1、飛機設計要求噴氣支線飛機有效載荷：70人，75kg/人，每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飛行高度：10000m航程：2300km待機時間：45分鐘爬升率：010000m25分鐘起飛距離：1600m接地速度相近飛機資料收集:飛機型號載客量最大起飛重量(kg)巡航速度(M)航程(km)飛行圖度(m)ARJ-2178405000.82222511900CRJ-70070330000.78265611000ERJ82333412000:、飛機構型設計正常式布局：技術成熟，所積累資料豐富T型尾翼：避開發動機噴流的不利干擾，但重量較重機身尾部單垂尾后掠翼：巡航馬赫數0.7

2、，后掠翼能有效提高臨界馬赫數，延緩激波的產生，避免過早出現波下單翼：氣動干擾經整流后可明顯降低，結構布置容易，避免由于機翼離地太高而出現的問題-發動機數目和安裝位置：雙發短艙式進氣、尾吊布局，可以保持機翼外形的干凈，流過機翼的氣流免受干擾。-起落架的型式和收放位置：前三點可以顯著提高飛機的著陸速度，具有滑跑穩定性，飛行員視界要求易于滿足，可以強烈剎車，有利于減小滑跑距離。安裝于機身三、確定主要參數重量的預估1 .根據設計要求：洲亢程:Range=2800nm=5185.6km隹航速度：0.8M隹航高度:35000ft=10675m；聲速:a=576.4kts=296.5m/s2 .預估數據（參

3、考統計數據）前油率C=0.6lb/hr/lb=0.0612kg/（hN）（涵道比為5）力阻比L/D=143 .根據Breguetl亢程方程:,WinitialRangeln(-n-)二Wf.,aLfinalIIMCD代入數據：Range=1242nma=581Knots巡航高度35000ft)C=0.5lb/hr/lb(涵道比為5)L/D=14M=0.7計算得：WfinalWfuelcruise二Wo一Wendofcruise二Wo-Wfinalfuelcruise0.103Wto4.燃油系數的計算飛行任務剖面圖WF1/Wto=0.001Wf2/Wto=0.001WF3/Wtou0.002Wf

4、4/Wto=0.016WF5/Wto=0.187WF6/Wto=0.000Wf7/Wto=0.003WF8/Wto=0.0491 EngineStartandWarmup2 Taxiout3 Takeoff4 Climb5 Cruise6 Descent7 LandingandTaxiin8 ReserveFuel總的燃油系數:也坐叫叫膽膽也叫Wto-Wt0叫Wt0Wt0Wt0Wt0Wt0Wfuel一二0.0010.0010.0020.0160.1030.0000.0030.049=0.175Wt05 .根據同類飛機，假設3個最大起飛重量值Wt080000lbs100000lbs120000l

5、bsWfuel14000lbs17500lbs21000lbsWpayload14600lbs14600lbs14600lbsemptyavail51400lbs67900lbs84400lbs重量關系圖交點：(30723kg,18688kg)6 .所以最終求得的重量數據:W-empty18688kg0.608WfM5376kg0.175Wpayload6650kg0.216Wto30723kg1推重比和翼載的初步確定界限線圖著陸距離進近速度抗風要求0.80.70.60.5-L，0.40.3巡航0.2巡航1平衡場長比重推需二航mfLF帆，:時也知尤司仟君tg打附HJIO-Url-Ali吟陽山6

6、000翼載荷(N/m2)階段爬于飛距離地毯圖4x10地毯圖5.5of18,285-20,000Power-to-weightratio5.6:153:15.2:1Overallpressureratioatmaxrpower21:128:1-28.5:129:1Bypassratio6215:15:1五、機身外形的初步設計1 .客艙布置單級：全經濟艙14排每排5人共70人座椅寬度：20in過道寬度：19in座椅排距：32in客艙剖面圖:1加12 .機身外形尺寸當量直徑：3.4m前機身長度4.32m中機身長度：13.97m后機身長度7.62m機身總長：25.9m上翹角：14deg長徑比九=7.6

7、（M較低時，選用較小長徑比）六.機翼外形設計CL=(W/S)/(0.5pV2S)=0.496選擇超臨界翼型，由升力系數C50.496(翼載荷為4500N/m2),選擇型號為NASASC(2)-0404NASASC(2)-0404。加一-ClICOttierOtherSimiiljii-Ainloib(USA,史魯Q503i口eg：JErCxnMj1MiiT二怕Sf*期rlASASC(2,J!O4-Di3NACA16-0Q6irpnjHTOflHT05歸wmlGDE443ClckplatforjpMtkigc河ml日厘前wiailaNeUlilGicWM：40%MaifCL；口495Camtac

8、:0.5蛛MaKCLangln:6QjTii-u.ilingedgeaibgle:8&aManIUD:1141lsw佃加日期：728%MsihUDjungIb:如L4)Cl520L電MngedgerjMfluB：。盹0713lallangk*:05Zero-liftangtei-151 .展弦比AR=82 .梯度比入=0.4,原因：升力分布接近橢圓形，誘導阻力較小，有利于減輕機翼重量和起落架布置。圖如下：85.02_51.661.251.03.后掠角：A=25后掠角不能太多太小，變化如下圖:0.03(UP0.01044.機翼厚度分布：平均厚度取0.10變化如圖：阻力發散M大約是0.810.8。

9、5.機翼參數如下:面積S=66.64m2展長L=23.08m弦長=25/Z(l+2)=4.12m氣動弦長：=3.06m前緣后掠角：=J./_=1.54平均氣動弦長到翼根距離為4.02m機翼平面圖如下：6 .機翼安裝角：翼型迎角2時CL=0.4818可取，iw=2扭轉角采用負扭轉：可以延緩翼梢氣流失速。7 .米用上反角：增加側向穩定性和荷蘭滾穩定性。并且可以增加外掛和地面距離據統計值，中平尾取上反角4。8 .翼梢形狀：采用翼梢小翼結構，可以減少翼梢外氣流漩渦效應，對漩渦進行遮擋，并且翼梢渦在翼梢小翼上產生升力，方向向前，減少阻力。9 .內翼后緣擴展：可以增加根部弦長，便于起落架布置，降低根部弦剖

10、面升力系數，便于氣動設計10 .增開裝置選擇：(ACL)(ACL)?D=0.85cosA1/4=1.2血力噓飛-1*07(C1m施飛，皿工)=1.8可以選擇三縫襟翼和前緣縫翼結合。襟翼相又t弦長C襟/C=0.35襟翼展長L襟=8m11 .副翼選擇：根據統計，可取如下數據：S副/S=0.0625c副/c=0.25L副/L=0.25偏角=3012 .擾流片布置在后緣襟翼前面13 .燃油容積計算，根據公式:420必的小0.89%+049)/幺犬=5833kg5376kg符合要求。14 .機翼到機身前頭距離X.25m.a.c=46%xLs=11.6815.機翼外形如圖:尾翼1 .平尾外形參數:縱向機身

11、容量參數：一）一，=1.47其中:n;u,最大機身寬度上海機身長度.又v機翼參考面積gv機翼平均氣動弦長由縱向機身容量參數與平尾容量的關系:縱向機身容量參數與平尾容量的關系可以得到：平尾容量Vh=4.352*32%=1.39其中：32%是重心變化范圍取尾力臂LH=50%lFus=12.95m,AR=4.0,入=0.4,z=30由公式:其中：機翼面積S=66.64M2,機翼平均MAC=3.06M可得：平尾面積SH=21.88m2,展長l=9.36m,c根=3.3m,c尖=1.32m,平尾MAC=2.34m由統計值：升降舵弦長取Ce/C=0.32平尾相對厚度t/c=0.06其中：C為平尾弦長，t為

12、厚度翼型選擇：NACA0006平尾形狀如圖:2 .垂尾尾外形參數:航向機身容量參數:=0.195其中：日如最大機身高度上舊機身長度人機翼參考面積公機翼展長由航向機身容量參數與垂尾容量的關系:航向機身容量參數與垂尾容量的關系可以得到：垂尾容量Vv=0.098取尾力臂Lv=50%LFUS=12.95mAR=1.5,入=0.8,x=30由公式:廠SyS4r其中：機翼面積S=66.64Mf,機翼展長bw=23.08m可得：S/S=17.4%垂尾面積S/=11.64m2,展長l=4.2m,c根=3.07m,c尖=2.46m,垂尾MAC=2.77m由統計值：方向舵弦長取Ce/C=0.30垂尾相對厚度t/c

13、=0.09其中：c為垂尾弦長，t為厚度垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾形狀如圖：七、發動機短艙初步布置已知：DF=49in涵道比仙=5總壓比28最大使用馬赫數0.8總空氣流量Wa=666.6lb/s進氣道唇口直徑DIHDIH=0.037Wa+32.2在無風海平面和ISAF起飛額定推力的總空氣流量Wa=666.6lb/sDIH=0.037*666+32.2=56.84in=1.44m主整流罩最大高度MhMh=1.21DF風扇直徑DF=49in=1.22mMh=1.21*1.22m=1.48m主鎮流罩長度LCLC=2.36EF-0.01(DFMmo)2最大出用馬赫數Mmo=0.8LC=2.36*

14、1.22-0.01*(1.22*0.8)2m=2.87m風扇出口處主整流罩直徑DFODFO=(0.00036Wa-5.84)2=49.56n=1.26mDMG_I2DMG=(0.000475JWa4.5)=37in=0.94m核心發動機氣流出口處整流罩直徑DJ2.2DJ=(18-55*k)0.5WhereK-則重心在平均氣動弦長的位置/口13.14-10.92,/得Xg=X100%=72.55%3.062 .飛機重心位置的調整(1)調整機翼A_1$=得X機翼=1.32可知機翼需向前移動1.32m即X機翼=12.17-1.32=10.85m(2)調整裝載、設備得X裝載=-5.4m得X裝載=11.

15、98-5.4=6.58m則得最終機翼重心為XG=11.976m11.975-10.92即XG=X100%=34.48%3.06十、氣動特性分析1 .全機升力線斜率:為因子：=1.29機翼的升力線斜率：仃工口it=2乃4厘/（/冗+2）=5.02=6.48全機的升力線斜率：其中：歲為校正常數，通常取值為3Z應為飛機機身的最大寬度；匕為機翼的展長；工,為外露機翼的平面面積:9”卬為全部機翼平面面積4dh=3.4m,b=23.08m,Set=56m2,Sgross=66.6m2,Ar=8最大升力系數：J=14*（1+0.064%）%=1.682 .后緣襟翼產生的升力增量：_2+%如+5。助（/_1V

16、ac3ALjiap-TE勺四口加呼一）C0$,%懈右皿是常數，對后緣襟翼取值為2.1X3用如為襟翼的偏轉角；/年機翼帶襟垂段的展長（含穿過機身的部分）與全機翼展長的比例因子;冊學二勺歷；A.為機翼1/4弦線后掠角，單位是南度（說g）.當起飛時Bflap=20,當著陸時Bflap=45,bf/b=0.7,Aochd=25采用三縫襟翼可以計算的：起飛時升力增量為0.6著陸時升力增量為1.33 .前緣襟翼產生的升力增量:CgeoflapCOSQchd=0.33其中：bflap=1.0fiSeo取值變為0.0470；竹須為前緣襟翼段屣長與全機翼展長的比例，定義同后緣襟翼一4.升致阻力因子：巡航構型的升

17、致阻力因子為：=0.049起飛時升致阻力因子為：日翁卜仁詈WOQO7=0.05著陸時升致阻力因子為：K二與二10”.”-0.000487+0,007=0.03775 .部件的濕潤面積計算：機翼：5.1. =S外露【L977+52(t/c)=56x(1.977+0.52x0.10=113.6m2平尾：S,x=S外露1L977+0.52(t/c)=21.88x(1.977+0.52x0.06)=43.9m2垂尾：=Sffil77+0.52(t/c)=11.64x(1.977+0.52x0.08=23.5m2機身:.511-K=3,14=276.8其中：其中：K=7T(對于楠圓截面)N俯-俯視圖面積

18、/側-俯視圖面積短艙：皿=.(4俯+/制)/2=13.3m26 .巡航下的極曲線：.摩擦阻力系數：.4Cf-nnbU(log1)(1+cA/2)其中：工b.c,，楠乳取值分用為人0453任2幫，d=0.53;，州詢妻琳歌為；馬版.湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數：f1才朋呼白了rurbkb)其中：Xmf=0.74,XT/Lb=0.1對機翼：Nr=1.81x10A7Cf=2.812x10A-3對平尾：Nr=1.38x10A7Cf=2.54x10A-3對垂尾：Nr=1.64x10A7Cf=2.47x10A-3對機身：Nr=2.01x10A7Cf=2.40x10A-3對短艙:Nr=0.83x10A

19、7G=2.76x10A-3.形阻因子：機翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：*產1+01(I-0E93蒜)2+4(+240(c)；=1.124垂尾形阻因子：%*=。.52十4(6m+240(“。)：=1.188其中：己ht=0.5WL為算面的平物相對厚度；彘為平尾安裝位置因子，計算公式為乙=為以,4為機身的最大商度：為為平尾安裝位置的更對值,當平尾要裝在機身上比4粟苴為平尾平面到機身豺面的柜高；當平尾嫖在垂尾上時，4邛值為平尾平面到垂尾瓶的距離。機身形阻因子：。市、r白丫如位=1+0.0025竽+60尸1)I)=1.154其中：lfuse=25.93m,dv=3.4m短艙形阻因子：中:1171

20、+0一IX.nac)_=1.37其中：dnac=1.4mLanc=2.87m(3).零升阻力：TJmH一f=1DO1J甲=1.30566.64=0.0196其中：“是第i部件的形阻因子；當是第田部件的摩擦系數；5、是第7部件的濕潤面積.Sr是機翼參考面積.巡航下極曲線圖：Cd=Cd0+Qi=0.0196+0.049C2圖形如下：7.起飛著陸時時的極曲線:.起飛時：.摩擦阻力系數：ACf-bT79(log，)(1+cM-)其中：A.b,c,，牖題取值分別為”055,片2,58,”0441rf=0,58;此是當前詢觸的就教3山川孫M仙行弱上湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數：CF1frurtlb)

21、其中：Xmf=0.74,Xr7Lb=0.1,M=0.167對機翼：Nr=0.49x10A7Cf=3.11x10A-3對平尾：Nr=0.37x10A7Cf=3.27x10A-3對垂尾：Nr=0.44x10A7Cf=3.18x10A-3對機身：Nr=0.55x10A7Cf=3.06x10A-3對短艙：(Xi/Lb=0.2)Nr=2.3x10A6Cf=3.56x10A-3.零升阻力：/f的設i=ls0FT.起落架放下引起的阻力增量：AC.j,c=(2.85x10-5JT+0.294)ZJjLCjt,1Ztz/=0.0176襟翼放下引起的阻力增量為：1de(c器皿圾亡卜&=2.7x10A-5(5).起

22、飛總阻力：Cb=Cb0+Cbi+Cb-L(+CD0-fiop=0.022+0.050C2+0.0176+0.0000272=0.0396+0.050C2(6).起飛時極曲線圖：.著陸時：(1).摩擦阻力系數:J-0.58;0.294)A.Ttarb(logNr/(1+cAf2)其中：工及c.d為常羯取值分嬲M二(U534=2.58,c=0144,“是輔族魁的宵酬“二(p/勾孫財力飛行騎士湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數:其中：Xmf=0.74,XT/Lb=0.1,M=0.206對機翼：Nr=0.53x10A7Cf=3.07x10A-3對平尾：Nff0.40x10A7Cf=3.22x10A-3

23、對垂尾：Nrf0.48x10A7Cf=3.13x10A-3對機身：Nrf0.59x10A7Cf=3.02x10A-3對短艙：Nrf0.24x10A7Cf=3.53x10A-3(Xr/Lb=0.15).零升阻力：一:二1J廳=0.022.起落架放下引起的阻力增量：G.第=:(2.85xIO-耳篙+,印.襟翼放下引起的阻力增量為：I(c(e尤可卯068x107%-0,00533%+0.041617T-西明國-)Jap=1.4x10A-4.著陸時總阻力：Cb=Cb0+Cbi+Cb-L(+Cb0-fiop=0.022+0.0377C2+0.0176+0.00014=0.0396+0.0377C2.著陸時極曲線圖：8.第二階段爬升單發停車時極曲線：.Cb0=0.022.襟翼放(起飛