飛機總體課程設計

1、1. 重量估算與指標分配以下計算過程的公式參照飛機設計手冊81.1 機身重量估算USFA方法WF=1072.6WTOndz1050.286lF100.875BmFhmF10vc1000.3381.1 WF機身重量，kgWTO起飛重量，1684 kg；ndz設計過載，2；lF機身長度，8.5 m；BmF機身最大寬度，1.9 m；hmF機身最大高度，1.6 m；vc設計巡航速度（EAS）,290 km/h；此公式可用于速度550 km/h以下的飛機。代入數(shù)據(jù)，算得機身重量WF=126.56kg。1.2 機翼重量計算采用USFA方法機翼重量：WW=308.964WTOndz1050.65ARcosw

2、0.250.57SW1000.611+2tCm0.36×1+vmax9260.50.993WW機翼重量，kgSW機翼面積，16 m2；AR機翼展弦比，11；w0.25機翼1/4弦線后掠角，4°；機翼根梢比，1.25；tCm機翼最大相對厚度，15%；vmax海平面最大平飛速度，300 km/h；代入數(shù)據(jù)，計算得機翼重量WW=104.88kg。1.3 尾翼重量計算采用USFA方法1.3.1 水平尾翼WH=379WTOndz1050.87SH1001.2lH100.483bHtHr0.50.458 SH平尾面積，2.28 m2；lH平尾力臂，4.25 m；bH平尾展長，3.02

3、m；tHr平尾根部剖面最大厚度，0.0672 m；代入數(shù)據(jù)，計算得水平尾翼重量WH=24.30kg。1.3.2 垂直尾翼WV=226WTOndz1050.87SV1001.2bVtVr0.50.458 SV垂尾面積，3.49m2；bV垂尾展長，2.36 m；tVr垂尾根部剖面最大厚度，0.1899 m；代入數(shù)據(jù)，計算得垂直尾翼重量WV=16.48kg。1.4 發(fā)動機短艙重量采用Torenbeek方法多發(fā)活塞式發(fā)動機飛機：汽缸水平對置發(fā)動機：Wn=0.195PTONPTO發(fā)動機起飛總功率，264.6kW；N發(fā)動機的數(shù)量，2；代入數(shù)據(jù)，計算得單發(fā)重量Wn=25.80kg。雙發(fā)總重量為Wn=2=51

4、.60kg。1.5 起落架重量采用Torenbeek方法Wlg=KlgAlg+BlgWTO0.75+ClgWTO+DlgWTO1.5式中：Klg=1，下單翼飛機；Klg=1.08，上單翼飛機。其中Alg，Blg，Clg，Dlg見下表 起落架重量計算系數(shù)表可知主起落架：Alg=9.1，Blg=0.082，Clg=0.019，Dlg=0；主起落架重量：Wlg主=62.65kg。前起落架：Alg=11.3，Blg=0，Clg=0.024，Dlg=0；前起落架重量：Wlg前=51.72kg。1.6 動力裝置采用Torenbeek方法螺旋槳飛機：Wpw=KpwWeng+0.146PTOKpw=1.16，

5、安裝在機身上的拉進式單發(fā)螺旋槳飛機；Kpw=1.35，多發(fā)螺旋槳飛機；Weng發(fā)動機重量，303lb=137.44kg；PTO發(fā)動機起飛總功率，264.6kW；代入數(shù)據(jù)，計算得動力裝置重量：Wpw=237.70kg。1.7 固定設備重量1.7.1 飛機操縱系統(tǒng)重量采用Cessna方法非復式操縱：Wfo=0.0168WTOWTO起飛重量，1684 kg；代入數(shù)據(jù)，計算得飛機操作系統(tǒng)重量Wfo=28.29kg。1.7.2 液壓、氣壓系統(tǒng)重量采用Torenbeek方法助力器操縱：Whps=0.007WDE+91WDE交付空機重量，983.57kg代入數(shù)據(jù)，計算得液壓、氣壓系統(tǒng)重量：Whps=97.8

6、8kg。1.7.3 儀表和通信導航設備重量采用Torenbeek方法實用類螺旋槳飛機：按儀表飛行規(guī)則(IFR)：Wiae=5.44+9.1N+0.006WTON發(fā)動機臺數(shù)，2；WTO起飛重量，1684 kg；代入數(shù)據(jù)，計算得儀表和通信導航設備重量：Wiae=33.74kg。1.7.4 電氣系統(tǒng)重量采用Cessna方法Wele=0.0268WTOWTO起飛重量，1684 kg；代入數(shù)據(jù)，計算得電氣系統(tǒng)重量：Wele=45.13kg。1.7.5 環(huán)控和防冰除冰系統(tǒng)重量采用USAF方法Wadi=0.204WTO0.52Npax+Ncrew0.68Wiae0.17MD0.08WTO起飛重量，1684

7、kg；Npax旅客數(shù)量，3人Ncrew空勤組人員，1人Wiae儀表和通信導航設備重量，33.74kgMD設計俯沖馬赫數(shù)，0.25代入數(shù)據(jù)，計算得環(huán)控和防冰除冰系統(tǒng)重量：Wadi=39.87kg。1.7.6 氧氣系統(tǒng)重量采用Torenbeek方法飛行高度7600m以下：Wox=9.1+0.227NpaxNpax旅客數(shù)量，3人代入數(shù)據(jù)，計算得氧氣系統(tǒng)重量：Wox=9.78kg。1.7.7 內(nèi)設重量（座椅設備和裝飾重量）采用Cessna方法Wfur=0.275Npax+Ncrew1.145WTO0.489Npax旅客數(shù)量，3人Ncrew空勤組人員，1人WTO起飛重量，1684 kg；代入數(shù)據(jù)，計算得

8、內(nèi)設重量：Wfur=50.86kg。綜上，固定設備重量：Wsi=Wfo+Whps+Wiae+Wele+Wadi+Wox+Wfur=271.65kg 1.8 使用項目1.8.1 空勤組重量Wcrew=80+20=100kg1.8.2 應急設備重量Wem=0.90Npax+NcrewNpax旅客數(shù)量，3人Ncrew空勤組人員，1人代入數(shù)據(jù)，計算得應急設備重量：Wem=3.6kg1.9 飛機主要重量表飛機主要重量表飛機各部分重量數(shù)值/kg占最大起飛重量比重使用空重比重機身重量126.567.49%11.66%機翼重量104.886.20%9.67%平尾重量24.301.44%2.24%垂尾重量16.

9、480.97%1.52%發(fā)動機短艙重量51.603.05%4.76%主起落架重量62.653.71%5.77%前起落架重量51.723.06%4.77%動力裝置重量237.7014.06%21.91%固定設備重量305.5518.07%28.16%基本空重981.4458.05%90.45%使用項目103.606.13%9.55%使用空重1085.0464.18%100.00%有效載荷27015.97%零燃油空重1355.0480.14%燃油重量335.719.86%起飛重量1690.74100.00%2. 飛機重心計算2.1 機翼重心機翼平均氣動弦位置有如下圖關系。則：Y=l61+21+=1

10、3.276×1+2×1.251+1.25=3.44m設機翼平均氣動弦前緣點距距機頭位置為xA，則可算出機翼翼根前緣位置為：x根前緣=xA-Ytan前緣=xA-0.0699m機翼重心如圖所示：則機翼重心為：xw=x根前緣+0.4L2tan前緣+40%CA =xA-0.0699m+0.4×13.272×tan4°+0.4×1.21=xA+0.5997m2.2 尾翼重心計算尾翼重心位置有如圖關系 ：2.2.1 平尾重心計算平尾平均氣動弦長位置為：Y=l61+21+=3.026×1+2×0.81+0.8=0.727m 依據(jù)

11、尾力臂，可以確定平尾翼根前緣點距機頭距離為：xH根前緣=xA+CA4+lH-CA.H4-Ytan前緣 =xA+0.5997+1.214+4.25-0.7574-0.727tan3.2°=xA+4.9223 m 則平尾重心為：xH=xH根前緣+0.38L2tan前緣+45%CA.H=xA+4.9223+0.38×3.022tan3.2°+0.45×0.757=xA+5.295m2.2.2 垂尾重心計算垂尾平均氣動弦長位置為：Y=l61+21+=2.366×1+2×0.41+0.4=0.506m依據(jù)尾力臂，可以確定垂尾翼根前緣點距機頭距離

12、為：xH根前緣=xA+CA4+lH-CA.V4-Ytan前緣 =xA+1.214+4.25-1.584-0.506tan28.1°=xA+3.8873m則垂尾重心為：xV=xV根前緣+0.38L2tan前緣+45%CA.V=xA+3.8873+0.38×2.362tan28.1°+0.45×1.58=xA+4.8277m2.3 機身重心計算對于螺漿雙發(fā)拉進式飛機可以取0.380.40l身xb=0.39l身=3.315m2.4 起落架重心計算假設起落架重心與全機重心重合。即：xl=xg2.5 動力裝置重心計算注：此處動力裝置包含發(fā)動機短艙對于雙發(fā)翼吊布局飛

13、機，發(fā)動機短艙展向安裝位置一般位于33%38%的半展長處?？扇?5%半展長位置。取其重心為短艙的中心處，距機翼前緣0.73m。則發(fā)動機重心為：xT=x根前緣+0.35L2tan前緣+0.73=xA-0.0699+0.35×13.272tan4°+0.73=xA+0.7925m2.6 固定設備重心計算假設固定設備重心與全機重心重合。即：xs=xg2.7 燃油重心計算燃油全部裝在機翼，所以可以假設燃油重心與機翼重心重合即：xp=xw=xA+0.5997m2.8 有效載荷和使用項目重心計算后座布置在重心處，行李放在座位下，即認為后座載荷與重心重合，即xu后=xg前座距后座重心45

14、.1英寸，即1.145m。則前座重心為xu前=xg-1.145 m。應急設備放置在重心處，即xen=xg2.9 全機重心計算全機重心表部件重量/kg重心位置X/m對機頭力矩/kg.m機身126.56 3.315419.5464機翼104.88 Xa+0.5997104.88Xa+63.896536平尾24.30 Xa+5.29524.3Xa+128.6685垂尾16.48 Xa+4.827716.48Xa+79.560496起落架114.37Xg114.37Xg動力裝置289.3Xa+0.7925289.3Xa+229.27025固定設備305.55Xg305.55Xg燃油重心335.7Xa+

15、0.5997335.7Xa+201.31929前座載荷190Xg-1.145190Xg-217.55后座載荷180Xg180Xg應急設備3.60 Xg3.6Xg合力矩903.711472+770.66Xa+793.52Xg總重量1690.74 Xg1690.74Xg基本空重981.44 Xgo981.44Xgo基本空重時合力矩920.942182+434.96Xa+419.92Xg則可知按最大起飛重量計算時：903.711472+770.66Xa+793.52Xg=1690.74Xg根據(jù)統(tǒng)計規(guī)律，對于翼吊布局飛機，重心大約在25%的平均氣動弦長處左右：Xg-Xa=0.25CA=0.25

16、5;1.21=0.3025m解兩式得，最大起飛重量時重心位置：Xg=5.2986m機翼平均氣動弦前緣點距距機頭位置：XA=4.9961m按基本空重計算時：920.942182+434.96XA+419.92Xg=981.44Xg0計算得基本空重時重心位置：Xg0=5.4196m3. 氣動特性分析3.1 全機零升迎角升力系數(shù)計算3.1.1 翼身組合體升力線斜率公式：CL_WF=KWFCL_WKWF翼身干擾因子，由下式確定：CL_W機翼升力線斜率，5.3165KWF=1+0.025dFb-0.25dF2b=0.9524dF機身當量直徑，1.64m；b機翼翼展，13.27m；則翼身組合體升力線斜率：

17、CL_WF=5.0634；3.1.2 機翼零升迎角0,w=0+0ww0,com0,incom0翼型零升迎角，-1°；0w每度扭轉(zhuǎn)角引起的零升迎角增量；w機翼扭轉(zhuǎn)角，0°；0,com0,incom壓縮性修正因子，1 ；則機翼零升迎角：0,w=-1°3.1.3 全機零升迎角升力系數(shù)CL0=CL0,WF+CL,HkqSHSH-0,HCL0,WF翼身組合體的零迎角升力系數(shù)，由下面公式確定CL0,WF=W-0,WCL_W=5.3165W若以機翼弦線為基準取迎角，則W=0；0,W機翼零升迎角，-1°；CL_WF翼身組合體升力線斜率，5.0634；CL,H平尾升力線斜

18、率，計算方法同機翼，4.1888SH平尾面積，2.28m2；S機翼面積，16m2；H若以機翼弦線為基準取迎角，則H=0；0,H飛機零迎角時平尾處的下洗角，在襟翼收上狀態(tài)，0,H=0則：CL0=CL0,WF+0=5.31653.2 全機升力線斜率計算3.2.1 機翼升力線斜率CL_W=2ARAR+2=2×1111+2=5.3165因子：=1+dhbSnetSgross+2CL_Wdh2Sgross校正常數(shù)，通常取值為3.2；dh飛機機身的最大寬度，1.6m；b 機翼的展長，13.27m；Snet外漏機翼的平面面積：Sgross全部機翼面積，16 m2；外漏機翼的平面面積計算Snet=1

19、6-2×12×0.8×1.34+1.34-0.8tan4°=13.9 m2則=1+3.2×1.613.2713.916+2×5.3165×1.6216=1.253.2.2 全機升力線斜率CL計算公式:CL=CL_W則全機升力線斜率：CL=1.25×5.3165=6.64563.3 全機零升迎角計算公式：0,L=-CL0CL=-5.31656.6456=-0.8°3.4 全機最大升力系數(shù)3.4.1 機翼最大升力系數(shù)翼型最大升力系數(shù)Clmax=1.72機翼最大升力系數(shù)計算公式CLmax,W=CLmaxClma

20、xClmax+CLmaxCLmaxClmax查圖6-23，途中的前緣銳度參數(shù)y指順流向翼剖面的值，y=3.78單位%，則取CLmaxClmax=0.89；CLmaxM數(shù)修正量，前緣后掠角LE=5°，查圖6-25得CLmax=-0.15；則機翼最大升力系數(shù)：CLmax,W=0.89×1.72-0.15=1.38083.4.2 全機最大升力系數(shù)計算公式：CLmax=CLmax,W-CL,WFWC+CL,HSHSCLmax1-dd+H-0,H后面幾項近似認為0，則CLmax=CLmax,W=1.38083.5 增升裝置對升力的影響3.5.1 后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量后緣襟翼翼型最大

21、升力系數(shù)增量公式：Clmax=K1K2K3Clmax,baClmax,ba襟翼引起的翼型最大升力系數(shù)基本增量，見圖6-56 D線，1.18；K1襟翼弦長修正因子，由圖6-57給出，取K1=1.2;K2襟翼偏角修正因子，由圖6-58給出，取K2=0.72;K3襟翼運動影響修正因子，對于開裂襟翼或簡單襟翼取K3=1.0;則Clmax=1.2×0.72×1×1.18=1.01952后緣襟翼中，簡單襟翼不會引起弦長的增加。前緣襟翼產(chǎn)生的升力增量3.5.2 前緣襟翼翼型最大升力系數(shù)增量公式：Clmax=Clmax,f1fmaxc'cClmax,f理論最大升力系數(shù)效率

22、，見圖6-60，橫坐標0.20對應Clmax,f=1.6；max計及未放襟翼是翼型前緣半徑與翼型相對厚度的最大升力系數(shù)修正因子，見圖6-61，取max=0.74計及實際前緣襟翼或縫翼偏角與基準軸線之差的最大升力系數(shù)修正因子，見圖6-62，=0.84則Clmax=1.6×6×0.74×0.84×1.4=0.7291克魯格襟翼使用時，不會引起機翼弦長的增加。3.5.3 增升裝置對升力的影響前緣縫翼和后緣雙縫襟翼總增升效果為：Clmax=0.7291+1.01952=1.7486襟翼實際使用時，升力增量的估算值與襟翼偏轉(zhuǎn)角有關，可近似表示為下式：Cl=maxC

23、lmax=3055×1.7486=0.95384. 阻力計算4.1 升致阻力4.1.1 巡航構(gòu)型的升致阻力因子Kclean=1.05AR+0.007=0.03744.1.2 襟翼打開時的升致阻力因子K=1.05+0.271AR-0.000487flap+0.007flap襟翼偏轉(zhuǎn)角度；1) 后緣襟翼：襟翼偏轉(zhuǎn)角度：flap=6 K后=1.05+0.271×11-0.000487×6+0.007=0.04502) 前緣襟翼：襟翼偏轉(zhuǎn)角度：flap=536K前=1.05+0.271×11-0.000487×536+0.007=0.450總升致阻力因

24、子：K總=K后+K前=0.045+0.045=0.094.2 摩擦阻力4.2.1 摩擦阻力系數(shù)湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計算公式為：Cf-turb=AlogNRb1+cM2d=0.455logNR2.581+0.144×0.2520.58式中：A=0.455，b=2.58，c=0.144，d=0.58；NR當前流動狀態(tài)的雷諾數(shù)，NR=Vl；M當前馬赫數(shù)；湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：Cf=1-mfxTlbCf-turbxTlb層流比例，通常取值在0.10.4之間；lb部件的特征長度；mf混合流動比例常數(shù)，通常取值為0.74，適用于層流比例小于0.4的情況；4.2.2 各部件摩擦阻

25、力系數(shù)1) 機翼：當前流動狀態(tài)的雷諾數(shù)：NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.2×0.00304=0.00259浸濕面積：Swet=S外漏1.977+0.52×0.15=13.9×2.055=28.5645m22) 平尾：當前流動狀態(tài)的雷諾數(shù)：NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.4×

26、;0.00304=0.00214浸濕面積：Swet=S外漏1.977+0.52×0.08=2.04×2.055=4.1922m23) 垂尾：當前流動狀態(tài)的雷諾數(shù)：NR=Vl=8.9×106Cf-turb=0.455log8.9+62.581+0.144×0.2520.58=0.003045Cf=1-0.74×0.4×0.003045=0.00214浸濕面積：Swet=S外漏1.977+0.52×0.08=3.01×2.055=6.1856m24) 機身：當前流動狀態(tài)的雷諾數(shù)：NR=Vl=4.0×106Cf

27、-turb=0.455log4+62.581+0.144×0.2520.58=0.00348Cf=1-0.74×0.2×0.00348=0.00296浸濕面積：Swet=S俯+S側(cè)2=×2.56+7.8522=16.3551m25) 短艙：當前流動狀態(tài)的雷諾數(shù)：NR=Vl=9.0×106Cf-turb=0.455log9+62.581+0.144×0.2520.58=0.00304Cf=1-0.74×0.4×0.00304=0.00214浸濕面積：Swet=S俯+S側(cè)2=×0.5535+0.86582=2

28、.2294m2摩擦阻力系數(shù)計算表部件名稱系數(shù)浸濕面積系數(shù)*浸濕面積機翼0.0025928.56450.073982055平尾0.002144.19220.008971308垂尾0.002146.18560.013237184機身0.0029616.35510.048411096短艙0.002142.22940.004770916各部件系數(shù)×浸濕面積之和0.149372559則摩擦阻力系數(shù)：CD0-f=i=15cfiSwetiSW=0.149416=0.00934.3 壓差阻力采用部件形狀因子的方法，計入壓差阻力。4.3.1 機身的壓差阻力因子Ffus=1+2.2K1.2-0.9K3=

29、1+2.25.21.2-0.95.23=1.29784K為機身長細比，即5.2；4.3.2 發(fā)動機短艙的壓差阻力因子Fnac=1+0.35lnacdnac=1+0.352.61=1.13410lnacdnac發(fā)動機短艙的長度與直徑之比，即2.61；翼面類部件的壓差阻力因子與其平均相對厚度及最大厚度位置的弦向比例有關，還需要考慮飛行馬赫數(shù)的修正。4.3.3 機翼的壓差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相對厚度，15%；xcm翼型最大厚度處的相對位置，15%；m最大厚度位置連線的后掠角，4.3°；M飛行馬赫數(shù)，0.25；代入

30、數(shù)據(jù)，計算得機翼的壓差阻力因子：Fwing=1.722034.3.4 平尾的壓差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相對厚度，0.08；xcm翼型最大厚度處的相對位置，40%；m最大厚度位置連線的后掠角，2.8°；M飛行馬赫數(shù)，0.25；代入數(shù)據(jù)，計算得平尾的壓差阻力因子：Fwing=1.173254.3.5 垂尾的壓差阻力因子Fwing=1+0.6xcmtc+100tc41.34M0.18cosm0.28tc翼型的相對厚度，0.09；xcm翼型最大厚度處的相對位置，30%；m最大厚度位置連線的后掠角，21.2°

31、；M飛行馬赫數(shù)，0.25；代入數(shù)據(jù)，計算得垂尾的壓差阻力因子：Fwing=1.214794.4 干擾阻力干擾阻力是通過干擾因子Q來計入的。機身與機翼：對于翼身融合良好的下單翼布局，Q=1.0；平尾和垂尾：Q=1.2；發(fā)動機短艙：翼吊布局，Q可以取1.05；4.5 各部件的零升阻力系數(shù)4.5.1 飛機各部件的廢阻系數(shù)廢阻系數(shù)：表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件浸濕面積與機翼參考面積之比。公式：CD0c=cfcFcQcSwet,cSwSwet,c部件浸濕面積；Sw機翼參考面積，16m2；代入之前算得數(shù)據(jù)，得下表：各部件的廢阻系數(shù)表部件表面摩擦系數(shù)壓差阻力因子干擾阻力因子浸濕面積廢阻系

32、數(shù)機翼0.002591.72203128.56450.0079625平尾0.002141.173251.24.19220.0007894垂尾0.002141.214791.26.18560.0012060機身0.002961.29784116.35510.0039269短艙0.002141.13411.052.22940.0003551則各部件的廢阻系數(shù)和為：CD0c=0.01423984.5.2 次項阻力次項阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。機翼次項阻力：機翼型阻的6%，；機身和尾翼次項阻力：機身型阻的7%；發(fā)動機安裝次項阻力：短艙型阻的15%；系統(tǒng)次項阻力：總型阻的3%；駕駛

33、艙風擋：2% 3%的機身阻力；本設計機頭和駕駛艙風擋流線型較好，所以取2%。則總的次項阻力：CD0c=6%×0.0079625+7%×0.0007894+0.0012060+0.0039269+15%×0.0003551+3%×0.0142398+2%×0.0039269=0.00145134.5.3 零升阻力總零升阻力各部件廢阻之和次項阻力；則：CD0=0.0142398+0.0014513=0.0156911 4.6 配平阻力配平阻力是由于平尾或鴨翼為產(chǎn)生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致誘導阻力和型阻兩部分?，F(xiàn)代運輸機配平阻力一般占總

34、阻力的2或更少。取2%。4.7 壓縮性阻力飛機在跨聲速區(qū)飛行時，當飛機的飛行速度超過臨界馬赫數(shù)Mcr時，機翼上出現(xiàn)局部超過聲速的氣流，會產(chǎn)生跨聲速壓縮性阻力，使阻力增大。由于設計的是輕型飛機，速度小，可以忽略壓縮性阻力。4.8 低速構(gòu)形的附加形阻4.8.1 起落架放下引起的阻力增量低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量：雙輪式：CD-lg=1SW2.85×10-5WL+0.294=0.0214WL飛機最大起飛重量，1684kg；SW機翼參考面積，16m2；4.8.2 襟翼打開引起的阻力增量1) 起飛時襟翼偏轉(zhuǎn)角為20°，則：SR2.4cos=1.1932.4cos20

35、6;=1.6254對于簡單襟翼則根據(jù)下圖曲線可以得出：CDcos0.25=0.0875起飛構(gòu)形襟翼偏轉(zhuǎn)的附加形阻圖則起飛阻力增量為：CD=0.0875cos0.25=0.0875cos35°=0.10682) 著陸時襟翼偏轉(zhuǎn)角為45度，則：SR2.4cos=1.1932.4cos45°=2.16對于簡單襟翼則根據(jù)下圖曲線可以得出：CDcos0.25=0.13著陸構(gòu)形襟翼偏轉(zhuǎn)的附加形阻圖則著陸阻力增量為：CD=0.13cos0.25=0.13cos35°=0.15874.9 單發(fā)失效引起的額外阻力為配平飛機的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。近似算法：零升阻力的5。即5%&

36、#215;0.0156911=0.0007834.10 總阻力計算4.10.1 巡航構(gòu)形總阻力零升阻力升致阻力壓縮性阻力配平阻力CD=CD0+CDi+CDcomp+CD,trim =1+2%CD0+KcleanCL2+CDcomp =1+2%×0.0156911+1+2%×0.0374×CL2+0 =0.016+0.038CL2 4.10.2 起飛構(gòu)形總阻力零升阻力升致阻力配平阻力起落架放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-LG+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-LG+CD0-flap =1

37、+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.0214+0.1068 =0.1442+0.0918CL2 4.10.3 著陸構(gòu)型總阻力零升阻力升致阻力配平阻力起落架放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-LG+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-LG+CD0-flap =1+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.0214+0.1587 =0.1961+0.0918CL2 4.10.4 第二階段爬升構(gòu)型（單發(fā)失效）總阻力=零升阻力+升

38、致阻力+配平阻力+襟翼放下（起飛位置）引起的阻力增量+單發(fā)失效引起的阻力增量CD=CD0+CDi+CD,trim+CD-SX+CD0-flap =1+2%CD0+KcleanCL2+CD-SX+CD0-flap =1+2%×0.0156911+1+2%×0.09×CL2+0.000783+0.1068 =0.124+0.0918CL2 4.10.5 各構(gòu)形極曲線比較5. 性能分析5.1 商載航程性能巡航起始時飛機重量為：Winitial=0.97424×WTO巡航結(jié)束時飛機重量為：Wfinal=WTO-W燃油+0.037WTO則航程為：Range=VCL

39、DlnWinitialWfinal=156.7570.29×2÷3.6×15.6×lnWinitialWfinalV巡航速度，156.757單位（Knots）；C巡航時單發(fā)耗油率，0.29kg/(kw.h)LD巡航升阻比，15.6；將數(shù)據(jù)輸入下表：關鍵點0點1點2點3點4點5點商載/kg270270270270900基本空重981.44981.44981.44981.44981.44981.44使用項目103.6103.6103.6103.6103.6103.6燃油重量28.8150300335.7335.7335.7起飛重量1383.841505.04

40、1655.041690.741510.741420.74巡航開始重量1647.19 1471.82 1384.14 巡航結(jié)束重量1417.60 1230.94 1137.61 對應航程/m0.00 1000.00 2000.00 2278.36 2712.78 2977.29 得到商載航程性能圖：5.2 起飛性能5.2.1 起飛速度起飛升力系數(shù)：CL=CLmax+Cl=1.3808+0.9538=2.3346則起飛離地速度：VLOF=L12SCL=W12SCL=1690.74×9.812×1.225×16×2.3346=26.9ms飛機失速速度：VS=0

41、.88×1690.74×9.812×1.225×16×2.3346=25.24ms起飛爬升速度：V2>1.2VS=30.29ms取V2=32ms5.2.2 起飛距離正常起飛情況（發(fā)動機正常工作）時起飛距離有統(tǒng)計公式計算：STO=1.15×SG+SS=1.15×135.34+104.66=276mSG開始滑跑到前輪離地的距離，經(jīng)計算得135.34；SS前輪離地到開始爬升的距離，經(jīng)計算得104.66；276m<290m可知起飛距離滿足要求，設計比較合理。5.2.3 平衡場長計算公式：SBFL=SG_V1+V1t1+SB_OP計算得平衡場長：SBFL=212.56m5.3 爬升性能民機的爬升性能要求通常由第二階段爬升要求決定。第二階段爬升時襟翼放到起飛位置，升力系數(shù)為起飛時的升力系數(shù)。5.3.1 第二階段爬升梯度則第二階段爬升時阻力為：D=12V2SCD=12×1.225×322×16×0.124+0.0918CL2式中：CL=2.3346計算得：D=6265.4N；發(fā)動機單發(fā)功率P=180hp =134.226kW；爬升時推力（近似算法）：T=2P×25=2×134.2