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飞行器总体设计02

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航空宇航学院
设计飞机的依据 单击此处编辑母版标题样式
• 飞机设计要求的基本内容 单击此处编辑母版文本样式 • 飞机设计规范和适航性条例 • 第三级 • 飞机的总体技术指标 • 评价飞机设计方案准则
– 第四级 » 第五级
– 第二级
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航空宇航学院
单击此处编辑母版标题样式 飞机设计要求的基本内容
• 单击此处编辑母版文本样式 1．飞机的类型和基本任务
• 第三级 飞行任务剖面图 :
– 第四级 » 第五级
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航空宇航学院
2．有效载荷
单击此处编辑母版标题样式
70人（每人重75kg）
每人行李总重：20kg • 单击此处编辑母版文本样式
– 第二级
• 第三级 3．飞行性能指标 巡航速度：M 0.7 航程： 飞行高度：10000 （m） 2300（km），45分钟待机 爬升率： 0 -> 10000 （m） 不超过25分钟 起飞距离：1600（m） 接地速度：小于 220 （km/h）
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参 考 书 单击此处编辑母版标题样式
• • • • • • • 顾诵芬、解思适等编,《飞机总体设计》，北京航空航天大学出版社，2001年。
•Raymer 单击此处编辑母版文本样式 D.P. [美] ,《Aircraft Design: A Conceptual Approach》, AIAA
• 中国：军用飞机强度规范
民用飞机适航性条例
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航空宇航学院
飞机的总体技术指标 单击此处编辑母版标题样式
• 为什么要飞机的总体技术指标？
• 单击此处编辑母版文本样式
– 第二级 • 谁制定飞机的总体技术指标？ • 第三级
- 总设计师和总体设计部门
– 第四级 » 第五级
- 全面指导和协调飞机整个设计工作
Education Series. 1992. – 第二级
李为吉主编，《现代飞机总体综合设计》，西北工业大学出版社，2001年。
Roskam, [美],《Airplane Design》， Part Ⅰ- Part Ⅷ, Roskam Aviation •J.第三级 and Engineering Corporation, Ottawa, Kansas,1985 版社，1986年版 Torenbeek [荷]， Synthesis of Subsonic Airplane Design，Delft University Press, 1982.
» 第五级
• 可能性 - 技术方面 - 经费方面
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评价飞机设计方案准则 单击此处编辑母版标题样式
• 重量准则
• 单击此处编辑母版文本样式
- 起飞重量WTO最小
– 第二级
- W有效载荷 / WTO最大
• 第三级
– 第四级 • 经济性准则（民用飞机） - 货机： » 第五级 成本 / 吨-公里 - 旅客机：成本 / 旅客--公里
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3．温度指标 单击此处编辑母版标题样式 4．其它： 关于静稳定裕度 • 单击此处编辑母版文本样式 飞机重心使用的前后限 – 第二级 • 第三级 在使用维护方面
– 第四级 再次出勤时间 » 第五级
翻修间隔时间 飞行使用寿命
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飞行包线
- 飞行速度和飞行高度的范围图
单击此处编辑母版标题样式
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– 第四级 » 第五级
航空宇航学院
作业 2 单击此处编辑母版标题样式
• 类型 国内使用的喷气式公务机 • – 单击此处编辑母版文本样式
– 第二级
• 第三级 飞行任务剖面图
Cruise
– 第四级 » 第五级
Climb Taxi Engine Start
Descent
Takeoff
Landing 16
– 第四级 谢·米·叶格尔[俄]等著，杨景佐、胡传泰等译，《飞机设计》，航空工业出 » 第五级
Nicolai, L.M.著，赵先宁译，《飞机设计基本原理》，台湾，徐氏基金会， 1975年版.
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行李总重：200磅
– 第二级
飞行高度：10000 （ft） 航程： 1000 （海里，n.m.），剩余燃油：25% 爬升率： 0 -> 10000 （ft） 10分钟
» 第五级
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单击此处编辑母版标题样式 本课程的设计任务
1 • ．飞机的类型和基本任务 单击此处编辑母版文本样式
– 类型：喷气支线飞机 第二级
• 怎样制定总体技术指标？
- 飞机设计要求的具体化和补充 - 要与飞机的设计规范相一致 - 飞机设计方案的先进性和实际实现的可能性
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• 总体技术指标的基本内容
ymax
单击此处编辑母版标题样式 1．最大使用过载n
歼击机：+8g～-4g （F-16战斗机nymax为9g）
• 单击此处编辑母版文本样式
– 第二级
民用飞机:突风过载
2．最大最大速压qmaxmax • 第三级 最大速压qmax 对应于飞机设计要求中所给定的在某一高度 –: 第四级 上的最大平飞速度，代表飞机速度特性的指标。 » 第五级 最大最大速压qmaxmax=qmax+△q。 影响：1)飞机的局部气动载荷（减速板、座舱盖、进气道 和各种舱口 盖等的强度） 2）飞机的刚度方面
–起飞着陆指标：起飞速度，起飞滑跑距离， 第二级
• 第三级
速度着陆，着陆滑跑距离 – 第四级 机动性能指标：改变飞行高度能力：爬升率 » 第五级 改变飞行速度能力：加速性能 改变飞行方向能力：转弯半径 其它性能指标：隐身性能，使用维护，噪音水平， 翻修周期，使用寿命…
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3．飞行性能指标
飞行高度指标：巡航高度，升限
– 第二级 类型：
– 第四级 » 第五级
军用机
民用飞机
• 第三级 基本任务：飞行任务剖面图
2．有效载荷
民用飞机：旅客（75kg） ；货物 军用飞机：空勤人员（95kg）；武器弹药和装备
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单击此处编辑母版标题样式 飞行速度指标：最大速度，巡航速度，失速速度
• 单击此处编辑母版文本样式 耐航性指标： 航程，作战半径，最大续航时间
航空宇航学院
飞机设计规范和适航性条例 单击此处编辑母版标题样式
• • • 什么是飞机设计规范和适航性条例？ 单击此处编辑母版文本样式 为什么需要飞机设计规范和适航性条例？ – 第二级
– 第四级 » 第五级
• 第三级 • 它是如何形成的？
• 美国：军用飞机设计规范
民用飞机适航性条例：FAR-23，FAR-25
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单击此处编辑母版标题样式 • 有效载重
• 单击此处编辑母版文本样式 • 飞行性能 – 第二级
• 第三级 – 最大巡航速度： Vmax=800km/h
– 旅客8名，行李20kg/人。
–
– 第四级 » 第五级 Lmax=3500km 最大航程：
– 起飞距离： 小于1400m – 着陆速度： 小于270km/h
• 第三级 飞行任务剖面图 :
– 第四级 » 第五级
Climb Taxi Engine Start Cruise
Descent
Takeoff
Landing 12
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2．有效载荷 单击此处编辑母版标题样式
六人（每人重175磅）
• 单击此处编辑母版文本样式 3．飞行性能指标 • 第三级
– 第四级 巡航速度： 250节（海里/小时）
– 第二级
• 第三级
– 第四级 » 第五级
• 单击此处编辑母版文本样式 - 形象表明飞机设计方案应该满足各方面的要求
- 不是单项的技术指标，而是综合了几项指标
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航空宇航学院
如何制定设计要求 单击此处编辑母版标题样式
• 实际需要 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 军机：通常由军方提出 • 第三级 - 民机：市场调查 – 第四级
• 作战效能 • 全寿命周期成本
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单击此处编辑母版标题样式 总体设计与全寿命周期成本的关系
• 单击此处编辑母版文本样式
– 第二级
• 第三级
– 第四级 » 第五级
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设计要求举例 单击此处编辑母版标题样式
1 • ．飞机的类型和基本任务 单击此处编辑母版文本样式
– 类型：民用轻型飞机 第二级

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空间飞行器总体设计

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

飞行器总体设计


总体设计有关问题
一、导弹总体设计的主要依据 （1）战术技术要求； （2）完成研制的时间节点和定型时间； （3）研制经费和额度。 二、特点和设计思想 1、技术先进性 （可行性，可靠性，经济性，结 合性）； 2、综合性（系统工程理论和方法：总体与系统、 专业学科之间的矛盾）；
3、可靠性（总体可靠性，局部可靠性，合理分配 指标，冗余和容错技术，单元可靠性，系统可靠性） 可靠性工程； 4、经济性（全寿命期，相对性）。
使用维护要求：部件的互换性、现场安装迅 速性、运输方便、维护方便、操作安全、贮 存期限。
制定依据：作战要求——战术技术任务——战术技术 要求。无论作战要求如何制定，对导弹进行设计之 前，都要由作战要求形成战术技术要求。由作战任 务和技术上实现的可能性确定，它是设计制造导弹 最根本的原始条件和依据。也是用方的验收标准。 制定者：一般由订货方根据战略战术任务、未来 的战斗设想、科学技术水平、经济能力等因素向承 制方提出，也可双方共同论证（战术技术要求拟定 和可行性论证）。
战术导弹特点
北航：于剑桥、文仲辉等
战术导弹特点
1、命中精度高
2、机动能力强 3、系统组成及结构复杂 4、大量采用高新技术 5、品种多、产量大、更新换代快
总体设计
导弹总体设计内涵：导弹总体设计是一门系
统工程学科，其在导弹设计中的作用可概括 为：根据军方拟定的战术技术指标要求，确 定导弹系统总体方案及各主要分系统方案， 完成总体参数优化设计，确定各分系统设计 技术指标及验收办法，组织协调各分系统按 设计流程完成导弹系统参数设计，建立参数 设计体系，设计和组织系统级的地面及飞行 试验，解决导弹研制过程中的跨学科问题。
总体设计是从已知条件出发创造新产品的过程， 是将战术技术要求转化为武器的最重要步骤。 导弹总体设计就是利用导弹技术知识和系统工程 的理论和方法，把各分系统和各单元严密组织协调 起来，使之成为一个有机整体，经过综合协调、折 中权衡、反复迭代和试术知识（应用学科、 基础学科、试验）解决设计过程中的技术问题；应 用系统工程的理论和方法组织和协调各分系统使之 成为一个有机整体；应用优化方法选择和决策，使 之成为一个满足战术技术要求的最优总体。
飞行器总体设计 大作业第二章(2)

飞行器总体设计 大作业第二章(2)

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 ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W所以：000//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：EE O OW W W W =⨯ 空机重量系数：C EO VS OW 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 VSK =1.00空机重量系数0.070.93ETO TOW 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 = 710i i i iW 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54W 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。

飞行器总体设计最终版

飞行器总体设计最终版

燃气发生器后长度LAB LAB=（DMG-DJ）*0.23 取0.5m
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: