飞行器总体设计报告
空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
飞行器总体设计报告1要点
大型固定翼客机分析报告2014-4-28学院：计算机科学与工程学院201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名：目录总结----马丽、潘宗奎 (I)1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 -1.1 客机参数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布局 ...................................................... - 1 -1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 -1.2.2 三面图......................................................... - 2 -1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 -2 客机的重量设计............................................................ - 4 -3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 -3.1 翼型 ................................................................ - 6 -3.2 机翼平面形状的设计 .................................................. - 7 -3.3尾翼................................................................. - 8 -4 重量分析................................................................. - 11 -5 气动特性分析............................................................. - 13 -6 性能分析................................................................. - 22 -6.1 商载—航程图 ....................................................... - 22 -6.2 起飞距离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距离 ........................................................... - 24 -总结----马丽通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。
飞行器力学性能设计报告
飞行器力学性能设计报告目录第一章绪论1.1工程背景及研究意义 (2)1.2国内外研究及发展现状 (2)第二章有限元法介绍2.1有限元基本思想 (3)2.2有限元法分析步骤 (3)2.3 ANSYS概述 (4)第三章起落架3.1起落架的分类及其结构形式 (5)3.2起落架的工作原理 (5)3.3起落架零件绘制及装配 (6)3.4起落架力学性能分析及结构优化 (7)第四章航空发动机涡轮叶片4.1航空发动机涡轮叶片 (9)4.2航空发动机涡轮叶片零件绘制及装配 (9)4.3航空发动机叶片振动特性与结构强度分析 (10)第五章总结感悟 (12)第一章绪论1.1工程背景及研究意义起落架是飞机实现着功能的主要设备，在地面停放、滑行时起落架是飞机实现着陆功能的主要设备，也是飞机在地面停放、滑行时的支撑装置，起落架的可靠性直接影响到飞行安全。
据统计，46%的飞行事故与起落架有关。
因而，起落架的设计在飞行安全中占有很重要的地位。
起落架是飞机下部用于起飞降落或地面（水面）滑行时支撑飞机并用于地面（水面）移动的附件装置。
起落架装置是飞行器重要的具有承力兼操纵性的部件，在飞行器安全起降过程中担负着极其重要的使命。
起落架是飞机起飞、着陆、滑跑、地面移动和停放所必需的支持系统，是飞机的主要部件之一，其性能的优劣直接关系到飞机的使用与安全。
涡轮叶片是燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件。
高速旋转的叶片负责将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持发动机的工作。
为了能保证在高温高压的极端环境下稳定长时间工作，涡轮叶片往往采用高温合金锻造，并采用不同方式来冷却例如内部气流冷却、边界层冷却、抑或采用保护叶片的热障涂层等方式来保证运转时的可靠性。
在蒸汽涡轮发动机和燃气涡轮发动机中，叶片的金属疲劳是发动机故障最主要的原因。
强烈的震动或者共振都有可能导致金属疲劳。
工程师往往采用摩擦阻尼器来降低这些因素对叶片带来的损害。
1.2国内外研究及发展现状起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要正确匹配和协调，否则将会发生飞行步放。
飞行器总体设计
飞行器总体设计1. 简介本文档旨在提供飞行器总体设计的指南。
飞行器总体设计是一个重要的环节，它涉及到飞行器的结构、性能和功能的规划和设计。
一个良好的总体设计可以为后续的详细设计和制造工作奠定基础。
2. 设计目标飞行器总体设计的首要任务是明确设计的目标。
以下是一些常见的设计目标：•性能目标：如最大飞行速度、最大飞行高度、续航时间等；•安全目标：如故障容错能力、自动驾驶功能等；•使用目标：如操作简便性、便携性等；•经济目标：如成本把控、维护成本等。
3. 总体设计流程设计一个飞行器的总体设计可以按照以下步骤进行：3.1. 需求分析在这一阶段，需求分析师会与用户、管理层和技术团队进行沟通，明确设计项目的要求和期望。
需求分析的目标是明确飞行器的功能、性能和限制条件。
3.2. 概念设计概念设计是总体设计过程中的关键步骤。
在这一阶段，设计团队会通过头脑风暴、研究和分析等方法，提出不同的设计方案，并评估各个方案的优缺点。
最终选择一个合适的概念设计方案。
3.3. 详细设计在详细设计阶段，设计团队会对概念设计进行进一步的细化。
这包括细化设计细节、制定规范、进行模型和原型制作等。
在这一阶段，设计团队需要与相关领域的专家进行密切合作，确保设计的可行性和可实施性。
3.4. 验证与验证完成详细设计后，设计团队需要进行验证和验证工作，以确保设计方案的可靠性和性能满足要求。
这包括模拟测试、实验室测试以及现场测试等。
4. 总体设计考虑因素总体设计过程中需要考虑的因素很多，以下是一些重要的方面：•结构设计：包括飞行器的外形、大小、布局和材料等；•动力系统设计：选择合适的发动机和推进系统，确保飞行器的动力满足要求；•电气系统设计：选择适当的电气设备和电池，并设计合理的电气布局；•控制系统设计：设计合理的控制系统，确保飞行器的稳定性和操控性；•传感器系统设计：选择合适的传感器设备，实现飞行器对环境的感知和导航功能；•安全性设计：考虑飞行器的安全性和风险管理，包括故障容错设计和紧急情况处理等。
飞行器总体设计报告(1)
大型固定翼客机分析报告2014-4-28学院：计算机科学与工程学院学号：201322060608姓名：马丽学号：201322060629姓名：潘宗奎目录总结----马丽、潘宗奎 (I)1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 -1.1 客机参数............................................................ - 1 -1.2 飞机的总体布局...................................................... - 1 -1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 -1.2.2 三面图......................................................... - 2 -1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 -2 客机的重量设计............................................................ - 4 -3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 -3.1 翼型................................................................ - 6 -3.2 机翼平面形状的设计.................................................. - 7 -3.3尾翼................................................................. - 8 -4 重量分析................................................................. - 11 -5 气动特性分析............................................................. - 13 -6 性能分析................................................................. - 22 -6.1 商载—航程图....................................................... - 22 -6.2 起飞距离........................................................... - 23 -6.3 进场速度........................................................... - 24 -6.4 着落距离........................................................... - 24 -总结----马丽通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。
飞行器总体设计最终版
图示如下：
短舱翼吊安装
展向位置 位于34%的半展长处 两间距12.73m 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 -2° 安装角：短舱轴线相对发动机于当地翼面弦线的夹角 0°。
起落架布置
采用前三点式
主要参数如下：
飞机的设计要求
1．客舱 150座 两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in） 单级 32in排距 没有出口限制 典型载荷
225英镑/乘客 3．最大航程
2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225英镑/乘客 4．巡航速度
1．0.78M 2．最好：0.8M 4．最大使用高度 43000’(13115m) 1英尺=0.305m 6．最大着陆速度（最大着陆重量） 70m/s 1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s 7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量 7000’ (2135m)海平面 86华氏度参考：A320等同类型的飞机
翼展（米） 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人）
波音727 波音787 空客320
28.45 0.78 37.81 110-215
32.92 0.8 46.69 145
50.3~51.8 0.85 55.5 289
34.09 0.82 37.57 186
宽度（米） 载货量（立方米） 最大起飞重量（吨） 客舱布局 最大载油量（升）
确定主要参数
一．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:
2飞行器总体设计-第2章
该方法适用于如下12种飞机: 自制螺旋桨飞机; 单发螺旋桨飞机; 双发螺旋桨飞机; 农业飞机; 公务机; 涡轮螺旋桨支线飞机; 喷气运输机; 军用教练机; 战斗机; 军用巡逻机,轰炸机和运输机; 水陆两用飞机; 超音速巡航飞机.
第二章 飞机初始总体参数与方案设计 2.2 重量估算(续) 重量估算(
3.升阻比L/D的估算 3.升阻比L/D的估算 升阻比L/D
4.起飞重量的确定 4.起飞重量的确定
5.权衡分析 航程) 5.权衡分析(航程) 权衡分析(
5.权衡分析 航程) 5.权衡分析(航程) 权衡分析(
5.权衡分析 有效装载) 5.权衡分析(有效装载) 权衡分析(
5.权衡分析 有效装载) 5.权衡分析(有效装载) 权衡分析(
图2.3.2 机翼/尾翼浸湿面积估算
2.3 飞机升阻特性估算
对于起飞与着陆,襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大, 应予以考虑.襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的 尺寸,类型有关,其典型值可参照表2.3.3选取.
采用哪个值取决于飞机的襟翼,起落架型式.开裂式襟翼阻力 比富勒襟翼大;全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼;装在机翼上的 起落架阻力大;上单翼飞机大于下单翼.
7.S-3A反潜机的真实资料 7.S-3A反潜机的真实资料
飞行器设计报告
飞行器设计分析与仿真课程设计报告学院：机械电子工程学院、空天院学生姓名：许子卿李军辉学生学号：201322080433 2013221903112014年4月23日飞行器设计分析与仿真实现课程总结姓名：许子卿学号：201322080433 学院：机械电子工程学院一般意义上，飞行器包括人造卫星、宇宙飞船、空间站、深空探测器运载火箭、航天飞机等空间飞行器及导弹。
本课程仅就飞机作为研究对象来展开。
飞机按功能分类可以分为军用飞机和民用飞机。
军用飞机具有完成空中拦截、侦察、轰炸、攻击、预警、反潜、电子干扰、军事运输、空降等任务。
显然其种类按功能分类可分为歼击机、侦察机、轰炸机、攻击机、预警机、反潜机、电子干扰机、运输机等。
民用飞机客分为、通用航空飞机。
航线飞机/民用运输机指的是用于商业飞行的客机和货机；通用航空飞机是指使用民用航空器从事公共航空运输以外的民用航空活动。
飞机还可以按照构造型式分类：按机翼型式中又可以按照机翼数量和位置、机翼平面形状分类；按尾翼型式和位置可分为平尾、V型尾翼、垂尾；按动力装置分类可分为螺旋桨式和喷气式；按机身型式分类可分为单机身飞机和双尾撑飞机；按发动机位置可分为翼内、翼上、翼下、翼下吊舱、机身尾吊、机身内。
通过一学期的课程学习，我对飞机研制的整个流程有了初步了解和认识。
在飞机的研制中有以下几个步骤：1、首先，第一步要确定飞机的任务和用途。
民用飞机通常由航空公司提出其需求；军用飞机会遵循军方给出的一个需求方案说明书（RFP）来完成设计任务，以上这些是飞机设计的基本依据，决定了飞机的主要性能指标、主要使用条件和机载设备等。
飞机是一个整体系统，所有必需对各部分做全面充分的考虑。
所以在设计过程中先要进行总体设计然后再进行结构设计。
在这个阶段需要给出飞机的三视图。
2、对飞机进行总体设计，其中需要估算主要参数中的飞机总重、发动机推力和翼载荷；设计飞机的基本外形和尺寸，机翼、尾翼、机身；对飞机进行初步部位安排，包括飞机的内部布置及主要受力构件安排与协调。
2010年度飞行器总体设计DT-12设计小组课程项目最终总结报告
飞机总体设计DT—12飞机设计方案课程项目总结报告院(系）名称：专业名称:组号：学号：学生姓名：2011年1月X日目录一、方案设计思想 (1)二、总体布局 (1)三、主要设计参数 (1)四、主要性能参数 (1)五、参考文献 (1)六、小组成员与分工 (1)D12舰载战斗机X—12A总结报告一、方案设计思想要做中国的舰载机,我们小组做了一些调查，对中国舰载机做出了一些推测可能作战区域:东海，日本周边海域台湾沿海及钓鱼岛沿线南海印度洋至南海石油运输路线主要执行的任务：制空作战对地对海攻击压制或摧毁敌防空力量侦查＊伙伴加油主要的对手：关岛美军基地的F-22未来将大规模装备部队的F—35要想与F-22或F—35抗衡，新一代战斗机要达到第四代战斗机的基本性能要求,要具有良好的隐身性能，要具有良好的机动性能,要具备较强的生存能力，所以我们提出我们的舰载机应该具有以下各种性能1。
拥有优异的机动性（包括低速大迎角及高速下的机动性能)2.超音速巡航能力3.隐身能力具备良好的上舰能力（包括起飞、着陆性能，结构强度，抗腐蚀）4。
具有较强的载弹能力5。
在可携带外挂油箱下，可实现较远的航程及较长留空时间具有良好的经济性、保养维护性，控制单机购买成本,降低单位飞行小时维修工时6.有发展为特种机型的潜力(如电子战飞机）飞机的参数指标飞机最大起飞重量：26t-29t巡航马赫数:1。
3Ma 高度14000m最大飞行速度：2。
2Ma实用升限:17000m最大外挂载荷：8t作战半径：1000km隐身性要求:RCS〈0。
03舰载起飞：起飞速度 250km/h1.调查研究中国的舰载机应该是什么样子的？应具有什么性能？2.收集现在有的舰载机资料，以便为后续设计作参考3.每个人提出自己的想法和设计4。
对各个方案进行论证和分析从中选出两个最优方案X-12A: 双发后掠梯形翼 V尾鸭翼X-12B:双发前掠翼 V尾鸭翼5.对比两个方案进行再次讨论，选出最优方案上舰可行性：X-12A机翼折叠：翼展由13m变为9.5m起飞性能：起飞时鸭翼处于近距藕合鸭翼，低速大迎角竟能优异,有较强的最大载重着陆性能：此布局是着陆迎角可以相对较大，可变V尾变为垂尾提供额外的侧向稳定性X—12B机翼折叠：前掠翼布局的气动弹性发散，要求机翼有很好的强度和刚度，而如果折叠机翼增加的结构重量与提升的气动性能不成比例起飞着陆性能:X—12B较X-12A操纵面更多，使操纵更为灵活，而且三翼面前掠布局低速性能也同样非常优异隐身性：X-12A采用等离子体隐身技术，在等离子体云厚度达到军用厚度后，可将RCS降低20dB,达到0.01㎡左右可以实现主动隐身，并且可实现对挂载的隐身同时不必牺牲飞机气动外形，而且可以减少阻力30%减少了隐身涂料的用量，可以有效减重并大大提高维护性和经济性,尤其在海上高盐环境下的腐蚀带来的维护性下降局限性：技术相对不成熟,生成等离子体的薄片功率有待进一步降低折中方案：在对气动布局影响不大的情况下，对飞机外形做隐身设计，在重点部位如进气道等强散射点加贴等离子体发生器X-12B以苏-47作为参考，RCS=0.3m2现有技术较为成熟，技术风险小隐身性能70%以上靠外形,尽可能采用大尺寸整体结构以减小接头、接缝或台阶另外30%靠吸波图层，采用新型吸波材料，可有效避免传统羰基铁涂层与机体发生电偶腐蚀成本及维护性分析：X-12A有歼十的基础，我国在鸭翼布局战斗机上的技术储备相对充足，研究成本相对较少等离子体隐身技术还不成熟,研究困难大，投入资金较多等离子体隐身使用简便，使用时间长，价格便宜，维护所需工时减少，达到较高的任务出动率大三角翼有利于大尺寸结构件的制造和安装X-12B前掠翼布局使复合材料用量加大耐腐蚀隐身涂料研制隐身涂层维护综上，我们最终选择X-12A作为我们的最终设计6.对X—12A进行优化设计改为翼身融合加大后缘前掠角加大尾翼使用三维矢量推进技术加装边条7.进行主要设计参数和主要性能参数的估算，并根据计算结果修改三维图二、总体布局三视图补充:使用二维S型进气道，增加隐身性前三点起落架机身后部装有拦阻钩三、主要设计参数1.展弦比由计算公式：A =caMa，设计机型为：喷气战斗机（格斗）；查得：a=4。
哈工大飞行器结构设计实验报告
飞行器结构设计实验一、实验目的通过参观航天馆内的实物及模型结合课堂学习内容，加深对蜂窝夹层结构、陀螺副翼、舱段的结构形式、舱段承力元件等的理解。
二、实验内容1、蜂窝夹层结构图1 蜂窝夹层结构图2 蜂窝夹层结构局部放大图夹芯层形似蜂窝的一种夹层结构，又称蜂窝夹层结构（见图1和图2）。
这种结构的夹芯层是由金属材料、玻璃纤维或复合材料制成的一系列六边形，四边形及其他形状的孔格，在夹芯层的上下两面再胶接（或钎焊）上较薄的表板。
早期使用的轻质巴萨木夹层不耐潮，抗腐性差,不耐火,人们遂把注意力转向金属蜂窝夹层。
1945年试制成最早的蜂窝夹层结构。
蜂窝结构比其他夹层结构具有更高的强度和刚度,与铆接结构相比,结构效率可提高15%～30%。
夹层的蜂窝孔格大小、高矮及其构成格子的薄片厚度等决定表板局部屈曲、孔格壁板屈曲的临界应力及夹层结构的保温性能。
这些尺寸的选择，一般要保证能够承受一定的去取载荷的前途下具有一定的保温性能。
蜂窝结构的受力分析与一般夹层结构相同。
在航空航天工业中,蜂窝结构常被用于制作各种壁板,用于翼面、舱面、舱盖、地板、发动机护罩、尾喷管、消音板、隔热板、卫星星体外壳、刚性太阳电池翼、抛物面天线、火箭推进剂贮箱箱底等。
2、陀螺副翼图1 陀螺副翼结构1— 安定面 2—盖板 3—风轮 4—螺钉 5—副翼 6—锁紧销 7—销套 8—止动件 9—卡箍 10—轴座 11、12—上下板 13—转轴图1是陀螺副翼。
它位于安定面的翼尖后缘，由上下板、风轮和转轴等组成。
工作原理：风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接成一体。
平时锁紧销6插在销套7内，副翼被锁在中立位置。
导弹发射后，止动件8尾部的易熔材料被发动机燃气熔化，在弹簧作用下，锁紧销被拔出，陀螺副翼便被开锁。
图2 陀螺副翼工作原理 导弹在飞行过程中，受到气动力作用，风轮在气动力作用下作高速旋转，自转角速度为Ω ，方向如图2所示，相当于一陀螺转子。
由二自由度陀螺的进动性知0ω ⨯Ω=J M 进动。
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飞行器设计要求150座级客机概念设计题目：先进，环保，150座客机1．客舱1.150座2.两级座舱（头等舱12座排距36in；经济舱128座排距32in）3.单级32in排距没有出口限制2．典型载荷225磅/乘客3．最大航程2800nm(5185.6km) 双级满载典型任务225英镑/乘客4．巡航速度1．0.78M2．最好：0.8M5．最大使用高度43000’(13115m) 1英尺=0.305m6．最大着陆速度（最大着陆重量）70m/s 1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量7000’ (2135m)海平面86华氏度飞机的总体布局1.与所设计要求相近的飞机资料飞机型号载荷(kg) 起飞重量(kg)巡航速度(M)航程(km)B737-800 16300 79010 0.785 5665 A320-100 15000 77000 0.78 5700 C919 15600 72500 0.7-0.8 55592.确定飞机构型1) 正常式上平尾，单垂尾2) 机翼：后掠翼，下单翼3) 在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机4) 起落架：前三点式，安装在机身上3．三面图(草图)机身外形的初步设计1．客舱布置混合级：头等舱12人3排每排4人座椅宽度：28in过道宽度：27in座椅排距：36in经济舱23排每排6人共138人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in单级：全经济舱30排每排6人共180人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in2．客舱剖面3．机身外形尺寸当量直径：216in前机身长度：220in中机身长度：1010in后机身长度：340in机身总长：1570in上翘角：14deg确定主要参数一．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6） –升阻比L/D ＝17.63．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 = 2800 nm ；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6) L/D = 17.6 M = 0.8 计算得：230.1=finalinitialW W187.0tocruisefuel 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 W 5 Cruise 187.0/to F5=W W 6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8 Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：259.0049.0003.0000.0187.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7toF5toF4toF3toF2toF1to 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 W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbs fuelW25900 lbs 38850 lbs 51800 lbs payloadW33750 lbs 33750 lbs 33750 lbs availempty W40350 lbs77400 lbs114450 lbs重量关系图交点：(171065,93009)6．所以最终求得的重量数据：emptyW 93009 lbs 0.544 fuelW44306 lns 0.259 payloadW 33750 lbs0.197 to W171065 lbs1二、推重比和翼载的初步确定界限线图地毯图N/m; 推重比T/W=0.31 选取翼载荷W/S=5150 2发动机选择Company CFMIEngine Type CFM 56Engine Model 5A1TO (ISA SLS)Thrust 2500 lbFlatt rating 30.0 °CBypass ratio 6.00Pressure ratio 26.50Mass flow 852 lb/sSFC 0.33 lb/hr/lb CLIBMMax thrust 5670 lb CRUSIEAltitude 35000 ftMach number 0.8SFC 0.596 lb/hr/lb DIMENSIONSLength 2.510 mFan Diameter 1.830 mBasic eng.wt 4860 lbLayoutNumber of shafts 2机翼外形初步设计一．翼型：设计升力系数计算：由W=L=qSC L------可得C L=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的C l等于三维机翼的C L因此：C l=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)^2)=0.471 选择NASA SC(2)-0410超临界翼型：其参数如下：二．机翼平面形状的设计，计算平均气动弦的位置和长度：1．展弦比AR=9.5.2．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。
图如下：3．后掠角：Λ=25°后掠角不能太多太小，变化如下图：4．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=147.6m2展长L=37.45m弦长=5.63m=2.25m气动弦长：=4.18m前缘后掠角：=0.511平均气动弦长到翼根距离为8.25m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。
图如下：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。
如下图：10．增升装置选择：=1.2=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=13.1m11.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：=22914.8kg 符合要求。
14．机翼到机身前头距离:X.25 m.a.c=46%xL Fus=18.34m15.机翼平面图：三．尾翼1．平尾外形参数：纵向机身容量参数：=0.925其中：由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：可以得到：平尾容量V H=3.5*32%=1.12 其中：32%是重心变化范围取尾臂力L H=50%L FUS=19.9m，AR=4.0，λ=0.4，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=147.6M2，机翼平均MAC c=4,18可得：S H/S=23.5%,平尾面积S H=34.7m2,展长l=11.78m，c根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m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 0006所以平尾图如下：2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：=0.218其中：由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：可以得到：垂尾容量Vv=0.105取尾臂力L V=50%LFUS=19.9m，AR=2.2，λ=0.7，χ=40°由公式：其中：机翼面积S=147.6M2，机翼展长bw=37.45m 可得：S v/S=19.7%,垂尾面积S v=29.16m2,展长l=8m，c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m由统计值：方向舵弦长取c e/c=0.30垂尾相对厚度t/c=0.08 其中：c为垂尾弦长，t为厚度垂直尾翼翼型：NACA0008所以垂尾图如下：发动机短舱初步布置进气道唇口直径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 =852 lb/s DIH = 0.037*852+32.2=63.7 in = 1.62 m主整流罩最大高度M HM H = 1.21D F风扇直径D F =1.83 mM H = 1.21 * 1.83 m = 2.21 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*1.83 - 0.01*(1.83*0.8)2] m = 4.3 m风扇出口处主整流罩直径DFOmin W DFO a 5.199.58)84.500036.0(2==+=μDMGmin W DMG a 22.148)5.4000475.0(2==+=μ核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where 2.211ln ⎭⎬⎫⎩⎨⎧⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=OPR W K a μDJ 取1m燃气发生器后长度LABLAB 取1m短舱翼吊安装展向位置位于34%的半展长处两发动机间距12.73m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 -2°安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角 0°。
起落架布置前三点式停机角︒ψ=2着落角︒ϕ=16防后倒立角︒γ=17主轮距=B7.8m前、主轮距=b12.84m高度=h 3.4m机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架40in * 14in 2个前起落架24in * 7.7in 2个重量估算与指标分配机身重量2)2(5.1(2)84.575.9(ff ff ff FUSHB HB L B pC M+⎪⎪⎭⎫⎝⎛-++=f L ——机身长度 (m) m L f 39= f B ——机身最大宽度 (m) m B f 9.3=fH——机身最大高度 (m) m H f 5.5=2C ——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0.58kgM FUS56.11523=机翼重量(1) 理想的基本结构重量M IPS54.0)]/1(2.0[1101.39810sec sec )1(12.113.0/200125.465.15.24.0256.1475.977600)72.01(2.2)44.034.01(3/sec sec )1(19200655.05.25.175.0075.1225.0225.005.025.15.05.10=-+-=⨯=⨯⎥⎦⎤⎢⎣⎡+====⨯==︒=====⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡+-⎪⎭⎫ ⎝⎛++-=+=+=M Mr SMrA N f sm V N C mS A kgMA S AM Sm f r N SA m m m MMZWaD r ac rC IPS ϕφλττλϕφλλτλλττϕφλ007.005.0==r C m m(2)修正系数079.00005005.0002.00015.0007.0012.0004.002.077600105.303.0022.0005.002.001.0003.0004.001.0004.00015.0001.05.05=+-++++++⨯-+-++++++++=-x C(3)机身对机翼影响147.0/1])431(0027.0)51[(13.12===+--=b B C f y βλββ(4)机翼总重=++=0)(MC m m C Mx r C y wing10553kg尾翼重量水平尾翼的重量：kg S V M H D H 764047.024.1== 垂直尾翼的重量：kg S V k M VD V 454047.015.112==动力装置重量kgMnC Mengpow68783==系统和设备重量kg M C M sys 853604==起落架重量kg M C M 34920lg lg ==使用项目重量kgP F n OP c 239585=+有效载荷kgMP Mfreightpayload1525095=+=最大起飞重量kgM M M M M M M M M M 789430=++++++++=燃油系统和固定设备起落架动力尾翼机翼使用项目商载机身kgkg M 77600799400>=通过分析 可知机身和机翼重量所占比例较同类飞机较大 因此，对其修正，得kgMFUS10200=kgM wing 9500=从而kgM 775660=气动特性分析1.全机升力线斜率：ξ为因子：=1.167 机翼的升力线斜率：=5.18 全机的升力线斜率：=6.04 其中：d h =3.7846m ，b=37.45m ，S n et = 20.07m 2，S gross =147.6m 2，A R =9.5 最大升力系数：=1.572.后缘襟翼产生的升力增量：当起飞时 Βflap =20°，当着陆时 Βflap =45°，b f /b=0.7，ΛQchd=25°采用三缝襟翼可以计算的：起飞时升力增量为0.6 着陆时升力增量为1.33.前缘襟翼产生的升力增量：=0.33其中：b flap=1.04.升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为：=0.042起飞时升致阻力因子为：=0.0415着陆时升致阻力因子为:=0.02935.部件的湿润面积计算：机翼：=140x（1.977+0.52x0.10）=284m2平尾：=34.7x（1.977+0.52x0.06）=69.7m2垂尾：= 14.5x（1.977+0.52x0.08）=29.4m2机身：=3.14x(132+187)/2=500.9m2其中：短舱：=37.68m26.巡航下的极曲线：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1对机翼：N R=2.63x10^7C f=2.27x10^-3对平尾：N R=1.96x10^7C f=2.37x10^-3对垂尾：N R=2.31x10^7C f=2.32x10^-3对机身：N R=2.93x10^7C f=2.27x10^-3对短舱：N R=1.14x10^7C f=5.2x10^-3(2).形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124垂尾形阻因子：=1.16其中：ξht=0.5机身形阻因子：=1.2其中：l fuse=39.87m，d v=5.5m 短舱形阻因子：=1.3其中：d nac=2mL anc=6m(3).零升阻力：=2.518/147.6=0.0171 其中:(4).压缩性阻力：阻力发散马赫数M DD:=0.8233其中：M REF=0.9压缩性阻力：=4.16x10^-4其中：(5).巡航下极曲线图：C D =C D0+C Dcomp+C Di=0.016+0.000416+0.042C L2=0.0164+0.042C L2图形如下：7.起飞着陆时时的极曲线：一. 起飞时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.167对机翼：N R=1.585x10^7C f=2.58x10^-3对平尾：N R=1.2x10^7C f=2.69x10^-3对垂尾：N R=1.424x10^7C f=2.62x10^-3对机身：N R=1.803x10^7C f=2.52x10^-3对短舱：N R=7.762x10^6C f=5.3x10^-3 （X T/L b=0.2）(2).零升阻力：=2.796/147.6=0.019(3).起落架放下引起的阻力增量：=0.01698(4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 2.7x10^-5(5).起飞总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.019+0.0415C L2+0.01698+0.000027=0.036+0.0415C L2(6).起飞时极曲线图：二. 着陆时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.206对机翼：N R=2x10^7C f=2.486x10^-3对平尾：N R=1.494x10^7C f=2.6x10^-3对垂尾：N R=1.758x10^7C f=2.536x10^-3对机身：N R=2.227x10^7C f=2.446x10^-3对短舱：N R=8.62x10^6C f=5.45x10^-3 （X T/L b=0.15）(2).零升阻力：=2.723/147.6=0.01845 (3).起落架放下引起的阻力增量：=0.01698 (4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 1.4x10^-4(5).着陆时总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.01845+0.0293C L2+0.01698+0.000140.03557+0.0293C L2(6).着陆时极曲线图：8.第二阶段爬升单发停车时极曲线：(1). C D0=0.01845(2).襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量:=2.7x10^-5(3).单发失效引起的阻力增量:①风车阻力：=(0.3x2.64)/147.6=0.00571其中：②为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力:约5%C D0=0.0009225③单发失效阻力增量C D0-lose=0.00663(4).第二阶段爬升单发停车时总阻力：C D=C D0+C D+C D0-f lop+C D0-lose=0.01845+0.0415C L2+2.7x10^-5+0.00663=0.0251+0.0415C L2(5).第二阶段爬升单发停车时极曲线图：性能分析商载—航程图最大起飞重量 kgM 776000=最大载客+行李 180*95kg=17100kg使用空重kgM empty 42188=货物kg M c 42188=最大燃油kgM c 20097=所以4点 ( 2800, 15309)最大燃油=200097kg部分载客+行李=15309kg 使用空重=42188kg 航程2800nm3点 ( 2420 , 17100)使用空重=42188kg最大载客+行李=17100kg 部分燃油=18312kg 航程2420nm2点 (1455, 21998)使用空重=42188kg最大载客+行李=17100kg 货物=4898kg部分燃油=13502kg 航程=1455nm2 3 4 商载(kg)航程(nm)起飞距离TOFL=2200 m进场速度max213.1L Lstall lstal a SC MV V V ρ==stall V 为飞机着落时的失速速度LM为飞机着落重量3/225.1m kg =ρ为机场空气密度3.3max =L C 为飞机着落状态时的最大升力系数 sm V a /70=着落距离m R LD 1600=总结设计参数与A320相近，符合我们总的设计要求，但与A320有一定差距，需要以后的优化与改进。