(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；

=1。35，多发螺旋桨飞机；

——发动机重量，303lb=137。44kg;

——发动机起飞总功率，264.6kW;

代入数据，计算得动力装置重量：。

1.7固定设备重量

1.7.1飞机操纵系统重量

采用Cessna方法

非复式操纵：

——起飞重量，1684 kg；

代入数据，计算得飞机操作系统重量。

1.7.2液压、气压系统重量

采用Torenbeek方法

助力器操纵：

——交付空机重量，983。57kg

代入数据，计算得液压、气压系统重量:

1.7.3仪表和通信导航设备重量

采用Torenbeek方法

实用类螺旋桨飞机:

按仪表飞行规则(IFR)：

——发动机台数，2;

——起飞重量，1684 kg；

代入数据，计算得仪表和通信导航设备重量：。

1.7.4电气系统重量

采用Cessna方法

——起飞重量，1684 kg；

代入数据，计算得电气系统重量。

1.7.5环控和防冰除冰系统重量

采用USAF方法

——起飞重量，1684 kg；

——旅客数量，3人

-—空勤组人员,1人

——仪表和通信导航设备重量，33。74kg

--设计俯冲马赫数，0。25

代入数据，计算得环控和防冰除冰系统重量：.

1.7.6氧气系统重量

采用Torenbeek方法

飞行高度7600m以下：

—-旅客数量,3人

代入数据，计算得氧气系统重量

1.7.7内设重量(座椅设备和装饰重量）

采用Cessna方法

——旅客数量,3人

——空勤组人员，1人

——起飞重量，1684 kg;

代入数据，计算得内设重量

综上，固定设备重量：

1.8使用项目

1.8.1空勤组重量

1.8.2应急设备重量

-—旅客数量，3人

——空勤组人员，1人

代入数据,计算得应急设备重量

1.9飞机主要重量表

飞机主要重量表

飞机各部分重量数值/kg占最大起飞重量比重使用空重比重机身重量126。567。49％11.66%

机翼重量104.886。20%9.67%

平尾重量24.30 1.44%2。24％

垂尾重量16。480.97%1。52％发动机短舱重量51.60 3.05% 4.76%主起落架重量62.65 3.71％ 5.77％前起落架重量51.723。06%4。77%动力装置重量237.7014。06%21。91%固定设备重量305。5518。07％28。16%

基本空重981。4458。05%90。45％

使用项目103.60 6.13％9。55%使用空重1085。0464.18%100。00%有效载荷27015。97％

零燃油空重1355。0480.14%

燃油重量335。719.86%

起飞重量1690.74100。00%

2.飞机重心计算

2.1机翼重心

机翼平均气动弦位置有如下图关系。

则:

设机翼平均气动弦前缘点距距机头位置为，则可算出机翼翼根前缘位置为：机翼重心如图所示：

则机翼重心为:

=

2.2尾翼重心计算

尾翼重心位置有如图关系:

2.2.1平尾重心计算

平尾平均气动弦长位置为：

依据尾力臂,可以确定平尾翼根前缘点距机头距离为：则平尾重心为：

2.2.2垂尾重心计算

垂尾平均气动弦长位置为：

依据尾力臂，可以确定垂尾翼根前缘点距机头距离为：则垂尾重心为：

2.3机身重心计算

对于螺浆双发拉进式飞机可以取0.38～0。40

2.4起落架重心计算

假设起落架重心与全机重心重合。即:

2.5动力装置重心计算

注：此处动力装置包含发动机短舱

对于双发翼吊布局飞机，发动机短舱展向安装位置一般位于33％～38%的半展长处。可取35％半展长位置。取其重心为短舱的中心处,距机翼前缘0.73m。

则发动机重心为：

2.6固定设备重心计算

假设固定设备重心与全机重心重合。即：

2.7燃油重心计算

燃油全部装在机翼，所以可以假设燃油重心与机翼重心重合

即：

2.8有效载荷和使用项目重心计算

后座布置在重心处，行李放在座位下，即认为后座载荷与重心重合，即

前座距后座重心45。1英寸，即1。145m 。则前座重心为。应急设备放置在重心处，即

2.9全机重心计算

全机重心表

重心位置

对机头力矩/kg。m

部件重量/kg

X/m

机身126。56 3.315419.5464

104。88Xa+63。

机翼104。88 Xa+0.5997

896536

平尾24.30 Xa+5.29524。3Xa+128。6685

16。48Xa+79。

垂尾16.48 Xa+4。8277

560496

起落架114。37Xg114.37Xg

动力装置289。3Xa+0。7925289.3Xa+229。

27025

固定设备305。55Xg305。55Xg

335。7Xa+201。

燃油重心335.7Xa+0。5997

31929

前座载荷190Xg—1.145190Xg—217.55

后座载荷180Xg180Xg

应急设备 3.60 Xg3。6Xg

合力矩903.711472+770.66Xa+793.52Xg

总重量1690.74 Xg1690.74Xg

基本空重981。44 Xgo981。44Xgo

920。

基本空重时合力矩

942182+434.96Xa+419.92Xg

则可知按最大起飞重量计算时:

根据统计规律，对于翼吊布局飞机，重心大约在25%的平均气动弦长处左右：

解两式得，最大起飞重量时重心位置：

机翼平均气动弦前缘点距距机头位置：

按基本空重计算时：

计算得基本空重时重心位置：

3.气动特性分析

3.1全机零升迎角升力系数计算

3.1.1翼身组合体升力线斜率

公式：

—-翼身干扰因子，由下式确定:

-—机翼升力线斜率，

——机身当量直径，1。64m；

b——机翼翼展,13。27m;

则翼身组合体升力线斜率：；

3.1.2机翼零升迎角

-—翼型零升迎角，—1°；

-—每度扭转角引起的零升迎角增量；

--机翼扭转角，0°；

——压缩性修正因子，1 ；

则机翼零升迎角:

3.1.3全机零升迎角升力系数

—-翼身组合体的零迎角升力系数，由下面公式确定

——若以机翼弦线为基准取迎角,则；

——机翼零升迎角,-1°；

--翼身组合体升力线斜率，；

——平尾升力线斜率，计算方法同机翼，4.1888 -—平尾面积，2.28；

S-—机翼面积，16；

——若以机翼弦线为基准取迎角，则；

——飞机零迎角时平尾处的下洗角，在襟翼收上状态,则：

3.2全机升力线斜率计算

3.2.1机翼升力线斜率

因子：

ζ——校正常数，通常取值为3。2；—-飞机机身的最大宽度，1。6m；

b --机翼的展长，13.27m;

-—外漏机翼的平面面积：

-—全部机翼面积，16 ；

外漏机翼的平面面积计算

则

3.2.2全机升力线斜率计算

公式：

则全机升力线斜率：

(完整word版)飞机总体课程设计3.3全机零升迎角

计算公式：

3.4全机最大升力系数

3.4.1机翼最大升力系数

翼型最大升力系数

机翼最大升力系数计算公式

-—查图6—23，途中的前缘锐度

参数指顺流向翼剖面的

值,，则取0。89；

-—M数修正量，前缘后掠角

，查图6—25得;

则机翼最大升力系数：

3.4.2全机最大升力系数计算公式：

后面几项近似认为0，则

3.5增升装置对升力的影响

3.5.1后缘襟翼产生的升力增量

后缘襟翼翼型最大升力系数增量公式:

——襟翼引起的翼型最大升力系数基本增量，见图6—56 —D线，1.18；—-襟翼弦长修正因子，由图6—57给出,取；

——襟翼偏角修正因子，由图6-58给出，取；

——襟翼运动影响修正因子，对于开裂襟翼或简单襟翼取；

则