飞机总体设计课程-国内使用的喷气式公务机设计
飞机总体设计-4第四讲_飞机总体布局型式的选择_大飞机
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4.2 飞机总体布局
应尽量减小机身与机翼结合部、机翼与发动机短舱间 或机身与发动机短舱间的干扰阻力，相交的部件最好 以钝角或接近90°相交，否则需要加整流罩。 尽可能对强受力构件作综合利用，使其具备多种功能 以减轻结构重量。机身加强框——机翼、起落架，尾 部加强框——垂尾、平尾。 布置主要部件时，经常考虑到重量轻、结构简单、易 接近、维护方便、成本低。
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4.3 飞机配平形式选择
正常式布局
多数飞机采用正常式布局，主要是因为正常式 飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。
飞机正常飞行时，保证飞机各部分的合力通过 飞机的重心，保持稳定的运动。
正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力， 为了保证飞机的飞行安全 ，飞机机翼的迎角大 于尾翼的迎角。
三翼面布局
F-15S/MDT验证机 F-15D双座战斗机
前掠翼布局
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4.3 飞机配平形式选择
联翼布局
鲲鹏-700 （北航3305 T6）
BURNELLI布局
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4.3 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内，斜机翼布局与常规固定后掠或变后 掠机翼飞机相比，有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转轴。有 利于降低飞机的结构重量。
满足强度和气动弹性要求，使机翼具有足够的结构刚 度、较轻的结构重量及较大的颤振速度。
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中弧线＋ 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f 相对弯度f/b 最大厚度c 相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角τ
33 33
4.4.1 翼型选择
翼型气动特性的影响因素—前缘半径
前缘半径小，前缘在小迎角时就开始分离，随迎角增加再 附着，前缘半径越小越易分离，最大升力系数小，但波阻 也小——适于超音速飞机 前缘半径大，圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加分 离前移，失速迎角大，最大升力系数大，但波阻也大—— 适于亚音速飞机
飞机构型设计---总体
上单翼 （运输机）
C-130
安-25
运-8
安-72
为什么大多数军用运输机采用上单翼？
为了满足使用要求！ - 机身地板离地面尽量近
3.发动机数目和安装位置
• 发动机数目
- 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差 - 双发（多发）：生存力强
• 安装位置
- 单发：机身（前、后） - 双发：机身尾段
实例：无尾式布局
正常式和无尾式飞机的零升阻力
幻影2000
尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 (续)
• 平尾高、底位置
- 上平尾 - 中平尾 - 下平尾 - “T” 平尾 - 高置平尾
选择平尾高低位置的原则
• 避开机翼尾涡的不利干扰
将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位 置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点
• 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。
• 具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 • 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 • 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 • 缺点是前轮可能出现前轮“摆振” 现象。
自行车式
• 起落架可收入机身里，布置起落架舱比 较容易。
- 噪声小 - 稳定性好 4）起落架：前三点型式，安装在机身上
三面图（草图）
为什么要采用“T” 平尾
• 优点：
✓ 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
✓ 利用端板效应，气动效率增 加，垂尾的面积可适当减小
机翼下部 机翼或尾翼根部 短舱
• 进气道布局
头部进气道：布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀， 机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。
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：
飞机总体设计课件(1)
④ 有人主张废弃编队空战，截击机的战术是利
用速度优势追赶目标，并用空-空导弹歼灭目标，
不需要进行高过载机动，并力求一次攻击结束战斗；
⑤ 不重视飞行员在空战中的作用，认为飞行员
不需要学会正确判断空战情况，而是由地面指挥所
来替他们下决心。 这些观点左右了第2代战斗机的设计。
越战及其他局部战争：第2代战斗机在这些局部
拟试验。
飞机部件及整机要做静力试验，以验证飞机的强 度；起落架还要做动力试验。 飞机总装完成以后在试飞前，要做全机地面共振 试验，以确定飞机的颤振特性；还要做各系统及其 综合的机上地面试验以及全机电磁兼容性等机上地
面试验，为放飞前做最后的验证。
飞机在工程研制阶段，即应拟定考核其能否满足
原定战术技术要求的试飞大纲，并且应尽早培训空、
显得更为有利，因此飞机的速度性能比机动性能更
受到重视；单机空战的四要素：高度、速度、机动、
火力；飞机编队作战的规模相当大。战后喷气式发 动机用于战斗机，发展出了第一代喷气式战斗机。
朝鲜战争：技术上的飞速进步并没有对战斗机的
空战产生根本性的影响，战术虽有发展但仍保留了
二战后期的基本特点，只是对飞行员的要求提高了；
展、敌我作战环境等多方面进行充分研究和分析，
是一个精密筹划、精心运筹的过程。正确处理好现
实与未来、应用与开拓的关系，对军机的研制与发
展具有十分重要的意义。
在设计新机时，战术技术要求的论证和确定，直
接影响着新机的前途和使用效能。
新机的战术技术要求不仅取决于本国的战略战术
思想和技术发展，也受敌方战略战术的影响。
1.1.5 生产定型阶段
特别是工艺性的改进。改进后的飞机即进入小批量 生产。 首批生产的飞机也应经鉴定试飞，主要检查工艺 质量，通过后即可进入成批生产。
飞机总体设计课程设计解析
飞机总体设计课程设计解析南京航空航天⼤学飞机总体设计报告——150座级客机概念设计011110XXXXXX设计要求⼀、有效载荷–⼆级布置，150座–每⼈加⾏李总重，225 lbs⼆、飞⾏性能指标–巡航速度：M 0.78–飞⾏⾼度：35000英尺–航程：2800（nm）–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2100（m）–着陆场长：⼩于1650（m）–进场速度：⼩于250 （km/h）飞机总体布局⼀、尾翼的数⽬及其与机翼、机⾝的相对位置（⼀）平尾前、后位置与数⽬的三种形式1．正常式（Conventional)优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。
缺点：机翼的下洗对尾翼的⼲扰往往不利，布置不当配平阻⼒⽐较⼤采⽤情况：现代民航客机均采⽤此布局，⼤部分飞机采⽤的位移布局形式2．鸭式（Canard）优点：1.全机升⼒系数较⼤；2.L/D可能较⼤；3.不易失速缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎⾓⼀般⼤于机翼迎⾓；2.前翼应先失速，否则飞机有可能⽆法控制采⽤情况：轻型亚⾳速飞机及军机采⽤3．⽆尾式( Tailless )优点：1.结构重量较轻：⽆⽔平尾翼的重量。
2.⽓动阻⼒较⼩——由于采⽤⼤后掠的三⾓翼，超⾳速的阻⼒更⼩缺点：1. 具有稳定性的⽆尾飞机进⾏配平时，襟副翼的升⼒⽅向向下，引起升⼒损失2. 起飞着陆性能不容易保证采⽤情况：少量军机采⽤综上所述，采⽤正常式尾翼布局（⼆）⽔平尾翼⾼低位置选择(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) ⾼置平尾(e) “T”平尾选择平尾⾼低位置的原则1.避开机翼尾涡的不利⼲扰：将平尾布置在机翼翼弦平⾯上下不超过5％平均⽓动⼒弦长的位置，有可能满⾜⼤迎⾓时纵向稳定性的要求。
2.避开发动机尾喷流的不利⼲扰综合考虑后，选择上平尾（三）垂尾的位置和数⽬位置- 机⾝尾部- 机翼上部数⽬单垂尾：多数飞机采⽤单垂尾，⾼速飞机加装背鳍和腹鳍双垂尾：1.压⼒中⼼的⾼度显著降低，可以减⼩由侧⼒所造成的机⾝扭矩。
飞行器总体设计报告
公务机概念设计——火星救援队团队成员：目录第一章设计题目以及需求分析 (1)1.1 设计题目基本要求 (1)1.2 团队确定基本需求 (1)1.3 公务机在中国的发展前景 (1)1.3.1 公务机在中国的现状 (1)1.3.2 公务机在中国的市场预测 (2)1.3.3 中国市场的瓶颈 (2)第二章团队成员及其分工 (3)2.1 团队成员 (3)2.2 具体分工 (3)第三章飞机总体布局设计 (3)3.1 与设计要求相近的飞机资料 (3)3.2 可能的布局形式及其比较 (4)3.3 整体布局的确定 (4)3.3.1 一些相近飞机的总体方案 (4)3.3.2 总体设计过程 (5)第四章机身初步设计 (6)4.1 机身相关参数设计 (6)4.2 机身外形参数 (6)4.3 机身外形示意图 (7)4.4 机身客舱内部设计 (7)第五章飞机主要参数的初步确定 (8)5.1 基本设计参数 (8)5.2 主要总体参数 (8)5.2.1 飞机重量的预估（重量系数法） (8)5.2.2 推重比和翼载荷的确定（界限线法） (11)5.3 重要总体参数总结 (12)第六章机翼外形设计 (13)6.1 翼型的设计和选择 (13)6.2 机翼平面形状的设计 (13)6.2.1 展弦比 (13)6.2.2 梯形比 (13)6.2.3 后掠角 (14)6.2.4 机翼形状其他参数 (15)6.2.5 燃油容量校核 (15)6.2.6根弦和尖弦计算 (15)Y (16)6.2.7平均气动弦长MAC以及位置S6.3 襟翼和副翼设计 (16)6.3.1 襟翼 (16)6.3.2 副翼 (16)6.3.3 扰流板 (16)6.4 前后梁位置 (17)6.5 机翼纵向位置的初步确定 (17)6.6 机翼设计图 (17)6.6.1 机翼平面草图 (17)6.6.2 机翼CATIA设计图 (17)第七章尾翼外形设计 (18)7.1 平尾设计 (18)7.1.1 确定平尾容量 (18)7.1.2 预估尾力臂长度并计算平尾面积 (19)7.1.3 平尾外形设计 (19)7.1.4 升降舵设计 (19)7.1.5 平尾设计图 (20)7.2 垂尾设计 (20)7.2.1 航向机身容量参数 (20)7.2.2 预估尾力臂 (21)7.3 垂尾设计图 (22)第八章动力装置 (23)8.1 发动机选择 (23)8.2 发动机短舱设计 (23)8.3 发动机以及短舱设计图 (24)第九章起落架设计 (25)9.1 飞机重心估算 (25)9.2 起落架相关参数设计 (25)第十章起落架设计 (26)10.1 飞机CATIA模型 (26)10.2 全机渲染图 (27)参考文献 (27)附录 (28)飞机总体设计——公务机概念设计报告第一章设计题目以及需求分析1.1设计题目基本要求表.1 设计题目基本要求1.2团队确定基本要求为了避免与众多团队撞车，我们选择将国内喷气式公务机改为远距离喷气式公务机，如表.2所示：表.2 团队确定的基本要求1.3 公务机在中国的发展前景1.3.1 公务机在中国的现状2003年前后，中国国内的公务机市场几乎由金鹿公务、“山东航空”、“上海航空”三分天下，即海航集团旗下金鹿公务航空，山东航空旗下彩虹公务航空，及上海航空旗下上海航空公务机公司。
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
10. 李为吉主编，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，2001年。
11. 谢·米·叶格尔[俄]等著，杨景佐、胡传泰等译，《飞机设计》，航空工业出版社，1986年。
12. Nicolai著，赵先宁译，《飞机设计基本原理》，台湾，徐氏基金会，1975年.
飞机设计依据
飞机设计依据
• 飞机设计的基本要求 • 飞机设计规范和适航性条例 • 评价飞机设计方案准则
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
工作内容
• 细化和优化几何外形 - 气动设计、分析与优化
• 总体结构布置 - 结构分析与优化
• 多学科分析与优化 • 完整三面图和外形数模 • 飞机总体布置图
方法与手段
输出
• CAD软件（CATIA）
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
飞机设计的三个阶段
• 概念设计 (Conceptual Design) 1% 人员
• 初步设计 (Preliminary Design) 9% 人员
• 详细设计（Detail Design)
90%人员
设计工作特点
• 科学性与创造性
– 构思与分析 – 右脑与左脑
• 非唯一性 • 逐步细化 • 反复迭代，多轮逼近 • 多学科综合与协调
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
飞机设计的基本要求
• 飞机的类型和基本任务
– 类型
• 军用机：战斗机，轰炸机，……. • 民用飞机：客机，货机，公务机，……
– 基本任务
• 飞行任务剖面图
• 有效载荷
– 民用飞机：旅客数；行李重量 ；货物重量 – 军用飞机：空勤人员；武器弹药；装备
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国内使用的喷气式公务机设计班级：0111107学号：011110728姓名：于茂林一、公务机设计要求类型国内使用的喷气式公务机。
有效载重旅客6－12名，行李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、在较短航程内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机型座位数巡航速度M起飞场长m着陆场长m航程km最大起飞重量kg里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 63002、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，处于跨音速范围，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，座舱内噪音较小，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。
4、三视图草图三、主要参数的确定1、估计巡航阶段燃油系数在重量估算中，最关键的是估算巡航阶段燃油系数。
根据设计要求：--航程Range=4000km; --巡航速度：M=0.7； --巡航高度：12000m ；--声速：a=576.4kts(296.5m/s)；预估数据（参考统计数据）：--耗油率C=0.6（涵道比假设为6） --升阻比L/D=14.6根据Breguet 方程：lninitial finalW Range a L W M C D =⎛⎫⎛⎫ ⎪⎪⎝⎭⎝⎭计算得：246.1W =W finalinitial所以：W fuel cruise /W to =1-1/1.246=0.197燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段（除巡航阶段以外）的燃油系数为：参照算例中各阶段燃油系数2165.0003.00197.0013.0002.00005.0001.0=++++++=WWtofuel2、估算飞机最大起飞重量（lb ） 每位乘客80kg 并携带20kg 行李Wto 60,000 35,000 10,000 Wfuel 12,990 11,077.5 2,165 Wpayload 2,425 2,425 2,425 Wempty44,58521,497.55,140最终求得的重量数据：重量lb 比例Wto 23500 1Wfuel 5087.75 0.2165Wpayload 2425 0.1032Wempty 15987.25 0.68033、估算推重比和翼载荷15002000250030003500400045000.10.20.30.40.50.60.70.80.91翼载荷(N/m2)推重比界限线图起飞距离平衡场长抗风要求进近速度着陆距离第二阶段爬升巡航1巡航2根据界限线图，选择如下技术指标： --翼载荷：W/S=3400N/m2--推重比：T o /W to =0.35(10N/kg) 计算得：--机翼面积：S=31.35m2--发动机推力：T o =37307.78N --单发推力：T'=18653.89N四、发动机选择根据飞行高度和飞行速度选择发动机类型根据巡航马赫数M=0.7,飞行高度12000m ，选择涡轮风扇发动机。
根据初始参数，查找出3个系列5种型号的发动机，简介如下：（一）、TFE731系列由美国霍尼尔有限公司研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。
该型发动机按照喷气公务机的主要要求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。
它的设计点为H=12200m，M=0.8。
并同时将发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。
TFE731—4 (起飞推力1815daN) 曾用于“奖状”Ⅶ生产型公务机。
TFE731—5 (起飞推力1915daN) 拥有更高的涵道比风扇，采用了新型的低压涡轮驱动。
曾用于“霍克”125—800型飞机。
TFE731—40—200G (起飞推力1890daN) 采用TFE731—5的风扇，用了新的高压气机，高压涡轮和齿轮箱。
曾用于”湾流”100型飞机。
（二）、PW500系列由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。
它继承了JT15D发动机的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。
PW545B (起飞推力1775daN) 该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”XLS飞机。
（三）、PW300 系列同为普·特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机。
它的研制主要针对那种高速、低成本、跨大陆飞行的公务机。
PW305A (起飞推力2081daN) 曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”60飞机。
型号推重比单位迎面推力（ｄａＮ／ｍ２）耗油Ａ涵道比Ｂ巡航耗油率（ｄａＮ·ｈ）可靠维修性及寿命价格（＄）ＴＦＥ７３１－４（１８１５ｄａＮ）4.97 4504Ａ：２．８０Ｂ：０．７８６性能安全可靠，使用寿命好１２０～１３０万ＴＦＥ７３１－５（１９１５ｄａＮ）5.05 4284Ａ：３.８４Ｂ：０.７９２同一系列，性能上有改进１４７.５万ＴＦＥ７３１－４０－２００Ｇ（１８９０ｄａＮ）4.76 4690Ａ：２．９Ｂ：０．７４８同一系列，性能上有改进１４５～１５０万ＰＷ５４５Ｂ（１７７５ｄａＮ）4.7 3420 Ａ：４．１易维修，翻修时间长，使用寿命长９８万ＰＷ３０５Ａ（２０８１ｄａＮ）5.25 2816Ａ：４．３Ｂ：０．６９４使用成本低，可靠性高１４５万参照以上表格的分析，在推重比和可靠维修性方面，五种发动机都不错。
对于PW305A，虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性，但其迎面推力还是比较低的，不能把它放入优选的行列。
PW545B的静推力较小，因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象。
TFE731—40—200G的推重比在三个中低了一点儿，但它有着不俗的静推力和耗油率，这也是我们很需要的。
所以将TFE731—40—200G作为首选对象所以将TFE731—40—200G作为首选对象，其它两台可作为适当调整备选对象。
在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机。
技术数据最大起飞推力(daN)TFE731—4 1815TFE731—5 1915TFE731—40—200G 1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE731—4 413TFE731—5 425TFE731—40—200G 449起飞耗油率（kg/(daN·h)）TFE731—5 0.494TFE731—40—200G 0.481巡航耗油率（kg/(daN·h)）TFE731—4 0.786TFE731—5 0.792TFE731—40—200G 0.748推重比TFE731—4 4.97TFE731—5 5.05TFE731—40—200G 约4.76空气流量（海平面，静态，kg/s）TFE731—5 64.86TFE731—40—200G 65.77涵道比TFE731—5 3.48TFE731—40—200G 2.90总增压比TFE731—5 17.5TFE731—40—200G 22涡轮进口温度(最大起飞状态，℃)TFE731—5 952TFE731—40—200G 1022进口直径(mm)TFE731—4 716TFE731—5 754TFE731—40—200G 716宽度(mm)TFE731—4 869TFE731—5 858TFE731—40—200G 847长度（mm）TFE731—4 1464TFE731—5 1652TFE731—40—200G 1547干质量(kg)TFE731—4 373TFE731—5 387TFE731—40—200G 406五、机身外形设计1、中机身设计飞机典型座椅宽度座椅宽度：23英寸典型过道宽度：19英寸座椅与机舱边距：10英寸在完成客舱布置基础上，将客舱内壁向外增加100－140mm 公务机底板下无货运集装箱座椅排距：38英寸（9人5排） 厨房卫生间（客舱后部）考虑到座椅和厨卫，加间距4英寸考虑公务机的舒适性，在第一排前部布置一张桌子，同时左侧空间用于布置乘客登机门，位于机身左侧，桌子长度取20英寸。
故中机身总长度：英寸中246365*3820L=++=2、前机身设计参考同类飞机前机身长径比，确定本机前机身长径比为1.9 前机身长度：英寸前17195*8.1L==3、后机身设计参考同类飞机后机身长径比，确定本机后机身长径比为3 后机身长度：英寸后28595*3L==尾部上翘角：11°机身总长度：L=702英寸 长径比：λ=7.4六、机翼外形设计1、翼型选择 设计升力系数：L C S v L W ⋅⋅==221ρqS W C L 1)(⋅= 在初步设计时，近似认为c llC =C l 三维机翼的升力系数 c l 翼型的升力系数--翼载荷：Wto/S=3400N/m2 ; --机翼面积：S=31.35m2; --巡航速度：M=0.7； --巡航高度：12000m ； 得到升力系数511.0C =l根据设计升力系数选出合适的翼型 采用NACA6翼型，参考翼型数据网站 由后续的相对厚度范围10-16%选择原则：1、翼型在其设计升力系数附近，具有最有利的压力分布，其阻力系数最小，升阻比也比较大。