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-資料下載頁
2025-02-04 01:31本頁面
【導讀】國內(nèi)使用的噴氣式公務(wù)機。旅客6－12名，行李20kg/人。機按照價格、航程、客艙容積等數(shù)據(jù)分為超輕型、輕型、中型、大型、超大型。程在3148-5741公里、客艙容積在。與其他公務(wù)機相比，輕型公務(wù)。機主要靠較低的價格、低廉的運營成本、在較短航程內(nèi)的高效率來取得競爭優(yōu)勢。約30左右，能有效地提高臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免過早出現(xiàn)波阻。翼的高速巡航效率，同時達到節(jié)油的效果。①主要考慮對飛機的駕駛比較容易，座艙內(nèi)噪音較小，符合易操縱性和舒適性的要求。③單發(fā)停車時，由于發(fā)動機離機身近，配平操縱較容易；②具有起飛著陸時滑跑的穩(wěn)定性。③飛行員座艙視界的要求較容易滿足。④可使用較強烈的剎車，縮短滑跑距離。在重量估算中，最關(guān)鍵的是估算巡航階段燃油系數(shù)。TFE731—4曾用于“獎狀”Ⅶ生產(chǎn)型公務(wù)機。TFE731—40—200G采用TFE731—5的風扇，用了新的高壓氣機，高。同為普·特公司研制的一種雙轉(zhuǎn)子中等涵道比渦輪風扇發(fā)動機。
【正文】 (t/c) 為翼型的相對厚度； (x/c)m為翼型最大厚度處的相對位置 。 取 40%； Λm為最大厚度位置連線的后掠角 。 Λm=176。； M 為飛行馬赫數(shù)。 平尾的壓差阻力因子： t/c=； (x/c)m=40%； Λm=176。 Fwing=； 垂尾的壓差阻力因子： t/c=； (x/c)m=40%； Λm=176。； Fwing=； 干擾阻力 干擾阻力是通過干擾因子 Q 來計入的。 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 。 各部件的零升阻力系數(shù) 飛機各部件的廢阻系數(shù)為： 表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件濕面積與機翼參考面積之比。 第 i個部件廢阻系數(shù)的計算公式為： ,0cw et cD fc c cwSC c F QS? 其中： Swet,c 為第 i個部件濕面積； Sw 為 機翼參考面積。 機翼廢阻系數(shù) =*103**1**103 平尾廢阻系數(shù) =*103****103 垂尾廢阻系數(shù) =*103****103 機身廢阻系數(shù) =*103**1x**103 短艙廢阻系數(shù) =*103****104 次 項阻力 次項阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。 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。 近似估算：零升阻力的 5％。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) 。 Swet = S 外露 [ + (t/c)] 機翼 Swet=；平尾 Swet=；垂尾 Swet= 對于機身、短艙和外掛： Swet = K( A 俯 + A側(cè) )/2 其中： K = π （對于橢圓截面）； K = 4 （對于方形截面） A 俯 －俯視圖面積 A 側(cè) －側(cè)視圖面積 機身 Swet = 短艙 Swet = 1 總阻力計算 ① 、巡航構(gòu)形 總阻力＝零升阻力＋升致阻力＋壓縮性阻力＋配平阻力 0,D D D i D c om p D tr imC C C C C? ? ? ? CD=+ 0 0 . 1 0 . 2 0 . 3 0 . 4 0 . 5 0 . 6 0 . 7 0 . 8 0 . 9 10 . 0 10 . 0 20 . 0 30 . 0 40 . 0 50 . 0 60 . 0 7ClCd巡航 C d = 0 . 0 1 8 9 + 0 . 0 4 9 C l 2 ② 起飛 /著陸構(gòu)形 起飛時：總阻力＝零升阻力＋升致阻力＋配平阻力＋起落架放下引起的阻力增量＋襟翼放下引起的阻力增量 0 0 ,D D D i D LG D fla p D tr imC C C C C C??? ? ? ? ? CD=+ 著陸時：總阻力＝零升阻力＋升致阻力＋配平阻力＋起落架放下引起的阻力增量＋襟翼放下引起的阻力增量 0 0 ,D D D i D LG D fla p D tr imC C C C C C??? ? ? ? ? CD=+ 0 0 . 1 0 . 2 0 . 3 0 . 4 0 . 5 0 . 6 0 . 7 0 . 8 0 . 9 10 . 0 20 . 0 30 . 0 40 . 0 50 . 0 60 . 0 70 . 0 80 . 0 9ClCd起飛 C d = 0 . 0 2 6 1 + 0 . 0 5 9 C l 20 0 . 1 0 . 2 0 3 0 . 4 0 . 5 0 . 6 0 . 7 0 . 8 0 . 9 10 . 0 20 . 0 30 . 0 40 . 0 50 . 0 60 . 0 70 . 0 80 . 0 90 . 1ClCd著陸 C d = 0 . 0 2 6 1 + 0 . 0 6 6 C l 2 ③ 、第二階段爬升構(gòu)型（單發(fā)失效） 總阻力＝零升阻力 +升致阻力＋配平阻＋襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量＋單發(fā)失效引起的阻力增量 CD=+ 0 0 . 1 0 . 2 0 . 3 0 . 4 0 . 5 0 . 6 0 . 7 0 . 8 0 . 9 10 . 0 10 . 0 20 . 0 30 . 0 40 . 0 50 . 0 60 . 0 7ClCd第二階段 C d = 0 . 0 1 9 8 + 0 . 0 4 9 C l 2 十一、 性能分析 商載 航程性能 最大起飛重量 M0=9150kg 最大載客 +行李 9*95kg=855kg 使用空重 Mempty=6041kg 最大燃油 Mfuel=2254kg 參考統(tǒng)計數(shù)據(jù)，確定最大航程為 4450km 2 點：（ 2670,855） 部分燃油 =1958kg 最大載客 +行李 =855kg 使用空重 =6041kg 航程 =2670km 4 點：（ 3814,800） 最大燃油 =2254kg 部分載客 +行李 =800kg 使用空重 =6041kg 航程 =3814km 5 點：（ 4450,0） 最大燃油 =2254kg 無載客 +行李 =0kg 使用空重 =6041kg 航程 =4450km 商載－航程圖的含義 起飛距離 (基于統(tǒng)計的起飛距離估算） 18σC WInde xL2 ??TS ref TOFL=++178。=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)。 著陸距離 計算進場速度時得到失速速度 =由下圖可知： 著陸距離 1200m 第二階段爬升梯度 條件： 重量 8500kg 高度 400ft（密度 ) 速度 30m/s 升力： L=Wcosζ≈W (CL=) 阻力：由升阻極曲線可查，阻力約為 D=84daN 推力：單發(fā)失效，最大連續(xù)推力狀態(tài) T=1890daN 爬升梯度： s inT D W ??? 最終，爬升梯度為 ζ=176。176。
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