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飞机总体课程设计-110座支线飞机

飞机总体设计报告(110座级支线客机概念设计)

学院:航空宇航学院

一、设计要求:

1.有效载荷

–全经济舱布置110人(每人重75kg ) –每人行李总重:20kg

2.飞行性能指标

–巡航速度:M 0.78

–飞行高度:35000英尺-39000英尺

–航程:2300(km ),45分钟待机,5%燃油备份

–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1700(m ) –着陆场长:小于1550(m ) –进场速度:小于220 (km/h )

二、飞机构型的确定

1.设计要求相近的飞机资料

2.飞机布局形式

参考机型:庞巴迪航宇集团CRJ-900 中国商用飞机有限公司ARJ21 英国航宇公司BAe146

加加林航空制造集团SSJ-100 1)尾翼(正常式“T ”型单垂尾) 避免发动机尾喷流达到平尾上。 避免机翼下洗气流的影响 “失速”警告(安全因素)

飞机型号

有效载荷(t ) 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km)

CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100

45

878

4590

外形美观(市场因素)

2)机翼(采用下单翼)

便于安装起落架,且不挡住发动机进气。

可以布置中央翼,减轻机翼结构重量。

3)发动机(尾吊双发涡轮风扇发动机)

飞机的驾驶比较容易,噪音小,符合易操纵性和舒适性的要求。

4)起落架前三点型式,主起落架安装在机翼上

5)飞机草图

飞机总体课程设计-110座支线飞机

三、机身外形的主要参数

1.通道:单通道

经济舱:5*22=110

另外布置厨房、厕所及安全门

2.机身横截面及当量直径

1)经济舱座椅宽度19-21in,取21in;其中中间位置加宽为22in;过道宽度为19in。

机舱宽度为:21*4+22+19+10=135(其中为了舒适及结构需要增加10in) 2)截面采用圆截面

座椅设置在最大直径处,因此当量

直径为135in=3.44m

3.中间段长度确定

经济舱座位间距为31-34in,取34in。

中间段设计一个I型(24in)和一个III型(20in)应急出口,以及2个厕所每个宽36in

中间段长度为:34*22+24+20+36*2=864in=22m

4.尾段长度确定

喷气式旅客机的l

fc / d

f

在1.8-4之间,取2.

尾段长度为:2*3.44=6.88m

5.机身头段确定

喷气式旅客机长径比在6.8-11.5之间,取10,机身长度为10*3.44=34.4 机身头段确定:34.4-22-6.88=5.52m

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四、主要参数的确定

1.主要参数的确定

1)飞行参数

航程2300(km)为1242海里

飞行高度35000-39000英尺;取35000英尺则a=576.4knots

飞行速度0.78Ma

2)重量的估算

()initial final

Breguet W Range

In a L W M C D

=根据航程方程:

假定C 为0.6,L/D 为17.6 则有:

Wfinal

Winitial =1.1

1

1(

)1()fuel cruise to final

fuel cruise

final to to

to

final

W W W W W W W W W =-=-=-

则:

to

W W fuelcruise

=1-1/1.1=0.091

35567124fuel F F F F F Fres

F F F to

to to to to to to to to to

W W W W W W W W W W W W W W W W W W W W =

++++++++ =0.001+0.001+0.002+0.016+0.187+0.003+0.05=0.258

现在假设3个起飞重量,分别为80000lbs,140000lbs,200000lbs 其中Wpayload=209.44*110=23038lbs

Wto 80000 140000 200000

Wfuel 20640 36120 51600 Wpayload 23083 23083 23083 Wempty 36277

80797

125317

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最大起飞重量121135lbs

使用空重70775.9 lbs

燃油重量16609.1 lbs

2.推重比及翼载荷

根据下面的约束条件,画出界限线图

1)起飞状态下的推重比约束

2 )平衡场长度约束

3) 第二爬升阶段状态下推重比约束

4) 进场速度对翼载的约束

5) 突风影响下翼载约束

起飞距离:1600米

平衡场长度:1600 米

着陆距离:1500 米

进场速度:70 米/秒。

俯冲速度:200 米/秒。

展弦比:9.4

平均相对厚度:0.12

后掠角:25°

巡航马赫数:0.78

涵道比:6

界限线图:

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在可行域内,推重比靠下,翼载荷靠右,并留有足够的余量,取推重比为0.4,取翼载荷为4300N/m2

总推力:T=0.4*121135=48454lbs

机翼面积:S=121135*0.4536*9.8/4300=125.4平方米

五、 动力装置的选择

1、 根据飞行高度和速度确定发动机的类型,巡航马赫数0.78,巡航高度3500 0ft (10668m )

选发动机为涡轮风扇发动机。

2、涵道比和比推力的选择:

当飞行速度较大时,M 数0.7~0.85,选用高涵道比涡轮风扇发动机。涵道比取为6。

3、发动机的选择

'

0.65

20.08(10.15)[10.28(10.063)]0~11N c c R

R M km σ=-++(飞行高度在)

在35000ft 高度,空气密度0.38,巡航马赫数MN=0.78,涵道比R=6,c ’=0.6

则C=0.486

参照各种发动机的性能参数和同类飞机的发动机 选择 CFM56-5A1 此发动机参数: 推力(lbs ) 涵道比 增压比 自重(lbs) 风扇直径(m) 空气流量

(lbs/s )

25000 6 26.5 4960 1.830 852

六、 机翼外形设计

1、翼型的选择

翼型的选择主要取决于飞机的飞行速度,对于高亚声速喷气运输机,选用超临界翼型。超临界翼型能提高翼型的临界马赫数,特别是翼型的阻力发散 马赫数。

2、 机翼平面形状的设计

1)机翼面积S :由翼载荷W/S 可以得到机翼面积S= 125.4 ㎡ 2)根梢比入:对于喷气运输机,入在0.2-0.4之间,参考同类飞机,取入=0.4; 3)后掠角Λ :对于高亚音速飞机,后掠角Λ在25~40°之间,取后掠角Λ=25°

4)展弦比AR :对于喷气运输机,展弦比在7.0-9.5之间。取用AR =9 5)根据上面的参数确定展长,翼根弦长,翼尖弦长,平均气动弦长 S AR l

?==33.6m

()[]()

m C 33.54.016.334

.12521l S/2=+??=+=λ根

m C 13.233.54.0C =?==根尖λ

()

()m C MAC root 41/13/22=+++=λλλ

3、 厚度

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根部15%转折处12%尖部11% ,平均相对厚度取12% 4、机翼安装角

,,()L Des L w L Des C C i C α

=?- 巡航时所需的升力系数 巡航的升力系数:

21

v 2

L

W

S C ρ=

425.0)5.29678.0(38.04300

222

2=???==

S v W C L ρ 取升力线斜率为 算出安装角 I=3.9度

5、机翼的扭转角,上反角以及翼梢形状的设计

L C 2απ=

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扭转角:喷气运输机为0°~7°的负扭转角,取为3°

上反角:对于亚音速后掠翼的下单翼飞机,上反角为3°~7°,取3°翼梢形状:采用翼尖小翼,能有效减小阻力,增加航程,减少燃油。

6、增升装置、副翼与绕流板设计

1)增升装置

△ C

lmax起飞 = 1.07 (C

lmax起飞

- C

Lmax

)

△ C

lmax着陆= 1.07 (C

lmax着陆

- C

Lmax

)

采用双缝襟翼,相对弦长为30%,展长为10.1m

前缘缝翼

2)副翼

满足横向操作性要求,根据统计数据

相对面积S

/S = 0.05 ~0.07,取0.06

相对弦长c

/c = 0.20 ~0.25,取0.23

相对展长L

/L = 0.20 ~0.40,取0.30

偏角δ

= 25°~30°,取28°

3)扰流板

一般位于后缘襟翼的前面,当绕流板非对称打开时,可产生滚转力矩;

当扰流板对称打开时,可增加阻力,起减速作用。每侧四块。

4)机翼梁的布置

前梁:在16%~22%弦长处,取20%

后梁:在60%~75%弦长处,取70%

5)机翼内燃油容积

kg

AR c t bS AR c t m S m l 17072/)49.089.01(/4209

4.012.0/6.1256.3322=+-=====λλλ)(代入公式:

之前计算得需用燃油容积:16609.1lbs 两者比较有,燃油容积是满足要求的。

7、机翼外形草图

飞机总体课程设计-110座支线飞机

七、尾翼外形

1、平尾 1)平尾容量

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096

.0)6.336.125/(4.3444.3/))((2

2

=??=w w fusw fus c S L W

W fus 最大机身宽度 L fus 机身长 S W 机翼参考面积 C W 机翼平均气动弦长

根据纵向机身容量与平尾容量的关系图,每单位重心范围容量约为 3.6,喷气运输机的重 心范围为32%。所以有平尾容量V H =3.6x32%=1.152 2)平尾外形参数

H H

H H H H S l V S c V S S l c =

?:平尾容量:平尾面积:机翼面积

:尾力臂:平均气动弦长

尾力臂取50%的机身长度,平尾容量V H =(S H L H )/(Sc) 代入数据:平尾面积S H = 31.3m 2

展弦比:为保证平尾不能比机翼先失速,展弦比较小,取展弦比为4 后掠角:一般比机翼大5°,为30°

翼型的相对厚度:比翼型的相对厚度小些,在0.06~0.09之间,取为0.07 梯形比:在0.25~0.45之间,取为0.35

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2、垂尾

1)垂尾容量

096

.0)6.336.125/(4.3444.3/))((22

=??=w w fusw fus b S L H

H f us 最大机身高度 L fu s 机身长度 S W 机翼参考面积 b W 机翼展长

根据 上图,垂尾容量Vv=0.07 2) 垂尾外形参数

w

v

v v b l S s V ?=

VV : 垂尾容量

SV : 垂尾面积 S : 机翼面积 l V : 垂尾力臂 bW : 机翼翼展

垂尾 面积为:17.1m 2

展弦 比:在0.8~1.8之间,取为1.3 后掠 角:一般比机翼大5°,取为30° 相对 厚度:在0.08~0.10之间,取为0.09 梯形比:在0.30~0.80之间,取为0.6 185.6 124 95.5

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八、发动机短舱

1、发动机参数

采用分离式的喷流发动机短舱:

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DIH=0.037W

a

+32.2.

M

H =1.21D

F

LC=[2.36D

F -0.01(D

F

M

MO

)2]

DFO=(0.00036μW

a

+5.84)2

DMG=(0.000475μW

a

+4.5)2

LAB=(DMG-DJ)×0.23;

DJ=(18-55*K)^0.5

其中各已知参数为:Wa=853lbs/s, DF=1.83m,MMo=0.78,u=6,OPR=26.5 求得:DIH=1.62m MH=2.2m,LC=4.3m,DFO=1.5m,DMG=1.2m,DJ=1.0 LAB=1.4m

2、安装位置

九、起落架布置

1、各参数确定

飞机总体课程设计-110座支线飞机

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1)停机角Ψ:通常取值范围0°~4°,定为2°

2)着地角?:对于大多数飞机在10°~15,且需大于上翘角(13°),取为14

3)防后倒立角γ:γ=?+(1°~2°)=15°

4)前、主轮距b:(0.3~0.4)机身=0.35x34.4=12.04m

前轮承受飞机重量的最佳百分数大约为飞机重量的8%~15%,定为10%

由力矩平衡关系可得a=90%b=10.84m,c=10%b=1.2m

5)防侧翻角:一般不大于55°,定为50°

6)起落架高度:h=c/tanγ=4.48m

7)主轮距B:由几何关系就可算出主轮距B=8.2m

2、机轮的布置及轮胎类型

根据飞机总重量121185lbs,

主起落架:每支柱4胎,尺寸40×14(in)

前起落架:每支柱2胎,尺寸24×7.7(in)

类型:参考同类飞机,选用超高压轮胎(Vll型)

3、飞机草图

飞机总体课程设计-110座支线飞机

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十、重心的计算 1、飞机的过载

取过载y n =2.5,max n =1.5y n =3.75 2、机翼结构重量

其中: bref = 1.905

bs 为结构展长:

为37.07m G

G r s b b s w W S

W t b n b K W s

ref ???+

??=30

.0max 75

.0)//(

)1(机翼2/1cos /χb b s =

S 为机翼面积125.42m ; g W 为零燃油重量43029kg

max n 为最大过载系数; tr 为根弦最大厚度0.6m 对于运输飞机(Wto > 5670):Kw = 6.67 ? 10-3

机翼上有扰流板和减速板,增加2%。

机翼W 为4999.9kg 3、尾翼结构重量 1)平尾结构

kg

l c t b S n W W A r to 9.534})/()/(){(034.0915.028.0033.0,584

.0813.0max =?????=平平平平平尾

2)垂尾结构

kg COS S S l M S n W b Z W r H to h 9.278})()1()()/1()()()()/1{(19.0014

.1484.04/1363.01337.0217.0726

.0601

.0089.1365.0max 5.0=++???+?=--χλη垂

垂垂垂

垂垂垂

其中:S 平 — 平尾面积(ft 2

); S 垂 — 垂尾面积(ft 2

);

l 平 — 平尾尾力臂(ft); l 垂 — 垂尾尾力臂(ft); t r,平— 平尾根部最大厚度(ft); b 平 — 平尾展长(ft); t r,垂— 垂尾根部最大厚度(ft); b 垂 — 垂尾展长(ft);

4、机身结构重量

kg

S V K W G h b l D Wf f f t 7.45832

.1=??=+机身

K wf = 0.23

V D — 设计俯冲速度(km/h )

l t — 机翼根弦1/4处至平尾根弦1/4处之间的距离 b f — 机身最大宽度(m ); S G — 机身壳体面积(m);

对于增压客舱,增加8% 后机身安装发动机,增加4% 5、起落架装置重量 起落装置重量包括:

主结构(支柱和撑杆)

机轮、 刹车装置、 轮胎、 导管和冷气装置; 收放机构、阻尼器、操纵器件、机轮小车等。

kg W W to 2.219704.0=?=起落装置 6、控制面操纵系统的重量