飛行器總體設計報告

1、 飛機總體設計公務機概念設計報告公務機概念設計火星救援隊目 錄第一章 設計題目以及需求分析11.1 設計題目基本要求11.2 團隊確定基本需求11.3 公務機在中國的發(fā)展前景1 1.3.1 公務機在中國的現(xiàn)狀1 1.3.2 公務機在中國的市場預測21.3.3 中國市場的瓶頸2第二章 團隊成員及其分工32.1 團隊成員32.2 具體分工3第三章 飛機總體布局設計33.1 與設計要求相近的飛機資料33.2 可能的布局形式及其比較43.3 整體布局的確定43.3.1 一些相近飛機的總體方案43.3.2 總體設計過程5 第四章 機身初步設計64.1 機身相關參數(shù)設計64.2 機身外形參數(shù)64.3 機身

2、外形示意圖74.4 機身客艙內(nèi)部設計7第五章 飛機主要參數(shù)的初步確定85.1 基本設計參數(shù)85.2 主要總體參數(shù)8 5.2.1 飛機重量的預估（重量系數(shù)法）8 5.2.2 推重比和翼載荷的確定（界限線法）115.3 重要總體參數(shù)總結(jié)12第六章 機翼外形設計136.1 翼型的設計和選擇136.2 機翼平面形狀的設計13 6.2.1 展弦比13 6.2.2 梯形比13 6.2.3 后掠角14 6.2.4 機翼形狀其他參數(shù)15 6.2.5 燃油容量校核15 6.2.6根弦和尖弦計算15 6.2.7平均氣動弦長 以及位置 166.3 襟翼和副翼設計166.3.1 襟翼16 6.3.2 副翼16 6.3

3、.3 擾流板166.4 前后梁位置176.5 機翼縱向位置的初步確定176.6 機翼設計圖17 6.6.1 機翼平面草圖17 6.6.2 機翼CATIA設計圖17第七章 尾翼外形設計187.1 平尾設計18 7.1.1 確定平尾容量187.1.2 預估尾力臂長度并計算平尾面積197.1.3 平尾外形設計197.1.4 升降舵設計197.1.5 平尾設計圖207.2 垂尾設計207.2.1 航向機身容量參數(shù)207.2.2 預估尾力臂217.3 垂尾設計圖22第八章 動力裝置238.1 發(fā)動機選擇238.2 發(fā)動機短艙設計238.3 發(fā)動機以及短艙設計圖24第九章 起落架設計259.1 飛機重心估

4、算259.2 起落架相關參數(shù)設計25第十章 起落架設計2610.1 飛機CATIA模型2610.2 全機渲染圖27參考文獻27附錄28 飛機總體設計公務機概念設計第一章 設計題目以及需求分析1.1 設計題目基本要求類型國內(nèi)使用的噴氣式公務機有效載荷旅客610人，行李20kg/人飛行性能巡航速度0.7-0.82M最大航程4000-5000km起飛場長小于1400-1600m著陸場長小于1200-1500m進場速度小于230km/h表.1 設計題目基本要求1.2 團隊確定基本要求為了避免與眾多團隊撞車，我們選擇將國內(nèi)噴氣式公務機改為遠距離噴氣式公務機，如表.2所示：類型遠距離使用的噴氣式公務機有效

5、載荷旅客612人，行李20kg/人飛行性能巡航速度0.7-0.9M最大航程10000-13000km起飛場長小于1500-1800m著陸場長小于1200-1500m進場速度小于230km/h表.2 團隊確定的基本要求1.3 公務機在中國的發(fā)展前景 1.3.1 公務機在中國的現(xiàn)狀 2003年前后，中國國內(nèi)的公務機市場幾乎由金鹿公務、“山東航空”、“上海航空”三分天下，即海航集團旗下金鹿公務航空，山東航空旗下彩虹公務航空，及上海航空旗下上海航空公務機公司。山東航空旗下的彩虹公務航空公司已與2006年退市，2010年上海航空和東方航空合并后，上海航空旗下上海航空公務機公司以及其擁有的豪客800XP也

6、均由東方航空旗下公務機部門接手。最新消息，2011年12月20日，東航公務機部門委托上海產(chǎn)權交易中心拍賣此豪客800XP。至此，中國國內(nèi)的公務機市場最早三分天下的公務機三大企業(yè)如今僅剩海航集團旗下金鹿公務航空的一家，但與此同時，另外更多的企業(yè)猶如雨后春筍般冒了出來，亞聯(lián)公務機、中信公務機，尤其是2010年8月13-15日中國上海商務與私人飛機展的成功舉辦后，刺激了更多企業(yè)進入了中國大陸公務機市場，如尊飛私翼、東海航空、尊爵等等。尊爵公務航空是一家總部位于香港的私人包機公司。尊爵公務機擁有區(qū)域內(nèi)最大的包機機隊，并在上海、北京及日本東京設有分公司。尊飛私翼是一家致力于提供最完美公務航空體驗的公司，

7、其官網(wǎng)提供中國首個在線實時公務機查詢系統(tǒng)，此系統(tǒng)中登記的亞洲地區(qū)公務機總數(shù)達到43架，占亞洲地區(qū)公務機總數(shù)的80%以上。其中，登記在系統(tǒng)中的國內(nèi)公務機達16架，占中國公務機總數(shù)的90%以上。東海公務機 是2010年成立的由香港東海聯(lián)合有限公司，香港永港企業(yè)有限公司和深圳東港商貿(mào)有限公司合資經(jīng)營的航空運輸企業(yè)，主營基地在深圳寶安機場。1.3.2 公務機在中國的市場預測航空界最有威望的Teal公司預測，今后10年，全球?qū)珓諜C的需求量將達9000架，總價值約944億美元，而中國是最具潛力的市場之一，未來10年公務機有望達到600-1200架。如果這些飛機滿負荷飛行，年營業(yè)額可望達到600億元。中國

8、公務機市場80%的客戶是大型跨國公司，國內(nèi)客戶只占20%。但隨著中國入世、經(jīng)濟向好及企業(yè)競爭的激烈，更多公司要與時間賽跑，向時間要收益，所以國內(nèi)企業(yè)將很快成為公務機市場的主角?！敖鹇构珓諜C公司”業(yè)務連續(xù)幾年增長率都是兩位數(shù)，幾乎每年買一架新飛機，中國公務機的市場潛力不可估量。 1.3.3 中國市場的瓶頸瓶頸一：空管過嚴，很難申請到航線。瓶頸二：稅費太高，公務機的稅費是大型飛機的3倍。瓶頸三：機場太少，中國只有164個機場，與美國相去甚遠。瓶頸四：養(yǎng)飛機難，養(yǎng)一架飛機一年大約需要200萬元人民幣。瓶頸五：面子太薄，中國人含蓄、節(jié)儉，不喜歡“露富”第二章 團隊成員及其分工2.1 團隊成員隊長：林漢

9、雨隊員：張強、姜文、吳磊、李曉玉、曹嵩2.2 具體分工分工內(nèi)容任務分配隊員飛機總體布局設計姜文、林漢雨機身外形布局設計張強、吳磊飛機主要參數(shù)的初步確定張強、吳磊發(fā)動機選擇林漢雨翼型選擇與設計曹嵩、吳磊機翼外形設計張強、李曉玉平尾外形設計吳磊垂尾外形設計林漢雨發(fā)動機短艙設計李曉玉起落架布置和合計曹嵩、李曉玉三維圖繪制姜文、張強設計報告撰寫姜文、曹嵩PPT制作和成果匯報林漢雨表.3 團隊分工第三章 飛機總體布局設計3.1 與設計要求相近的飛機資料飛機型號有效載荷(t)航程(km)巡航速度(M)最大速度(M)起飛重量（kg）起飛距離(m)著陸距離(m)灣流G65019130000.9250.9954

10、53601829914灣流G55019125010.80.88541277(24721)1801844獵鷹7X12 110190.80.90317511740631環(huán)球60008-192177113900.850.89444521887814環(huán)球800027.585146310.850.9475361,7682,810表.4 要求相近的飛機資料3.2 可能的布局形式及其比較型式經(jīng)濟性使用性能維護性能安全性能結(jié)構氣動其他（市場，穩(wěn)定性等）正常式設計傳統(tǒng)和經(jīng)驗豐富，成本較低可以布置舷窗，客戶使用感好。維護經(jīng)驗豐富，維護性能好縱橫穩(wěn)定性較好安全可靠；下單翼方便逃生。視飛機具體構型而定，可大

11、可小尾翼產(chǎn)生負升力，平尾位于機翼下洗區(qū)，影響效率此種布局飛機最多，乘客對此外形最易接受，市場好鴨式輕型通用飛機、戰(zhàn)斗機多有采用，成本也較低機動性能好較好有利于延緩失速，較安全若采用遠距耦合則會大大增加重量近距耦合，減小配平阻力，可以產(chǎn)生有利氣流干擾鴨式布局飛機市場銷量較好三翼面俄羅斯戰(zhàn)機有采用此種布局，尚無公務機用此布局提高了操縱效率可以較安全使載荷分配更合理，所以結(jié)構重量較輕升阻比大世界上采用此種布局的飛機不多，民用市場不明表.5 可能布局比較3.3 整體布局的確定經(jīng)過綜合考慮，我們選擇正常式布局作為公務機的外形布局。3.3.1 一些相近飛機的總體方案圖.1 灣流G650 圖.2 灣流G55

12、0 圖.3 獵鷹7X 圖.4 環(huán)球60003.3.2 總體設計過程I尾翼的數(shù)目及其與機翼、機身的相對位置我們采用單垂尾，T型平尾：原因在于T型尾美觀，具有失速警告，利用端板效應，氣動效率增加，垂尾的面積可適當減??；缺點要增加垂尾的結(jié)構重量接近失速時平尾可能失效?？朔秉c：結(jié)構重量的增加可由垂尾面積的減少來彌補；設計機翼時，避免機翼上仰，使飛機在大攻角時仍然穩(wěn)定。II機翼平面形狀及在機身上安裝位置帶翼梢小翼的后掠翼，并采用下單翼安裝方式：后掠翼可以減小激波阻力，翼梢小翼可以減小誘導阻力，防止翼尖失速，采用下單翼的原因在于機翼結(jié)構可從客艙地板下穿過，起落架短、易收放、結(jié)構重量輕，發(fā)動機和襟翼易于檢

13、查和維修；強迫著陸，機翼可起緩沖作用。III 發(fā)動機書目和安裝位置雙發(fā)，采用短艙：生存力強，動力足；安裝在尾翼根部，這樣安裝可以降低乘客感受到的噪聲，相比于翼吊的方式還可以減小機翼受載，降低結(jié)構重量。IV起落架的型式和收放位置采用前三點式起落架：具有起飛著陸時滑跑的穩(wěn)定性，飛行員座艙視界的要求較容易滿足，缺點是前輪可能出現(xiàn)前輪“擺振”現(xiàn)象，克服缺點是采用安裝減震裝置。第四章 機身初步設計4.1 機身相關設計參數(shù)圖.5 機身相關參數(shù)示意4.2 機身外形參數(shù)機身外形參數(shù)主要采用的辦法是參考同類機型數(shù)據(jù)得出，如表.6所示：參數(shù)標準值擬定值 放大后尺寸 7 9.57.477.052.5 - 52.65

14、2.50上翹角 (deg)6 - 11101026.726.7最大橫截面積 3.6*3.45=12.4213.98當量直徑 3.983.98+0.12*2=4.22中機身長度13.713.7前機身長度5.55.5后機身長度10.5410.54有效載荷（旅客人數(shù)）88表.6機身外形參數(shù)4.3 機身外形示意圖圖.6 機身CATIA建模圖.7 機身CAD尺寸圖4.4 機身內(nèi)部客艙設計 本公務機設計為了顯示舒適尊貴的目標。在客艙前段布置有休息室，其中布置了兩張床和一張座椅。中間段是一個會議室，有四張椅子和一個會議桌，后段可供娛樂餐飲，有一張沙發(fā)，一張電視柜，以及一個乘務人員座椅。廚房在后段靠近娛樂餐飲

15、區(qū)。衛(wèi)生間在機身前段。這樣的設計可以保持前段相對安靜，共乘客休息和會議。 貨物裝載選擇LD8型貨運集裝箱。客人座椅為加寬的沙發(fā)，具體設計見下圖.8和圖.9所示：圖.8 客艙內(nèi)部設計圖圖.9 客艙座椅尺寸圖第五章 飛機主要參數(shù)的初步確定5.1 基本設計參數(shù)最大航程6200海里/11482公里 巡航馬赫0.85 最大工作馬赫數(shù)0.9馬赫起飛距離5700英尺/1737米著陸距離3100英尺/945米初始巡航高度41000英尺/12497米最大巡航高度51000英尺/15545米表.7基本設計參數(shù)5.2 主要總體參數(shù)翼載荷 : 推重比 : 5.2.1 飛機重量的預估（重量系數(shù)法）最大起飛重量 I重量估

16、算過程（1）根據(jù)同類飛機，假設3個最大起飛重量值。對每個計算出對應的燃油重量系數(shù)和燃油重量,并計算“可用空重”:（2）獲取同類飛機和的數(shù)據(jù)，畫在坐標系中，并通過數(shù)據(jù)擬合方法，獲得 和之間的統(tǒng)計關系圖（3）在與的統(tǒng)計圖中，畫出3個及對應的點，并連成直線，二條線的交點就是所需求解的最大起飛重量和使用空重。II具體估算（1） 公務機的重量統(tǒng)計數(shù)據(jù)：10400 16300 16300 16500 20200 20372 22450 23500 23500 24650 25500 25500 36000 38800 43250 45500 70200 73600 90900 93750:6315 939

17、5 10850 10641 12850 11500 11770 14038 13600 13700 14400 14400 20735 21100 24600 22611 38000 42500 48000 48250（2） MATLAB擬合結(jié)果如下圖.10所示：圖.10 公務機重量統(tǒng)計擬合圖 （3）燃油系數(shù)主要由任務剖面中巡航階段確定，其他階段（除巡航階段外）的燃油系數(shù)為表.8所示：Engine StartTaxi outTake offAccelerateLandingBusiness Jet0.00100.00050.00200.01300.0030表.8 一些階段的燃油系數(shù)巡航階段燃油

18、可用Breguet航程方程確定:帶入數(shù)據(jù)：Range=6200海里(設計要求)a=573.57Knots(巡航高度41000ft)C=0.6(涵道比假設為6)L/D=16(預設)M=0.85(設計要求)計算得：=1.611所以：=0.3793燃油系數(shù)=0.001+0.0005+0.002+0.013+0.003+0.049+0.3793=0.4475根據(jù)同類飛機的三個數(shù)據(jù)： 100001 91000 73001 4607.7 4188.8 2910計算得三個和 為： 40750 40722.5 36667.9 54643.3 46088.7 36255.35擬合結(jié)果如下圖.11所示：圖.11

19、最大起飛重量和使用空中擬合交點圖由上圖擬合交點，最終求得的重量數(shù)據(jù)： 50890 42960 2150 960005.2.2 推重比和翼載荷的確定（界限線法）。 利用Initial Sizing for Civil Jet軟件,根據(jù)設計要求和同類飛機一般數(shù)據(jù)暫定項目數(shù)據(jù)如下圖.12所示：圖.12 界限線法參數(shù)輸入畫出界限線圖.13并選點如下：圖.13 界限線圖得到翼載、推重比分別為：翼載 310.94 推重比 0.3055.3 重要總體參數(shù)總結(jié) （）50890 （）42960 （）2150 （）96000翼載荷 : 310.94推重比 : 0.305升阻比 16表.9 重要總體參數(shù)總結(jié)第六章

20、機翼外形設計6.1 翼型的設計和選擇由公式 將 ， 代入上式，得0.375。在初步設計階段考慮翼型升力系數(shù)為機翼升力系數(shù)的80%，得翼型升力系數(shù) 。考慮到巡航馬赫數(shù)較高，為了降低激波阻力，選擇超臨界翼型，由升力系數(shù)，選擇型號為NASA SC(2)-0612。圖.14 NASA SC(2)-06126.2 機翼平面形狀的設計 6.2.1 展弦比 展弦比對氣動阻力和升力線斜率的影響如下圖：圖.15 展弦比對氣動阻力和升力線斜率的影響 考慮以上因素以及參考同類機型灣流G650，選擇展弦比AR=7.7 6.2.2 梯形比 誘導阻力系數(shù) ，其中k和梯形比和展弦比的關系如下圖.16：圖.16 誘導阻力系數(shù)

21、與展弦比和梯形比的關系考慮以上因素以及參考同類機型灣流G650，低速飛機一般采用0.4，但是減小可減輕結(jié)構重量，也有利于布置起落架，并可以防止翼尖失速，綜合以上情況，梯形比我們采用0.25，與同類型飛機灣流G650也較為接近。 6.2.3 后掠角 （1）后掠角對氣動特性有影響：后掠角增大，可以提高臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，使波阻降低，但會使升力線斜率降低，最大升力系數(shù)降低，機翼升阻比降低； （2）后掠角對操縱性的影響：攻角較大時，可能會出現(xiàn)“自動上仰“現(xiàn)象，難于控制，影響飛行安全； （3）對結(jié)果的影響：后掠角增大，結(jié)構重量增大； （4）對內(nèi)部容積的影響：后掠角增大，不利于布置起落架。圖.17

22、后掠角對阻力和升力線斜率的影響綜合上述分析，參考同類型飛機灣流G650，選擇前緣后掠角=36°，1/4前緣后掠角 =33°。6.2.4 機翼形狀其他參數(shù) （1）展長： b=30.36 m （2）平均相對厚度 =12%一般公務機或噴氣運輸機均為此值； （3）安裝角: 2°噴氣客機一般在1°與5.3°之間； （4）上反角： 3°亞聲速下單翼在3°與7°之間，T型平尾和下單翼布局為3°左右；（5）翼梢形狀 翼梢小翼采用翼梢小翼大大可以減弱翼梢處的氣流漩渦效應； （6）扭轉(zhuǎn)角： 3°6.2.5 燃油容量

23、校核根據(jù)公式 =計算得， =119.705 從界限線圖里讀出: 機翼面積S=161.64 設計燃油重量m=17536 這里機翼面積差距較大，通過小組考慮，決定采用較小的119.705作為機翼面積進行燃油容積校核，由燃油容積近似計算公式： =420*30.36*119.705*12%*(1-0.89*0.25+0.49*)/7.7 =19223.5>17536 從而機翼內(nèi)部容積足夠設計燃油容量。6.2.6 根弦和尖弦計算 設根弦,尖弦長 (+)*b/2=S，/=聯(lián)立解得根弦 =6.309 尖弦長=1.577圖.18 機翼平面形狀各參數(shù)示意圖6.2.7 平均氣動弦長 以及位置 根據(jù)公式 S計

24、算得， =4.4163距機身中軸線距離 計算得 =6.0726.3 襟翼和副翼設計 6.3.1 襟翼 一般公務機、渦槳支線客機和噴氣運輸機采用雙縫襟翼，因此我們也采用雙縫襟翼，考慮到所需升阻比較大，采用雙縫富勒襟翼。相對展長=24.7%相對弦長=24.8% 6.3.2 副翼 概念設計階段，一般采用統(tǒng)計數(shù)據(jù)：相對展長=27.7%相對弦長=14.0% 6.3.3 擾流板 擾流板布置在后緣襟翼的前面，當非對稱打開時可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。飛行時打開可增加阻力，降落時增大阻力，減少降落距離。6.4 前后梁位置 前梁：15% chord at root 19% chord at tip后梁：70%弦長圖.19

25、飛機縱向位置示意圖6.5 機翼縱向位置的初步確定平均氣動弦長=4.4162m此焦點位于平均氣動弦長距前緣1/4處機身=26.7mX.56m.ac=0.56*26.7=14.952m6.6 機翼設計圖 6.6.1 機翼平面草圖圖.20 機翼平面草圖 6.6.2 機翼CATIA設計圖圖.21 機翼CATIA設計第七章 尾翼外形設計7.1 平尾設計 7.1.1 確定平尾容量 已經(jīng)確定數(shù)據(jù)有： ，從而縱向機身容量： 。再由縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關系圖（圖22），大致得出兩者的線性關系：X1（0.00,2.05）X2（1.25,4.00）Y=1.56X+2.05X0=0.47，Y0=2.8Vh=2

26、.8*18%0.5圖.22 縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關系由統(tǒng)計值得出公務機的平尾容量(Vh)范圍為（0.51-0.99）；再由平尾容量來確定尾翼面積：由平尾容量公式 可知， 其中 7.1.2 預估尾力臂長度并計算平尾面積由于發(fā)動機在機身后部，尾力臂可以取4550%機身長度，這里取47%從而 ,繼而 7.1.3 平尾外形設計（1）參數(shù)取值范圍如表10：飛機類型展弦比AR梯形比 升降舵弦長 相對厚度 公務機3.5-5.00.35-0.500.30-0.400.06-0.09表.10 平尾外形參數(shù)取值范圍（2）平尾展弦比為保證平尾不能比機翼先失速，平尾展弦比與機翼相比較小。機翼展弦比AR=7.7

27、，初步確定平尾展弦比3.6（3）平尾后掠角對于高亞聲速飛機，平尾和垂尾的后掠角一般比機翼大5度左右。機翼后掠角36度，初步確定平尾后掠角40度（4）平尾翼型相對厚度比機翼相對厚度要小，機翼相對厚度12%，初步確定平尾相對厚度9%。（5）梯形比初步確定梯形比為0.36。 7.1.4 升降舵設計 初步確定升降舵面積：7.046m²；（由統(tǒng)計數(shù)據(jù)“S升降舵/S平尾”取得）經(jīng)過計算，平尾展長b=10.5m；根弦長a1=3.5m，尖弦長a2=1.75m，平均氣動弦長MAC=2.556m,Y=2.213m；（全部按照機翼相關算法） 7.1.5 平尾設計圖 圖.23 平尾平面形狀設計草圖圖.24

28、平尾CATIA設計圖7.2 垂尾設計 7.2.1 航向機身容量參數(shù) 取最大機身高度：3.6m 機身長度：26.7m,機翼參考面積=119.705機翼展長b=30.36m得 圖.25 航向機身容量參數(shù)與垂尾容量關系由圖24，可得垂尾容量為0.0627.2.2 預估尾力臂發(fā)動機安裝在機身后部，尾力臂=（45-50%）L機身取 l = 47×26.7=12.549m 得垂尾面積=17.96 7.2.3 垂尾外形設計垂尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計：對公務機，展弦比0.8-1.6 梯形比0.3-0.8 方向舵弦長比0.25-0.35相對厚度0.06-0.09一般要求：后掠角41°相對厚度小于12

29、梯形比較大參數(shù)選擇 面積18 梯形比0.8 展弦比 1.4 后掠角41°=得 b=5m(+)*b/2=S，/= 得根弦長 a1=4m 尖弦長a2=3.2m圖.26 垂尾相關參數(shù)示意圖平均氣動弦長以及位置S根據(jù)公式 計算得， =3.6148m 距機身中軸線距離 計算得 =1.27.3 垂尾設計圖圖.27 垂尾設計草圖圖.28 垂尾CATIA設計圖第八章 動力裝置設計8.1 發(fā)動機選型選擇了部分市場上能夠適合的發(fā)動機型號，具體參數(shù)見表11：表.11 一些型號發(fā)動機參數(shù)根據(jù)所需要的推力36000lb和涵道比6，我們選擇羅羅公司的TRENT進行改進，由于該發(fā)動機推力大于所需推力，涵道比稍小，可以和發(fā)動機廠商協(xié)商生產(chǎn)推力相對小點，涵道比再大點的版本。最終需要該發(fā)動機推力36000lb，涵道比6，增壓比25的發(fā)動機。8.2 發(fā)動機短艙設計選擇混合噴流發(fā)動機短艙，如圖29所示圖.29 混合噴流發(fā)動機短艙 （1）進氣道唇口直徑 （未能查到 的值，為估算值）（2）主整流罩最大高度有所選發(fā)動機知道風扇直