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：20kg
2.飞行性能指标
–巡航速度：M 0.78
–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-100 1）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-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100
45
878
4590
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=3.44m
3.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=22m
4.尾段长度确定
喷气式旅客机的l
fc / d
f
在1.8-4之间，取2.
尾段长度为：2*3.44=6.88m
5.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0.78Ma
2)重量的估算
()initial final
Breguet W Range
In a L W M C D
=根据航程方程：
假定C 为0.6，L/D 为17.6 则有：
Wfinal
Winitial =1.1
1
1(
)1()fuel cruise to final
fuel cruise
final to to
to
final
W W W W W W W W W =-=-=-
则：
to
W W fuelcruise
=1-1/1.1=0.091
35567124fuel F F F F F Fres
F F F to
to to to to to to to to to
W W W W W W W W W W W W W W W W W W W W =
++++++++ =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=23038lbs
Wto 80000 140000 200000
Wfuel 20640 36120 51600 Wpayload 23083 23083 23083 Wempty 36277
80797
125317
最大起飞重量121135lbs
使用空重70775.9 lbs
燃油重量16609.1 lbs
2.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3500 0ft （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
'
0.65
20.08(10.15)[10.28(10.063)]0~11N c c R
R M km σ=-++（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 ）
25000 6 26.5 4960 1.830 852
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 =9 5）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 S AR l
⋅==33.6m
()[]()
m C 33.54.016.334
.12521l S/2=+⨯⨯=+=λ根
m C 13.233.54.0C =⨯==根尖λ
()
()m C MAC root 41/13/22=+++=λλλ
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
,,()L Des L w L Des C C i C α
=⋅- 巡航时所需的升力系数 巡航的升力系数：
21
v 2
L
W
S C ρ=
425.0)5.29678.0(38.04300
222
2=⨯⨯⨯==
S v W C L ρ 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
L C 2απ=
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
△ C
lmax起飞 = 1.07 (C
lmax起飞
- C
Lmax
)
△ C
lmax着陆= 1.07 (C
lmax着陆
- C
Lmax
)
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
kg
AR c t bS AR c t m S m l 17072/)49.089.01(/4209
4.012.0/6.1256.3322=+-=====λλλ）（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/))((2
2
=⨯⨯=w w fusw fus c S L W
W fus 最大机身宽度 L fus 机身长 S W 机翼参考面积 C W 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V H =3.6x32%=1.152 2）平尾外形参数
H H
H H H H S l V S c V S S l c =
⨯：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V H =(S H L H )/(Sc) 代入数据：平尾面积S H = 31.3m 2
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0.35
2、垂尾
1）垂尾容量
096
.0)6.336.125/(4.3444.3/))((22
=⨯⨯=w w fusw fus b S L H
H f us 最大机身高度 L fu s 机身长度 S W 机翼参考面积 b W 机翼展长
根据 上图，垂尾容量Vv=0.07 2） 垂尾外形参数
w
v
v v b l S s V ⨯=
VV : 垂尾容量
SV : 垂尾面积 S ： 机翼面积 l V ： 垂尾力臂 bW ： 机翼翼展
垂尾 面积为：17.1m 2
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0.6 185.6 124 95.5
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=0.037W
a
+32.2.
M
H =1.21D
F
LC=[2.36D
F -0.01(D
F
M
MO
)2]
DFO=(0.00036μW
a
+5.84)2
DMG=（0.000475μW
a
+4.5）2
LAB=(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=1.62m MH=2.2m,LC=4.3m,DFO=1.5m,DMG=1.2m,DJ=1.0 LAB=1.4m
2、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14
3）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=1.2m
5）防侧翻角：一般不大于55°，定为50°
6）起落架高度：h=c/tanγ=4.48m
7）主轮距B：由几何关系就可算出主轮距B=8.2m
2、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y n =2.5,max n =1.5y n =3.75 2、机翼结构重量
其中： bref = 1.905
bs 为结构展长：
为37.07m G
G r s b b s w W S
W t b n b K W s
ref ⋅⋅⋅+
⋅⋅=30
.0max 75
.0)//(
)1(机翼2/1cos /χb b s =
S 为机翼面积125.42m ； g W 为零燃油重量43029kg
max n 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4999.9kg 3、尾翼结构重量 1）平尾结构
kg
l c t b S n W W A r to 9.534})/()/(){(034.0915.028.0033.0,584
.0813.0max =⋅⋅⋅⋅⋅=平平平平平尾
2）垂尾结构
kg COS S S l M S n W b Z W r H to h 9.278})()1()()/1()()()()/1{(19.0014
.1484.04/1363.01337.0217.0726
.0601
.0089.1365.0max 5.0=++⋅⋅⋅+⋅=--χλη垂
垂垂垂
垂垂垂
其中：S 平 — 平尾面积（ft 2
)； S 垂 — 垂尾面积（ft 2
)；
l 平 — 平尾尾力臂（ft)； l 垂 — 垂尾尾力臂（ft)； t r,平— 平尾根部最大厚度（ft)； b 平 — 平尾展长（ft)； t r,垂— 垂尾根部最大厚度（ft)； b 垂 — 垂尾展长（ft)；
4、机身结构重量
kg
S V K W G h b l D Wf f f t 7.45832
.1=⋅⋅=+机身
K wf = 0.23
V D — 设计俯冲速度（km/h ）
l t — 机翼根弦1/4处至平尾根弦1/4处之间的距离 b f — 机身最大宽度（m ）； S G — 机身壳体面积（m)；
对于增压客舱，增加8% 后机身安装发动机，增加4% 5、起落架装置重量 起落装置重量包括：
主结构（支柱和撑杆）
机轮、 刹车装置、 轮胎、 导管和冷气装置； 收放机构、阻尼器、操纵器件、机轮小车等。
kg W W to 2.219704.0=⋅=起落装置 6、控制面操纵系统的重量
kg kg W K W to SC 2.454)(768
.0)(3/2=⋅⋅=操纵
7、推进系统重量
推进系统重量包括：
发动机
安装发动机的结构 短舱
操纵发动机的附件（起动和控制系统等） 反推力装置 燃油系统
kg W W 4.35996.22496.16.1=⨯=⋅=发动机推进系统
8、固定设备重量 包括：
辅助动力装置（APU ） 仪表、 导航、 电子设备 液压、 冷气、 电气 装饰和设备 空调和防冰等
kg W W to 1.60448.5494611.011.0=⨯=⋅=固定设备
最大起飞重量为：47251.1kg ,与之前拟合的飞机重量接近
结构重量（机身、机翼、尾翼、起落架）：12594.6kg 占最大起飞重量的比重为：27%
9、重心估算
起落装置：与全机重心重合
动力装置：由发动机重心位置来确定 固定设备：与全机重心重合
燃油：根据油箱布置的位置，计算油箱的体积和重量，燃油密度ρ＝0.8g/cm 3 有效载荷：（乘客和行李、 货物或武器弹药），由载荷的布置来确定 10、重心定位
支线客机
专业设计创新实践报告题目支线客机的总体布置方案 专业名称 班级学号 学生姓名 指导教师 填表日期年月日
一、支线客机的历史背景和发展过程 支线客机通常是指100座以下的小型客机，一般设计座位为35～100座。主要用于承担局部地区短距离、小城市之间、大城市与小城市之间的旅客运输。支线航空是航空运输业的一个重要的组成部分。与主干线航班相对而言，支线航班单程航行距离较短。支线飞机是指座位数在50～110座左右，飞行距离在600～1200公里的小型客机。支线运输是指短距离、小城市之间的非主航线运行，支线飞行使用支线飞机比较经济。 支线客机按座位多少，形成不同的档次，主要有10座级（一般为8—9座）、20座级（15—21座，一般为19座）、30座级（28—40座）、50座级（40—65座）、80座级（70—85座）、100座级（90—110座）。各航空公司可以根据不同航线的距离和客源情况，选择最佳机型。 支线航空是1960年代才开始兴起的，但发展速度很快，特别是在美国1978年对民航运输业采取“放松管制”政策以后，发展更加迅速。20世纪70年代后期以来，支线运输有了很大发展，出现了多种专为支线运输研制的支线客机。20世纪80年代使用的支线客机大部采用涡轮螺旋桨发动机。航空运输呈不断增长的趋势，导致航线和机场拥挤问题日益突出，由于新建或扩建机场都受到用地紧张、保护环境等因素的限制，由于支线航空公司开辟了中小城市间的直接通航业务，使航段长度增加，旅行时间延长。使支线飞机研制出现大型化的趋势，越来越多地采用了100座左右的喷气式支线客机。在国际航空运输业中涡桨支线客机虽有生存空间但是喷气式客机已占据市场的主导地位。据美国联邦航空局统计，1978-1987年间美国支线客机的平均座位数从11.9个增加到20.1个，增长68.1%，到1999年将进一步加大到29.1个。另外，从全世界不同时期各类支线飞机的比例可看出支线飞机大型化的趋势。支线飞机全球主要制造商为加拿大庞巴迪公司和巴西航空工业公司。 美国的支线飞机 美国是当今支线航空最发达的地区，共有2000架左右的支线客机，其中大部分是涡轮螺桨飞机（占73.1%），其次是活塞式飞机（24.8%）、直升机
飞机结构设计
飞机结构设计 •相关推荐 飞机结构设计 飞机结构设计 南京航空航天大学飞机设计技术研究所 2005.9 一、本课程的特点 注重基础理论概念的实用化、感性化以及工程化注重综合运用知识概念权衡复杂问题分析，抓住主要矛盾寻找解决问题途径的基本设计理念大量工程结构实例的剖析注重培养自行分析、动手设计的主观能力以及工程实用化的实践能力 具体要求：注意定性分析，要求概念清楚；实践性强，要求常去机库观察实物；理性推理较差，要求认真上课。 二、基本内容和基本要求 内容：飞机的外载荷；飞机结构分析与设计基础不同类型飞机结构的分析；飞机结构的传力分析；飞机结构主要元构件设计原则； 内容要求： ①掌握飞机结构分析和设计的基本手段——传力分析；②能够正确解释飞机结构元件的布置；③能够正确地分析和设计飞机结构的主要元件。 第1章绪论 飞机结构设计将飞机构思变为飞机的技术过程；成功的结构设计离不开科学性与创造性；结构设计有其自身的原理和规律，不存在唯一正确答案，需要不断的探索和完善。 1.1 飞机结构设计在飞机设计中的位置 飞机功用及技术要求 空-空：军用空-地：截击、强击、轰炸. 战术技术要求运输：客运民用货运使用技术要求运动，…… 技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径，起飞着陆距离，载重/起飞重量，机动性指标（加速，最小盘旋，爬升），使用寿命；非定量要求：全天候，机场要求，维护要求；趋势：V ，Hmax ，载重，航程； 苏-30 阵风 F－117 第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗机)更着重强调同时具备隐身技术、超音速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近距起落和良好的维修性等性能。 由于各种飞机的用途和设计要求不同，会带来飞机气动布局和结构设计上的差别；飞机设计的基本概念、设计原理和设计方法是一致的；本课程将对典型结构型式进行分析的基础上，将主要介绍飞机设计的基本概念、设计原理和方法。 1.1.1飞机研制过程 技术要求 飞机设计过程 飞机制造过程 试飞定型 1．拟订技术要求通常可由飞机设计单位和订货单位协商后共同拟订出新飞机的战术技术要求或使用技术要求。 2．飞机设计过程飞机设计单位根据拟订好的飞机技术要求进行飞机设计。飞机设计一般分为两大部分：总体设计和结构设计。 3．飞机制造过程：飞机制造工厂根据飞机设计单位提供的设计图纸和技术资料进行试制。试制出来的新飞机即可投入全机强度、疲劳和损伤容限的验证试验和试飞。趋势：无图化制造 4．飞机的试飞、定 型过程在通过全机静强度试验、某些必要的疲劳、损伤容限的早期验证试验、起落架试验和全机各系统试验后进行试飞。 1.1.2 飞机结构设计的地位
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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
飞机总体设计复习提纲
一、填空题（每空2分，共30分） 1. 按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计，初步设计和详细设计。2飞机结构和刚度规范中，通常规定安全系数为 1.5 。 2. 3机翼的主要平面形状参数中的组合参数有展弦比，根梢比。4最重要的三个飞机总体设计参数是正常起飞重量，推重比，翼载荷。 3. 5武器的外挂方式包括（列举3种）机身外挂，机翼外挂，半埋式安装。6根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当总 压恢复高，出口畸变小，阻力低，工作稳定。7布置前三点式起落架时应该考虑的主要集合参数包括擦地角，防倒立角，防侧翻角， 轮距，主轮距。8飞机进气道设计主要包含三个性能参数，分别是进气道出口总压恢复，出口流场畸变，进气道阻力。9机翼常见的的增升" 装置包括：前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼。10发动机类型包括：活塞式发动机、涡轮螺旋桨、涡轮风扇、涡轮桨扇、冲压喷气、液体火箭发动机等。 4. 11飞机的燃油包括三部分，分别是任务燃油，备用燃油，死油。12起落架的布局形式有：前三点式、后三点式、四轮式、自行车式和小车____________________________ 5. 13起落架的结构型式：构架式，支柱套筒式，摇臂式14起落架刹车装置分为：弯块式刹车装置、胶 6. 15飞机的阻力包括：摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、诱导阻力、波阻。_ 16飞机的横侧操纵通常用副翼、襟副翼、扰流片、差动平尾来实现。 7. 17上反角可提高横向安定性，为避免横向安定性过大，大后掠翼飞机一般采用一定的下反角—18机翼扭转包括几何扭转和气动扭转，可以延缓翼梢气 流失速。19 一般来说，若采用涡轮风扇发动机，亚音速飞机采用高涵道比发动机，超音速飞机采用低涵道比发动机。20在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以中单翼的气动干扰最小,下单翼更适应民用航空运输飞机的要求。21飞机燃油箱通常有三种类型，包括整体油箱， 软油箱，独立油箱。22飞机的起飞重量一般情况下的组成包括乘员重量，装载重量，燃油重量，空机重量。23在结构耐久性设计中，结 构的设计使用寿命要小于结构的经济寿命。（图4.25）24机翼主要考虑的内力包括：垂直剪力Qn，垂直弯矩Mn，水平剪力Qh，水平弯矩Mh 和扭矩Mz。25每排座位不多于6个1条过道；每排7?12座2条过道；每排大于12座3条或3条以上过道。26应急出口分为四个等级，一对I型应急出口允许约45人使用，一对A型应急出口允许110人使用。27应急出口的数量和布置应便于旅客的迅速撤离，对于客座量大于44座的飞机，要求全部乘员能在90S内从飞机撤离至地面。28发动机进气系统的主要用途就是把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到压气机要求的进口速度。衡量进气道工作效率的重要参数是进气道出口总压恢复。29进气道的四种基本形式NACA平贴式进气道、皮托管式进气道，锥型进气道和二维斜板式进 气道。30燃油自动控制系统用来保证当飞机燃油消耗时飞机的重心保持在给定的范围内。31目前，寿命周期费用分析的方法主要有类比法、参数法和 工程估算法三种。 名词解释（每题5分，共20分） 升阻比 飞行器在飞行过程中，在同一迎角的升力与阻力的比值。其值与飞行器迎角、飞行速度等参数有关，此值愈大说明飞行器的空气动力性能愈好。对一般的飞 机而言，低速和亚音速飞机可达17?18，跨音速飞机可达10?12,马赫数为2的超声速飞机约为4?8 过载（载荷因数） 除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力之合力与当时飞机重量之比值，称为该方向上的过载（载荷因数）。 翼载 翼载是飞机重量与机翼参考面积的比值。其中飞机的重量多选择正常起飞重量。而机翼的面积则选择包含部分机身的机翼参考面积。翼载是决定飞机机动性能、爬升性能和起降性能的关键参数。 使用载荷（限制载荷）飞机使用中实际可能遇到的最大载荷。 设计载荷（极限载荷） 设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷。 机翼颤振 颤振是弹性体在气流中发生的不稳定振动现象。弹性结构在均匀气（或液）流中受到空气（或液体）动力、弹性力和惯性力的耦合作用而发生的大幅度振动。它可使飞行器结构破坏。 满应力法”机翼结构设计 是指机翼结构的工作应力of与机翼结构的许用应力［。相等的设计方法。 飞机前轮摆振 是指当飞机在起飞或着陆滑跑时，它的前轮有时会发生一种偏离其中立位置的剧烈的侧向摆动，轮胎和地面接触的部分相应地发生交变的变形。前轮的摆动 又导致前起落架支柱和前机身的晃动，剧烈时甚至形成整个机身从头部传至尾部的颤抖。浸润面积 飞机的外露表面积，可以看做把飞机浸入水中会变湿的那部分面积。 单位耗油率 燃油消耗率除以由此产生的推力。对于喷气发动机，SFC通常用每小时每磅推力所消耗的燃油磅数度量。 面积律：面积律是指为了使波阻最小，飞机所有部件的横截面积叠在一起的分布应该相当于一个最小阻力的当量旋成体（“Sear-Haack”体）横截面积的分布， 或分布曲线比较光滑而无不规则的变化。 涵道比：涡轮风扇发动机外涵流量与内涵流量之比称为涵道比。目前民用航空涡扇发动机的涵道比在 1 ~5的范围内。 结构重量系数： 飞机通常用结构重量系数来表示结构设计水平。 结构重量系效是用飞机结构重量与飞机正常起飞重量之比的百分比来表示。 副翼反效 当机翼扭转刚度较小，扭转变形较大时，将导致副翼效应部分甚至全部丧失，这就是副翼反效。 由于机翼的弹性，副翼产生的力矩作用在机翼上也会使机翼向与副翼偏转的相反方向变形扭转，改变机翼的攻角（迎角），从而在气动力的作用下产生一个与副翼产生的滚转力矩方向相反的力矩。 当飞行速度达到某一值时，操纵副翼产生的滚转力矩与机翼上气动力引起的弹性变形产生的力矩相互抵消，就会使副翼失效（即副翼效应为零），飞
(完整word版)飞机总体课程设计
1.重量估算与指标分配 以下计算过程的公式参照《飞机设计手册8》1.1机身重量估算 USFA方法 ——机身重量，kg -—起飞重量，1684 kg； ——设计过载,2； ——机身长度，8.5 m； ——机身最大宽度，1。9 m； ——机身最大高度，1。6 m; —-设计巡航速度(EAS），290 km/h; 此公式可用于速度550 km/h以下的飞机。代入数据,算得机身重量126。56kg。 1.2机翼重量计算 采用USFA方法
——机翼重量，kg ——机翼面积，16 ； ——机翼展弦比，11； ——机翼1/4弦线后掠角，4°；-—机翼根梢比,1.25； ——机翼最大相对厚度，15％； ——海平面最大平飞速度,300 km/h；代入数据，计算得机翼重量。 1.3尾翼重量计算 采用USFA方法 1.3.1水平尾翼 -—平尾面积,2.28 ； ——平尾力臂，； --平尾展长,；
—-平尾根部剖面最大厚度，0。0672 m；代入数据,计算得水平尾翼重量。 1.3.2垂直尾翼 ——垂尾面积，； ——垂尾展长，； —-垂尾根部剖面最大厚度，0。1899 m；代入数据，计算得垂直尾翼重量。 1.4发动机短舱重量 采用Torenbeek方法 多发活塞式发动机飞机: 汽缸水平对置发动机: -—发动机起飞总功率，264.6kW； N—-发动机的数量，2; 代入数据，计算得单发重量. 双发总重量为。
1.5 起落架重量 采用Torenbeek 方法 式中：=1，下单翼飞机；1。08,上单翼飞机。 其中 ， ， , 见下表 起落架重量计算系数表 飞机类别 A B C D 主 15.00.0330.0210前 5.40.04900主 9.10.0820.0190前 11.300.0240尾 4.100.0240主 18.10.1310.019 2.23E-05前 9.10.0820 2.97E-06 尾 2.3 0.31 起落架型式 喷气式教练机和行政飞机 收放式 固定式收放式其他民用飞机 可知主起落架：， ，,; 主起落架重量：62。65kg 。 前起落架:， ,，; 前起落架重量： kg 。 1.6 动力装置 采用Torenbeek 方法 螺旋桨飞机： =1.16，安装在机身上的拉进式单发螺旋桨飞机；
超轻型飞机总体设计
超轻型飞机总体设计 概述 超轻型飞机是各种类型的飞机中最轻便的一种。其重量通常在500千克以下，使用的发动机总功率在100马力以下。由于其高性能和独特的飞行特性，超轻型 飞机变得越来越受欢迎。 本文将介绍超轻型飞机的总体设计。包括结构设计、飞行控制系统、动力系统 和机身外形设计等方面。 结构设计 超轻型飞机的结构设计需要考虑材料、重量和强度等因素。为实现减重和增加 强度，常用的材料包括飞机级铝合金、碳纤维复合材料等。结构设计中还包括机翼、机身、水平尾翼、垂直尾翼、起落架等的设计。 为满足飞行控制和机身稳定性，超轻型飞机的结构设计需要保证机身前部的重量，同时尽量减小机身后部的重量。因此，在机翼和机身的交界处还需要考虑气动的影响。 飞行控制系统 超轻型飞机的飞行控制系统需要保证每个控制面都能够独立地完成其控制任务。一般来说，飞行控制系统包括副翼、升降舵和方向舵。 副翼用于控制机翼的滚转运动，升降舵用于控制机身的上下运动，方向舵用于 控制机身的航向。 在保证控制系统的基本功能下，还需要考虑空气动力学和质量平衡等因素，以 确保控制系统的稳定性和可靠性。 动力系统 超轻型飞机通常使用可靠性高的汽油发动机或涡轮增压发动机。这种发动机提 供了足够的动力，使超轻型飞机可以上升到适当的高度，同时保持合理的垂直速度。为了更好地实现轻量化，一些超轻型飞机还会使用电动机或蓄电池作为动力系统。 机身外形设计 超轻型飞机的外形设计需要考虑气动性能和视觉美感等方面。一般来说，其外 形应该是紧凑的、均匀的，且无尾翼设计。在外形设计中还需要考虑人体工程学和舒适性等因素。
为了提高机身的气动性能，超轻型飞机的机翼通常设计为高提升翼。此外，经过科学的气动设计和优化，机身外形具备了流线型和美观性。 总的来说，超轻型飞机的总体设计需要同时考虑材料、重量、强度、空气动力学和质量平衡等因素。只有在综合考虑所有因素的基础上，才能实现飞机结构和性能的完美匹配。
飞机总体设计概略
新飞机的研制分成五个阶段： (1)论证阶段、(2) 方案阶段、(3) 工程研制阶段、(4) 设计定型阶段、(5) 生产定型阶 段 论证阶段 任务：研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。 方案阶段 任务： 根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。 主要工作内容： ★确定飞机布局形式、总体设计参数 ★选定动力装置、主要系统方案及主要设备 ★机体主要结构材料和工艺分离面等 ★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图 ★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算 ★提出对各分系统的技术要求 ★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。 对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段 工程研制阶段 任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。 工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备设计定型阶段 新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。 调整试飞、鉴定试飞、定型试飞 在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进 战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。 提出战术技术要求的依据通常有四个方面： (1) 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想； (2) 空军在未来战争中的任务和战术使用原则； (3) 部队的使用经验和失败教训； (4) 技术上实现的可能性。 制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。 战术技术要求的具体内容为： (一) 使用要求 (二) 作战效能要求 (三) 主要性能指标要求，(四) 研制的主要地面试验(五) 飞行试验 干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机 满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。 满客航程在5000km以下的称为中/近程干线运输机，主要用于国内大城市之间的
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 - 0.8 M 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《2011 Purchase Planning Handbook》，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 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
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。
飞机CATIA_课程设计及毕业设计
飞机CATIA_课程设计及毕业设计 设计背景: 航空飞机是人类在现代高科技技术的基础上，在空中运输和军事作战方面的重要工具之一。随着人类社会的发展，飞机设计越来越注重如何提高飞机的安全性、效率和节能性。CATIA软件是现今广泛应用于飞机设计行业的CAD软件之一。因此，本课程设计以设计一款新型飞机为主题，以CATIA为主要工具，通过不断的实践和探索，提高学生在CAD（ 计算机辅助设计）软件领域的应用能力，培养学生的设计思想和创新意识。 设计目标： 1.（掌握CATIA软件的设计技术和基本操作方法； 2.（学会对飞机系统的构成和工作原理进行分析和研究； 3.（掌握飞机CAD设计过程中的相关技术，包括视图绘图、三维模型的建立、动力学模拟、结（构分析等； 4.（完成设计的思路构建，定型结构、产品设计、结构分析、多级装配等过程，并进行仿真分析和测试实验； 5.（完成一份高质量的毕业设计报告，并展示出来。 课程设计流程: 1.（课程设计的第一步是确定设计内容和思路，学生根据老师的指导，选择一个飞机设计题目，主要包括：飞机的外形设计、部件设计、系统设计和结构设计。 2.（学生通过课堂讲解和实验操作，掌握CATIA软件的设计技术和基本操作方法，在实验过程中注意记录每一个详细步骤和操作。 3.（在掌握CATIA基本操作的基础上，学生开始进行生成飞机CAD模型的设计工作，包括视图绘图、三维模型的建立、动力学模拟、结构分析等。 4.（设计过程中，学生需要进行定型结构、产品设计、结构分析、多级装配等过程，并进行仿真分析和测试实验。在设计过程中，学生需要与教师保持沟通和交流，及时解决设计中出现的问题。 5.（经过反复的实验操作和校准，学生完成了一份高质量的毕业设计报告，并展示出来。 总结：
飞机原理与构造课程设计
飞机原理与构造课程设计 一、课程设计背景 随着社会的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，已经成为人们出行的主要选择之一。了解飞机的原理与构造不仅是对技术人员的要求，也是对广大群众科学素质的要求。 本课程设计旨在帮助学生深入了解飞机的原理与构造，提升学生对航空技术的理解和掌握，为未来的工作和研究打下坚实基础。通过设计实践以增强学生的动手能力和实际应用水平。 二、课程设计目标 2.1 知识目标 1.掌握飞机构造，包括机翼、机身、发动机、起落架等； 2.熟悉飞机的三轴，包括横滚轴、俯仰轴和偏航轴的原理和作用； 3.熟悉飞行主要指标，包括速度、高度、迎角、滑行角等； 4.熟悉飞机飞行原理，包括升力、阻力、推力、重力等； 5.了解飞机的控制原理，包括副翼、升降舵、方向舵等。 2.2 技能目标 1.能够绘制飞机结构草图； 2.能够模拟飞机飞行； 3.能够根据要求设计并制作小型飞机模型； 4.能够设计飞机试飞方案。 2.3 态度目标 1.具备项目合作精神，能够与团队成员协作完成任务；
2.具备创新思维，能够从不同角度考虑问题； 3.具备实践动手能力和解决问题的能力。 三、课程设计内容 3.1 飞机构造与原理 1.飞机结构图解 2.飞机种类及特点 3.飞机三轴原理及作用 4.飞机航空力学原理 5.飞机控制原理与方法 3.2 飞机模拟与设计 1.飞行主要指标计算 2.飞行试飞方法与方案设计 3.飞机模拟仿真实验 4.飞机模型设计与制作 3.3 课程设计实践 1.飞机试飞实践 2.飞机模型制作实践 3.飞机模拟仿真实践 四、课程评价 根据学生的课程设计报告、设计方案及实践成果进行评价，具体评价标准如下： 1.课程设计分组、合作能力与领导能力； 2.课程设计报告的完成度和质量； 3.设计方案的可行性和完整性；
飞机结构设计课程设计
飞机结构设计课程设计 一、课程设计的目的与意义 飞机结构设计旨在通过对飞机的结构设计、热力学分析、材料工程、制造工艺等方面进行全面的学习，提高学生的结构设计和制造工艺水平，培养其解决问题的能力和探究精神。 本课程设计旨在通过实际设计过程，让学生深入了解飞机结构设计的全过程和工艺流程的各个环节，掌握专业技能，培养综合设计能力，同时提高学生的分析判断能力、实践操作能力及问题解决能力。 二、设计内容 本次课程设计要求学生设计一架小型飞行器的结构，并对其进行热力学分析，最终制造一个完整的模型。 1. 综合设计阶段 1.1 按照任务书的要求，完成飞行器的大致设计方案，包括机身轮廓设计、机翼设计、尾翼设计、机组布局等，并进行初步的气动特性分析。 1.2 根据初始方案，细化设计，并完成结构设计，包括机身骨架设计、翼肋设计、桁架设计、节点设计、连接设计等。 1.3 进行材料选择和力学计算，包括计算空气动力学、静力学和动力学，确定结构载荷并验证结构的强度和刚度。 1.4 优化设计方案，满足要求并减少结构重量。
2. 制造工艺阶段 2.1 根据设计图纸和参数进行制造工艺流程的制定，包括材料加工和装配过程的流程控制。 2.2 完成飞行器结构的手工制作，制作包括机身、机翼、尾翼、机组电子系统等。 2.3 完成电路布线、动力系统安装等工作。 3. 模型制作和测试阶段 3.1 将制作好的模型进行温度、强度、振动等方面的测试，评估其安全性。 3.2 对测试结果进行分析，发现问题并进行调整，保证模型的性能和可用性。 三、设计要求和评分标准 1. 设计要求 1.1 设计要求符合飞行器结构设计的一般规律和编制标准，体现出较高的设计水平。 1.2 设计过程必须严格按照事件流程和要求完成。 1.3 提供完整的设计资料和测试报告，资料规格、图形符合要求。 2. 评分标准 2.1 设计的合理程度和深度。 2.2 提供的技术资料的规范性和完整性。 2.3 设计和测试结果的准确性和可行性。 2.4 制作模型的质量和外观效果。
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机总体设计算例 任务要求：飞行高度:30-200m,飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ,最大过载1。7，任务载荷重量：0.5kg，背包式运输,发射方式：手抛式,回收方式：机腹着陆 设计过程： 1。布局形式及布局初步设计 无尾布局 【方法：参考已有同类无人机】 确定布局形式:主要是机翼、垂尾、动力、起落架等。(1）机翼 根据经验或同类飞机确定: 展弦比5.5-6，尖削比0。4-0。5，后掠角28°，下反角1.5°， 安装角2° 展弦比 【展弦比增大，升致阻力减小,升阻比增大】 【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效率降低】 【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】 尖削比 【尖削比影响升力展向分布,当展向升力分布接近椭圆时,
升致阻力最小，低速机翼一般取0.4-0。5】 后掠角 【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】 【后掠角增加,尾翼舵效增加】 【后掠角增加,纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】 下反角 【上反角增加,横向稳定性增加，下反角相反】 安装角 【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°,在以后的设计阶段,可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。】 机翼外型草图 （2)垂尾 垂尾形式:翼尖垂尾 尾空系数：Cvt=0。04/2=0。02 【双重尾】
（3）动力系统形式 电动无人机推进系统安装位置主要有:机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。下面研究各种布置形式对布局设计的影响. 动力形式优点缺点实例 机头拉进 式螺旋桨前方 进气稳定未 被干扰; 容易实现重 心位置设计; 手抛发射不 会对发射员 造成危害； 排气被机身 和机翼阻止， 影响动力系 统的效率； 回收降落时， 电动机和螺 旋桨容易触 地损坏 机尾推进 式 机头可以安 装任务设备； 螺旋桨也不 容易在着陆 时触地损坏； 对螺旋桨的 干扰较小; 重心配置在 设计重心点 非常困难； 单发翼前缘拉进式电动机不在 占用机头位 置; 以便在机头 安装任务设 备； 机身的阻力 会产生一个 较大的低头 力矩; 过高的机身 也增大的结 构重量，浸润
飞行器总体设计课程导引
飞行器总体设计课程导引 1. 课程介绍 ●本课程是飞行器设计专业学生的专业必修课，主要讲述飞机 总体设计的基本原理和方法。 ●系统工程的方法是其处理问题的理论基础，而大量的技术科 学如空气动力学、飞行力学、结构分析与设计、材料工程、 工程热力学、航空电子学、控制学等又构成其解决具体问题 的技术基础。飞行器总体设计的目的就是要将各个分系统（它 涉及各个技术学科）为实现系统的最佳功能而进行恰当的综 合。 ●体现工程设计的特点：为一定目的进行设计；为最好的实现 设计目的，需对各个分系统所涉及的技术问题进行全面的(技 术的、经济的)分析、探索，并在此基础上进行最佳的综合折 中。 ●工程设计：是指设计人员应用自然规律，通过分析、综合和 创造思维将设计要求(系统要求)转化为一组能完整描述系统 的参数(文档或图纸)的活动过程。 2. 教学内容 ●飞机设计阶段的划分和飞机设计的依据 ●飞机构形和发动机的选择 ●飞机主要参数的确定
●各部件外形设计 ●飞机的总体布置 ●飞机方案评估分析 ●飞机设计新技术 ●飞机总体设计实例 3. 教学目标 ●掌握飞机设计的一般过程和方法。 ●融汇贯通先修专业基础课程的知识：飞机总体设计将综合应用 空气动力学、飞行动力学、航空发动机原理、飞机结构力学、 飞机制造工艺等课程学到的知识。 ●提高综合分析、判断和决策能力：面对众多的设计方案中，经 过综合分析，作出决策和选择。 ●培养团队合作精神：每4~6个学生为一设计小组，分工协作， 共同完成资料收集和某飞机总体方案的初步设计工作。 ●培养制定计划、组织协调的能力：每个设计小组在14周内完 成一个飞机总体设计的初步工作，必须制定计划，分工合理， 协调每个学生的进度。 ●提高书面和口头表达能力：在本课程结束时，每个设计小组必 须提交设计报告，并面向全体同学汇报设计过程和设计方案。 4. 教材 ●李为吉主编，飞机总体设计，西北工业大学出版社，2005 5. 参考文献
第四章-飞机总体布置
1.飞机总体布置工作的具体任务 *对飞机内部各舱段的成品设备及各系统管路、电缆等的通路进展布置和协调 *重点对机身内部进展协调布置，以确定机身的最大横截面、机身总长度和总体积等，并根据调整重心的要求最后确定机身与机翼、尾翼、发动机等的位置关系*在总体布置的根底上对飞机的几何外形进展修形与完善 *对飞机的重量、重心位置进展校核 *在初步设计阶段完毕前，还应对飞机各舱段分区进展打样协调，据此进展全尺寸样机的设计和制造，通过评审后冻结飞机的技术状态 2.构造总体方案确定的原那么 *构造布局设计力求综合满足各种设计要求，构造传力合理，力求综合承载 *构造总体方案力求重量最轻 3.构造布局设计的主要工作内容 *根据飞机总体设计的安排，确定全机构造主要受力形式及传力方案，包括机翼、机身、尾翼和起落架构造布局形式确实定，其中最主要的是机翼与机身构造的总体布置形式 *分配构造重量指标 4.内部总体布置的主要内容 *机舱的布置 *发动机和进排气系统的布置 *燃油箱及其系统的布置 *武器装载的布置 *雷达及各种系统设备舱的布置 *操纵、电气、液压、冷气等各种系统的管路、电缆等的布置 *主要构造布置方面的考虑 5.飞机外形的内容 *机身外形 *机翼外形 *尾翼外形 *进气道内形 *需整流局部的部件外形 6.机身外形设计根本步骤 *根据总体布置草图，选定10个左右机身控制切面〔又称控制横截面、控制剖面〕典型的有：雷达天线切面、座舱切面、进气道进口切面、发动机进口切面...... *构造横截面外形 通常由圆弧、直线、二次曲线、样条曲线，或是由它们组成的组合曲线构成 要考虑到机身的纵向外形，要考虑到前后连接以至整个机身外形的形成 *控制站位处的控制横截面外形构成了整个机身外形的骨架，再在骨架上铺上光
飞机机动性和战斗性总体设计书
飞机机动性和战斗性总体设计书 第一章设计任务书 （1）主要设计目标：本机以四代战机为参照，为单座双发重型战机，具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点。 在9150米高度以M0.9作高过载机动时机翼不产生 抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能 力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器 设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲劳寿
命，安全系数为4，要做16000飞行小时的疲劳试 验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、 电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量34吨， 用于空战时在以27吨重量起飞时，最高速度能达到每小时1900千 米。其超音速巡航速度可达每小时1450千米，作战半径1100 千米，战 斗负荷可达6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好 结合。为确保分系统、成品、机载设备的可靠性，必 须采用已经批生产或预生产的，至少是经过试制验 证的；高空最大速度M2.35；采用远距的低可观测 性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现400公里外的目标， 能同时跟踪60个空中目标并打击其中的16个。 （2）目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击能力，突出强调高机动性、大活动半径、多 用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战 斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力。 机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、 盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有 矢量推力技术，不开后燃器下维持超音速巡航，匿 踪功能 （3）动力装置：发动机：2×Lyulka AL-41F 后燃 器，数位控制涡轮扇发动机 推力：每个9,800 kgf 后燃器推力:每个17,950 kgf * 向量推进：范围：-20°至+20°； 喷口转速度：30°/秒（上下左右4方向） （4）续航时间和航程：最大续航时间(空中加油) 15小时，(不作空中加油) 5小时15分，最大航程：5500千米，在不加油