第二章 飞机初始总体参数与方案设计
第二章飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。
方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数：
(1)起飞总重W
；
TO
；
(2)最大升力系数 C
lmax
；
(3)零升阻力系数 C
D0
(4)推重比 T/W；
(5)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 重量估算
飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。
估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总
重W
TO 、空重W
E
、任务油重W
F
的方法。
该方法适用于如下 12种飞机：
(1)自制螺旋桨飞机；
(2)单发螺旋桨飞机；
(3)双发螺旋桨飞机；
(4)农业飞机；
(5)公务机；
(6)涡轮螺旋桨支线飞机；
(7)喷气运输机；
(8)军用教练机；
(9)战斗机；
(10)军用巡逻机，轰炸机和运输机；
(11)水陆两用飞机；
(12)超音速巡航飞机。
2.2.1 方法的概述
可以将飞机起飞总重表示为如下几项：
W TO =W
OE
+W
F
+W
PL
（2.2.1）
其中：
W
OE
——飞机使用空重
W
F
——飞机任务油重
W
PL
——飞机有效装载重量
而 W
OE
通常记为：
W OE =W
E
+W
tfo
+W
crew
（2.2.2）
其中：
W
E
——空重；
W
tfo
——死油重；
W
crew
——乘员重。
空重有时又可写成如下形式：
W E = W
S
+ W
FEQ
+ W
EN
（2.2.3）
其中：
W
S
——为飞机结构重量；
W
FEQ
——为固定设备重量；
W
EN
——动力装置重量。
设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机
动性在内的主要性能。除特殊说明外，起飞总重或W
TO
假定为设计重量。
固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置（ APU）、内部装置和内部装饰和其他用于完成该任务而带的设备的重量。
设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图 2.2.1所示）。
图 2.2.1 飞机起飞重量分类
对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：
W TO =W
crew
+W
F
+W
PL
+W
E
（2.2.4）
也可以写为：
1c r e w P L TO F E
TO TO W W W W W W W +=
--
（2.2.5）
式中：
E
TO W W =m e ——空机重量系数；
F
TO W W =m f
——燃油重量系数。
表 2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。
表 2.2.1 常规飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量
此时有两点值得注意：
（1）. 从最底层考虑，估算需要的燃油重量 WF 是不难的；
（2）. 统计数据表明，对先前提及的 12种飞机， log 10W TO 和 log 10W E 之间存在线性关系。
基于这两点，求 W TO 、W E 和 W F 将包含以下 7个步骤： 第一步：确定任务装载重量 W PL
第二步：猜测一个起飞重量值 W
TO guess
第三步：确定任务油重 W
F
第四步：确定 W
OE
的试探值：
W
OE tent =W
To guess
-W
F
–W
PL
（2.2.6）
第五步：求 W
E
的试探值：
W
E tent =W
OE tent
-W
tfo
–W
crew
（2.2.7）
W tfo 大约为 W
TO
的 0.5%或更多，通常可以忽略不计。W
crew
数值根据设计要求
或使用要求决定。
第六步：按 2.2.5节中的方法求 W
E
的许可值。
第七步：比较 W
E tent 和第五、第六步得来的的值，然后改变 W
TO guess
的值，重
复 3～6步，一直迭代下去，直到 W
E tent 和 W
E
的差值小于指定的误差值。在这一
阶段，误差值通常取 0.5%。
2.2.2 确定飞机装载重量W PL，和人员重量W crew
飞机装载重量 W
PL 通常已在任务要求中给出。 W
PL
包括以下各项的一部分：
（1）乘员和行李
（2）货物
（3）军用装载，如：弹药、炸弹、导弹和各种外挂物。对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重 35kg，带行李 10kg，对远程飞行每个旅客带行李 15kg。机组人员重量 W
crew
是由如下方式确定的：
旅客机：机组人员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员，人员数目还取决于旅客总数。对机组成员，一般重量为 80kg，所带行李 10kg。
军用飞机：对军机飞行员，重量取为 100kg，因为他们带有附加设备。2.2.3 对起飞总重量W TO的估计
WTO guess的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给一个猜测值。
2.2.4 任务油重的确定
在 2.2.1节中，第一步曾表明确定 WF 是不难的，本节将提供求 WF 的方法：任务油重 WF 可被写为：
W F =W F used +W F res
(2.2.8)
其中：
W F used ——任务期间耗去的燃油重量 W F res ——执行任务所必须的余油 任务余油量通常按下列方式规定： (1)作为消耗燃油的一部分
(2)使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要 (3)满足待机时间要求的油量
为了确定执行飞行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法，即飞行任务被分成若干段（见图 2.2.2）。每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面分成许多任务段，每一段给予编号并给出起始重量和结束重量。每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。下一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：
图 2.2.2 典型飞机任务剖面
第一步：发动机启动和暖机
起始重量为 W TO ，终止重量为 W 1，本段燃油系数为 W 1/ W TO 。该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第二段：滑跑
开始重量为 W
1，终止重量为 W
2
，燃油系数为 W
2
/W
1
。该系数的参考数据约为
0.99～0.998。
第三段：起飞
开始重量为 W
2，终止重量为 W
3
，本段燃油系数为 W
3
/W
2
。该系数的参考数据
约为 0.99～0.998。
第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度
开始重量为 W
3，终止重量为 W
4
，本段燃油系数 W
4
/W
3
的参考数据约为 0.98～
0.995。
第五段：巡航
起始重量为 W
4，终止重量为 W
5
，本段燃油系数 W
5
/W
4
的参考数据约为
0.863～0.99。
第六段：待机
起始重量 W
5，终止重量为 W
6
，本段燃油系数 W
6
/W
5
的各种飞机参考数据约
为 0.99～0.995。
第七段：下降
开始重量为 W
6，终止重量为 W
7
。该系数的参考数据约为 0.985～0.995。
第八段：着陆、滑行和关机
起始重量为 W
7，终止重量 W
8
，该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
这样即可求出任务燃油系数 M
ff
：
M
ff =（W
1
/W
TO
）Πi=1,7（W
i
+1/W
i
）(2.2.9)
式中
W
TO
——起飞总重
W
i
——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量
W
i 、W
i+1
——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量
任务中使用的燃油， W
Fused
为：
W
Fused =（1- M
ff
）W
TO
(2.2.10)
任务燃油重量， W
F
最终为：
W F =（1- M
ff
）W
TO
+W
Fres
（2.2.11）
2.2.6 空机重量的估算
空机重量系数m e可以根据图 2.2.3所示的经验曲线，按统计规律估算。空机重量系数大约在0.3～0.7之间变化，并随飞机总重增加而递减。
图 2.2.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系由图可见，飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大，远程军用飞机的空机重量系数最小。飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。还应注意到，不同类型的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。
空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。也可以把这些设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于 20世纪 80年代以前的飞机。对于新一代飞机，在使用这些统计数据时要考虑增加W
而减小
PL
W
。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。
E
2.2.7 确定起飞重量
将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数
之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，直到 W
E tent 和 W
E
的差值小于
指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.1 确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘
缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。平尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。
大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80％。表 2.3.1列出了不同飞机的典型 C
Lmax
值。
表 2.3.1 最大升力系数典型值
C
Lmax
的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表 2.3.1所列值
已经足以“选择”满足任务要求和与襟翼参数相对应的 C
Lmax
。为了获得较好的最
大升力系数的初始估算值，需要求助于实验结果和经验数据。图 2.3.1给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线，要记住的是，用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数，大约是着陆最大升力系数的 80％。
图 2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线
2.3.2 确定零升阻力系数
机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力，对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“当量蒙皮摩）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
擦阻力系数（C
fe
式（2.3.1）给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式，公式中
可从表（2.3.2）中查取。
的当量蒙皮摩擦阻力系数 C
fe
式中：
S
——飞机浸湿面积；
浸湿
S
参考
——飞机参考面积。
表 2.3.1当量蒙皮摩擦阻力系数
这里引入了浸湿面积的概念，所谓浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估算。对于一般飞机方程式（ 2.3.2）给出了合理的近似。
S
浸湿≈3.4[(S
侧
+S
俯
)/2] （2.3.2）
其中：
S
侧
－侧视图中飞机的平面面积；
S
俯
－俯视图中飞机的平面面积。
机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2所示，浸湿面
积由实际视图外露平面形状面积（S
外露
）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。
图 2.3.2机翼/尾翼浸湿面积估算图
2.3.2中阴影部分为外露平面形状面积，虚线所示为机翼 /尾翼真实平面形状面积。如果机翼或尾翼象一张纸那样薄，则浸湿面积将精确地等于实际平面形状面积的二倍（即上和下）。有限厚度的影响将增大浸湿面积，可近似的由式（ 2.3.3）或（ 2.3.4）估算。要注意，实际外露平面形状面积是投影（俯视）面积除以上反角的余弦值。
如果 t/c<0.05 S
浸湿＝2.003 S
外露
（2.3.3）
如果 t/c>0.05 S
浸湿＝S
外露
[1.977+0.52(t/c)] （2.3.4）
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。
2.3.3 典型的飞机极曲线
亚音速时，设极曲线为抛物线，则飞机的阻力系数为：
20L
D D C C C Ae π=+
(2.3.5) 或者： 2
0D D L C C KC =+
(2.3.6)
其中：
1
K Ae π=
——诱导阻力因子；
A －机翼展弦比； e －奥斯瓦尔德系数。
典型的奥斯瓦尔德系数（e ）在 0.7与 0.85之间，可以用下面的公式估算 e 值：
直机翼飞机 e ＝1.78（1－0.045A 0.68）－0.46
（2.3.7）
后掠翼飞机 e ＝4.61（1－0.045 A 0.68）(cos ΛLE )
0.15
－3.1
（2.3.8） 其中：Λ
LE ——机翼前缘后掠角。
升阻比 L/D 是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比 L/D 直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比 L/D 的估算。
(L/D)max = 0.5(πAe/C D0)1/2
（2.3.9）
以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上）：
20min ()L L D D C C C C Ae π-=+
（2.3.10）
其中： C L 0 －对应于 C D min 的升力系数。如 C L 0 ＝0，则 C Dmin = C D 0 。 对第一次近似，
min 14
20.09(0.90.15)[3(1 3.3()cos 0.50.008)0.0002]
M f T
D f S D
E E S f f
S t C M C c S
C S
k S k -?=++Λ+
+-++
式中：
f C =
——机翼在紊流中的摩擦系数；
2.580.045
(lg Re)f C =
——机翼在层流中的摩擦系数；
Re =
V C ——巡航速度；
S E ——所有发动机短舱的横截面面积； S T －尾翼面积；
C DE －发动机短舱的阻力系数；
k f －机身的长细比。
发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比（确切地说是决定于短舱形状），如表 2.3.4所示：
表 2.3.4
与涵道比的关系
图 2.3.3装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线
S=32
㎡；A ＝9；Λ1/ 4＝20°；＝0.14；＝0.10；d f ＝2m ；机翼增升装置：
前缘缝翼及双缝富勒襟翼； 1——无增升装置的 C L α；2——起飞时（前缘缝翼不打开，襟翼偏转 20°）的 C L α；3——着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40°）的 C α；4——无增升装置 (起落架收起 )时的()L D C C ；5——起飞时（起落架放下）的 ()L D C C ；6——着陆时（起落架放下）的 ()L D C C ；7——离地时的升
力系数；8——着陆时的升力系数。
图 2.3.4超音速飞机的极曲线
图 2.3.5超音速飞机的 CD0 随飞行 M 数变化的曲线
2.4 确定推重比和翼载
推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。然而，在初始
设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。
2.4.1 确定推重比
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。
每当设计师们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。另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗条件下的推重比。
1.推重比的折算
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小。例如，在设计过程中得到了巡航状态的推重比（T/W）巡航，就可以用式（2.4.1）进行折算：
如果可能的话，起飞与巡航条件下的推力比值，应该从实际发动机数据中得到，否则可采用类似发动机的数据，或者某些其它来源的数据。
2.推重比的统计估算值
表 2.4.1给出了不同类型飞机的推重比(T/W)的典型值，这些值都是海平面和零速度（“静态”）状态下的最大功率时的值。
表 2.4.1推重比的统计值
注意，现代空中格斗战斗机的T/W值接近 1.0，这表明推力近似等于重量。
在格斗条件下，当燃油消耗一部分后，飞机的推重比超过 1.0，这时飞机甚至能垂直向上加速。应特别指出的是，能进行格斗的喷气式战斗机的 T/W 是特指发动机开加力时的值，而其它喷气飞机的 T/W ，一般是不开加力的值。
推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大设计速度情况下，气动阻力的计算将与其它准则一起用于确定所需要的 T/W ，表 2.4.2给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟合方程，可用于估算推重比（T/W ）的初始值。
表 2.4.2推重比与最大马赫数的关系
3. 根据保证平飞状态的统计确定推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在飞机上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升阻比L/D 的倒数，即：
L/D 可通过多种方法计算，对于螺旋桨飞机，巡航 L/D 和最大 L/D 相同；对于喷气式飞机，巡航 L/D 是最大 L/D 的 86.6％。求出巡航段推重比，然后根据式 2.4.1就可以求出起飞时的推重比。 4. 根据爬升性能确定推重比
爬升段的推重比可用式（ 2.4.3）来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。
T
G W ≥+
（2.3.3）
式中，G 代表爬升梯度；C D0是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于 0.015，对于整流好的螺旋桨飞机，近似等于0.020，对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机，近似等于 0.03。e 是奥斯瓦尔德（Oswald ）效率因子，它是诱导阻力效率的量度。对于战斗机，e 近似等于 0.6，对于其它飞机，e 近似等于0.8。
对于无襟翼状态而言，起飞襟翼状态 CD0大约增加 0.02，e 将减少大约 5％，着陆襟翼状态， C D0将大约增加 0.07，e 将大约减少 10％。可收放的起落架在放下位置使C D0大约增加 0.02。 5.根据起飞滑跑距离确定推重比
除非特别指明，均认为起飞时地面为硬质跑道（混凝土地面或柏油路面）。 起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出，这些要求因飞机而异（图 2.4.1和图 2.4.2）。对民机，应满足相应的规范要求。对军用飞机，起飞性能计算应按相关文献的方法进行。基于不同的任务，起飞要求通常以最小地面滑跑距离、最小爬升率等形式提出。对海军飞机还要有上舰能力，必须考虑弹射器的影响。
下面主要讲述按起飞要求对具有机械襟翼飞机的设计参数确定方法。对具有喷气襟翼和矢量推力的飞机，参阅有关文献。
图 2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义
图 2.4.2民机起飞距离的定义
通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，但是用下式可以足够精确地算出滑跑距离值：
1
312()22()TO TO G TO
V L T g L W D μ=
?
--
（2.4.4）
式中：V TO ——起飞速度（又叫离地速度）；
μG ——地面摩擦阻力系数；
(
)TO T W ——飞机起飞滑跑时的平均推重比；
()TO
L D ——飞机起飞滑跑时的升阻比。 地面摩擦阻力系数的值如表2.4.3所示： 表 2.4.3典型的地面摩擦阻力系数 μ
飞机起飞滑跑时的升阻比，对超音速飞机 L/D ＝5～6，对亚音速飞机 L/D ＝8～10。
在起飞状态，
2max 23.6
TO
L TO W
S
V
C =，将该式代入（式 2.4.4）得到： max 1.2(3)
2
TOG L TO
G W
S
S C L W D μ≈
?
-+
（2.4.5）
由（式 2.4.5）可以得出求解推重比的的公式：
max 1.2
111.05[()]
2
G L TO TOG W
T S L W C L D μ=++
（2.4.6）
因为飞机的战术技术要求中给出了飞机的起飞滑跑距离值，所以可以根据上式解出推重比。
6. 根据最大平飞速度确定推重比
飞行的速度增大时，飞机的阻力将增大。克服阻力需要用推力，所以飞机的需用推力值 T 需用就是飞机的实际阻力值 D ，最大可用推力T 可用减去阻力 D 或者减去需用推力T 需用，所得的剩余推力?T 为：
?T ＝T ?D=T 可用?T 需用
(2.4.7)
速度愈接近最大，剩余推力 ?T 就愈小，直到这最大剩余推力 ?T 等于零，此时的速度即为最大平飞速度。当然，这个最大平飞速度是指未受其它条件限制的最大速度。速度 V 为：
V===
(2.4.8)
式中：D为阻力，最大速度时阻力D与推力T相等：D＝T，所以
max
V==
(2.4.9)
由式（2.4.9）可以得出推重比的表达式：
2
max
1
2D
V C
T
W
W
S
ρ
=
(2.4.10)
给出最大平飞速度后，如果已知翼载，就可以求得所需要的推重比。反过来，如果已知推重比，就可以求得所需要的翼载。
7. 推重比的选取
根据飞机的不同性能要求可以求出几个推重比，飞机的推重比取其中的最大值。
2.4.2 确定翼载荷（W/S）
翼载是飞机重量除以飞机的参考（不是外露）机翼面积。就像推重比那样，翼载通常是指起飞时的翼载，但也可以指其它飞行条件下的翼载。翼载影响失速速度、爬升率、起飞着陆距离以及盘旋性能。翼载决定了设计升力系数，并通过对浸湿面积和翼展的影响而影响阻力。翼载对确定飞机起飞总重有很大影响。如果翼载减小，机翼就要变大。这虽然可改善性能，但由于机翼较大，会引起附加的阻力和空机重量，将导致为完成任务而增加起飞总量。表 2.4.4给出了有代表性的翼载。在设计过程中，利用这些参数，可提供参考，也可检验设计的结果。
表 2.4.4翼载统计值
飞机总体设计大作业教学提纲
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
飞机分类
飞机依其分类标准的不同，可有以下划分方法： 1、按飞机的用途划分，有民用航空飞机和国家航空飞机之分。国家航空飞机是指军队、警察和海关等使用的飞机，民用航空飞机主要是指民用飞机和直升飞机，民用飞机指民用的客机、货机和客货两用机。 2、按飞机发动机的类型分，有螺旋桨飞机和喷气式飞机之分。螺旋桨史飞机，包括活塞螺旋桨式飞机和涡轮螺旋桨式飞机，飞机引擎为活塞螺旋桨式，这是最原始的动力形式。它利用螺旋桨的转动将空气向机后推动，借其反作用力推动飞机前进。螺旋桨转速愈高，则飞行速度愈快。喷气式飞机，包括涡论喷气式和涡论风扇喷气式飞机。这种机型的优点是结构简单，速度快，一般时速可达500-600英里；燃料费用节省，装载量大，一般可载客400-500人或100吨货物。 3、按飞机的发动机数量分，有单机（动机）飞机、双发（动机）飞机、三发（动机）飞机、四发（动机）飞机之分。 4、按飞行的飞行速度分，有亚音速飞机和超音速飞机之分，亚音速飞机又分低速飞机（飞行速度低于400公里/小时）和高亚音速飞机（飞行速度马赫数为0.8-8.9）。多数喷气式飞机为高亚音速飞机。 5、按飞机的航程远近分，有近程、中程、远程飞机之别。远程飞机的航程为1100公里左右，可以完成中途不着陆的洲际跨样飞行。中程飞机的航程为3000公里左右，近程飞机的航程一般小于1000公里。近程飞机一般用于支线，因此又称支线飞机。中、远程飞机一般用于国内干线和国际航线，又称干线飞机。 我国民航总局是采用按飞机客坐数划分大、中、小型飞机，飞机的客坐数在100座以下的为小型，100-200座之间为中型，200座以上为大型。航程在2400km以下的为短程，2400-4800Km 之间为中程，4800KM以上为远程。但分类标准是相对而言的。 军用飞机的分类： 按用途可分为：战斗机、攻击机、轰炸机、战斗轰炸机、侦察机、运输机、教练机、预警机、电子战飞机、反潜机等等。 目前西方国家将战斗机分为四代： 第一代：亚音速战斗机——代表机型：美制f86、苏制米格15、中国歼5等 第二代：强调超音速性能的战斗机——代表机型：美制f4、苏制米格21、中国歼7等 第三代：强调多用途的超音速战斗机——代表机型：美制f16、f15、苏制米格29、苏27等 第四代：强调隐身性能的多用途超音速战斗机——代表机型：美制f22、f35 在我国战斗机又称为“歼击机”，攻击机称为“强击机”，另从战斗机中分出“截击机”，但现在已很少使用“截击机”这一名称。 我国已装备部队的各种机型名称如下： 我国的国产军用飞机名称一般以其机型分类的第一个字再加上序号构成，如歼击机中有歼5、歼6；轰炸机中有轰5、轰6等，我国已装备部队的各种机型名称如下：
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 011110XXX XXX
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
零件参数设计matlab程序(数学建模)
Min=90000; global H A C %全局变量 H=[10000,25,10000;20,50,10000;20,50,200;50,100,500;50,10000,10000;10,25,100;10000,25,100 ]; %成本矩阵 A=[0.1 0.05 0.01;0.1 0.05 0.01;0.1 0.05 0.01;0.1 0.05 0.01;0.1 0.05 0.01;0.1 0.05 0.01;0.1 0.05 0.01]; %容差矩阵 C=zeros(7,3); 把容差选择矩阵元素全部赋值为0 for z=1:1:3 for x=1:1:3 for c=1:1:3 for v=1:1:3 for g=1:1:3 for n=1:1:3 for m=1:1:3 D=[z x c v g n m]; C=zeros(7,3); for i=1:1:7 C(i,D(i))=1; end %产生7 3列矩阵，该矩阵特点是每一行只有一个 1 ，其它两个数为0。本矩阵是为了对零件容差等级 进行选择 lb=[0.075 0.225 0.075 0.075 1.125 12 0.5625]; ub=[0.125 0.375 0.125 0.125 1.875 20 0.935]; X0=[0.075 0.225 0.075 0.075 1.125 12 0.5625]; [xopt fopt]=fmincon(@mubiao,X0,[],[],[],[],lb,ub,[]); if fopt 飞行器设计与工程专业（卓越工程师）2017级本科培养方案一、专业简介 飞行器设计与工程专业依托航空宇航科学与技术学科及力学学科，将无人机、通用航空飞机、民用航空飞机、战斗机等飞行器作为重点对象，具有突出的专业特色。现具有专职教师9名，其中副教授2名，讲师7名，硕士生导师5名。近年来，完成多项省、市、国家级科研课题，完成航天科技集团、航天科工集团、中国商用飞机有限公司等重点专项课题，建立航空航天工程学部“创新飞行器设计实践基地，学生在实践基地完成创新型飞行器设计、制造和控制仿真等实践工作。 本专业注重工程教育与工程训练相结合，注重对学生创新精神和实践能力的培养，特别是在加强学生工程实践能力和综合能力培养方面取得了很好的实效，得到有关用人单位的高度评价。多年来招生和就业情况良好。 二、培养目标及服务面向 培养适应社会主义现代化建设和国家战略性航空航天产业迅猛发展需要的德、智、体、美等全面发展，具备较好的数学、力学基础知识和航空航天工程基本理论，具有较强的工程实践能力、技术创新意识、工程管理能力和综合素质的高级工程技术人员和研究人员。 毕业生应掌握空气动力、飞行器总体设计、强度分析、结构设计和飞行力学等方面的专业知识，熟悉间飞行器设计与制造相关领域的新技术，能够在航空航天企业、民航部门、科研院所、通用航空及相关领域中从事科研、设计、制造和开发等高级工程技术和管理方面的工作。 三、培养要求 1、具有较强的社会责任感、较好的人文素养和良好的职业道德，健全的人格和健康的体魄； 2、具有从事领域工作所需的自然科学知识和社会科学知识； 3、系统地掌握本专业领域宽广的基础知识，掌握飞行器设计基础、力学基础、机械设计、自动控制原理、电工与电子技术等方面的基础理论。 4、掌握本专业领域内所需的飞行器设计的空气动力、强度分析、结构设计和 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/s 2．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 ＝14 3．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/l b (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得： 115 .1=f i n a l i n i t i a l W W 波音公司： 波音707，717，727 系列已经停产。 737系列 波音737飞机是双发中短程运输机，由于性能优越，是世界航空史上最成功的民航客机，也是运营效益最好、最畅销的机型之一。新一代波音737分600/700/800/900型四种，除了可靠、简捷和经济等特点外，还给乘客带来更平稳的感受。迄今波音737飞机运送的乘客已超过60亿，在中国，也是大多数航空公司的主力机型。 主要型号： 1、737-600型：700型的缩短型，载客110－132名，1998年交付使用。 2、737-700型：标准型，载客126－149名，1997年底交付使用。 3、737-800型：加长型，是一种远距离、高巡航速度、低油耗、低噪声的新型客机，操作性能卓越、设计豪华，载客162－189名，头等舱8座，经济舱162座。 4、737-900型: 为该系列中最新、最大的成员，在800型基础上加长2.6米，机身长达42.1米，载客177－189名，2001年5月投入运营。 747系列 波音747飞机是一种宽机身客机。1970年投入运营。它的双层客舱及独特外形成为最易辨认的亚音速民航客机。 主要机型： 1、747-400型：是远程宽机身客机，载客400名，是世界上最现代化、燃油效率最高的飞机之一。 757系列 波音757飞机是双发窄体中远程运输机，是在波音727基础上采用新机翼和先进发动机，并修改机身外形，目前交付使用超过1000架。 主要型号: 1、757-200型:基本型，载客200名。1982年首飞。 2、757－300型：是该系列的最新成员，中远程客机，加长型，机身比200型加长7.1米，载客量增加20%，货运空间增加50%。客舱舒适、美观、耐用、灵活。头顶行李舱容量更大。客舱侧壁给乘客的头部和肩部留出了宽松的空间。 行李舱底部装有扶手，便于乘务员和乘客在客舱中行走。可移动的客舱隔板便于改变客舱布局。真空抽排式卫生间给乘客以享受。 767系列 波音767飞机是双发半宽体中远程运输机，有赢利性和舒适性的美誉。首次采用两人驾驶制。载客量在181人至375人之间。 主要机型： 1、767-300型：载客260名。比200型加长6．43米，载客能力增加20％，货舱容积增加31％。1986年交付使用。 2、767-400型：在300型基础上加长6.4米，载客375名。改进气动，增大翼展和最大起飞重量，采用全新主起落架。2000年5月投入使用。 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 6300 2、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。 超音速客机的概念设计——团队工作报告 专业名称航空学院—飞行器设计与工程 团队成员龚雪淳潘环龚德志李亮 指导教师张科施杨华保李斌宋科范宇 完成时间 2008年6月15日 摘要 本项目是进行一款新型的超音速客机的概念设计，项目团队成员由来自西北工业大学航空学院2004级飞行器设计与工程专业的四名本科生及四名指导教师和一名研究生组成。 该项目完成了一款载客量200人，巡航马赫数2.0，航程10000～12000公里的超音速客机概念设计。项目团队成员分别是龚雪淳(团队组长)、潘环、龚德志、李亮，项目指导教师分别是杨华保、张科施、李斌、宋科、范宇。 21世纪,人类对航空器的研究将更加关注,航空技术将成为世界各个国家经济发展的一个最重要的标志！5年前，“协和”客机最后一次让乘客感受突破音障的激动瞬间，由于事故频发，这种高科技产物被迫退出历史舞台。然而，人类追逐超音速旅行的梦想并没有像流星一样，一闪即逝。现在，包括美国、英国、法国、日本、中国、俄罗斯等在内的多个具有航空研发能力的国家都在积极投入大量经费，来研制自己的超音速客机方案，以求在未来的航空领域中占有一席之地，一场没有硝烟的战争已经打响。 通过该项目的团队合作研究，提高了我们的创新能力和分析问题、解决问题的能力，培养了我们严谨认真的工作态度和团队协作的精神，让我们懂得了团队的重要性，懂得了如何与人沟通，协作。同时，项目的实施也让我们提前适应了将来的工作模式和工作氛围，认识上更进一层。 目录 摘要 (1) 第一章项目简介 (3) 1.1 项目选题背景 (3) 1.2 项目团队成员及指导老师情况 (5) 1.3 项目创新点与特色 (6) 1.4 项目成员工作协调情况介绍 (7) 第二章项目研究成果 (8) 2.1 总体研究成果 (8) 2.2 气动研究成果 (12) 2.3 结构研究成果 (14) 2.4 人机环境与关键技术研究 (18) 2.5 项目成果评价 (20) 总结与体会 (21) 附录Ⅰ项目团队例会记录单 (25) 附录Ⅱ设计参数更改记录单 (34) 零件的参数设计 摘要： 本题目对零件的参数这一问题，综合考虑重新设计零件的参数（包括标定值和容差），并与原设计进行比较，得出最优化的数学模型，并对模型进行求解，最后用计算机模拟对模型的最优解进行检验。由题意知粒子分离器的参数y 由零件参数1234567,,,,,,x x x x x x x 的参数决定，参数i x 的容差等级决定了产品的成本，y 偏离0y 的值决定了产品的损失，问题就是寻找零件的最优标定值和最优等级搭配，使得批量生产时的总费用最少。 一、 问题的重述： 一件产品由若干零件组装而成，标志产品性能的某个参数取决于这些零件的参数。零件参数包括 标定值和容差两部分。进行成批生产时，标定值表示一批零件该参数的平均值，容差则给出了参数偏离其标定值的容许范围。若将零件参数视为随机变量，则标定值代表期望值，在生产部门无特殊要求时，容差通常规定为均方差的３倍。 进行零件参数设计，就是要确定其标定值和容差。这时要考虑两方面因素：一是当各零件组装成产品时，如果产品参数偏离预先设定的目标值，就会造成质量损失，偏离越大，损失越大；二是零件容差的大小决定了其制造成本，容差设计得越小，成本越高。 试通过如下的具体问题给出一般的零件参数设计方法。 粒子分离器某参数（记作y ）由7个零件的参数（记作x 1,x 2,...,x 7）决定，经验公式为： 7616 .1242 3 56 .02485.01235136.0162.2142.174x x x x x x x x x x x Y ??? ? ????? ? ????? ??? ??--???? ? ??-????? ???=- y 的目标值（记作0y ）为1.50。当y 偏离0y ±0.1时，产品为次品，质量损失为1,000元；当y 偏离0y ±0.3时，产品为废品，损失为9,000元。 零件参数的标定值有一定的容许范围；容差分为Ａ、Ｂ、Ｃ三个等级，用与标定值的相对值表示，Ａ等为±1%，Ｂ等为±5%，Ｃ等为±10%。7个零件参数标定值的容许范围，及不同容差等级零件的成本（元）如下表（符号／表示无此等级零件）： 零件参数设计 例8.5 (零件参数设计) 一件产品由若干零件组装而成，标志产品性能的某个参数取决于这些零件的参数。零件参数包括标定值和容差两部分。进行成批生产时，标定值表示一批零件该参数的平均值，容差则给出了参数偏离其标定值的容许范围。若将零件参数视为随机变量，则标定值代表期望值，在生产部门无特殊要求时，容差通常规定为均方差的3 倍。 粒子分离器某参数(记作y )由7个零件的参数(记作7 2 1 ,,,x x x ?)决定, 经验公式为 7 616 .1242 356 .024 85.012 35136.0162.2142.174x x x x x x x x x x x y ??? ? ????? ???????? ? ??--????? ??-???? ??=- 当各零件组装成产品时，如果产品参数偏离预先设定的目标值，就会造成质量损失，偏离越大，损失越大。y 的目标值(记作0 y )为1.50.当 y 偏离1.00 ±y 时, 产品为次品, 质量损失为1000(元); 当y 偏离3 .00 ±y 时,产品为废品,损失为9000(元). 问题是要求对于给定的零件参数标定值和容差，计算产品的损失，从而在此基础上进行零件参数最优化设计。 表8.2给定引例中某设计方案7个零件参数标定值及容差。 容差分为A ﹑B ﹑C 三个等级, 用与标定值的相对值表示, A 等为%1±, B 等为%5±, C 等为%15±。求每件产品的平均损失。 表8.2 零件参数标定值及容差 解：在这个问题中，主要的困难是产品的参数值y是一个随机变 量，而由于y与各零件参数间是一个复杂的函数关系，无法解析的得到y的概率分布。我们采用随机模拟的方法计算。这一方法的思路其实很简单：用计算机模拟工厂生产大量"产品"（如10000件），计算产品的总损失，从而得到每件产品的平均损失。可以假设7个零件参数服从正态分布。根据表8.2及标定值和容差的定义，x1～N(0.1, (0.005/3)2), x 2～N(0.3,0.0052), x 3～N(0.1, (0.005/3)2), x4～N(0.1,0.0052), x5～N(1.5,(0.225/3)2), x6～N(16,(0.8/3)2), x ～N(0.75,(0.0375/3)2), 下面的M脚本eg8_5.m产生1000对零件参数7 随机数，通过随机模拟法求得近似解约f=2900元。 %M文件eg8_5.m clear;mu=[.1 .3 .1 .1 1.5 16 .75]; sigma=[.005/3,.005,.005/3,.005,.225/3,.8/3,.0375/3]; for i=1:7 x(:,i)=normrnd(mu(i),sigma(i),1000,1); 中北大学理学院 课 程 设 计 题目：飞机降落曲线绘制 课程：数值分析 成员：1408024133 邢栋 1408024129 肖锦柽 目录 一．飞机降落问题介绍 (3) 二、问题分析 (4) 三．实验方法： (5) 方法一（多项式求解） (5) I思路 (5) II程序 (5) III运行结果 (6) IV图像 (6) 方法二（Hermite差值法） (7) I思路 (7) II程序 (7) III运行结果 (7) IV图像 (8) 四．实际案例： (8) 五．设计总结： (9) 六．心得体会： (10) 二．问题分析： 在研究飞机的自动着陆系统时,技术人员需要分析飞机的降落曲线.根据经验,一架水平飞行的飞机,其降落曲线是一条三次抛物线,已知飞机的飞行高度为1000m，开始降落时距原点的横向距离为12000m飞机的着陆点为原点O，且在整个降落过程中，飞机的水平速度始终保持为常数540km/h. 飞机降落图像有： 由此，我们假定降落曲线方程为：且该曲线方程满足已知条件 三．实验方法： 1.方法一（多项式求解）: I思路.运用多项式求解方程组（Gauss），即将四个已知条件代入一般三次曲线方程中，得出关于a,b,c,d的新的方程组： II程序.在MATLAB中编写M文件如下： A=[12000^3,12000^2,12000,1;3*12000^2,2*12000,1,0;0 0 1 0;0 0 0 1]; b=[1000;0;0;0]; x=inv(A)*b y=poly2sym(x') x=0:12000; y=vectorize(y) y=eval(y); a320的基本技术参数：翼展： 34.09米 机长: 37.57米 高度： 11.76米 最大起飞总重:73500千克 最大载油量：23860升 动力装置： 两台CFM56-5型涡扇发动机 巡航速度： 0.82马赫 货舱容积： 37.41立方米 载客量：186 客舱布局：3-3 最大航程：5000公里 简介： 空中客车320系列是欧洲空中客车工业公司研制生产的双发中短程150座级运输机。空中客车公司在其研制的A300/310宽体客机获得市场肯定，打破美国垄断客机市场的局面后，决定研制与波音737系列和麦道MD80系列进行竞争的机型，在 1982年3月正式启动A320项目， 1987年2月22日首飞， 1988年3月开始投入商业运营。 详细介绍： 截至目前，共有150多家运营商运营着2400多架包括 A318、A 319、A320和A321在内的A320系列飞机，累计飞行时间达3000万小时。这些飞机组成了世界上最具盈利能力的单通道飞机系列。A320系列飞机在设计上通过提高客舱适应性和舒适性，以及采用目前单通道飞机可用的最现代化的完善电传操纵技术，力求达到最优的盈利能力，确保了在各个方面节省直接运营成本，并为运营商提供了100至220座级飞机中最大的共通性和经济性。 A320系列拥有单通道飞机市场中最宽敞的机身，这一优化的机身截面为客舱灵活性设定了新的标准。通过加宽座椅，提供了最大程度的舒适性；而超宽的通道对于需要快速周转的低成本市场是很重要的。此外，优越的客舱尺寸和形状可以安装较大的行李架，一方面更加方便，同时也可以加快上下乘客的速度。 较宽的机身还提供了无与伦比的货运能力。 A319、A320和A321是该级别飞机中惟一能够提供集装箱货运装载系统的飞机。该系统与全球标准宽体飞机装载系统兼容，从而减少了地服设备，降低了装卸成本。该系列飞机具有的高可靠性进一步增强了盈利性和为乘客提供服务的能力。此外，A320系列还是一个对环境负责任的邻居，其油耗、排放和噪音都是同级别中最低的。 南京航空航天大学课程作业题目150座客机总体设计负责人杨天鹏 负责人学号011110715 学院航空宇航学院 专业飞行器设计与工程 班级0111107 指导教师罗东明讲师 二〇一四年十一月 150座客机总体设计 摘要 本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择等工作。实践了飞机总体设计的课程相关内容，为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。 关键词：150座，客机，总体设计 目录 摘要 (ⅰ) 第一章设计要求 (1) 第二章全机布局设计 (2) 2.1 设计要求 (2) 2.2 飞机布局形式设计 (2) 2.3 飞机平尾设计 (3) 2.4 飞机机翼设计 (3) 2.5 机翼位置设计 (4) 2.6 发动机设计 (4) 2.7 起落架设计 (6) 2.8 小结 (6) 第三章机身外形初步设计 (7) 3.1 机身设计要求 (7) 3.2 中机身设计 (7) 3.3 前机身设计 (9) 3.4 后机身设计 (12) 3.5 小结 (12) 第四章飞机主要参数的确定 (13) 4.1飞机重量的估算 (13) 4.2 翼载荷与推重比设计 (15) 4.3 小结 (16) 第五章发动机设计 (18) 5.1 发动机设计要求 (18) 5.2 发动机类型的选择 (18) 5.3 发动机型号选择 (20) 组内分工 (21) 参考文献 (22) 致谢 (23) 第一章设计要求 要求设计150座民用客机，指标如下： （1）有效载荷：每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg （2）巡航速度：Ma0.8 （3）飞行高度:35000英尺－41000英尺（10.668 km－12.4968km） （4）航程：5500km （5）备用油规则：5%任务飞行用油+ 1500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油 （6）起飞场长：小于2200m （7）着陆场长：小于1700m （8）进场速度：70m/s 要求经济性高，安全性高，符合客户需求。 机型： B737-800 制造公司： Boeing 机长(m)： 39.5 机高(m)： 12.55 翼展(m)： 34.31 发动机型号： CFM56-7 turbofans 发动机推力(马力)： 2×117KN 最大起飞重量(Kg)： 70553 最大着陆重量(Kg)： 65310 最大载油量(Kg)： 22000 平均小时耗油量(Kg)： 2650 实用升限(m)： 12500 满载最大航程(Km)： 3565 最大巡航速度(Km/h)： 885 正常巡航速度(Km/h)： 839 最后进近速度(Km/h)： 258 跑道入口速度(Km/h)： 249 技术数据： 机型：B747-400 制造公司：Boeing 机长(m)：68.5 机高(m)：19.7 翼展(m)：64.3 发动机型号：PW4056 发动机推力(马力)：4×55600LB 最大起飞重量(Kg)：385557 最大着陆重量(Kg)：285766 最大载油量(Kg)：160036 平均小时耗油量(Kg)：11000 实用升限(m)：13746 满载最大航程(Km)：12964 最大巡航速度(Km/h)：1002 正常巡航速度(Km/h)：916 最后进近速度(Km/h)：296 跑道入口速度(Km/h)：287 技术数据： 机型：B767-300 制造公司：Boeing 机长(m)：53.7 机高(m)：17.5 翼展(m)：47.6 发动机型号：PW4056 发动机推力(马力)：2×56000LB 最大起飞重量(Kg)：163293 最大着陆重量(Kg)：136077 最大载油量(Kg)：53781 燃油容量(Ltr)：66981 平均小时耗油量(Kg)：5000 实用升限(m)：13137 满载最大航程(Km)：7964 最大巡航速度(Km/h)：916 正常巡航速度(Km/h)：833 最后进近速度(Km/h)：272 跑道入口速度(Km/h)：263 技术数据： 机型：B777-200 制造公司：Boeing 机长(m)：63.73 机高(m)：18.5 翼展(m)：60.9 发动机型号：GE 发动机推力(马力)：2×76400LB 最大起飞重量(Kg)：229517 最大着陆重量(Kg)：201848 最大载油量(Kg)：91400 平均小时耗油量(Kg)：7200 实用升限(m)：13137 满载最大航程(Km)：9300 最大巡航速度(Km/h)：880 正常巡航速度(Kts)：459 正常巡航速度(Km/h)：850 最后进近速度(Km/h)：265 跑道入口速度(Km/h)：256 机型：A330-200 制造公司：Airbus Industries 机长(m)：63.7 机高(m)：16.9 翼展(m)：60.3 发动机型号：CFM56-5C2 发动机推力(马力)：2×67500LB 最大起飞重量(Kg)：257000 最大着陆重量(Kg)：186000 最大载油量(Kg)：108108 平均小时耗油量(Kg)：4700 — 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： 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,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==296.5m/s 2．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 ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ??? ????? ??=D L M C a Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ； A题零件的参数设计 摘要 零件的参数设计是工业生产中经常遇到的一个问题。本文通过题中具体例子给出一般零件参数设计的原则与方法。 模型一：蒙特卡罗模型。在确定各个参数标定值与容差的情况下，利用蒙特卡罗方法，尽可能模拟真实零件的生产状况。根据各个参数的分布，每个零件随机产生1000个实际值，代入公式算出每一个产品的Y值，根据其与目标值的关 系判断损失费用。运用MATLAB算出总费用= Q314.57万元 模型二：概率模型。此问题是一个关于概率的非线性规划模型。首先，将产 x的复杂的函数关系式运用泰勒级数展开成线性函数。一品参数Y关于零件参数 i x概率密度的情况下，易求出Y的概率密度，进而求出次品及废品方面，在已知 i 的概率。另一方面，本文引入选择矩阵与等级矩阵，统一零件损失费用，而不需讨论108种分配情况。以工厂损失总费用最小为目标，建立关于积分方程的非线性规划模型。并用lingo编程得到表1-1的结果： 表1-1 算出总费用为：128 = Q万元。节省的总费用为274.442万元。 40 . 由上述例题概括出参数设计的一般方法： S1：在误差范围内，线性化产品参数关于零件参数的函数（可运用泰勒公式）； S2：确定产品参数的密度函数； S3：计算不同等级产品出现的概率； S4：确定产品的质量损失费用函数（可利用期望求解）； S5：设计零件成本矩阵，计算总成本函数； S6：确保总费用最小，求解零件参数的组合（可运用非线性规划求解）。 关键词：蒙特卡罗、泰勒公式、非线性规划、正态分布、0-1变量 一、 问题重述 1、背景知识 机械零件作为组成机械和机器的不可拆分的基本单元，在制造业中至关重要。机械零件是从机械构造学和力学分离出来的。随着机械工业的发展，新的设计理论和方法、新材料、新工艺的出现，机械零件进入了新的发展阶段。对零件也有了更加严格的要求。有限元法、断裂力学、弹性流体动压润滑、优化设计、可靠性设计、计算机辅助设计（CAD ）、实体建模（Pro 、Ug 、Solidworks 等）、系统分析和设计方法学等理论，已逐渐用于机械零件的研究和设计。更好地实现多种学科的综合，实现宏观与微观相结合，探求新的原理和结构，更多地采用动态设计和精确设计，更有效地利用电子计算机，才能进一步发展设计理论和方法。 2、问题重述 一件产品由若干零件组装而成，标志产品性能的某个参数取决于这些零件的参数。零件参数包括标定值和容差两部分。进行成批生产时，标定值表示一批零件该参数的平均值，容差则给出了参数偏离其标定值的容许范围。若将零件参数视为随机变量，则标定值代表期望值，在生产部门无特殊要求时，容差通常规定为均方差的3倍。 零件参数的设计，就是要确定其标定值和容差。这时要考虑两方面因素： 一是当各零件组装成产品时，如果产品参数偏离预先设定的目标值，就会造成质量损失，偏离越大，损失越大； 二是零件容差的大小决定了其制造成本，容差设计得越小，成本越高。 粒子分离器某参数（记作y ）由7个零件的参数（记作x 1,x 2,...,x 7）决定，经验公式为： 7616 .124 2 3 56 .02485 .012 35136.0162.2142.174x x x x x x x x x x x Y ??? ? ????? ? ???????? ??--????? ??-????? ???=- y 的目标值（记作y 0）为1.50。当y 偏离y 0±0.1时，产品为次品，质量损失为1,000元；当y 偏离y 0±0.3时，产品为废品，损失为9,000元。 零件参数的标定值有一定的容许范围；容差分为Ａ、Ｂ、Ｃ三个等级，用与标定值的相对值表示，Ａ等为+1%，Ｂ等为+5%，Ｃ等为+10%。7个零件参数标定值的容许范围，及不同容差等级零件的成本（元）如下表（符号／表示无此等级零件） 飞机总体设计 专业课程设计 计算说明书 设计题目大客飞机后缘襟翼运动机构设计分析航空科学与工程学院学院班设计者 指导教师 2012年9月20日 目录 第一章前言 (1) 第二章设计任务书及背景分析 (2) 2.1 课题题目与设计要求 (2) 2.1.1 课题题目 (2) 2.1.2 设计要求 (2) 2.1.3 原始技术资料 (2) 2.2 课题背景分析 (2) 第三章设计方案机构分析 (3) 3.1常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析 (3) 3.1.1 常见后缘襟翼运动机构类型 (3) 3.1.2 常见后缘襟翼运动机构特点分析 (3) 3.2设计方案机构特点及尺寸分析 (4) 3.2.1 设计方案特点分析 (4) 3.2.2 设计方案尺寸设计及机构简图 (4) 第四章设计方案载荷及传力分析 (5) 4.1大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析 (5) 4.1.1 大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计 (5) 4.1.2 大客飞机后缘襟翼气动载荷分析 (5) 4.2大客飞机后缘襟翼运动机构的传力分析 (6) 第五章轴的设计计算 (8) 5.1驱动轴（O轴）设计 (8) 5.1.1驱动轴的材料和热处理的选择 (8) 5.1.2驱动驱动轴的设计计算与强度校核 (8) 5.1.3驱动轴的受力图及弯矩图 (9) 5.2连杆传动轴（A、B、C轴）设计 (9) 5.2.1连杆传动轴的材料和热处理的选择 (9) 5.2.2连杆传动轴的设计计算与强度校核 (9) 5.2.3连杆传动轴的受力图及弯矩图 (9) 第六章螺纹连接件的设计与校核 (11) 6.1 机翼后梁与O轴铰支座的连接设计及校核 (11) 飞机总体设计-课程设 计 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 011110XXX XXX 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。飞行器设计与工程专业(卓越工程师)培养方案
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