飛行器設計報告

1、飛行器設計分析與仿真課程設計報告學 院：機械電子工程學院、空天院學生姓名: 許子卿 李軍輝學生學號：201322080433 2013221903112014年4月23日飛行器設計分析與仿真實現(xiàn)課程總結姓名：許子卿 學號：201322080433學院：機械電子工程學院一般意義上，飛行器包括人造衛(wèi)星、宇宙飛船、空間站、深空探測器運載火 箭、航天飛機等空間飛行器及導彈。本課程僅就飛機作為研究對象來展開。飛機按功能分類可以分為軍用飛機和民用飛機。軍用飛機具有完成空中攔 截、偵察、轟炸、攻擊、預警、反潛、電子干擾、軍事運輸、空降等任務。顯然 其種類按功能分類可分為殲擊機、偵察機、轟炸機、攻擊機、預警機

2、、反潛機、 電子干擾機、運輸機等。民用飛機客分為、通用航空飛機。航線飛機/民用運輸 機指的是用于商業(yè)飛行的客機和貨機；通用航空飛機是指使用民用航空器從事公 共航空運輸以外的民用航空活動。飛機還可以按照構造型式分類：按機翼型式中又可以按照機翼數(shù)量和位置、 機翼平面形狀分類；按尾翼型式和位置可分為平尾、V型尾翼、垂尾；按動力裝 置分類可分為螺旋槳式和噴氣式；按機身型式分類可分為單機身飛機和雙尾撐飛 機；按發(fā)動機位置可分為翼內(nèi)、翼上、翼下、翼下吊艙、機身尾吊、機身內(nèi)。通過一學期的課程學習，我對飛機研制的整個流程有了初步了解和認識。在 飛機的研制中有以下幾個步驟：1、首先，第一步要確定飛機的任務和用途

3、。民用飛機通常由航空公司提出 其需求；軍用飛機會遵循軍方給出的一個需求方案說明書（RFP）來完成設計任 務，以上這些是飛機設計的基本依據(jù)，決定了飛機的主要性能指標、主要使用條 件和機載設備等。飛機是一個整體系統(tǒng)，所有必需對各部分做全面充分的考慮。所以在設計過 程中先要進行總體設計然后再進行結構設計。在這個階段需要給出飛機的三視 圖。2、對飛機進行總體設計，其中需要估算主要參數(shù)中的飛機總重、發(fā)動機推 力和翼載荷；設計飛機的基本外形和尺寸，機翼、尾翼、機身；對飛機進行初步 部位安排，包括飛機的內(nèi)部布置及主要受力構件安排與協(xié)調。3、對飛機進行結構設計，這是設計中重要的一個環(huán)節(jié)。設計者根據(jù)結構設 計的

4、原始條件和基本要求，提出方案及進行具體的部件和零構件設計進行強度計 算和必要的試驗，最后完成繪出結構圖紙，完成相應的技術文件。原始條件包括： 結構的外載以及對結構受力特性的要求；飛機結構的協(xié)調關系；結構的使用條件； 結構的生產(chǎn)條件。基本要求有氣動性能和設計一體化要求、最小重量要求、使用 維護要求、工藝要求、經(jīng)濟性要求。值得注意的是，這里面涉及到一個至關重要 的概念一最小重量，減重是飛行器設計人員的重要使命，因此產(chǎn)生了一個有意思 的口號：“為減輕飛機的每一克重量而奮斗”。4、飛機制造工廠根據(jù)飛機設計單位提供的設計圖紙和技術資料進行試制和 安裝。5、最后進入飛機的試飛階段。該階段是整個飛機設計過程

5、中的最重要的階 段，就像編程中調試是最重要的一步醫(yī)一樣。在這個階段，設計人員可以從各種 試驗中找出不足，以進一步的提高飛機的性能和安全性。在試飛之前需要做一些 地面測試，比如全集靜強度試驗、地面操作試驗起落架試驗等。其中風洞實驗是 必不可少的一個環(huán)節(jié)，它能測定飛機的氣動布局是否合理。因此有這么一說，與 其說飛機是設計出來的，不如說飛機是試飛出來的?？傊ㄟ^學習本課程，我掌握了利用Advanced Aircraft Analysis 2.5設計飛 行器參數(shù)的方法，并且詳細學習并掌握了飛機機翼的各個參數(shù)以及它們所決定的 飛行性能。而且在課余時間查閱大量資料，了解了飛機的飛行原理、發(fā)展歷史以 及一

6、些經(jīng)典機型。在此，也感謝航空航天學院能夠開展這門課程，為我們這些別 的學院的學生提供了學習飛行器知識的機會，也感謝徐老師半個學期認真嚴謹?shù)?為我們授課。謝謝您！飛行器設計分析與仿真實現(xiàn)課程總結姓名：李軍輝學號：201322190311學院：空天院不知不覺間飛行器設計分析與仿真實現(xiàn)這門課程就要結束了，我感覺自己還 是有不少的收獲的。小時候就對飛機很好奇，很向往能親自見它一見，看它如何構造，如何飛行， 并且知道它的構造原理及飛行原理。但那時由于條件有限，知識也不到位，所以 一直以來接觸這方面的知識很少。如今學習了這門課程，我對飛行器的設計分析 與仿真有了初步的了解，知道了其設計的大概流程，同時也增

7、長了不少見識。大多數(shù)飛機由五個主要部分組成：機翼、機身、尾翼、起落裝置和動力裝置。 機翼的主要功用是為飛機提供升力，以支持飛機在空中飛行，也起一定的穩(wěn)定和 操縱作用。機身的主要功用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設備；還可將 飛機的其它部件如尾翼、機翼及發(fā)動機等連接成一個整體。尾翼的主要功用是用 來操縱飛機俯仰和偏轉，以及保證飛機能平穩(wěn)地飛行。起落裝置又稱起落架，是 用來支撐飛機并使它能在地面和其他水平面起落和停放。它是用于起飛與著陸滑 跑、地面滑行和停放時支撐飛機。動力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力，使飛機前 進。其次還可以為飛機上的用電設備提供電力，為空調設備等用氣設備提供氣源。 現(xiàn)代飛機的

8、動力裝置主要包括渦輪發(fā)動機和活塞發(fā)動機兩種，應用較廣泛的動力 裝置有四種：航空活塞式發(fā)動機加螺旋槳推進器；渦輪噴射發(fā)動機；渦輪螺旋槳 發(fā)動機；渦輪風扇發(fā)動機。飛機是一個復雜的工程系統(tǒng)，具有研制周期長、費用高等特點，飛機的研制 包括5個階段：論證階段、方案階段、工程研制階段、設計定型階段、生產(chǎn)定型 階段。論證階段主要是研究新飛機設計的可行性，包括技術可行性和經(jīng)濟可行性。 方案階段主要是設計出可行的飛機總體技術方案。方案階段的主要工作任務有： 確定飛機布局形式、總體設計參數(shù)，選定動力裝置，確定機體主要結構材料和工 藝分離面等；形成飛機的總體布置圖、三面圖、結構受力系統(tǒng)圖，進行重心定位、 性能和操穩(wěn)

9、性能分析、結構強度和剛度分析等。工程研制階段就是根據(jù)方案階段 確定的飛機總體技術方案，進行飛機的詳細設計、試制、地面試驗、試飛準備等。飛行器設計是一個跨學科的工程，它涉及到空氣動力學，自動控制學，材料 學，飛行力學，電學等各個學科，正由于涉及到這么多學科的知識，飛行器的設 計分析往往不是一個人完成的，而是一個團隊去共同協(xié)作完成的。飛行器的設計固然需要一定的時間與大量的計算，從飛行器的設計過程可以 看到，要想使一個系統(tǒng)能穩(wěn)定安全地運行，系統(tǒng)中每一個元素都需要能夠協(xié)調工 作，并不是說只要每一個零部件都達到完美的工作狀態(tài)，這個系統(tǒng)的性能就能有 完美的效果。生活同樣如此，科研與娛樂都很重要，但如果只是

10、關心其中一項， 固然會對另一個有影響。而如果我們能在兩者之間做一個協(xié)調，使科研與娛樂達 到一個平衡的狀態(tài)，想必這一定會對我們的科研與生活帶來驚喜！我和隊友許子 卿就采用飛行器設計分析軟件Advanced aircraft analysis v2.5對飛行器幾何結構 進行了初步的分析，也得出了初步的結果。此外，此門課程老師為人很平和，也很負責，主動和同學們進行交流，美中 不足的是此門課程在教室里上，很多人沒帶電腦，所以效果不是很好，我自己本 人的電腦由于在裝Advanced aircraft analysis v2.5幫助系統(tǒng)出了問題，無法進行 安裝，又由于缺少相關的知識，不到直接查詢幫助，導致

11、開始的設計不是很理想。 后來在重裝系統(tǒng)后得到了改善?？傊?，這門課程是一個很不錯的課程，雖然學完這門課仍然無法設計飛行器， 但至少增長了見識，擴充了自己這方面的知識。同時也體會到飛行器設計的不易， 對于激勵自己以后的學習科研起到了促進作用。機翼外形參數(shù)的分析機翼是飛機的一個重要部件，其主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機在空中飛 行。同時，機翼也起一定的穩(wěn)定和操縱作用。在機翼上一般安裝有飛機的主操作 舵面：副翼，還有輔助操縱機構襟翼、縫翼等。另外，機翼上還可安裝發(fā)動機、 起落架等飛機設備，機翼的主要內(nèi)部空間經(jīng)密封后，作為存儲燃油的油箱之用。 本文根據(jù)設計的需要，對機翼的外形參數(shù)做了一個簡單、淺顯的分析

12、。本文擬設計一款重型轟炸機，初步命名為JY-2014A。參考美國和俄羅斯兩 款經(jīng)典的轟炸機 B-52和Tu-22，最大起飛重量 TO max 分別為220000kg和 124000kg。JY-2014A的to max初步確定為200000kg，最大巡航速度不超過 0.9Ma。關于機翼的確定是本文的重點。JY-2014A型機是一款重型轟炸機，其主要 特點就是起飛載荷大，亞音速飛行。出于這兩點考慮，機翼可以采用前掠式機翼。 前掠翼的外形特點是，其前緣和后緣均向前掠。如圖1所示。圖1-前掠翼試驗機X-29與后掠翼相比，前掠翼主要有四大優(yōu)勢：一、結構優(yōu)勢。前掠翼結構可以保障機翼與機身之間更好地連接，并

13、且合理 地分配機翼和前起落翼所承受的壓力。這些優(yōu)勢用其它方法很難達到或者不可能 達到，它大大提高了飛機在機動時、尤其是在低速機動時的氣動性能。此外，前 掠翼的結構設計，還可使飛機的內(nèi)容積增大，為設置內(nèi)部武器艙創(chuàng)造了條件，同 時也大大提高了飛機的隱身性能。二、機動優(yōu)勢。前掠翼技術可使飛機在亞音速飛行時具有非常好的氣動性能， 從而大大提高其在仰角狀態(tài)下的機動性。若前掠翼布局與推力矢量控制系統(tǒng)綜合 使用，還可使其在空戰(zhàn)中更具優(yōu)勢，其近距空戰(zhàn)機動能力將成倍地提高。三、起降優(yōu)勢。與相同的翼面積的后掠翼飛機相比，前掠翼飛機的升力更大， 載重量增加30%，因而可縮小飛機機翼，降低飛機的迎面阻力和飛機結構重量

14、； 減少飛機配平阻力，加大飛機的亞音速航程；改善飛機低速操縱性能，縮短起飛 著陸滑跑距離。據(jù)美國專家計算，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機若使用前掠翼結構，可提高轉變 角速度14%，提高作戰(zhàn)半徑34%，并將起飛著陸距離縮短35%。四、可控優(yōu)勢。使用前掠翼結構可以提高飛機低速度飛行時的可控性，并能 在所有飛行狀態(tài)下提高空氣動力效能，降低失速速度，保證飛機不易進入螺旋， 從而使飛機的安全可靠性大大提高。但是，前掠翼也有很明顯的缺點：前掠翼的嚴重問題是在結構方面，沿結構 曲線方向的彎曲變形會使外翼沿氣流方向增大迎角，增加外翼部分升力，進一步 增加機翼的彎曲變形。在足夠大的速度下，這種現(xiàn)象會形成惡性循環(huán)，直到使機 翼彎

15、曲折斷。這個現(xiàn)象稱彎扭發(fā)散。開始彎扭發(fā)散的速度稱彎扭發(fā)散（臨界）速 度。為了提高前掠翼的彎扭發(fā)散速度，需增加機翼抗彎剛度，這就會導致機翼結 構重量的增加，以致完全抵消采用前掠翼帶來的好處。由于本文中的JY-2014A是低速飛機，最大飛行速度0.9馬赫，所以在某種 程度上可以不考慮機翼氣動發(fā)散的問題。而且早在1945年2月，德國容克斯公 司就研制出了一種名為Ju-287的前掠翼四發(fā)噴氣轟炸機，并且成功進行首飛。 這架飛機使用了前掠角為15的機翼，開創(chuàng)了前掠翼飛行器的先河。20世紀70 年代末，美國航空業(yè)曾按美國空軍的意愿研究制造了一種叫“X-29A”的試驗飛 機，該機采用鴨式氣動布局，裝備了 3

16、5度的前掠翼。1984年12月14日，X- 29A進行了首次試飛，截止1991年，兩架技術驗證機總共飛行了 616次。俄羅 斯的蘇-47金雕戰(zhàn)斗機可以說是前掠翼飛機的典型代表，雖然沒有裝配部隊服役， 但是這款前掠翼飛機各項參數(shù)都已經(jīng)比較成熟。綜上所述，前掠翼方案是可行 的，可以為JY-2014A重型轟炸機提供巨大的升力和良好的機動性，再配以水平 尾翼和垂直尾翼來輔助控制飛機穩(wěn)定性和飛行方向。下面，我們利用飛行器設計輔助軟件Advanced Aircraft Analysis 2.5,來對本 文中的JY-2014A的機翼、尾翼進行設計分析。首先，打開軟件，新建一個項目，然后點主選欄Geometr

17、y圖標，點擊Wing 欄目，選擇Straight Tapered,彈出下面的菜單欄：該對話窗口里面是飛機主翼的一些主要參數(shù)，一共12個參數(shù)，其中，輸入 參數(shù)4個，輸出參數(shù)8個，根據(jù)4個輸入?yún)?shù)便可計算出剩余的8個輸出參數(shù)。 下面進行詳細說明。這四個欄里面，都是機翼的輸入?yún)?shù)，用戶可以自行選擇輸入?yún)?shù)，其余的 各個欄都是一樣的。點擊第一種組合，彈出如下的對話框，這些變量是機翼的詳 細參數(shù)，如圖2所示：圖2-機翼參數(shù)1其中，上方的輸入?yún)?shù)欄有4個變量，相當于自變量。下方的輸出參數(shù)欄有 八個參數(shù)，這8個參數(shù)相當于自變量的函數(shù)。對于一個從未接觸過飛行器設計工作的初學者來說，Advanced Aircr

18、aftAnalysis 2.5軟件最棒的一點就是它提供了非常詳細的幫助功能。如果對其中的 任何一個參數(shù)有疑問的話，點擊旁邊的？I圖標，電腦就會告訴你這個參數(shù)所表示 的含義。點擊？I之后，將會出現(xiàn)飛機的側視圖和俯視圖，這些參數(shù)在圖里面顯示 的非常清楚。如圖3所示：Definition of Geometric Parameters圖3-機翼參數(shù)圖其中，機翼參數(shù)欄里面的第一個參數(shù)匕表示飛機翼展長度。美國B-52轟炸 機最大起飛重量是220000kg，翼展為56.4m，JY-2014A最大起飛重量為2000000kg，翼展可取50m。第二個參數(shù)。表示根弦長，取10m。第三個參數(shù)匕 ww表示梢弦長，c

19、 /c表示根梢比，用門表示。參考經(jīng)驗數(shù)據(jù)，許多低速飛機的門為 ww2.2左右，在此，取門=2。故c =5m。第四個參數(shù)七 表示 皿 弦后掠角，因為 ww我們選擇了前掠翼，所以該值應該為負，根據(jù)前掠翼飛機的經(jīng)驗參數(shù)，取A =-18。這四個變量確定之后，點擊計算圖標，下方的八個輸出參數(shù)就被計 c /4 w算出來了，如圖4所示。圖4機翼后掠角輔助圖見圖5。Definition of Sweep Angles圖5根據(jù)圖3和圖5,我們可以詳細知道這些參數(shù)的含義。第一個輸出參數(shù)可是 機翼面積，根據(jù)上面的數(shù)據(jù)計算，七=375m2。第二個人是梢根比，即1/門，為0.5。第三個參數(shù)j表示翼根到平均弦的長度，為11.11m。第四個參數(shù)A表mgcwLEw示翼前緣后掠角，為-15.4。第五個參數(shù)AR =史，即展弦比，此處為6.67。第 w Sw六個參數(shù)弓表示平均弦長，此處為7.78m。第七個參數(shù)xmw平均弦長前點距離翼根的垂直距離，如圖6所示，圖6此處，x =-3.05m。根據(jù)圖5可知，第八個參數(shù)A 表示機翼后