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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011110XXXXXX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。
公务机概念设计——火星救援队团队成员：目录第一章设计题目以及需求分析 (1)1.1 设计题目基本要求 (1)1.2 团队确定基本需求 (1)1.3 公务机在中国的发展前景 (1)1.3.1 公务机在中国的现状 (1)1.3.2 公务机在中国的市场预测 (2)1.3.3 中国市场的瓶颈 (2)第二章团队成员及其分工 (3)2.1 团队成员 (3)2.2 具体分工 (3)第三章飞机总体布局设计 (3)3.1 与设计要求相近的飞机资料 (3)3.2 可能的布局形式及其比较 (4)3.3 整体布局的确定 (4)3.3.1 一些相近飞机的总体方案 (4)3.3.2 总体设计过程 (5)第四章机身初步设计 (6)4.1 机身相关参数设计 (6)4.2 机身外形参数 (6)4.3 机身外形示意图 (7)4.4 机身客舱内部设计 (7)第五章飞机主要参数的初步确定 (8)5.1 基本设计参数 (8)5.2 主要总体参数 (8)5.2.1 飞机重量的预估（重量系数法） (8)5.2.2 推重比和翼载荷的确定（界限线法） (11)5.3 重要总体参数总结 (12)第六章机翼外形设计 (13)6.1 翼型的设计和选择 (13)6.2 机翼平面形状的设计 (13)6.2.1 展弦比 (13)6.2.2 梯形比 (13)6.2.3 后掠角 (14)6.2.4 机翼形状其他参数 (15)6.2.5 燃油容量校核 (15)6.2.6根弦和尖弦计算 (15)Y (16)6.2.7平均气动弦长MAC以及位置S6.3 襟翼和副翼设计 (16)6.3.1 襟翼 (16)6.3.2 副翼 (16)6.3.3 扰流板 (16)6.4 前后梁位置 (17)6.5 机翼纵向位置的初步确定 (17)6.6 机翼设计图 (17)6.6.1 机翼平面草图 (17)6.6.2 机翼CATIA设计图 (17)第七章尾翼外形设计 (18)7.1 平尾设计 (18)7.1.1 确定平尾容量 (18)7.1.2 预估尾力臂长度并计算平尾面积 (19)7.1.3 平尾外形设计 (19)7.1.4 升降舵设计 (19)7.1.5 平尾设计图 (20)7.2 垂尾设计 (20)7.2.1 航向机身容量参数 (20)7.2.2 预估尾力臂 (21)7.3 垂尾设计图 (22)第八章动力装置 (23)8.1 发动机选择 (23)8.2 发动机短舱设计 (23)8.3 发动机以及短舱设计图 (24)第九章起落架设计 (25)9.1 飞机重心估算 (25)9.2 起落架相关参数设计 (25)第十章起落架设计 (26)10.1 飞机CATIA模型 (26)10.2 全机渲染图 (27)参考文献 (27)附录 (28)飞机总体设计——公务机概念设计报告第一章设计题目以及需求分析1.1设计题目基本要求表.1 设计题目基本要求1.2团队确定基本要求为了避免与众多团队撞车，我们选择将国内喷气式公务机改为远距离喷气式公务机，如表.2所示：表.2 团队确定的基本要求1.3 公务机在中国的发展前景1.3.1 公务机在中国的现状2003年前后，中国国内的公务机市场几乎由金鹿公务、“山东航空”、“上海航空”三分天下，即海航集团旗下金鹿公务航空，山东航空旗下彩虹公务航空，及上海航空旗下上海航空公务机公司。
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cj32、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。
2020年第3期 总第138期民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design &Research2020 No. 3Sum No. 138http://m myfj_sadri @ comae, cc (021) 20866796DOI：10. 19416/j.enki. 1674 -9804.2020.03.023民用飞机设计参考机种之一“利尔喷气”45双发涡扇公务机LearJet 45 Twin-turbofan Business Transport“利尔喷气”45是美国利尔喷气机公司研制的 一种双发涡扇公务机。
该机是世界上率先全面采用 计算机辅助设计/制造技术的公务机，利用UG、CATIA等多种软件实现了全数字化设计和大部分 部件的无图纸制造，机翼的部件数量比采用传统设计制造方法减少30%。
里程碑1992.9开始设计1995.10原型机首飞1997.9获FAA型号合格证1998.7获JAA型号合格证1998.7交付使用“利尔喷气”45生产有以下型别：“利尔喷气”45基本型。
1996年在巴黎航展 上宣布了性能增强方案，内容包括：将最大起飞重 量提高136 kg;降低起飞速度：改进前轮转向，取 消74 k m/h的转向速度限制；提高电传刹车效能：改善防冰系统工作时飞机的爬升性能；升级航电 软件。
“利尔喷气”45X R改进型。
具有更大的商载 和更远的航程。
起飞重量增大，换装了高温性能更 好的TFE731-20B R涡扇发动机，加宽并调整了客舱 座椅，增大了厨房空间，换装了发光二极管照明系统 以减少热辐射，改进了后部盥洗室之后各系统的可 达性。
2002年7月首次宣布，同年9月正式启动，2003年10月在NBAA会上展示了原型机，2004年获FAA型号合格证，同年12月获JAA型号合格证，2005年1月获中国民航局型号合格证。
设计特点悬臂式下单翼，与NASA共同设计。
该机总体 外形与“利尔喷气”31相似，但拥有更大的机身、机 翼和尾翼，加大了客舱t部空间，继承了“利尔喷 气"31/31A和“利尔喷气”60易操纵的特点，提高了 燃油效率和总体性能，改善了可靠性和维护性。
公务机课程设计报告一、课程目标知识目标：1. 学生能理解公务机的定义、分类及其在现代社会中的应用。
2. 学生能够掌握公务机飞行原理、构造及主要性能指标。
3. 学生能够了解我国公务机市场的发展现状及趋势。
技能目标：1. 学生能够运用所学知识分析公务机飞行中可能遇到的问题，并提出解决方案。
2. 学生能够通过查阅资料、课堂讨论等方式，提高公务机相关信息的搜集和处理能力。
3. 学生能够运用图表、演示文稿等形式，展示公务机相关知识。
情感态度价值观目标：1. 学生培养对航空事业的热爱，增强对我国航空产业的自豪感。
2. 学生能够树立安全意识，了解公务机飞行安全的重要性。
3. 学生能够尊重他人意见，培养合作精神，提高团队协作能力。
课程性质：本课程为选修课程，旨在拓展学生的航空知识，提高学生的综合素养。
学生特点：学生处于好奇心强、求知欲旺盛的年级，具备一定的自主学习能力和团队合作精神。
教学要求：结合课程性质、学生特点，注重启发式教学，引导学生主动探索、积极思考，提高实践操作能力。
教学过程中，关注学生的个体差异，鼓励学生积极参与，培养其创新精神和实践能力。
通过分解课程目标为具体的学习成果，为教学设计和评估提供依据。
二、教学内容1. 公务机概述- 定义与分类- 公务机在国内外市场的应用与发展2. 公务机飞行原理与构造- 飞行原理介绍- 主要构造及其作用- 性能指标解析3. 公务机飞行安全与维护- 飞行安全措施- 常见故障及排除方法- 维护与保养要点4. 我国公务机市场分析- 市场现状与发展趋势- 政策法规与产业政策- 主要公务机运营商介绍5. 公务机选型与采购- 选型依据与标准- 采购流程与注意事项- 成本分析与预算控制教学大纲安排：第一周：公务机概述及分类第二周：公务机飞行原理与构造第三周：公务机飞行安全与维护第四周：我国公务机市场分析第五周：公务机选型与采购教学内容依据课程目标和教材章节进行选择和组织，确保科学性和系统性。
喷气公务机总体参数和性能统计分析
喷气公务机总体参数和性能统计分析
按照飞机设计的基本原理,通过对现有喷气公务机总体参数和性能数据的统计分析,寻找它们之间可能存在的内在关系,得到了10个经验公式,包括使用空重与起飞重量、燃油重量与起飞重量、着陆重量与起飞重量、机翼面积与起飞重量、机翼面积与使用空重、机身长度与使用空重、内部容积与使用空重以及推力、巡航速度、后掠角、展弦比等一些组合参数之间的数学关系.另外还得到了推重比、翼载荷等常用参数的取值范围.这些统计结果为公务机概念设计提供了一些有用的数据.
作者：黄爱凤姚卫星穆雪峰作者单位：南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016 刊名：南京航空航天大学学报ISTIC EI PKU 英文刊名：JOURNAL OF NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS & ASTRONAUTICS 年，卷(期)：2003 35(1) 分类号：V211 关键词：飞机设计总体参数飞机性能统计数据经验公式回归分析。
喷气式飞机BD5制作指南引言:一、材料准备1.塑料材料：喷气式飞机BD5的主体部分可以使用强度较高的塑料材料，如ABS板材、聚酯树脂等。
2.电子元件：需要准备电机、电调、电池、遥控器等核心电子元件，以及舵机、传感器等辅助电子元件。
3.工具：制作过程中需要用到电钻、锉刀、剪刀、胶水、螺丝刀等常用工具。
二、制作步骤1.绘制设计图纸：首先，根据BD5的外观比例，在纸上绘制出所需的设计图纸，确保每个部件的尺寸和比例正确。
2.制作模型机体：根据设计图纸，将塑料材料切割成所需的形状，并使用胶水将各部件粘合起来，组装成BD5的机身。
要注意机身的稳固性和流线型。
3.安装电子元件：在机身内部留出合适的空间，将电机、电调、电池等装入机身内，并按照电气接线图进行连接，确保电子元件的正常工作。
4.制作机翼和尾翼：使用塑料材料制作机翼和尾翼，并在适当的位置安装舵机。
机翼和尾翼需要与机身牢固连接，以确保飞机的稳定飞行。
5.安装遥控设备：在机身上留出合适的空间，安装遥控器和接收机，并确保与舵机、电子元件的连接正确无误。
6.进行调试和测试：完成组装后，使用遥控器逐个检查各个舵机的运动情况，确保机翼、尾翼、方向舵等的运动灵活自如。
7.飞行测试：在适当的场地进行初次试飞，确保飞机的各个部件运作正常，飞机能够稳定飞行，并及时对飞行中的问题进行调整和改进。
三、注意事项1.安全第一：在制作过程中，注意工具和材料的使用安全，避免发生意外伤害。
2.细心认真：在制作飞机时，要仔细对待每一个步骤和细节，确保每个部件的安装位置与角度正确。
3.调试与改进：在试飞中可能会遇到一些问题，如平衡不正、方向不稳等，需要及时进行调试和改进，保证飞机的飞行性能。
4.飞行环境：选择适当的天气和场地进行试飞，避免强风或其他不利因素对飞机的影响。
5.飞行规则：在试飞过程中要遵守相应的飞行规则，确保飞机和他人的安全。
结论:通过本文所介绍的制作指南，您可以按照设计图纸和步骤，使用合适的材料和工具，制作一架精美的喷气式飞机BD5模型。
航空航天领域中的喷气发动机设计与优化喷气发动机是航空航天领域中最为重要的动力装置之一，它不仅为飞机和火箭提供了动力，还直接关系到飞行器的性能和效率。
因此，喷气发动机的设计与优化对于航空航天技术的发展具有重要意义。
喷气发动机设计与优化的目标是提高发动机的性能和效率，降低燃料消耗和排放。
在发动机设计过程中，需要考虑以下几个方面：发动机的推力要满足飞机或火箭的运载需求；发动机的重量要尽可能轻，以减少飞行器的整体质量；发动机的燃料消耗要尽量低，以延长飞行器的续航能力；发动机的排放要符合环境保护要求，减少对大气环境的污染。
喷气发动机的设计与优化需要考虑以下关键技术：燃烧室设计、涡轮机设计、压气机设计、喷管设计和控制系统设计等。
燃烧室是喷气发动机中燃烧燃料的关键部件，其设计与优化对于发动机的性能和效率具有重要影响。
燃烧室的设计应考虑燃烧室内部的温度和压力分布、燃料和空气的混合情况以及燃烧过程的稳定性。
同时，燃烧室的优化应考虑如何提高燃烧效率、降低燃料消耗和减少排放。
涡轮机是喷气发动机中的关键部件，它将燃烧室中燃烧产生的高温高压气体转化为机械能，驱动压气机和喷管工作。
涡轮机的设计与优化需要考虑如何提高转速和功率输出、降低能量损失和提高效率。
同时，涡轮机的材料选择和冷却技术也是设计与优化的关键点，以保证涡轮机在高温高压的工作环境下具有良好的性能和寿命。
压气机是喷气发动机中的关键部件之一，它将大气中的空气通过压缩提高压力和温度，并送入燃烧室进行燃烧反应。
压气机的设计与优化需要考虑如何提高压气机的效率、减小能量损失和降低空气动力噪声。
此外，压气机的材料和制造工艺选择也是设计与优化的重要因素，以满足发动机高温高压工作环境下的要求。
喷管是喷气发动机中将高速高温的废气排出的关键部件，其设计与优化直接影响发动机的推力和燃料消耗。
喷管的设计应考虑如何提高废气排出的速度和喷流的方向性，以获得最大的推力效应和最小的能量损失。
同时，喷管的材料选择和制造工艺也是设计与优化的重要考虑因素，以满足高温高压气流的工作环境要求。
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 63002、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。
喷气式公务机设计一、拟定飞机的设计要求有效载荷：4~8人，75kg/人行李20 kg /人飞行性能要求：最大巡航速度：Vmax=800km/h最大航程：Lmax=3500km起飞距离：小于1400m 着陆速度：小于270km/h二、方案设计思想围绕安全、舒适的主题，在保证性能指标的条件下，我们选择常规布局，下单翼，超临界翼型，双发发动机。
选用超临界翼型的好处是有利于防止出现激波和减小附面层分离的程度，进而提高临界马赫数，还有利于减轻飞机的结构重量，同时改善低速飞行的性能。
在座舱布置方面，我们适当增大了座舱的容积，使得座与座的距离增大，给乘客以舒适、宽敞的感觉。
三、选定方案(1)具体方案布局形式：常规布局发动机形式：涡扇双发(法国透博梅卡公司研制的阿斯泰方2发动机) 机翼布局：下单翼、后掠起落架的形式：前三点式尾翼布局：T形平翼、单垂尾(2)方案选择的原因发动机形式选择的原因：主要考虑对飞机的驾驶比较容易，噪声小,符合易操纵性和舒适性的要求；机翼布局选择的原因：我们的最大巡航速度是800km/h,大约是0.65起落架的选择：马赫数，处在跨音速之间，所以，我们采用后掠翼，后掠角12。
，超临界翼型，这样有利于提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。
下单翼便于安装起落架，且不挡住发动机的进气；与后二点式相比，前二点式起落架在起飞滑跑、着陆和着陆滑跑时驾驶技术比较简单且飞行员座舱的视界较好；尾翼选择的原因：常规式，T形平尾，单垂尾能避免发动机尾喷气流达到平尾上，避免机翼下洗气流和螺旋桨滑流的影响，且外形美观。
四、主要设计参数表1飞机总体参数表2机翼参数表3机身参数飞机总体参数设计各成员报告」、起飞重量W To的估算(任晓雪负责)(1)确定任务装载重量W PL选定乘员5人、驾驶员1人、乘务人员1人飞机装载重量W PL (75 5+20 5) 9.8=4655N机组人员重量W crew(80 2+10 2) 9.8=1764N(2)初估起飞重量起始重量设为72000N(3)确定任务燃油重量W F我们取的各任务段耗油比例为:则任务燃油系数为:m f f 0.990 0.995 0.995 0.980 0.863 0.990 0.992 0.863 任务余油按起飞重量的5%任务中使用的燃油为：W Fres 5% W T O 任务燃油重量最终为W F (1 m ff)W TO W Fres(4)确定W OE的试探值：W oEtent W Toguess W F W PL(5)求W E得试探值：W Etent W oEtent W f W^w(其中W tfo大约是的0.5%或更多，这里取0.5%)(6)按W To W crew W PL进行迭代W F__W1 -W TO W TO其中，W m e ――空机重量系数，参考民机手册，我们按W TOWElg(lgW To A)计算空机重量系数。
飞行器设计综合课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握飞行器设计的基本原理，如空气动力学、结构设计等；2. 了解飞行器各组成部分的功能和相互关系；3. 掌握飞行器设计的基本流程和方法。
技能目标：1. 能够运用所学知识，设计出具有创意的飞行器；2. 学会使用相关软件（如CAD等）进行飞行器设计和绘图；3. 提高团队协作能力和沟通表达能力，能够就设计方案进行有效讨论和修改。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对飞行器设计和制造的热爱，激发创新意识；2. 增强学生的国家荣誉感，认识到我国在飞行器领域的重要地位；3. 培养学生严谨的科学态度，注重实践与理论相结合。
课程性质：本课程为综合实践课程，旨在通过飞行器设计，提高学生的综合运用知识能力和创新能力。
学生特点：六年级学生具有一定的知识储备，好奇心强，动手能力强，善于团队合作。
教学要求：教师需引导学生将所学知识与实践相结合，注重培养学生的创新精神和实践能力，提高学生的问题解决能力。
在教学过程中，关注学生的个体差异，激发学生的学习兴趣，确保课程目标的实现。
通过课程学习，使学生能够将理论知识运用到实际设计中，培养具备创新意识和实践能力的优秀学子。
二、教学内容1. 理论知识：- 空气动力学原理；- 飞行器结构设计；- 飞行器动力系统；- 飞行器控制原理。
参考教材章节：第三章“飞行器的基本原理”和第四章“飞行器设计与制造”。
2. 实践操作：- 飞行器设计基本流程与方法；- 使用CAD软件进行飞行器设计；- 制作飞行器模型；- 飞行器模型的调试与优化。
教学内容安排：共8课时，其中理论知识4课时，实践操作4课时。
3. 教学进度：- 第1-2课时：学习空气动力学原理和飞行器结构设计；- 第3-4课时：学习飞行器动力系统和控制原理；- 第5课时：介绍飞行器设计基本流程与方法；- 第6课时：使用CAD软件进行飞行器设计；- 第7课时：制作飞行器模型；- 第8课时：调试与优化飞行器模型。
取,0025.0=feC S 浸湿/S 参考=3.2参考浸湿S S C C feD =0=0.0025×3.2=0.00820201LD LD D C Ae C KC C C π+=+=其中：C D0 为零升阻力(废阻力)系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力 因子，A 为机翼展弦比，e 为奥斯瓦尔德效率因子。
3.2,1==A Ae K π其中0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1LE e A =-Λ-=4.61（1-0.045×2.30.68）（cos42°）0.15-3.1＝0.9596 亚音速下（L/D ）max =0.5(πAe/C D0)0.5=14.72．6推重比的确定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。
当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。
对于战斗机，另一个常被提到的推重比是格斗(作战)时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度推重比估算的几点说明：1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比。
W确定的情况下，可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离)2 在起飞翼载荷ST。
来估算起飞推重比WT也可以用统计方法给出。
3 起飞推重比WT=0.9 , W＝27648 kg(1)在空中格斗时:W所以T＝24883kgT＝0.6 , W＝27648 kg(2) 在其他的状况下：W所以T＝16589 kg鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75。
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 63002、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。
4、三视图草图三、主要参数的确定1、估计巡航阶段燃油系数在重量估算中，最关键的是估算巡航阶段燃油系数。
根据设计要求：--航程Range=4000km; --巡航速度：M=0.7； --巡航高度：12000m ；--声速：a=576.4kts(296.5m/s)；预估数据（参考统计数据）：--耗油率C=0.6（涵道比假设为6） --升阻比L/D=14.6根据Breguet 方程：lninitial finalW Range a L W M C D =⎛⎫⎛⎫ ⎪⎪⎝⎭⎝⎭计算得：246.1W =W finalinitial所以：W fuel cruise /W to =1-1/1.246=0.197燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段（除巡航阶段以外）的燃油系数为：参照算例中各阶段燃油系数2165.0003.00197.0013.0002.00005.0001.0=++++++=WWtofuel2、估算飞机最大起飞重量（lb ） 每位乘客80kg 并携带20kg 行李Wto 60,000 35,000 10,000 Wfuel 12,990 11,077.5 2,165 Wpayload 2,425 2,425 2,425 Wempty44,58521,497.55,140最终求得的重量数据：重量lb 比例Wto 23500 1Wfuel 5087.75 0.2165Wpayload 2425 0.1032Wempty 15987.25 0.68033、估算推重比和翼载荷15002000250030003500400045000.10.20.30.40.50.60.70.80.91翼载荷(N/m2)推重比界限线图起飞距离平衡场长抗风要求进近速度着陆距离第二阶段爬升巡航1巡航2根据界限线图，选择如下技术指标： --翼载荷：W/S=3400N/m2--推重比：T o /W to =0.35(10N/kg) 计算得：--机翼面积：S=31.35m2--发动机推力：T o =37307.78N --单发推力：T'=18653.89N四、发动机选择根据飞行高度和飞行速度选择发动机类型根据巡航马赫数M=0.7,飞行高度12000m ，选择涡轮风扇发动机。
根据初始参数，查找出3个系列5种型号的发动机，简介如下：（一）、TFE731系列由美国霍尼尔有限公司研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。
该型发动机按照喷气公务机的主要要求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。
它的设计点为H=12200m，M=0.8。
并同时将发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。
TFE731—4 (起飞推力1815daN) 曾用于“奖状”Ⅶ生产型公务机。
TFE731—5 (起飞推力1915daN) 拥有更高的涵道比风扇，采用了新型的低压涡轮驱动。
曾用于“霍克”125—800型飞机。
TFE731—40—200G (起飞推力1890daN) 采用TFE731—5的风扇，用了新的高压气机，高压涡轮和齿轮箱。
曾用于”湾流”100型飞机。
（二）、PW500系列由加拿大普拉特·惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。
它继承了JT15D发动机的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。
PW545B (起飞推力1775daN) 该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”XLS飞机。
（三）、PW300 系列同为普·特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机。
它的研制主要针对那种高速、低成本、跨大陆飞行的公务机。
PW305A (起飞推力2081daN) 曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”60飞机。
型号推重比单位迎面推力（ｄａＮ／ｍ２）耗油Ａ涵道比Ｂ巡航耗油率（ｄａＮ·ｈ）可靠维修性及寿命价格（＄）ＴＦＥ７３１－４（１８１５ｄａＮ）4.97 4504Ａ：２．８０Ｂ：０．７８６性能安全可靠，使用寿命好１２０～１３０万ＴＦＥ７３１－５（１９１５ｄａＮ）5.05 4284Ａ：３.８４Ｂ：０.７９２同一系列，性能上有改进１４７.５万ＴＦＥ７３１－４０－２００Ｇ（１８９０ｄａＮ）4.76 4690Ａ：２．９Ｂ：０．７４８同一系列，性能上有改进１４５～１５０万ＰＷ５４５Ｂ（１７７５ｄａＮ）4.7 3420 Ａ：４．１易维修，翻修时间长，使用寿命长９８万ＰＷ３０５Ａ（２０８１ｄａＮ）5.25 2816Ａ：４．３Ｂ：０．６９４使用成本低，可靠性高１４５万参照以上表格的分析，在推重比和可靠维修性方面，五种发动机都不错。
对于PW305A，虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性，但其迎面推力还是比较低的，不能把它放入优选的行列。
PW545B的静推力较小，因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象。
TFE731—40—200G的推重比在三个中低了一点儿，但它有着不俗的静推力和耗油率，这也是我们很需要的。
所以将TFE731—40—200G作为首选对象所以将TFE731—40—200G作为首选对象，其它两台可作为适当调整备选对象。
在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机。
技术数据最大起飞推力(daN)TFE731—4 1815TFE731—5 1915TFE731—40—200G 1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE731—4 413TFE731—5 425TFE731—40—200G 449起飞耗油率（kg/(daN·h)）TFE731—5 0.494TFE731—40—200G 0.481巡航耗油率（kg/(daN·h)）TFE731—4 0.786TFE731—5 0.792TFE731—40—200G 0.748推重比TFE731—4 4.97TFE731—5 5.05TFE731—40—200G 约4.76空气流量（海平面，静态，kg/s）TFE731—5 64.86TFE731—40—200G 65.77涵道比TFE731—5 3.48TFE731—40—200G 2.90总增压比TFE731—5 17.5TFE731—40—200G 22涡轮进口温度(最大起飞状态，℃)TFE731—5 952TFE731—40—200G 1022进口直径(mm)TFE731—4 716TFE731—5 754TFE731—40—200G 716宽度(mm)TFE731—4 869TFE731—5 858TFE731—40—200G 847长度（mm）TFE731—4 1464TFE731—5 1652TFE731—40—200G 1547干质量(kg)TFE731—4 373TFE731—5 387TFE731—40—200G 406五、机身外形设计1、中机身设计飞机典型座椅宽度座椅宽度：23英寸典型过道宽度：19英寸座椅与机舱边距：10英寸在完成客舱布置基础上，将客舱内壁向外增加100－140mm 公务机底板下无货运集装箱座椅排距：38英寸（9人5排） 厨房卫生间（客舱后部）考虑到座椅和厨卫，加间距4英寸考虑公务机的舒适性，在第一排前部布置一张桌子，同时左侧空间用于布置乘客登机门，位于机身左侧，桌子长度取20英寸。
故中机身总长度：英寸中246365*3820L=++=2、前机身设计参考同类飞机前机身长径比，确定本机前机身长径比为1.9 前机身长度：英寸前17195*8.1L==3、后机身设计参考同类飞机后机身长径比，确定本机后机身长径比为3 后机身长度：英寸后28595*3L==尾部上翘角：11°机身总长度：L=702英寸 长径比：λ=7.4六、机翼外形设计1、翼型选择 设计升力系数：L C S v L W ⋅⋅==221ρqS W C L 1)(⋅= 在初步设计时，近似认为c llC =C l 三维机翼的升力系数 c l 翼型的升力系数--翼载荷：Wto/S=3400N/m2 ; --机翼面积：S=31.35m2; --巡航速度：M=0.7； --巡航高度：12000m ； 得到升力系数511.0C =l根据设计升力系数选出合适的翼型 采用NACA6翼型，参考翼型数据网站 由后续的相对厚度范围10-16%选择原则：1、翼型在其设计升力系数附近，具有最有利的压力分布，其阻力系数最小，升阻比也比较大。
