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1、国内使用的喷气式公务机设计,小组成员：潘清 010610432何俊 010610423顾侃 010610418杨帆 010610416徐璐 010610403,拟定飞机的设计要求,有效载重旅客6-12名，行李20kg/人。飞行性能：巡航速度：0.6-0.8M最大航程：35004500km起飞距离：小于14001600m进场速度：小于270290km/h,确定飞机的总体布局,参考机型：-塞斯纳公司生产的“奖状3”-加拿大飞机公司生产的“挑战者”-巴西航空工业公司飞鸿(PHENOM)300-巴西航空工业公司Embraer MLJ,可能的设计方案,方案一：-前三点式起落架-小后掠角梯形翼-下单翼-尾
2、吊双发喷气发动机-T型平尾,方案二:-前三点式起落架-直机翼，上单翼-翼吊双发喷气发动机-T型平尾-单垂尾,方案三：-前三点起落架-中单翼-两台涡轮风扇发动机放在机身后段-高置平尾,最终定型综合以上三种方案并做改进,1）正常式，“T”平尾，单垂尾-避免发动机尾喷流达到平尾上。-避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响-“失速”警告（安全因素）-外形美观（市场因素）-由于飞机较小，平尾不需要太大，所以对垂尾的结构重量影响不大。,2）机翼：-小后掠角梯形翼：本次公务机设计的巡航速度为0.60.8M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30左右，这样能有效提高临界马赫数，延缓激
3、波的产生，避免过早出现波阻。梯形翼有利于增大升力。-下单翼，机翼平面与客舱地板平齐：便于安装起落架，且不挡住发动机进气。更重要的是可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。,3）尾吊双发涡轮风扇发动机，稍稍偏上：-主要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。-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）起落架：前三点型式，主起落架安装在 机翼上,机身外形设计,1.中机身外形由于是公务机所以不需要安排货舱。客舱地板下留一些空间布置中央翼。,2.机身长度布置,主要参数的初步确定,1.估算巡航阶段燃油系数。根据设计要求：航程Range 40
4、00km巡航速度：M0.7巡航高度：35000 ft；声速：a=576.4 kts预估数据（参考统计数据）耗油率C0.6（涵道比为6）升阻比L/D 17.6,得：Winitial/Wfinal=1.237,所以：Wfuel cruise/Wto=1-1/1.237=0.192,参照算例中各阶段的燃油系数根据公式,Wfuel/Wto=0.001+0.001+0.002+0.016+0.141+0.003+0.049=0.213,2.估算飞机最大起飞重量(重量关系图)Wto=40000lbs=18143.695kgWempty=22275lbs=10103.770kg,3.估算推重比和翼载荷(界限
5、线图),根据界限线图选择：翼载荷Wto/S=3200(kg/m2)推重比T 0/Wto=0.5(10N/kg)计算得：-机翼面积S=15.68(m2)-发动机推力T0=90718.5N,发动机选择,根据巡航马赫数0.7，巡航高度35000ft选发动机为涡轮风扇发动机。,根据初始参数，查找出3个系列5种型号的发动机，简介如下：一、TFE731系列 由美国霍尼尔有限公司研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。该型发动机按照喷气公务机的主要要求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。它的设计点为H=12200m，M=0.8。并同时将发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。TFE7314(起飞推力1
6、815daN)曾用于“奖状”生产型公务机。TFE7315(起飞推力1915daN)拥有更高的涵道比风扇，采用了新型的低压涡轮驱动。曾用于“霍克”125800型飞机。TFE73140200G(起飞推力1890daN)采用TFE7315的风扇，用了新的高压气机，高压涡轮和齿轮箱。曾用于”湾流”100型飞机。,二、PW500系列 由加拿大普拉特惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。它继承了JT15D发动机的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。PW545B(起飞推力1775daN)该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”XLS飞机。三、PW300 系列 同为普特公司研制的一种双转子中等涵道比
7、涡轮风扇发动机。它的研制主要针对那种高速、低成本、跨大陆飞行的公务机。PW305A(起飞推力2081daN)曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”60飞机。,分析比较：,参照以上表格的分析，在推重比和可靠维修性方面，五种发动机都不错。对于PW305A，虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性，但其迎面推力还是比较低的，不能把它放入优选的行列。而PW545B的静推力较小，因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象。剩下的三台发动机同属一个系列，各项指标相差不多。虽然TFE73140200G的推重比在三个中低了一点儿，但它有着不俗的静推力和耗油率，这也是我们很需要的。所以将TFE73140200G作
8、为首选对象，其它两台可作为适当调整备选对象。在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机。,技术数据最大起飞推力(daN)TFE7314 1815TFE7315 1915TFE73140200G 1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE7314 413TFE7315 425TFE73140200G 449起飞耗油率（kg/(daNh)）TFE7315 0.494TFE73140200G 0.481巡航耗油率（kg/(daNh)）TFE7314 0.786TFE7315 0.792TFE73140200G 0.748,推重比TFE7314 4.97TFE7315 5.05T
9、FE73140200G 约4.76空气流量（海平面，静态，kg/s）TFE7315 64.86TFE73140200G 65.77涵道比TFE7315 3.48TFE73140200G 2.90总增压比TFE7315 17.5 TFE73140200G 22涡轮进口温度(最大起飞状态，)TFE7315 952TFE73140200G 1022,进口直径(mm)TFE7314 716TFE7315 754TFE73140200G 716宽度(mm)TFE7314 869TFE7315 858TFE73140200G 847长度（mm）TFE7314 1464TFE7315 1652TFE7314
10、0200G 1547干质量(kg)TFE7314 373TFE7315 387TFE73140200G 406,机翼初步设计翼型的选择,1、我们所设计的是亚音速飞机，在亚音速飞行时，翼形的相对厚度对阻力影响较小，虽然随着的增大，略有增加，但一般不考虑这种影响。而对的影响是比较大的。对于每一种翼型，其有一个最佳值，根据统计值，亚音速飞机的相对厚度多在10%-14%内，考虑到机翼结构的重量，这里取=12%.,2、相对弯度按所需要翼型的设计升力系数的大小而定，即巡航飞行时的值，翼型在其设计升力系数附近，具有最有利的压力分布，从而使其阻力系数最小，升阻比较大。我们设计的商务机，M=0.753，在巡航阶
11、段，H=11km，查表得=0.3648，根据公式，解得=0.5，即设计升力系数在0.5左右。3、根据以上数据，在翼型设计软件中寻找翼型，根据翼型的曲线，我们选出最适合的翼型，它们的图如下：,以上是我选出的四个翼型的图，分别为：NACA2414,NACA63A514,NACA63A14,NACA63A614 对比级曲线可发现，NACA63A514，在巡航飞行时，翼型的阻力最小。综上所述，我们选择NACA63A514翼型。,机翼平面形状设计翼型几何参数的确定,机翼相对厚度的确定,由上图，翼根处（t/c)=15%，转折处（t/c）=12%，翼尖处（t/s）=11%。喷气飞机的平均相对厚度一般在10至
12、12之间。取平均相对厚度为12%。,机翼的安装角和上反角,机翼平面形状,平尾和垂尾设计,以上是我选出的五个翼型的图，分别为：NACA2412,NACA2411,NACA M12,NACA 2 R 12,NACA 2R1-12,对比可发现，NACA2412，在巡航飞行时，翼型的阻力最小。综上所述，我们选择NACA2412翼型。垂尾选取Dicke12，28%翼型，相对厚度为12.25%，相对弯度为0.,起落架布置,起落架的布置形式主要有前三点式和后三点式，其各自的优缺点如下：后三点式：主支点在飞机重心（质心）之前，在低速飞机上采用较多；后三点式起落架固有的缺点就是在着陆时操纵困难，并有可能产生向前倒立的危险；后三点起落架的飞机，起飞和着陆滑跑时不稳定前三点式：广泛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，具有滑跑稳定性；由于机身处于接近水平的位置，故飞行员座舱视界的要求较容易满足；着陆滑跑时，可以使用较强烈的刹车，有利于缩短滑跑距离；缺点在于前轮可能出现自激振荡现象，即前轮“摆振”，所以需要加减摆器 我们设计的公务机，要求操纵简单，起降性能好，安全性高。综合前三点式和后三点式的优缺点，我们选择前三点式起落架。,确定起落架主要几何参数,飞机三面图,重量和重心计算,重心定位:,空气动力特性分析,飞行性能分析,谢谢！,
