1、飞行器总体设计课程设计设计报告组 别：第 7 组题 目：跨声速中等尺寸商务机设计学 号：121507233姓 名：杨永攀分 工：第四部分 1日期：2016 年 1 月 8 日- 2 -目录一、方案设计想 .21设计背景 22设计理念 33设计要求 3二、总体布局 .4三、主要设计参数 .7 1估计升阻比 L/D 7 2起飞重量 的一阶近似 8 3推重比 T/W 的选取 .10 4翼载 W/S 的选取 .10 5机翼设计 106前翼及尾翼设计 127机身及内部舱室设计 138动力系统选择 16 9起落架设计 1710初步细节设计图 1811燃油系统设计 21 12重量分析 2213配平及稳定性分
2、析 2314价格估计 26 15. 主要设计参数汇总 .27 四、主要性能参数 27- 3 -1阻力系数计算 272具体性能参数计算 30 3. 主要性能参数汇总 .32 4数据对比 32 五、参考文献 .33 六、小组成员与分工 33一、方案设计思想1设计背景全球经济的不景气以及持续上涨的油价使得航空旅游市场明显衰落，这也使公务机的需求在短期内呈下滑趋势。但是乘坐公务机是航空公司航班之外唯一的可行选择，而且在航程和速度上都要灵活地多，因此公务机的设计仍然有其独特的意义。我们将中等尺寸的公务机定义为：重约 20000-25000lb，可乘坐 7-9 名乘客，可根据载荷和风向执行东西海岸线之间的
3、航线任务。在这个定义范围内，有Bombardier-Learjet 45， Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150 以及 Hawker-Beech 750 等现役型号。大部分型号都是基于过去的技术，并将被未来采用新技术设计的机型所取代。- 4 -当公务航空公司或私人营运的公务机不受航班时间的限制，不受目的地的限制，因而有很好的行程灵活性、时间保证性和乘坐隐私性。公务航空是一种非常安全有效的旅行方式，能使人力和时间的效率最大化，对乘客来说，利用公务航空不仅能够节约雇员时间，增加途中的效率，使非商务时间最小化；还能够确保行业机密，反映一个企业的正面形象，并满足个人
4、对旅途安全性和舒适性的要求，改善途中工作环境，鼓舞企业家精神。乘坐方便。只需凭包机合同和身份证明登机，再也不用花几小时检票、通关和候机，在民用航空运输规则前提下，您可以按商务活动要求随到随走，没有航班时刻限制，如有临时变更，您可以通过电话直接通知机组。 公务机对租户而言，具有省时、高效、安全、隐私性强、彰显尊贵等特点；对航空公司来说，公务机市场前景广阔，而一架公务机的价格仅为民航机的零头。2.设计理念公务机接待的乘客中商业精英以及政府官员比较多，所以当前公务机设计的一个趋势是在保持相同性能的前提下内部设置要宽敞，有更大的客舱空间，使得旅客在旅途中更加舒适，达到目的地之后具有更高的工作效率。另外
5、一个要求是起降距离尽可能地短，这将使机场更适于建设在距离出发地和目的地附近，缩短路途时间。3设计要求客舱：- 5 -机组人员： 2 名典型客舱布置： 8 座内部通道高度： 75in(1905 毫米)行李舱容积：90ft3(2548.8 升)性能：航程： 2500nm(3704km)满油状态下载荷：1000lb (454kg)（包括 100lb 行李重量）最大巡航马赫数： 0.85（35000ft 高度上）(10668m)实用升限：45000ft (13716m)海平面起飞距离：4000 ft（最大起飞总重下）(12192m)着陆距离：3600ft（典型着陆总重下） (1097.28m)其它：采
6、用 FAR 25 部适航条例计划服役时间：2015 年典型价格：1800 万美元 （按 2014 年美元价值计算$）、运营成本（DOC）：每小时 1900 美元 （燃油价格每加仑 2.50 美元）说明：- 6 -应在国际标准大气下进行性能计算指定的航程并不对应最大马赫数或满座状态储备燃油的计算基于 15000ft 高度下巡航 200nm 且能持续航行 45min。二、总体布局我们一共有三个备选方案，一种是鸭翼布局；一种是常规布局；还有一种是三翼面布局。下图是鸭翼布局，在相同的跑道距离上比常规布局滑跑距离减少，能提高机动性，这种布局利用前翼的脱体涡流扫过机翼产生的有利干扰，推迟机翼气流分离，延迟
7、了机翼失速，可获得较大的大迎角升力，减小大迎角阻力，为飞机提供过失速飞行状态时的稳定度。 通过和经过气动弹性剪裁后的后掠机翼联用，使机翼产生接近椭圆的展向压力分布，从而减小了飞行阻力，但是一般用于战斗机上，能提高战斗机的升力，例如战机歼-11、歼-20 、欧洲的 EF-2000、法国的“阵风 ”、瑞典的 JAS-39，公务机上最主要是稳定，舒适，而鸭翼产生不稳定俯仰力矩所以目前公务机未曾出现这种翼型。- 7 -下图是常规布局，这种布局积累的知识和设计经验比较丰富，是目前应用在公务机上最广泛的布局，飞机正常飞行时保证了飞机各部分的合力通过重心，保持稳定的运动，水平尾翼一般提供向下的负升力，为保证
8、飞机的静稳定性，飞机的机翼迎角大于尾翼迎角。这种设计相对保守，风险最低，同时能保证机舱内噪声水平处于较低的水平，发动机维护相对方便。例如中型公务机湾流g650、豪客 900XP、豪客 750、豪客 850XP、奖状 X、挑战者 300 等都是这种- 8 -布局。下图是三翼面布局，它综合了常规布局和鸭翼布局的优点，有望达到更好的气动特性，前翼和机翼的襟副翼还有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范围；前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机的最大升力。但是增加前翼会使飞机总重增加。亚声速飞行时的升阻比低，故亚声速巡航特性不好。小展弦比的三角翼
9、只有在大迎角下有足够升力系数，因飞机着陆前迎角不能很大，故其着陆性能较差。翼面积大，机翼油箱大，翼载低，水平机动性能好，而且后掠角大，- 9 -阻力小，缺点主要是，翼尖会产生气体分流，造成机翼颤动，而且持续盘旋时大面积机翼会造成大阻力，急剧消耗能量，造成持续盘旋能力低，而且在降落时需要机头上扬，飞行员难以观察地面情况。所以我们选择了常规翼型和上翼面发动机短舱，上翼面短舱布局应用在公务机上腾出了尾部机身的空间，使得机身可以容纳更多的燃油和行李，而且这种布局具有很好的空气动力学优势。3、主要设计参数1、估算升阻比由经验公式取得最大升阻比 L/D=17，（若取 20/21 或 22，后文中计算的飞机
10、重量将会比同类飞机轻很多，表格表 1）对于喷气飞机巡航时的升阻比是最大升阻比的 0.866 倍，盘旋时升阻比为最大升阻比。巡航升阻比取 14.7.- 10 -升 阻 比 W4/Wto W2/W1 Wf/Wto 巡 航 升 阻 比20 0.742 0.797 0.273 17.321 0.751 0.806 0.264 18.222 0.768 0.824 0.246 19.117 0.713 0.765 0.304 14.7初 始 WtoWf/Wto 计 算 Wto11690 0.273 869611000 888310500 903410000 91989500 9377故取最大升阻比为 1
11、7，巡航升阻比为 14.7- 11 -2、起飞质量 WTO 的估算燃油系数计算暖机和起飞：W 1/WTO=0.97爬升和巡航，航程 R=4625KM，SFC=0.771kg/N.h, 巡航速度 V=908km/h,升阻比 L/D=14.7，：W 2/W1= =0.765DLVRCe待机和下降：W 3/W2=0.97降落着陆和滑行：W 4/W3=0.99W4/WTO=0.71燃油质量比 WF/WTO=1.06*（1-0.71）=0.31图 1、公务机控终于起飞重量比经验曲线空机质量比由经验曲线 WE/WTO=1.3042WTO-0.086- 12 -TOEFTOW1playodcrewWTO=
12、086.342.1058TO迭代选取飞机重量：初 始 WTO/kg WE/WTO 计 算 WTO/kg12690 0.578 1126612190 0.576 1147211990 0.581 1156011690 0.582 11696取参考质量 11690kg，则 WF=3623.9kg;WE/WTO=0.58,则 WE=6813kg图 2、图 3 分别是起飞重量相对航程和载荷的权衡研究关系曲线图 2、起飞重量相对航程的权衡研究- 13 -图 3、起飞重量相对载荷的权衡研究3、推重比 T/WTO1、(T/W）起飞=(T/W)巡航*(W 巡航/W 起飞）*（T 巡航/T 起飞）（T/W)巡航
13、=1/ （L/D ）=0.068（W 巡航 /W 起飞）=0.95（T 巡航/T 起飞）=5T/WTO=0.3232、由经验图- 14 -图 4、公务机推重比和最大马赫数关系经验曲线T/WTO=0.3374*Ma-0.401=0.325对比得，取较大值 T/WTO=0.3254、翼载 w/s 的选取翼载由失速速度根据公式 W/S= SC ， C 2.5，起飞距离，爬212SVmaxLaxL升率等要求，参考达索 20 型公务机及其他资料，翼载取值 W/S=265kg/5、机翼设计主机翼采用常规布局梯形翼，下单翼，发动机上置，由经验曲线及其他资料- 15 -机翼根部采用 NACA0414 翼型，中
14、尖部采用 NACA0412 翼型，上反角，安装角等为 0，机翼面积 S=10689/2265=40.3翼展 b=16.3m展弦比 A=6.6- 16 -梢根比 =0.33翼根弦长 =2.47mr翼梢弦长 =0.85mt后掠角 301/4 弦向角 25机翼最大理论容积 = , = , 根梢比 3.3，maxWVak2/13)(AsctmaxWk)1(*922(4C= ， 翼根相对厚度 14%， 翼梢相对厚度 12%， 平均厚度，ctr)/(rc/ tc/ ct/S 面积 40.3，A 展弦比 6.6，计算结果机翼最大容积 8.9 由于后缘襟翼maxWV3通常占机翼弦长 30%40%,油箱位置不超
15、过展长 80%，1/4 弦向内侧，不考虑桁架结构体积时最大空隙约为 3.34.2 。其中起落架占用体积 2*0.5*0.8*1,故3m机翼部分油箱体积可以达到 3襟，副翼：查资料知副翼相对面积 = / =0.050.07asw相对展长 =0.30.4wab/展向位置 0.50.96、前翼及尾翼设计参考达索 20 型公务机，副翼面积 4，襟翼面积 9 平尾设计：- 17 -平尾采用 NACA0009 翼型，尾容量 = =0.9， =8.02m,HTcslwHTl面积 S=10.8平尾根部弦长 =2.1m,尖部弦长 =1.26,展长=6.43m,展弦比 =4,1/4 弦向rHTctHTc HTA角
16、 35，舵面面积 S=2.52 垂尾采用 NACA0009 翼型面积 S=9.25，尾容量 = =0.66，展弦比VTcwSbl1.1，1/4 弦向角 37,垂尾高 3.19m,舵面面积 S=1.84，根弦长 =3.41m，VTc尖弦长 =2.39mvtc7.机身设计及内部结构设计机身设计机身应具有足够的内部容积，保证满足内部装载的使用要求，同时应使机身的气动阻力最小，要有利于进行结构布置，具有足够的结构高度，便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件，等等。机身是公务机与用户最息相关的部件，机身设计的好坏直接关系到飞机的成败。本项目在外形设计上的理念是追求“现代感，速度感，流线化以及形似蛟龙的民族感
17、”，体现一种人与自然的和谐。机身设计也必须遵循这一理念。所以，机身的外形需要精雕细琢。同时在内部舱室设计上，要保证奢侈的空间和进行客户个性化改装的灵活性。机身外形参数如下：机身长度统计分析估算法长 17m，经内部座椅及过道估计得最大直径 2.35（包括机身厚度），则长细比为 7.23，尾部上翘角的分析- 18 -是根据大多公务机以及经验公式的估算为 10。图 1 是公务机机身长度的经验曲线，可见选择的机身长度在合理的范围内.根据设计目标，客舱高度设为 2m 以最大限度保证乘坐的宽敞舒适程度。客舱宽度 2.2，客舱长度 8.0，机舱长度 9.0（包括驾驶舱）。机身标准截面图如图 2 所示。下表
18、3 是舱室内的具体配特征。图一：公务机机身长度的经验曲线2米2.2 米- 19 -图二：客舱截面图三：舱室内具体配置和特征舱室项目 说明舱室类型 豪华型头等舱舱门位置 客舱前端左侧舱门尺寸 1.7*0.8厨房间数目 1厨房间位置 客舱前端靠右侧厨房间尺寸 2.5m厨房设施 咖啡机、冷热水槽、制冰机.小型冰箱、垃圾回收箱等橱柜数量 1卫生间数量 1卫生间位置 客舱后端左侧卫生间尺寸 2m设施 通风器、滑动门、冷热水槽、高级航空卫生设施- 20 -其他舱室设施 豪华客舱灯光控制, LCD 显示屏 ,供氧装置、可调窗帘、LED 阅读灯行李舱位置 机身后端翼根附近，与机舱隔离正如我们所知我们设计的公务
19、机的座位数是可以乘坐 8 人。为了舒服起见，在保持相同性能的前提下，提供更大的客舱空间。我们的内部设施还有沙发，为了让乘客有更好的休息。同时机身内部还可以根据顾客的要求进行自主性的设计。具体的内部设计我们进行了以下设计（参考了莱格赛的公务机的设计内部结构）。- 21 -8.动力系统选择发动机的设计，由于公务机主要是民用所以推重比的要求不是很大与战斗机相比，所以根据经验以及书上的要求设计初始推重比 T/W=0.325，以及W=11690Kg。则推力大小至少为 T=116900.3259.81=37.2KN。采用两台发动机，单台发动机的推力至少为 19KN.在世界航空发动机主流厂商中，这一推力段的
20、小型涡扇发动机其实有多种选择，可根据载荷和风向执行东西海岸线之间的航线任务。在这个定义范围内，有 Bombardier-Learjet 45， Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150 以及 Hawker-Beech 750 等现役型号。大部分型号都是基于过去的技术，并将被未来采用新技术设计的机型所取代。最终我们选择的是高涵道比的 TFE731-60 发动机。下图就是选择的发动机。- 22 -9.起落架 设计起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑跑、滑行、移动和停放用的。它是飞机的主要部件之一，其工作性能的好坏以及可靠性直接影响飞机的使用和安全。前三点式起落架，与
21、自行车式后三点式相比前三点式具有结构重量适中，前方视界、地面滑行稳定性、起飞抬前轮、起飞过程中的操作、着陆接地的操作性能好，着陆速度使用的发动机不限的特点。根据航空轮胎标准及初始估计的重心位置，确定前轮直径为 400mm，支承柱压紧状态长 1000mm，主轮直径760mm，支承柱压紧状态长为 850mm。经检验这样的起落架满足性能的要求。- 23 -图五：前起落架三维效果图六：主起落架三维效果10.初步细节设计图根据前面的计算以及数据的计算。我们大致可以描画出公务机的细节设计图。由此确定机身等的各细节情况。图表如下。- 24 -客舱细节图飞机的内部设施，以及设备都已经大致设计完毕。客舱的内部图
22、及设计过- 25 -程也都已经叙说完毕。为了乘客有更好的体验，我们设计的客舱是按照豪华的要求来设计。能够让乘客有更舒服的体验。下面的内部图，是在满足设计要求的基础上来进行的。具体的部分参考如下。进入舱门之后的厨房- 26 -舱内布局图- 27 -上面两幅图说明了我们设计的一个特点，椅子前的台子就餐时可以当做桌子用，然而完事后就可以翻起当做一个显示器。既可以满足娱乐要求又可以满足实际要求。这样做的目的就是可以节省飞机的空间，让飞机有更多可以利用的空间。11、燃油系统设计首先计算所需燃油量。油重占起飞重量的比例/ =SF CD/L(ESAR/V),Wof其中 ESAR 是等效静空航程，其计算方法为
23、 ESAR=568+1.063R(R 是设计航程）目标巡航升阻比为 14.7 / =0.6751/14.7(568+1.06311690)/252=0.31，则所需油重fWo=46300.31=1435.3 航空燃油密度大约为 770kg/m3,故所需燃油空间为f=1435.3770=4.7kg/m3。f- 28 -在机翼和机身上分别设置邮箱，粗略估计估计，机翼内邮箱共 3m3，机身邮箱容积不小于 1.7m3 即可满足。使机身邮箱放于重心处。12.重量分析根据实际情况，将飞机分为以下部分：机身，主机翼，前翼，平尾， 垂 危，动力设备，动力附属部件，起落架，燃油系统，机载设备，内饰以及意外重量。
24、根据参考书目中有关经验公式，具体重量分析如下：A.机身：。）（）（ YDXVlMTOKCW5.0aveultdorucpefusf 2n机身长 l=17m ，机身最大直径 2.35m，正常巡航速度 252.2m/s，系aveD数 0.039， ， 1.08， ， 。得 1411.7kg。假fus 1eKp06.1uc1dorKfW设机身使用的复合材料使机身中将减少 5%， 34.kgf。B.主机翼：4.04.04.078.04.w/cos/1 1tAMTOWASnMTOKKCF ultrewlpsluc 其中系数 0.0215， 1.002， ， , ，UC1sl 0.SPK02.wl，展弦比
25、 A=6.34，相对厚度=12% ，后掠角 A=33，尖削比 =0.33，98.0reK 机翼面积 S=44.1，最大起飞重量 MTOM=11690kg，得 =1220.7kg。假设机翼wW上复合材料占整体的 20%，则 （0.8+0.90.2）1220.7=1196.3kg。wW- 29 -C.尾翼：由于对尾翼设计的知识并不多，我们将假设一个典型的百分比。由于设计的飞机是没有前翼的，所以对这类型的飞机使用一个常规的百分比（2%）。由于我们将使用复合材料做这些操纵面，因此采用一个 25%的技术缩减系数。=175.35kg75.01692.0t WD.动力设备：engpcM其中，发动机数量 n=
26、2，推进系统安装系数 c=1.5，发动机裸机重量=988lb，那么 =1345.7kg。engMpWE.起落架：我们假定起落架的质量占 MTOM 的 4.45%，得 520.2kglWF.固定设备：这类飞机的典型值是 8%，但是由于我们将提供更多的客舱服务，因此将其增加到 10%。 =1169kg。fixWG.操纵面： 261.2kg，其中 取 0.64。768.032sc）（操 纵 MTOKSCK以上数据相加可得空机基本质量为 6008.65kg。再加上飞行员，客舱服务员等其他物品，可得飞机使用空机质量为 6618.65kg。占 MTOM 的 56.6%，这个数据接近文献研究的假设值。再将旅客和行李加上可得零燃油质量为 7464.05kg。
