飞机总体大作业——四代机设计方案
飞行器总体设计大作业
歼-50（终结者）
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前言 ........................................................ 错误!未定义书签。第一章飞机设计要求......................................... 错误!未定义书签。
任务计划书性能指标...................................... 错误!未定义书签。
发动机要求............................................... 错误!未定义书签。
有效载荷................................................. 错误!未定义书签。
任务剖面................................................. 错误!未定义书签。
概念草图................................................ 错误!未定义书签。第二章总体参数估算........................................ 错误!未定义书签。
起飞重量的计算........................................... 错误!未定义书签。
飞机起飞重量的构成................................... 错误!未定义书签。
空机重量系数W e/W0的计算.............................. 错误!未定义书签。
发动机的耗油率C ........................................ 错误!未定义书签。
升阻比L/D .............................................. 错误!未定义书签。由浸湿面积比估算出L/D约为13 ................................ 错误!未定义书签。
燃油重量系数W f/W0....................................... 错误!未定义书签。
飞机的典型任务剖面................................... 错误!未定义书签。
计算燃油重量系数W f/W0................................ 错误!未定义书签。
全机重量计算......................................... 错误!未定义书签。
飞机升阻特性估算......................................... 错误!未定义书签。
确定最大升力系数..................................... 错误!未定义书签。
估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D...................... 错误!未定义书签。
2．6推重比的确定........................................ 错误!未定义书签。
2．7 翼载荷的确定........................................ 错误!未定义书签。第三章总体方案设计........................................ 错误!未定义书签。
总体布局选择............................................. 错误!未定义书签。
方案一：总体布局为三翼面布局......................... 错误!未定义书签。
方案二：总体布局为正常式布局......................... 错误!未定义书签。
机身布局................................................. 错误!未定义书签。
发动机的类型、数目和布置：............................... 错误!未定义书签。
进气道布置............................................... 错误!未定义书签。
机翼布局................................................. 错误!未定义书签。
尾翼布局................................................. 错误!未定义书签。
起落架型式............................................... 错误!未定义书签。
隐身设计................................................. 错误!未定义书签。第四章部件设计............................................ 错误!未定义书签。
机翼设计................................................. 错误!未定义书签。
机翼具体参数的确定：................................. 错误!未定义书签。
机翼的气动力特性..................................... 错误!未定义书签。
机翼的增升装置和副翼................................. 错误!未定义书签。
机身设计................................................. 错误!未定义书签。
尾翼及其操纵面的设计..................................... 错误!未定义书签。
起落架设计............................................... 错误!未定义书签。
起落架形式的选择：................................... 错误!未定义书签。
推进系统的选择与设计..................................... 错误!未定义书签。
发动机设计........................................... 错误!未定义书签。
进气道与尾喷管参数选择............................... 错误!未定义书签。第五章重量特性估算......................................... 错误!未定义书签。
5．1 重量细分............................................ 错误!未定义书签。
重量细分............................................ 错误!未定义书签。
重量校验............................................. 错误!未定义书签。
重心位置的估算.......................................... 错误!未定义书签。
各部件重心的选取......................................... 错误!未定义书签。
重心定位............................................ 错误!未定义书签。
飞机升阻力特性估算...................................... 错误!未定义书签。
升力................................................. 错误!未定义书签。
阻力................................................. 错误!未定义书签。
飞机极曲线估算......................................... 错误!未定义书签。
起飞着陆性能估算........................................ 错误!未定义书签。
起飞性能............................................ 错误!未定义书签。
着陆性能............................................. 错误!未定义书签。第七章飞机操纵系统设计与分析............................... 错误!未定义书签。
飞机操纵系统分析......................................... 错误!未定义书签。
余度技术................................................. 错误!未定义书签。
本飞机操纵系统设计....................................... 错误!未定义书签。
采用的操纵系统简介................................... 错误!未定义书签。
该操纵系统的工作原理................................. 错误!未定义书签。
操作系统的某些具体设计情况........................... 错误!未定义书签。第八章飞机费用分析......................................... 错误!未定义书签。
研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析................ 错误!未定义书签。
兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的组成................ 错误!未定义书签。
兰德DAPCA IV 模型中工时、费用的计算................. 错误!未定义书签。
兰德DAPCA IV 模型中工时计算修正的软糖系数........... 错误!未定义书签。
兰德DAPCA IV 模型中的综合费率...................... 错误!未定义书签。
使用保障费用........................................... 错误!未定义书签。
燃油费用............................................ 错误!未定义书签。
空勤人员费用........................................ 错误!未定义书签。
维护费用............................................ 错误!未定义书签。
折旧费和保险费...................................... 错误!未定义书签。第九章三视图绘制............................................ 错误!未定义书签。
前言
随着美国F-22战斗机的服役，以及俄罗斯T-50战斗机的首飞，我国处于自身战略的需要以及面临的实实在在的威胁，必须要研制出自己的四代机，否则未来几十年只能任由其它国家的战机闯入我国的凌空。
我们正在无声无息的被四代机重重包围，如何突围，成了中国航空业和中国空军不得不面对的问题。根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想，我们以俄罗斯T-50为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第一章飞机设计要求
任务计划书性能指标
发动机要求
（1）推重比达到10以上；
（2）应满足具有超音速巡航能力，发动机不开加力在高度11-13千米，飞机应能～持续巡航飞行，及要求发动机不开加力使得最大推力要大；
（3）为飞机提供短距起降和过失速机动能力（采用推力矢量喷管）；
（4）有良好的隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征尽可能小；
（5）采用双余度全权限数字电子控制（FADEC）；
（6）与第三代战斗机的发动机相比，零件数量减少40～60%，可靠性提高一倍，耐久性提高一倍；
（7）寿命周期费用降低约25～30%。
有效载荷
武器载荷6000kg以上，驾驶员一名100kg.
任务剖面
（1）起飞并加速到上升速度；
（2）沿预定航向，以能达到最大任务航程的最佳发动机工作状态和速度程序上升到巡航高度。
（3）以最大航程的速度和高度巡航到离目标一定距离处（根据需要选定，大致可取200到500Km）;
（4）加速并上升到超声速巡航的高度和速度（一般高度为10到14Km,速度为到）；（5）以超声速巡航一定距离（如（3）所述200到500Km）;
（6）利用中、远程制导武器攻击目标，作战时间一般不大于2分钟；
（7）以超声速或亚音速退出战斗返航，飞行预定距离；
（8）改变高度、速度至有利巡航的高度及速度；
（9）带着陆余油到达基地上空。
概念草图
正常式布局
翼身融合的后掠翼布局
倾斜式双立尾
悬臂式中单翼
二维矢量喷管
双发发动机，机腹进气，S型进气绘制草图如下：
第二章 总体参数估算
起飞重量的计算
2.1.1飞机起飞重量的构成
以及近似计算过程的框图如下：
W0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：
e f p W W W W ++=0
)(eq en st f p W W W W W ++++=
Wp 为有效载荷(含乘员)重量
Wf 为燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分；
We 为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=0
0000)/()/(W W W W W W W e f p ++=
e f p W W W W ++=0/(00)/W W
所以：0
00//1W W W W W W e f p
--=
其中：0/w w f
、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或
燃油重量f W )，就可求出0W 。
P W 为有效载荷(含乘员)重量，共6000kg+100kg(单人体重)=6100kg
e W 为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重
量及设备重量三部分,约12000千克；
Wp 基本与0W 无关，f W 和e W 与0W 有关。
2.1.2空机重量系数W e /W 0的计算
空机重量系数
W W e
采用统计方法给出，其值大致为 ~ ，其中战斗机为 ~ ，
喷气运输机为~。 0W W e
随飞机起飞重量的增加而减小。 对于用常规金属材料制造的飞机，可以得到
0W W e
的拟合公式
C
e W A W W 0
0/?=
由于
W W e
随起飞重量的增加而减小，所以C<0。
采用变后掠翼时，0
W W e
会增加；采用先进复合材料结构时，
W W e
会减小。
按照军用货机/轰炸机类飞机计算取
13.00034.2/-?=W
W W e
发动机的耗油率C
发动机的耗油率C 较易确定：
若是现有发动机，则按发动机手册给出的值代入；若是待定发动机，则可以按典
2.3 升阻比L/D
升阻比是气动效率的衡量。在方案设计初期，升阻比L/D 只能按照统计方法估算。 亚音速时，升阻比L/D 直接取决于2个设计因素：机翼翼展（或展弦比）和浸湿面积——机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。
或者可以认为升阻比L/D 取决于1个设计因素：浸湿展弦比。
机翼面积
浸湿面积
浸湿面积比=
估算阶段取浸湿面积比为
L/D 最大(最大升阻比)时气动效率最高。不同飞行状态需要不同的升阻比
由浸湿面积比估算出L/D 约为13
燃油重量系数W f /W 0
飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务(航程/活动半径)、飞机外形(气动特性)、发动机特性(耗油率、推力)及飞行状态(速度、迎角)等。
f
W 或
0W W f
一般不能采用统计方法给出(误差太大)，通常用飞行剖面分析法来
确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。
对于有集中载荷投放的任务剖面，例如空战/轰炸任务剖面，则必须首先计算出飞机在各飞行阶段消耗的燃油重量：
然后计算出总的任务燃油重量：
2.4.1飞机的典型任务剖面
在相关规范中，规定了不同种类飞机的典型任务剖面。如GJB34-85《有人驾驶飞机飞行性能和图表资料》中规定了18种典型任务剖面及12种最大效能任务剖面。不同类型的飞机适用不同的任务剖面。
(1) 发动机启动、暖机、滑行及起飞
97.00
1
=W W (统计值)
()0101103.0197.011W W W W W f =?-=???
? ??-=
(2) 爬升至巡航高度
985.01
2
=W W (统计值)
()0
21220143.0985.097.01985.011W W W W W f
=???-=???? ?
?-= (3) 巡航(Breguet 航程方程)
)
/(ex p
/2
3D L v C
R W W ??-=
其中R=1,800km=4，C =(l/h)= (l/s)，v =1350/3.6 m/s =375m/s ，L/D =13，（L/D ）=。
905
.0)10066.0exp(13
866.0375*******
.01800000exp
)
/(exp
/2
3=
-=???-=??-=D L v C
R W W (4) 作战阶段
E(待机或续航时间)取20min 即1200s C =(l/h)= (l/s) L/D =13
(4)返航
其中R=1,800km=4，C =(l/h)= (l/s)，v =1350/3.6 m/s =375m/s ，L/D =13，（L/D ）=。
(6) 着陆
995.05
6
=W W (统计值)
此处我们忽略了下降段，而认为巡航段结束于下降段，并把下降段所飞过的水平距离作为航程的一部分。
2.4.2计算燃油重量系数W f /W 0
同样考虑安全余油(5%)、死油(1%)，则总的燃油重量为：
即燃油重量系数Wf /W 0为:
)
995.0905.09784.0905.0985.097.01(06.1)
///1(06.10
1
1
2
2334455
6
?????-?=?????-
?=W W W W W W W W W W W W W W f
=
2.4.3全机重量计算
求出空机重量系数We /W 0及燃油重量系数Wf /W 0后(或燃油重量Wf )，即可代入2.2.1中全机重量的计算公式迭代求解全机重量W 0 。
13
.000
0034.225.01100
6000//1-?--+=
--=
W W W W W W W e f p
W f /W 0 W 0初值 W 0计算值 重量差 W f /W 0 30500 43981 -13481 W f /W 0 43981 36504 7477 W f /W 0 36504 39918 -3414 W f /W 0 39918 38193 1725 W f /W 0 38193 39024 -831 W f /W 0 39024 38614 410 W f /W 0 38614 38814 -200 W f /W 0 38814 38716 98 W f /W 0
38716 38764 -30 W f /W 0 38764 38740 24 W f /W 0 38740 38752 -12 W f /W 0 38752 38746 6 W f /W 0 38746 38749 -3 W f /W 0 38749 38748 1 W f /W 0 38748 38749 -1 W f /W 0
38748
38748
W f /W 0 38748 38748 0
由公式13.00034.2/-?=W W W e
可以计算出：
W f /W 0 =
战斗机的空机重量系数
W W e
统计值为 ~ ，因此我们解得
W f /W 0 =是合
理的，通过参照F-22和T-50，我们发现我们所得的W 0 数值偏高，W 0 应该在28吨左右。
考虑到四代机上大量使用了复合材料，可以降低空机重量系数，考虑复合材料的使用，W 0 的计算如下：
13
.000
0034.29.025.01100
6000//1-??--+=
--=
W W W W W W W e f p
W f /W 0 W 0初值 W 0计算值 重量差 W f /W 0 30500 30526 26 W f /W 0 30526 30516 10 W f /W 0 30516 30520 4 W f /W 0 30520 30519 1 W f /W 0
30519
30520
1
W f /W 0 30520 30519 1 W f /W 0 30519 30519 0 W f /W 0
30519
30519
由公式13
.00
034.29.0/-??=W W W e 可以计算出： W f /W 0 =
战斗机的空机重量系数
W W e
统计值为 ~ ，因此我们解得W f /W 0 =是合理
的
由于四代机可以通过大量使用钛合金和先进复合材料（如碳纤维材料，航空
陶瓷材料，金属基复合材料热塑性复合材料等），可以提高飞机的隐身性和耐热性，减轻机体重量，增大机体强度。因此，此处认为大量使用先进复合材料可以在原有复合材料的基础上再使空机系数减少5%。计算如下：
13
.000
0034.295.09.025.01100
6000//1-???--+=
--=W W W W W W W e f p
W f /W 0 W 0初值 W 0计算值 重量差 W f /W 0 30500 26833 3667 W f /W 0 26833 27910 -1077 W f /W 0 27910 27567 343 W f /W 0 27567 27674 -107 W f /W 0 27674 27640 34 W f /W 0 27640 27651 -11 W f /W 0 27651 27648 3 W f /W 0
27648
27648
由公式13
.00
034.29.095.0/-???=W W W e 可以计算出： W f /W 0 =
战斗机的空机重量系数
W W e
统计值为 ~ ，因此我们解得W f /W 0
=是合理的，由以上计算，我们最终初步计算所得W 0 =27648kg 。
飞机升阻特性估算
2.5.1确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其
展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re 数、表面光洁度以及来自飞机
其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。
一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。
参考F-22，F-22机翼前缘几乎全部是机动襟翼，后缘内外侧都是升降副翼，
有明显改善机动性的公用。我们所设计的飞机也将布置大量类似的增升装置。在初步计算时近似取 C Lmax =,C LmaxL =,C LmaxTO =×=
2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D
机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻 力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的 阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音 速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力， 对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引 出“当量蒙皮摩擦阻力系数（C fe ）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
飞行器总体设计试题
一、填空题(25分，每空1分) 1. 飞机设计可分为3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 4. 在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。调整飞机重心最常用的2种方法是 (11) 、 (12) 。 5. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (13) 、 (14) 和 (15) 。 6. 喷气式飞机在 (16) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (17) ；螺旋桨飞机在 (18) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (19) (假设飞机的极曲线为)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (22) 与 (23) 之比。 10. 从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的 (24) 大和 (25) 大。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=
(+) (-) 2. 将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。(+) (-) 3. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 6. 飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。(+) (-) 7. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 8. 如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。(+) (-) 9. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 10. 超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。(+) (-) 11. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)
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
航模直升机总体构造及材料的选择
飞机总体构造及材料的选择 1体重。2尺寸大小。3形状。4材料。（包括整机和内部件） 其技术要求是： 总重量 最大飞行重量同燃料在内为五千克； 最大升力面积一百五十平方分米； 最大的翼载荷100克/平方分米； 活塞式发动机最大工作容积10亳升。 。 主要组成部分 1机身部分（长，宽，高，主旋翼回旋直径）机壳，机身―――将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身。同时机身内可以装载必要的控制机件，设备和燃料等（1）机壳：半包机壳，所用材料为 （2）主侧板：动力部分、冷却部分、减速装置、尾转动机构等装置都安装在主侧板上面；其次，安装起落架、尾管、尾旋翼系统及机舱等。 （3）发动机固定座：安装发动机的固定基座，可分成与机架一体及分离型两种。 （4）尾管：支承尾部传动的部分。 （5）起落架：用于起降的装置。 （6）尾部支撑杆：用于防止尾管发生共振现象；是用来增加机架和尾管强度的部件。（7）尾传动轴：（尾传动皮带）将尾驱动装置所产生的动力传达到尾齿轮组的旋转轴，一般用皮带和钢丝（或碳杆） 2机翼螺旋桨：同轴单桨（2片），由舵机（标准伺服机）控制 功率操纵杆向上推, 主旋翼转速增大, 直升机升高. 2,功率操纵杆放松, 主旋翼转速减小, 直升机下降. 机翼―――是模型飞机在飞行时产生升力的装置，并能保持模型飞机飞行时的横侧安定 3尾翼由陀螺仪控制，转向操纵杆向右推, 尾翼转速减小, 直升机机头向右转 转向操纵杆向左推, 尾翼转速增大, 直升机机头向左转. 尾翼―――包括水平尾翼和垂直尾翼两部分。水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定，垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定。水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的升降，垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞行方向。 4起落架 供模型飞机起飞、着陆和停放的装置。前部一个起落架，后面两面三个起落架叫前三点式, 前部两面三个起落架，后面一个起落架叫后三点式 5发动机它是模型飞机产生飞行动力的装置。模型飞机常用的动力装置有：橡筋束、活塞式发动机、喷气式发动机、电动机 动力转动部分： （1）主轴：从发动机送出的动力经过减速，最后传到主轴、旋翼头及尾部。 （2）离合器：位于发动机减速装置之间，时而断开，时而咬合，一般使用的是离
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
飞行器总体设计报告1要点
大型固定翼客机分析报告 2014-4-28 学院：计算机科学与工程学院 201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名： 目录
总结----马丽、潘宗奎............................................................ I 1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 - 1.1 客机参 数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布 局 ...................................................... - 1 - 1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 - 1.2.2 三面图......................................................... - 2 - 1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 - 2 客机的重量设计............................................................ - 4 - 3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 - 3.1 翼 型 ................................................................ - 6 - 3.2 机翼平面形状的设 计 .................................................. - 7 - 3.3尾翼................................................................. - 8 - 4 重量分析................................................................. - 11 - 5 气动特性分析............................................................. - 13 - 6 性能分析................................................................. - 22 - 6.1 商载—航程 图 ....................................................... - 22 - 6.2 起飞距 离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速 度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距 离 ........................................................... - 24 -
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
北航-飞行器总体设计期末整理
1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。
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)
M22小型无人直升机的设计特点
342 第二十届（2004）全国直升机年会论文 M22小型无人直升机的设计特点 陈 铭 胡继忠 （北京航空航天大学 航空科学与工程学院） 摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双 旋翼之间的气动干扰问题。经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。 关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数 一、直升机型式和总体参数选择 随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直 起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。这种飞行平台的主要用途 有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。另外，这 种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。 M22直升机的设计考虑了上述需要。对该机要求有：垂直上升和中速飞行性能好， 动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用 一辆轻型车运输。根据这些要求， 在直升机型式选择上，采用了共轴 式双旋翼方案。这种型式直升机的 特点是：悬停和中速飞行效率高； 结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨， 不存在来自尾桨的故障。 1.1桨盘载荷选取 在总体参数选择中，首先要考 虑的是桨盘载荷的问题。考虑该直 升机主要作业在悬停和经济巡航速 度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。对 于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋 翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此， 减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机 图1 2000年M22参加珠海国际
飞行器总体设计教学大纲
《飞行器总体设计》教学大纲 学时数：64学时讲授 授课对象：飞行器设计工程专业大学本科 前期课程：理论力学、材料力学、结构力学、自动控制原理、空气动力学与 飞行性能计算 一、课程地位：本课程是飞行器设计工程专业必修的专业主干课，是一门综 合性、实践性很强的课程。它要求学生在学习本课程中总体设计知识的同时，紧 密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的一般思路、原理和方法。促进学生把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能力的结合点，是培养学 生分析工程实际问题和工程设计能力的重要环节。 二、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设 计技术；培养学生在综合运用广泛理论的基础上对工程实际问题的分析能力、分 析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力；锻炼、培 养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维。 课程要求：在设计原理、概念、方法等基础方面强调系统全面、深刻精炼、 科学逻辑的有机结合，要使学生能真正掌握和运用；强调理论与实际的有机结合； 强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利 用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科 的发展；最终使学生基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设 计技术，着力于工程设计能力的培养。 三、课程内容： 第一章绪言（2） 1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的 目的与任务。 2、初步建立如飞机设计阶段、特点等基本概念。 第二章设计的依据与参数选择（8） 1、了解飞机的设计要求 2、了解飞机的设计规范 3、熟悉飞机的总体技术指标 4、掌握飞机总体设计的参数选择
直升机设计答案
1. 直升机设计一般分为几个阶段？各阶段的主要工作内容是什么？直升机技术要求的主要内容是什么？评价直升机设计方案的有效性准则的一般要求是什么？ 答：直升机设计主要分为以下几个阶段 技术要求的论证和确定（论证和确定对所研制新机的设计技术要求）； 概念设计（方案设计或总体设计）（选择直升机的布局，确定直升机及其个系统基本参数的最佳组合，保证最佳综合地满足设计要求或提出必须修改设计要求的依据）； 初步设计（技术设计或草图打样设计）（进一步确定直升机的几何参数、总量参数和能量参数，确定气动布局、总体布置、主要部件的结构型式、各主要系统的原理和组成，进行模型吹风试验以及详细的气动力、操纵特性、气动弹性和振动问题计算等）； 详细设计（工作设计或零件设计）（全面实现所确定的直升机的参数和性能，要提交对直升机各部件、各系统及全机进行生产、安装、装配工作所要的全部技术文件，绘制直升机原型机生产所要全部图纸（零件图、装配图、理论图），并相应进行全部必要的计算工作（气动、强度、振动和疲劳方面的计算等），进行试制和试验的准备工作）； 试制（指出原型机和有关试验件，以进行静动强度、系统模型、振动和飞行试验）；试验（对原型机进行实际的技术鉴定，包括地面试验和飞行试验两部分内容，试飞结束后提交试飞报告，编制心急的技术说明书、飞行手册和维护手册等）； 定型和适航性鉴定（根据试验结果，发现问题，按照有关方面的意见，对图纸和技术文件等作必要的修改。同时移交成套的生产图纸、技术文件及样机等，并提交使用维护方面的资料，经有关部门组成的定型委员会或民航适航部门审定批准后，交工厂进行成批生产）。 直升机技术要求是研制直升机的基本依据，主要内容有； 直升机的任务或用途 主要装载情况 主要飞行性能 其他如起落场地、自转着陆、运输条件、抗坠毁性和维护性等要求 典型使用曲线（任务剖面：表示直升机完成典型任务的飞行航线综合图） 评价直升机设计方案的有效性准则的一般要求是： 尽可能全面反映对直升机提出的各种要求； 可以进行定量分析； 简单明了，易于在研制阶段运用 2. 直升机在定常前飞状态时的需用功率有哪些？直升机的主要参数有哪些？详细阐述直升机主要参数与直升机各需用功率之间的关系。 答：直升机在定常前飞状态时的需用功率有：型阻功率、诱导功率和废阻功率；直升机的主要参数有：直升机的总重G、桨盘载荷p、功率载荷q、旋翼实度σ和桨尖速度Ω R；
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);
航天器总体设计作业【哈工大】
2017年《航天器总体设计》课程作业 1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务 嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。 （1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。 （2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。 （3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。 （4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。 （5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。 2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务 （1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。 （2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。 （3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。 （4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列
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)
四旋翼直升机飞行控制系统设计
四旋翼直升机飞行控制系统设计 四旋翼直升机具有4个呈交叉结构排列的螺旋桨，其独特的构型能够满足复杂环境中的任务需求。文中设计了一种四旋翼直升机飞行控制系统软硬件方案，通过传感器实时采集四旋翼的姿态、高度、位置等信息，采用PID算法设计飞行控制律，以ARM Cortex—M3内核高性能单片机作为主控制器。最后采用CVI开发的地面站软件实现在线数据采集与调参，并通过实际飞行验证了本方案的可行性与稳定性。 四旋翼飞行器(Ouadrotor，Four-rotor，4rotors helicopter，X4-flver等)是一种特殊构型的电动可遥控微型飞行器，它是由4个螺旋桨驱动，通过4个螺旋桨的差速来完成姿态控制。四旋翼飞行器与其他类型的无人机相比具有许多优点，其中主要是其可垂直起降及机动性强等性能，能够适应各种复杂环境。因此四旋翼飞行器在民用产品、军事武器等各方面有着广泛的应用前景。文中将介绍四旋翼飞行器控制系统的软硬件设计方案与实现。 1飞行控制系统总体设计 四旋翼飞行器控制系统的设计主要包括主飞行控制板和相关外围电路，结合惯性传感器、超声波传感器、GPS接收机、无线数传模块，并配套自行开发的地面站软件设计实现一套完整的四旋翼飞行器自主飞行控制系统。 四旋翼飞行器飞行控制系统的开发内容主要包括：飞控板及外围电路设计，传感器底层驱动开发，PWM控制信号的混控输出，飞行控制律程序设计以及地面站软件的设计与开发。 飞控系统的总体设计方案如图1所示。系统核心控制器为一款基于ARM cortex—M3内核的单片机；惯性测量元件(IMU)主要提供解算飞行器姿态的数据等信息；高度传感器采用超声波传感器，输出相对地面的高度信息；接收机接收遥控器发出的杆量信号，这些信号将用于控制器的输入；GPS接收机输出飞行器的位置信息；无线数据传输模块用于飞行器与地面站的数据通信。传感器信息经过飞行控制律的运算处理，最终通过PWM信号输出至电子调速器，用来控制四个电机的转速，以实现姿态、位置与高度的控制。地面通过无线数传实时传回飞行器信息用以检测飞行器飞行状态，同时地面站也可以向飞行器发送控制指令。
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。