【文章內(nèi)容簡介】 86。~2186。 超聲速后掠翼 0186。~5186。 5186。~0186。 5186。~0186。 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(jìn)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。 ⑤ 內(nèi)翼后緣拓展 目的：增加根部弦長，便于起落架的布置；可降低根部弦剖面升力 系數(shù)，便于氣動設(shè)計。 ⑥ 增升裝置 △ Clmax 起飛 = (Clmax 起飛 CLmax)= △ Clmax 著陸 = (Clmax 著陸 CLmax)= 根據(jù)計算結(jié)果選擇襟翼類型和尺寸，同時參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)，渦槳支線客機(jī)、公務(wù)機(jī)和噴氣運(yùn)輸機(jī)一般采用雙縫襟翼。 故采用雙縫襟翼 襟翼相對弦長 C 襟 /C=35% 襟翼展長 L 襟 =5m 襟翼型式 相對弦長 偏轉(zhuǎn)角 △ CLmax 對應(yīng) Clmax的 α 開裂式 0%～ 25% 50176?！?60176。 （ α=1314176。） 后退 式 30%～ 40% 40176?！?50176。 ～ （ α=13176。） 雙縫式 30%～ 40% 40176?！?50176。 ～ （ α=12176。） 多縫式 35%～ 45% 50176?！?60176。 ～ （ α=12176。） ⑦ 副翼 參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)： 相對面積 S 副 /S = 相對弦長 c 副 /c = 相對展長 L 副 /L = 偏角 副 = 25176。 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(dāng)非對稱打開時，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。 當(dāng)在飛行中 對稱打開時，可增加阻力，起減速作用和增加下降速率。 當(dāng)在著陸時對稱打開時，可增加阻力，縮短著陸距離。 公務(wù)機(jī)和噴氣運(yùn)輸機(jī)一般配置有繞流板。 位置： 一般位于后緣襟翼的前面 ⑨ 機(jī)翼梁 在概念設(shè)計階段需定義機(jī)翼前、后粱的位置。 確定前、后粱位置要考慮的因素： 結(jié)構(gòu)高度 襟翼尺寸和操縱機(jī)構(gòu)所需的空間 副翼尺寸和操縱機(jī)構(gòu)所需的空間 燃油容積 典型的前、后粱位置 前粱： 16％～ 22％弦長處，取 20% 后梁： 60％～ 75％弦長處，取 65% ⑩ 燃油容積 通常公務(wù)機(jī)和運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼要容納所有的燃油。 燃油一般裝入由前、后粱 和蒙皮上表面和下表面構(gòu)成的空間內(nèi)。 燃油容積近似計算： KgARctbS )0 . 4 9 )(/(420 2 ??? 符合要求。 ?機(jī)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(jī)身容量參數(shù)： . )*(*/))( 22f u s ??wwf u s SLW（ 其中， Wfus 最大機(jī)身寬度 Lfus 機(jī)身長度 SW 機(jī)翼參考面積 CW 機(jī)翼平均氣動弦長 由縱向機(jī)身容量參數(shù)與平尾容量的關(guān)系： 公務(wù)機(jī)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(jī)身容量參數(shù)： （ Hfus2)(Lfus)/swbw= 其中 Hfus 最大機(jī)身高度 Lfus 機(jī)身長度 Sw 機(jī)翼參考面積 bw 機(jī)翼展長 由航向機(jī)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(yù)估尾力臂的長度 發(fā)動機(jī)安裝在機(jī)身后部，尾力臂 =（ 4550%） L 機(jī)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(jī)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(jī)翼面積 可得 SV =5m2； lV： 垂尾力臂 bW： 機(jī)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=。C 根 =； C 尖 =。MAC=。 由垂尾外形數(shù)據(jù)統(tǒng)計值： 取展弦比 AR=；梯形比 λ=；方向舵弦長 ce/c=； 相對厚度 t/c=；后掠角 χ=45176。； 由公式可得垂尾： 展長 L=； C 根 =； C 尖 =。 MAC=； 繪制平尾和垂尾的外形草圖 平尾： 垂尾： 八、 發(fā)動機(jī)短艙初步布置 已知： 風(fēng)扇直徑 DF=； 涵道比 μ= ； 總壓比 OPR=22； 最大使用馬赫數(shù) MMO=； 總空氣流量 Wa= 進(jìn)氣道唇口直徑 DIH = +=。 主整流罩最大高度 MH = =。 主鎮(zhèn)流罩長度 LC = [ (DF*MMO)2]=。 風(fēng)扇出口處主整流罩直徑 DFO=（ +)2 =。 DMG=（ +)2 = 。 核心發(fā)動機(jī)氣流出口處整流罩直徑 DJ = (1855*k) 取 DJ=； 燃?xì)獍l(fā)生器后長度 LAB=（ DMGDJ） /=。 短艙軸線的偏角和安裝角 考慮到機(jī)翼的下洗現(xiàn)象，進(jìn)氣道軸線應(yīng)該與來流基本一致。 為減小發(fā)動機(jī)短艙、吊掛與機(jī)身之間的干擾阻力，應(yīng)使短艙與機(jī)身之間距離有最佳的最小距離。 為了減少機(jī)身尾部的氣流死區(qū)，降低底部阻力，將發(fā)動機(jī)短艙軸線向外（尾部向內(nèi)）偏一角度。 九、 起落架布置 起落架配置形式選擇 起落架的布置形 式主要有前三點(diǎn)式和后三點(diǎn)式，其各自的優(yōu)缺點(diǎn)如下： 后三點(diǎn)式：主支點(diǎn)在飛機(jī)重心（質(zhì)心）之前，在低速飛機(jī)上采用較多；后三點(diǎn)式起落架固有的缺點(diǎn)就是在著陸時操縱困難，并有可能產(chǎn)生向前倒立的危險； 后三點(diǎn)起落架的飛機(jī)，起飛和著陸滑跑時不穩(wěn)定 前三點(diǎn)式：廣泛用于著陸速度較大的飛機(jī)，在著陸過程中操縱駕駛比較容易，具有滑跑穩(wěn)定性 ；由于機(jī)身處于接近水平的位置，故飛行員座艙視界的要求較容易滿足 ；著陸滑跑時，可以使用較強(qiáng)烈的剎車，有利于縮短滑跑距離 ；缺點(diǎn)在于前輪可能出現(xiàn)自激振蕩現(xiàn)象，即前輪 “擺振 ”，所以需要加減擺器 我們設(shè)計的公務(wù)機(jī)，要求操縱簡單，起降性能好，安全性高。綜合前三點(diǎn)式和后三點(diǎn)式的優(yōu)缺點(diǎn)，我們選擇前三點(diǎn)式起落架。 確定起落架主要幾何參數(shù) 主輪距 ： B 前、主輪距： b 停機(jī)角 ： 著地角 ： 防后倒立角 ： 高度 ： h ① 停機(jī)角 停機(jī)角通常取值范圍： ψ=0176。~ 4176。 這里取 ψ= 2176。 ② 著地角 按飛機(jī)所需要的著陸迎角確定 因?yàn)椋?α 著陸 =φ+ψ+α 安裝 所以： φα 著陸 α 安裝 ψ 取 φ=16176。 ③ 防后倒立角 防后倒 立 角 的取值 γ=φ+1~2176。 取 γ=17176。 ④ 前、主輪距 b 原則： 1 、 前輪所承受的載荷為起飛重量 6％ ～ 20％（最佳值 8％～ 15％） 2 、 b=（ ） L 機(jī)身 3 、 要與防后倒立角相協(xié)調(diào) 取前輪承受 5%的重量，主輪承受 95%的重量 b= 機(jī)身 =； a=95%b=； c=5%b=； ⑤ 起落架高度 h 原則： 根據(jù)防后倒立角 和著地角 ； 在機(jī)體上安裝和收藏位置的需要； 17176。=。 ⑥ 起落架寬度 B 飛機(jī)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(jī)側(cè)向翻倒的要求。 防側(cè)翻角 ζ一般不大于 55 度。 主輪距要與機(jī)翼或機(jī)身的連接件和收藏空間協(xié)調(diào)。 ⑦ 防側(cè)翻角 ζ 防側(cè)翻角 ζ一般不大于 55 度。 取 ζ=50176。； ⑧ 機(jī)輪布置 ⑨ 輪胎數(shù)目與尺寸 主起落架 Dt x bt x 2 個 前起落架 Dt x bt 17in x 2 個 九、 重量估計 機(jī)身重量 2)2 (( 2)( ffffffF U S HBHB LBpCM ????????? ???? Lf－機(jī)身