011110710-张云清

飞行器总体设计课程设计报告

150座客机总体设计

学号：011110710 姓名：张云清

指导老师 罗东明

南京航空航天大学 航空宇航学院

2015年1月

150座客机总体设计

摘要：本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完

成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择，机翼尾翼设计，总体布局，方案评估等工作。实践了飞机总体设计的课程相关内容， 为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。

关键词：150座，客机，总体设计

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目 录

摘 要.......................................................................................................................... ⅰ 第一章 设计要求........................................................................................................ 1 第二章 全机布局设计................................................................................................ 2

2.1 设计要求........................................................................................................ 2 2.2 飞机布局形式设计........................................................................................ 2 2.3 2.4 2.5 2.6 2.7 2.8 第三章 3.1 3.2 3.3 3.4 3.5 第四章 4.1 4.2 4.3 第五章 5.1 5.2 5.3 第六章

飞机平尾设计................................................................................................ 2 飞机机翼设计................................................................................................ 3 机翼位置设计................................................................................................ 4 发动机设计.................................................................................................... 4 起落架设计.................................................................................................... 6 小结................................................................................................................ 6 机身外形初步设计........................................................................................ 7

机身设计要求................................................................................................ 7 中机身设计.................................................................................................... 7 前机身设计.................................................................................................... 9 后机身设计.................................................................................................. 11 小结.............................................................................................................. 12 飞机主要参数的确定.................................................................................. 13

飞机重量的估算.......................................................................................... 13 翼载荷与推重比设计.................................................................................. 15 小结.............................................................................................................. 16 发动机设计.................................................................................................. 17

发动机设计要求.......................................................................................... 17 发动机类型的选择...................................................................................... 17 发动机型号选择.......................................................................................... 19 机翼设计 20

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6.1 翼型的选择设计 20

6.1.1 升力特性 20 6.1.2 阻力特性 20 6.1.3 俯仰力矩特性 20 6.1.4 确定升力系数 20 6.1.5 翼型选择 21 6.2 机翼平面形状设计 21

6.2.1 描述机翼平面形状的几何参数 21 6.3 机翼安装角和上反角确定 22 6.4 副翼设计 22 6.5 增升装置设计 23 第七章 尾翼外形设计 24

7.1 平尾设计 24

7.1.1 计算尾容量 24 7.1.2 预估尾力臂的长度 24 7.1.3 计算平尾面积 25 7.1.4 确定平尾的外形数据 25 7.2 垂尾设计 26

7.2.1 尾容量 26 7.2.2 预估尾力臂的长度 26 7.2.3 计算垂尾面积 26 7.2.4 确定垂尾的外形数据 26

第八章 发动机短舱布置 28

8.1 发动机短舱布置的一般要求 28 8.2 发动机短舱的类型 28 8.3 短舱几何参数的确定 28 8.4 发动机短舱的安装 29

8.4.1 短舱安装的要求 29 8.4.2 发动机短舱安装位置的初步确定 30

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第九章 起落架布置 31

9.1 起落架布置的一般要求 31 9.2 起落架参数的确定 31

9.2.1 停机角 31 9.2.2 着地角 31 9.2.3 防后倒立角 31 9.2.4 起落架高度 32 9.2.5 前、主轮距 32 9.2.6 主起落架的展向位置 32 9.3 轮胎数目和尺寸的确定 33

9.3.1 机轮布置 33 9.3.2 轮胎类型 33

第十章 重量特性 36

10.1 基于统计方法的重量估算方程 36

10.1.1 机身重量 36 10.1.2 机翼重量 36 10.1.3 尾翼重量 38 10.1.4 动力装置重量 39 10.1.5 系统和设备重量 39 10.1.6 起落架重量 39 10.1.7 使用项目重量 39 10.1.8 有效载荷 39 10.1.9 燃油重量 40 10.1.10 最大起飞重量 40 10.2 重心的估算 41

10.2.1 各部分重心位置 42

第十一章 气动特性 45

11.1 计算全机升力线斜率 45 11.2 计算最大升力系数 45

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11.3 计算增升装置对升力的影响 46 11.4 计算升致阻力 47 11.5 计算各部件湿润面积 47 11.6 巡航状态下的极曲线 48

11.6.1 计算摩擦阻力系数 48 11.6.2 计算压差阻力 49 11.6.3 计算干扰阻力 51 11.6.4 计算飞机各部件的废阻 51 11.6.5 求次项阻力 51 11.6.6 求压缩性阻力 52 11.6.7 求巡航状态下的极曲线函数表达式 53 11.7 起飞状态极曲线 53

11.7.1 计算摩擦阻力系数 53 11.7.2 计算压差阻力 55 11.7.3 计算干扰阻力 56 11.7.4 计算飞机各部件的废阻 56 11.7.5 求次项阻力 56 11.7.6 起落架放下引起的阻力增量 57 11.7.7 翼放下引起的阻力增量 57 11.7.8 求起飞状态下的极曲线函数表达式 57 11.8 着陆状态下的极曲线 57

11.8.1 计算摩擦阻力系数 58 11.8.2 计算压差阻力 59 11.8.3 计算干扰阻力 60 11.8.4 计算飞机各部件的废阻 60 11.8.5 求次项阻力 61 11.8.6 起落架放下引起的阻力增量 61 11.8.7 襟翼放下引起的阻力增量 61 11.8.8 求着陆状态下的极曲线函数表达式 62 v

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11.9第二阶段爬升时单发停车时极曲线 62

11.9.1 发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力） 62 11.9.2 襟翼放下引起的阻力增量 62 11.9.3 为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力 62 11.9.4 求单发停车状态下的极曲线函数表达式 62 第十二章 性能分析

12.1 商载航程图 12.2 起飞距离 65 12.3 第二阶段爬升梯度 65 12.4 进场速度 66 12.5 着陆距离 66 第十三章 总体布置 68 心得体会 69 参考文献 70

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第一章 设计要求

要求设计150座民用客机，指标如下：

（1）有效载荷：每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg （2）巡航速度： Ma0.8

（3）飞行高度: 35000英尺－41000英尺（10.668 km－12.4968km） （4）航程：大于5000km

（5）备用油规则：5%任务飞行用油 + 1500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油

（6）起飞场长：小于2200m （7）着陆场长：小于1700m （8）进场速度：70m/s

要求经济性高，安全性高，符合客户需求。

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第二章 全机布局设计

2.1 设计要求

一般民机的设计要求如下：

（1）气动特性：机翼－机身－短舱干扰阻力小，全机升阻比大。 （2）结构特性：结构件综合利用；重量轻。

（3）操稳特性：尾翼的临界Ma数大于机翼的临界Ma数。 （4）重心位置：有效载荷、燃油和空机重心位置尽量接近。 （5）使用要求：满足特殊的使用要求。 （6）维修性：发动机和各种设备便于检查。 （7）技术储备：是否已掌握了该布局的设计特点。 （8）市场因素：研究市场（客户）对布局的偏好。

2.2 飞机布局形式设计

飞机的主要三种布局形式及优缺点如表2.1所示。

表2.1 飞机的主要三种布局形式及优缺点

项目 优正常式 鸭式 无尾式 三翼面布局 技术成熟，所全机升力系数较大；结构重量能保持近距鸭翼脱体较轻；气动涡对机翼有利干扰的阻力较小。 优点，而且能三个翼面同时操纵，提高操纵效率，减小了配平阻力。 点 积累的经验和L/D可能较大。 资料丰富，设计容易成功。 缺翼的下洗对尾为保证飞机纵向稳有升力损阻力较大，稳定性变化点 翼的干扰往往定性，前翼迎角一般失；起飞着幅度较大。 不利，布置不大于机翼迎角；前翼陆性能不当配平阻力比应先失速，否则飞机容易保证。 较大。 有可能无法控制。 综合考虑设计安全性，技术成熟性以及目标用户的偏好采用正常布局形式。

2.3 飞机平尾设计

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平尾位置的要求有以下几点： （1）避开机翼尾涡的不利干扰；

（2）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；

（3）避开发动机尾喷流的不利干扰； （4）有利于结构布置；

（5）平尾安装在机身上对减轻结构重量有利。

主要考虑结构重量的经济性和安全性采用上平尾，且可以一定程度避开流动干扰。单垂尾即可满足飞机的操纵要求。

2.4 飞机机翼设计

飞机机翼的主要三种形式及优缺点如表2.2所示。

表2.2 飞机机翼的主要三种形式及优缺点

项目 优直机翼 后掠翼 三角翼 升力线斜率大；能有效地提高临界Ma数，具有小展弦比和大后掠角两方点 低速翼剖面的延缓激波的产生，避免过面的特点，其跨音速气动特性相对厚度比较早出现波阻。 大，结构布置、强度和刚度以及重量问题易解决。 缺良好，气动焦点变化较平稳；根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构刚度；三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。 小展弦比直机气动方面在大后掠角和升力线斜率较小，飞行速度较点 翼跨声速气动大梯形比情况下，大迎角小时需较大的迎角，才能提供特性较差、气动时翼尖容易先失速，从而足够的升力；对于小展弦比大焦点变化剧烈。 使飞机的稳定性和操纵后掠角的三角翼，当迎角较大性变坏；对机翼结构布置时，将产生强烈的下洗气流，及其强度、刚度和重量特尾翼布置困难。 性的影响不利。 因设计机型的巡航马赫数处于高亚音速，所以为延缓激波的产生，避免过早

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出现波阻而选择后掠翼。同时考虑客户期望和巡航速度而不采用三角翼。

三种机翼的几种因素比较如表2.3所示。可以看到，后掠翼的阻力，升力较好，经济性高。

表2.3 三种机翼的阻力、升力、重量比较

因素 阻力（Ma<1.6） 阻力（Ma>1.6） 重量 升力线斜率 后掠翼 低 高 高 中 三角翼 中 中 低 高 小展弦比机翼 高 小 中 低 2.5 机翼位置设计

机翼位置引起的因素变化如表2.4所示。

表2.4 机翼位置引起的因素变化

因素 干扰阻力 稳定性 视界 起落架重量 结构布置 安装吊舱 上单翼 中 低 低 高 低 低 中单翼 低 中 中 中 高 中 下单翼 高 高 高 低 低 高 主要考虑下单翼的经济性和安全性如：下单翼布局在水上强迫着陆时更安全；机翼结构可从客舱地板下穿过；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；安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲作用。所以选择下单翼构型。但同时机身机翼气动干扰较大；机翼离地近，吊舱安装困难；部分客舱的座位的视线被机翼遮挡。

2.6 发动机设计

考虑到安全性防止发动机失效及现代发动机足够大，采用双发布局。发动机不同布局形式的特点如表2.5所示。由于民航客机的飞机性能要求较低，且考虑采用涡扇、涡桨形式的发动机，因此选用经济性和重量较小的短舱式发动机布局。

表2.5 发动机不同布局形式的特点

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类型 头部进气道 两侧进气道 特点 布置紧凑，机身截面小，进口气流均匀，机炮对进气影响小；机头不能装雷达天线或仅装小的雷达天线。 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 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；但要增加额外的阻力。 腹部进气道 背部进气道 短舱式发动机的布局位置的参数比较如表2.6所示。主要考虑民航客机的经济性和减重要求，选用翼吊形式的发动机布局。

表2.6 短舱式发动机的布局位置的参数比较

大仰角进气的性能好，有利于提稿飞机的机动性能。 可利用机身或机翼遮挡进气道，有利于提高隐身性能。 项目 翼吊 尾吊 结构发动机可用于减少机翼的载增加机身长度，增加机身结构重量；无发重量 荷，能减轻机翼结构重量；要动机卸载，不利于机翼结构减重；起落架求起落架较长，会增加起落架较短，起落架重量较轻。 重量。 重心发动机靠近全机重心位置，重发动机离全机重心较远，全机重心变化范控制 心变化范围较小。 围较大，重心靠后，尾力臂较短，导致尾翼尺寸变大。 发动由于有离地要求，不利于安装利于安装超高涵道比发动机；不利于发动机安超高涵道比发动机；有利于发机维护；有利于防止吸入异物。 装 动机维护；不利于防止吸入异物。 气动对机翼流场有干扰，对增升装机翼干净，易于增升装置布置；单发停车特性 置布置有影响；单发停车时，时，所需配平力矩较小；机翼下洗可能会需较大配平力矩，需较大垂尾影响进气道流场；平尾一般需布置成T尾5

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面积。 噪声 对客舱噪声有较大影响。 或高置型式。 客舱噪声有较小；外部噪声较大。 2.7 起落架设计

三种常用的起落架布局优缺点如表2.7所示。因为重量不是特别大，所以不采用多支点式起落架，主要考虑起落架使用的安全性采用前三点式起落架。

表2.7 三种常用的起落架布局优缺点

项目 优后三点 前三点 自行车式 尾轮小而轻，设适用于着陆速度较大的飞起落架可收入机身里，布置点 计简单；可以利机，在着陆过程中操纵驾驶起落架舱比较容易。 用气动阻力提比较容易。具有起飞着陆时供减速力。 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。 缺着陆时操纵困前轮可能出现前轮“摆在起飞滑跑时，要求较高的驾驶技术。延长了着陆滑跑距离。因为需要安装大功率的转弯操纵机构，和在两侧机翼下面安装辅助支点，故其重量要比前三点式起落架的重量大。 点 难；起飞和着陆振”现象。 滑跑时不稳定；后三点起落架不能用于喷气式飞机。 2.8 小结

如上所述，本机布局采用正常式布局，下单后掠翼，上尾翼，单垂尾，翼吊发动机，前三点式起落架。现有主流150座飞机如B737、B737MAX、A320、A320NEO均采用相似布局。

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第三章 机身外形初步设计

3.1 机身设计要求

（1）装载要求：有足够大的内部容积，如乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。

（2）气动要求：气动阻力小

（3）结构要求：有利于结构布置，如机翼、尾翼安装和发动机布局。 （4）适航要求：抗坠毁性，应急撤离

3.2 中机身设计

客舱设计要求有以下几点：

（1）形状：圆形或多段圆弧；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。

（2）宽度：取决于每排的座椅数、座椅宽度、过道数和过道宽度。 （3）高度：取决于货舱容积、地板高度、客舱高度、行李架空间。 （4）客舱长度：每排座数、总人数、排距；厨房、衣帽间；登机门、应急出口门。

本机安排12头等舱，138经济舱，共150座。由于座位数不多，采用单通道设计。其中经济舱一排6座，座椅宽度50cm，过道宽65cm，座位共宽3.65m，机身宽度3.95m，共23排经济舱座位，座位间距80cm，紧急出口处间距110cm，共长19m。头等舱一排4座，座椅宽度75cm，过道宽65cm，座位共宽3.65m，机身宽度3.95m，共3排头等舱座位，座位间距95cm，共长2.85m。

由此中机身座位区总长21.85m，总长22.5m，算得座位区长径比5.53。长径比过小意味机身形状短粗，阻力增加，但刚度好，有利于实现机型系列化（机身加长）。长径比过大，机身刚度不好，不利于系列化机型机身加长。考虑本机150座要求，与表3.1其它机型中机身长径比对照数据适当。

表3.1 一些民机中机身长径比数据

机型 BAE146-200 737-500 长径比 4.13 4.75 7

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MD-11 MD-87 A330-300 757-200 MD-82 6.39 6.67 7.16 8.63 8.78 座舱高2.2m，货舱高1.24m，宽2.m，底部宽1.42m，中机身高4.14m。经济舱座位如图3.1所示，头等舱座位如图3.2所示。当量直径8.09m2。可放置7个LD3-45W集装箱，约25立方米。

图3.1 经济舱座位示意图

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图3.2 头等舱座位示意图

中机身共有应急出口共8个，其中四个一级出口为前后机门，四个二级出口为舷窗出口。机身座位安排、应急出口、舱门等如图3.3所示。

图3.3 机身布局示意图

3.3 前机身设计

前机身设计要求如下：

（1）装载要求：前视雷达；驾驶舱；前起落架

（2）视界要求：在所有飞行和地面滑行过程中，有良好视界。进场，能看见地平线以下；爬升，能看见地平线以下至少10度；转弯，向上20度左右，侧

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向110度；地面，能看见翼尖。

（3）减阻要求：光滑曲面（减阻）与平直风挡玻璃（视界好）之间的权衡；前机身长径比与阻力发散马赫数之间的关系。

本机与相近的巡航速度的757-200，更高速度的767-200，777等比较见表3.2，且要求避免跨声速阻力发散如图3.4，取前机身长径比1.4，此时前机身长度5.53m。

表3.2 不同机型前机身长径比分析

机型 DC-9/MD-80 757-200 767-200/300 A300/310/330/340 DC-10/MD-11 777 GⅢ/Ⅳ/Ⅴ 平均值 (L/D)TOP 1.44 1.20 1.39 1.50 1.46 1.37 1.95 1.48 (L/D)SIDE 1.46 1.53 1.39 1.55 1.52 1.45 1.44 1.48 图3.4 前机身长径比对阻力发散马赫数的影响

其次，考虑视界问题，如图3.5、图3.6、图3.7所示，机翼采用上反布局以满足稳定性要求和安装发动机要求。

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图3.5 机头上下视角

图3.6 机头主副驾驶环向视角

图3.7 机头平视及最大视角

3.4 后机身设计

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后机身设计考虑的主要因素如下：减阻要求，外露面积，气流分离；结构重量轻；起飞时擦地角；安装尾翼，吊舱。θ型阻增大，尾翼面积会增加；θθ

fc的影响为

θ

fc变大，摩擦阻力小，

fc变小，摩擦阻力增大，型阻小，尾翼面积减小；

fc的大小与着陆时着地角有关

。

与其他机型相比如表3.3所示，取 上翘角，机尾外形与地面夹角 ，长径比为2.5，算得长度9.88m。机身总长37.91m

表3.3 一些机型的后机身数据

机型 DC-9/MD-80 757-200 767-200/300 A300/310/330/340 DC-10/MD-11 777 GⅢ/Ⅳ/ 平均值 (L/D)TOP 2.63 3.00 2.29 3.18 2.56 2.50 3.31 2.35 (L/D)SIDE 2.50 3.25 2.48 3.40 2.45 3.52 3.84 3.06 上翘角（ ） 5.50 3.50 5.00 6.25 5.50 4.50 3.00 4.75 3.5 小结

经上述设计，最终机身参数如下：

（1）前机身长5.53m，长径比1.4，并设计视窗满足视角的要求。 （2）中机身长22.5m，宽3.95m，高4.14m，长径比5.53，并安排客舱内布局。

（3）后机身长9.88m，长径比2.5，取 上翘角，机尾外形与地面夹角 。 机身总长37.91m。

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第四章 飞机主要参数的确定

4.1 飞机重量的估算

假设的重量不仅要满足任务载荷和燃油重量，而且要满足最大起飞重量与使用空重的统计关系。飞机的任务剖面如图4.1所示。

巡航 待机 爬升 下降 起飞 滑行 发动机启动、暖机 图4.1飞机的任务剖面

着陆 滑行 关车

查阅美国标准大气（1976年）得，大气中11km音速约为a=295m/s。设计航程R=5000km，设计巡航速度Ma=0.8，设计耗油率C＝0.6（涵道比为6），升阻比L/D＝17.6。

W始W始R=由Breguet航程方程ln，带入数据解得1.222。又由

LW终aW终MaDCW巡航燃油W全机W巡航燃油1，解得0.182。燃油系数计算如表4.1所示。 1W全机W全机W终表4.1 燃油系数计算表

阶段 1 2 3 4 5 内容 启动发动机 滑行 起飞 加速并达到巡航高度 巡航 13

燃油系数 W1/W全机=0.001 W2/W全机=0.001 W3/W全机=0.002 W4/W全机=0.016 W5/W全机=0.182

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6 7 8 燃油总计 下降 着陆并滑行 燃油储备 W6/W全机=0.000 W7/W全机=0.003 W8/W全机=0.049 W燃油/W全机=0.2 机身共有25m3货舱空间，设机组人员7人，每人重85kg，旅客150人，每人重75kg并携带20kg行李，载货1500kg，

则W载荷=7851507520150016324kg。假设重量的计算如表4.2所示，不同机型的重量统计表如表4.3所示，合并绘图如图4.2所示，得交点（78462，42188）。因此，估算得飞机总重78462kg，空重42188kg，与统计表中同机型比较符合。

表4.2 假设重量计算表

W全机/kg W燃油/kg W载荷/kg W空机/kg 50000 12700 16345 20955 75000 19050 16345 39605 100000 200 16345 58255 表4.3 不同单通道机型的重量统计表

机型 BAE146-100 DC-9-10 BAC-111 BAE146-200 F100 BAE146-300 DC-9-30 737-200 DC-9-40 DC-9-50 717-200 飞机总重/kg 37308 38873 39463 40597 44452 45359 488 49442 51710 885 885 飞机空重/kg 21319 231 22498 22362 24483 24721 27851 28576 29302 313 32110 14

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737-300 737-400 MD-81 737-600 737-700 MD-83 A320-200 A321-100 757-200 56245 62823 63503 6 70080 72575 77020 85003 115666 32822 34555 36605 351 38007 36726 41912 479 58391

图4.2 飞机重量统计绘图与本机重量计算图

4.2 翼载荷与推重比设计

由以上数据绘制界限线图如图4.3所示。按确定翼载荷和推重比的一般原则：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。因此取翼载荷570（10N/m2），推重比0.32 (10N/kg)。窄体客机的翼载荷推重比数据如表4.4所示，对比数据说明本机翼载荷与推重比选择合理。

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图4.3 界限线图

表4.4 窄体客机的翼载荷推重比数据

机型 A320-200 B717-200 B737-600 B757-300 W/S(10N/m2) 629.8332 590.7738 522.4198 683.5399 T/W(10N/kg) 0.312 0.347 0.287 0.305 4.3 小结

本机主要参数设计为：飞机总重78462kg，空重42188kg，翼载荷570（10N/m-2），推重比0.32 (10N/kg)。

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第五章 发动机设计

5.1 发动机设计要求

发动机选用要求如下：

（1）各飞行阶段（起飞、爬升和巡航）发动机的推力； （1）耗油率低； （1）重量轻；

（1）发动机几何尺寸小； （1）安全可靠，故障率低； （1）工作寿命长； （1）使用维护方便； （1）价格低；

（1）环保性好（噪声小，排放物少）。

5.2 发动机类型的选择

各种发动机优缺点比较如表5.1所示，各种发动机理想推进效率的比较如图5.1所示，各种发动机的速度高度适用范围如图5.2所示。与本机的巡航速度和经济性要求相符的是涡轮风扇发动机，符合当今主流。

表5.1 各种发动机优缺点比较表

类型 活塞式螺旋浆 涡轮喷优点 缺点 适用范围 优点是价格比较便宜，耗油缺点是使率低。 用寿命较轻型飞机；超轻型飞机；对飞行速度和飞行高度要求不低；只能用高的飞机；强调轻便灵活、于亚声速飞机 操纵使用方便 结构紧凑；推力大 耗油率高 战斗机；教练机 17

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气 涡轮螺旋浆 耗油率与活塞式发动机相受到螺旋可用于强调使用经济性的中、大型旅客机和运输机；近，功率、耗油率的速度特桨效率的性和高度特性优于活塞式发，只适军用运输机；需用功率较大、动机；功率重量比较大；单用于亚声位迎风面积的功率值较大；速飞机。 故障率低，使用寿命长。 速度高度要求稍高的民用飞机；当飞行速度较小时：M数小于0.7～ 0.75 可用于强调使用经济性的涡轮风扇 冲压发动机 亚音速时不加力的耗油率较迎风面积低；加力比较大 较大；结构中、大型旅客机和运输机；较复杂 当飞行速度较大时：M数0.7～0.85 结构简单、重量轻 低速时不能启动，故不能单独使用 巡航导弹

图5.1 各种发动机理想推进效率的比较图

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图5.2 各种发动机的速度高度适用范围

5.3 发动机型号选择

由第4章内容设计得飞机总重78462kg，推重比0.32 (10N/kg)，得需要发动机推力251078N，单发推力125539N。发动机列表如表5.2所示，由此并考虑推力余量，选用两个CFM56-5B1发动机。

表5.2 CFM56部分发动机性能表

型号 CFM56-5A1 CFM56-5A3 CFM56-5A4 CFM56-5A5 CFM56-5B1 CFM56-5B2 CFM56-5B3 CFM56-5B4 CFM56-5B5 CFM56-5B6 CFM56-5B7 CFM56-5B8 CFM56-5B9 CFM56-5C2 CFM56-5C3 CFM56-5C4

推力（kN） 111 118 97.9 105 130 140 150 120 98 100 120 96 100 139 145 151 净重（kg） 2270 2270 2270 2270 2380 2380 2380 2380 2380 2380 2380 2380 2380 3990 3990 3990 19

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第六章 机翼设计

6.1 翼型的选择设计

6.1.1 升力特性

1升力系数：cll/v2c

2

最大升力系数：clmax 最大攻角：cl,max 升力线斜率：cl 零升力攻角：0l 设计升力系数：cl,des 6.1.2 阻力特性

1阻力系数：cdd/v2c

2最小阻力系数：cdmin 阻力发散马赫数：Mdd 6.1.3 俯仰力矩特性

1俯仰力矩系数：cmm/v2c2

2零升力矩系数：cm0 焦点（气动中心）位置 压心位置 6.1.4 确定升力系数

WL12vSCL 210.6319 qW得：CLS其中CL是三维机翼升力系数，cl是翼型升力系数。

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在初步设计时认为CLcl。

根据设计升力系数选出合适的翼型，对于巡航速度M=0.8，设计升力系数0.6左右，选取NACA653-218。 6.1.5 翼型选择

选取NACA653-218翼型

6.2 机翼平面形状设计

6.2.1 描述机翼平面形状的几何参数

参考机翼面积： S

展弦比：ARl2/S 后掠角：1/4，前缘 根梢比：c根/c尖

平均气动弦长（MAC）：把给定机翼展向各面的气动力矩特性加以平均而计算出来的等面积矩形相当机翼的弦长，该矩形翼的力矩特性与给定的力矩特性相同。

翼载荷W/S57010N/m2 机翼面积S135m2134.957

根据统计值，同时参考公务机与喷气运输机的统计数据，选择AR9.0 后掠角：根据统计数据（PPT08-p19）选取1/425 梯形比：根据统计数据，0.4，无变后掠翼，边条翼

展长lARS34.86m，c根=2S/l15.53m，c尖=c根=2.212m

tg前缘tg1/41/11.5377m。

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图6.1 平均气动弦的几何作图

MAC(2/3)Croot(12)/(1)4.108m

b12Y()7.47m

61因此：平均气动弦位置离翼根7.47m处，平均气动弦长为4.108m

6.3 机翼安装角和上反角确定

安装角（iw）：CL,DesCL，升力线斜率iw（CL,Des-巡航时所需的升力系数）

=10.47，得iw3.457，符合统计值，喷气客机：15.3。

上反角确定：根据初步设计，飞机机翼采用下单上反的布局，所以根据统计规律，下单翼亚声速后掠翼飞机，上反角37。因此飞机上反角确定为5。

6.4 副翼设计

根据统计数据： 相对面积S副/S=0.050.07 相对弦长c副/c=0.200.25 相对展长L副/L=0.200.40 偏角副2530

因此根据统计数据，副翼相对面积0.05，相对弦长0.25，相对展长0.30，偏角25°。

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6.5 增升装置设计

襟翼几何参数包括：襟翼相对弦长：c襟/c，偏转角：襟。

根据统计数据，增升装置选择前缘开缝襟翼。几何参数：相对弦长30% 偏转角40°。

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第七章 尾翼外形设计

正常式布局中，尾翼设计包括平尾和垂尾的设计，主要是通过尾容量来确定尾翼面积。

7.1 平尾设计

7.1.1计算尾容量

尾容量与纵向机身容量参数存在统计关系，计算纵向机身容量参数：

WL/SC2fusfusww3.95237.91/1354.1081.06735

其中Wfus为最大机身宽度，Lfus为机身长度，Sw为机翼参考面积，Cw为机翼平均气动弦长。

根据图7.1：每单位重心范围的尾容量：3.7。

图7.1 每单位重心范围的尾容量 表7.1 各类飞机的重心变化范围

飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 公务机 喷气运输机 超声速战斗机 重心变化范围（％MAC） 10％ 16％ 18％ 32％ 20％ 根据表7.1，取重心变化范围为30%，因此尾容量：3.730%=1.11 7.1.2 预估尾力臂的长度

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因为发动机安装在机翼上，尾力臂为（50%-55%）L机身，取50%， 尾力臂=50%37.91=18.955m 7.1.3 计算平尾面积

VH=SHlHScVH1354.1081.11SH32.45m2 SclH18.955其中VH为平尾容量，SH为平尾面积，S为机翼面积，lH为平尾力臂，c为平均气动弦长。

7.1.4 确定平尾的外形数据

表7.2 各类飞机平尾的外形数据

根据表7.2，选取：展弦比：4，梯形比：0.4，升降舵弦长：0.4，相对厚度：0.08 ，升降舵与平尾的面积比：0.32

通过计算可得：展长：11.39m，根弦长：4.07m，尖弦长：1.63m；后掠角：30°，平均气动弦长：3.024m。

平尾草图如下：

图7.2 平尾草图

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7.2 垂尾设计

7.2.1 尾容量

尾容量与航向机身容量参数存在统计关系，计算航向机身容量参数：

HL/Sb2fusfusww4.14237.91/13534.860.13817

其中Hfus为最大机身高度，Lfus为机身长度，Sw为机翼参考面积，bw为机翼展长。

根据图7.3：垂尾的尾容量：0.075

图7.3 垂尾容量与航向机身容量参数之间关系图

7.2.2 预估尾力臂的长度

因为发动机安装在机翼上，尾力臂为（50%-55%）L机身，取50%， 尾力臂=50%37.91=18.955m 7.2.3计算垂尾面积

VSvvSlvSVb13524.860.075bSwvv18.95518.61m2 wlv其中Vv为垂尾容量；Sv为垂尾面积；S为机翼面积；lv为垂尾力臂；机翼翼展；

7.2.4 确定垂尾的外形数据

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bw为飞行器总体设计课程设计报告 表7.3 各类飞机垂尾的外形数据

根据表7.3，选取：展弦比：1.8；梯形比：0.4，方向舵弦长：0.3；相对厚度：0.08，方向舵与垂尾的面积比：0.30 。

通过计算得：高度：5.8m，根弦长：5.2m，尖弦长：2m；后掠角：30， 平均气动弦长：3.86m。

垂尾草图如下：

图7.4 垂尾草图

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第八章 发动机短舱布置

8.1 发动机短舱布置的一般要求

（1）在飞机整个飞行包线内，向发动机输送所需空气 （2）必须有效地将发动机内流和绕其的外流分离开来 （3）短舱外流阻力尽量小

（4）有足够的空间安装发动机机械系统和附件 （5）具备足够面积安装用于降噪的衬垫 （6）便于发动机的检查和维修

8.2 发动机短舱的类型

（1）分离喷流的发动机，安装在有不同喷口的吊舱中 （2）混合喷流发动机，安装在全长吊舱中

一般对于民航客机而言，多采用分离喷流式发动机，故本飞机采用分离喷流式发动机。

8.3 短舱几何参数的确定

图8.1 短舱

DIH—进气道唇口直径

MH—主整流罩最大高度

LC—主整流罩长度

DFO—风扇出口处主整流罩直径

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DJ—核心发动机气流出口处整流罩直径

LAB—燃气发生器后体长度

参考同类飞机的发动机短舱参数，初步确定风扇直径

DF1.524m60in，在无风海平面和标准大气压下起飞额定推力的总空气流量Wa310kg/s683.43lb/s，另外已经确定发动机涵道比6，总压比

OPR22.6，最大使用马赫数MM00.82.

计算结果如下： 进气道唇口直径为

DIH0.031Wa32.20.037683.4332.257.49in1.46m

主整流罩最大高度为

MH1.21DF1.216072.6in1.84m

主整流罩长度为

LC2.36DF0.01DFMM0117.39in2.98m风扇出口处主整流罩直径为

22.36600.01600.822

DFO0.00036Wa5.840.000366683.42+5.8453.53in1.36m22

核心发动机气流出口处整流罩直径参考同类飞机取DJ0.8m31.5in 燃气发生器后体长度参考同类飞机取LAB0.8m31.5in 核心发动机气流入口处整流罩直径为

DMG0.000475Wa4.50.0004756683.434.541.6in1.06m22

8.4 发动机短舱的安装

8.4.1 短舱安装的要求

（1）有适当的通道纵深度

保证机翼的气动效率和降低短舱阻力，在机翼和短舱之间需留有间隙 （2）有适当贯入度

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为尾喷口平面与机翼前缘之间的距离，即短舱与机翼重叠的程度，要与通道纵深度协调，使干扰阻力尽量小

（3）进气口距地面有足够的高度，以避免形成地面涡系，从地面吸入异物 （4）反推力喷流方向的控制

必须控制反推力喷流方向，以保证其不对襟翼和机身造成气动干扰，并避免发动机重新吸入排出的热气流 （5）防爆

虽然风扇和涡轮叶片飞出的可能性很小，但万一发生，应使碎片不会对飞机造成额外的危险 （6）短舱离地高度

在着陆时发生折断时，不致危机动力装置 8.4.2 发动机短舱安装位置的初步确定 （1）展向位置

对于双发飞机，发动机短舱沿展向位置一般位于33%38%的半展长处，本飞机的发动机短舱初步确定安装于沿展向35%半展长处。 （2）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，一般为2左右 安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角；一般很小 对于本飞机，发动机短舱轴线的偏角取2，安装角取0。

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第九章 起落架布置

9.1 起落架布置的一般要求

能保证飞机起飞和着陆时所需要的姿态； 使起飞和着陆时的滑跑距离最短；

保证在地面滑跑过程中的稳定性和机动性；

在起飞抬前轮、离地和着陆的各阶段，应只有机轮与地面接触；

机体上有合适的结构件作为起落架的固定点，且有足够的内部空间来收入起落架。

参考同类飞机，本飞机起落架采用前三点式布置。

9.2 起落架参数的确定

9.2.1 停机角

停机角是飞机的水平基准线与跑道平面之间的夹角。停机角应该按起飞的要求选定，应能使起飞滑跑距离最短。飞机起飞滑跑时的迎角为

起飞=+安装

起飞安装

其中即为停机角，停机角通常取值范围为0参考同类飞机，本飞机的停机角取为2。 9.2.2 着地角

着地角也称擦地角，是主轮接地点与机身尾部最低点间的平面和地面之间的夹角。着地角应该按飞机所需要的着陆迎角着陆确定，着陆满足

4。

着陆++安装，所以着陆安装。

参考同类飞机，本飞机的着陆迎角取为着陆14，则143.928.1。9.2.3 防后倒立角

防后倒立角的确定必须防止飞机在起飞和着陆过程中发生尾部倒立事故，重心线应在主轮接地点之前，即防后倒立角不能过小；另外防后倒立角也不能过大，

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否则会造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。防后倒立角可按12或15按确定。

本飞机防后倒立角定为15。 9.2.4 起落架高度h

起落架高度是飞机重心到地面的距离。起落架高度的选择应该使飞机起飞和着陆有小俯仰角时，尾部不擦地，起飞和着陆有小滚转角时，短舱或外挂不擦地，为减轻重量，起落架高度尽量低。

由试航条例取发动机短舱距地面高为0.43m，发动机短舱高1.84m，通道纵深度为0.44m，则

h0.431.840.446.279tan53.26m

9.2.5 前、主轮距b

前、主轮距是前主起落架与主起落架机轮之间的纵向距离。飞机静止时

前轮所承受的载荷约为起飞重量6%20%，最佳值为8%15%，过小会影响飞机在地面操纵，过大则不利于起飞时抬起前轮。前、主起落架的纵向位置要与在机身机翼上的连接结构协调，要与在机身、机翼的收藏空间协调。

对于本飞机，静止时前轮所承受的载荷为起飞重量的8%，主轮所承受的载荷为起飞重量的92%。主轮与飞机质心的纵向距离为

chtan3.26tan150.87m

前轮与飞机质心的纵向距离为

a飞机的前、主轮距为

92%92%c0.8710.05m 8%8%bac10.050.8710.92m

9.2.6 主起落架的展向位置

主起落架的展向位置又称起落架宽度，是主起落架机轮之间的距离。飞机滑行时急剧转弯有侧翻趋势，最小的主轮距应该满足不致使飞机侧向翻倒的要求，防侧翻角一般不大于55。主轮距要与机翼或机身的连接件和收藏空间协调。

防侧翻角应满足

tanhB24b2tan55 Bb32

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主起落架与发动机之间应留有一定的安全距离，即

BlM35%H 222主起落架收起时不能相互干涉，即

B2h

将已知数据代入以上不等式，得主起落架的宽度范围为

6.52mB8.51m

本飞机的主起落架宽度可取为7m。

9.3 轮胎数目和尺寸的确定

9.3.1 机轮布置

机轮布置取决于跑道承载，典型的布置方式如下：

图9.1 机轮典型布置方式

9.3.2 轮胎类型

轮胎类型分为低压轮胎（Ⅲ型）、超高压轮胎（Ⅶ型）、超高压低断面轮胎（Ⅷ型）。本飞机采用超高压轮胎（Ⅶ型）。

选择轮胎数目和尺寸的一般原则表9.1：

表9.1 选择轮胎数目和尺寸的一般原则

主起落架 前起落架 33

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Type Wto/1b P/W Dtbt/ mtoin.in.轮胎数 Dtbt/ in.in.Pn/Wto 轮胎数 喷气 116,000 4014 客机 220,000 4014 330,000 4616 572,000 5220.5 775,000 4917 0.94 0.94 0.93 0.93 0.94 2 4 4 4 4 247.7 297.7 4014 4016 4016 0.06 0.06 0.07 0.07 0.06 2 2 2 2 2 战斗机 14,000 25,000 35,000 60,000 18.57 248 248 359 0.87 0.91 0.90 0.88 1 1 2 1 186 186.5 21.510 227.5 0.13 0.09 0.10 0.12 1 1 1 2 喷气 公务机 12,000 226.3 23,000 27.69.3 39,000 266.6 68,000 349.25 0.93 0.95 0.92 0.93 1 1 2 2 185.7 175.5 14.55.5 217.25 0.07 0.05 0.08 0.07 1 2 2 2 单发 螺旋浆 飞机 1,600 2,400 3,800 156 176 16.516 0.80 0.84 0.84 1 1 1 156 12.55 145 0.20 0.16 0.16 1 1 1 Pm-主起落架载荷 Pn-前起落架载荷

Dt-轮胎直径（英寸） dt-轮胎宽度（英寸）

对于本飞机，起飞重量Wto78462kg172976lb，通过以上选择轮胎数目和尺寸的一般原则，可以确定飞机的主起落架轮胎直径为40英寸，宽度为14英寸，主起落架承受载荷为起飞重量的94%，轮胎数为4；前起落架轮胎直径为27英寸，宽度为7.7英寸，前起落架承受载荷为起飞重量的6%，轮胎数为2。

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对于本飞机，起飞重量Wto78462kg172976lb，

通过以上选择轮胎数目和尺寸的一般原则，可以确定飞机的主起落架轮胎直径为40英寸，宽度为14英寸，主起落架承受载荷为起飞重量的94%，轮胎数为4；前起落架轮胎直径为27英寸，宽度为7.7英寸，前起落架承受载荷为起飞重量的6%，轮胎数为2。

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第十章 重量特性

10.1 基于统计方法的重量估算方程

10.1.1 机身重量

MFUS2LfC2p(9.755.84Bf)1.5(BfHf)2(BH)ff237.910.790.58(9.755.843.95)1.5(3.954.14)2 (3.954.14)7747.345kgLf－机身长度（m），37.91m； Bf－机身最大宽度（m），3.95m； Hf－机身最大高度（m），4.14m； C2－增压机身系数，对于客机取0.79；

p－客舱内外压差，单位是巴（bar），典型值0.58。 10.1.2 机翼重量

按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS

MIPSmCmr M0mC1920A1.5S0.5Nr(1)secsec/fa

3S1.250.5mrM0A0.250.5S2210.340.442.210.72AVD：最大俯冲速度，客机典型值200m/s MO：全机重量 A:机翼展弦比=9 S:机翼面积=134.9m2

ø:机翼1/4弦线后掠角=25°

N:最大使用过载系数的1.65

倍:2.5×1.65=4.125

：机翼根部相对厚度=0.13

：近似等于ø=25°

λ：梯形比=0.4

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fa：机翼材料许用应力

NrAM02.5fa1.120.751.51secsecS1.750.5105sec25?20.52.51.650.69=1.120.751.5134.90.130.5105M00.5=1.418106M01.751+0.42.5

r为考虑惯性卸载影响的因子，计算公式为： 机翼上安装二台发动机r10.21MZW/M0=0.8-式中MZW为零燃油重量，

Mfuel为燃油系数0.2 M0Mfuel=0.6 M0由此mc=12.538/M00.5 mr=495.1/M0 （2）修正系数

由非理想结构带来的惩罚修正系数和次级机翼结构带来的修正系数的总和为Cx。

图10.1 机翼主要结构的惩罚修正系数

Cx10.0010.0040.010.0040.020.0050.030.53.5105M00.5=0.074-3.5105M0

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图10.2 次级机翼结构修正系数

Cx20.020.0060.0070.00150.0020.0050.0050.0365

综合可得

0.5CxCx1Cx20.11053.5105M0

（3）机身对机翼影响

考虑到机翼结构穿过机身结构，当机身变宽时机翼重量会加重。引入系数Cy：

2Cy1.13150.00271431.13[(150.113)0.0027(1430.113)0.4]1.0503其中，β为机身最大宽度与机翼展长的比值：

2

Bf/b3.95/34.860.1133

机翼总重

MwingCymCmrCx0.5MMO01.0503(12.538Mo495.10.1105

0.53.5105M0)MO

10.1.3 尾翼重量

水平尾翼的重量：MH0.047VDSH1.24=0.04720032.451.24=703.127kg

38

飞行器总体设计课程设计报告

垂直尾翼的重量： MV0.065k12VDSV1.15=0.065120018.611.15=375.104kg VD－设计俯冲速度，典型值200m/s SH－平尾面积32.45m2 SV－垂尾面积18.61m2

K12－垂尾布局系数1.0-1.5，T型尾翼，K12选择为1.5 10.1.4.动力装置重量

动力装置重量包括发动机、安装、排气系统、短舱等重量，计算公式为：

MpownC3Meng=21.562380=7425.6

n －发动机数量。

C3－为推进系统安装系数，对于喷气运输机一般取1.56。 Meng－为发动机裸机重量

根据前面设计，采用两个CFM56-5B1发动机，单个净重2380kg 10.1.5 系统和设备重量

各种系统（但不含起落装置）和设备重量之和为：

MSYSC4M0=0.14M0

C4－取决于飞机类型的系数,短程客机一般取0.14. 10.1.6 起落架重量

MlgClgM0=4.25%M0

Clg－对于客机一般取4--4.5%左右。 10.1.7 使用项目重量

包括机组人员重量（含机组人员需要的相关物品）、安全设备（应急氧气和救生艇）、装货设备、水、食品等

M使用项目=85nCFOPP=857+12150=2395kg

其中，P是乘客人数 150，nC是机组人员人数7

FOP是一个取决于航程的系数，对于中短程客机取12

10.1.8.有效载荷

39

飞行器总体设计课程设计报告

Mpayload95PMfreight=95150+1000=15250kg

其中：

95－乘客平均体重（约75kg）与平均行李重量（约20kg）之和；

P－飞机载客人数；

Mfreight－不含旅客和行李的货运重量。 10.1.9 燃油重量

M燃油=0.2M0

10.1.10 最大起飞重量

M0M机身＋M商载＋M使用项目＋M机翼＋M尾翼M动力＋M起落架＋M系统和固定设备＋M燃油=7747.345+15250+2395+1.0503(12.538495.10.50.11053.5105M0)MO0.5MoMO+703.127+375.104+7425.6+0.0425M0+0.14M0+0.2M051.5=34418.08597+13.202514M0.50.5528565M3.685510M000注释：

计算最大重量时需采用迭代方法，先假设一个最大起飞重量，计算各部分重量，判断计算出的最大起飞重量是否等于假设的最大起飞重量，若不等于则修改最大起飞重量假设值，直至二者相等。

客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架）一般占最大起飞重量30％～35％。

Excel做迭代求解，得 MO= 83516.79841875kg M机翼= 13165.53987kg M机身= 7747.345kg

M水平尾翼= 703.127kg M垂直尾翼=375.104kg M尾翼=M水平尾翼+M垂直尾翼=1078.231kg M短舱=C短舱×MO

C短舱－对于客机一般取1--1.5%左右，取1.3% M短舱=1.3%×MO=1085.718kg M起落架=39.4kg

40

飞行器总体设计课程设计报告

M推进系统=M动力装置-M短舱=6339.882kg M系统和设备重量=11692.352kg M使用项目=2395kg M机组=595kg M有效载荷=15250kg M燃油=21213.267kg

表10.1 重量组成（单位：kg）

最大起飞重量 零燃油空重 使用空基结本构空重机翼 机身 尾翼 1078.231 13165.53987 7747.345 水平尾翼 垂直尾翼 703.127 375.104 重 重 量 短舱 起落架 推进系统 固定设备（各系统） 使用项目 机组 有效载荷（商载） 燃油 21213.267 1085.718 39.4 6339.882 11692.352 2395 595 15250 任务燃油 备用燃油 基本空重 44658.53187 17120.944 4092.323 结构重量 26626.29787 最大起飞重量 零燃油空重 83516.7984 628.53187 使用空重 478.53187 结构重量占全机的31.88%，满足要求.

10.2 重心的估算

由于飞机设计为整体对称，重心一定在对称面内，只需考虑在对称面的重心即可。

以机身中轴为x轴方向，过机头与机身中轴垂直的直线为y轴。

xGxAx100% 重心在平均空气动力翼弦位置：GcA41

飞行器总体设计课程设计报告

则

xGxAcAxG

10.2.1 各部分重心位置 1.机翼

后掠翼：

机翼平均空气动力翼弦CA=4.108m，半展长为17.43m

重心在展向空气平均气动弦前缘与机头的x轴方向距离XA=10m 35%半展长处，弦向40-42% CA

x：x=10+4.108×41%=11.684m

y：上反角5°,取y=-1.975+0.35×17.43×sin5°=-1.443m 2.平尾

平尾平均空气动力翼弦CA1=3.024m 半展长为5.65m lH=37.91×50%=18.955m

平尾平均气动弦前缘与机头的x轴方向距离XA1=XA+0.25×CA+lH=10+0.25×4.108+18.955=29.982m

重心在展向38%半展长处，弦向45-50% CA1

x：x=29.982+3.024×47%=30.403m y：根据垂尾高度，取y=5.8+1.975=7.775m 3.垂尾

垂尾平均空气动力翼弦CA2=3.86m 垂尾高度为5.8m 尾力臂lv=50%37.91=18.955m

垂尾平均气动弦前缘与机头的x轴方向距离 XA2=XA+0.25×CA+lv=10+0.25×3.86+18.955=29.92m

重心在展向38%半展长处，弦向45-50% CA2

x：x=29.92+3.86×47%=31.734m y：38%半展长,y=1.975+38%×5.8=4.179m 4.机身

喷气式运输机，发动机安装在机翼上：0.42-0.45L身 x：x=0.43×37.91=16.301 y：机身中轴对称，y=0

42

尾力臂 飞行器总体设计课程设计报告

5.起落装置

假设与全机重心重合x：XG；y：YG 6.动力装置

由发动机重心位置确定，根据总体布置设计。 x：取x=8.013m y：取 y=-2.5m 7.固定设备

假设与全机重心重合x：XG；y：YG 8.燃油

根据油箱布置的位置，计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3，按照机翼上主油箱和翼上辅助邮箱的设计

x：x=10+0.25×4.108=11.027m y：y=-1.626

9.有效载荷重量（乘客和行李、 货物或武器弹药）

由载荷的布置确定

x：取x=5.53+0.5*22.5=16.78 y：取0 10.使用项目

估略取x:2.765，y：0 飞机重心计算

表10.2 飞机重心定位细目表

部件、载重 机翼 平尾 垂尾 机身 起落装置 动力装置 固定设备 燃油 有效载荷 mgx(10N•m) x(m) mg(10N) y(m) mgy(10N•m) 156880.5731 11.684 13165. -1.443 -197.9 21377.17018 30.403 703.127 7.775 66.812 11903.55034 31.734 375.104 4.179 1567.56 1262.4708 16.301 7747.345 0 0 mg*XG= XG= 39.4 YG=-0.959 mg*YG=-3423.76 465.61161 12.80910523 50801.47447 8.013 6339.882 -2.5 -183 mg*XG= XG= 11692.35 YG=-0.959 mg*YG=-11278.3 149769.0735 12.80910523 233918.6952 11.027 21213.27 -1.626 -34492.8 2555 16.78 15250 0 0 43

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使用项目 合 计 6622.175 2.765 2395 i0 0 i(mgx)ixG(mgx)(mg)i (mg) iyG(mgy) (mg)i(mgy)i 1055868.3 XG= 82431.08 YG=-0.959 12.80910523 -79512.3

由EXCEL迭代计算得

XG=12.80910523m YG=-0.9m

xGxGxA12.80911.684100%27.386% cA4.108检验统计规律：对于翼吊布局，重心大约在25％平均气动弦长处左右 重心调整：

若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规律，需调整机翼位置。

1xGcA x机翼W机翼113165.1)x机翼()1x机翼2.386%(4.10883516.7984Wto0.116

调整后XA=10+41%×4.108+0.116=11.800m 重新计算得Xg=12.832 YG=-0.9m

44

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第十一章 气动特性分析

11.1 计算全机升力线斜率CL

CLCL_W

CL_W为机翼升力线斜率:

CL_W2AR/AR2ξ为因子：

dhSnetdh21bSgross2CL_WSgross

该公式适用于dh / b < 0.2的机型。 ζ为校正常数，通常取值为3.2；

dh为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长；

Snet为外露机翼的平面面积；Sgross 为全部机翼平面面积。

由于展弦比AR=9.0，算出CL_W=5.14( 1/rad )； 又因为ζ为校正常数，通常取值为3.2； dh为飞机机身的最大宽度，等于3.95m； b为机翼的展长，等于34.86m；

Snet为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2； Sgross 为全部机翼平面面积，等于134.9m2； 算出ξ为因子等于 1.244。

所以可以算出全机升力线斜率CL等于6.349。

11.2 计算最大升力系数CLmax

Φregs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。由于设计的客机接近于A320，所以取Φregs等于1，所以代入上面公式得到CLmax等于1.662。

45

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11.3 计算增升装置对升力的影响

前面选择了前缘开缝襟翼，cLE /c 为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。

图11.1 cLE /c与相对展长的关系

所以先计算机翼外露段的相对展长，等于（1-机身宽/展长）%，机身宽为3.95m，展长为34.86m,，代入公式，算出机翼外露段的相对展长，等于88.67%，对应到上图，纵坐标cLE /c =1.088。

表11.1 各襟翼类型的最大升力增量

由上表格，可知最大升力增量等于0.4*cLE /c，代入cLE /c=1.088，可得ΔClmax=0.4352。

襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有关，可近似表示为下式：

Cl

Clmaxmax，

46

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由于襟翼最大偏转角max=40°， 一般起飞状态 最大重量起飞 着陆状态 β =7° β =15° β =35° Cl=0.07616 Cl=0.1632 Cl=0.3808 11.4 计算升致阻力

巡航构型的升致阻力因子：

dCD1.05Kclean20.007dCLcleanAR

襟翼打开时的升致阻力因子：

dCD1.050.271K20.000487flap0.007dCLAR

（其中AR为展弦比，flap为襟翼偏 转角）

已知AR=9.0，起飞状态flap=7°，着陆状态 flap=35° 代入公式可以算出：

巡航构型的升致阻力因子 起飞状态的升致阻力因子 着陆状态的升致阻力因子 0.044 0.050 0.037 11.5 计算各部件湿润面积

对于机翼和尾翼：

如果 (t/c) < 0.05， Swet = 2.0003·S外露

如果 (t/c)  0.05， Swet = S外露·[1.977 + 0.52(t/c)]

对于机身、短舱和外挂： Swet = K·( A俯 + A侧)/2

其中：K = π（对于椭圆截面）， K = 4（对于方形截面）；

47

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A俯为俯视图面积，A侧为侧视图面积 所以：

机翼 平尾 垂尾 机身 短舱 S外露=119.65 m2 S外露=32.45 m2 S外露=18.61 m2 A俯=119.31 m2 A俯=5. m2 (t/c)=0.18 (t/c)=0.08 (t/c)=0.08 A侧=125.05 m2 A侧=5. m2 Swet=247.75 m2 Swet=65.5 m2 Swet=37.57 m2 Swet =383.69 m2 Swet =17.41 m2 11.6 巡航状态下的极曲线

11.6.1 计算摩擦阻力系数

cfturb

AlogNRb1cM2d

A、b、c、d为常数，取值分别为A=0.455，b=2.58,c=0.144，d=0.58；NR是当前流动状态的雷诺数NR=(/)Vl,；M为飞行马赫数。 空气动力学p269查到: 当H=11km时，

T=216.7K , a=295.1m/s P=0.227pa ,=0.38kg/m2 因为M=0.8,所以v=M*a=236.1m/s 空气动力学p8萨瑟兰公式求出

1.422*105N*S/m2

飞机各部分的当量直径： 机翼：l =MAC=4.108m 平尾：l =MAC=3.024m 垂尾：l =MAC=3.86m

48

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机身：l =(机身高+机身宽）/2=4.045m 短舱：l =d=1.84m

代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数Cfturb 湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：

xTcf1mfcfturblb

xT为层流比列，通常取值在0.10-0.40之间；lb是部件的特征长度。 lbmf为混合流动比列常数，通常取值为0.74，适用于层流比例小于0.40的情况。

取

xT=0.3 lb所以：

Cfturb Cf 机翼 0.002467 0.001926 平尾 0.002595 0.002019 垂尾 0.002500 0.001945 机身 0.002482 0.001931 短舱 0.002805 0.002182 所以，摩擦阻力系数：

iicSfweti1ICD0fSW

cif是第i部件的摩擦系数；

iSwet是第i部件的湿润面积；

SW是机翼参考面积。

代入数据， 约等于0.0129。 11.6.2 计算压差阻力 机身的压差阻力因子为：

49

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Ffus12.2k1.20.9k3(k=37.91/3.95=9.5975)

k 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。 发动机短舱的压差阻力因子为：

Fnac10.35/lnacdnac

lnac发动机短舱的长度与直径之比 dnac(

lnac=3.78/1.46=2.5) dnac 机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:

0.0.28Fwing11.34M0.18cosmt/c100t/cx/cm

对于机翼，(t/c)=0.18,(x/c)m=40%,M=0.8,

m用空气动力学p166公式换算为55.62°；

对于平尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.8，

m用空气动力学p166公式换算为22.09°；

对于垂尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.8， 所以，m用空气动力学p166公式换算为27.93°。 代入各公式，各部件压差阻力因子为：

Ffus 1.145 1.135 1.508 1.146 1.398 Fnac Fwing Fhtail Fvtail 50

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11.6.3 计算干扰阻力

干扰阻力是通过干扰因子Q来计入的。 机身与机翼：

对于翼身融合良好的中单翼、下单翼布局，Q=1.0； 没有整流的机翼，Q=1.1--1.4，

常规设计中，Q的取值范围一般在1.0--1.2之间。 平尾和垂尾：

Q=1.2； 发动机短舱：

翼吊布局：Q可以取1.05。

尾吊布局：干扰阻力应再取高出20%，即1.26。 综上，机身和机翼Q取1.1； 平尾和垂尾Q取1.2； 发动机短舱Q取1.05。 11.6.4 计算飞机各部件的废阻 第i个部件废阻系数的计算公式为：

CD0ccfcFcQcSwet,cSw

0.005867 0.001348 0.000909 0.006917 0.000434 公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：

机翼废阻系数 平尾废阻系数 垂尾废阻系数 机身废阻系数 发动机短舱废阻系数 求和得到飞机总废阻系数为0.0175. 11.6.5 求次项阻力

机翼次项阻力：机翼型阻的6% 机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7% 发动机安装次项阻力：短舱型阻的15% 系统次项阻力：总型阻的3%

51

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驾驶舱风挡：2%--3%的机身阻力 所以得到：

机翼次项阻力因子 机身和尾翼次项阻力因子 发动机安装次项阻力因子 系统次项阻力因子 驾驶舱风挡因子 0.000352 0.000094 0.000136 0.0004 0.000173 所以，求和得到总次项阻力因子为：0.001219

所以，总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力=0.016694 11.6.6 求压缩性阻力 由平飞公式算出升力系数CL

12WCL***V*S2

其中，W=最大起飞重量*0.85*9.8=653588.46N 其它参数前面已知，所以CL=0.4766 阻力发散马赫数MDD计算公式：

MDD1cosQchdCL1MREF210cosQchdt/cmcosQchd3/2

其中Qchd=25°,MREF =0.9，(t/c)m=0.18 代入公式MDD=0.7318 压缩阻力系数为：

MMDDCDcompCDD1Mn为常数，取值为2.5；

CDD通常取值为0.0020。

52

n

M通常取值为0.05；M为当前的飞行马赫数；

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所以，CDcomp =0.0172

11.6.7 求巡航状态下的极曲线函数表达式 因为配平阻力是总阻力的2%，所以：

总阻力CD(12%)*(CD0CDi)CDcomp=0.04488CL2+0.03423 用Excel绘图得：

11.7 起飞状态极曲线

11.7.1 计算摩擦阻力系数

cfturbA

A、b、c、d为常数，取值分别为A=0.455，b=2.58,c=0.144，d=0.58；NR是当前流动状态的雷诺数NR=(/)Vl,；M为飞行马赫数。 空气动力学p269查到 当H=0km时，

T=288.2K，a=340.3m/s P=101330pa，=0.38kg/m2 因为离地速度

53

logNRb1cM2d飞行器总体设计课程设计报告

2WVl0SCLl0其中,W=78462*9.8=7627.6N =0.38kg/m2 S=134.9m2

CLl0=（0.8~0.9）CLmax 取等于0.85CLmax=1.4127 代入公式，Vl0 =81.163m/s 起飞速度 v=1.3Vl0=105.51m/s

又因为a=340.3m/s，所以M=0.31。 查出1.74*105N*S/m2 飞机各部分的当量直径： 机翼：l =MAC=4.108m 平尾：l =MAC=3.024m 垂尾：l =MAC=3.86m

机身：l =(机身高+机身宽）/2=4.045m 短舱：l =d=1.84m

代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数Cfturb 湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：

cf1xTcflbmfturb

xT为层流比列，通常取值在0.10-0.40之间；lb是部件的特征长度。 lbmf为混合流动比列常数，通常取值为0.74，适用于层流比例小于0.40的情况。

取

xT=0.3 lb所以：

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Cfturb Cf 机翼 0.002518 0.001959 平尾 0.002637 0.002052 垂尾 0.0022 0.001978 机身 0.002524 0.0019 短舱 0.002848 0.002216 11.7.2 计算压差阻力 机身的压差阻力因子为：

Ffus12.2k0.9k(k=37.91/3.95=9.5975) 发动机短舱的压差阻力因子为：

1.23

k 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。

Fnac10.35/lnacdnac

lnac发动机短舱的长度与直径之比 dnac(

lnac=3.78/1.46=2.5) dnac机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:

Fwing0.0.280.181t/c100t/c1.34Mcosmx/cm

对于机翼，(t/c)=0.18,(x/c)m=40%,M=0.31,

m用空气动力学p166公式换算为55.62°；

对于平尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.31，

m用空气动力学p166公式换算为22.09°；

对于垂尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.31，

m用空气动力学p166公式换算为27.93°。

所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为：

55

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Ffus 1.145 1.135 1.272 1.194 1.178 Fnac Fwing Fhtail Fvtail 11.7.3 计算干扰阻力 机身和机翼Q取1.1； 平尾和垂尾Q取1.2； 发动机短舱Q取1.05。 11.7.4 计算飞机各部件的废阻 第i个部件废阻系数的计算公式为：

CD0ccfcFcQc机翼废阻系数 平尾废阻系数 垂尾废阻系数 机身废阻系数 发动机短舱废阻系数 Swet,cSw

0.005034 0.001428 0.000779 0.007036 0.000341 公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：

求和得到飞机总废阻系数为0.014618. 11.7.5 求次项阻力

机翼次项阻力：机翼型阻的6% 机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7% 发动机安装次项阻力：短舱型阻的15% 系统次项阻力：总型阻的3% 驾驶舱风挡：2% ~ 3%的机身阻力 所以得到： 机翼次项阻力因子

0.000302 56

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机身和尾翼次项阻力因子 发动机安装次项阻力因子 系统次项阻力因子 驾驶舱风挡因子 0.000493 0.000051 0.000439 0.000176 所以，求和得到总次项阻力因子为：0.001461

所以，总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力=0.016079 11.7.6 起落架放下引起的阻力增量 双轮式 ：CDlg0.00093WL0.73/Sw 其中：WL为飞机最大起飞重量，单位lb； Sw为机翼参考面积，单位ft2

WL =78462kg=172976.2lb， Sw=134.9m=1452.1ft2 代入数据CDlg0.00093WL0.73/Sw=0.004268

11.7.7 翼放下引起的阻力增量

估算出机翼面积延伸比等于1.12，结合ppt上的图，估算出CD0flap约等于0.08606。

11.7.8 求起飞状态下的极曲线函数表达式 因为配平阻力是总阻力的2%，所以：

总阻力CD(12%)*(CD0CDi)CDlgCD0flap=0.051CL2+0.1067 用Excel绘图得：

2

11.8 着陆状态下的极曲线

57

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11.8.1 计算摩擦阻力系数

cfturbA

A、b、c、d为常数，取值分别为A=0.455，b=2.58,c=0.144，d=0.58；NR是当前流动状态的雷诺数NR=(/)Vl,；M为飞行马赫数。 空气动力学p269查到 当H=0km时，

T=288.2K， a=340.3m/s P=101330pa，=0.38kg/m2

logNRb1cM2d1.74*105N*S/m2 由于Vstall0.88ML

1SCLmax2其中,ML=0.8*78462*9.8=615142.08N =0.38kg/m2 S=134.9m2 CLmax=1.662 代入公式得到

Vstall=62.7848m/s 进场速度V=1.3Vstall=81.62m/s 又因为a=340.3m/s 所以马赫数M=0.24 飞机各部分的当量直径： 机翼：l =MAC=4.108m 平尾：l =MAC=3.024m 垂尾：l =MAC=3.86m

58

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机身：l =(机身高+机身宽）/2=4.045m 短舱：l =d=1.84m

代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数Cfturb 湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：

xTcf1mfcfturblb

xT为层流比列，通常取值在0.10-0.40之间；lb是部件的特征长度。 lbmf为混合流动比列常数，通常取值为0.74，适用于层流比例小于0.40的情况。

取

xT=0.3 lb所以：

Cfturb Cf 机翼 0.002616 0.002035 平尾 0.002742 0.002119 垂尾 0.0021 0.002055 机身 0.002623 0.002041 短舱 0.002965 0.002307 11.8.2 计算压差阻力 机身的压差阻力因子为：

Ffus12.2k0.9k(k=37.91/3.95=9.5975) 发动机短舱的压差阻力因子为：

1.23

k 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。

Fnaclnac10.35/dnac59

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lnac发动机短舱的长度与直径之比 dnac(

lnac=3.78/1.46=2.5) dnac 机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:

Fwing0.0.280.181t/c100t/c1.34Mcosmx/cm

对于机翼，(t/c)=0.18,(x/c)m=40%,M=0.24,

m用空气动力学p166公式换算为55.62°；

对于平尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.24，

m用空气动力学p166公式换算为22.09°；

对于垂尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.24，

m用空气动力学p166公式换算为27.93°。

所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为：

Ffus 1.145 1.135 1.214 1.140 1.125 Fnac Fwing Fhtail Fvtail 11.8.3 计算干扰阻力 机身和机翼Q取1.1 平尾和垂尾Q取1.2 发动机短舱Q取1.05. 11.8.4 计算飞机各部件的废阻 第i个部件废阻系数的计算公式为：

60

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CD0ccfcFcQc机翼废阻系数 平尾废阻系数 垂尾废阻系数 机身废阻系数 发动机短舱废阻系数 Swet,cSw

0.004991 0.001407 0.000773 0.007312 0.000355 公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：

求和得到飞机总废阻系数为0.014838. 11.8.5 求次项阻力

机翼次项阻力：机翼型阻的6% 机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7% 发动机安装次项阻力：短舱型阻的15% 系统次项阻力：总型阻的3% 驾驶舱风挡：2% ~ 3%的机身阻力 所以得到：

机翼次项阻力因子 机身和尾翼次项阻力因子 发动机安装次项阻力因子 系统次项阻力因子 驾驶舱风挡因子 0.000299 0.000512 0.000053 0.000445 0.000183 所以，求和得到总次项阻力因子为：0.001492

所以，总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力=0.016330 11.8.6 起落架放下引起的阻力增量 双轮式 ：CDlg0.00093WL0.73/Sw 其中：WL为飞机最大起飞重量，单位lb； Sw为机翼参考面积，单位ft2

WL =0.8*78462kg=138380 lb, Sw2m=134.9=1452.1ft2

代入数据CDlg0.00093WL0.73/Sw=0.003626

11.8.7 襟翼放下引起的阻力增量

61

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估算出机翼面积延伸比等于1.12，结合ppt上的图，估算出CD0flap约等于0.08606。

11.8.8 求着陆状态下的极曲线函数表达式 因为配平阻力是总阻力的2%，所以：

总阻力CD(12%)*(CD0CDi)CDlgCD0flap =0.03774CL2+0.1063626 用Excel绘图得：

11.9第二阶段爬升时单发停车时极曲线

11.9.1 发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力） 其中Af － 风扇横截面积

SW－ 机翼参考面积

因为发动机采用CFM型号，直径d等于1.6m，所以Af=2.0106,SW=134.9m2，代入公式等于0.00447。

11.9.2 襟翼放下引起的阻力增量

估算出机翼面积延伸比等于1.12，结合ppt上的图，估算出CD0flap约等于0.08606。

11.9.3 为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力 近似估算：零升阻力的5％

C额外等于0.0008165。

11.9.4 求单发停车状态下的极曲线函数表达式

62

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因为配平阻力是总阻力的2%，所以：

总阻力CD(12%)*(CD0CDi)CDCD0flapC额外 =0.051CL2+0.1080236 用Excel绘图得：

63

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第十二章 性能分析

12.1 商载航程图

Breguet 航程计算公式：

RangVLW(N.Mi)lninitialCDWfinal

其中，V: 是巡航速度（Knots）0.8*576.4=461.12 C: 是发动机耗油率（lb/hr/lb) 0.6 L/D: 巡航时升阻比17.9

Winitial：巡航起始时的飞机重量 Wfinal： 巡航结束时的飞机重量

图12.1 商载航程图上关键点重量组成

表12.1 各点数据

点 航程 0 1 2 3 4 5 0 1000 2373.339 3331.481 4265.974 5033.603 商载 18750 18750 18750 14250 10158 0 使用空重 47053.532 47053.532 47053.532 47053.532 47053.532 47053.532 载客+行李 货物 14250 14250 14250 14250 10158 0 4500 4500 4500 0 0 0 燃油 4092.3 12620.94 17120.94 21213.27 21213.27 78424.48 78424.48 78424.8 68266.8 Winitial 695.83 65803.53 61303.53 57211.53 47053.53 Wfinal 65803.53

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图12.2 商载航程图

12.2 起飞距离

基于统计的起飞距离的估算

W2184282.43252Index3.822

CLmaxSrefT0.7VLO0.70481.61452.05158450.609W:最大起飞重量18482.4325lb Sref：机翼参考面积1452.051 ft2 ρ：空气密度0.7048lbs/ft3 CLmax：起飞最大升力系数1.662

T0.7VLO:0.7离地速度对应发动机推力58450.609 For 2 engine aircraft：

L起飞857.428.43Index0.0185Index2857.428.433.8220.01853.8222 13274.115ft4045.9m12.3 第二阶段爬升梯度

给定重量、高度和速度（大于V2），W=83516.798kg H=35-400ft M=0.35 计算所需升力系数：

CL=W/q=83516.798/(0.5*1.218*119^2*134.9)=0.072

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根据升阻极曲线（第二爬升阶段构型），计算阻力： CD=0.051*0.072^2+0.1080236=0.108287984

D=0.108287984*0.5*1.218* 119^2 *134.9=125980.531N 计算推力（单发失效，最大连续推力状态）： T=130000N

计算爬升梯度，爬升梯度为：

TD130000125980.5310.48%W83516.79810

12.4 进场速度

进场速度定义为失速速度的1.3倍

Va1.3Vstall=1.30.88ML0.88666.45=1.327.381m/s10.51.225134.91.6SCLmax2

Vstall为飞机着陆时的失速速度； ML为飞机着陆重量666.45kg ρ为机场空气密度1.225kg/m3 S为机翼面积134.9m2

CLmax为飞机着陆构形时的最大升力系数1.6

12.5 着陆距离

基于统计方法的着陆距离的估算 首先计算失速速度

利用图12.3给出的统计图，估算着陆距离 Vstall=21.063m/s=40.943kts Vstall^2=1676.329 L着陆=1400m

66

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图12.3 着陆距离与失速速度之间的关系图

67

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第十三章 总体布置

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心得体会

经过了这次课程设计，我深刻的体会到课程设计的不易， 虽然说老师给了一些参考资料，但是更多的资料需要自己在 以往学习的书本里进行查找。课程设计让我真正静下心来，认 真完成一件事。感谢老师给我这次机会，也感谢和我一组的同学给我的帮助，我会铭记这次课程设计带给我的酸甜苦辣。

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参考文献

[1] AIRBUS S.A.S. A320/A320NEO Aircraft Characteristics Airport And Maintenance Planning[Z]. http://www.airbus.com/. 2014/05/01

[2] AIRBUS S.A.S. A350-1000 Airport Compatibility Brochure[Z]. http://www.airbus.com/. 2014/06/06

[3] Boeing Commercial Airplanes. 737 Airplane Characteristics for Airport Planning[Z]. http://www.boeing.com/boeing/. 2013/09

[4] Boeing Commercial Airplanes. Airport Compatibility Brochure –737 MAX[Z]. http://www.boeing.com/boeing/. 2014/03

[5] 美国国家海洋和大气局、国家航宇局和美国空军部. 标准大气. 科学出版社，1982. [6] 余雄庆，徐惠民，昂海松. 飞机总体设计[M]，北京：航空工业出版社，2000.

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