【正文】 ~1310~20λfh~~4~6λft2~33~45~7在統(tǒng)計(jì)的基礎(chǔ)上導(dǎo)出幾聲參數(shù)之間關(guān)系的近似公式為:結(jié)合本運(yùn)輸機(jī)的實(shí)際以及任務(wù)書我們?nèi)ˇ薴=，dmax=5m，A=10，b=50m其中b和A是機(jī)翼的展長(zhǎng)和展弦比。機(jī)身的幾何參數(shù)有長(zhǎng)度lF；直徑dF；最大橫截面積:AF。我們將所有的總體參數(shù)歸結(jié)如下:起飛重量WT0283890kg翼載W/S700kg/m2燃油重量WF93258kg參考面積S參考飛機(jī)空重WE110626kg最大升阻比(L/D)max有效載重WP70600kg巡航升力系數(shù)CLxh推重比T/W零升阻力系數(shù)CD0第四章 部件設(shè)計(jì)選擇機(jī)身參數(shù)，確定機(jī)身外形時(shí)，應(yīng)協(xié)調(diào)考慮下列要求：(1) 機(jī)身應(yīng)具有足夠的內(nèi)部容積，保證滿足內(nèi)部裝載的使用要求；(2) 應(yīng)使機(jī)身的氣動(dòng)阻力最??；(3) 要有利于進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置，具有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于連接和安裝機(jī)翼、尾翼等其他部件，等等。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(dòng)機(jī)GE90，故推重比取T/W=T=*283890=,247。一架飛機(jī)的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達(dá)到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越大。本運(yùn)輸機(jī)機(jī)的推重比時(shí)，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。700= 取 , H=13000m, , ,當(dāng)該噴氣運(yùn)輸機(jī)以巡航速度v=*,可達(dá)到最大航程.=*= , e=5. 根據(jù)最大航時(shí)確定翼載=1821 取所算翼載的最小值，得翼載為700（kg/）飛機(jī)在起飛階段所需的推重比較大在平飛階段相對(duì)小一些。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 。如果翼載較小，則需要通過增加機(jī)翼面積來(lái)來(lái)改善起飛性能，但會(huì)引起附加的阻力和空機(jī)重量，將導(dǎo)致為完成任務(wù)而增加重量。與推重比一樣，翼載荷通常是指起飛時(shí)的值.翼載通常會(huì)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(dòng)性能(瞬時(shí)機(jī)動(dòng)和持續(xù)機(jī)動(dòng))、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。浸濕面積決定零升阻力，翼展決定升致阻力。零升阻力和升力無(wú)關(guān)，由表面摩擦力引起，正比于浸濕面積。水平飛行時(shí)，升力即重量為已知。相對(duì)于巡航結(jié)構(gòu)而言，e將減少5%，e將減少大約10%。在高溫和高海拔的機(jī)場(chǎng)，起飛重量方面的限制可能導(dǎo)致商載的減少或限制燃油重量及航程。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(shí)耗油量。阻力有穩(wěn)定的增長(zhǎng)，不論是零升阻力還是誘導(dǎo)阻力都有快速的增長(zhǎng)，這種阻力增長(zhǎng)是由激波和激波誘導(dǎo)的附面層分離引起的。 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(duì)于本軍用運(yùn)輸機(jī)，我們?nèi)。? =從而計(jì)算=*=對(duì)于飛機(jī)與著陸，襟翼與起落架對(duì)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(gè)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(lái)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(duì)阻力的影響通?？梢院雎圆挥?jì)。283890= 故飛機(jī)任務(wù)燃油重量為=283890*=93258(kg)從而飛機(jī)各部分重量如下：名稱重量（kg）名稱重量（kg）起飛重量283890機(jī)組人員重量600任務(wù)油重93258額外染油重量1000飛機(jī)使用空重110626死油重量400飛機(jī)空重109626在巡航狀態(tài)和低亞音速飛行速度,阻力系數(shù)一般可以表達(dá)為升力系數(shù)的單一函數(shù),稱為飛機(jī)阻力的極曲線。可以將飛機(jī)起飛總重表示為如下幾項(xiàng)：空機(jī)重量We有效載荷Wp燃油重量WF結(jié)構(gòu)重量Ws動(dòng)力裝置Wpq設(shè)備重量Wequ乘員重量Wcrew任務(wù)燃油Wmission備份燃油Wfree貨物裝載Wload死油Wequ起飛重量Wto其中= + 其中 一、空機(jī)重量系數(shù)We的確定起飛重量中,空機(jī)重量可以用對(duì)應(yīng)的空機(jī)重量系數(shù)乘以起飛重量而得到. 空機(jī)空重： 空機(jī)重量系數(shù)：相對(duì)于的經(jīng)驗(yàn)空機(jī)重量系數(shù)統(tǒng)計(jì)值A(chǔ)CAC無(wú)動(dòng)力滑翔機(jī)雙渦漿飛機(jī)有動(dòng)力滑翔機(jī)飛 船金屬自制飛機(jī)殲 教 機(jī)單發(fā)通用飛機(jī)軍用運(yùn)輸機(jī)木制自制飛機(jī)噴 戰(zhàn) 機(jī)雙發(fā)自制飛機(jī)噴氣運(yùn)輸機(jī)0,06農(nóng)用飛機(jī)對(duì)于變后掠翼=, 正常機(jī)翼=取 A=, C= =空機(jī)重量系數(shù) 二、燃油重量系數(shù)WF的確定飛行任務(wù)中使用燃油重量為 任務(wù)燃油重量為 其中 為任務(wù)燃油系數(shù),為額外燃油重量, 任務(wù)燃油系數(shù) = 　　　這里注意?。降湫惋w行任務(wù)剖面圖起飛Ｉ　飛５巡航４爬升并加速８著陸滑行并關(guān)機(jī)６待機(jī)７下降２滑跑１發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)和暖機(jī)各任務(wù)段重量比的計(jì)算：任務(wù)拋面發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)和暖機(jī)取自AAA典型的暖機(jī)段燃油系數(shù)滑 跑取自AAA典型的滑跑段燃油系數(shù)起 飛取自AAA典型的起飛段燃油系數(shù)爬升到巡航高度并加速到巡航速度根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式巡 航根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式待 機(jī)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式取施放有效載荷待 機(jī)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式取返 航根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式下 降取自AAA典型的下降段燃油系數(shù)著陸、滑行和關(guān)機(jī)取自AAA典型的著陸/滑行段燃油系數(shù)現(xiàn)在開始計(jì)算空中中巡航段和待機(jī)段的重量比（1）巡航段發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率C發(fā)動(dòng)機(jī)類型巡航耗油率待機(jī)耗油率渦輪噴氣式低涵道比渦扇高涵道比渦扇本運(yùn)輸機(jī)采用高涵道比渦淪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)GE90B4,這種發(fā)動(dòng)機(jī)推力大、耗油率低。許多軍用飛機(jī)的裝載可以超過其設(shè)計(jì)重量，但將損失包括機(jī)動(dòng)性在內(nèi)的主要性能。根據(jù)總體參數(shù)以及任務(wù)書中的要求：巡航速度：780～800km／h巡航高度：9 000 ～12 O00m我們應(yīng)該盡量使臨界馬赫數(shù)大于等于巡航馬赫數(shù)由上圖我們初步選定相對(duì)厚度：1/4弦線后掠角：三面圖如下：第二章 總體參數(shù)設(shè)計(jì)(1)飛機(jī)總體布局形式(2)起飛總重 WTO ；(3) 最大升力系數(shù) CL max ；(4) 零升阻力系數(shù) CD 0(5) 推重比 T/W；(6) 翼載 W/S。對(duì)一架有高亞音速巡航或超音速巡航要求的飛機(jī)來(lái)說，后掠角和相對(duì)厚度之間的權(quán)衡就成為機(jī)翼設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵因素。為最終實(shí)現(xiàn)該型號(hào)運(yùn)輸機(jī)的完全國(guó)產(chǎn)化，并考慮到目前國(guó)內(nèi)制造水平，我們選擇平尾在機(jī)翼之后的正常布局，另外從減小干擾阻力出發(fā)，因此我們最終采用上單翼、懸臂式、小后掠正常布局。機(jī)翼在機(jī)身上的上下位置，通常有3種型式：上單翼、中單翼和下單翼。它們可以由呈平面的承力面組成，這時(shí)“無(wú)尾”式只能配平有限的縱向靜穩(wěn)定度。其共同點(diǎn)是對(duì)不同的升力值都能進(jìn)行配平，在給定某一升力值時(shí)都能保持穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)。機(jī)翼是主承力面，它是產(chǎn)生升力的主要部件，前翼、平尾、垂尾等是輔助承力面，主要用于保證飛機(jī)的安定性和操縱性。氣動(dòng)布局的選擇飛機(jī)的氣動(dòng)布局通常是指其不同的氣動(dòng)力承力面的安排形式。十一、使用壽命使用飛行壽命為50000飛行小時(shí)或8000次起降，機(jī)體壽命達(dá)20年。二、目的與用途大型軍用運(yùn)輸機(jī)具有快速運(yùn)送大量兵員、武器裝備和其他物資的能力，能確保部隊(duì)?wèi)?zhàn)略機(jī)動(dòng)、戰(zhàn)術(shù)投送的快捷性和突然性，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮過關(guān)鍵性的作用，并且成為了預(yù)警機(jī)、加油機(jī)、電子干擾機(jī)、海上巡邏機(jī)等重要機(jī)型的基礎(chǔ)平臺(tái)。能迅速將部隊(duì)運(yùn)輸?shù)街饕娛禄睾颓熬€基地，必要時(shí)也可以進(jìn)行戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸和戰(zhàn)略空投，航程在4000公里以上。因此，如能研制