公務機設計案例

1、飛行器總體設計課程設計設計報告組 別：第7組題 目：跨聲速中等尺寸商務機設計學 號：121507233姓 名：楊永攀分 工：第四部分 1日期：2016年1月8日目錄一、方案設計想 .21設計背景 .22設計理念 .33設計要求 .3二、總體布局 .4三、主要設計參數(shù) .7 1估計升阻比L/D .7 2起飛重量 的一階近似 .8 3推重比T/W的選取 .10 4翼載W/S的選取 .10 5機翼設計 .106前翼及尾翼設計 .127機身及內(nèi)部艙室設計 .138動力系統(tǒng)選擇 .16 9起落架設計 .1710初步細節(jié)設計圖 .1811燃油系統(tǒng)設計 .21 12重量分析 .2213配平及穩(wěn)定性分析 .2

2、314價格估計 .26 15. 主要設計參數(shù)匯總 .27 四、主要性能參數(shù) . 271阻力系數(shù)計算 .272具體性能參數(shù)計算 .30 3. 主要性能參數(shù)匯總 .32 4數(shù)據(jù)對比 . 32 五、參考文獻 .33 六、小組成員與分工 . .33一、方案設計思想1設計背景全球經(jīng)濟的不景氣以及持續(xù)上漲的油價使得航空旅游市場明顯衰落，這也使公務機的需求在短期內(nèi)呈下滑趨勢。但是乘坐公務機是航空公司航班之外唯一的可行選擇，而且在航程和速度上都要靈活地多，因此公務機的設計仍然有其獨特的意義。我們將中等尺寸的公務機定義為：重約20000-25000lb，可乘坐7-9名乘客，可根據(jù)載荷和風向執(zhí)行東西海岸線之間的航

3、線任務。在這個定義范圍內(nèi)，有Bombardier-Learjet 45， Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150以及 Hawker-Beech 750等現(xiàn)役型號。大部分型號都是基于過去的技術，并將被未來采用新技術設計的機型所取代。當公務航空公司或私人營運的公務機不受航班時間的限制，不受目的地的限制，因而有很好的行程靈活性、時間保證性和乘坐隱私性。公務航空是一種非常安全有效的旅行方式，能使人力和時間的效率最大化，對乘客來說，利用公務航空不僅能夠節(jié)約雇員時間，增加途中的效率，使非商務時間最小化；還能夠確保行業(yè)機密，反映一個企業(yè)的正面形象，并滿足個人對旅途安全性和舒

4、適性的要求，改善途中工作環(huán)境，鼓舞企業(yè)家精神。乘坐方便。只需憑包機合同和身份證明登機，再也不用花幾小時檢票、通關和候機，在民用航空運輸規(guī)則前提下，您可以按商務活動要求隨到隨走，沒有航班時刻限制，如有臨時變更，您可以通過電話直接通知機組。 公務機對租戶而言，具有省時、高效、安全、隱私性強、彰顯尊貴等特點；對航空公司來說，公務機市場前景廣闊，而一架公務機的價格僅為民航機的零頭。2.設計理念公務機接待的乘客中商業(yè)精英以及政府官員比較多，所以當前公務機設計的一個趨勢是在保持相同性能的前提下內(nèi)部設置要寬敞，有更大的客艙空間，使得旅客在旅途中更加舒適，達到目的地之后具有更高的工作效率。另外一個要求是起降距

5、離盡可能地短，這將使機場更適于建設在距離出發(fā)地和目的地附近，縮短路途時間。3設計要求 客艙：機組人員： 2名典型客艙布置： 8座內(nèi)部通道高度： 75in(1905毫米)行李艙容積：90ft3(2548.8升) 性能：航程： 2500nm(3704km)滿油狀態(tài)下載荷：1000lb (454kg)（包括100lb行李重量）最大巡航馬赫數(shù)： 0.85（35000ft高度上）(10668m)實用升限：45000ft (13716m)海平面起飛距離：4000 ft（最大起飛總重下）(12192m)著陸距離：3600ft（典型著陸總重下） (1097.28m)其它：采用FAR 25部適航條例計劃服役時間

6、：2015年典型價格：1800萬美元 （按2014年美元價值計算$）、運營成本（DOC）：每小時1900美元 （燃油價格每加侖2.50美元） 說明：應在國際標準大氣下進行性能計算指定的航程并不對應最大馬赫數(shù)或滿座狀態(tài)儲備燃油的計算基于15000ft高度下巡航200nm且能持續(xù)航行45min。二、總體布局 我們一共有三個備選方案，一種是鴨翼布局；一種是常規(guī)布局；還有一種是三翼面布局。 下圖是鴨翼布局，在相同的跑道距離上比常規(guī)布局滑跑距離減少，能提高機動性，這種布局利用前翼的脫體渦流掃過機翼產(chǎn)生的有利干擾，推遲機翼氣流分離，延遲了機翼失速，可獲得較大的大迎角升力，減小大迎角阻力，為飛機提供過失速飛

7、行狀態(tài)時的穩(wěn)定度。 通過和經(jīng)過氣動彈性剪裁后的后掠機翼聯(lián)用，使機翼產(chǎn)生接近橢圓的展向壓力分布，從而減小了飛行阻力，但是一般用于戰(zhàn)斗機上，能提高戰(zhàn)斗機的升力，例如戰(zhàn)機殲-11、殲-20、歐洲的EF-2000、法國的“陣風”、瑞典的JAS-39，公務機上最主要是穩(wěn)定，舒適，而鴨翼產(chǎn)生不穩(wěn)定俯仰力矩所以目前公務機未曾出現(xiàn)這種翼型。 下圖是常規(guī)布局，這種布局積累的知識和設計經(jīng)驗比較豐富，是目前應用在公務機上最廣泛的布局，飛機正常飛行時保證了飛機各部分的合力通過重心，保持穩(wěn)定的運動，水平尾翼一般提供向下的負升力，為保證飛機的靜穩(wěn)定性，飛機的機翼迎角大于尾翼迎角。這種設計相對保守，風險最低，同時能保證機艙

8、內(nèi)噪聲水平處于較低的水平，發(fā)動機維護相對方便。例如中型公務機灣流g650、豪客900XP、豪客750、豪客850XP、獎狀X、挑戰(zhàn)者300等都是這種布局。 下圖是三翼面布局，它綜合了常規(guī)布局和鴨翼布局的優(yōu)點，有望達到更好的氣動特性，前翼和機翼的襟副翼還有水平尾翼一起構(gòu)成飛機的操縱控制面，保證飛機大迎角的情況下有足夠的恢復力矩，允許有更大的重心移動范圍；前翼的脫體渦提供非線性升力，提高全機的最大升力。但是增加前翼會使飛機總重增加。亞聲速飛行時的升阻比低，故亞聲速巡航特性不好。小展弦比的三角翼只有在大迎角下有足夠升力系數(shù)，因飛機著陸前迎角不能很大，故其著陸性能較差。翼面積大，機翼油箱大，翼載低，水

9、平機動性能好，而且后掠角大，阻力小，缺點主要是，翼尖會產(chǎn)生氣體分流，造成機翼顫動，而且持續(xù)盤旋時大面積機翼會造成大阻力，急劇消耗能量，造成持續(xù)盤旋能力低，而且在降落時需要機頭上揚，飛行員難以觀察地面情況。 所以我們選擇了常規(guī)翼型和上翼面發(fā)動機短艙，上翼面短艙布局應用在公務機上騰出了尾部機身的空間，使得機身可以容納更多的燃油和行李，而且這種布局具有很好的空氣動力學優(yōu)勢。 3、 主要設計參數(shù)1、估算升阻比 由經(jīng)驗公式取得最大升阻比L/D=17，（若取20/21或22，后文中計算的飛機重量將會比同類飛機輕很多，表格表1）對于噴氣飛機巡航時的升阻比是最大升阻比的0.866倍，盤旋時升阻比為最大升阻比。

10、巡航升阻比取14.7.升阻比W4/WtoW2/W1Wf/Wto巡航升阻比200.7420.7970.27317.3210.7510.8060.26418.2220.7680.8240.24619.1170.7130.7650.30414.7初始WtoWf/Wto計算Wto116900.273869611000888310500903410000919895009377故取最大升阻比為17，巡航升阻比為14.72、起飛質(zhì)量WTO的估算燃油系數(shù)計算 暖機和起飛：W1/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.

11、7，：W2/W1=0.765 待機和下降：W3/W2=0.97 降落著陸和滑行：W4/W3=0.99W4/WTO=0.71燃油質(zhì)量比WF/WTO=1.06*（1-0.71）=0.31圖1、公務機控終于起飛重量比經(jīng)驗曲線空機質(zhì)量比由經(jīng)驗曲線WE/WTO=1.3042WTO-0.086 WTO=迭代選取飛機重量：初始WTO/kgWE/WTO計算WTO/kg126900.57811266121900.57611472119900.58111560116900.58211696取參考質(zhì)量11690kg，則WF=3623.9kg;WE/WTO=0.58,則WE=6813kg圖2、圖3分別是起飛重量相對航

12、程和載荷的權(quán)衡研究關系曲線圖2、起飛重量相對航程的權(quán)衡研究圖3、起飛重量相對載荷的權(quán)衡研究3、推重比T/WTO1、(T/W）起飛=(T/W)巡航*(W巡航/W起飛）*（T巡航/T起飛） （T/W)巡航=1/（L/D）=0.068 （W巡航/W起飛）=0.95 （T巡航/T起飛）=5 T/WTO=0.323 2、由經(jīng)驗圖圖4、公務機推重比和最大馬赫數(shù)關系經(jīng)驗曲線T/WTO=0.3374*Ma-0.401=0.325對比得，取較大值 T/WTO=0.3254、 翼載w/s的選取 翼載由失速速度根據(jù)公式W/S=SC， C2.5，起飛距離，爬升率等要求，參考達索20型公務機及其他資料，翼載取值W/S=

13、265kg/5、機翼設計 主機翼采用常規(guī)布局梯形翼，下單翼，發(fā)動機上置，由經(jīng)驗曲線及其他資料機翼根部采用NACA0414翼型，中尖部采用NACA0412翼型，上反角，安裝角等為0，機翼面積S=10689/2265=40.3翼展b=16.3m展弦比A=6.6梢根比=0.33翼根弦長=2.47m翼梢弦長=0.85m后掠角301/4弦向角25機翼最大理論容積=,=,根梢比3.3，=， 翼根相對厚度14%，翼梢相對厚度12%，平均厚度，S面積40.3，A展弦比6.6，計算結(jié)果機翼最大容積8.9由于后緣襟翼通常占機翼弦長30%40%,油箱位置不超過展長80%，1/4弦向內(nèi)側(cè)，不考慮桁架結(jié)構(gòu)體積時最大空隙

14、約為3.34.2。其中起落架占用體積2*0.5*0.8*1,故機翼部分油箱體積可以達到3襟，副翼：查資料知副翼相對面積=/=0.050.07相對展長=0.30.4展向位置0.50.96、前翼及尾翼設計參考達索20型公務機，副翼面積4，襟翼面積9 平尾設計：平尾采用NACA0009翼型，尾容量=0.9，=8.02m,面積S=10.8平尾根部弦長=2.1m,尖部弦長=1.26,展長=6.43m,展弦比=4,1/4弦向角35，舵面面積S=2.52 垂尾采用NACA0009翼型面積S=9.25，尾容量=0.66，展弦比1.1，1/4弦向角37,垂尾高3.19m,舵面面積S=1.84，根弦長=3.41m

15、，尖弦長=2.39m7.機身設計及內(nèi)部結(jié)構(gòu)設計 機身設計機身應具有足夠的內(nèi)部容積，保證滿足內(nèi)部裝載的使用要求，同時應使機身的氣動阻力最小，要有利于進行結(jié)構(gòu)布置，具有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于連接和安裝機翼、尾翼等其他部件，等等。機身是公務機與用戶最息相關的部件，機身設計的好壞直接關系到飛機的成敗。本項目在外形設計上的理念是追求“現(xiàn)代感，速度感，流線化以及形似蛟龍的民族感”，體現(xiàn)一種人與自然的和諧。機身設計也必須遵循這一理念。所以，機身的外形需要精雕細琢。同時在內(nèi)部艙室設計上，要保證奢侈的空間和進行客戶個性化改裝的靈活性。 機身外形參數(shù)如下：機身長度統(tǒng)計分析估算法長17m，經(jīng)內(nèi)部座椅及過道估計得最大直

16、徑2.35（包括機身厚度），則長細比為7.23，尾部上翹角的分析是根據(jù)大多公務機以及經(jīng)驗公式的估算為10。圖1是公務機機身長度的經(jīng)驗曲線，可見選擇的機身長度在合理的范圍內(nèi). 根據(jù)設計目標，客艙高度設為2m以最大限度保證乘坐的寬敞舒適程度?？团搶挾?.2，客艙長度8.0，機艙長度9.0（包括駕駛艙）。機身標準截面圖如圖 2所示。下表3是艙室內(nèi)的具體配特征。 圖一：公務機機身長度的經(jīng)驗曲線 2.2米 2米 圖二：客艙截面 圖三：艙室內(nèi)具體配置和特征艙室項目說明艙室類型豪華型頭等艙艙門位置客艙前端左側(cè)艙門尺寸1.7*0.8廚房間數(shù)目1廚房間位置客艙前端靠右側(cè)廚房間尺寸2.5m廚房設施咖啡機、冷熱水槽

17、、制冰機.小型冰箱、垃圾回收箱等櫥柜數(shù)量1衛(wèi)生間數(shù)量1衛(wèi)生間位置客艙后端左側(cè)衛(wèi)生間尺寸2m設施通風器、滑動門、冷熱水槽、高級航空衛(wèi)生設施其他艙室設施豪華客艙燈光控制,LCD 顯示屏,供氧裝置、可調(diào)窗簾、LED 閱讀燈行李艙位置機身后端翼根附近，與機艙隔離 正如我們所知我們設計的公務機的座位數(shù)是可以乘坐8人。為了舒服起見，在保持相同性能的前提下，提供更大的客艙空間。我們的內(nèi)部設施還有沙發(fā)，為了讓乘客有更好的休息。同時機身內(nèi)部還可以根據(jù)顧客的要求進行自主性的設計。具體的內(nèi)部設計我們進行了以下設計（參考了萊格賽的公務機的設計內(nèi)部結(jié)構(gòu)）。8.動力系統(tǒng)選擇發(fā)動機的設計，由于公務機主要是民用所以推重比的要

18、求不是很大與戰(zhàn)斗機相比，所以根據(jù)經(jīng)驗以及書上的要求設計初始推重比T/W=0.325，以及W=11690Kg。則推力大小至少為T=116900.3259.81=37.2KN。采用兩臺發(fā)動機，單臺發(fā)動機的推力至少為19KN.在世界航空發(fā)動機主流廠商中，這一推力段的小型渦扇發(fā)動機其實有多種選擇，可根據(jù)載荷和風向執(zhí)行東西海岸線之間的航線任務。在這個定義范圍內(nèi)，有Bombardier-Learjet 45， Cessna Citation XLS+，Gulfstream G150以及 Hawker-Beech 750等現(xiàn)役型號。大部分型號都是基于過去的技術，并將被未來采用新技術設計的機型所取代。最終我們

19、選擇的是高涵道比的TFE731-60發(fā)動機。下圖就是選擇的發(fā)動機。 9.起落架設計 起落架是供飛機起飛、著陸時在地面上滑跑、滑行、移動和停放用的。它是飛機的主要部件之一，其工作性能的好壞以及可靠性直接影響飛機的使用和安全。前三點式起落架，與自行車式后三點式相比前三點式具有結(jié)構(gòu)重量適中，前方視界、地面滑行穩(wěn)定性、起飛抬前輪、起飛過程中的操作、著陸接地的操作性能好，著陸速度使用的發(fā)動機不限的特點。根據(jù)航空輪胎標準及初始估計的重心位置，確定前輪直徑為400mm，支承柱壓緊狀態(tài)長1000mm，主輪直徑760mm，支承柱壓緊狀態(tài)長為850mm。經(jīng)檢驗這樣的起落架滿足性能的要求。 圖五：前起落架三維效果

20、圖六：主起落架三維效果10.初步細節(jié)設計圖 根據(jù)前面的計算以及數(shù)據(jù)的計算。我們大致可以描畫出公務機的細節(jié)設計圖。由此確定機身等的各細節(jié)情況。圖表如下?？团摷毠?jié)圖 飛機的內(nèi)部設施，以及設備都已經(jīng)大致設計完畢?？团摰膬?nèi)部圖及設計過程也都已經(jīng)敘說完畢。為了乘客有更好的體驗，我們設計的客艙是按照豪華的要求來設計。能夠讓乘客有更舒服的體驗。下面的內(nèi)部圖，是在滿足設計要求的基礎上來進行的。具體的部分參考如下。 進入艙門之后的廚房艙內(nèi)布局圖 上面兩幅圖說明了我們設計的一個特點，椅子前的臺子就餐時可以當做桌子用，然而完事后就可以翻起當做一個顯示器。既可以滿足娛樂要求又可以滿足實際要求。這樣做的目的就是可以節(jié)省

21、飛機的空間，讓飛機有更多可以利用的空間。11、 燃油系統(tǒng)設計 首先計算所需燃油量。油重占起飛重量的比例/=SFCD/L(ESAR/V),其中ESAR是等效靜空航程，其計算方法為ESAR=568+1.063R(R是設計航程）目標巡航升阻比為14.7 /=0.6751/14.7(568+1.06311690)/252=0.31，則所需油重=46300.31=1435.3航空燃油密度大約為770kg/m3,故所需燃油空間為=1435.3770=4.7kg/m3。在機翼和機身上分別設置郵箱，粗略估計估計，機翼內(nèi)郵箱共3m3，機身郵箱容積不小于1.7m3即可滿足。使機身郵箱放于重心處。12.重量分析 根

22、據(jù)實際情況，將飛機分為以下部分：機身，主機翼，前翼，平尾，垂危，動力設備，動力附屬部件，起落架，燃油系統(tǒng)，機載設備，內(nèi)飾以及意外重量。根據(jù)參考書目中有關經(jīng)驗公式，具體重量分析如下：A. 機身： 機身長l=17m ，機身最大直徑2.35m，正常巡航速度252.2m/s，系數(shù)0.039，1.08，。得 1411.7kg。假設機身使用的復合材料使機身中將減少5%，B.主機翼： 其中系數(shù)0.0215，1.002，,，展弦比A=6.34，相對厚度=12% ，后掠角A=33，尖削比=0.33，機翼面積S=44.1，最大起飛重量MTOM=11690kg，得=1220.7kg。假設機翼上復合材料占整體的20%

23、，則（0.8+0.90.2）1220.7=1196.3kg。C.尾翼：由于對尾翼設計的知識并不多，我們將假設一個典型的百分比。由于設計的飛機是沒有前翼的，所以對這類型的飛機使用一個常規(guī)的百分比（2%）。由于我們將使用復合材料做這些操縱面，因此采用一個25%的技術縮減系數(shù)。 =175.35kgD.動力設備： 其中，發(fā)動機數(shù)量n=2，推進系統(tǒng)安裝系數(shù)c=1.5，發(fā)動機裸機重量=988lb，那么=1345.7kg。E.起落架： 我們假定起落架的質(zhì)量占MTOM的4.45%，得520.2kgF.固定設備： 這類飛機的典型值是8%，但是由于我們將提供更多的客艙服務，因此將其增加到10%。=1169kg。G

24、.操縱面：261.2kg，其中取0.64。以上數(shù)據(jù)相加可得空機基本質(zhì)量為6008.65kg。再加上飛行員，客艙服務員等其他物品，可得飛機使用空機質(zhì)量為6618.65kg。占MTOM的56.6%，這個數(shù)據(jù)接近文獻研究的假設值。再將旅客和行李加上可得零燃油質(zhì)量為7464.05kg。而燃油的質(zhì)量為全機的31%即3623.9kg，所以得到飛機的總質(zhì)量為11087.95kg，比預期的減少了5.2%，在可接受范圍之內(nèi)。13.飛機的配平及穩(wěn)定性分析 由于設計的飛機是噴氣式商務機，且發(fā)動機安裝在機翼上，所以我們將機身重心選在整體機身的45%處。 首先，我們將使用空機質(zhì)量部件分為兩個單獨的組： 1.機翼質(zhì)量組（

25、)=6529.9kg-這組將包括機翼結(jié)構(gòu)，燃油系統(tǒng)，主起落架，安裝在機翼上的發(fā)動機和其他附屬系統(tǒng)。 2.機身質(zhì)量組（）=3262.65kg-這組將包括機身結(jié)構(gòu)，設備，操縱系統(tǒng)，機組人員，尾翼結(jié)構(gòu)，前起落架等。 平均氣動弦：在翼梢處延長翼根長度，在翼根處延長翼梢長度后，連接兩點，他和50%弦線相交可得一點，過這一點沿弦向作直線，該線就是機翼的平均氣動弦，如圖A。經(jīng)CATIA制圖后，可得到該平均啟動弦長的長度為2.783m。 機翼質(zhì)心：機翼25%弦線和機翼平均氣動弦交點在翼根處的投影，如圖A。 圖A 下面我們將計算配平公式中的其他系數(shù)。：飛機使用空機質(zhì)量相對于機翼平均氣動弦前緣之后的位置。由于選用

26、的是常規(guī)布局，所以我們將其位于平均氣動弦前緣后的25%。所以0.252.783=0.696m。 ：機翼質(zhì)心到機翼平均氣動弦前緣的距離。如圖A。經(jīng)CATIA制圖后可得=0.761m。 ：XX線與機身質(zhì)心的距離。如圖B。由參考文獻【4】中公式：,并帶入已知數(shù)據(jù)，可得=0.566m。如圖B。 圖B這樣機翼相對機身的位置就確定了。飛機的操縱重心則位于前面選定的機翼平均氣動弦上的位置，即機翼平均氣動弦前緣后的25%。綜上，機翼重心距機頭的距離為7.847m。操縱重心距機頭7.78m。飛機穩(wěn)定性分析：經(jīng)CATIA制圖、計算后得知尾翼的焦點距機翼焦點的距離為L=10.83m，現(xiàn)在設尾翼焦點距飛機焦點的距離為

27、X，那么可以通過一下方法算得全機的焦點位置：機翼的升力乘以機翼焦點到飛機焦點的距離應該等于尾翼升力乘以尾翼焦點到飛機焦點的距離，即，但由于各翼面的升力計算較麻煩，我們可以使用一種較為簡單的方法，將機翼面積看作是升力。那么上式將變?yōu)?。帶入已知?shù)據(jù)，經(jīng)簡單計算后，可得=3.52m，和飛機整體重心相比較可知，該機的焦點在中心之后，是靜穩(wěn)定的。14、價格估計由于發(fā)動機為現(xiàn)成外購成品，飛機設計為常規(guī)布局，復合材與現(xiàn)在主流公務機相似價格不會差距太大，由經(jīng)驗曲線并參考其他機型，預計價格在一千五百萬左右。15. 主要設計參數(shù)總匯 四主要性能參數(shù)計算1. 阻力系數(shù)計算 大致將阻力分為零升阻力和誘導阻力兩部分，并

28、將產(chǎn)生阻力的部件進行拆分，計算阻力系數(shù)。零升阻力核心計算式是：其中，下標c代表某一特定部分，Cf是摩擦阻力系數(shù)，F(xiàn)F是形狀參數(shù)，Q是部件參考參數(shù)，Swet是侵潤面積，Sref是參考面積，指機翼參考面積，另外，形狀參數(shù)FF對不同的部件有不同的算法，對機翼尾翼發(fā)動機短艙吊架，對機身和座艙蓋， 對發(fā)動機短艙和外形平滑的外掛，其中具體計算細節(jié)如下： 首先明確計算環(huán)境是在h=10668米處，以V=252m/s(M=0.85)巡航，空氣粘性系數(shù)Pa下面對不同的部件進行阻力系數(shù)計算。a. 機身 機身長17m，長細比=7.2。雷諾數(shù)=，湍流摩擦阻力系數(shù)=，層流摩擦阻力系數(shù)=假設機身外形設計使得機上20%是層流

29、，80%是湍流，則總摩擦阻力系數(shù)為。形狀參數(shù)=1.179浸潤面積大致從圖中測量參考面積，另取Q=1，得機身零升阻力系數(shù)0.00535b.主機翼 特稱長度取平均氣動弦長l=2.57m，平均取翼型相對厚度，雷諾數(shù)湍流摩擦系數(shù)=層流摩擦系數(shù)假設翼面上有50%是層流，則總摩擦系數(shù)1.689機翼機身之間有平滑過渡帶，取Q=1，侵潤面得主機翼零升阻力系數(shù)c.水平尾翼與機翼類似的，取，雷諾數(shù) = 得 Q=1。得平尾零升阻力系數(shù)d、垂直尾翼同樣，取, 雷諾數(shù)，得。；。得垂尾零升阻力系數(shù)。e、發(fā)動機短艙與機身做法類似，取，。雷諾數(shù)， ，得。；。得發(fā)動機短艙零升阻力系數(shù)。下面計算誘導阻力。根據(jù)小后掠角的系數(shù)e的計

30、算方法，計算主機翼的系數(shù)e對于主機翼，翼梢小翼的使用增大了有效展弦比， 主機翼的誘導系數(shù)為。總誘導系數(shù)為由于上翼面短艙的減阻作用，全機在高亞音速和跨音速時的阻力系數(shù)減小6%左右，故全機巡航阻力系數(shù)巡航升阻比，比14.7多了0.7，可見該機應具有良好的巡航性能。2具體性能參數(shù)計算(以下所涉及的公式大多數(shù)是采用的經(jīng)驗公式) a.航程由經(jīng)驗曲線估計升阻比=17(原本打算取20.21.22計算，但得出的起飛總重較小，所以最后用17)，巡航時，根據(jù)西工大出版的飛機總體設計第18頁可知，對于噴氣式飛機，巡航是最大的86.6，所以巡航時的=14.7，根據(jù)所選發(fā)動機型號可知，在該巡航高度下的發(fā)動機SFC=0.72kg/(Nh)，根據(jù)公式,，其中，可解得，可得航程。b.起飛失速速度，其中，,起飛迎角取4，擦地角取10，海平面密度，根據(jù)經(jīng)驗值取，帶入上式公式中解得。c.起飛滑跑距離起飛速度，而(為跑道的摩擦系數(shù)，所選擇的跑道為干水泥跑道，所以其平均值為0.035),P為平均推力，為起飛升力系數(shù)，為阻力系數(shù)，解得，將所有值帶入得出；，所以。d.