飞机总体设计报告中型固定翼公务机设计报告小组成员：011110308张泽011110313徐可011110315尹建浩011110320张权011110325杨根飞机设计要求课题：八座中型固定翼豪华公务机总体设计关键词：安全、舒适有效载重：–旅客8名，行李20kg/人。机组人员2名，共计承载950kg。飞行性能：–巡航速度：0.75M–最大航程：4000km–起飞距离：1200m–进场速度：70m/s飞机总体布局1.同级类似飞机部分参考资料飞机型号载荷（kg）起飞重量（kg)巡航速度（km/h)航程（km)飞鸿30091282078003346奖状XLS104391637973441里尔40XR970952586032082.确定飞机构型1）正常式T型平尾，单垂尾正常式布局与鸭式布局对比优点缺点正常式布局1.技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。2.保证飞机具有良好的亚、跨音速气动特性。1.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。鸭式布局1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.在相同的跑道距离上，鸭翼布局比常规布局滑跑距离更少1.鸭翼在大迎角时诱导阻力较大，其失速也早于机翼。2.而且鸭翼的涡流可能导致飞机纵向和横侧的不稳定性增大。T平尾的优缺点优点缺点T平尾1.避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：a.减小尾翼振动；b.减小尾翼结构疲劳；c.避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化2.利用端板效应，气动效率增加，垂尾的面积可适当减小3.“失速”警告（安全因素）4.外形美观（市场因素）1.增加垂尾的结构重量2.接近“失速”时平尾可能失效。2)机翼：后掠翼，下单翼巡航速度为0.75M之间，处在跨音速之间，所以，我们采用小展弦比的后掠翼，后掠角大约在25°左右，这样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。3）两台涡轮风扇发动机尾吊考虑对飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。4）起落架：前三点式，安装在机身上飞机三视图草图展示：主视图俯视图侧视图机身外形的初步设计客舱布置：头等舱标准8座，添加4张办公桌示例如下座椅排距：1.0m座椅宽度：0.59m过道宽度：0.5520m客舱布置如下客舱剖面如下飞机长径比设计参考标准：长径比低速M<0.7高亚音速M<0.8~0.9超音速M>1.2身6~98~1310~20头1.2~2.01.7~2.64~6尾2~33~45~7喷气式公务机一般设计参考数据身=7~9.5尾=2.5~5fe（deg)=6~11本次公务机客舱布置最终设计参数头=1.5尾=3.0身=7.1fe（deg)=801.2d身m总长14.21m前机身3.02m中机身5.16m后机身6.03m上翘角6.25deg机身外形草图：确定主要参数一．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:35000ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．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6）–升阻比L/D＝17.63．根据Breguet航程方程：DLMCaRangeWWfinalinitial)ln(代入数据：Range=2800nm；a=576.4Knots(巡航高度35000ft)C=0.6lb/hr/lb(涵道比为6)L/D=17.6M=0.8计算得：186.1finalinitialWW157.0tocruisefuelfinaltocruiseofendtocruisefuelWWWWWWW4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1EngineStartandWarmup001.0/toF1WW2Taxiout001.0/toF2WW3Takeoff002.0/toF3WW4Climb016.0/toF4WW5Cruise157.0/toF5WW6Descent000.0/toF6WW7LandingandTaxiin003.0/toF7WW8ReserveFuel049.0/toF8WW总的燃油系数：229.0049.0003.0000.0157.0016.0002.0001.0001.0tofueltoF8toF7toF5toF4toF3toF2toF1tofuelWWWWWWWWWWWWWWWWWW5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值toW10,000lbs15,000lbs20,000lbsfuelW2290lbs3435lbs4580lbspayloadW2109lbs2109lbs2109lbsemptyavailW5601lbs9456lbs13311lbs重量关系图交点：(13923,8626)6．所以最终求得的重量数据：emptyW8626lbs3886kgfuelW3188lbs1436kgpayloadW2109lbs950kgtoW13923lbs6272kg二、推重比和翼载的初步确定取翼载荷W/S=350kg/2m,推重比T/W=3.5N/kg发动机选择根据设计参数，取W/S=400/m2，T/toW=3.5N/kg，toW=6272kg，综上，发动机推力=10.76km=2416lb根据飞行高度和速度确定发动机类型由设计巡航速度M=0.75，巡航高度=35000ft，故选择涡轮风扇发动机，此类发动机亚音速时不加力的耗油...
