飞机总体设计报告

小型涵道无人飞机设计报告学生名称：何伟明指导老师：蒋阳（一）内容及要求，1，了解无人机发展状况用途及性能要求2，基本掌握轻型飞机的总体布局方法3，掌握飞行器总体飞机的性能分析和计算方法（二）主要技术指标1，写出总体方案报告2，画出三视图3，估算与分析整体飞机性能设计任务书（一）：涵道无人飞机的性能技术指标及要求（二）：飞机重量估算（三）：飞机推重比及翼载荷的计算1，起飞推重比2，起飞翼载荷（四）：飞机布局形式的选择1，总体布局形式的选择2，部件布局形式的选择（五）：飞机动力装置的选择1，涵道的参数2，进气口面积的计算与选择（六）：飞机部件几何参数的选择与计算1，机翼几何参数的选择与计算2，机身几何参数的选择与计算3，尾翼几何参数的选择与计算（七）:机翼和尾翼翼型的选择1，机翼翼型的选择2，尾翼翼型的选择（八）：飞机总体飞行性能参数计算与校验1，速度特性2，起降特性（九）飞机三视图(一) 涵道无人飞机的性能技术指标及要求1，失速速度：70Km/h=63.79ft/s2，最大速度：100Km/h=91.13ft/s3, 起飞距离55m=180.45ft4, 续航时间：6min=360s5，动力装置：90mm涵道6，动力来源：6s电池，两块6s的电池并联（二）飞机重量估算起飞重量计算起飞重量主要由飞机空重We，飞机的任务油重Wf（这次设计主要是电池，所以不涉及到油的重量），和任务载荷Wp用公式表达为Wo=We+Wp用空重系数表达为Wo=Wp/（1-We/Wo）本次设计把电动涵道，电池，电调，舵机重量，起落架作为任务载荷即Wp=W（涵道）+W(电池)+W(电调)+W(舵机)+W(起落架)飞机空重系数表达式：We/Wo=0.99Wo09.0-因本次飞机采用玻璃纤维-环氧树脂结构，而不是高级的复合材料，统计的估算表明，用玻璃纤维-环氧树脂复合材料制成的自制飞机的空重系数大约是金属自制飞机空重系数的0.85倍，所以飞机空中系数调整为We/Wo=0.8415Wo09.0-任务载荷重量主要由电动涵道（400克）, 两块6s电池(500)，5个舵机（55克/个）起落架加电调共475克即Wp=2150克=4.74Ib即Wo=4.74/(1-We/Wo)= 0.8415Wo09.0-数据进行迭代通过计算迭代所得重量取起飞重量：6.4Kg 空机重量：4.24Kg 任务载荷：2.15Kg (三)飞机起飞推重比和起飞翼载荷的计算起飞推重比（T/W）的计算因为预先得知本次设计的飞机有足够的推力，，考虑到飞机翼尖失速问题，所以选经典展弦比作为参考值7所以暂选展弦比为A=6.5根据经验公式：Kmax=0.88√（A/C总废阻）A :展弦比 6.5C总废阻：这个是总废阻力系数，是由飞机零升阻力系数和飞机巡航时的诱导阻力的总和，因为现在还没有具体的气动外形，这里就根据经验取飞机的零升阻力系数CD为0.02，诱导阻力系数根据公式C诱=CL2/∏×A e,这里的C L是升力系数，暂取经验升力系数为1.2，根据公式估算到诱导阻力为0.08，所以总的废阻力系数为0.09所以Kmax=0.8√（6.5/0.09）=7计算值巡航T/W=1/(L/D)=1/7=0.143hp/kg经验公式hp/Wo=aVmaxC其中a=0.004 c=0.57hp/Wo=0.004 Vmax 57 .0取最大速度Vmax=100Km/h=91ft/s代入公式的hp/Wo=0.052hp/Ib=0.1146hp/Kg已知90mm涵道飞机的静推力是3.3kg所以T/W=3.3/6.8=0.48因本次设计不涉及油的重量，所以不涉及到起飞还是巡航，只涉及到电池的放电时间，综上取最大推重比0.48 翼载荷的计算根据失速速度确定的翼载设计要求失速速度为Vm in70Km/h=63.79ft/sW1=0.5ρVm in2sC L海平面：ρ=0.00238sLug/ft3起飞升力系数CL tekeoff =0.8 CL max根据资料所得CL max =1.5 代入上式得CL tekeoff=1.2又Vm in≦63.79ft/s将以上数据代入升力公式W1/S≦0.5ρVm in2C L=5.81Ib/ft2根据最大航时确定的翼载本次设计最大航时为6min，为涵道式喷气式飞机其计算公式为W/S=0.5 ρVm in2√∏AeC Dρ=0.00238sLug/ft3Vm in =63.79ft/s A=6.5 CD=0.09(上面已估算)W/S=5.86 Ib/ft2综上取最小翼载为5.86 Ib/ft2，最大推重比为0.48(四）飞机布局形式的选择常见的飞机总体气动布局形式1，常规布局，就有大量的设计经验可供参考2，鸭式布局气动效率高，当我们的设备都放在比较靠后，将使飞机重心进一步后移，会加大飞机的静不稳定性，所以不采用。

新飞机的研制分成五个阶段：(1)论证阶段、(2) 方案阶段、(3) 工程研制阶段、(4) 设计定型阶段、(5) 生产定型阶段论证阶段任务：研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。

方案阶段任务：根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。

主要工作内容：★确定飞机布局形式、总体设计参数★选定动力装置、主要系统方案及主要设备★机体主要结构材料和工艺分离面等★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算★提出对各分系统的技术要求★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。

对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段工程研制阶段任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。

工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备设计定型阶段新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。

调整试飞、鉴定试飞、定型试飞在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。

提出战术技术要求的依据通常有四个方面：(1) 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想；(2) 空军在未来战争中的任务和战术使用原则；(3) 部队的使用经验和失败教训；(4) 技术上实现的可能性。

制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。

战术技术要求的具体内容为：(一) 使用要求(二) 作战效能要求(三) 主要性能指标要求，(四) 研制的主要地面试验(五) 飞行试验干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。

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 -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。

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。

北京航空航天大学飞机总体设计未来适用机型设计预想班级：111314学号：1113XXXX姓名：XX摘要本文对未来（2020~2025年）航空市场进行了初步分析，对未来市场飞机数量和型号的需求量进行了评估，选定了细分市场，对该市场目前运行的典型飞机型号及其航程、最大客座数、运行成本等进行了分析。

并对于绿色环保飞机，即NASA N+2阶段标，进行了特别关注。

关键词：未来航空市场机型需求环保飞机目录1. 环保飞机与NASA N+2 (4)2.设计要求分析 (4)2.1未来（2020-2025）需要什么样的飞机？ (4)2.2预期的客户群 (5)2.3预期的运行区间 (5)2.4预期飞机载荷和客座数 (5)2.5预期的飞行任务 (6)3.现状分析 (8)3.1类似型号 (8)3.2飞机优势 (9)3.3所需的关键技术 (9)总结 (9)1. 环保飞机与NASA N+2飞机飞行需要大量的燃料，排放废气，飞行过程中会有很大的噪声，机场也需要占用很大空间。

针对这个，NASA的航空研究局提出过3代飞机的发展理念：N代表了2008年进入服役的目前一代飞机。

波音787可作为代表。

N+1是指下一代常规构型飞机，2015年左右服役，N+2为先进构型飞机，2020-2025年左右服役的飞机，每代飞机都有相对目前装备CFM56发动机的737的降噪、减排、油耗、机场跑道长度的目标。

而N+2，相对于现有的B777和GE90噪声将减小42dB，航空发动机的排放污染物将减少75%，燃油消耗率将减少40%，而机场跑道的长度将减小50%。

环境友好是当今航空工业发展不可忽视的一环。

这既是出于对降低运营成本的考虑，也看中了乘客乘坐飞机时的选择意愿，也减少了对环境的破坏和对能源的消耗。

2.设计要求分析2.1未来（2020-2025）需要什么样的飞机？随着航空出行在世界各地的逐渐普全球航空运输量年均增长4.7%，目前在役飞机数及，未来越来越多的人会选择航空作为自己的出行首选方式，特别是那些前往或者来自新兴市场的乘客。

• 优点：空间能够得到充分利用，适合于直径较小的飞 机或具有多层客舱的大型飞机 • 缺点：结构设计及加工性能不如圆形剖面好，生产成 本较高
13
5.2 民机客舱设计与布置－机身剖面
典型的剖面
其他剖面 —适合于无法采用圆形或多圆剖面的情况，如机 身剖面尺寸较小时，为了满足使用要求而必须采 用其他类型的剖面
5.1 机身初始几何参数估计 5.2 民机客舱设计与布置 5.3 民机货舱布置 5.4 民机驾驶舱布置 5.5 作战飞机座舱布置 5.6 武器装载布置
2
本讲主要参考书目
顾诵芬, 解思适. 飞机总体设计. 北京航空航天大学出版社，2001.
Raymer, D. P. Aircraft Design: A Conceptual Approach, 3rd, 1999. （89年版的中译本：《现代飞机设计》,1992） 詹金森, L. R., 辛普金, P., 罗兹 D. （著）, 中国航 空研究院（译）. 民用喷气飞机设计. 2001 《飞机设计手册》总编委会. 飞机设计手册第7卷： 民机构型初步设计与推进系统一体化设计.2000
FAR-25对视界的要求 －A310
美国机动车工程师协会（SAE）推荐 的视界图（AS580B） －A320、Boeing767
32
5.4 民机驾驶舱布置 驾驶舱的尺寸与布置
33
5.4 民机驾驶舱布置
驾驶舱的尺寸与布置
A380座舱模型
34
5.5 作战飞机座舱布置
座舱视界要求
座舱视界关系着飞机的作战效能和安全 与飞机机头及两侧的外形、座舱盖形状、尺寸和 结构及翼面布置等因素有关
战斗机座舱在机身上的纵向定位主要取决于 下列几种因素
• • • • • 视界要求 座舱空间要求 气动外形要求 设备舱布置 人员及其他要求

上单翼 （运输机）
C-130
安-25
运-8
安-72
为什么大多数军用运输机采用上单翼？
为了满足使用要求！ - 机身地板离地面尽量近
3.发动机数目和安装位置
• 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：机身尾段
实例：无尾式布局
正常式和无尾式飞机的零升阻力
幻影2000
尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 (续)
• 平尾高、底位置
- 上平尾 - 中平尾 - 下平尾 - “T” 平尾 - 高置平尾
选择平尾高低位置的原则
• 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。
起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点
• 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。
• 具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 • 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 • 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 • 缺点是前轮可能出现前轮“摆振” 现象。
自行车式
• 起落架可收入机身里，布置起落架舱比 较容易。
- 噪声小 - 稳定性好 4）起落架：前三点型式，安装在机身上
三面图（草图）
为什么要采用“T” 平尾
• 优点：
✓ 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
✓ 利用端板效应，气动效率增 加，垂尾的面积可适当减小
机翼下部 机翼或尾翼根部 短舱
• 进气道布局
头部进气道：布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀， 机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。

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。

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
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飞机总体设计课程设计汇
总
汇报人：

无人机总体设计报告一、引言在当今科技发展迅猛的时代，无人机作为一种遥控飞行器具备广泛的应用前景。

为了满足不同领域的需求，我们进行了一款无人机的总体设计。

本报告旨在介绍我们的设计思路、技术方案以及主要实施步骤。

二、设计目标本项目的设计目标是开发一款能够进行高效、稳定和精确飞行的无人机。

具体目标包括：1.结构牢固可靠，能够抵御不同环境的风力和抗干扰能力强；2.能够进行自主导航，能够定位飞行器的准确位置；3.飞行稳定，能够进行快速转弯和急停等高难度动作；4.高度自由度控制，能够实现多样化的飞行模式。

三、设计要点1.结构设计：采用轻质材料制造机身，保证飞行器整体重量轻便。

采用多旋翼设计，保证飞行器的稳定性，能够进行旋转飞行和垂直降落。

2.飞行控制系统：使用惯性导航系统和GPS等设备，实现自主导航和定位功能。

使用高度计和气压计等传感器进行高度测量和控制。

通过飞行控制器进行动态控制和姿态调整。

3.能源系统：采用电池作为主要能源，具备高能量密度和长续航时间。

同时设置低电量报警功能，保证飞行器及时返航或充电。

4.通信系统：设置与地面控制站的无线通信模块，实现无线数据传输和飞行控制指令的下发和接收。

5.安全性设计：设置失控保护装置，当飞行器失去控制时能够自动返航或自动降落，以避免对周围环境和人员造成伤害。

四、技术方案1.结构设计方案：采用碳纤维材料制造轻便坚固的机身，使用四旋翼设计，旋翼之间通过关节连接，实现快速转弯和稳定飞行。

2.飞行控制系统方案：利用MEMS惯性测量单元和GPS模块进行飞行数据获取和导航功能。

控制算法采用PID控制和自适应控制相结合，以实现精确的姿态控制和位置定位。

3.电源系统方案：选择高能量密度和长循环寿命的锂电池作为主要电源，同时设置充电保护和低电量报警功能。

4.通信系统方案：选择无线通信模块，如WIFI或蓝牙等方式与地面控制站进行数据传输和指令交互。

5.安全性设计方案：利用GPS和惯性导航等模块进行失控判断，当飞行器出现故障或失控时，自动触发返航或降落操作。

1 = 0.124 ＝1－ 1.142
算例：单通道客机重量估算
燃油系数的计算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
算例：单通道客机重量估算
最终求得的重量数据：
计算燃油系数的简化方法
燃油系数公式：
WFuel ln Wto
ESAR = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ 6 + ⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SC ⎝ S ⎠0 ⎝ LUS ⎠
1/ 2
⎡ ⎛ T ⎞ ⎤ + H1 ⎢1 − ⎜ ⎟ ⎥ Mg ⎝ ⎠0 ⎦ ⎣
升阻比
16.0 15.3 18.5 17.2 15.6 18.2 13.0 15.6
关于发动机耗油率
涡扇发动机的耗油率
装机后 耗油率
涵道比
算例：单通道客机重量估算
设计要求
算例：单通道客机重量估算
飞行任务剖面图
算例：单通道客机重量估算
• 在重量估算中，关键是估算巡航阶段燃油系数。 • 根据设计要求：
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定

（m）
计算模型（进场速度 ）
• 进场速度
进场速度的计算公式为：
Va = 1.3Vstall
其中Vstall飞机失速速度，由下式确定：
Vstall = nM ld 1 ρ SCL max, L 2
(m/s)
Mld 飞机最大着陆重量； ρ 机场空气密度，一般为标准大气压下海平面空气密度。 S 机翼面积； CLmax,L 为着陆状态时机可以达到的最大升力系数。 n 法向过载系数，取0.88
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
Breguet航程方程
对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：
界限线和地毯图
界限线图
根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推 重比和翼载的可选区域。
起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S) 着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S) 升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S) 第二阶段爬升= f4(T0/ Wto, Wto/S) V进场 = f5(T0/ Wto, Wto/S) ……
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ + 6⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SCLUS ⎠ ⎝ S ⎠0 ⎝

航空宇航学院
飞机总体设计框架
总体设计 = 概念设计 + 初步设计
设计 要求 主要参数计算 发动机选择 布局型式选择 部件外形设计
机身 机翼 尾翼 机身 机翼 尾翼 起落架 进气道 起落架 进气道
分析计算
是否满足 设计要求？ 最优？
重量计算 重量计算 气动计算 气动计算 性能计算 性能计算 结构分析 结构分析
航空宇航学院
结构力学 空气动力学 飞行力学
航空发动机
飞机设计
……
自动控制 工程材料学
航空宇航学院
飞机设计的过程
• 概念设计 (Conceptual Design) • 初步设计 (Preliminary Design) • 详细设计（Detail Design) 1% 人员 9% 人员 90%人员
航空宇航学院
工程设计、分析计算和科学研究
自然规律 输入 系统或元件 输出
给定
输入、自然规律、系统 输出、自然规律、系统 输入、输出、系统 输入、输出、自然规律
求解
输出 输入 自然规律 系统
过程
分析计算 逆分析 科学研究 工程设计
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飞机设计的含义
• 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。 • 设计要求通常包括： - 性能、载荷和使用要求 - 适航条例和设计规范 - 工艺和生产要求 - 环境要求 - 成本
反复迭代，多轮逼近
设计要求
修改方案
设计方案 计算和试验
评估
否
是否满足要求？ 是否最优？
综合与协调
航空宇航学院
航空宇航学院

批注本地保存成功开通会..............................................................................................................................................5 大国的战略出发点—— 大型军用运输机............................................................................. 5 现役主要大运机型...................................................................................................................7 一、大型军用运输机任务书........................................................................................................... 8 1.1 设计目标.............................................................................................................................8 1.2 目的与用途.........................................................................................................................8 1.3 任务剖面.............................................................................................................................9 1.4 有效载荷.............................................................................................................................9 1.5 飞行性能要求（参考数据）............................................................................................. 9 1.6 起降性能...........................................................................................................................10 1.7 侧风起飞和着陆性能....................................................................................................... 10 1.8 使用寿命...........................................................................................................................10 二、基本构型和型号方案草图..................................................................................................... 10 2.1 气动布局设计................................................................................................................... 11 2.2 机翼机身相对位置选择................................................................................................... 11 2.3 尾翼选择...........................................................................................................................13 2.4 发动机类型和数目选择................................................................................................... 14 2.5 方案草图：.......................................................................................................................15 三、飞机总体参数计算.................................................................................................................15 3.1 飞机起飞重量的估算....................................................................................................... 15 3.1.1 飞机起飞重量分析................................................................................................ 15 3.1.2 估算起飞总重的方法............................................................................................ 17 3.1.3 起飞总重的详细估算过程.................................................................................... 18 3.2 飞机升阻特性估算.......................................................................................................... 23 3.2.1 确定最大升力系数................................................................................................ 23 3.2.2 确定零升阻力系数................................................................................................ 25 3.2.3 确定典型极曲线.................................................................................................... 28 3.3 飞机推重比和翼载荷的计算........................................................................................... 29 3.3.1 推重比的确定........................................................................................................ 29 3.3.2 翼载的确定............................................................................................................ 32 四、机身设计.................................................................................................................................37 4.1 机身参数的确定...............................................................................................................37 4.2 机身长度估算...................................................................................................................37 4.3 长细比估算.......................................................................................................................38 4.4 机身横截面的形状........................................................................................................... 38 4.5 机身头部、中部货仓及尾部比例................................................................................... 39 五、机翼设计.................................................................................................................................40 5.1 机翼的翼展和相对弦长................................................................................................... 41 5.2 机翼相对厚度和后掠角................................................................................................... 42 5.3 尖削比...............................................................................................................................43 5.4 机翼翼型...........................................................................................................................44 5.5 翼梢小翼设计...................................................................................................................47 5.6 增升与控制装置...............................................................................................................48 六、尾翼及其操纵面设计............................................................................................................. 50

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 0.78–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-100 1）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）飞机型号有效载荷（t ） 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km)CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100458784590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=3.44m3.中间段长度确定经济舱座位间距为31-34in，取34in。

1.重量估算与指标分配以下计算过程的公式参照《飞机设计手册8》1.1机身重量估算USFA方法——机身重量，kg-—起飞重量，1684 kg；——设计过载,2；——机身长度，8.5 m；——机身最大宽度，1。

9 m；——机身最大高度，1。

6 m;—-设计巡航速度(EAS），290 km/h;此公式可用于速度550 km/h以下的飞机。

代入数据,算得机身重量126。

56kg。

1.2机翼重量计算采用USFA方法——机翼重量，kg——机翼面积，16 ；——机翼展弦比，11；——机翼1/4弦线后掠角，4°；-—机翼根梢比,1.25；——机翼最大相对厚度，15％；——海平面最大平飞速度,300 km/h；代入数据，计算得机翼重量。

1.3尾翼重量计算采用USFA方法1.3.1水平尾翼-—平尾面积,2.28 ；——平尾力臂，；--平尾展长,；—-平尾根部剖面最大厚度，0。

0672 m；代入数据,计算得水平尾翼重量。

1.3.2垂直尾翼——垂尾面积，；——垂尾展长，；—-垂尾根部剖面最大厚度，0。

1899 m；代入数据，计算得垂直尾翼重量。

1.4发动机短舱重量采用Torenbeek方法多发活塞式发动机飞机:汽缸水平对置发动机:-—发动机起飞总功率，264.6kW；N—-发动机的数量，2;代入数据，计算得单发重量.双发总重量为。

1.5 起落架重量采用Torenbeek 方法式中：=1，下单翼飞机；1。

08,上单翼飞机。

其中，，,见下表起落架重量计算系数表飞机类别A B C D 主15.00.0330.0210前 5.40.04900主9.10.0820.0190前11.300.0240尾 4.100.0240主18.10.1310.019 2.23E-05前9.10.0820 2.97E-06尾2.30.31起落架型式喷气式教练机和行政飞机收放式固定式收放式其他民用飞机可知主起落架：，，,;主起落架重量：62。

副翼可采用以下一些气动补偿形式： ——使用副翼还为了增大时，采用轴向 补偿； ——带柔软隔膜的内腔补偿（如下图）。
1－机翼；2－前补偿室；3－副翼；4－密封隔膜
3.3 机身设计
3.3.1 机身设计的要求与过程
3.3.2 机身参数的确定
机身的几何参数
机身的尺寸可以作为它的参数（上图所示），它们是：长度lf、直径df、 最大横截面积SMf，以及无因次的长细比，包括kf＝lf/df－机身长细比， kfh＝lfh/df－头部长细比，kft＝lft/df－尾部长细比。当截面不是圆形时， 它的特征尺寸是最大宽度B，最大高度H，还经常按机身的最大截面积来决 定等效直径
图3.5.5 F－15 飞机的进气道 调节系统
5、进气道在飞机上的布置
(10). 结构布置、结构类型和生产细目的选择
·金属、复合材料 ·主要飞机部件的结构布置 ·起落架结构 ·生产和制造的流程
(11). 确定研究、发展、制造和使用的费用
·潜在利润的估算（民用飞机） ·任务效能的估算（军用飞机） ·全寿命周期费用估算（民机和军机）
3.2 机翼设计
以下是机翼平面设计和横向操纵面形状位置设计的过程
3.2.5 中等展弦比和大展弦比机翼的气动力特性
1、机翼升力特性（CLα值的确定） 中等展弦比和大展弦比机翼在低亚音速无紊流流动时的升力特性
用升力系数和迎角的关系，以及升力系数对迎角的导数来评定：
2、机翼的最大升力特性
机翼的最大升力特性，以CLmax的大小来评定，它决定于翼型沿翼展 的分布，机翼的扭转和平面形状，也就是决定于它的气动布局型式。 机翼的气动布局应该考虑到机翼的流场特点。对于后掠机翼特点有：
图3.5.1给出了现代飞机动力装置设计的大致顺序。 要考虑以下两种情况：