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1、飞机的设计要求,1客舱150座两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in）单级 32in排距 没有出口限制典型载荷225英镑/乘客3最大航程2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225英镑/乘客4巡航速度10.78M2最好：0.8M4最大使用高度 43000(13115m) 1英尺=0.305m6最大着陆速度（最大着陆重量）70m/s 1节1海里/小时1.852公里/小时=0.5144m/s7起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量7000 (2135m)海平面 86华氏度参考：A320等同类型的飞机,主要参考A320等同类型的飞机：,飞机总体布局,1
2、) 正常式，中平尾，单垂尾2) 机翼：后掠翼，下单翼3) 在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机4) 起落架：前三点式，安装在机身上,机身外形尺寸,机翼外形,平尾外形图,垂尾外形图,飞机的三视图,俯视图：,主视图,侧视图,总体布局,机型对比,型号 波音737 波音727 波音787 空客320,设计飞机的参数,设计参数与A320相近，符合我们总的设计要求，但与A320有一定差距，需要以后的优化与改进,谢谢,机身外形的初步设计,1客舱布置混合级：头等舱 12人 3排 每排4人 座椅宽度：28in 过道宽度：27in 座椅排距：36in 经济舱 23排 每排6人 共138人 座椅宽度：20in 过道宽度：
3、19in 座椅排距：32in,单级：全经济舱30排 每排6人 共180人座椅宽度：20in 过道宽度：19in座椅排距：32in,2客舱剖面,3机身外形尺寸,当量直径：216in前机身长度：220in中机身长度：1010in后机身长度：340in机身总长：1570in上翘角：14deg,确定主要参数,一重量的预估,1.根据设计要求： 航程:Range2800nm=5185.6km 巡航速度:0.8M 巡航高度:35000 ft=10675m； -声速:a=576.4kts=296.5m/s2.预估数据（参考统计数据） 耗油率C0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(hN) （涵道比为6）
4、升阻比L/D 17.6,3.根据Breguet航程方程：代入数据：Range = 2800 nm；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft)C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6)L/D = 17.6M = 0.8,4.燃油系数的计算 总的燃油系数：,交点：(171065,93009),2.推重比和翼载的初步确定,界限线图,谢谢,翼型选择,由 W=L=qSCL-可得 CL=(W/S)*(1/q)近似认为翼型的Cl等于三维机翼的CL因此：Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5m/s*0.8)2)=0.471,翼型选择,选择NASA SC(2)-0
5、410超临界翼型：,机翼参数,展弦比 AR=9.5. 机翼安装角iw=2梯度比=0.4 采用上反角4后掠角：=25 采用翼梢小翼平均厚度取0.10 面积S=147.6m2展长L=37.45m 气动弦长4.18m采用三缝襟翼和前缘缝翼结合副翼：S副/S=0.0625 c副/c=0.25 L副/L=0.25,机翼平面形状,平尾参数选择,平尾容量VH=1.12平尾面积SH=34.7m2展长l=11.78mc根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m升降舵弦长取 ce/c=0.32平尾相对厚度 t/c=0.06翼型选择：NACA 0006,平尾平面形状,垂尾参数选择,垂尾容量Vv=0.10
6、5垂尾面积Sv=29.16m2展长l=8mc根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m方向舵弦长取 ce/c=0.30垂尾相对厚度 t/c=0.08垂直尾翼翼型：NACA 0008,垂尾平面形状,气动分析,全机的升力线斜率CLa=6.04最大升力系数CLmax=1.57巡航构型的升致阻力因子为：Kclean=0.042起飞时升致阻力因子为：K=0.0415着陆时升致阻力因子为: K=0.0293襟翼起飞时升力增量为0.6襟翼着陆时升力增量为1.3前缘襟翼产生的升力增量0.33,巡航极曲线,CD =CD0+CDcomp+CDi =0.0164+0.042CL2,起飞时极曲线,CD=CD0
7、+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.036+0.0415CL2,着陆时极曲线,CD=CD0+CDi+CD-LG+CD0-flop =0.03557+0.0293CL2,第二阶段爬升单发停车时极曲线,CD=CD0+CD+CD0-flop+CD0-lose =0.0251+0.0415CL2,谢谢,发动机选择,生产公司 ： CFMI发动机型号： CFM 56发动机模型： 5A1主要参数：推力 2500 lb涵道比 6.00压力比 26.50 质量流量 852lb/s耗油率 0.33 lb/hr/lb,爬升最大推力： 5670 lb 巡航 高度： 35000 ft 马赫数：0.8 耗油率：
8、0.596 lb/hr/lb 尺寸规格： 长度：2.510 m 直径：1.830 m 基本重量：4860 lb 拟定双发,发动机短舱初步布置,进气道唇口直径DIHDIH = 0.037Wa+32.2在无风海平面和ISA下起飞额定推力的总空气流量Wa=852 lb/sDIH = 0.037*852+32.2=63.7 in = 1.62 m主整流罩最大高度MHMH = 1.21DF风扇直径DF=1.83 mMH = 1.21 * 1.83 m = 2.21 m,主镇流罩长度LCLC = 2.36DF - 0.01(DFMMO)2最大使用马赫数MMO=0.8LC = 2.36*1.83 - 0.0
9、1*(1.83*0.8)2 m = 4.3 m风扇出口处主整流罩直径DFO,核心发动机气流出口处整流罩直径DJ DJ = (18-55*k)0.5 其中 DJ 取1m燃气发生器后长度LABLAB=（DMG-DJ）*0.23取0.5m,图示如下：,短舱翼吊安装,展向位置位于34%的半展长处两间距12.73m短舱轴线的偏角和安装角偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角 -2安装角：短舱轴线相对发动机于当地翼面弦线的夹角 0。,起落架布置,采用前三点式主要参数如下：停机角 =2着落角 =16 防后倒立角 =17 主轮距 B=7.8m前、主轮距 b=12.84m高度 h=3.4m,机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架40in * 14in 2个前起落架24in * 7.7in 2个图示如下：,谢谢,重量估算与指标分配,机身重量,最大起飞重量,性能分析,商载航程图,谢谢,
