上海交通大学：《飞机设计 Aircraft Design》课程教学资源_Project Report_Project Report_2013Group 5 - 超音速客机设计

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY W=0.97 W2=0.985 W-0.5226 W=0.9903 W3=0.995 于是： =0.97x0.985×0.5226×0.9903×0.995=0.492 W。 考虑到死油的存在， WE=1.061 Mr= W W)=0.53848 W 2.2.6最大起飞重量的估算 起飞总重可以表示为如下形式： WCREW +WPAYLOAD 1-ME-ME (2-7) 带入各项数据，则： 5850 W。= WCREW +WPAYLOAD= 1-ME-ME log-0.4221 1-10Q9w7% -0.53848 W 编写相应的程序可以迭代求解： W0=240000235404 234404234185 234137 W。=234137kg 这样算下来，空重比例为0.4365重量：102200员工比例0.02498 2.3翼载和推重比选取 翼载以及推重比的确定主要受三方面的限制和约束：着陆距离限制、起飞距离限制和巡 航条件限制。根据这三个限制条件绘制推重比和翼载的限制曲线可以得到设计空间，从而确 定翼载和推重比。 2.3.1着陆距离限制 =5()(1 W、. )+S. …(2-8） 第11页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 11 页 共 57 页 1 2 0 1 3 4 2 3 5 4 0.97 0.985 0.5226 0.9903 0.995 W W W W W W W W W W      于是： 1 0 0.97 0.985 0.5226 0.9903 0.995 0.492 W W       考虑到死油的存在， 5 0 0 1.06(1 ) 0.53848 F F W W M W W     2.2.6 最大起飞重量的估算 起飞总重可以表示为如下形式： 0 1 CREW PAYLOAD E F W W W M M     ……………………………………………………（2-7） 带入各项数据，则： 0 10 0 log 0.4221 0.9876 0 5850 1 10 1 0.53848 W CREW PAYLOAD E F W W W M M W         编写相应的程序可以迭代求解： W0= 240000 235404 234404 234185 234137 0 W kg  234137 这样算下来，空重比例为 0.4365 重量：102200 员工比例 0.02498 2.3 翼载和推重比选取 翼载以及推重比的确定主要受三方面的限制和约束：着陆距离限制、起飞距离限制和巡 航条件限制。根据这三个限制条件绘制推重比和翼载的限制曲线可以得到设计空间，从而确 定翼载和推重比。 2.3.1 着陆距离限制 landing Lmax 1 5( )( ) a L W S S S C   ………………………………………………（2-8）

上游充通大 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 参考协和号飞机的着陆距离，我们取S1 anding=1800m,S。=305,o=0.95 2.3.2起飞距离限制 W =k--Cuo( …(2-9) 参考协和号飞机的起飞距离，我们取Stakeoff作3000m,查下图得K=250,取密度系数c 为0.95 TAKEOFF DISTANCE NUMBER OF JET 10 12 ENGINES JET BALANCED FIELD 10 LENGTH OVER 50 f GROUND ROLL PROPELLER OVER 50ft GROUND ROLL 100 200 300 400 500 600 W/S W/S TAKEOFF PARAMETER:- CLTOT/W 0r CLTO BHP/W 图2.4：起飞参数图 (引自[11]陈迎春，宋文滨，刘洪.民用飞机总体设计，上海交通大学出版社，2010年5 月第一版) 2.3.3巡航条件限制 从空气动力学的角度来划分，阻力由零升阻力、升致阻力和激波阻力构成。其中零升阻 力主要是摩擦阻力和小部分的粘性压差阻力构成：升致阻力主要是诱导阻力：激波阻力，由 于激波的存在而产生的阻力，随物体的飞行状态和飞行姿态的不同而不同。对于超音速巡航 的飞机我们可以近似的将激波阻力归入到零升阻力当中，所以我们可以近似的将巡航时的阻 力特性用公式(2-10)表示。 CD=Ca +KC2 …(2-10) T-=,1=9Cm+巴) W LID (WIS)S'q …(2-11) T=1-9Cm+) W LID (WIS)S (2-12) 第12页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 12 页 共 57 页 参考协和号飞机的着陆距离，我们取 Slanding=1800m，Sa=305, σ=0.95 2.3.2 起飞距离限制 LTO ( ) W T k C S W      …………………………………………………………（2-9） 参考协和号飞机的起飞距离，我们取 Stakeoff=3000m，查下图得 K=250，取密度系数 σ 为 0.95 图 2.4：起飞参数图 （引自[11] 陈迎春，宋文滨，刘洪. 民用飞机总体设计，上海交通大学出版社，2010 年 5 月第一版.） 2.3.3 巡航条件限制 从空气动力学的角度来划分，阻力由零升阻力、升致阻力和激波阻力构成。其中零升阻 力主要是摩擦阻力和小部分的粘性压差阻力构成；升致阻力主要是诱导阻力；激波阻力，由 于激波的存在而产生的阻力，随物体的飞行状态和飞行姿态的不同而不同。对于超音速巡航 的飞机我们可以近似的将激波阻力归入到零升阻力当中，所以我们可以近似的将巡航时的阻 力特性用公式（2-10）表示。 0 2 C C KC D D L   ……………………………………………………（2-10） 1 0 ( ) / ( / ) D T W K qC W L D W S S q    ……………………………………（2-11） 1 0 ( ) / ( / ) D T W K qC W L D W S S q    ……………………………………（2-12）

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 由飞机的巡航高度18km的大气性质和巡航马赫数得： 大气参数p=0.121Kg.m3、T=216.15、巡航M=1.7,v=500m/s 9=2Pm2=15125p0 1 在初步估计翼载和推重比时，我们不妨根据现有机型的参数，取K=0.05。 序号 机3型 CLmax CLmaxTO CLmaxL 回媒菜机 12,18 12.18 1220 单发旋案飞机 13.19 13-19 16-23 双发飞机 1218 14-20 16-25 衣业机 1.3.19 1319 13.19 1418 16-22 16-26 祸轮旋支线飞机 15.19 17-21 1933 气运机 12.18 1622 1828 主用教机 12.18 14-2.0 16.22 平机 12.18 1420 16-26 10 军用芝机，炸机和运痛机 1218 1622 1830 11 米陆两用飞机 12.18 16-22 1834 12 和音速巡航机 12-18 16-20 18-22 表2.6 (引自[4]李为吉主编.现代飞机总体综合设计[M.西安：西北工业大学出版社，2001) 由以上三个约束条件，再根据现有机型的参数，我们初步取CLmXTO=1.6-2.2, CLm1=1.8-2.2,CD0=0.01-0.05。 2.3.4绘制推重比和翼载的限制曲线 根据上述三个限制条件绘制推重比和翼载的限制曲线得到设计空间，见下图 09 0.8 巡航限制 起飞限制 06 设计空间 0.4 降落距离限制 200 400 500 WS 图2.5：翼载和推重比的设计空间 依据上图得到的设计空间，初步选取飞行器的翼载为550kgm,推重比为0.35。 第13页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 13 页 共 57 页 由飞机的巡航高度 18km 的大气性质和巡航马赫数得： 大气参数  =0.121Kg.m-3、T=216.15、 巡航 Ma=1.7，v=500m/s 1 2 15125 2 q v pa    在初步估计翼载和推重比时，我们不妨根据现有机型的参数,取 K=0.05。 表 2.6 （引自[4] 李为吉主编. 现代飞机总体综合设计[M] .西安：西北工业大学出版社, 2001） 由以上三个约束条件，再根据现有机型的参数，我们初步取 CLmaxTO=1.6-2.2， CLmaxL=1.8-2.2，CD0=0.01-0.05。 2.3.4 绘制推重比和翼载的限制曲线 根据上述三个限制条件绘制推重比和翼载的限制曲线得到设计空间，见下图 图 2.5：翼载和推重比的设计空间 依据上图得到的设计空间，初步选取飞行器的翼载为 550kg/m2，推重比为 0.35。 降落距离限制 巡航限制 起飞限制 设计空间

上游充通大 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 第三章飞行器布局的初步确定 经过第二章对飞机参数的初步估算后，我们选取的合适的翼载以及推重比：翼载为 550kgm2,推重比为0.35。再由翼载计算和飞机重量的估算可以确定： 飞机的起飞重量为Wtakco245688kg 机翼面积为Swing=-450m2 起飞发动机总推力为Ttotal上1684KN。 本章主要是在上一章初步估算的基础上，提出飞行器布局的初步方案，主要包括了机翼、 尾翼、操纵舵面以及增升装置的设计，机身以及起落架的设计，客舱内部布局的初步设计。 3.1机翼的初步设计 双三角翼： 由于我们的方案是超音速巡航飞机，根据我们调查得知：三角翼具有小展弦比和大后掠 角两方面的特点，其跨音速和超音速气动特性良好，而且在跨音速时气动焦点变化平稳，故 三角翼更多的应用于超音速飞行的战斗机。双三角翼相比于单三角翼，其有更好的低速飞行 性能。协和飞机采用的就是双三角翼的设计，双三角翼的内外侧两个后掠角，靠近机身的翼 根位置有较大的后掠角，以降低阻力：而在主要产生升力的机翼外段采用较小的后掠角和较 小的机翼弦长。但是协和飞机的机翼前沿不是直线而是S型的曲线。细长S型前缘三角翼 提高了低速时的升阻比，涡流稳定性好，平衡了高速和低速时的要求，对低速起降时的操纵 性有所改善。协和飞机的细长三角翼由于有效利用了脱体涡升力，满足了飞机在低速、大迎 角的情况下所需要的升力。此外，S型前缘三角翼的空气动力中心位于飞机重心之后，最大 限度地减少升力中心随速度的移动：从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化 较小，提高了飞机的稳定性。参考协和飞机，我们的飞机也采用的也是双三角翼的布局。 后掠角选取： 由于我们是超音速巡航客机，为了降低巡航时的产生激波的强度，减少激波阻力，我们 采用大后掠角的布局，而较大的后掠角使得飞机的低速气动性能越差，这是相矛盾的，需要 取舍。为了降低前缘处产生激波强度，前缘后掠角： Aleading≥arccos(, 8(M—)+60=60° cruise ……(3-1) 所以我们粗略的选取内侧后掠角为60度，外后掠角为40度。为了减少巡航时激波阻力， 第14页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 14 页 共 57 页 第三章 飞行器布局的初步确定 经过第二章对飞机参数的初步估算后，我们选取的合适的翼载以及推重比：翼载为 550kg/m2，推重比为 0.35。再由翼载计算和飞机重量的估算可以确定： 飞机的起飞重量为 Wtakeoff=245688kg 机翼面积为 Swing=450m 2 起飞发动机总推力为 Ttotal=1684KN。 本章主要是在上一章初步估算的基础上，提出飞行器布局的初步方案，主要包括了机翼、 尾翼、操纵舵面以及增升装置的设计，机身以及起落架的设计，客舱内部布局的初步设计。 3.1 机翼的初步设计 双三角翼： 由于我们的方案是超音速巡航飞机，根据我们调查得知：三角翼具有小展弦比和大后掠 角两方面的特点，其跨音速和超音速气动特性良好，而且在跨音速时气动焦点变化平稳，故 三角翼更多的应用于超音速飞行的战斗机。双三角翼相比于单三角翼，其有更好的低速飞行 性能。协和飞机采用的就是双三角翼的设计，双三角翼的内外侧两个后掠角，靠近机身的翼 根位置有较大的后掠角，以降低阻力；而在主要产生升力的机翼外段采用较小的后掠角和较 小的机翼弦长。但是协和飞机的机翼前沿不是直线而是 S 型的曲线。细长 S 型前缘三角翼 提高了低速时的升阻比，涡流稳定性好，平衡了高速和低速时的要求，对低速起降时的操纵 性有所改善。协和飞机的细长三角翼由于有效利用了脱体涡升力，满足了飞机在低速、大迎 角的情况下所需要的升力。此外，S 型前缘三角翼的空气动力中心位于飞机重心之后，最大 限度地减少升力中心随速度的移动；从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化 较小，提高了飞机的稳定性。参考协和飞机，我们的飞机也采用的也是双三角翼的布局。 后掠角选取： 由于我们是超音速巡航客机，为了降低巡航时的产生激波的强度，减少激波阻力，我们 采用大后掠角的布局，而较大的后掠角使得飞机的低速气动性能越差，这是相矛盾的，需要 取舍。为了降低前缘处产生激波强度，前缘后掠角： 1 0 0 arccos( ) 6 60 leading M cruise     ……………………………………（3-1） 所以我们粗略的选取内侧后掠角为 60 度，外后掠角为 40 度。为了减少巡航时激波阻力

上游克通大￥ 飞行器设计课程设计报告 SHANGHAI JLAO TONG UNIVERSITY 机翼设计时考虑到面积率，所以机翼后缘的前掠角粗略的取15度。 展弦比选取： 大展弦比可以减少升致阻力，但是增加了结构重量，而大展弦比也增大了超音速飞行的 激波阻力。所以一般民用飞机的展弦比介于5一10之间，而超音速巡航的飞机一般在2一4 之间，所以我们选取展弦比入为4。翼展为b,由以下公式可得： b=VSs元=42m 翼展b为42m,平均气动弦长约为10.8m。 60° 气助中心C 0 21m 图3.1：机翼几何外形图 机翼翼型选取： NACA65A系列为超音速翼型系列，为减少超音速飞行时的波阻，超音速飞机的翼型的 厚度相对较小，我们选取了NACA65A006作为我们翼型，最大厚度为6%在40%的弦长处。 图3.2：NACA65A006翼型 第15页共57页

飞行器设计课程设计报告 第 15 页 共 57 页 机翼设计时考虑到面积率，所以机翼后缘的前掠角粗略的取 15 度。 展弦比选取： 大展弦比可以减少升致阻力，但是增加了结构重量，而大展弦比也增大了超音速飞行的 激波阻力。所以一般民用飞机的展弦比介于 5—10 之间，而超音速巡航的飞机一般在 2—4 之间，所以我们选取展弦比 λ 为 4。翼展为 b，由以下公式可得： 42 wing b S m    翼展 b 为 42m，平均气动弦长约为 10.8m。 图 3.1：机翼几何外形图 机翼翼型选取： NACA 65A 系列为超音速翼型系列，为减少超音速飞行时的波阻，超音速飞机的翼型的 厚度相对较小，我们选取了 NACA 65A006 作为我们翼型，最大厚度为 6%在 40%的弦长处。 图 3.2：NACA 65A006 翼型