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。但是这种设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。
课程中我们运用Advanced Aircraft Analysis飞行总体设计软件以及其他相关进行飞行器分析，这是用于飞机初步设计、分析、与3—D绘图的一套完整飞行器总体设计软件的工具，实验中，我们首先对客机进行了飞机的总体设计，设计了飞机的重量及外形。此外，着重分析了飞行器的重量以及气动特性。重量分析中分析了飞行任务中各阶段飞机重量、燃油量，计算各部位重量、重心位置及力矩、分析起飞重量对气动力与推进力等的敏感度。空气动力中计算飞机的升力、阻力及气动力中心，分析飞机所需控制翼面的大小及种类，绘制各种升力、阻力、速度及控制翼面几何等关系图。
另外，我们还分析了飞机的性能。根据法规或任务需求的性能条件，如起飞跑道长度，计算出飞机必备的诸元，如最小推力。由已知的飞机诸元，如推力与升力，计算出飞机的各项性能，如起飞时速度，爬升率等。
通过这门课程的实践，我知道了飞行器设计软件的使用方法，并运用该方法分析了大型固定翼客机的各项指标。课程实践不仅加强了我的动手能力，而且使我更加了解飞行器的各项数据，以及飞行器的设计流程。
非常幸运能选这门实验课，不仅学到了新的知识，还掌握了AAA软件的运用。
总结----潘宗奎
通过学习这门课程，我了解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。但是这种设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。
课程中我们运用Advanced Aircraft Analysis飞行总体设计软件以及其他相关进行飞行器分析，这是用于飞机初步设计、分析、与3—D绘图的一套完整飞行器总体设计软件的工具，实验中，我们首先对客机进行了飞机的总体设计，设计了飞机的重量及外形。此外，着重分析了飞行器的重量以及气动特性。重量分析中分析了飞行任务中各阶段飞机重量、燃油量，计算各部位重量、重心位置及力矩、分析起飞重量对气动力与推进力等的敏感度。空气动力中计算飞机的升力、阻力及气动力中心，分析飞机所需控制翼面的大小及种类，绘制各种升力、阻力、速度及控制翼面几何等关系图。
另外，我们还分析了飞机的性能。根据法规或任务需求的性能条件，如起飞跑道长度，计算出飞机必备的诸元，如最小推力。由已知的飞机诸元，如推力与升力，计算出飞机的各项性能，如起飞时速度，爬升率等。
通过这门课程的实践，我知道了飞行器设计软件的使用方法，并运用该方法分析了大型固定翼客机的各项指标。课程实践不仅加强了我的动手能力，而且使我更加了解飞行器的各项数据，以及飞行器的设计流程。
非常庆幸能够选这门实验课，我不仅学到了新的知识，开阔了知识面，而且还掌握了AAA 软件的运用，以及设计的理念，非常感谢老师的讲解，我收获很多。
1 大型固定翼客机总体设计
1.1 客机参数
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
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
1．0.78M
2．最好：0.8M
⑤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
1.2 飞机的总体布局
1.2.1 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
1.2.2 三面图
1.2.3 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：32in
2．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
2 客机的重量设计
1. 基本要求：
–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．基本数据
–耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为6） –升阻比L/D ＝17.6
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 = 2800 nm ；
a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.6 lb/hr/l
b (涵道比为6) L/D = 17.6 M = 0.8 计算得：
230.1=f i n a l
i n i t i a l
W W
187.0to
cruise
fuel final
to cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W
4. 燃油系数的计算
1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W
2 Taxi out 001.0/to F2=W W 3
Take off
002.0/to F3=W W
4 Climb 016.0/to F4=W W
5 Cruise 187.0/to F5=W W
6 Descent
000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8
Reserve Fuel
049.0/to F8=W W
总的燃油系数：
259.0049.0003.0000.0187.0016.0002.0001.0001.0to
fuel to
F8
to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+
++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W
5 重量数据：
empty W
93009 lbs 0.544 fuel W
44306 lns 0.259 payload W
33750 lbs
0.197 to W
171065 lbs
1
3 大型固定翼客机的外形设计
3.1 翼型
设计升力系数计算：
由 L qSC L W ==可得()()q S W C L 1*= 近似认为翼型的1C 等于三维机翼的L C
因此：()(
)()471.08.0*5.296*388.02*51502
321==s m m kg m C
3.2 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°变化如下图：
4．机翼参数如下： 面积S=147.6m 2 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
5. 机翼到机身前头距离:
m L c a m X Fus 34.18%46..25.=?=
6. 机翼平面图：
3.3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=147.6M 2
，机翼平均MAC c=4,18
可得：S H /S=23.5%,平尾面积S H =34.7m 2,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
垂尾图如下：
4 重量分析
1. 机身重量
2
)2(5.1(2)84.575.9(f f f f f f FUS H B H B L B p C 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= f H ——机身最大高度 (m) m H f 5.5=
2C ——增压机身系数，客机取0.79
p ——客舱内外压差，单位是巴 (bar), 典型值0.58
kg M FUS 56.11523=
2. 机翼重量
(1) 理想的基本结构重量M IPS
54
.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(192006
55
.05
.25
.175.0075.12
025
.0225.005
.025.15.05.10
=-+-=?=???
????+====?==?=====??
?
?????+-??? ??++-=
+=+=M M r S M rA N f s
m V N C
m
S A kg M A S A M S m f r N S A m m m M M ZW a D r a c r
C IPS
?φλττλ?φλλτλλττ?φλ
007
.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)(M C m m C M x r C y wing 10553kg
3. 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 V D V 454047.015
.112==
4. 动力装置重量
kg M nC M eng pow 68783== 5. 系统和设备重量
kg M C M sys 853604== 6. 起落架重量
kg M C M 34920lg lg == 7. 使用项目重量
kg P F n OP c 239585=+
8. 有效载荷
kg M P M freight payload 1525095=+= 9. 最大起飞重量
kg M 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
kg kg 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
kg M FUS 10200= kg M wing 9500=
从而
M77566
kg
5 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 net = 20.07m2，S gross=147.6m2，A R=9.5
最大升力系数：
=1.57
2.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，Λ
Qchd
=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1.3
3.前缘襟翼产生的升力增量：
=0.33 其中：
b flap =1.0
4.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:
=0.0293
5.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：
=37.68m2
6.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=2.63x10^7
C f=2.27x10^-3
对平尾：
N R=1.96x10^7
C f=2.37x10^-3
对垂尾：
N R=2.31x10^7
C f=2.32x10^-3
对机身：
N R=2.93x10^7
C f=2.27x10^-3
对短舱：
N R=1.14x10^7
C 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：
一、填空题(25分，每空1分) 1. 飞机设计可分为3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 4. 在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。调整飞机重心最常用的2种方法是 (11) 、 (12) 。 5. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (13) 、 (14) 和 (15) 。 6. 喷气式飞机在 (16) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (17) ；螺旋桨飞机在 (18) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (19) (假设飞机的极曲线为)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (22) 与 (23) 之比。 10. 从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的 (24) 大和 (25) 大。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=
(+) (-) 2. 将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。(+) (-) 3. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 6. 飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。(+) (-) 7. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 8. 如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。(+) (-) 9. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 10. 超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。(+) (-) 11. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)
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。
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
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 -
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)
1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。
飞机总体设计 新一代高超声速无人机——“赤隼” 第一阶段SRR总结报告 学院名称：航空科学与工程学院 专业名称：飞行器设计与工程 组号：DT12 组长：殷海鹏 2013 年 4月 1日
目录 一、任务陈述 (4) 二、市场需求 (4) 三、相关竞争实施方案 (5) 1. 天基信息系统 (5) 2. 空基侦查系统 (5) 四、运行理念 (6) 1. 潜在运用对象 (6) 2. 载荷能力 (6) 3. 典型任务剖面 (6) （1）任务剖面1（侦查过程中发现重要作战目标） (6) （2）任务剖面2（侦查过程中未发现重要作战目标） (6) 五、系统设计需求 (6) 1. 设计要求 (6) （1）X-43A (7) （2）X-51A (7) （3）HTV-2 (7) （4）HTV-3X (8) 六、新技术与新概念 (8) 1. 激光雷达 (8) 2. 气动布局 (8) 3．热防护 (8) 七、初始参数 (9) 方案一 (9) 方案二 (10) 八、人员分工 (10) 九、本阶段总结及下阶段任务计划 (11) 十、参考资料 (12)
图表目录 图1 天基信息系统 (5) 图2 空基侦察系统 (5) 图 3 X-43A (7) 图 4 X-51A (7) 图 5 HTV-2 (7) 图 6 方案一概念草图 (9) 图7 方案二概念草图 (10) 表 1 方案一初始参数 (9) 表 2 方案二初始参数 (10) 表 3 小组人员分工表 (10)
一、任务陈述 在新世纪的战争中，高超声速飞行器的优势主要体现在以下三个方面：首先是可以迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标，大大地拓展了战场的空间。其次，突防能力更加强大，防空系统的拦截概率因反应时间太短而大幅度下降，具有较高的突防成功率。第三，超高速的飞行可以使得雷达难以探测，是一种新型的隐身方案。在新的战争形态中，信息战变得越发重要，侦查机是获取信息的重要来源，同时针对重要目标，在侦查同时具有一定攻击能力会使侦查起到意想不到的效果。从目前中国的空军机种来看，急需一款高超声速无人侦查机，此机最好还能有一定的攻击力，在侦查到重要目标时给予高效打击，对增强我国国防力量有重要作用。 二、市场需求 臭鼬工厂曾预测飞行器的下一场革命将来自于‘速度’，其速度优势会让各国现役防空导弹统统变成废铜烂铁。高超声速飞行器具有广阔的应用前景和巨大的军事价值。纵观21世纪的战场需求，高超声速飞行器已是不可缺少的攻击型和防御型兵器，世界各国都在加速这方面的研究工作，美国当前Ma为8-10的飞行器正在试验，而在2025年计划装备Ma为12-15的飞行器。澳、俄、法、德、日等很多国家对于高超声速飞行器的相关技术、功能、应用价值展开了积极的探讨与研究,并制定了一系列技术发展计划。从市场规模的角度来看，此类飞行器各国都有投入，但由于技术原因，规模较小而成功率偏低，在这种情况下，能率先设计生产出超高声速无人机的国家必能在错综复杂的国际环境下争取到先机，对于现在的世界态势和中国的防御性国防策略来说，我国对超高声速无人机有着极其重要的需求，比如马航失事后，如果能出动10Ma的侦察机进行快速侦查，必可得到最新最真实的情报，在新的战争理念中，被发现就是被消灭，侦察机与其他飞机相比必将会有着更高的军事地位。
四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -
四旋翼自主飞行器(A题) 摘要 四旋翼飞行器是无人飞行器中一个热门的研究分支，随着惯性导航技术的发展与惯导传感器精度的提高，四旋翼飞行器在近些年得到了快速的发展。 为了满足四旋翼飞行的设计要求，系统以STM32F103VET6作为四旋翼自主飞行器控制的核心，处理器内核为ARM32位Cortex-M3 CPU，最高72MHz工作频率，工作电压3.3V-5.5V。该四旋翼由电源模块、电机电调调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行姿态检测模块是通过采用MPU-6050模块，整合3轴陀螺仪、3轴加速度计，检测飞行器实时飞行姿态，实现飞行器运动速度和转向的精准控制。传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块，在动力学模 型的基础上，将四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID 控制回路，即位置控制回 路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。 关键词：四旋翼飞行器；STM32；飞行姿态控制；串口PID
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择...................................................................- 2 - 1.1 地面黑线检测传感器...................................................................... .............- 2 - 1.2 电机的选择与论证...................................................................... .................- 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证...................................................................... .- 2 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计...................................................................- 3 -
飞行器设计与工程专业 毕 业 实 习 报 姓名：杜宗飞 学号：2011090118 专业：飞行器设计与工程 班级：飞行器设计与工程01班指导教师：赵建明 实习时间：XXXX-X-X—XXXX-X-X 20XX年1月9日
目录 目录 (2) 前言 (3) 一、实习目的及任务 (3) 1.1实习目的 (3) 1.2实习任务要求 (4) 二、实习单位及岗位简介 (4) 2.1实习单位简介 (4) 2.2实习岗位简介（概况） (5) 三、实习内容（过程） (5) 3.1举行计算科学与技术专业岗位上岗培训。 (5) 3.2适应飞行器设计与工程专业岗位工作。 (5) 3.3学习岗位所需的知识。 (6) 四、实习心得体会 (6) 4.1人生角色的转变 (6) 4.2虚心请教，不断学习。 (7) 4.3摆着心态，快乐工作 (7) 五、实习总结 (8) 5.1打好基础是关键 (8) 5.2实习中积累经验 (8) 5.3专业知识掌握的不够全面。 (8) 5.4专业实践阅历远不够丰富。 (8) 本文共计5000字，是一篇各专业通用的毕业实习报告范文，属于作者原创，绝非简单复制粘贴。欢迎同学们下载，助你毕业一臂之力。
前言 随着社会的快速发展，用人单位对大学生的要求越来越高，对于即将毕业的飞行器设计与工程专业在校生而言，为了能更好的适应严峻的就业形势，毕业后能够尽快的融入到社会，同时能够为自己步入社会打下坚实的基础，毕业实习是必不可少的阶段。毕业实习能够使我们在实践中了解社会，让我们学到了很多在飞行器设计与工程专业课堂上根本就学不到的知识，受益匪浅，也打开了视野，增长了见识，使我认识到将所学的知识具体应用到工作中去，为以后进一步走向社会打下坚实的基础，只有在实习期间尽快调整好自己的学习方式，适应社会，才能被这个社会所接纳，进而生存发展。 刚进入实习单位的时候我有些担心，在大学学习飞行器设计与工程专业知识与实习岗位所需的知识有些脱节，但在经历了几天的适应过程之后，我慢慢调整观念，正确认识了实习单位和个人的岗位以及发展方向。我相信只要我们立足于现实，改变和调整看问题的角度，锐意进取，在成才的道路上不断攀登，有朝一日，那些成才的机遇就会纷至沓来，促使我们成为飞行器设计与工程专业公认的人才。我坚信“实践是检验真理的唯一标准”，只有把从书本上学到的飞行器设计与工程专业理论知识应用于实践中，才能真正掌握这门知识。因此，我作为一名飞行器设计与工程专业的学生，有幸参加了为期近三个月的毕业实习。 一、实习目的及任务 经过了大学四年飞行器设计与工程专业的理论进修，使我们飞行器设计与工程专业的基础知识有了根本掌握。我们即将离开大学校园，作为大学毕业生，心中想得更多的是如何去做好自己专业发展、如何更好的去完成以后工作中每一个任务。本次实习的目的及任务要求： 1.1实习目的 ①为了将自己所学飞行器设计与工程专业知识运用在社会实践中，在实践中巩固自己的理论知识，将学习的理论知识运用于实践当中，反过来检验书本上理论的正确性，锻炼自己的动手能力，培养实际工作能力和分析能力，以达到学以致用的目的。通过飞行器设计与工程的专业实习，深化已经学过的理论知识，提高综合运用所学过的知识，并且培养自己发现问题、解决问题的能力 ②通过飞行器设计与工程专业岗位实习，更广泛的直接接触社会，了解社会需要，加深
《飞行器总体设计》教学大纲 学时数：64学时讲授 授课对象：飞行器设计工程专业大学本科 前期课程：理论力学、材料力学、结构力学、自动控制原理、空气动力学与 飞行性能计算 一、课程地位：本课程是飞行器设计工程专业必修的专业主干课，是一门综 合性、实践性很强的课程。它要求学生在学习本课程中总体设计知识的同时，紧 密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的一般思路、原理和方法。促进学生把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能力的结合点，是培养学 生分析工程实际问题和工程设计能力的重要环节。 二、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设 计技术；培养学生在综合运用广泛理论的基础上对工程实际问题的分析能力、分 析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力；锻炼、培 养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维。 课程要求：在设计原理、概念、方法等基础方面强调系统全面、深刻精炼、 科学逻辑的有机结合，要使学生能真正掌握和运用；强调理论与实际的有机结合； 强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利 用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科 的发展；最终使学生基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设 计技术，着力于工程设计能力的培养。 三、课程内容： 第一章绪言（2） 1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的 目的与任务。 2、初步建立如飞机设计阶段、特点等基本概念。 第二章设计的依据与参数选择（8） 1、了解飞机的设计要求 2、了解飞机的设计规范 3、熟悉飞机的总体技术指标 4、掌握飞机总体设计的参数选择
新生研讨课心得总结报告及专业学习规划 工科四班刘一衡19720132203150 自开学以来，学校为帮助新生更好地了解自己的专业学科，更全面地适应大学学习生活，更有规划地完成自己的学业，更有方法地学习专业知识而开设了新生研讨课。在课上，不同专业的教授、老师以及学长学姐给我们新生答疑解难，让我们能够清楚地认识未来的专业领域，让我们在大一的时候能提早为今后的发展做好规划。与此同时，也让我们了解了自己专业的特点以及历史与前景，让我们对未来的学习充满信心。 至今已有八周的课时了，新生研讨课分别从以下这些方面进行授课：学习与生涯规划、学科定位、学科现状与前景――机械工程、测试技术与仪器、电气工程、飞行器动力工程，机电系与航空系本科教学计划、课程安排介绍、谈大学生创新实践能力的培养（2个系大创实施情况）。通过这八周的学习，也使得我们对学院有了更清楚的认识，对未来有了更完整的规划。 机电工程系 机电工程系是近年来顺应社会需求在厦门大学重新崛起的高层次的工科院系之一，现已拥有2个一级学科博士学位授权点（仪器科学与技术、机械工程）， 5个硕士学位授权点（测试计量技术及仪器、精密仪器及机械、机械电子工程、机械制造及其自动化、机械设计理论）、2个工程硕士授权点（仪器仪表工程、机械工程）。本科专业设置横跨三个一级学科（仪器科学与技术、机械工程、电气工程）、多个二级学科。创办于 1940年秋的机电工程系，是由国际近代著名物理学家、卓越的电机工程学家、杰出教育家、厦门大学前校长萨本栋教授亲手创办起来的。创设时学生数为 9 人，至44 年度学生数猛增至 202人，是当时厦门大学师资水准最高、对新生最具吸引力的学系，连续几年为厦门大学第一大系。其时同步发展的厦门大学航空工程系是当时全国仅有的四所本科航空学系（清华大学、北洋大学、交通大学、厦门大学）之一。厦门大学为国内首次设置机电工程系与航空学系的院校。机电工程系因发展迅猛48 年又分为机械工程系和电机工程系。三系在 52---53 年全国院、系调整时分别并入清华大学、浙江大学、南京工学院、北京航空航天大学、南京航空航天大学。上述院校机电工程、航空工程方面创建初期骨干师资、优质生源有相当部分源自厦门大学。早期机电工程系、航空工程系办学成绩斐然，毕业10届学生遍布世界各地，不少系友成为享誉世界的杰出英才。中国两院院士艾兴、张启先、闵桂荣、阙端麟，国际电机及电子学会院士葛文勋、苏林翘，台湾新竹科学工业园区创始人、杰出教育家、实业家何宜慈，中国工程院院士陈一坚，印尼著名实业家邵建寅等是这期间系友中的佼佼者。 航空系 厦门大学航空教育始于1944年4月，是全国最早办有航空专业的几所高校之一。1951年，厦大航空系并入清华大学航空系，1952年又与其他学校的航空系合并成为北京航空学院（今北京航空航天大学）。1994年应厦门市政府要求，厦门大学恢复航空教育，以满足地方经济建设的需要。2008年4月6日厦门大学航空系复办揭牌。目前航空系拥有“航空宇航科学与技术”一级学科硕士学位授予权和“飞行器动力工程”本科专业。自1994年复办航空专业以来，迄今厦门大学已培养毕业于航空专业的硕士生和本科学生近600人、飞机维修工程专业专科学生约500人。厦门大学航空系拥有一支精干的教师队伍，目前在岗专任教师26人，其中教授5人（含3名博士生导师）、副教授9人；大多毕业于国内外航空院校，其中85%持有博士学位，1/3有海外留学或工作经历；40岁以下的年轻教师占70%，充满希望且具有巨大潜力。航空系现拥有福建省等离子体应用研究重点实验室，获赠一个波音747-400机头和一架波音747-200整机作为教具，还建设了一批教学科研实验室。例如，航电综合实验室、航空发动机实验室、飞行综合仿真实验室、无人机实验室、飞机结构实验室、PIV流体力学实验室、无损检测实验室、结构强度实验室、液压传动实验室、高低温环境实验室、微波暗
毕业论文 基于单片机的四轴飞行器 夏纯 吉林建筑大学 2015年6月
毕业论文 基于单片机的四轴飞行器学生：夏纯 指导教师：许亮 专业：电子信息工程 所在单位：电气与电子信息工程学院 答辩日期：2015 年6月
目录 摘要 ...................................................................................................................................... ABSTRACT ........................................................................................................................... 第1章绪论......................................................................................................................... 1.1 论文研究背景及意义........................................................................................... 1.2 国内外的发展情况 ............................................................................................... 1.3 本文主要研究内容 ............................................................................................... 第2章总体方案设计....................................................................................................... 2.1 总体设计原理 ........................................................................................................ 2.2 总体设计方案 ........................................................................................................ 2.2.1 系统硬件电路设计方案............................................................................ 2.2.2 各部分功能作用.......................................................................................... 2.2.3 系统软件设计方案 ..................................................................................... 第3章系统硬件电路设计.............................................................................................. 3.1 Altium Designer Summer 09简介........................................................................ 3.2 总体电路设计 ........................................................................................................ 3.2.1 遥控器总体电路设计................................................................................. 3.2.2 飞行器总体电路设计................................................................................. 3.3 各部分电路设计.................................................................................................... 3.3.1 电源电路设计 .............................................................................................. 3.3.2 主控单元电路设计 .....................................................................................