飞机总体设计大作业
飞机总体设计大报告
总体设计大作业目录一、方案设计思想------------------------------------------------------------------------------------ 61.1、设计背景----------------------------------------------------------------------------------- 61.2、设计理念----------------------------------------------------------------------------------- 71.3、设计要求----------------------------------------------------------------------------------- 8二、总体布局 ------------------------------------------------------------------------------------------ 8三、飞机主要总体参数确定--------------------------------------------------------------------- 143.1、初始重量估算 -------------------------------------------------------------------------- 143.1.1、飞机起飞总重的分类 ------------------------------------------------- 143.1.2、估算起飞总重的方法 ------------------------------------------------- 153.1.3、起飞总重的详细估算过程------------------------------------------- 16W-------- 163.1.3.1、确定任务装载重量W PL和机组人员重量crew3.1.3.2、猜测一个起飞总重W--------------------------------- 17TO guessW W -------------------------------------- 173.1.3.3、计算燃油系数/F TOW W -------------------------------------- 193.1.3.4、计算空重系数/E TO3.1.3.5、迭代公式 -------------------------------------------------------- 213.2、飞机升阻特性估算-------------------------------------------------------------------- 223.2.1、确定最大升力系数 ---------------------------------------------------- 223.2.2、确定零升阻力系数 ---------------------------------------------------- 233.2.3、确定升阻比 -------------------------------------------------------------- 263.3、飞机推重比和翼载荷的计算 ------------------------------------------------------- 263.3.1、推重比的确定 ----------------------------------------------------------- 273.3.1.1、根据统计经验值确定推重比------------------------------- 273.3.1.2、根据推重比与最大马赫数关系确定推重比 ----------- 273.3.1.3、根据保证平飞状态统计确定推重比 --------------------- 283.3.1.4、根据爬升性能确定推重比---------------------------------- 293.3.1.5、根据起飞滑跑距离的估算---------------------------------- 293.3.1.6、推重比的选择 -------------------------------------------------- 303.3.2、翼载的确定、 ----------------------------------------------------------- 303.3.2.1、根据统计规律 -------------------------------------------------- 303.3.2.2、根据失速速度的估算 ---------------------------------------- 303.3.2.3、根据起飞距离的估算 ---------------------------------------- 313.3.2.4、根据航程的估算----------------------------------------------- 313.3.2.5、根据航时的估算----------------------------------------------- 323.3.2.6、翼载的选择 ----------------------------------------------------- 33四、动力装置的选择和设计--------------------------------------------------------------------- 334.1、发动机的选择 -------------------------------------------------------------------------- 334.1.1、对发动机总的性能需求 ---------------------------------------------- 334.1.2、对发动机的各项需求 ------------------------------------------------- 334.1.3、具体发动机的确定 ---------------------------------------------------- 344.2、进气道的设计 -------------------------------------------------------------------------- 354.2.1、对进气道的要求-------------------------------------------------------- 354.2.2、亚音速进气道的基本形式------------------------------------------- 354.2.3、进气道主要参数的确定 ---------------------------------------------- 364.2.3.1、确定进口面积F BX --------------------------------------------- 364.2.3.2、确定进气口尺寸----------------------------------------------- 374.2.3.3、进口前缘的曲率半径 ---------------------------------------- 374.2.3.4、进气道最外层的流线与进气道轴线之间的夹角βBX384.2.3.5、管道的半扩展角α-------------------------------------------- 384.2.3.6、发动机短舱头部至圆柱部分的距离L------------------- 384.3、进气道和发动机的相容性 ---------------------------------------------------------- 384.4、尾喷管的设计 -------------------------------------------------------------------------- 394.4.1、尾喷管的功用及要求 ------------------------------------------------- 394.4.2、尾喷管基本形式的选择 ---------------------------------------------- 394.4.3、尾喷管面积的计算 ---------------------------------------------------- 40五、部件外形设计---------------------------------------------------------------------------------- 405.1、机翼设计--------------------------------------------------------------------------------- 405.1.1、几何参数确定 ----------------------------------------------------------- 405.1.2、机翼安装角，扭转角及上反角的选择--------------------------- 425.1.3、副翼、襟翼位置布置 ------------------------------------------------- 425.2、机身几何参数的计算和选择 ------------------------------------------------------- 435.2.1、机身长度初步估算： ------------------------------------------------- 435.2.2、机身长度的详细估算 ------------------------------------------------- 445.2.3、机身宽度的计算-------------------------------------------------------- 455.3、垂尾的几何设计以及参数计算---------------------------------------------------- 465.3.1、垂尾面积的确定-------------------------------------------------------- 465.3.2、垂尾几何参数的确定 ------------------------------------------------- 475.4、起落架几何参数的计算与选择---------------------------------------------------- 475.4.1、停机角Ψ： ------------------------------------------------------------- 485.4.2、防后倒立角Φ：------------------------------------------------------- 485.4.3、主轮伸出角γ：------------------------------------------------------- 485.4.4、纵向轮距b: -------------------------------------------------------------- 485.4.5、前轮伸出量a：--------------------------------------------------------- 485.4.6、主轮距B：--------------------------------------------------------------- 485.4.7、起落架轮胎的选择： ------------------------------------------------- 495.4.8、综述------------------------------------------------------------------------ 49六、机翼和尾翼翼型的选择--------------------------------------------------------------------- 496.1、机翼翼型的选择 ----------------------------------------------------------------------- 506.2、垂尾、竖直翼梢小翼翼型选择---------------------------------------------------- 51七、总体布置 ---------------------------------------------------------------------------------------- 517.1、发动机的布置 -------------------------------------------------------------------------- 527.2、驾驶舱的布局设计-------------------------------------------------------------------- 537.2.1、驾驶舱设计要求和原则 ---------------------------------------------- 537.2.2、驾驶舱布局设计-------------------------------------------------------- 537.3、燃油系统设计 -------------------------------------------------------------------------- 55八、飞机重量校验与飞机重心的计算-------------------------------------------------------- 568.1、飞机重量的校验 ----------------------------------------------------------------------- 568.1.1、起飞重量分类 ----------------------------------------------------------- 568.1.2、部件重量估算法-------------------------------------------------------- 568.1.2.1、机身 --------------------------------------------------------------- 578.1.2.2、机翼 --------------------------------------------------------------- 578.1.2.3、尾翼 --------------------------------------------------------------- 588.1.2.4、起落架------------------------------------------------------------ 598.1.2.5、控制面------------------------------------------------------------ 598.1.2.6、发动机短舱 ----------------------------------------------------- 598.1.2.7、动力系统 -------------------------------------------------------- 608.1.2.8、固定设备 -------------------------------------------------------- 608.1.2.9、空机质量 -------------------------------------------------------- 608.2、重心的估算 ----------------------------------------------------------------------------- 608.3、综述 --------------------------------------------------------------------------------------- 61九、气动特性分析---------------------------------------------------------------------------------- 629.1、C型机翼的气动特性分析----------------------------------------------------------- 629.1.1、竖直段几何参数影响 ------------------------------------------------- 629.1.1.1、竖直段高度影响----------------------------------------------- 639.1.1.2、竖直段尖削比影响-------------------------------------------- 639.1.1.3、竖直段前缘后掠角影响 ------------------------------------- 649.1.1.4、竖直段倾角影响----------------------------------------------- 659.1.2、水平段几何参数影响 ------------------------------------------------- 659.1.2.1、水平段长度影响----------------------------------------------- 659.1.2.2、水平段尖削比影响-------------------------------------------- 669.1.2.3、水平段前缘后掠角影响 ------------------------------------- 679.1.2.4、水平段上反角影响-------------------------------------------- 679.1.3、C型机翼气动性能概括----------------------------------------------- 689.2、升阻比的修正 -------------------------------------------------------------------------- 69十、飞机总体飞行性能参数计算 -------------------------------------------------------------- 6910.1、航程-------------------------------------------------------------------------------------- 6910.2、起飞失速速度------------------------------------------------------------------------- 6910.3、起飞滑跑距离------------------------------------------------------------------------- 6910.4、着陆失速速度------------------------------------------------------------------------- 7010.5、着陆滑跑距离------------------------------------------------------------------------- 7010.6、参数汇总 ------------------------------------------------------------------------------- 70十一、飞机操纵系统设计与分析 -------------------------------------------------------------- 7111.1、飞机操纵系统分析 ------------------------------------------------------------------ 7111.2、余度技术 ------------------------------------------------------------------------------- 7111.3、本飞机操纵系统设计 --------------------------------------------------------------- 73十二、经济性分析---------------------------------------------------------------------------------- 7412.1、使用成本分析------------------------------------------------------------------------- 7512.2、飞机价格 ------------------------------------------------------------------------------- 77十三、三视图、效果图 --------------------------------------------------------------------------- 7713.1、三视图 ---------------------------------------------------------------------------------- 7713.2、效果图 ---------------------------------------------------------------------------------- 78十四、参数汇总------------------------------------------------------------------------------------- 8114.1、几何参数 ------------------------------------------------------------------------------- 8114.2、设计参数 ------------------------------------------------------------------------------- 8114.3、重量数据 ------------------------------------------------------------------------------- 8214.4、性能参数 ------------------------------------------------------------------------------- 82一、方案设计思想1.1、设计背景近年来，由于出现航班延误、航班取消出现的冲突事件越来越多。
飞机总体设计基础 大作业
2016.11.30
1. 飞行器设计涉及的学科有哪些？
飞行器是由多个子系统组成的复杂大系统，从全局的观点来考虑飞行器的设计问题，它覆盖了诸多学科，是多个学科领域高新技术的高效整合体。
所涉及到的学科主要包括四大块：气动、结构、推进、控制。
其中每一个大的学科又分为多个子学科。
气动设计：空气动力学、
力学学科：结构力学，空气动力学，材料力学，热力学
电磁学：航电系统
工业设计：
管理学
2. 多目标优化方法有哪些？并说明。
3. 飞行器总体设计中多学科设计优化的应用，举例说明。
首先阐述飞行器总体设计中多学科设计优化的概念。
飞行器总体设计涵盖了多个学科专业，包含大量的设计变量、状态变量、约束方程以及学科专业之间的相互影响，是一个典型的复杂系统。
复杂系统设计面临模型、信息交换、计算和组织复杂性等很多困难，因此必须利用各学科专门的技术手段来设计。
优化设计理论与这些专门技术的结合就构成了多学科设计优化的主要内容。
查文献：《飞行器总体不确定性多学科设计优化研究》国防科学技术大学姚雯导师：陈小前。
简单飞行器设计大作业
简单飞行器设计大作业
**一、设计目标**
本次设计的目标是设计一个简单的飞行器，能够在空中稳定飞行，并具备一定的操控性能。
**二、设计要求**
1. 飞行器能够安全起飞和降落。
2. 具备简单的航向控制能力。
3. 能够在空中稳定飞行一段时间。
**三、设计方案**
1. 飞行器整体采用轻量化材料制作，以减小重量，提高飞行效率。
2. 采用电动马达作为动力源，驱动螺旋桨产生升力。
3. 飞行器的控制系统采用遥控器进行控制，通过调整马达的转速实现飞行器的升降和航向控制。
**四、技术实现**
1. 选择合适的材料制作飞行器的机架和外壳。
2. 安装电动马达和螺旋桨，并进行动力系统的调试。
3. 设计并制作遥控器，实现对飞行器的远程控制。
4. 进行飞行测试，对飞行器的性能进行评估和优化。
**五、总结与展望**
通过本次简单飞行器设计大作业，我们初步掌握了飞行器设计的基本流程和方法。
在未来的工作中，可以进一步优化飞行器的设计，提高其性能和可靠性，为实际应用提供更好的解决方案。
以上示例仅供参考，你可以根据具体的设计要求和实际情况进行修改和完善。
飞机总体设计课程设计汇总
飞机总体设计需要关注环保和可持续发展，如降低油耗、减少排放等，以 符合全球航空工业的发展趋势。
感谢观看
汇报人：
05
飞机总体设计课程设计的展望和发展趋势
飞机总体设计课程设计的未来发展方向
数字化设计：利用计算机辅助设计（CAD）、虚拟现实（VR）等技术 进行飞机设计
绿色环保：注重飞机的环保性能，如降低油耗、减少排放等
智能化设计：利用人工智能（AI）、大数据等技术进行飞机设计，提高 设计效率和质量
复合材料应用：采用复合材料制造飞机，提高飞机性能和寿命
案例二：某型军用运输机总体设计
设计背景：某国空军需要一款新型军用运输机
设计目标：满足运输任务需求，提高运输效率
设计过程：包括需求分析、方案设计、详细设计、试验验证等 设计成果：某型军用运输机总体设计方案，包括气动布局、结构设计、系 统配置等
案例三：某型公务机总体设计
设计目标：满足公务机市场需求，提高舒适性和效率 设计特点：采用先进气动布局，提高飞行性能 设计难点：优化结构设计，降低重量和成本 设计成果：成功完成设计，获得市场认可
课程设计的评价Biblioteka 准和方法评价标准：包括设 计质量、创新性、 实用性等方面
评价方法：采用专 家评审、同行评审、 学生自评等方式
评价内容：包括设 计方案、设计报告、 设计演示等方面
评价结果：给出综 合评价结果，包括 优秀、良好、合格、 不合格等等级
03
飞机总体设计课程设计实践
飞机总体设计的基本原则和方法
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飞机总体设计课程设计汇
总
汇报人：
飞机总体大作业——四代机设计方案2
取,0025.0=feC S 浸湿/S 参考=3.2参考浸湿S S C C feD =0=0.0025×3.2=0.00820201LD L D D C Ae C KC C C π+=+=其中：C D0 为零升阻力(废阻力)系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力因子，A 为机翼展弦比，e 为奥斯瓦尔德效率因子。
3.2,1==A Ae K π其中0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1LE e A =-Λ-=4.61（1-0.045×2.30.68）（cos42°）0.15-3.1＝0.9596 亚音速下（L/D ）max =0.5(πAe/C D0)0.5=14.72．6推重比的确定T/W 直接影响飞机的性能。
一架飞机的T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。
另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。
T/W 不是一个常数。
在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。
另外，发动机的推力也随高度和速度变化。
当提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。
对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗(作战)时的推重比影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能(2)最大平飞速度(3)加速性(4)巡航性能(5)爬升性能(6)盘旋性能(7)最小平飞速度推重比估算的几点说明：1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。
W确定的情况下，可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离)2 在起飞翼载荷ST。
来估算起飞推重比WT也可以用统计方法给出。
3 起飞推重比WT=0.9 , W＝27648 kg(1)在空中格斗时: W所以T＝24883kgT＝0.6 , W＝27648 kg(2) 在其他的状况下：W所以T＝16589 kg鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75。
飞机总体设计大作业
飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：0~10000m<25分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h一、相近飞机资料收集：二、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。
-起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。
安装于机身三、确定主要参数重量的预估1．根据设计要求：–航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M–巡航高度:35000 ft=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5） –升阻比L/D ＝143．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a R a n g e W W f i n a l i n i t i a l )l n (代入数据：Range = 1242nm ；a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/lb (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得：115.1=finalinitialW W103.0tocruisefuel finalto cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off 002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 187.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：175.0049.0003.0000.0103.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值to W80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs fuel W14000 lbs 17500lbs 21000lbspayload W14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs avail empty W51400 lbs67900lbs84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6．所以最终求得的重量数据：emptyW18688 kg 0.608 fuelW5376 kg 0.175 payloadW6650 kg 0.216 toW30723 kg 1 推重比和翼载的初步确定界限线图翼载荷(N/m2)推重比地毯图4最大起飞重量（kg）选取翼载荷W/S=4500 2N/m; 推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8五、机身外形的初步设计1．客舱布置单级：全经济舱14排每排5人共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱剖面图：2．机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度：4.32m中机身长度：13.97m后机身长度：7.62m机身总长：25.9m上翘角：14degλ7.6（M较低时，选用较小长径比）长径比=六．机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5ρV²S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为4500N/m²），选择型号为NASA SC(2)-04041．展弦比AR=82．梯度比λ=0.4，原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起落架布置。
飞机总体设计大作业
飞机总体设计大作业作业名称 J-22 战斗机的设计项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班目录第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20 3.1 机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．21 3.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．22 3.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．243.2 机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．28 3.2.1本机身的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 29 3.2.2机身的主要几何参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．29 3.2.3机身外形的初步设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．30 3.2.4本机机身外形的设计特点．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．31 3.3 起落架的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．32 3.3.1本机起落架的设计要求．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．323.3.2本机起落架的设计参数．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4 推进系统的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4.1推进系统设计原则．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．333.4.2本机所采用的推进系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．343.4.3 本机所采用的矢量推进技术．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．363.5机上采用的雷达．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．383.6飞机内部装载的布置．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．403.6.1飞机内部装载布置的原则和方法．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．403.6.2 本机驾驶座舱的设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．413.7 本机的武器系统．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．42第四章本机费用与效能分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．43小结．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．． 50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。
北航飞机总体设计第2次作业
1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD 模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。
2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。
其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）；3、 Boeing的团队协作戒律有哪些？答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责；2. 参加所有的团队会议并且准时达到；3. 按计划分配任务；4. 倾听并尊重其他成员的观点；5. 对想法进行批评，而不是对人；6. 利用并且期待建设性的反馈意见；7. 建设性地解决争端；8. 永远致力于争取双赢的局面；9. 集中注意力—避免导致分裂的行为；10. 在你不明白的时候提问。
4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？答：高效的团队表现为1. 氛围－非正式、放松的和舒适的2. 所有的成员都参加讨论3. 团队的目标能被充分的理解／接受4. 成员们能倾听彼此的意见5. 存在不同意见，但团队允许它的存在6. 绝大多数的决定能取得某种共识7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的8. 成员们能自由地表达感受和想法9. 行动：分配明确，得到接受10. 领导者并不独裁11. 集团对行动进行评估并解决问题。
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飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人，每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：0~10000m<25 分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h，、相近飞机资料收集:二、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T 型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数0.7, 后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。
- 起落架的型式和收放位置：前三点可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。
安装于机身三、确定主要参数重量的预估1．根据设计要求：-航程Range = 2800nm=5185.6km-巡航速度:0.8M2 .预估数据(参考统计数据)-N) 5涵道比为-耗油0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h-升阻比L/D = 143 .根据Breguet航程方程：|n（W涸） Range（W final a M 上C D代入数据：Range =1242nm ；a = 581 Knots （巡航高度35000ft）C = 0.5lb/hr/lb （涵道比为5）L/D = 14M = 0.7计算得:W ini tial1.115W final^^fuel cruise 叽Wnd of cruise 叽^Vinal叫el cruise 0.103W to4 .燃油系数的计算W M /W 。
0.001舛2帆 0.001弘/%。
0.002皿/叽 0.016 W F 5/W 。
0.187W F 6/W 。
0.000W^7/W to 0.003W FS /W 。
0.049飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup2 Taxi out3 Take off4 Climb5 Cruise6 Desce nt7 Landing and Taxi in 8Reserve Fuel总的燃油系数:WU W 2 Wb Wk W 5 W z Wh W oW oW oW oW oW toW o W to0,0010.。
01o.。
020.。
160.103Q。
00 0・贽003O.。
49 0,1755 .根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值W to 80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs Wuel 14000 lbs 17500lbs 21000lbs ^^payload 14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs ^V empty avail 51400 lbs 67900lbs 84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6 .所以最终求得的重量数据:^^empty18688 kg 0.608Wfuel 5376 kg 0.175^^payload 6650 kg 0.216 W to 30723 kg 1推重比和翼载的初步确定 界限线图界限线图■碾存!Kitr抗风要求-■■■-第二阶段爬升_巡航起飞距离-i1Ir_ _ * * *-.j **^^"^1._ si-""A""产 J弋二~ 7.7 / / /平衡场长巡航11 1 1 r r着陆距离i~r进近速度/比 重0.5 推翼载荷(N/m 2)n?TJR 业比Cnp-|iri^il^) 2Q1O2Q12 Al ngN-s rastrrad地毯图4x 10 5.5地毯图3000W/S40005000T/W4.5陆距离进近速度平衡场长310 120.4抗.风要求2.5卜600070008000量重飞起大最巡航2巡航1Utt!片：罕El 千矍利界用砂murn?蛆霹平均487J?rRiHS廉港玉Ik^'hr/kfJ航屜阿* 追at 丹樹比亠 ―-——?聽範地袪图2选取翼载荷W/S=4500 N/m ；推重比T/W=0.35四、发动机选择:由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb 参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8TF34Cf34-1CF34-3CF34-S CF34-10 Length103 inDiameter49 in57 inDry weight1,625 1 670 lb2n>IO8 2.600 (b3,700 lb匚ompressor1 fan14 HH stages1 fan10 HH stages1 fan + 3 LF stages9 HH stagesTurbine4 LP stages2 HP stages 4 LP stages2 HP stages4 LP stages1 HP stageThrust at sea level9,220 Ibt 13,790 - 14,510Ibt10285 ・20,000 卧户ower-to-weight r?tic5.611 5.3:1 5.2:1 Overall pressure ratro atmax. power21:128:1 28 5:129:1 Byp^^s ratio62J5J 5 1五、机身外形的初步设计1 .客舱布置单级：全经济舱14排每排5人共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in 客舱剖面图:2 .机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度：4.32m中机身长度：13.97m后机身长度：7.62m机身总长：25.9m上翘角：14deg长径比7.6 （M较低时，选用较小长径比）OlheiAbrltilCKierlh” dG-tcnptiDn Iliidaic-SG：Ln mb* 11Tralttnpg edge ant^k.fl-«rii!*u:Mui C t i D4.-MGC Man UP1&141 M M ILfD angME 2.1■列ILrt>C L：Q壮曲薛O科剜0&^ilDlilflflflli：胡序六•机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5 pV2S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496 (翼载荷为4500N/m 2)，选择型号为NASA SC(2)-0404NASA SC(2)-0404HT1 ■HT2J ^a--p—.lMAC冉16-006HTO0H I Ll5GdE 443 二:TUP^1 .展弦比AR=82 .梯度比入=0.4，原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起落架布置。
图如下：3 .后掠角：A =25 °后掠角不能太多太小，变化如下图:1.20].IOI utwi.mA5.0 1.25I,Mi4 .机翼厚度分布：平均厚度取0.10变化如图:阻力发散M大约是0.81>0.8 。
5 .机翼参数如下:面积S=66.64m 2展长L=23.08m气动弦长：匚八• — !「、；=3.06m弦长G|. =2-5/[/(I + 2)]=4.12mWing Swaep Angle - 25°Avwage ThidtnMA Fklo » (血)*前缘后掠角：J _ I ' _=1.54平均气动弦长到翼根距离为4.02m机翼平面图如下：6 •机翼安装角：翼型迎角2。
时CL=0.4818可取，iw=2 °扭转角采用负扭转：可以延缓翼梢气流失速。
7. 采用上反角：增加侧向稳定性和荷兰滚稳定性。
并且可以增加外挂和地面距离据统计值，中平尾取上反角4°8 •翼梢形状：采用翼梢小翼结构，可以减少翼梢外气流漩涡效应，对漩涡进行遮挡，并且翼梢涡在翼梢小翼上产生升力，方向向前，减少阻力。
9.内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计10 •增升装置选择：(ACL) 3疗’)门—0,S5 coj'yl r“ Gnu诵Ife —亿lmu工看监° "LnnJ =i 2'〔讼起飞-1山K血谶飞'(5J=1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合襟翼相对弦长C襟/C=0.35襟翼展长L襟=8m11.副翼选择：根据统计，可取如下数据：S 副/S=0.0625c 副/c=0.25L 副/L=0.25偏角=30 °12 .扰流片布置在后缘襟翼前面13 .燃油容积计算，根据公式：420bS佻"M.89几+0.49 旳/』X=5833kg>5376kg 符合要求。
14. 机翼到机身前头距离X.25 m.a.c=46%xL FUS=11.6815. 机翼外形如图:尾翼1.平尾外形参数：纵向机身容量参数:侶）（刀屁）/ »・0胡=1 47其中：最大机身宽度£坯机身长度风机翼参考面积机翼平均气动弦长由纵向机身容量参数与平尾容量的关系:蚁向机身容量拳数勾平尾容鼻的光最毎単位瞋 4 心祗也灼O=0.195可以得到：平尾容量V H =4.352*32%=1.39其中：32%是重心变化范围取尾力臂 L H =50%L Fus =12.95m , AR=4.0，入=0.4 ,x =30由公式:其中：机翼面积S=66.64M 2,机翼平均MAC=3.06M可得：平尾面积 S H =21.88m 2,展长l=9.36m ，c 根=3.3m ，c 尖=1.32m ，平尾 MAC=2.34m由统计值：升降舵弦长取C e /C=0.32平尾相对厚度 t/c=0.06 其中：c 为平尾弦长，t 为厚度翼型选择：NACA 00062 .垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：（码J ）（z 加）/爲鴿其中:平尾形状如图:NACA0008兀最大机身高度 厶屮机身长度去V 机翼参再面积 叶机翼展长可以得到：垂尾容量Vv=0.098 取尾力臂 L v =50%LFUS=12.95m, AR=1.5，入=0.8 ,x =30由公式：S I' 玄厂其中：机翼面积S=66.64M 2，机翼展长bw=23.08m可得：S v /S=17.4%,垂尾面积 S v =11.64m 2,展长 l=4.2m ，c 根=3.07m ，c 尖=2.46m ，垂尾 MAC=2.77m由统计值：方向舵弦长取 C e /C=0.30垂尾相对厚度t/c=0.09 其中：c 为垂尾弦长，t 为厚度垂直尾翼翼型： 垂尾形状如图:由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：就囱机舟暮■拳豪与•屋客■的共杀七、发动机短舱初步布置已知：DF=49in 涵道比卩=5总压比28最大使用马赫数0.8总空气流量Wa=666.6lb/s进气道唇口直径DIHDIH = 0.037W a+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量W a=666.6lb/sDIH = 0.037*666+32.2=56.84 in = 1.44 m主整流罩最大高度M HM H = 1.21D F风扇直径D F=49in=1.22 mM H = 1.21 * 1.22m = 1.48 m主镇流罩长度LCLC = [2.36D F - 0.01(D F M MO )2]最大使用马赫数M MO=0.8LC = [2.36*1.22 - 0.01*(1.22*0.8) 2] m = 2.87 m风扇出口处主整流罩直径DFO2DFO (0.00036 W a 5.84) 49.56n 1.26m DMG2DMG (0.000475 W a 4.5) 37in 0.94m核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where K取DJ=0.94m燃气发生器后长度LABLAB 取1m短舱轴线的偏角和安装角偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角0八、起落架布置前三点式停机角 2着落角16防后倒立角17主轮距 B 4.68m前、主轮距b=0.4L fus=0.4 X25.9=10.36m 2.2In -2 W a OPRM FUSC 2p(9.75 5.84BJ2L f(B f H f1.5 (B f)2 fL f机身长度（m ） L f 25.9m机轮布置O a轮胎数目与尺寸主起落架 40in * 14in 2个前起落架24in * 7.7i n 2个九、重量估算与指标分配机身重量B f ――机身最大宽度 （m ） B f 3.4m H f ――机身最大高度 （m ） H f 3.4mC 2 ――增压机身系数，客机取0.79p ――客舱内外压差，单位是巴（bar ）,典型值0.58M FUS 3837 kg机翼重量（1）理想的基本结构重量M IPSm c m rN V Dm e m rm e m r1920 A r5S05 Nr(13S125 0577 舌(1 0.34M0A30723 kg66.6m225 C0.42.5 1.65 4.125200 m / s0.1)sec sec0.44 2 )0 .52.2 — (1 0.72 2)1 12 35(1S 0.75 1 .5[0.2 (1 M ZW/ M0.0330.0049(2)修正系数0)]C x 0.001 0.0015 0.0040.02 0.005 0.022 0.03sec sec0.5105308 .3 106 0.540.013.50.004 0.00310 5X307230.50.010.020.004 0.012 0.007 0.0015 0.002 0.005 0005 0.0826(3)机身对机翼影响C y 1.13[(1 5 2) 0.0027(1 43B f/b 0.147(4)机翼总重M wing C y(m c m r C x)M 0 3702kg尾翼重量水平尾翼的重量: M H 1 240.047V D S H . 431kg垂直尾翼的重量: MV1 150.047k12V D S v. 158kg动力装置重量M pow nC s M eng 3541kg系统和设备重量M sys C4 M 0 4301 kg起落架重量M lg C lg M 0 1383kg使用项目重量85n c F O p P 1520kg有效载荷M payload 95P M freight 6650kg最大起飞重量M 0 M机身M商载M使用项目M机翼M尾翼M动力M起落架M系统和固定设备M燃油30723kg重心位置的估算1 . 各部件重心位置估算xlOO%燃油5376 12.17固定设备 5766 11.98 (调整后 6.58 ) 有效载何 665011.98总和30732(mgx)i由重心计算公式X G =得到x G =13.14m(mg)i得 X G =131410-92X 100 % =72.55 % 3.062. 飞机重心位置的调整(1 )调整机翼可知机翼需向前移动 1.32m 即X 机翼=12.17-1.32=10.85m(2 )调整装载、设备 得装载=-5.4m 得 X 装载=11.98-5.4=6.58m则得最终机翼重心为 X G =11.976m则重心在平均得△(机翼=1.32刚一11.975 10.92 / / 即X G= X100 % =34.48 %3.061•全机升力线斜率:机翼的升力线斜率:全机的升力线斜率：厂 一占「其中:了为校正常数，遇常取值为工疏 心为飞机机身的屍大宽度： 、&対机翼的展长；耳沖为全部机翼平面面积.d h =3.4m ， b=23.08m ， S net = 56m 2， S gross =66.6m 2， A R =8最大升力系数：。