飞机总体设计课程设计解析
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多功能飞行器设计与实现(总体设计)解析
尾翼设计的成败，直接关系到飞机的稳定性和操纵 性，同时在一定程度上影响飞机的飞行性能，如速度、 升限等，所以尾翼是根据飞机的操纵 、稳定性要求进行 设计的。
初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的 尾容量
平尾
CHT
LHT SHT CwSw
LHT（Lh）-尾力臂 SHT-平尾面积 Cw（bA）-机翼平均气动弦长 Sw-机翼全面积
▪ 飞机的主要总体设计参数
• 设计起飞重量
W0
• 动力装置海平面静推力 T
• 机翼面积
S
• 组合参数
▪ 推重比 ▪ 翼载荷
T/W0 W0 /S
(kg) (kg) (m2)
(kg/m2)
4.模型飞机总体设计的步骤
(3)机翼参数选择
▪ 翼型选择 ▪ 机翼外形设计 ▪ 机翼的增升装置和副翼
(4)尾翼布置及参数选择
模型飞机总体设计
1.什么是飞机设计？
▪ 所谓设计，便是创制某一产品之前的构思和 体现这一构思结果的过程
▪ 工程设计是指设计人员应用自然规律，通过 分析、综合和创造思维将设计要求（系统要 求）转化为一组能完整描述系统的参数（文 档或图纸）的活动过程
1. 什么是飞机设计？
▪ 飞机设计是指设计人员应用气动、结构、动 力、材料、工艺等学科知识通过分析综合和 创造思维，将设计要求转化为一组能完整描 述飞机的参数的过程
1.什么是飞机设计？
▪ 飞机研制过程 —五个阶段的划分方式
• 论证阶段 —研究设计新飞机的可行性
• 方案阶段 —设计出可行的飞机总体技术方案
• 工程研制阶段 —进行详细设计，提供图纸试制原型机
• 设计定型阶段 —进行定型试飞
• 生产定型阶段 －少量改进，小批量生产
初步选择通常是参照同类飞机的统计资料选择适当的 尾容量
平尾
CHT
LHT SHT CwSw
LHT（Lh）-尾力臂 SHT-平尾面积 Cw（bA）-机翼平均气动弦长 Sw-机翼全面积
▪ 飞机的主要总体设计参数
• 设计起飞重量
W0
• 动力装置海平面静推力 T
• 机翼面积
S
• 组合参数
▪ 推重比 ▪ 翼载荷
T/W0 W0 /S
(kg) (kg) (m2)
(kg/m2)
4.模型飞机总体设计的步骤
(3)机翼参数选择
▪ 翼型选择 ▪ 机翼外形设计 ▪ 机翼的增升装置和副翼
(4)尾翼布置及参数选择
模型飞机总体设计
1.什么是飞机设计？
▪ 所谓设计，便是创制某一产品之前的构思和 体现这一构思结果的过程
▪ 工程设计是指设计人员应用自然规律，通过 分析、综合和创造思维将设计要求（系统要 求）转化为一组能完整描述系统的参数（文 档或图纸）的活动过程
1. 什么是飞机设计？
▪ 飞机设计是指设计人员应用气动、结构、动 力、材料、工艺等学科知识通过分析综合和 创造思维，将设计要求转化为一组能完整描 述飞机的参数的过程
1.什么是飞机设计？
▪ 飞机研制过程 —五个阶段的划分方式
• 论证阶段 —研究设计新飞机的可行性
• 方案阶段 —设计出可行的飞机总体技术方案
• 工程研制阶段 —进行详细设计，提供图纸试制原型机
• 设计定型阶段 —进行定型试飞
• 生产定型阶段 －少量改进，小批量生产
第一讲-飞机总体设计
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❖ designcourse@ (Password: design2008) ————————————————
意见与建议
办公室：科研南1号楼301 （刘虎） Tel: 010-82339801
E-mail: aerodesigner@
7
教材及部分参考书目
❖ 顾诵芬, 解思适. 飞机总体设计. 北京航空航天大学出版社，2001.
Design. 1987. 8
第一讲：绪论
➢ 1.1 什么是飞机设计？ ➢ 1.2 什么是飞机总体设计？ ➢ 1.3 总体设计的重要性 ➢ 1.4 总体设计的特点 ➢ 1.5 现代设计技术简介 ➢ 1.6 设计中的团队协作
9
1.1 什么是飞机设计？
❖所谓设计，便是创制某一产品之前的构思 和体现这一构思结果的过程
1.5 现代设计技术简介
❖飞机设计过程的演化
现代（1990年 之 后 ）
获取
“定制” （Defineproduce）
外购 支持
· “用户介入” · 大量的律师
用户
工程设计与制造 · 大规模（但更精益）的组织 · 集成化产品团队（IPTs）
· 达到“价值链”的最高点 · 不再有纸制图纸 · 不再有垫片 · “扁平的组织”
•推动力： •外界政治经济环境的变化 •CAD／CAE／CAM、CIMS等技术的迅速发展
33
1.5 现代设计技术简介
数字样机
计算流体力学 （CFD）
虚拟风洞实验 34
1.5 现代设计技术简介
❖计算机辅助飞机概念设计软件
▪ 使得设计者可以迅速地提出一个新颖的设计方案， 并且不断地修改方案和进行权衡研究（trade studies）
飞机总体设计-4第四讲_飞机总体布局型式的选择_大飞机
7
4.2 飞机总体布局
应尽量减小机身与机翼结合部、机翼与发动机短舱间 或机身与发动机短舱间的干扰阻力，相交的部件最好 以钝角或接近90°相交，否则需要加整流罩。 尽可能对强受力构件作综合利用，使其具备多种功能 以减轻结构重量。机身加强框——机翼、起落架，尾 部加强框——垂尾、平尾。 布置主要部件时，经常考虑到重量轻、结构简单、易 接近、维护方便、成本低。
15
4.3 飞机配平形式选择
正常式布局
多数飞机采用正常式布局，主要是因为正常式 飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。
飞机正常飞行时，保证飞机各部分的合力通过 飞机的重心，保持稳定的运动。
正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力， 为了保证飞机的飞行安全 ，飞机机翼的迎角大 于尾翼的迎角。
三翼面布局
F-15S/MDT验证机 F-15D双座战斗机
前掠翼布局
28
4.3 飞机配平形式选择
联翼布局
鲲鹏-700 （北航3305 T6）
BURNELLI布局
29
4.3 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内，斜机翼布局与常规固定后掠或变后 掠机翼飞机相比，有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转轴。有 利于降低飞机的结构重量。
满足强度和气动弹性要求，使机翼具有足够的结构刚 度、较轻的结构重量及较大的颤振速度。
40
中弧线＋ 基本厚度分布 弦长b 最大弯度f 相对弯度f/b 最大厚度c 相对厚度c/b 最大厚度的 相对位置Xc/b 前缘半径r 后缘角τ
33 33
4.4.1 翼型选择
翼型气动特性的影响因素—前缘半径
前缘半径小，前缘在小迎角时就开始分离，随迎角增加再 附着，前缘半径越小越易分离，最大升力系数小，但波阻 也小——适于超音速飞机 前缘半径大，圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加分 离前移，失速迎角大，最大升力系数大，但波阻也大—— 适于亚音速飞机
飞机总体设计分析与评估
飞机总体设计分析与评估本文将对飞机总体设计进行分析与评估，以便增进对飞机设计的理解和能力，提高飞机设计的质量。
飞机总体设计考虑的因素众多，要将这些因素协调一致，确保飞机的安全性、可靠性和效率性，是一个复杂而艰巨的任务。
一、概述飞机总体设计是一个综合性的工作。
包括气动特性、结构特性、动力特性、控制特性等多方面因素，需要考虑到现代科技的发展和运用，也要考虑到经济利益的平衡等，才能取得最佳的设计效果。
一般来说，飞机总体设计的目标是要实现飞行的效率性、舒适性、安全性、可靠性、维护性以及经济性等因素的协调。
二、气动特性气动特性是飞机设计中最关键的因素之一。
对于一个成功的设计来说，其空气动力学特性必须满足以下几个要点。
1.飞机的描绘形状需要尽量确认，以改进气动特性。
飞机描绘形状的优化可以改进飞机气动特性，提高飞机的飞行效率和空气动力学稳定性。
2.飞机的机翼布局也是影响飞机气动特性的重要因素。
机翼的主翼面积和展弦比等参数也要充分考虑，以改进飞机的升力和阻力，确定机翼的展布方案和控制面的设置，提高飞机气动效率。
3.飞机的尾部设计也是影响飞机气动特性的一个重要因素。
尾部形状的优化可以改进飞机气动稳定性，降低飞机的纵向动力过大、不稳定、失速等问题。
三、结构特性飞机结构的设计决定了飞机的强度、刚度、稳定性和重量分布等。
飞机在设计上要充分满足飞行速度、载荷、跨度、展弦比等要求，同时要考虑到经济效益。
飞机结构一般包括机身、机翼、机尾、机腹等部分。
1.飞机机身的结构设计主要满足飞行速度和载荷要求，同时要兼顾机身结构的刚度和强度问题。
为了降低飞机重量，飞机机身材质和结构设计方案也需要充分优化。
2.飞机机翼在结构设计时需要充分考虑机翼的强度、刚度和稳定性，以保障飞机的飞行安全。
同时还需要兼顾飞机的飞行效率，优化机翼结构设计，降低飞机重量。
3.飞机机尾和机腹在结构设计时，需要考虑到安全和负荷分担的问题。
这两个部件在平衡整个飞机结构方面起着重要作用，因此需要充分考虑飞机的稳定性、刚度和安全相关因素。
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：20kg2.飞行性能指标–巡航速度：M–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-1001）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）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.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=22m4.尾段长度确定喷气式旅客机的l fc/ d f在之间，取2.尾段长度为：2*=5.机身头段确定喷气式旅客机长径比在之间，取10，机身长度为10*=四、 机身头段确定：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= 飞行速度 2)重量的估算()initial finalBreguet W RangeIn a L W M C D=根据航程方程：假定C 为，L/D 为 则有：WfinalWinitial =11()1()fuel cruise to finalfuel cruisefinal to totofinalW W W W W W W W W =-=-=-则：toW W fuelcruise=1-1/=35567124fuel F F F F F Fres F F F toto to to to to to to to toW W W W W W W W W W W W W W W W W W W W =++++++++=++++++=现在假设3个起飞重量，分别为80000lbs,140000lbs,200000lbs其中Wpayload=*110=23038lbsWto80000140000200000 Wfuel206403612051600 Wpayload230832308323083 Wempty3627780797125317最大起飞重量121135lbs使用空重lbs燃油重量lbs2.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。
2014-飞机总体设计-4第四讲-总体布局设计-Part1
三翼面布局
在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的， 它综合了正常式布局和鸭式布局的优点，有望得 到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性
• 增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理，减轻机翼 上的气动载荷，有效的减轻机翼的结构重量； • 前翼和机翼的襟副翼，水平尾翼一起构成飞机的操纵控 制面，保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩，允 许有更大的重心移动的范围； • 前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机最大升力。
设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果 采用增压客舱，机身将变得非常重 对于大型运输机而言，Burnelli的应用有待深 入的研究
24
4.2 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内，斜机翼布局与常规固定后掠 或变后掠机翼飞机相比，有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转 轴。有利于降低飞机的结构重量。
飞机总体设计 第四讲
飞机总体布局设计
（第一部分）
飞机系 航空科学与工程学院
本讲内容在设计流程中的位置
总体布局设计
配平型式选择 机翼参数选择 尾翼参数选择 机舱与装载布置 推进系统设计 起落架布置 部件及分 系统设计
飞机总体布置 和几何建模
多学科设计 优化(MDO)
经济性、环 保性分析
飞机性能综 合分析评估
B-2专用恒温机库
36
复习题
1. 飞机型式选择的主要内容是什么？ 2. 简述飞机鸭式、无尾式和三翼面布局的 特点。 3. 简述飞机外形隐身设计的基本原则。
37
谢 谢！
38
正常式布局
11
4.2 飞机配平形式选择
正常式布局
12
4.2 飞机配平形式选择
鸭式布局
在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的， 它综合了正常式布局和鸭式布局的优点，有望得 到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性
• 增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理，减轻机翼 上的气动载荷，有效的减轻机翼的结构重量； • 前翼和机翼的襟副翼，水平尾翼一起构成飞机的操纵控 制面，保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩，允 许有更大的重心移动的范围； • 前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机最大升力。
设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果 采用增压客舱，机身将变得非常重 对于大型运输机而言，Burnelli的应用有待深 入的研究
24
4.2 飞机配平形式选择
斜翼布局
在跨音速范围内，斜机翼布局与常规固定后掠 或变后掠机翼飞机相比，有利于降低阻力。 只有一个转轴代替了常规变后掠机翼的两个转 轴。有利于降低飞机的结构重量。
飞机总体设计 第四讲
飞机总体布局设计
（第一部分）
飞机系 航空科学与工程学院
本讲内容在设计流程中的位置
总体布局设计
配平型式选择 机翼参数选择 尾翼参数选择 机舱与装载布置 推进系统设计 起落架布置 部件及分 系统设计
飞机总体布置 和几何建模
多学科设计 优化(MDO)
经济性、环 保性分析
飞机性能综 合分析评估
B-2专用恒温机库
36
复习题
1. 飞机型式选择的主要内容是什么？ 2. 简述飞机鸭式、无尾式和三翼面布局的 特点。 3. 简述飞机外形隐身设计的基本原则。
37
谢 谢！
38
正常式布局
11
4.2 飞机配平形式选择
正常式布局
12
4.2 飞机配平形式选择
鸭式布局
飞机总体设计课程设计汇总
飞机总体设计需要不断适应新技术和新材料的发展，如复合材料、增材制 造等，以提高飞机的性能和降低成本。
飞机总体设计需要关注环保和可持续发展，如降低油耗、减少排放等，以 符合全球航空工业的发展趋势。
感谢观看
汇报人：
05
飞机总体设计课程设计的展望和发展趋势
飞机总体设计课程设计的未来发展方向
数字化设计：利用计算机辅助设计（CAD）、虚拟现实（VR）等技术 进行飞机设计
绿色环保：注重飞机的环保性能，如降低油耗、减少排放等
智能化设计：利用人工智能（AI）、大数据等技术进行飞机设计，提高 设计效率和质量
复合材料应用：采用复合材料制造飞机，提高飞机性能和寿命
案例二：某型军用运输机总体设计
设计背景：某国空军需要一款新型军用运输机
设计目标：满足运输任务需求，提高运输效率
设计过程：包括需求分析、方案设计、详细设计、试验验证等 设计成果：某型军用运输机总体设计方案，包括气动布局、结构设计、系 统配置等
案例三：某型公务机总体设计
设计目标：满足公务机市场需求，提高舒适性和效率 设计特点：采用先进气动布局，提高飞行性能 设计难点：优化结构设计，降低重量和成本 设计成果：成功完成设计，获得市场认可
课程设计的评价Biblioteka 准和方法评价标准：包括设 计质量、创新性、 实用性等方面
评价方法：采用专 家评审、同行评审、 学生自评等方式
评价内容：包括设 计方案、设计报告、 设计演示等方面
评价结果：给出综 合评价结果，包括 优秀、良好、合格、 不合格等等级
03
飞机总体设计课程设计实践
飞机总体设计的基本原则和方法
单击此处添加副标题
飞机总体设计课程设计汇
总
汇报人：
飞机总体设计需要关注环保和可持续发展，如降低油耗、减少排放等，以 符合全球航空工业的发展趋势。
感谢观看
汇报人：
05
飞机总体设计课程设计的展望和发展趋势
飞机总体设计课程设计的未来发展方向
数字化设计：利用计算机辅助设计（CAD）、虚拟现实（VR）等技术 进行飞机设计
绿色环保：注重飞机的环保性能，如降低油耗、减少排放等
智能化设计：利用人工智能（AI）、大数据等技术进行飞机设计，提高 设计效率和质量
复合材料应用：采用复合材料制造飞机，提高飞机性能和寿命
案例二：某型军用运输机总体设计
设计背景：某国空军需要一款新型军用运输机
设计目标：满足运输任务需求，提高运输效率
设计过程：包括需求分析、方案设计、详细设计、试验验证等 设计成果：某型军用运输机总体设计方案，包括气动布局、结构设计、系 统配置等
案例三：某型公务机总体设计
设计目标：满足公务机市场需求，提高舒适性和效率 设计特点：采用先进气动布局，提高飞行性能 设计难点：优化结构设计，降低重量和成本 设计成果：成功完成设计，获得市场认可
课程设计的评价Biblioteka 准和方法评价标准：包括设 计质量、创新性、 实用性等方面
评价方法：采用专 家评审、同行评审、 学生自评等方式
评价内容：包括设 计方案、设计报告、 设计演示等方面
评价结果：给出综 合评价结果，包括 优秀、良好、合格、 不合格等等级
03
飞机总体设计课程设计实践
飞机总体设计的基本原则和方法
单击此处添加副标题
飞机总体设计课程设计汇
总
汇报人：
飞机总体设计课程设计报告.
飞机总体设计课程设计
鹪鹩号 4 座轻型通用航空飞机
南京航空航天大学
学 专 班 学 姓
院：航空宇航学院 业：飞行器设计与工程 级：0112105 号：011210531 名：苏 祺
指导教师：王宇、罗东明 时 间：2015.12.25-2016.1.15
南京航空航天大学
目录
前言 ................................................................................................................................................... 5 一、设计要求.................................................................................................................................... 5 二、总体布局初步设计 .................................................................................................................... 5 2.1、现有飞机数据 ........................................................................................................................... 5 2.2、布局选择 ................................................................................................................................... 6 2.3、最终布局确定 ........................................................................................................................... 6 2.4、三维草图 ................................................................................................................................... 6 三、飞机全机重量的计算 ................................................................................................................. 7 3.1、燃油系数的计算 ....................................................................................................................... 7 3.2、飞机任务油重计算 ................................................................................................................... 8 3.3、飞机空重的迭代计算................................................................................................................ 8 四、其它总体参数确定 .................................................................................................................. 10 五、发动机选择与短舱设计 ........................................................................................................... 11 5.1、发动机选择 ............................................................................................................................. 11 5.2、短舱设计 ................................................................................................................................. 12 六、机翼设计.................................................................................................................................. 13 6.1、现有参数 ................................................................................................................................. 13 6.2、升力系数计算和翼型选择 ...................................................................................................... 13 6.3、机翼其它参数确定与计算 ...................................................................................................... 14 6.4、副翼参数 ................................................................................................................................. 14 6.5、机翼图 ..................................................................................................................................... 15 七、尾翼设计.................................................................................................................................. 16 7.1、平尾参数 ................................................................................................................................. 16 7.2、尾翼翼型选择 ......................................................................................................................... 17 7.3、尾翼图 ..................................................................................................................................... 18 八、垂尾设计.................................................................................................................................. 18 8.1、垂尾参数 ................................................................................................................................. 18 8.2、垂尾翼型选择 ......................................................................................................................... 20 8.3、垂尾翼型图 ............................................................................................................................. 202南京航 Nhomakorabea航天大学
鹪鹩号 4 座轻型通用航空飞机
南京航空航天大学
学 专 班 学 姓
院：航空宇航学院 业：飞行器设计与工程 级：0112105 号：011210531 名：苏 祺
指导教师：王宇、罗东明 时 间：2015.12.25-2016.1.15
南京航空航天大学
目录
前言 ................................................................................................................................................... 5 一、设计要求.................................................................................................................................... 5 二、总体布局初步设计 .................................................................................................................... 5 2.1、现有飞机数据 ........................................................................................................................... 5 2.2、布局选择 ................................................................................................................................... 6 2.3、最终布局确定 ........................................................................................................................... 6 2.4、三维草图 ................................................................................................................................... 6 三、飞机全机重量的计算 ................................................................................................................. 7 3.1、燃油系数的计算 ....................................................................................................................... 7 3.2、飞机任务油重计算 ................................................................................................................... 8 3.3、飞机空重的迭代计算................................................................................................................ 8 四、其它总体参数确定 .................................................................................................................. 10 五、发动机选择与短舱设计 ........................................................................................................... 11 5.1、发动机选择 ............................................................................................................................. 11 5.2、短舱设计 ................................................................................................................................. 12 六、机翼设计.................................................................................................................................. 13 6.1、现有参数 ................................................................................................................................. 13 6.2、升力系数计算和翼型选择 ...................................................................................................... 13 6.3、机翼其它参数确定与计算 ...................................................................................................... 14 6.4、副翼参数 ................................................................................................................................. 14 6.5、机翼图 ..................................................................................................................................... 15 七、尾翼设计.................................................................................................................................. 16 7.1、平尾参数 ................................................................................................................................. 16 7.2、尾翼翼型选择 ......................................................................................................................... 17 7.3、尾翼图 ..................................................................................................................................... 18 八、垂尾设计.................................................................................................................................. 18 8.1、垂尾参数 ................................................................................................................................. 18 8.2、垂尾翼型选择 ......................................................................................................................... 20 8.3、垂尾翼型图 ............................................................................................................................. 202南京航 Nhomakorabea航天大学
飞机总体设计-2第二讲_飞机设计的依据_大飞机
2.2 大飞机的设计要求
c) 可靠性
• 出勤可靠度：在计划航班内，不是由于飞机设备不 出勤可靠度：在计划航班内， 正常或者故障而引起的起飞延误、 正常或者故障而引起的起飞延误、取消飞行或中断 飞行的正常飞行概率，应该保持大于95%。 飞行的正常飞行概率，应该保持大于 。 • 飞机使用寿命：飞机机体结构实际寿命应高于设计 飞机使用寿命： 寿命目标。 寿命目标。
军机
• 快速装卸大型武器
– 弹药、坦克、军用车辆等快速地装卸，从飞机的机身后下 部开大货舱门，以便坦克、军车、大炮等直接开进货舱内 – 供伞兵在机身后下部大货舱门或机身侧门进行跳伞的装备 – 配置供救护用的担架床位装置
• 生存能力
– 增强受伤后的生还能力，在飞机的某些部位采用装甲和防 弹设计 – 配备一定的防御性武器 – 一定的机动性以便躲避敌机的攻击，采用隐形技术
15
•
2.2 大飞机的设计要求
e) 安全性
• 应急措施：全面满足适航规章中规定的各种应急 应急措施： 设备（包括应急出口、救生滑梯、救生衣、 设备（包括应急出口、救生滑梯、救生衣、氧气 供应和应急照明等） 供应和应急照明等） 警告装置： 警告装置：应设置适航规章中规定的各种警告装 置，要显示正确、使用方便。 要显示正确、使用方便。 货物装卸性： 货物装卸性：货舱尺寸符合各种类型的航空集装箱的 组合装载，并有机械化装卸系统，便于装卸。 组合装载，并有机械化装卸系统，便于装卸。
•
f) 装卸性162 Nhomakorabea2 大飞机的设计要求
g) 舒适性
• • 客舱座位间距：合理布置客舱座位及过道， 客舱座位间距：合理布置客舱座位及过道，使乘客感 到乘坐及走动方便。 到乘坐及走动方便。 客舱噪声水平：采用隔声、减声措施，降低舱内噪声， 客舱噪声水平：采用隔声、减声措施，降低舱内噪声， 达到旅客可接受的程度。 达到旅客可接受的程度。 准则：除满足适航规章中规定的起飞场长外， 准则：除满足适航规章中规定的起飞场长外，应缩短 起飞场长以适应更多机场。 起飞场长以适应更多机场。
飞机总体设计课程设计解析
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。
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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。
2.可显著地降低其侧向的“雷达散射截面”无垂尾：飞翼式布局飞机综上所述，选择单垂尾，上平尾二、机翼的平面形状及其在机身上的安装位置直机翼的特点优点：1.升力线斜率大。
2.低速翼剖面的相对厚度比较大，结构布置、强度和刚度以及重量问题易解决。
缺点：1.速度快时，机翼尾部易失速2.临界M数小，机翼容易产生激波导致，过早出现波阻后掠翼的特点优点：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。
缺点：1.气动方面：在大后掠角和大梯形比情况下，大迎角时翼尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏。
2.对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。
三角翼的特点优点：1.具有小展弦比和大后掠角的特点，其跨音速气动特性良好，气动焦点变化较平稳。
2.根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。
3.三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
缺点：1.升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的升力。
2.对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下洗气流，尾翼布置困难。
后掠翼、三角翼与小展弦比机翼的比较现代民航客机采用机翼的平面形状及其在机身上的安装位置三、发动机（进气道）数目和安装位置发动机数目- 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差- 双发（多发）：生存力强安装位置- 单发：机身（前、后）- 双发：（a）机身尾段（b）机翼下部（c）机翼或尾翼根部（d）短舱翼吊与尾吊布局比较进气道布局头部进气道：1.布置紧凑，机身截面小，进口气流均匀，机炮对进气影响小；2.机头不能装雷达天线或仅装小的雷达天线。
两侧进气道：进气道短，内管损失小，机头便于装雷达天线，结构较复杂。
短舱式：1.进气道短，不占机身内部空间，对内部布置和结构布置无干扰；2.但要增加额外的阻力。
腹部进气道：大仰角进气的性能好，有利于提稿飞机的机动性能。
背部进气道：可利用机身或机翼遮挡进气道，有利于提高隐身性能。
对比后选择，在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机四、起落架的型式和收放位置后三点优点：1.尾轮小而轻，设计简单；2.可以利用气动阻力提供减速力。
缺点：1.着陆时操纵困难；2.起飞和着陆滑跑时不稳定；3.后三点起落架不能用于喷气式飞机。
前三点优点：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。
缺点：前轮可能出现前轮“摆振”现象对比后选择：前三点式起落架，安装在机翼上，收起放在机身舱机身外形的初步设计一、客舱布置根据客机的设计参数,要求设计一架座数位150的客机,客舱可设计成二级布置的单通道形式:头等舱12人3排每排2x2人座椅宽度：28in过道宽度：27in座椅排距：36in经济舱138人23排每排3x3人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱布局大概如下：二、客舱剖面形状：圆形——表面面积小，有利于减少摩擦阻力；——对于气密舱，有利于承受内压。
宽度：每排座椅：3+3座椅宽度：20in过道数：1过道宽度：19in高度：客舱高度149in——考虑到结构要求，将直径和横截面形状适当放大10in得到149in地板高度：91in——根据同类客机的设计，地板高度=客舱高度x61%内舱剖面形状见下图三、机身外形尺寸机身设计的基本要求•装载要求：有足够大的内部容积–民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。
•气动要求：气动阻力小•结构要求:有利于结构布置–机翼、尾翼安装–发动机尾吊布局•适航要求抗坠毁性–应急撤离机身中段设计当量直径D中的确定:D中=DWS+2CSW+2Ttp+2HfwDWS:并排座椅最大宽度（139in）CSW: 扶手与侧壁间距Ttp: 客舱装饰层厚度Hfw：机身框结构高度参考同类150客机的设计，可得到：D中=216in中机身长度L中的确定：L中=N1×Lls+N2×Lsf+N3×Lbg+N4×LeeN 1 ×Lls: 每侧座椅数×座椅排距N 2×Lsf: 每侧服务模块数×相应尺寸这里主要指衣帽间、厨房、洗手间N 3×Lbg:每侧登机口数×登机门宽度N 4 ×Lee:每侧应急出口数×应急出口宽度总结计算得到 L中=1010in机身前后段设计：（参照同类飞机可得到）L前=220in L后=340in综上可得到机身外形大致如下：当量直径D中：216in前机身长度L前：220in中机身长度L中：1010in后机身长度L后：340in机身总长L ： 1570in （39.878m）上翘角： 14deg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:0.78M–巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．预估数据（参考统计数据）–耗油率C ＝0.6 lb/hr/lb=0.0612 kg/(h·N)（涵道比为6） –升阻比L/D ＝17.63．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a Range W W final initial )ln(代入数据：Range = 2800 nm ；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6) L/D = 17.6 M = 0.78 计算得：237.1=finalinitialW W192.0237.111)(11to cruise fuel final to cruise of end to cruise fuel =-=-=-=-=finalinitial W W W W W W W W W4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off 002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 192.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8 Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：264.0049.0003.0000.0192.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbs toW26,400 lbs 39,600 lbs 52,800 lbs fuelW33,750 lbs 33,750 lbs 33,750 lbs payloadW39,850 lbs 76,650 lbs 113,450 lbs availempty交点：(170728,91906)6．所以最终求得的重量数据：W91906 lbs 0.538emptyW45072 lbs 0.264fuelW33750 lbs 0.198payloadW170728 lbs 1to二．翼载荷和推重比1．界限线图根据设计要求参数，用MATLAB绘制界限线图如下：2．地毯图选取推重比和翼载荷的基本原则为：•翼载荷的值尽量靠右•推重比的值尽量靠下•留有充足的余量综上，选取推重比T/W=0.31；翼载荷W/S=5000（N/m²）对比同类型其他客机的推重比、翼载荷选取数据如下：可见结果合理。
发动机选择一、发动机种类的选择同类型飞机都采用的涡轮风扇发动机，故选取涡轮风扇发动机为飞机发动机。
二、发动机参数的选择1.涵道比、增压比、涡轮前温发动机参数对直接使用成本的影响参考此图，发动机涵道比选择为6.0左右。
增压比、涡轮前温度上升，热效率提高，发动机复杂性提高，成本及维修费用提高。
W=170728 lbs，T=170728x0.31=52925.68 lbs 由推重比T/W=0.31，to故每台发动机的推力需达到26500 lbs。
查数据可得，选取CFM56-5A3，推力为26500 lbs，涵道比为6.0，推重比5.30，压缩比为31.3，涡轮前温度1263°C（A1），净重4995lb，符合要求。