飞机飞行性能计算课程设计

课程设计报告飞机飞行性能计算

（2011年 9月20日）

?中文摘要：

在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。在该报告中主要研究除机动性能外的其他飞行性能。

在研究这些性能的时候我们假定飞机的运动参数随时间的变化十分缓慢，可以认为一段时间内运动参数不变，以至于我们能够按照“准定常”

运动来考虑其运动的模型。在这种假设下，运用简单推力法将各项飞行性能做简单的数据计算，从而得出飞机相关飞行性能的信息。

目录

中文摘要：..................................................................................................... 错误！未定义书签。正文 ................................................................................................................ 错误！未定义书签。

一、计算目的和计算内容 ............................................................. 错误！未定义书签。

§1、该任务的计算目的： .................................................. 错误！未定义书签。

§2、计算的内容如下： ...................................................... 错误！未定义书签。

二、计算原理、计算方法和原始数据来源 (5)

§1、计算原理： (5)

§2、计算方法： (5)

§3、原始数据来源： (12)

三、编程原理、方法 (13)

§1、程序结构： (13)

§2、变量说明： (13)

§3、函数说明： (14)

§4、函数调用： (14)

§5、程序运行环境、输入数据文件和输出数据文件、程序使用方法： (15)

§6、程序结构： (15)

四、计算结果及其分析：曲线形式的计算结果以及对结果的分析 (21)

§1、质量和机翼面积都没变化情况下的计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (21)

§2、仅有质量变化（质量增加从100-110%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (28)

§3、仅有机翼面积变化（机翼面积S增加从95-105%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (46)

五、对最小上升时间求法的讨论 (43)

参考文献： (47)

?正文；

一、计算目的和计算内容

§1计算目的：

巩固用简单推力法计算飞机基本飞行性能、以及续航性能和起飞着陆性能的计算原理、方法和步骤，培养学生独立分析和解决工程实际问题的能力。

§2计算内容：

§2.1 基本飞行性能计算

(1)计算某歼击飞机当发动机以最大状态工作时，在H = 0m、1000m、3000m、5000m、8000m、10000m、11000m、12500m、13500m 等9 个高度上，M = 0.20、0.25、0.30、0.35、0.40、0.45、0.50、0.55、0.60、0.65、0.70、0.75、0.80、0.85、0.90、0.95、1.00、1.05、1.10、1.15、1.20、1.25、1.30 等23 个值时的航迹倾角γ和上升率，并绘制各高度上γ 和随M 数变化的曲线；

(2)计算各高度上的最大航迹倾角和与其相对应的最陡上升速度(或

)，计算各高度上的最快上升率和与其相对应的快升速度(或)，绘制和随高度H变化的曲线,并由该图确定理论升限和实用升限；

(3)计算各高度上的最大平飞速度(或)和最小平飞速度(或

)；

(4)绘制由~H，~H， ~H 和~H 组成的飞行包线。其中

~H曲线要用：(a)由决定的最小平飞速度随H 变化的曲线和(b)

由平飞需用推力曲线与可用推力曲线的左交点确定的最小平飞速度随H

变化的曲线来表示；

(5)计算该飞机当发动机以最大状态工作时从海平面上升到实用升限

的最短上升时间。

§2.2 续航性能计算

计算某歼击飞机在特定马赫数M、特定发动机转速n情况下续航飞行，其巡航段飞行的最大航程和最久航时，并确定与之相应的远航马赫数和远航发动机转数、久航马赫数和久航发动机转数。

§2.3 起飞着陆性能计算

(1)计算某歼击飞机起飞地面滑跑段的距离和时间、起飞空中段的距离

和时间以及起飞离地速度；

(2)计算某歼击飞机着陆空中段的距离和时间、着陆地面滑跑段的距离

和时间以及着陆接地速度；

§2.4 参数变化对飞机飞行性能的影响计算

根据§2.1~§2.3 节的计算过程，分析对飞行性能会产生影响的参数，并对这些参数对飞机飞行性能的影响进行定量计算。

在同学完成§2.1~§2.3 节的计算后，启发学生思考，并根据每个同学的思考方式，挑选不同的参数组合，下达计算任务。

二、计算原理、计算方法和原始数据来源

§1计算原理

简单推力法，即从飞机在垂直平面内等速直线运动方程式出发，利用飞机的极曲线和发动机特性曲线，确定飞机的基本飞行性能的方法。

§2计算方法

§2.1 发动机可用推力和平飞需用推力 (1) 发动机可用推力a T 的计算 当m 11000≤H 时，

当m 11000>H 时，

式中，下标11代表11km 高度时的相应参数值。 (2)平飞需用推力

（平飞阻力Q ）的计算

(3)剩余推力P ?的计算

§2.2 最小平飞速度和最大平飞速度 由图一(a)可知，

曲线与

曲线的左交点对应推力限制的最小平飞速度

2mi n M ，右交点对应最大平飞速度max M 。 由图一(b)可知：

若0?+i P ，则第i 点和第i +1点之间的0=?P 对应的M 数为2min M ； 若0>?i P ，01

图一

因此，只要根据已知的n

，分别判断寻找符合上述两种情况的i 值，则可

利用已知的(1-?i T ，1-i M )，(i T ?，i M )和(1+?i T ，1+i M )三点进行插值，即可求得对应0=?T 的M 数，即2min M 或max M 。根据已知三点作抛物线，求已知函数值为T ?的自变量M 的插值法，可事先编成一个子程序。 特别注意：

1. 有的高度处可能不存在由简单推力法确定的最小平飞马赫数；

2. 有的高度处有可能0?+i T 或0>?i T ，01

i 点在边界上；

程序中必须对上述两种可能出现的情况作出恰当的处理。 迎角限制的最小平飞速度1min M 由气动特性确定：

。

显然从表达式来看这是一个隐函数，也是随马赫数M 变化的，所以必须用迭代法来求解min1M ：先取一个初值

计算出min1(0)M ，再由

于马赫

数M 的三点抛物线插值求出

min1(0)M 所对应得

，代入公式计算出新的

min1(1)M ，将新的min1M 赋给min1(0)M 重复上面的步骤直到min1(1)M 与min1(0)M 像差很小（如610-）为止。

真正的最小平飞速度min M 取1min M 和2min M （如果存在的话）中大者。 §2.3 航迹倾角和上升率

航迹倾角和最大航迹倾角

的计算公式为

对应

的M 数为最陡上升M 数

。

在用搜寻函数确定

的插值点时同样要注意对最大值在边界处的情况的处理

上升率

和最大上升率

的计算公式为

对应的M 数为快升M 数

。

所以，求

和

就转化为分别求max T ?和max )(TMa ?。

在与数列20.01=M ，25.02=M ，……对应的)(1M T ?，)(2M T ?，……中和

)(1M TV ?，)(2M TV ?，……中寻找max T ?和max )(TMa ?可用同一数学方法。例如求max T ?，可首先在n 个已知的P ?中找出其中最大的一个max 'T ?，设为)(i M T ?，然后过)(i M T ?，)(1-?i M T 和)(1+?i M T 三点做抛物线，再求这抛物线的最大值max T ?（抛物线求极值的方法参见附录一）。如果)(max 'n M T T ?≠?，即max 'T ?不是数列的最后一点的T ?，则max T ?存在，并且很接近max 'T ?。 §2.4 最短上升时间

最短上升时间min t 的计算公式为

∑?==n

i y V H

t 1max

min )(

计算min t 时，显然当n 越大（即H ?越小）时计算结果越精确。按前面给的9个高度的max y V 和H ?来决定min t 误差很大，特别是在升限附近误差更大。建议取

500H m ?≤，取=500H m ?，补充高度上的max

y V

值用现有的9个max y V 值中相应

的三点进行插值，对于两个高度差间的max y V 用：max max[]max[1]()/2y y i y i V V V +=+，由于实用升限不可能刚好是500得整数倍，故对最后的末尾部分要另外处理。 §2.5 航程和航时

巡航段最大航程的计算公式为

11111xhmax max max 112

=(

)ln kh ηKMa m

L gq m 式中，1m 和2m 分别为巡航起始和结束时的飞机质量；11η为11km 高度上的推力有效系数，近似取为 1.0；11kh q 和K 为是M 和n 的函数；=/y x K c c ，其中

22

111111=2(,)/()

x ky c P M n ρM a S

，=y c 。

求xhmax L 就转化为求1111

max max

11(

)

kh ηKMa gq 。 取一固定的发动机转速值（例如，n ＝80%n 额定），计算马赫数M =0.3，0.4，

0.5，……1.5时，对应的1111

11kh ηKMa gq 值，并通过抛物线插值法从中寻找最大值

1111

ma x

11(

)kh ηKMa gq ；依次计算发动机转速n ＝80%n 额定，81%n 额定，82%n 额定，……n 额定

时，对应的1111

m a x 11()kh ηKMa gq 值，并通过抛物线插值法从中寻找最大值

1111

max max 11

(

)kh ηKMa gq 。由此，可得到xhmax L 以及与之相对应的yh n 和yh M 。 巡航段最久航时的计算公式为

111xhmax

max max 112

=()ln kh ηK m T gq m

求xh max T 就转化为求11max max

11(

)

kh ηK

gq 。 计算方法与航程计算方法类似，可得到xhmax T 以及与之相对应的jh n 和jh M 。

对于上面所述的计算方法：

1．必须由给定的四个转速的f11=(,)P f M n 和11=(,)kh q f M n 用三点插值法求出每个马赫数下n 从0.8到1.0按0.01的增量变化的21个值；

2．从y C

的计算公式=y c 来看，有可能出现0()<0x x c c -的情况，必须对此作出相应得处理,我的做法是出现这种情况时令0y C =；

3．对于分两步来搜寻并插值求

1111

11

kh ηKMa gq 的最大值及其对应的yh n 和yh M 会

出现yh n 和yh M 中有一个不“准确”，如上面所说的先固定n 来找各个n 值下的1111

max 11(

)kh ηKMa gq 及对应的[](=21,)yh M i i n 代表值得变化，然后再对各个n 值下1111max 11(

)kh ηKMa gq 找最大值并插值求1111

max max

11()

kh ηKMa gq 及其对应的yh n ，这样就会使yh M 的值不是准确与1111max max 11()kh ηKMa gq 对应的，而只是求1111

max max

11()

kh ηKMa gq 的三个插值点中的最大1111

max

11()kh ηKMa gq 所对应的yh M ；

反之，先固定M 就会使yh n 的求解不准确；

4．所给的原始数据中“额定状态时尾喷口对推力的影响系数p Δ=()P f M ”只给到马赫数为0.9时的数据，查阅有关发动机方面的资料显示：当马赫数达到一定的值时尾喷口的推力损失将不再增加。

§2.6 离地速度和接地速度

离地速度ld V 和接地速度jd V 的计算公式为

ld =

V

j d =V k 式中，ld y c 为离地升力系数，jd y c 为接地升力系数，可分别取为最大允许离地升力系数和接地升力系数；1k 为接地速度修正系数，表明jd V 小于升力平衡重力时的速度，可取为0.95。

ld y c 和jd y c 可以从对所给的原始数据分析后直接得出来：ld 0.56y c ＝，

jd =0.52y c §2.7 安全高度处飞行速度 安全高度取为=25m H 。

起飞时，飞机上升致安全高度时的速度近似取为ld =1.3H V V ； 着陆时，飞机下降致安全高度时的速度近似取为jd =1.2H V V 。 §2.8 起飞地面滑跑段的距离和时间

起飞地面滑跑段的距离1L 和时间1T 的计算公式为

2ld 1pj

'=

2(

-)mg

V L P g f ld 1pj '=

(

-)

mg

V T P g f

式中，pj P 为起飞地面滑跑段的发动机平均可用推力，近似取为0.9ky0P ，其中

ky0P 为=0M 时发动机以最大状态工作时的可用推力；'ld =(+1/)/2f f K ，其中，f 为地面对机轮的摩擦系数，近似取为0.03；ld K 为离地瞬间的升阻比，

ld ld ld =/y x K c c ，ld y c 确定后，ld x c 由M =0.2时的起飞极曲线近似计算得到。

1．对于ky0P 可以从零高度的马赫数为0.2，0.25，0.30三个值用三点抛物线外插值来求解；

2．ld y c 可以由ld y c 与马赫数的关系用离地马赫数三点抛物线插值来确定， ld

x c

由M =0.2时的起飞极曲线用三点抛物线插值近似计算得到。 §2.9 起飞空中段的距离和时间

起飞空中段的距离2L 和时间2T 的计算公式为

22ld 2pj -=(+)

Δ2g

H

V V mg L H P

2

2pj

=

L T V 式中，

pj =(+)/2

ld H V V V ；

pj kyld ld Δ=[(-)+(-)]/2

kyH H P P Q P Q ；

ld

ky P 和

kyH

P 分别

取为发动机以最大状态工作时，速度达到ld V 和jd V 时的推力；

2

ld ld ld =/2x Q c ρV S ，2

=/2H xH H Q c ρV S ，其中xH c 可由M=0.2时的起飞极曲线近似计算，yH c 近似根据

=Y mg 确定。

1．ld ky P 和kyH P 都要用三点抛物线插值来计算；

2．xH c 由M =0.2时的起飞极曲线用三点抛物线插值近似计算得到。 §2.10 着陆空中段的距离和时间

着陆空中段的距离3L 和时间3T 的计算公式为

22

jd

3pj -=(+)2g H V V L K H 33

pj =L T V

式中，；pj jd =(+)/2H V V V ；

pj jd =(+)/2

H K K K ，可由M=0.2时的着陆极曲线

近似计算，

jd

=0.7yH y c c 。

§2.11 着陆地面滑跑段的距离和时间

着陆地面滑跑段的距离4L 和时间4T 的计算公式为

2

ld

4jd

=

1

(+)

V L g f K

jd 4jd

2=

1

(+)

V T g f K

式中，f 为地面对机轮的摩擦系数，包含刹车作用，近似取为0.3；jd K 为接地瞬间的升阻比，jd jd jd =/y x K c c ，由M=0.2时的着陆极曲线近似确定。

§2.12抛物线插值方法和抛物线求最值的方法

简单地说，对于抛物线插值的方法就是在所要求的点附近选择三个已知的点，然后通过内插或者外插得出所需要的点的横纵坐标；对于抛物线求最值的方法就是在已知最大值的附近选择相邻的三个点，然后求出通过这三点的抛物线，利用该抛物线求出最值或者该最值对应的横坐标。

§2.13将二维数组上的最大值化成二个一维数组上的最大值的方法通常情况下二维数组上的最大值表示为。我们所要求的最大值是在某个二维向量的附近。但是直接求最大值和最大值所对应的操作性并不强，因此我们习惯上在不同的x下，将x固定，求z在随y变化的过程中所得出的最大值和相应的y值。这样，由于在不同的x下有不同的值，然后我们就将其化作在x下求值以及其对应的x值。

§2.14取中间值或取平均值的方法

由于我们在计算的过程中都是散点，对于某一段上某个性能参数的大小我们只能通过2个端点的数值来简单确定，这时我们就可以采用中间值或者取平均值的方法，例如在求最短上升时间的过程中，我们就是将每一段上的速度取成2个端点速度的平均值。

§3原始数据来源

计算过程中使用的原始数据均来自于《课程设计任务书》。

三、编程原理、方法

§1程序结构：

数据的调入——调用函数的声明——变量类型的声明——在原始数据的条件下运用简单推力方法按照指导书上的方法和顺序依次计算各项最终数据——改变质量（步长1%，质量增加从100-110%），通过数组维数的增加，依次结算并输出——改变S（步长1%，S增加从95-105%），通过数组维数的增加，依次结算并输出。

§2变量说明：

表 0. 1 变量表

§3函数说明：

float chada(float a,float b,float c,float d)

按已知三点做抛物线，取该抛物线的顶点为函数的最大值。

设已知三点为

，其中

，则

由这三点作的抛物线方程为

))(()(111i i i i x x x x C x x B y y --+-+=---

，得

解得

可得

式中

§4函数调用

主程序用无参函数编译，所有数据的录入和输出都通过指针对文件的打开、关闭、只读、只写、追加完成；差值函数用有参函数编译，将需要的参数通过函数返回主程序。

§5程序运行环境、输入数据文件和输出数据文件、程序使用方法：程序运行环境为win7系统下devcpp，输入的数据文件为txt文档，数据内容由原始数据摘录下来，其中数据的说明可以从程序的解释中找到，输出文件同样是txt文档，数据解释同上，程序为直接运行程序，不需要输入其他数据。§6程序结构：

§6.1求可用推力程序的结构

§6.2求航迹倾角与上升率的方法

，，的值到相应得文档

§6.3求最大最小平飞速度的方法

§6.4求最小上升时间的放法

§6.5求最大航时的方法

飞行计划基础算法

1飞行计划算法 1.1燃油政策 CCAR在121部中关于备降场和加油量作了相关规定，下表是对相关规定的简要描述： 一）国内航线备降场规定和燃油政策 二）国际航线备降场规定和燃油政策

1.2 基本算法 根据 CCAR 的燃油政策，国内和国际航线正常飞行计划的飞行剖面如下图所示： 国内航线： 国际航线：

根据飞行剖面，可以将飞行计划的计算过程分为几个主要的阶段，下面分别对各阶段的计算方法进行描述： 1.2.1爬升计算 通过波音Inflt/Report程序能够生成飞机爬升性能数据，爬升性能和飞机松刹车重量、温度与ISA的偏差、爬升高度等因素有关。爬升计算就是根据飞机松刹车重量、爬升高度、温度偏差，查询性能表，进行插值，计算出飞机爬升到指定高度所需要的油量、时间、及飞过的水平距离。 航路爬升通常是一种等表速／等Ｍ数（如280/0.78）的爬升。对于最小成本飞行计划，可以通过Inflt生成指定成本指数的爬升性能数据（如CI50）。若考虑10000英尺以下表速250knot的限制，可以生成相应的有低空限速的爬升性能数据（如250/280/0.78、250/CI50）。 1.风速修正 由于爬升性能表给出的是在静风条件下的数据，而实际情况是有

风的，因此需要对风速进行修正。从开始爬升到爬升顶点，风向和风速都是在不断变化的，计算时，风速取爬升顶点航路风分量的2/3。 设从爬升性能表查得无风时的空中距离为DA ，时间为t ，爬升顶点巡航高度上的风速为W ，则飞机在爬升过程中的平均空速=t DA ，地速= W t DA ?±32，飞过的地面距离D=t W t DA ??? ? ???±32 =t W DA ??±32。(注：顺风为＋，逆风为－) 2. 机场标高修正 飞机性能使用手册中的爬升性能表都是针对机场气压高度为零的情况给出的，即给出的是由海平面机场起飞爬升到某一高度层所需要的油量、时间及飞过的水平距离。当机场的气压高度不为零时，需进行修正。 设机场的标高为ELE ，飞行高度为FL 。可以由下面的公式计算从标高为ELE 的机场起飞爬升到巡航高度FL 所需的油量F(ELE →FL)、时间T(ELE →FL)及飞过的水平距离D(ELE →FL)： F(ELE →FL) = F(0→FL) – F(0→ELE+1500') + F(0→1500') T(ELE →FL) = T(0→FL) – T(0→ELE+1500') + T(0→1500') D(ELE →FL) = D(0→FL) – D(0→ELE+1500') + D(0→1500') 1.2.2 巡航计算 通常采用的巡航方式有等M 数、等表速、LRC 、经济巡航等，通过波音Inflt/Report 程序能够生成对应各种巡航方式的飞机巡航

飞机总体设计大作业教学提纲

飞机总体设计大作业

飞机总体设计大作业 作业名称 J-22 战斗机的设计 项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班

目录 第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20

飞机总体设计课程设计解析

南京航空航天大学 飞机总体设计报告——150座级客机概念设计 011110XXX XXX

设计要求 一、有效载荷 –二级布置，150座 –每人加行李总重，225 lbs 二、飞行性能指标 –巡航速度：M 0.78 –飞行高度：35000英尺 –航程：2800（nm） –备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 –起飞场长：小于2100（m） –着陆场长：小于1650（m） –进场速度：小于250 （km/h）

飞机总体布局 一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 （一）平尾前、后位置与数目的三种形式 1．正常式（Conventional) 优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大 采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard） 优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速 缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角； 2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制 采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用 3．无尾式( Tailless ) 优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。 2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小 缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失 2. 起飞着陆性能不容易保证 采用情况：少量军机采用 综上所述，采用正常式尾翼布局 （二）水平尾翼高低位置选择 (a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾 选择平尾高低位置的原则 1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。 2.避开发动机尾喷流的不利干扰 综合考虑后，选择上平尾 （三）垂尾的位置和数目 位置 - 机身尾部 - 机翼上部

飞行器设计与工程专业(卓越工程师)培养方案

飞行器设计与工程专业（卓越工程师）2017级本科培养方案一、专业简介 飞行器设计与工程专业依托航空宇航科学与技术学科及力学学科，将无人机、通用航空飞机、民用航空飞机、战斗机等飞行器作为重点对象，具有突出的专业特色。现具有专职教师9名，其中副教授2名，讲师7名，硕士生导师5名。近年来，完成多项省、市、国家级科研课题，完成航天科技集团、航天科工集团、中国商用飞机有限公司等重点专项课题，建立航空航天工程学部“创新飞行器设计实践基地，学生在实践基地完成创新型飞行器设计、制造和控制仿真等实践工作。 本专业注重工程教育与工程训练相结合，注重对学生创新精神和实践能力的培养，特别是在加强学生工程实践能力和综合能力培养方面取得了很好的实效，得到有关用人单位的高度评价。多年来招生和就业情况良好。 二、培养目标及服务面向 培养适应社会主义现代化建设和国家战略性航空航天产业迅猛发展需要的德、智、体、美等全面发展，具备较好的数学、力学基础知识和航空航天工程基本理论，具有较强的工程实践能力、技术创新意识、工程管理能力和综合素质的高级工程技术人员和研究人员。 毕业生应掌握空气动力、飞行器总体设计、强度分析、结构设计和飞行力学等方面的专业知识，熟悉间飞行器设计与制造相关领域的新技术，能够在航空航天企业、民航部门、科研院所、通用航空及相关领域中从事科研、设计、制造和开发等高级工程技术和管理方面的工作。 三、培养要求 1、具有较强的社会责任感、较好的人文素养和良好的职业道德，健全的人格和健康的体魄； 2、具有从事领域工作所需的自然科学知识和社会科学知识； 3、系统地掌握本专业领域宽广的基础知识，掌握飞行器设计基础、力学基础、机械设计、自动控制原理、电工与电子技术等方面的基础理论。 4、掌握本专业领域内所需的飞行器设计的空气动力、强度分析、结构设计和

飞机总体设计大作业

飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速：0.7Ma 最大飞行高度：10000m 航程：2300km 待机时间：45分钟 爬升率：0~10000m<25分钟 起飞距离：1600m 接地速度<220km/h 一、相近飞机资料收集： 二、飞机构型设计 正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波

阻 下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s 2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ? ?? ? ? ??? ??= D L M C a R a n g e W W f i n a l i n i t i a l )l n ( 代入数据： Range = 1242nm ； a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/l b (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得： 115 .1=f i n a l i n i t i a l W W

飞机总体设计课程设计报告

国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

超音速客机概念设计项目组工作报告

超音速客机的概念设计——团队工作报告 专业名称航空学院—飞行器设计与工程 团队成员龚雪淳潘环龚德志李亮 指导教师张科施杨华保李斌宋科范宇 完成时间 2008年6月15日

摘要 本项目是进行一款新型的超音速客机的概念设计，项目团队成员由来自西北工业大学航空学院2004级飞行器设计与工程专业的四名本科生及四名指导教师和一名研究生组成。 该项目完成了一款载客量200人，巡航马赫数2.0，航程10000～12000公里的超音速客机概念设计。项目团队成员分别是龚雪淳(团队组长)、潘环、龚德志、李亮，项目指导教师分别是杨华保、张科施、李斌、宋科、范宇。 21世纪,人类对航空器的研究将更加关注,航空技术将成为世界各个国家经济发展的一个最重要的标志！5年前，“协和”客机最后一次让乘客感受突破音障的激动瞬间，由于事故频发，这种高科技产物被迫退出历史舞台。然而，人类追逐超音速旅行的梦想并没有像流星一样，一闪即逝。现在，包括美国、英国、法国、日本、中国、俄罗斯等在内的多个具有航空研发能力的国家都在积极投入大量经费，来研制自己的超音速客机方案，以求在未来的航空领域中占有一席之地，一场没有硝烟的战争已经打响。 通过该项目的团队合作研究，提高了我们的创新能力和分析问题、解决问题的能力，培养了我们严谨认真的工作态度和团队协作的精神，让我们懂得了团队的重要性，懂得了如何与人沟通，协作。同时，项目的实施也让我们提前适应了将来的工作模式和工作氛围，认识上更进一层。

目录 摘要 (1) 第一章项目简介 (3) 1.1 项目选题背景 (3) 1.2 项目团队成员及指导老师情况 (5) 1.3 项目创新点与特色 (6) 1.4 项目成员工作协调情况介绍 (7) 第二章项目研究成果 (8) 2.1 总体研究成果 (8) 2.2 气动研究成果 (12) 2.3 结构研究成果 (14) 2.4 人机环境与关键技术研究 (18) 2.5 项目成果评价 (20) 总结与体会 (21) 附录Ⅰ项目团队例会记录单 (25) 附录Ⅱ设计参数更改记录单 (34)

航空指标定义

运输业务量相关指标 ●航线：飞机飞行的空中路线称为航线。其中，各航段的起讫点（技术经停点除外）都在国内的航线称为国内航线；航线中任意一个航段的起讫点（技术经停的除外）在外国领土上的航线称为国际航线；航线中任意一个航段的起讫点在香港或澳门地区的航线称为港澳航线（经港澳地区飞往外国的航线统计为国际航线）。 ●航段：飞机从起飞到下一个着陆之间的飞行。一条航线可以是一个或多个航段。凡航段的两端都在国内的称为国内航段，两端或有一端在国外的称为国际航段，两端或有一端在香港或澳门的称为港澳航段。 ●城市对：指客票或客票的一部分所规定的可以在其间旅行的两个城市，或者根据货运舱单或货运舱单的一部分在其间进行货运的两个城市。 ●定期航班：习惯上称正班，是指按向社会公布的班期和时刻运营的航班。 ●加班：加班是指按定期航班的航线和航班号临时增加的航班。 ●包机：包机是指承运人根据与包机人所签定的包机合同，按约定的起飞时间、航线所进行的运输飞行（包机按包用形式划分，可分为整机包用、全座舱包用和部分舱位、部分座位包用等。包机架次的统计是指整机包用的架次）。承运人利用包机的回程（或去程）运载客货，称为回程（或去程）利用。 ●旅游包机：是指为方便旅游有旅游部门包用的包机飞行此类飞

行的票价有时还包括食宿以及其他服务费用。 ●专机：专机飞行是指符合国家规定的重要包机飞行。 ●起飞架次：指航空器（以下均称飞机）在航空运输飞行过程中的起飞次数。其中，航空运输是指利用飞机从事民用商业航空运输。民用商业航空运输指为取酬而向社会公众提供的定期或不定期的运送旅客货邮的运输飞行。起飞次数等于飞机的着陆次数或飞行的航段数。 ●飞行小时：指从飞机滑动前撤轮档起至飞机着陆停稳后安放轮档止的全部时间，即为飞机地面滑动时间和飞行时间之和。如某个航段的飞行时间应等于飞机在该航段的空中飞行时间与地面起飞、降落时的滑行时间相加。统计时，原始数据以时、分为计算单位，汇总以小时为计算单位取整填报。 ●飞行里程：运输飞行完成的公里数。计算方法为航段距离与在该航段上完成的航班数的乘积之和，航段距离按收费距离计算。原始数据以“公里”为计算单位，汇总时以“万公里”为计算单位。计算公式：飞行里程（万公里）=（∑航段里程（公里）×航班数）/10000 ●旅客运输量：运输飞行所载运的旅客人数。成人和儿童各按一人计算，婴儿因不占座位不计人数。原始数据以人为计算单位。汇总时，以万人为计算单位填报，保留两位小数。一个航班的旅客运量表现为飞机沿途各机场旅客的始发运量之和。其中，机场旅客始发运量是指客票确定的以本机场为起点，始发乘机的旅客。统计时每一特定航班（同一航班）的每一旅客只应计算一次，不能按航段

《飞行性能与计划》习题汇总

《飞行性能与计划》 题型：1、名词解释2、单选题3、多选题4、判断题5、简答题6、查图计算题 第一章 一、名词解释 气动效率-飞行马赫数与飞机升阻比的乘积，高速飞行时，常常使用气动效率来衡量飞机气动性能的好坏。低速时常用升阻比。 二、掌握以下结论 2、国际标准大气海平面标准温度和平流层的标准温度分别为多少？ 国际标准大气海平面标准温度为15℃，气压高度37000英尺处的标准温度为-56.5℃。 3、非标准大气如何表示成ISA偏差的形式？ 场气压高度1500ft，气温30℃，则温度可以表示为ISA+18℃。气压高度3000英尺处的气温为20℃，则该大气温度可表示为ISA+ ? 11℃。 第二章 一、名词解释 1、中断起飞距离（教材P29）：是指飞机从0开始加速滑跑到一台发动机停车，飞行员判断并采用相应的制动程序使飞机完全停下来所需的距离 2、空中最小操纵速度（教材P18）：指在飞行中在该速度关键发动机突然停车和继续保持停车的情况下，使用正常的操纵技能，能保持向可工作发动机一侧的坡度不大于5度的直线飞行，为保持操纵的方向舵蹬力不超过150磅，也不得用减小工作发动机推力的方法来维持方向控制。 3、起飞平衡速度（教材P36）：在同一起飞重量下的中断起飞所需距离与继续起飞所需距离的两条曲线的交点所对应的速度，在此速度下，中断起飞距离与继续起飞距离相等。 4、继续起飞最小速度（教材P35）：是指如果发动机在此速度上停车，飞行员采用继续起飞标准程序，可以使飞机在净空道外侧完成起飞场道阶段的最小速度。 5、起飞决断速度（教材P19）：指飞机在此速度上被判定关键发动机停车等故障时，飞行员可以安全地继续起飞或中断起飞，中断起飞的距离和继续起飞的距离都不会超过可用的起飞距离。 6、净空道（教材P22）：是指在跑道头的一段宽度不小于500尺，其中心线是跑道中心延长线，并受机场相关管制的区域。 7、污染道面（教材P65）：湿滑道面或跑道上有积水积冰积雪以及其他沉积物的跑道统称污染道面 二、掌握以下结论 11）中断起飞中，开始执行中断程序的最迟速度为V1。 2）使用假设温度法减推力起飞，假设温度与当前实际温度的关系是前者比后者高

飞机降落曲线课程设计

中北大学理学院 课 程 设 计 题目：飞机降落曲线绘制 课程：数值分析

成员：1408024133 邢栋 1408024129 肖锦柽 目录 一．飞机降落问题介绍 (3) 二、问题分析 (4) 三．实验方法： (5) 方法一（多项式求解） (5) I思路 (5) II程序 (5) III运行结果 (6) IV图像 (6) 方法二（Hermite差值法） (7) I思路 (7) II程序 (7) III运行结果 (7) IV图像 (8) 四．实际案例： (8) 五．设计总结： (9) 六．心得体会： (10)

二．问题分析： 在研究飞机的自动着陆系统时,技术人员需要分析飞机的降落曲线.根据经验,一架水平飞行的飞机,其降落曲线是一条三次抛物线,已知飞机的飞行高度为1000m，开始降落时距原点的横向距离为12000m飞机的着陆点为原点O，且在整个降落过程中，飞机的水平速度始终保持为常数540km/h. 飞机降落图像有：

由此，我们假定降落曲线方程为：且该曲线方程满足已知条件

三．实验方法： 1.方法一（多项式求解）: I思路.运用多项式求解方程组（Gauss），即将四个已知条件代入一般三次曲线方程中，得出关于a,b,c,d的新的方程组： II程序.在MATLAB中编写M文件如下： A=[12000^3,12000^2,12000,1;3*12000^2,2*12000,1,0;0 0 1 0;0 0 0 1]; b=[1000;0;0;0]; x=inv(A)*b y=poly2sym(x') x=0:12000; y=vectorize(y) y=eval(y);

如何计算有关飞机飞行中的时间-精选资料

如何计算有关飞机飞行中的时间 时间计算是高中地理学习的重点和难点，也是高考的常考 点，在时间计算方面可以说最难的部分就是飞机飞行方面的计算。有关这方面的时间计算主要有以下几种类型。 飞机飞行中的地方时、区时的计算 例l （2005 年高考文综天津卷）2001 年中国东方航空公司穿越北极的国际航线试飞成功，从上海（31° N 121° E至芝 加哥（42° N 88° W仅用15小时35分钟。读右图及相关材料， 回答： 1）若飞机于北京时间5 月20日5 时55 分从上海飞往芝 加哥（） A.一路上都是白天 B.伦敦会位于飞机的正北方向 C.北极星的高度保持不变 D.极点附近飞机罗盘不受干扰 解析：该题综合性较强，涉及的内容较多，有昼夜长短的变 化，晨昏圈的移动，方向的判断，以及地球磁场的内容。 5 月20 日北半球昼长夜短，纬度越高，昼越长。当上海为5：55 分时，上海所在纬度以北地区都处于晨线以东地区，都应该是白昼，飞机从上海飞至北极，一直处于晨线以东，所以一直是白天。由已知的北京时间计算出芝加哥的地方时，是地方时方面的计算。先

2) 从A 机场飞行到B 机场经历的时间是（） 计算出飞机从上海出发时的芝加哥时间，再加上路途中飞行时 间，就是到达芝加哥的时间。上海使用的是北京时间，也就是 120°E 的地方时，芝加哥为88° W 两地的经度差为 208°，时 间差为 13小时 52分，飞机经 15小时 35分飞行后，到达芝加哥 的地方时为： X=（ 5：55- 1 3:52 ）+ 1 5:35=7:22 ，到达芝加哥也是 白昼，所以一路是白天。B 项伦敦位于飞机的正北方向，必须有 一个时间飞机飞行在伦敦所在经线且在伦敦的正南方。 在飞行中 从大圆角度考虑，不可能出现这种情况。 C 项北极星的高度随观 察者所处纬度不同而不同， 纬度有多高， 我们的仰视北极星的角 度就多大。D 项极点附近的磁力线指向磁极， 指南针会受到干扰。 答案：A 技巧归纳： 关于地方时的计算按照“东大西小， 东加西减” 的方法，首先计算出两地的经度差，按照经度相差 15°时间相 差，由经度差计算时间差， 再由已知时间计算出所求地点的时间。 飞机飞行经历时间的计算 例2有一架飞机在当地时间7月1日5时从旭日东升的A 机 日落。 降落到B 机场时，当地时间为（） 月 2日 11 时 B. 7 月 1 日 21 时 场起飞，沿纬线向东飞行，一路上阳光普照，降落到 B 机场正值 A. 7 C. 7 月 1 日 19时 D. 6 月 30日 19时

150座客机总体设计毕业设计论文

南京航空航天大学课程作业题目150座客机总体设计负责人杨天鹏 负责人学号011110715 学院航空宇航学院 专业飞行器设计与工程 班级0111107 指导教师罗东明讲师 二〇一四年十一月

150座客机总体设计 摘要 本课程作业根据设计要求与适航条例进行了150座客机的总体设计，完成了包括全机布局设计，机身外形初步设计，确定主要参数，发动机选择等工作。实践了飞机总体设计的课程相关内容，为进一步进行飞机总体设计课程设计打下基础。 关键词：150座，客机，总体设计

目录 摘要 (ⅰ) 第一章设计要求 (1) 第二章全机布局设计 (2) 2.1 设计要求 (2) 2.2 飞机布局形式设计 (2) 2.3 飞机平尾设计 (3) 2.4 飞机机翼设计 (3) 2.5 机翼位置设计 (4) 2.6 发动机设计 (4) 2.7 起落架设计 (6) 2.8 小结 (6) 第三章机身外形初步设计 (7) 3.1 机身设计要求 (7) 3.2 中机身设计 (7) 3.3 前机身设计 (9) 3.4 后机身设计 (12) 3.5 小结 (12) 第四章飞机主要参数的确定 (13) 4.1飞机重量的估算 (13) 4.2 翼载荷与推重比设计 (15) 4.3 小结 (16) 第五章发动机设计 (18) 5.1 发动机设计要求 (18) 5.2 发动机类型的选择 (18) 5.3 发动机型号选择 (20) 组内分工 (21)

参考文献 (22) 致谢 (23)

第一章设计要求 要求设计150座民用客机，指标如下： （1）有效载荷：每人重75kg，每人行李总重20kg，机组7人，每人重85kg （2）巡航速度：Ma0.8 （3）飞行高度:35000英尺－41000英尺（10.668 km－12.4968km） （4）航程：5500km （5）备用油规则：5%任务飞行用油+ 1500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油 （6）起飞场长：小于2200m （7）着陆场长：小于1700m （8）进场速度：70m/s 要求经济性高，安全性高，符合客户需求。

《飞行性能与计划》综合复习提纲

《飞行性能与计划》复习要点 题型：1、名词解释2、单选题3、多选题4、判断题5、简答题6、查图计算题 第一章 一、名词解释 气动效率-飞行马赫数与飞机升阻比的乘积，高速飞行时，常常使用气动效率来衡量飞机气动性能的好坏。低速时常用升阻比。 二、掌握以下结论 2、国际标准大气海平面标准温度和平流层的标准温度分别为多少？ 国际标准大气海平面标准温度为15℃，气压高度37000英尺处的标准温度为-56.5℃。 3、非标准大气如何表示成ISA偏差的形式？ 场气压高度1500ft，气温30℃，则温度可以表示为ISA+18℃。气压高度3000英尺处的气温为20℃，则该大气温度可表示为ISA+ ? 11℃。 第二章 一、名词解释 1、中断起飞距离（教材P29）：是指飞机从0开始加速滑跑到一台发动机停车，飞行员判断并采用相应的制动程序使飞机完全停下来所需的距离 2、空中最小操纵速度（教材P18）：指在飞行中在该速度关键发动机突然停车和继续保持停车的情况下，使用正常的操纵技能，能保持向可工作发动机一侧的坡度不大于5度的直线飞行，为保持操纵的方向舵蹬力不超过150磅，也不得用减小工作发动机推力的方法来维持方向控制。 3、起飞平衡速度（教材P36）：在同一起飞重量下的中断起飞所需距离与继续起飞所需距离的两条曲线的交点所对应的速度，在此速度下，中断起飞距离与继续起飞距离相等。 4、继续起飞最小速度（教材P35）：是指如果发动机在此速度上停车，飞行员采用继续起飞标准程序，可以使飞机在净空道外侧完成起飞场道阶段的最小速度。 5、起飞决断速度（教材P19）：指飞机在此速度上被判定关键发动机停车等故障时，飞行员可以安全地继续起飞或中断起飞，中断起飞的距离和继续起飞的距离都不会超过可用的起飞距离。 6、净空道（教材P22）：是指在跑道头的一段宽度不小于500尺，其中心线是跑道中心延长线，并受机场相关管制的区域。 7、污染道面（教材P65）：湿滑道面或跑道上有积水积冰积雪以及其他沉积物的跑道统称污染道面 二、掌握以下结论 11）中断起飞中，开始执行中断程序的最迟速度为V1。 2）使用假设温度法减推力起飞，假设温度与当前实际温度的关系是前者比后者高 3）在起飞航道阶段，FAR要求起飞净航迹需高于障碍物35英尺。

飞机总体设计大作业

— 飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速： 最大飞行高度：10000m " 航程： 2300km 待机时间：45分钟 爬升率： 0~10000m<25分钟 起飞距离： 1600m \ 接地速度 <220km/h 一、相近飞机资料收集： 二、飞机构型设计 ^

正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T 型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻 【 下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 < 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a==296.5m/s 2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） ￥ –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ??? ????? ??=D L M C a Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ；

专业课程设计-大客飞机后缘襟翼运动机构设计

飞机总体设计 专业课程设计 计算说明书 设计题目大客飞机后缘襟翼运动机构设计分析航空科学与工程学院学院班设计者 指导教师 2012年9月20日

目录 第一章前言 (1) 第二章设计任务书及背景分析 (2) 2.1 课题题目与设计要求 (2) 2.1.1 课题题目 (2) 2.1.2 设计要求 (2) 2.1.3 原始技术资料 (2) 2.2 课题背景分析 (2) 第三章设计方案机构分析 (3) 3.1常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析 (3) 3.1.1 常见后缘襟翼运动机构类型 (3) 3.1.2 常见后缘襟翼运动机构特点分析 (3) 3.2设计方案机构特点及尺寸分析 (4) 3.2.1 设计方案特点分析 (4) 3.2.2 设计方案尺寸设计及机构简图 (4) 第四章设计方案载荷及传力分析 (5) 4.1大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析 (5) 4.1.1 大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计 (5) 4.1.2 大客飞机后缘襟翼气动载荷分析 (5) 4.2大客飞机后缘襟翼运动机构的传力分析 (6) 第五章轴的设计计算 (8) 5.1驱动轴（O轴）设计 (8) 5.1.1驱动轴的材料和热处理的选择 (8) 5.1.2驱动驱动轴的设计计算与强度校核 (8) 5.1.3驱动轴的受力图及弯矩图 (9) 5.2连杆传动轴（A、B、C轴）设计 (9) 5.2.1连杆传动轴的材料和热处理的选择 (9) 5.2.2连杆传动轴的设计计算与强度校核 (9) 5.2.3连杆传动轴的受力图及弯矩图 (9) 第六章螺纹连接件的设计与校核 (11) 6.1 机翼后梁与O轴铰支座的连接设计及校核 (11)

飞机总体设计-课程设计讲课稿

飞机总体设计-课程设 计

南京航空航天大学 飞机总体设计报告——150座级客机概念设计 011110XXX XXX 设计要求

一、有效载荷 –二级布置，150座 –每人加行李总重，225 lbs 二、飞行性能指标 –巡航速度： M 0.78 –飞行高度：35000英尺 –航程： 2800（nm） –备用油规则：5%任务飞行用油 + 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 –起飞场长：小于2100（m） –着陆场长：小于1650（m） –进场速度：小于 250 （km/h） 飞机总体布局

一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 （一）平尾前、后位置与数目的三种形式 1．正常式（Conventional) 优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大 采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard） 优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速 缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角； 2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制 采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用 3．无尾式 ( Tailless ) 优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。 2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小 缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失 2. 起飞着陆性能不容易保证 采用情况：少量军机采用 综上所述，采用正常式尾翼布局 （二）水平尾翼高低位置选择 (a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾 选择平尾高低位置的原则 1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。 2.避开发动机尾喷流的不利干扰 综合考虑后，选择上平尾 （三）垂尾的位置和数目 位置 - 机身尾部 - 机翼上部 数目 单垂尾：多数飞机采用单垂尾，高速飞机加装背鳍和腹鳍 双垂尾：1.压力中心的高度显著降低，可以减小由侧力所造成的机身扭矩。

飞机总体设计大作业

飞机总体设计大作业 作业名称 J-22 战斗机的设计 项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班

目录 第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2. 3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12

2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20 3.1 机翼设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．21 3.1.1机翼安装形式的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．22 3.1.2机翼具体参数的计算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．24 3.2 机身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．28

飞行性能复习资料

1.限制飞机起飞重量主要因素①场道条件②起飞航道Ⅱ的爬升梯度③轮胎速度限制④最大刹车能量限制⑤障碍物限制⑥最大着陆重量对最大起飞重量限制⑦航路最低安全高度限制 ⑧飞机结构强度限制 2.滑水分类①粘性滑水:道面与轮胎仍有接触的滑水，机轮转速下降。②动态滑水:轮胎与道面完全脱离的滑水，即机轮转速大大下降，甚至停转和反转。③橡胶还原滑水:轮胎停转时,摩擦产生的高温使橡胶变软发粘而还原，积水层受热产生的蒸汽将轮胎抬离道面的滑水。 3.假设温度法减推力起飞在使用灵活温度推力起飞时，通过一个比机场外界高的假设温度来确定需要的推力，用此推力和实际的起飞重量能够满足场地条件、爬升梯度、越障、轮胎速度、刹车能量及最小操纵速度的限制要求，这种确定推力的方法称为假设温度法，所确定的较实际温度高的温度称假设温度或灵活温度。减推力最大值不得超过25%①假设温度：把实际起飞重量看作最大起飞重量所对应的气温。②假设温度法减推力起飞：把实际起飞重量对应的温度来设定推力，而以实际温度起飞的方法。把与假设温度相对应的最大起飞推力设置值作为减推力起飞的起飞推力设置值。若以假设温度起飞，使用起飞推力，则实际起飞重量恰好为最大起飞重量，符合场道和航道爬升要求。 4.起飞航道阶段有哪些①起飞航道Ⅰ段：自基准零点开始，结束于起落架完全收上（收起落架动作可以开始于起飞航道Ⅰ段之前）。在该段襟翼处于起飞位置，发动机处于起飞工作状态（T O/G A），速度保持在V2到V2＋20kt之间（根据发动机工作情况，以下同）。②起飞航道Ⅱ段：为等表速爬升段。从起落架完全收上到高度不低于400ft，发动机处于起飞工作状态（T O/G A），保持起飞襟翼，速度保持在V2到V2＋20kt之间上升。如果在航道上有障碍物，则应该越过障碍物后才能进入航道Ⅲ段。③起飞航道Ⅲ段：减小上升角或改平使飞机增速，（空客绿点速度）根据规定的收襟翼速度分几次将襟翼全部收起，同时增速到襟翼全收的速度。在该段，考虑到发动机起飞工作状态的使用时间限制，这段通常使用最大上升工作状态（MCL）或最大连续工作状态（MCT）（该状态常用于一台发动机停车后的爬升） 5.优化起飞性能的方法（1）选择合适的起飞襟翼（2）改进爬升 1.三个航程范围①第一距离范围（最大商载）:飞行距离小于或等于经济航程范围。该范围内，要增加航程，只需增燃油，不需减商载②第二距离范围（最大燃油）:指距离大于经济航程，而且可以保持最大起飞重量的距离范围。该范围内，要增航程，只能减商载以增燃油。不能用CI 确定M 经济，一般用MRC 巡航③第三距离范围（转场航程）:该范围内，要增航程，只能减商载以减起飞重量④结论：在第一、二距离范围内，随着航程增加,商载先保持不变,再减小;载油量一直增大,起飞总重量先增后减。航班飞行应在飞机经济航程以内进行。经济航程以内，可以用成本指数来确定经济马赫数大小。经济航程以外，选择MRC。（2到5问题） 2.飞机为什么要阶梯爬升：为了降低油耗，保持飞行性能，缓解发动机工作，飞得更远。增加上升梯度，增加最大起飞重量 3.一发失效的应对措施①立即把油门增加到最大连续状态②保持最有利的飘降速度改平。 4.什么叫经济马赫数：使直接营运费用（DOC）最小，即DOC曲线最低点对应的速度。 5.简述航路越障要求①高于障碍物2000英尺②改平点至少高于障碍物1000英尺。 1.刹车，反推对着陆距离有无影响①刹车是着陆中基本制动手段，尤其在低速滑跑时，它可以提供近70 ％减速力。不仅能有效地减轻机组在着陆阶段工作负荷，还可缩短刹车启动延迟时间进而缩短着陆距离。延迟时间短，着陆距离缩短（手动，自动刹车启用时间间隔1.46 秒）②反推最佳减速效果是在高速滑跑阶段，随着滑跑速度减小，其减速作用也相应下降，一般要求在速度达到60kt 以下时解除反推。 2.快速过站飞行:相邻两次飞行间有短时间停留的连续短程飞行。在相邻两次航班任务之间有短时间的过站停留。特点：刹车使用频繁，且冷却不足，易导致过热； 3. 影响着陆距离的因素（1）进场速度和高度偏差的影响（2）着陆技术偏差的影响（3）制动系统的使用情况 （1-2）1.国际航线燃油规定：（对有备降场的情况，所加油量包括：）①航程燃油TF- -lTrip Fuel：飞到并在目的地机场着陆②应急燃油CF- -l Contingency Fuel：有两种规定，一种是

飞机总体设计课程设计

国内使用的喷气式公务机设计 班级：0111107 学号：011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度：0.6 - 0.8 M 最大航程：3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度 M 起飞场长 m 着陆场长 m 航程km 最大起飞 重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾/ 高置平尾+ 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机/ 翼吊双发喷气发动机/ 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼/ 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。