飞行器总体设计 大作业第二章(2)
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
飞机总体设计报告大型固定翼客机设计报告2010-12-8大型固定翼客机设计报告飞行器设计要求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 5665A320-100 15000 77000 0.78 5700C919 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 Range W W final initial )ln( 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=finalinitialWW187.0tocruisefuel 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 off002.0/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 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 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W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbs toW25900 lbs 38850 lbs 51800 lbs fuelW33750 lbs 33750 lbs 33750 lbs payloadW40350 lbs 77400 lbs 114450 lbs emptyavail重量关系图交点：(171065,93009)6．所以最终求得的重量数据：W93009 lbs 0.544emptyW44306 lns 0.259fuelW33750 lbs 0.197 payloadW171065 lbs 1to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 lbCRUSIEAltitude 35000 ftMach number 0.8SFC 0.596 lb/hr/lbDIMENSIONSLength 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=qSCL ------可得CL=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的Cl 等于三维机翼的CL因此：Cl=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。
完全2飞行器设计第2章
第二页，编辑于星期一：七点 四十八分。
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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
飞行器结构设计课后答案
A C
解答： （1）
①
nyE
Y G
3
L
②
nyY
N iy Gi
mi ai Gi
mi z xi Gi
3.92 3 1.2 9.8
③ nyE nye nyr 3 1.2 1.8
（2）
M ZvGi I ZvGi z 1200 (3.92) 4704 N M
N前1
N M ZvGi 4704 5880 N
即
N前 23.88KN 向上
N后 5.8KN 向下
飞机结构设计第三章习题解答
一、 一双粱机翼，外翼传到 2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力 Q＝100 kN(作 用在刚心上)， 弯矩 M=5×l03 Kn·m、扭矩 Mt= 30 kN·m。已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为 EI 前＝1010kN·mm2、 EI 后＝2×1010kN·mm2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为 Kt 前＝5×108 kN·mm2， Kt 后＝109 kN·mm2。 求：
M 1 M 2 ,才可
能 R中 0 ）
五．下列各机翼结构蒙皮上均有开口，请画出所指定翼肋在传递总体内力时所受 的载荷及它们 的力平衡图和内力图。 (1) 单梁单墙式机翼的 I 肋。
在 Q 和 M 下，I 肋不起作用；在 Mt 下，如图所示：
(2) 双梁单墙式后掠翼，其中后粱在Ⅱ肋处有转折，请画出Ⅱ肋的力平衡图和内 力图。
rm in
v2 g(ny 1)
(720 1000 )2 3600
9.8 (8 1)
583 .1m
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度 H＝1000m 处，以速度 V=520 Km/h 和 V’＝625km／h(加力状态)作盘旋半径不小于 R＝690m 和 R’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图 2.4)。求
《认识飞行器作业设计方案-2023-2024学年科学人教鄂教版》
《认识飞行器》作业设计方案第一课时一、设计目的：通过本次作业设计，使学生了解飞行器的种类、结构和原理，培养学生的观察、思考和分析能力，激发学生的学习兴趣，提高学生的创造性思维和动手能力。
二、作业内容：1. 研究类别：围绕飞行器展开，主要包括飞机、直升机、无人机等种类。
2. 结构分析：学生需要了解各种飞行器的结构组成，并画出简单的示意图。
3. 原理探究：学生需要探究飞行器的飞行原理，包括升力原理、动力原理等。
4. 创意设计：学生可以根据所学知识，设计一种自己的飞行器，并制作一个简单的模型。
5. 实践操作：学生可以选择一种飞行器进行实践操作，比如组装一个飞机模型或者操作一台无人机。
6. 实地考察：学生可以组织班级活动，前往机场等地进行实地考察，观察不同种类飞行器的起降过程。
三、作业要求：1. 学生需认真阅读相关学习资料，了解各种飞行器的基本知识。
2. 学生需根据设计要求，完成作业内容并按时提交。
3. 学生需积极参与课堂讨论，与同学分享自己的研究成果。
4. 学生需保持独立思考，勇于提出自己的见解，并尊重他人意见。
四、评估方式：1. 学生完成作业内容的质量（包括专业性、创意性等）。
2. 学生在课堂上积极参与讨论的程度。
3. 学生在实地考察中的观察记录和归纳能力。
4. 学生对于飞行器知识的理解和运用能力。
五、作业实施计划：1. 第一周：介绍飞行器基本知识，分组讨论各种飞行器的种类和结构。
2. 第二周：学生独立研究不同飞行器的飞行原理并做报告。
3. 第三周：学生完成创意设计并展示自己设计的飞行器模型。
4. 第四周：学生实地考察，观察不同种类飞行器的起降过程。
5. 第五周：学生总结本次作业，对所学知识进行归纳梳理。
通过以上设计方案，相信学生们将能够对飞行器有一个更加深入的了解，培养出对科技的热爱和对未来的探索精神。
同时，也能够激发学生的学习兴趣，提高他们的综合能力和创造力。
愿本次作业设计成为学生们知识海洋的一次冒险，让他们在探索中不断成长。
空间飞行器总体设计
3. 轨道机动、交会对接的概念？ 答：轨道机动是航天器在控制系统的作用下使其轨道发生有意的改变。 （沿原轨道运行的航 天器经机动改变成另一条所要求的新的轨道运行） 轨道改变和轨道转移是轨道机动按是否有相重点分为轨道改变和轨道转移。 有交点， 只施加 一个冲量的是轨道改变。没交点，至少施加两个冲量的叫轨道转移。 （中间轨道称为过渡轨 道或转移轨道） 交会与对接是两个航天器在空间某一点上的会合叫做交会， 两个航天飞行器连接成一体叫做 对接，为了对接首先要交会。 三种方式：直接交会；用交会位置调节轨道交会；用等待轨道交会。 对接：法线轴重合时，加一个冲量。 4. 共面同向轨道改变需要的速度增量的大小？ 答：讨论椭圆轨道圆形化。设原轨道的半通径为 P、偏心率为 e。要求在其近地点或远地点 实施变轨使其转入一条同向圆轨道运行。 如果轨道改变在近地点发生，则因为原轨道在近地点处的地心距 rp 和速度 v p 分别为
航天器系统
有效载荷(有效载荷分系统)
航天器平台
航天器结构平台(结构分系统)
服务与支持分系统
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
第四章—卫星总体设计
1. 总体设计基本任务是什么？ 答：在规定的研制周期和成本情况下设计一个能满足用户特定任务要求、优化的卫星系统 (1). 将用户要求转化成若干分系统组成的系统和系统的功能及性能参数， 并使该系统满足大 系统（运载火箭、发射场、测控中心和应用系统）的约束要求 (2). 将卫星系统功能和性能参数分解到各个分系统中， 经过分析和协调， 保证系统和分系统 之间的各种功能的、物理的和程序的接口兼容，最终完成总体方案设计 (3). 完成卫星总体详细设计(包含总装设计、总体电路设计、电性能测试和环境模拟试验要 求) (4). 提出产品保证要求，完成可靠性、可用性、可维修性、安全性、电磁兼容性及软件等保 证大纲及规范） 2. 总体设计基本设计原则是什么？ 答：满足用户需求的原则，系统整体性原则，系统层次性原则，卫星研制阶段性原则，创新 性和继承性原影响航天器姿态控制以及要求磁净化的设备 使航天器面临着潜在的危害
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。
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第二章总体参数设计2.1参数设计的任务和过程
(1)飞机总体布局形式
(2)起飞总重W0；
(3) 最大升力系数 CLmax ；
(4) 零升阻力系数 CD0；
(5) 推重比 T/W；
(6) 翼载 W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：
(1) 装载和装载类型；
(2) 航程或待机要求；
(3) 起飞着陆场长；
(4) 爬升要求；
(5) 机动要求；
(6) 鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准
●2.2飞机起飞重量的估算
●2.2.1飞机起飞重量的分析
设计起飞重量包括空机重量和全部载重，如下图所示：
以及近似计算过程的框图如下：
W 0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：
e f p W W W W ++=0
)(eq en st f p W W W W W ++++=
Wp ——有效载荷(含乘员)重量；
Wf ——燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We ——空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=0
0000)/()/(W W W W W W W e f p ++=
e f p W W W W ++=0/(00)/W W
所以：0
00//1W W W W W W e f p
--=
其中：0/w w f
、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或
燃油重量f W )，就可求出0W 。
2.2.2各重量系数的预测
一、空机重量系数0/w w e
的确定
起飞重量中,空机重量可以用对应的空机重量系数乘以起飞重量而得到.
空机空重：
E
E O O
W W W W =
⨯ 空机重量系数：
C E
O VS O
W AW K W = 相对于O W 的经验空机重量系数统计值
对于变后掠翼VS K =1.04, 正常机翼VS K =1.00 取 A=0.93, C=-0.07 VS
K =1.00
空机重量系数
0.070.93E
TO TO
W W W -= 二、燃油重量系数0/w w f 的确定
飞行任务中使用燃油重量为 (1)fused ff TO W m W =-
任务燃油重量为 (1)F ff TO fres W m W W =-+ 其中 ff m 为任务燃油系数,fres W 为额外燃油重量, 任务燃油系数ff m = 7
1
0i i i i
W W =+=∏ 这里注意取0W ＝TO W 典型飞行任务剖面图
各任务段重量比的计算： 任务抛面 i i W W /1+
发动机启动和暖机
0.9900 取自AAA 典型的暖机段燃油系数 滑 跑 0.9950 取自AAA 典型的滑跑段燃油系数 起 飞 0.9950 取自AAA 典型的起飞段燃油系数
爬升到巡航高度并
加速到巡航速度
0.9850 根据经验公式
巡 航 0.8185 根据经验公式
待 机 0.9323 根据经验公式取m in 30=ltr E
施放有效载荷 1.0000
待 机 0.9993 式取m in 5=ltr E
根据经验公返 航 0.8185 根据经验公式
下 降 0.9850 取自AAA 典型的下降段燃油系数 着陆、滑行和关机
0.9950
取自AAA 典型的着陆/滑行段燃油系数
现在开始计算空中中巡航段和待机段的重量比 （1）巡航段
5
4
W W
发动机耗油率C 发动机类型
巡航耗油率
待机耗油率
２滑跑
１发动机启动和暖机
起飞
４爬升并加速
５巡航
６待机
７下降
８着陆滑行并关机
本运输机采用双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机V2500这种发动机推力大、耗油率低。
查发动机手册知其典型值为0.55(巡航状态)、0.42(待机状态)。
V2500巡航耗油率[H=10670m ， M=0.8， kg/(daN·h)] V2500-A1 0.592 -D5 0.585 -D5 0.585 -D5 0.585 -A5 0.585 -A5 0.585
航程R=4800km,
巡航速度v=0.75*303.85m/s=227.9m/s
C=0.55(1/h)=0.000152777(1/s) ,L
D
=10.09
5
4
W W =exp(
)()RC L V D
-=48000000.000152777
exp()exp(0.3261)0.7217222.910.09-⨯=-=⨯ （2）待机段
6
5
W W
待机时间E=20min=1200s
C=0.42(1/h)=0.000116666(1/s) 此时,L/D=12.59
6
5
W W =() exp(
)exp exp 0.01110.989012.59EC L D -⨯⎛⎫
==-= ⎪⎝⎭
-12000.000116666 燃油重量系数计算
ff m =8
W W =0.9900*0.9900*0.9950*0.9850*0.7217*0.9890*0.9850*0.9950=0.6750
取fres W =1000kg 可得出任务油重系数为
F TO W W =(1-ff m )TO W +fres W =0.3250+1000
TO
W 起飞质量迭代方程及起飞重量的初始确定
对于该客机，tfo W =400kg crew W =600kg PL W =80 000kg 起飞重量： TO crew F PL E tfo W W W W W W =++++ 空机重量：(
)E
E TO TO
W W W W =
燃油重量：(
)F
F TO TO
W W W W = 由上式得起飞重量迭代方程：
()()
TO 1crew tfo PL E TO F TO W W W W W W W W ++=
--=
()0.0740060080000
100010.930.3250+ TO TO W W -++⎛⎫
-- ⎪
⎝
⎭
则迭代得：
TO W 初值（kg ） E
TO
W W
TO
W 的计算值(kg ) 重量差（kg ）
270000 0.387514078 285430 15430
285430 0.386009470 283725 1704 283725 0.386171346 283907 182 283907 0.386154020 283888 19 283888 0.386155876 283890 2 283890 0.386155677 283890 0 三、有效载荷W p 的确定 W crew =100*6=600（kg ） W load =80000(Kg)。