rmax0.04 0.05、Fbx 0.133。