飞行器总体设计 大作业第二章(2)
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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。
飞机总体设计报告大型固定翼客机设计报告2010-12-8大型固定翼客机设计报告飞行器设计要求150座级客机概念设计题目:先进,环保,150座客机1.客舱1.150座2.两级座舱(头等舱 12座排距36in;经济舱 128座排距32in)3.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1.0.78M2.最好:0.8M5.最大使用高度43000’(13115m) 1英尺=0.305m6.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/s7.起飞跑道长度(TOFL),最大起飞重量7000’ (2135m)海平面 86华氏度飞机的总体布局1.与所设计要求相近的飞机资料飞机型号载荷(kg) 起飞重量(kg) 巡航速度(M)航程(km)B737-800 16300 79010 0.785 5665A320-100 15000 77000 0.78 5700C919 15600 72500 0.7-0.8 55592.确定飞机构型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3.三面图(草图)机身外形的初步设计1.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:32in2.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: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 =0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(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 = 0.8 计算得:230.1=finalinitialWW187.0tocruisefuel finalto cruise of end to cruise fuel =-=-=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 off002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 187.0/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:259.0049.0003.0000.0187.0016.0002.0001.0001.0tofuel 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 toW25900 lbs 38850 lbs 51800 lbs fuelW33750 lbs 33750 lbs 33750 lbs payloadW40350 lbs 77400 lbs 114450 lbs emptyavail重量关系图交点:(171065,93009)6.所以最终求得的重量数据:W93009 lbs 0.544emptyW44306 lns 0.259fuelW33750 lbs 0.197 payloadW171065 lbs 1to二、推重比和翼载的初步确定界限线图地毯图N/m; 推重比T/W=0.31选取翼载荷W/S=5150 2发动机选择Company CFMIEngine Type CFM 56Engine Model 5A1TO (ISA SLS)Thrust 2500 lbFlatt rating 30.0 °CBypass ratio 6.00Pressure ratio 26.50Mass flow 852 lb/sSFC 0.33 lb/hr/lb CLIBMMax thrust 5670 lbCRUSIEAltitude 35000 ftMach number 0.8SFC 0.596 lb/hr/lbDIMENSIONSLength 2.510 mFan Diameter 1.830 mBasic eng.wt 4860 lbLayoutNumber of shafts 2机翼外形初步设计一.翼型:设计升力系数计算:由 W=L=qSCL ------可得CL=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的Cl 等于三维机翼的CL因此:Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)^2)=0.471 选择NASA SC(2)-0410超临界翼型:其参数如下:二.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。
《认识飞行器》作业设计方案第一课时一、设计目的:通过本次作业设计,使学生了解飞行器的种类、结构和原理,培养学生的观察、思考和分析能力,激发学生的学习兴趣,提高学生的创造性思维和动手能力。
二、作业内容:1. 研究类别:围绕飞行器展开,主要包括飞机、直升机、无人机等种类。
2. 结构分析:学生需要了解各种飞行器的结构组成,并画出简单的示意图。
3. 原理探究:学生需要探究飞行器的飞行原理,包括升力原理、动力原理等。
4. 创意设计:学生可以根据所学知识,设计一种自己的飞行器,并制作一个简单的模型。
5. 实践操作:学生可以选择一种飞行器进行实践操作,比如组装一个飞机模型或者操作一台无人机。
6. 实地考察:学生可以组织班级活动,前往机场等地进行实地考察,观察不同种类飞行器的起降过程。
三、作业要求:1. 学生需认真阅读相关学习资料,了解各种飞行器的基本知识。
2. 学生需根据设计要求,完成作业内容并按时提交。
3. 学生需积极参与课堂讨论,与同学分享自己的研究成果。
4. 学生需保持独立思考,勇于提出自己的见解,并尊重他人意见。
四、评估方式:1. 学生完成作业内容的质量(包括专业性、创意性等)。
2. 学生在课堂上积极参与讨论的程度。
3. 学生在实地考察中的观察记录和归纳能力。
4. 学生对于飞行器知识的理解和运用能力。
五、作业实施计划:1. 第一周:介绍飞行器基本知识,分组讨论各种飞行器的种类和结构。
2. 第二周:学生独立研究不同飞行器的飞行原理并做报告。
3. 第三周:学生完成创意设计并展示自己设计的飞行器模型。
4. 第四周:学生实地考察,观察不同种类飞行器的起降过程。
5. 第五周:学生总结本次作业,对所学知识进行归纳梳理。
通过以上设计方案,相信学生们将能够对飞行器有一个更加深入的了解,培养出对科技的热爱和对未来的探索精神。
同时,也能够激发学生的学习兴趣,提高他们的综合能力和创造力。
愿本次作业设计成为学生们知识海洋的一次冒险,让他们在探索中不断成长。
飞机总体设计大作业作业名称 J-22 战斗机的设计项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班目录第一章任务设计书................................................3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计................................5 2.1重量估算................................................5 2.2确定翼载和推重比..........................................6 2.1.1确定推重比............................................9 2.1.2 确定翼载..............................................10 2.3 飞机升阻特性估算.........................................12 2.3.1 零升阻力的估算.......................................12 2.3.2 飞机升阻比的估算.....................................14 2.4 确定起飞滑跑距离.........................................15 2.5 飞机气动布局的选择.......................................17 2.6 J-22隐身设计.............................................18 第三章 J-22飞机部件设计...........................................20 3.1 机翼设计..................................................21 3.1.1机翼安装形式的选择.....................................22 3.1.2机翼具体参数的计算.....................................243.2 机身设计..................................................28 3.2.1本机身的设计要求...................................... 29 3.2.2机身的主要几何参数.....................................29 3.2.3机身外形的初步设计.....................................30 3.2.4本机机身外形的设计特点.................................31 3.3 起落架的设计..............................................32 3.3.1本机起落架的设计要求..................................323.3.2本机起落架的设计参数..................................333.4 推进系统的设计............................................333.4.1推进系统设计原则.......................................333.4.2本机所采用的推进系统...................................343.4.3 本机所采用的矢量推进技术..............................363.5机上采用的雷达.............................................383.6飞机内部装载的布置.........................................403.6.1飞机内部装载布置的原则和方法...........................403.6.2 本机驾驶座舱的设计....................................413.7 本机的武器系统............................................42第四章本机费用与效能分析.........................................43小结............................................................. 50第一章设计任务书(1)主要设计目标:本机以四代战机为参照,为单座双发重型战机,具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点。
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 L D 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=24883kg(2) 在其他的状况下 :WT=0.6 , W =27648 kg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。
第一章—绪论1.简述飞行器结构、结构的含义与功能。
答:飞行器结构是能承受和传递载荷并且保持一定强度、刚度和尺寸稳定性的机械系统的总称;机构是使飞行器及其部件完成规定的动作或运动等特殊功能的机械组件。
结构的功能:(1).将弹上设备和部件牢牢结合在一起构成整体,并提供气动外形;(2).为装载、设备和人员(运载火箭等)提供良好的环境条件;(3).承载全寿命周期的各种载荷,并保证飞行器始终正常工作。
机构的功能:(1).连接、固定与释放功能:如分离机构;(2).运动功能:如折叠展开机构;(3).锁定功能:到位后锁紧,完成结构功能。
2.飞行器结构设计的内容与原始条件有哪些?答:飞行器结构设计是根据设计的原始条件,构思和拟定满足各项基本要求的结构方案,进行全部零、部件的设计、分析、实验,最终提供全套可供生产的图纸和相应技术文件的过程。
飞行器结构设计的内容:(1).飞行器结构布局设计:部位安排、分离面、结构形式选择、受力构件布置;(2).选择结构元件参数:在结构布局的基础上,选择并优化结构元件尺寸和材料;(3).结构细节设计:细节精心设计、开孔、连接、圆角、机械和电气接口、口盖等。
飞行器结构设计的原始条件:(1).结构设计任务的总体设计参数:外形、尺寸、质量特性、内部装载物的相关数据与安装要求等;(2).结构的工作环境及其对结构特性的要求:自然环境、力学环境(载荷大小、性质和在结构上的分布等,以及对结构特性的要求);(3).结构的协调关系以及由此产生的限制要求:外挂、发射装置;(4).飞行器结构的生产条件:产量和生产厂的加工能力、装配能力、工艺水平等。
3.飞行器结构设计的技术要求有哪些?为满足质量特性要求,可采取哪些措施?答:飞行器结构设计的技术要求有6个,如下(1).空气动力学要求—前提性要求:外形准确度要求(同轴度、垂直度、曲线误差、安装角等)、外形的表面质量要求(表面粗糙度、局部凹陷、突出物等)。
(2).结构完整性要求—强度、刚度、可靠性,本质性要求(▲▲):结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下,具有足够的强度、不能产生不能容许的残余变形;具有足够的刚度、满足各项结构动力学性能要求,并达到总体规定的可靠度。
一、题目:**导弹战术技术要求分析
二、目的:掌握导弹总体设计依据和总体方案论证方法
三、要求:
1、选定国内外某型导弹,通过查阅相关资料,详细分析战术技术指标;
2、描述总体方案(含外形、动力、制导控制、引信、战斗部、结构等部分),并分析方案选择原因;
3、提出该导弹的可能改进措施。
四、作业与考核形式:
1、提交文档报告和5~8分钟的PPT;
2、课堂随机抽查汇报答辩;
3、随机抽查同学根据汇报情况划分成绩等级;
4、其他同学根据文档和PPT;
5、总成绩占考试成绩20%,如有未完成、抄袭等情况,该项成绩为0。
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 ++=0
0000)/()/(W W W W W W W e f p ++=
e f p W W W W ++=0/(00)/W W
所以:0
00//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:
E
E O O
W W W W =
⨯ 空机重量系数:
C E
O VS O
W 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 VS
K =1.00
空机重量系数
0.070.93E
TO TO
W 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 = 7
1
0i i i i
W 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
5
4
W 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。
查发动机手册知其典型值为0.55(巡航状态)、0.42(待机状态)。
V2500巡航耗油率[H=10670m , M=0.8, kg/(daN·h)] V2500-A1 0.592 -D5 0.585 -D5 0.585 -D5 0.585 -A5 0.585 -A5 0.585
航程R=4800km,
巡航速度v=0.75*303.85m/s=227.9m/s
C=0.55(1/h)=0.000152777(1/s) ,L
D
=10.09
5
4
W W =exp(
)()RC L V D
-=48000000.000152777
exp()exp(0.3261)0.7217222.910.09-⨯=-=⨯ (2)待机段
6
5
W W
待机时间E=20min=1200s
C=0.42(1/h)=0.000116666(1/s) 此时,L/D=12.59
6
5
W W =() exp(
)exp exp 0.01110.989012.59EC L D -⨯⎛⎫
==-= ⎪⎝⎭
-12000.000116666 燃油重量系数计算
ff m =8
W W =0.9900*0.9900*0.9950*0.9850*0.7217*0.9890*0.9850*0.9950=0.6750
取fres W =1000kg 可得出任务油重系数为
F TO W W =(1-ff m )TO W +fres W =0.3250+1000
TO
W 起飞质量迭代方程及起飞重量的初始确定
对于该客机,tfo W =400kg crew W =600kg PL W =80 000kg 起飞重量: TO crew F PL E tfo W W W W W W =++++ 空机重量:(
)E
E TO TO
W W W W =
燃油重量:(
)F
F TO TO
W W W W = 由上式得起飞重量迭代方程:
()()
TO 1crew tfo PL E TO F TO W W W W W W W W ++=
--=
()0.0740060080000
100010.930.3250+ TO TO W W -++⎛⎫
-- ⎪
⎝
⎭
则迭代得:
TO W 初值(kg ) E
TO
W W
TO
W 的计算值(kg ) 重量差(kg )
270000 0.387514078 285430 15430
285430 0.386009470 283725 1704 283725 0.386171346 283907 182 283907 0.386154020 283888 19 283888 0.386155876 283890 2 283890 0.386155677 283890 0 三、有效载荷W p 的确定 W crew =100*6=600(kg ) W load =80000(Kg)。