飛機總體設(shè)計課程-國內(nèi)使用的噴氣式公務(wù)機設(shè)計-wenkub
2023-02-15 01:31:58 本頁面
【正文】 TFE731—4 (起飛推力 1815daN) 曾用于 “獎狀 ”Ⅶ 生產(chǎn)型公務(wù)機。曾用于 ”灣流 ”100型飛機。 PW545B (起飛推力 1775daN) 該系列最新型的一臺發(fā)動機，曾用于塞斯納 “獎狀 ”XLS飛機。 PW305A (起飛推力 2081daN) 曾用于龐巴迪公司的 “利爾噴氣 ”60飛機。 PW545B 的靜推力較小，因此以上兩臺發(fā)動機作為在推力需要較大調(diào)整時的選擇對象。 技術(shù)數(shù)據(jù) 最大起飛推力 (daN) TFE731—4 1815 TFE731—5 1915 TFE731—40—200G 1890 巡航推力（ H=12200m， M=,daN） TFE731—4 413 TFE731—5 425 TFE731—40—200G 449 起飛耗油率（ kg/(daN 機身總長度： L=702 英寸 長徑比： λ= 六、 機翼外形設(shè)計 翼型選擇 設(shè)計升力系數(shù)： LCSvLW ???? 221 ? qSWCL 1)( ?? 在初步設(shè)計時，近似認為 cllC? Cl三維機翼的升力系數(shù) cl翼型的升力系數(shù) 翼載荷： Wto/S=3400N/m2 。 較好的失速 特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和。 雖然是亞聲速飛機，但是參照所已有機型，將后掠角適當增加 χ1/4=25176。時 CL= 可取， iw=5176。 公務(wù)機、噴氣運輸機：負扭轉(zhuǎn)角 0186。統(tǒng)計值的大小與飛機布局型式有關(guān)。左右。 2186。 亞聲速后掠翼 3186。 5186。 5186。 ④ 翼梢小翼 采用翼梢小翼，可以減少翼梢外氣流漩渦效應(yīng)，對翼梢處的旋渦進行遮擋，翼梢小翼設(shè)計成有彎度，翼梢渦在小翼產(chǎn)生升力，這個升力方向向前，可減小總阻力?！?60176。 ～ （ α=13176。） 多縫式 35%～ 45% 50176。 統(tǒng)計數(shù)據(jù) :副翼的相對展長與相對弦長 ⑧ 擾流片 功用： 當非對稱打開時，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。 位置： 一般位于后緣襟翼的前面 ⑨ 機翼梁 在概念設(shè)計階段需定義機翼前、后粱的位置。 ?機翼縱向位置初步確定 =56%*LFus= 七、 尾翼外形設(shè)計 平尾容量 縱向機身容量參數(shù)： . )*(*/))( 22f u s ??wwf u s SLW（ 其中， Wfus 最大機身寬度 Lfus 機身長度 SW 機翼參考面積 CW 機翼平均氣動弦長 由縱向機身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系： 公務(wù)機的重心變化范圍 為 18% 可以得到平尾容量為 VH=*18%= 垂尾容量 航向機身容量參數(shù)： （ Hfus2)(Lfus)/swbw= 其中 Hfus 最大機身高度 Lfus 機身長度 Sw 機翼參考面積 bw 機翼展長 由航向機身容量參數(shù)與垂尾容量的關(guān)系： 可以得到：垂尾容量 Vv= 預估尾力臂的長度 發(fā)動機安裝在機身后部，尾力臂 =（ 4550%） L 機身 取尾力臂 LV=50%LFUS= 根據(jù)尾容量和尾力臂長度，計算平尾和垂尾的面積 平尾的面積： VH=SH/S*lH/c VH : 平尾容量 SH : 平尾面積 可得 SH=； S ： 機翼面積 lH ： 尾力臂 c ： 平均氣動弦長 垂尾的面積 VV=SV/S*lV/bw VV : 垂尾容量 SV : 垂尾面積 S： 機翼面積 可得 SV =5m2； lV： 垂尾力臂 bW： 機翼翼展 確定平尾和垂尾的外形數(shù)據(jù) 由平尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計值： 取展弦比 AR=4；梯形比 λ=；升降舵弦長 ce/c=； 相對厚度 t/c=；后掠角 χ=； 由公式可得平尾： 展長 L=。； 由公式可得垂尾： 展長 L=； C 根 =； C 尖 =。 風扇出口處主整流罩直徑 DFO=（ +)2 =。 為減小發(fā)動機短艙、吊掛與機身之間的干擾阻力，應(yīng)使短艙與機身之間距離有最佳的最小距離。 確定起落架主要幾何參數(shù) 主輪距 ： B 前、主輪距： b 停機角 ： 著地角 ： 防后倒立角 ： 高度 ： h ① 停機角 停機角通常取值范圍： ψ=0176。 ③ 防后倒立角 防后倒 立 角 的取值 γ=φ+1~2176。 ⑥ 起落架寬度 B 飛機滑行時急劇轉(zhuǎn)彎有側(cè)翻趨勢，最小的主輪距應(yīng)該滿足不致使飛機側(cè)向翻倒的要求。 取 ζ=50176。引入系數(shù) Cy： ,1])431()51[( 2???????bBCfy????翼展長的比值β 為機身最大寬度與機其中 （ 4） 機翼總重 gMCmmCM xrCyw in g K1 3 4 4)( 0 ???? 尾翼重量 水平尾翼的重量： gSVM HDH 8 4 k0 4 ?? 垂直尾翼的重量： kgSVkM VDV 900 4 ?? VD－設(shè)計俯沖速度，客機的典型值為 200m/s。 C3－為推進系統(tǒng)安裝系數(shù)，對于噴氣運輸機一般取 。 對于尾吊布局，重心大約在 35％平均氣動弦長處左右。 后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量： ? ?m a x m a x / c o sL l flap p e d w H LC C S S? ? ? ? ΔClmax為增升裝置二維剖面的最大升力增量； Sflapped 為流經(jīng)增升裝置的流場所覆蓋的機翼面積； ΛHL為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細數(shù)據(jù)時，對于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角 。 10176。 45176。； M 為飛行馬赫數(shù)。 機身與機翼 常規(guī)設(shè)計中， Q 的取值范圍一般在 ~ 之間； 取 Q=1； 平尾和垂尾 Q=； 發(fā)動機短艙 尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出 20%，即 。 機翼次項阻力：機翼型阻的 6% 機身和尾翼次項阻力：機身型阻的 7% 發(fā)動機安裝次項阻力：短艙型阻的 15% 系統(tǒng)次項阻力：總型阻的 3% 駕駛艙風擋： 2% ~ 3%的機身阻力 機翼次項阻力 =6%**103=*103 機身次項阻力 =7%**103=*103 尾翼次項阻力 =7%**103=*103 發(fā)動機安裝次項阻力 =15%**104=*103 系統(tǒng)次項阻力 =3%*=*103 駕駛艙風擋次項阻力： 2%**103=*103 總的次項阻力 =*103 總零升阻力＝各部件廢阻之和＋次項阻力 =+*103 = 配平阻力 此處不計入配平阻力 1低速構(gòu)形的附加形阻 低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量： 多輪小車式 ： 0 . 7 3lg 0. 00 15 7 /D L wC W S??? = WL為飛機最大起飛重量，單位 lb； SW 為機翼參考面積，單位 ft2 襟翼放下引起的阻力增量為：我們采用雙縫襟翼沒有面積延伸，故可以忽略該阻力； 1單發(fā)失效引起的額外阻力 發(fā)動機氣流堵塞而增加的阻力（風車阻力） 估算公式： fD WAC S?? = Af － 風扇橫截面積 SW － 機翼參考面積 為配平飛機的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。[ + (t/c)] 機翼 Swet=；平尾 Swet=；垂尾 Swet= 對于機身、短艙和外掛： Swet = K176。=1375m 進場速度 smSCMVsVVLLs ta llls ta la/21/m a x????? Vstall 為飛機著陸時的失速速度； ML 為飛機著陸重量； ρ為機場空氣密度； CLmax為飛機著陸構(gòu)形時的最大升力系數(shù)。即 5%=*103 1部件的濕潤面積的計算 對于機翼和尾翼： 如果 (t/c) 。 第 i個部件廢阻系數(shù)的計算公
環(huán)評公示相關(guān)推薦
鄂ICP備17016276號-1