【正文】 MC5AC130B707B727B737B747A300B形式TT常規(guī)TT常規(guī)常規(guī)展弦比53．6尖削比后掠角3035353037SH/S尾容量11平尾的前緣后略角比機翼后掠角大5o左右，這是想在機翼失速之后失速，并使尾翼的臨界馬赫數(shù)比機翼大從而避免由于激波形成所帶來的升降舵失效，對低速飛機，平尾后掠角可以保證升降舵的鉸鏈力矩是直的，便于它們左右相連，以減小顫震趨勢。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。故我們選擇的參數(shù)如下：翼型NACA0012Λ=20oλ=A=t/c=i= 垂尾的尾容量為飛機類型CHTCVTLHT/CW LVT/CW渦槳干線客機~~~渦噴/渦扇干線客機~~~后掠翼重型非機動飛機~~~直機翼重型非機動飛機~~~高速機動飛機~~~ =故尾翼面積為：取LHT=3則SW=LHT*SW=*=在進行初始垂尾面積選擇時,可對總體布局相類似的和適航性類別相同的飛機設(shè)計數(shù)據(jù)進行比較,按照尾容量大小進行初始的選擇。此時，發(fā)動機位置和平尾的垂直位置是決定因素。由于尾臂在垂尾布局的選定之前不可能精確的確定，所以設(shè)計是一個反復(fù)迭代的過程。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。選擇為45176。方向舵相對于垂尾面積Sru/SVT = 20 ~ 30% 選為30% =*3=，故該系統(tǒng)設(shè)計時既要滿足發(fā)動機特性要求，又要滿足飛機特性要求，當發(fā)生矛盾時應(yīng)綜合考慮采用最佳方案。，因此對動力裝置可靠性要求應(yīng)放在首位，該系統(tǒng)故障將影響飛機的安全。3．涉及面廣，系統(tǒng)較復(fù)雜，各個系統(tǒng)的功用和設(shè)計要求差異較大，設(shè)計時應(yīng)考慮各部件之間協(xié)調(diào)關(guān)系。，應(yīng)做地面和空中聯(lián)合試驗以保證工作可靠性。對于發(fā)動機的推力、重量和幾何特性以及用于各類發(fā)動機相互比較的性能指標有：發(fā)動機單位重力γe(γe =G/F0)、單位耗油率C e 、單位推力Fs 、涵道比B 和發(fā)動機高度速度特性。這些特性主要取決于發(fā)動機的一些主要參數(shù)：如渦輪前燃氣溫度3 T 、壓氣機增壓比y k 和涵道比B 等。發(fā)動機的單位推力，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則：發(fā)動機單位推力對動力裝置迎面阻力的影響隨飛機M 數(shù)的變化由于亞音速飛行時，發(fā)動機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。用于亞音速飛機的現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，對不同的涵道比，起飛時的耗油率e0 C 和巡航時的耗油率Cec 的值如下：在初步設(shè)計階段，亞音速飛機的耗油率可用下面的近似公式確定：B －涵道比；H －飛行高度 = （B=8，H=10，M=）除涵道比外，其它的發(fā)動機參數(shù)，如壓氣機的增壓比和渦輪前的燃氣溫度等也對耗油率有重要的影響如下圖。當M＝、H＝11 公里時，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的巡航特性渦輪發(fā)動機的高度速度特性對發(fā)動機總體參數(shù)數(shù)有如下統(tǒng)計計算：發(fā)動機重量發(fā)動機長度發(fā)動機直徑起飛耗油率巡航耗油率巡航推力其中M為設(shè)計馬赫數(shù)，λ=，Tto為單發(fā)起飛推力現(xiàn)代飛機動力裝置系統(tǒng)中進氣道的功能如下：——保證發(fā)動機在各種工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作；——對進入進氣道的空氣進行壓縮，使氣流的動能變成壓力勢能。在亞音速飛行時，發(fā)動機管道中空氣的增壓主要是在壓氣機中進行（比在進氣道中的增壓約大五倍）。隨飛行速度的增大，壓氣機的增壓作用逐漸轉(zhuǎn)移到進氣道；當M＝～ 時進氣道和壓氣機對氣流的增壓作用相同。以高超音速（M3）飛行時，壓氣機的作用就無關(guān)緊要了，而空氣在進氣裝置中的增壓比已達到40∶1，也就是說使用不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機（沖壓發(fā)動機）更合適了。渦輪噴氣發(fā)動機的增壓比，通常是指經(jīng)過壓氣機壓縮以后的空氣壓力，即壓氣機后的壓力與大氣壓之比：=在進氣裝置中對空氣進行壓縮時，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)動機理論中，為了計算方便，經(jīng)常不使用靜壓而是使用總壓）?？倝夯謴?fù)系數(shù)：對于本亞音速運輸機，依靠已有進氣道所積累的經(jīng)驗我們已可以達到很高的總壓恢復(fù)系數(shù)值：σBx=～。1進口面積Sen確定在進行亞音速進氣道設(shè)計時，按基本飛行狀態(tài)選擇進氣道的各項參數(shù)。擴展段進口的尺寸按流經(jīng)進口截面的空氣流量來確定。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)動機的空氣流量，有發(fā)動機特性給定； ven是進口處的氣流速度 ρen是進口空氣密度故進口面積可表示為：= 進氣道進口處速度用氣流相對速度表示氣流在進氣道口前面被阻滯和壓縮程度，越小則氣流在進氣口處減速增壓比越大，較小的值對應(yīng)與較長的彎曲的進氣道，交大的值對應(yīng)于吊艙式進氣道，在初步設(shè)計時，取=。進氣道唇口部分的剖面形狀對進氣道的性能也有較大的影響，應(yīng)按不產(chǎn)生氣流分離、保證氣流平滑流動的唇口外形為好，其前緣的曲率半徑可按下面的經(jīng)驗公式選定：進氣道的形狀和長度，要根據(jù)發(fā)動機在機身內(nèi)或吊艙中的部位安排情況和對進氣道內(nèi)壁擴散角及收斂的要求而定。為了保證氣流在流動過程中不產(chǎn)生分離，要求其內(nèi)壁的半擴散角不大于4o~5o。假設(shè)管道要轉(zhuǎn)彎和彎曲，則管道橫截面面積變化應(yīng)平滑過渡，最后一段管道軸線應(yīng)與壓氣機軸線重合，此段長度不能小于，DE為發(fā)動機的最大直徑。（~）DE進氣道唇口的前緣半徑和前緣部分的剖面形狀選定后，則進氣道的喉道面積也就確定。對喉道處的氣流速度應(yīng)進行驗算，對于高速飛機而言，在任何飛行狀態(tài)下都不能在喉道附近產(chǎn)生局部激波，否則會使σ急劇下降。如進氣道在機身兩側(cè)，為避免附面層中氣流進入進氣道，應(yīng)適置附面層隔道。初步設(shè)計是，隔道的間隙可以安距離機頭沒米不小于10mm的標準來確定。1停機角φ對于前三點式起落架，為了是飛機在起飛滑跑時稍抬前輪就可以達到飛機的起飛迎角，其停機角稍小于飛機的起飛迎角，通常0o~4o 。2后坐角ψ對于前三點式起落架，在停機時，尾部保護座和兩邊主輪相切的平面與地平面之間的夾角ψ，它與停機角和機翼安裝角之和應(yīng)不小于著陸迎角，以保證飛機能以著陸迎角接地。假設(shè)機翼的著陸迎角為α，機翼的安裝角為αw，則要求因此,對本運輸機取13o3防后座角γ為了保證飛機在停放是不至停在后座位置，通常要規(guī)定飛機的防后座角。防后座角為停機狀態(tài)下，飛機重心垂線與飛機尾部保護后座接地時，飛機重心和量主輪接地點所在平面的中間的夾角，它比后坐角大1o~2o,即：=13o~17o。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。4輪距B一般前、~，并保持ξ=90o左右，為了保證在各種情況下機翼不與地面相接處，主輪距應(yīng)與翼展有關(guān)。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場使用的飛機，主輪距可以為翼展的15%~25%。主輪距B與前、~。對于運輸機:b=(~)*LB=*50=16mB=55*(15%~25%)=55*=因為B/b=11/16==~,故上述初始數(shù)據(jù)基本符合實際。另外對于前三點式起落架，為了保證飛機在地面滑行轉(zhuǎn)彎時，不致于繞前輪接地點與主輪接地點連線翻倒，有：5起落架高度當飛機縱軸處于水平位置時，機身外廓最低點到地面的距離角起落架高度。確定起落架的高度條件時：當輪胎和減震支柱完全壓縮時，；同時保證必要的停機角。前輪伸出量a=（~）b=*16=主支柱伸出量e=(~)b=*16=h=e/tan(γ)=()=1前、主起落架縱向位置的確定起落架縱向位置，確定要考慮到總體提供的起落架的安裝和收藏位置以及前、主起落架的載荷分配。1) 確定飛機平均氣動力弦MAC在飛機側(cè)視圖和平面視圖中的位置以及飛機重心在MAC的前后限位置（如下圖）。翼根弦長 ==翼梢弦長 = =故2) 參考機翼梁和飛機的結(jié)構(gòu)布置，將主起落架布置在最有利于傳遞載荷的位置上，并確保其位置在50%~55%的MAC之間。3) 主起落架距飛機重心距離不能太近，必須保證飛機以大迎角著陸時，飛機重心始終在主輪觸地點之前。一般要求（通過重心后限繪制一條與垂線成15176。的線）。為了避免飛機尾坐，還要求角在12176。~15176。范圍內(nèi)。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)占飛機總重的6%~20%。理想的設(shè)計時重心處于后限時，前起落架載荷占飛機總重的8%，并隨重心的前移增至15%。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，就可以計算起落架的載荷，如圖所示。每個主起落架的最大停機載荷=m(bM)/2b=283890* ()/(2*16)=前起落架的最大停機載荷=m(bl)/b=283890*()/16=前起落架的最小停機載荷=m(bN)/b=283890*()/16= 主起落架的側(cè)向布置（兩主輪距的確定）影響到飛機的側(cè)翻角和飛機的活動面，如副翼、襟翼、發(fā)動機短艙和螺旋槳與地面的間隙等。 飛機側(cè)翻角的定義如圖所示，它是保證飛機不致沿曲線12翻到的角度。為了獲得良好的側(cè)向穩(wěn)定性，希望側(cè)翻角越小越好。側(cè)翻角的大小取決于飛機主輪距和飛機重心高度的關(guān)系。側(cè)翻角的計算如下（如圖）對于中、下單翼飛機，主起落架安裝在機翼上，兩主輪距離較大，一般都能滿足要求。對于上單翼飛機，主起落架固定在機身上，主輪距較小，因此要檢查側(cè)翻角不大于63176。，艦載機不大于54176。 (1) 飛機下沉速度減震器的行程取決于飛機下沉速度(接地時的垂直速度)、減震材料和接地時機翼升力。不同類型飛機