【正文】 本運(yùn)輸機(jī)采用高涵道比渦淪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)GE90B4,這種發(fā)動機(jī)推力大、耗油率低。 為當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)根據(jù)飛機(jī)初始設(shè)計(jì)草圖，查得由顧誦芬教授主編、北京航空航天大學(xué)出版社出版的《現(xiàn)代機(jī)總體設(shè)計(jì)》下圖所示有上面圖表對于本軍用運(yùn)輸機(jī)，我們?nèi)。? =從而計(jì)算=*=對于飛機(jī)與著陸，襟翼與起落架對零升阻力的影響比較大，應(yīng)該予以考慮，襟翼與起落架產(chǎn)生附加的零升阻力的值主要同它們的尺寸、類型有關(guān)，其典型值可以參考下表查得：襟翼、起落架形式△ＣＤ０ｅ干 凈0~起飛放下襟翼0..010~~著陸放下襟翼~~放下起落架~采用哪個值取決于飛機(jī)的襟翼、起落架形式，開裂翼襟翼阻力比富勒襟翼大，全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；裝載機(jī)翼上的起落架阻力大；上單翼飛機(jī)阻力大于下單翼；綜合考慮選取其平均值來研究: △CD0=( ~) 從本組飛機(jī)的具體性能考慮從而推出最終的ＣＤ０ＣＤ０＝+=( 經(jīng)典值) ＣＤ　＝ＣＤ０＋ＣＬ２／πＡｅ＝ＣＤ０＋ＫＣＬ２＝ＣＤ０＋ＣＬ２／πA｛（(1 )(cos∧LE) ）｝＝+^2/pi/10/＝，壓縮性對阻力的影響通?？梢院雎圆挥?jì)。在初始的設(shè)計(jì)計(jì)算中，可以假設(shè)：ΔCDp= =航路形態(tài)的阻力決定巡航推力和小時耗油量。相對于巡航結(jié)構(gòu)而言，e將減少5%，e將減少大約10%。零升阻力和升力無關(guān)，由表面摩擦力引起，正比于浸濕面積。與推重比一樣，翼載荷通常是指起飛時的值.翼載通常會影響到飛機(jī)的失速速度、起飛著陸距離、最優(yōu)巡航性能、機(jī)動性能(瞬時機(jī)動和持續(xù)機(jī)動)、爬升率和下滑性能、最大升限翼載決定了設(shè)計(jì)升力系數(shù)，并通過浸濕面積和翼展進(jìn)而影響阻力。飛機(jī)類型飛機(jī)類型滑翔機(jī)30雙渦輪螺旋槳飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)－單發(fā)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350通用航空飛機(jī)－雙發(fā)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)600本運(yùn)輸機(jī)采用高強(qiáng)度復(fù)合材料,綜合各種因素，初步選取本運(yùn)輸機(jī)的翼載=700 。本運(yùn)輸機(jī)機(jī)的推重比時，通常指的是在海平面靜止?fàn)顟B(tài)（零速度）和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、而且是在設(shè)計(jì)起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。飛機(jī)類型 典型裝機(jī)推重比 噴氣教練機(jī) 噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī)) 噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它) 軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī) 噴氣運(yùn)輸機(jī) 初步選取T/W=干的水泥路面摩擦系數(shù) , 起飛,起飛滑跑距離,=爬升梯度,4．根據(jù)最大平飛速度確定升阻比綜上所述， 根據(jù)以上的計(jì)算結(jié)果，選擇最大值作為推重比 T/W = 由于本運(yùn)輸機(jī)采用先進(jìn)的渦扇噴氣式發(fā)動機(jī)GE90，故推重比取T/W=T=*283890=,247。機(jī)身的幾何參數(shù)有長度lF；直徑dF；最大橫截面積:AF。為了滿足下視角的要求，有時將機(jī)頭軸線下偏。2給定體積情況下的尖頭、尖尾的最佳形狀西爾斯黑格旋轉(zhuǎn)體旋轉(zhuǎn)體體積V是給定的，當(dāng)S(0)=S(L)=0和S’(0)=S’(L)=0時，最小零升阻力的細(xì)長旋轉(zhuǎn)體的截面積分布為：機(jī)身的最大很截面積和沿機(jī)身軸向的控制界面是根據(jù)具體的裝在要求確定的，但從氣動要求則應(yīng)盡量小。從減小波阻角度考慮，最大截面位置在60%機(jī)身長度最好，在40%機(jī)身長度處波阻增大，在80%機(jī)身長度阻力也增大，特別是在20%處超聲速阻力特別大。下圖為按面積率要求部分修形阻力系數(shù)的比較：機(jī)身尾部和外露噴管的阻力可能占總零升阻力的45%55%，甚至?xí)?。由圖可知，當(dāng)跨音速是阻力系數(shù)劇烈增加，各種收縮比后機(jī)身波阻增加不同，rb/R=，但波阻增加最小。~，后體總阻力偏離最小阻力在10%以內(nèi)。故戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)的氣動設(shè)計(jì)問題主要在于為達(dá)到高的臨界馬赫數(shù)，避免在非設(shè)計(jì)狀態(tài)有不滿意的飛行特性，以及使后掠機(jī)翼具有良好的低速特性。，可能有各種組合，應(yīng)該根據(jù)懸臂比的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)檢查機(jī)翼展長、根部相對厚度、后掠角和尖削比的組合。大展弦比可以得到良好的航程性能，對強(qiáng)調(diào)巡航效率的運(yùn)輸機(jī)來說，大展弦比機(jī)翼是合乎邏輯的選擇，但是這種設(shè)計(jì)方案需要復(fù)雜的增升裝置，采用大展弦比機(jī)翼可以減小著陸形態(tài)下的阻力，她趨向于是進(jìn)場下滑角變平。對超音速飛機(jī)其展弦比A一般在3~5左右沒有的小到2。對于亞音速運(yùn)輸機(jī)的相對厚度約在10%~14%根據(jù)下面的典型飛機(jī)翼型相對厚度統(tǒng)計(jì)值翼根弦長 = = =翼梢弦長 = = =3m平均氣動弦長：= ==8m 機(jī)翼平均氣動弦距軸線的距離= = =11m 我們?nèi)?，則：根據(jù)上面的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)和計(jì)算結(jié)果，我們?nèi)”具\(yùn)輸機(jī)t/c=（Λ）后掠角對亞音速零升阻力影響不大，后掠角的增加會減小大馬赫數(shù)時的壓縮性阻力，巡航馬赫數(shù)較大時，選用稍大的后掠角。小的尖削比還可以減小機(jī)翼的彎矩載荷。對于本運(yùn)輸機(jī)，我們選擇λ=ρ=所以我們選擇NACA653218對于平尾，保持穩(wěn)定性和獲得操縱性。經(jīng)常采用的尾翼相對厚度為9%~12%和前緣半徑大的近似對稱翼型，我們這里采用NACA0012。通常垂尾為對稱翼型，主要參數(shù)：SVT/S = 13% ~ 23%選為20%AVT = ~ λVT = ~ (t/c)VT = (t/c)HT=ΛVT = 45 ~ 60176。3．涉及面廣，系統(tǒng)較復(fù)雜，各個系統(tǒng)的功用和設(shè)計(jì)要求差異較大，設(shè)計(jì)時應(yīng)考慮各部件之間協(xié)調(diào)關(guān)系。發(fā)動機(jī)的單位推力，不僅是衡量動力裝置的一個尺度，同時也是確定發(fā)動機(jī)噪聲的重要參數(shù)之一，也是比較動力裝置氣動阻力和重量的一個好的準(zhǔn)則：發(fā)動機(jī)單位推力對動力裝置迎面阻力的影響隨飛機(jī)M 數(shù)的變化由于亞音速飛行時，發(fā)動機(jī)單位推力的變化對動力裝置迎面阻力的影響較小，因此對亞音速飛機(jī)而言，可以采用單位推力較小的（或者說涵道比較大的）發(fā)動機(jī)。隨飛行速度的增大，壓氣機(jī)的增壓作用逐漸轉(zhuǎn)移到進(jìn)氣道；當(dāng)M＝～ 時進(jìn)氣道和壓氣機(jī)對氣流的增壓作用相同。1進(jìn)口面積Sen確定在進(jìn)行亞音速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時，按基本飛行狀態(tài)選擇進(jìn)氣道的各項(xiàng)參數(shù)。為了保證氣流在流動過程中不產(chǎn)生分離，要求其內(nèi)壁的半擴(kuò)散角不大于4o~5o。如進(jìn)氣道在機(jī)身兩側(cè)，為避免附面層中氣流進(jìn)入進(jìn)氣道，應(yīng)適置附面層隔道。假設(shè)機(jī)翼的著陸迎角為α，機(jī)翼的安裝角為αw，則要求因此,對本運(yùn)輸機(jī)取13o3防后座角γ為了保證飛機(jī)在停放是不至停在后座位置，通常要規(guī)定飛機(jī)的防后座角。通常主輪距大小應(yīng)為翼展的15%~30%，而對于在良好的混凝土機(jī)場使用的飛機(jī)，主輪距可以為翼展的15%~25%。確定起落架的高度條件時：當(dāng)輪胎和減震支柱完全壓縮時，；同時保證必要的停機(jī)角。3) 主起落架距飛機(jī)重心距離不能太近，必須保證飛機(jī)以大迎角著陸時，飛機(jī)重心始終在主輪觸地點(diǎn)之前。~15176。由杠桿原理我們的到重心后限N=b*(18%)=16*=同理重心前限l=16*()=、主起落架的載荷 確定了起落架的縱向站位和重心的前后限后，就可以計(jì)算起落架的載荷，如圖所示。側(cè)翻角的大小取決于飛機(jī)主輪距和飛機(jī)重心高度的關(guān)系。 (1) 飛機(jī)下沉速度減震器的行程取決于飛機(jī)下沉速度(接地時的垂直速度)、減震材料和接地時機(jī)翼升力。對于上單翼飛機(jī)，主起落架固定在機(jī)身上，主輪距較小，因此要檢查側(cè)翻角不大于63176。 飛機(jī)側(cè)翻角的定義如圖所示，它是保證飛機(jī)不致沿曲線12翻到的角度。4) 前起落架布置的應(yīng)盡可能靠前，前起落架的靜態(tài)載荷應(yīng)占飛機(jī)總重的6%~20%。的線）。1) 確定飛機(jī)平均氣動力弦MAC在飛機(jī)側(cè)視圖和平面視圖中的位置以及飛機(jī)重心在MAC的前后限位置（如下圖）。對于運(yùn)輸機(jī):b=(~)*LB=*50=16mB=55*(15%~25%)=55*=因?yàn)锽/b=11/16==~,故上述初始數(shù)據(jù)基本符合實(shí)際。γ太大，前輪會很難離地；太小，可能在尾翼下沉?xí)r使尾部觸地。1停機(jī)角φ對于前三點(diǎn)式起落架，為了是飛機(jī)在起飛滑跑時稍抬前輪就可以達(dá)到飛機(jī)的起飛迎角，其停機(jī)角稍小于飛機(jī)的起飛迎角，通常0o~4o 。（~）DE進(jìn)氣道唇口的前緣半徑和前緣部分的剖面形狀選定后，則進(jìn)氣道的喉道面積也就確定。根據(jù)質(zhì)量守恒定律，在H－H 和bxbx截面處的每秒空氣流量應(yīng)該相等：、式中mB是發(fā)動機(jī)的空氣流量，有發(fā)動機(jī)特性給定； ven是進(jìn)口處的氣流速度 ρen是進(jìn)口空氣密度故進(jìn)口面積可表示為：= 進(jìn)氣道進(jìn)口處速度用氣流相對速度表示氣流在進(jìn)氣道口前面被阻滯和壓縮程度，越小則氣流在進(jìn)氣口處減速增壓比越大，較小的值對應(yīng)與較長的彎曲的進(jìn)氣道，交大的值對應(yīng)于吊艙式進(jìn)氣道，在初步設(shè)計(jì)時，取=。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的增壓比，通常是指經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮以后的空氣壓力，即壓氣機(jī)后的壓力與大氣壓之比：=在進(jìn)氣裝置中對空氣進(jìn)行壓縮時，所產(chǎn)生的壓力損失通常是用總壓恢復(fù)系數(shù)值來衡量（在發(fā)動機(jī)理論中，為了計(jì)算方便，經(jīng)常不使用靜壓而是使用總壓）。當(dāng)M＝、H＝11 公里時，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的巡航特性渦輪發(fā)動機(jī)的高度速度特性對發(fā)動機(jī)總體參數(shù)數(shù)有如下統(tǒng)計(jì)計(jì)算：發(fā)動機(jī)重量發(fā)動機(jī)長度發(fā)動機(jī)直徑起飛耗油率巡航耗油率巡航推力其中M為設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，λ=，Tto為單發(fā)起飛推力現(xiàn)代飛機(jī)動力裝置系統(tǒng)中進(jìn)氣道的功能如下：——保證發(fā)動機(jī)在各種工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作；——對進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣進(jìn)行壓縮，使氣流的動能變成壓力勢能。對于發(fā)動機(jī)的推力、重量和幾何特性以及用于各類發(fā)動機(jī)相互比較的性能指標(biāo)有：發(fā)動機(jī)單位重力γe(γe =G/F0)、單位耗油率C e 、單位推力Fs 、涵道比B 和發(fā)動機(jī)高度速度特性。方向舵相對于垂