飞机总体设计课程设计.doc

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1、如有侵权，请联系网站删除，仅供学习与交流飞机总体设计课程设计【精品文档】第 20 页国内使用的喷气式公务机设计班级： 0111107 学号： 011110728 姓名： 于茂林 一、公务机设计要求类型国内使用的喷气式公务机。有效载重旅客612名，行李20kg/人。飞行性能：巡航速度： 0.6 - 0.8 M最大航程： 35004500km起飞场长： 小于14001600m着陆场长： 小于12001500m进场速度： 小于230km/h据世界知名的公务机杂志B&CA发布的2011 Purchase Planning Handbook，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中

2、型、大型、超大型。根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。由此，从中选出一些较主流机型作为参考二、 确定飞机总体布局1、参考机型庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr巴西航空：飞鸿300、塞斯纳航空：奖状cj3机型座位数巡航速度M起飞场长m着陆场长m航程km最大起飞重量kg里尔45XR90.79153681136479752里尔60XR90.7916611042445410659飞鸿

3、30090.77110089033468207奖状CJ390.72969741312163002、可能的方案选择：正常式前三点起落架T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼3、 最终定型及改进1）正常式、T型平尾、单垂尾避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 “失速”警告（安全因素） 外形美观（市场因素）由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大2）小后掠角梯形翼

4、（带翼梢小翼）、下单翼本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。采用下单翼， 起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。机翼升力系数大单发停车时，由于

5、发动机离机身近，配平操纵较容易；起落架较短，可以减轻起落架重量。由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。4、三视图草图三、主要参数的确定1、估计巡航阶段燃油系数在重量估算中，最关键的是估算巡航阶段燃油系数。根据设计要求：-航程Range=4000km;-巡航速度：M=0.7；-巡航高度：12000m；-声速：a=576.4kts(296.5m/s)；预估数据（

6、参考统计数据）：-耗油率C=0.6（涵道比假设为6）-升阻比L/D=14.6根据Breguet方程：计算得：所以：Wfuel cruise/Wto=1-1/1.246=0.197燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段（除巡航阶段以外）的燃油系数为：参照算例中各阶段燃油系数2、估算飞机最大起飞重量（lb）每位乘客80kg并携带20kg行李Wto60,00035,00010,000Wfuel12,99011,077.52,165Wpayload2,4252,4252,425Wempty44,58521,497.55,140最终求得的重量数据：重量lb比例Wto235001Wfuel5087

7、.750.2165Wpayload24250.1032Wempty15987.250.68033、估算推重比和翼载荷根据界限线图，选择如下技术指标：-翼载荷：W/S=3400N/m2-推重比：To/Wto=0.35(10N/kg)计算得：-机翼面积：S=31.35m2-发动机推力：To=37307.78N-单发推力：T=18653.89N四、发动机选择根据飞行高度和飞行速度选择发动机类型根据巡航马赫数M=0.7,飞行高度12000m，选择涡轮风扇发动机。根据初始参数，查找出3个系列5种型号的发动机，简介如下：（一）、TFE731系列 由美国霍尼尔有限公司研制的双转子齿轮传动涡轮风扇发动机。该型

8、发动机按照喷气公务机的主要要求（噪声小、性能好、经济、安全可靠）制造。它的设计点为H=12200m，M=0.8。并同时将发动机的维修性与性能和质量放在同等重要的位置。TFE7314 (起飞推力1815daN) 曾用于“奖状”生产型公务机。TFE7315 (起飞推力1915daN) 拥有更高的涵道比风扇，采用了新型的低压涡轮驱动。曾用于“霍克”125800型飞机。TFE73140200G (起飞推力1890daN) 采用TFE7315的风扇，用了新的高压气机，高压涡轮和齿轮箱。曾用于”湾流”100型飞机。（二）、PW500系列 由加拿大普拉特惠特尼公司研制的一种大涵道比涡轮风扇发动机。它继承了J

9、T15D发动机的优点，在可靠性、寿命方面也比较好。PW545B (起飞推力1775daN) 该系列最新型的一台发动机，曾用于塞斯纳“奖状”XLS飞机。（三）、PW300 系列 同为普特公司研制的一种双转子中等涵道比涡轮风扇发动机。它的研制主要针对那种高速、低成本、跨大陆飞行的公务机。PW305A (起飞推力2081daN) 曾用于庞巴迪公司的“利尔喷气”60飞机。型号推重比单位迎面推力（）耗油涵道比巡航耗油率（）可靠维修性及寿命价格（）（）4.974504：性能安全可靠，使用寿命好万（）5.054284：.：.同一系列，性能上有改进.万（）4.764690：同一系列，性能上有改进万（）4.73

10、420：易维修，翻修时间长，使用寿命长万（）5.252816：使用成本低，可靠性高万参照以上表格的分析，在推重比和可靠维修性方面，五种发动机都不错。对于PW305A，虽然在推重比和耗油方面有着优越的特性，但其迎面推力还是比较低的，不能把它放入优选的行列。PW545B的静推力较小，因此以上两台发动机作为在推力需要较大调整时的选择对象。TFE73140200G的推重比在三个中低了一点儿，但它有着不俗的静推力和耗油率，这也是我们很需要的。所以将TFE73140200G作为首选对象所以将TFE73140200G作为首选对象，其它两台可作为适当调整备选对象。在今后的设计过程中将更适合的发动机装配给飞机。

11、技术数据最大起飞推力 (daN) TFE7314 1815TFE7315 1915TFE73140200G 1890巡航推力（H=12200m，M=0.8,daN）TFE7314 413TFE7315 425TFE73140200G 449起飞耗油率（kg/(daNh)）TFE7315 0.494TFE73140200G 0.481巡航耗油率（kg/(daNh)）TFE7314 0.786TFE7315 0.792TFE73140200G 0.748推重比TFE7314 4.97TFE7315 5.05TFE73140200G 约4.76空气流量（海平面，静态，kg/s）TFE7315 64.

12、86TFE73140200G 65.77涵道比TFE7315 3.48TFE73140200G 2.90总增压比TFE7315 17.5TFE73140200G 22涡轮进口温度(最大起飞状态，)TFE7315 952TFE73140200G 1022进口直径(mm)TFE7314 716TFE7315 754TFE73140200G 716宽度(mm)TFE7314 869TFE7315 858TFE73140200G 847长度（mm）TFE7314 1464TFE7315 1652TFE73140200G 1547干质量(kg)TFE7314 373TFE7315 387TFE73140

13、200G 406五、机身外形设计1、中机身设计飞机典型座椅宽度座椅宽度：23英寸典型过道宽度：19英寸座椅与机舱边距：10英寸在完成客舱布置基础上，将客舱内壁向外增加100140mm 公务机底板下无货运集装箱座椅排距：38英寸（9人5排）厨房卫生间（客舱后部）考虑到座椅和厨卫，加间距4英寸考虑公务机的舒适性，在第一排前部布置一张桌子，同时左侧空间用于布置乘客登机门，位于机身左侧，桌子长度取20英寸。故中机身总长度：2、前机身设计参考同类飞机前机身长径比，确定本机前机身长径比为1.9前机身长度：3、后机身设计参考同类飞机后机身长径比，确定本机后机身长径比为3后机身长度：尾部上翘角：11机身总长度

14、：L=702英寸长径比：=7.4六、机翼外形设计1、翼型选择设计升力系数：在初步设计时，近似认为Cl三维机翼的升力系数 cl翼型的升力系数-翼载荷：Wto/S=3400N/m2 ; -机翼面积：S=31.35m2;-巡航速度：M=0.7； -巡航高度：12000m；得到升力系数根据设计升力系数选出合适的翼型 采用NACA6翼型，参考翼型数据网站由后续的相对厚度范围10-16%选择原则：1、翼型在其设计升力系数附近，具有最有利的压力分布，其阻力系数最小，升阻比也比较大。2、在设计升力系数附近阻力越小越好。3、较好的失速特性：最大升力系数较高，失速过程比较缓和。4、俯仰力矩系数应较低或中等大小为宜

15、，以防止过高的配平阻力；5、翼型的结构高度尽可能大，以利于减轻结构重量和内部布置；综上，选择NACA 65(1)-4122、机翼平面形状的设计展弦比AR机翼的展弦比 AR=l2/S 大小对机翼的诱导阻力系数、零升阻力系数和升力线斜率方面的气动特性都有影响，总的来说，亚声速飞机适宜采用较大的展弦比，公务机5.0-8.8。飞机类型展弦比（AR）轻型飞机5.08.0涡桨支线客机11.012.8公务机5.08.8喷气运输机7.09.5超声速战斗机2.55.0AR=8算的L=15.8m梯形比当=0.4时，升力分布接近椭圆形，故许多低速飞机为0.4左右； 减小，可减轻机翼结构重量；减小，有利于布置起落架；

16、 小对防止翼尖失速不利。飞机类型梯形比轻型飞机1.00.6涡桨支线客机0.60.4公务机0.60.4喷气运输机0.40.2超声速战斗机0.50.2=0.4后掠角对于亚声速飞机： =0或0.7,符合要求。机翼参数面积S=31.35m2展长L=15.8m弦长气动弦长前缘后掠角平均气动弦到翼根距离机翼平面图如图：3、机翼其他布局参数安装角翼型迎角5时CL=0.511可取，iw=5(CL，Des巡航时所需的升力系数)统计值喷气客机： 15.3战斗机： -13.6扭转角采用几何扭转-负扭转：从翼根至翼尖， iw 逐渐减小。公务机、喷气运输机：负扭转角 07取扭转角为4上反角在概念设计阶段，主要依据统计值

17、。统计值的大小与飞机布局型式有关。亚声速后掠翼+下单翼，可取3-7对于“T”平尾和下单翼布局，上反角为3左右。故取上反角3飞机类型下单翼中单翼上单翼直机翼572402亚声速后掠翼37-22-52超声速后掠翼05-50-50翼梢小翼采用翼梢小翼，可以减少翼梢外气流漩涡效应，对翼梢处的旋涡进行遮挡，翼梢小翼设计成有弯度，翼梢涡在小翼产生升力，这个升力方向向前，可减小总阻力。內翼后缘拓展目的：增加根部弦长，便于起落架的布置；可降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。增升装置 Clmax起飞 = 1.07 (Clmax起飞 - CLmax)=1.37 Clmax着陆 = 1.07 (Clmax着陆- C

18、Lmax)=1.37根据计算结果选择襟翼类型和尺寸，同时参考统计数据，涡桨支线客机、公务机和喷气运输机一般采用双缝襟翼。故采用双缝襟翼-襟翼相对弦长C襟/C=35% 襟翼展长L襟=5m襟翼型式相对弦长偏转角CLmax对应Clmax的开裂式0%25%50600.6-0.8（=13-14）后退式30%40%40501.31.4（=13）双缝式30%40%40501.41.5（=12）多缝式35%45%50601.61.8（=12）副翼参考统计数据：相对面积 S副/S = 0.06 相对弦长 c副/c = 0.25相对展长 L副/L = 0.35偏角 d副 = 25 统计数据:副翼的相对展长与相对弦

19、长扰流片功用：当非对称打开时，可产生滚转力矩。当在飞行中对称打开时，可增加阻力，起减速作用和增加下降速率。当在着陆时对称打开时，可增加阻力，缩短着陆距离。公务机和喷气运输机一般配置有绕流板。位置：一般位于后缘襟翼的前面机翼梁在概念设计阶段需定义机翼前、后粱的位置。确定前、后粱位置要考虑的因素：结构高度襟翼尺寸和操纵机构所需的空间副翼尺寸和操纵机构所需的空间燃油容积典型的前、后粱位置前粱：1622弦长处，取20%后梁： 6075弦长处，取65%燃油容积通常公务机和运输机的机翼要容纳所有的燃油。燃油一般装入由前、后粱和蒙皮上表面和下表面构成的空间内。燃油容积近似计算：符合要求。机翼纵向位置初步确定

20、X.25 m.a.c=56%*LFus=9.99m七、 尾翼外形设计1、平尾容量纵向机身容量参数：其中，Wfus 最大机身宽度 Lfus 机身长度 SW 机翼参考面积 CW 机翼平均气动弦长由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：公务机的重心变化范围为18%可以得到平尾容量为VH=4.4*18%=0.7922、垂尾容量航向机身容量参数：（Hfus2)(Lfus)/swbw=0.210其中 Hfus最大机身高度 Lfus机身长度 Sw机翼参考面积 bw机翼展长由航向机身容量参数与垂尾容量的关系：可以得到：垂尾容量Vv=0.093、预估尾力臂的长度发动机安装在机身后部，尾力臂=（45-50%）L机身取

21、尾力臂LV=50%LFUS=8.915m根据尾容量和尾力臂长度，计算平尾和垂尾的面积平尾的面积：VH=SH/S*lH/cVH : 平尾容量SH : 平尾面积 可得SH=5.85m2；S ： 机翼面积lH ： 尾力臂c ： 平均气动弦长垂尾的面积VV=SV/S*lV/bwVV : 垂尾容量SV : 垂尾面积S： 机翼面积 可得SV =5m2；lV： 垂尾力臂bW： 机翼翼展4、确定平尾和垂尾的外形数据由平尾外形数据统计值：取展弦比AR=4；梯形比=0.40；升降舵弦长 ce/c=0.35；相对厚度t/c=0.8；后掠角=32.5；由公式可得平尾：展长L=4.84;C根=1.73m；C尖=0.69

22、m;MAC=1.29m;由垂尾外形数据统计值：取展弦比AR=1.0；梯形比=0.50；方向舵弦长 ce/c=0.30；相对厚度t/c=0.8；后掠角=45；由公式可得垂尾：展长 L=2.24m； C根=2.98m； C尖=1.49; MAC=2.32m；5、绘制平尾和垂尾的外形草图平尾：垂尾：八、发动机短舱初步布置已知：风扇直径DF=0.847m； 涵道比= 2.90；总压比OPR=22； 最大使用马赫数MMO=0.7； 总空气流量Wa= 144.694lb/s进气道唇口直径DIH = 0.037Wa+32.2=0.954m;主整流罩最大高度MH = 1.21DF=1.02m;主镇流罩长度LC

23、 = 2.36DF - 0.01(DF*MMO)2=2.0m;风扇出口处主整流罩直径DFO=（0.00036Wa+5.84)2 =0.912m; DMG=（0.000475Wa+4.5)2 = 0.561m;核心发动机气流出口处整流罩直径DJ = (18-55*k)0.5 取DJ=0.4m；燃气发生器后长度LAB=（DMG-DJ）/0.23=0.7m;短舱轴线的偏角和安装角考虑到机翼的下洗现象，进气道轴线应该与来流基本一致。为减小发动机短舱、吊挂与机身之间的干扰阻力，应使短舱与机身之间距离有最佳的最小距离。 为了减少机身尾部的气流死区，降低底部阻力，将发动机短舱轴线向外（尾部向内）偏一角度。九

24、、 起落架布置1、起落架配置形式选择起落架的布置形式主要有前三点式和后三点式，其各自的优缺点如下：后三点式：主支点在飞机重心（质心）之前，在低速飞机上采用较多；后三点式起落架固有的缺点就是在着陆时操纵困难，并有可能产生向前倒立的危险； 后三点起落架的飞机，起飞和着陆滑跑时不稳定前三点式：广泛用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易，具有滑跑稳定性 ；由于机身处于接近水平的位置，故飞行员座舱视界的要求较容易满足 ；着陆滑跑时，可以使用较强烈的刹车，有利于缩短滑跑距离 ；缺点在于前轮可能出现自激振荡现象，即前轮“摆振”，所以需要加减摆器我们设计的公务机，要求操纵简单，起降性能好，安全性

25、高。综合前三点式和后三点式的优缺点，我们选择前三点式起落架。2、确定起落架主要几何参数主轮距 ： B前、主轮距： b停机角 ： Y着地角 ： j防后倒立角 ：g高度 ： h 停机角停机角通常取值范围：=0 4这里取 = 2着地角按飞机所需要的着陆迎角确定因为：着陆=+安装所以：着陆-安装-取=16防后倒立角防后倒立角的取值=+12取=17前、主轮距b原则：1 、前轮所承受的载荷为起飞重量6 20（最佳值815） 2 、b=（0.3-0.4）L机身 3 、要与防后倒立角相协调取前轮承受5%的重量，主轮承受95%的重量b=0.4L机身=7.13m；a=95%b=6.77m；c=5%b=0.36m；

26、起落架高度h原则：1、根据防后倒立角g和着地角 j； 2、在机体上安装和收藏位置的需要；h=c/tang=0.36/tan17=1.18m;起落架宽度B飞机滑行时急剧转弯有侧翻趋势，最小的主轮距应该满足不致使飞机侧向翻倒的要求。防侧翻角一般不大于55度。主轮距要与机翼或机身的连接件和收藏空间协调。防侧翻角防侧翻角一般不大于55度。取=50；机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架Dt x bt27.6in x 9.3in 2个前起落架Dt x bt17in x 5.5in 2个九、 重量估计1、 机身重量Lf机身长度（m）；Bf机身最大宽度（m）；Hf机身最大高度（m）；C2增压机身系数，对于客机取0.

27、79；p客舱内外压差，单位是巴（bar），典型值0.58。Mfus=1171kg2、机翼重量（1）理想的基本结构重量MIPSr为考虑惯性卸载影响的因子，计算公式为： 机翼上未安装发动机（2）修正系数由非理想结构带来的惩罚修正系数和次级机翼结构带来的修正系数的总和为Cx。（3）机身对机翼影响考虑到机翼结构穿过机身结构，当机身变宽时机翼重量会加重。引入系数Cy：（4） 机翼总重3、尾翼重量水平尾翼的重量：垂直尾翼的重量：VD设计俯冲速度，客机的典型值为200m/s。SH 平尾面积； SV 垂尾面积；K12 为尾翼布局系数，范围为1.0-1.5，根据平尾的安装位置来选择。若平尾安装于机身尾段， K1

28、2 选择为1.0；若为T型尾翼，K12 选择为1.5。4、动力装置重量动力装置重量包括发动机、安装、排气系统、短舱等重量，计算公式为：n 发动机数量。C3为推进系统安装系数，对于喷气运输机一般取1.56。Meng为发动机裸机重量，若未知，可按下式估算：BPR为涵道比T0为海平面最大静推力5、系统和设备重量各种系统（但不含起落装置）和设备重量之和为：C4取决于飞机类型的系数：短程客机一般取0.14；中程客机取11；远程客机取86、起落架重量Clg对于客机一般取4-4.5%左右7、使用项目重量包括机组人员重量（含机组人员需要的相关物品）、安全设备（应急氧气和救生艇）、装货设备、水、食品等其中P是乘

29、客人数，nC是机组人员人数，FOP是一个取决于航程的系数，对于中短程客机取12，对于远程客机和公务机取16。8、有效载荷其中：95乘客平均体重（约75kg）与平均行李重量（约20kg）之和；P飞机载客人数；Mfreight不含旅客和行李的货运重量。9、 最大起飞重量10、重心位置估算部件、载荷W（kg）X（m）机翼13448.91平尾、垂尾17420.13机身11718.56（0.48）起落架480(全机重心)动力装置101213.55燃油23088.91固定设备1492(全机重心)有效载荷116910.70(0.60)总和9150由重心计算公式xG= 得到xG=7.9则重心在平均气动弦长的位

30、置得 统计规律对于翼吊布局，重心大约在25平均气动弦长处左右。对于尾吊布局，重心大约在35平均气动弦长处左右。重心调整若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规律，需调整机翼位置。x机翼=-0.6m最终机翼重心为xG=8.31m十一、气动特性分析1、全机升力线斜率：全机升力线斜率CL的计算公式：=6.43CL_w为机翼升力线斜率: =5.02为因子：=1.28为校正常数，通常取值为3.2；其中：dh为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长； Snet为外露机翼的平面面积；Sgross 为全部机翼平面面积。dh=2.413m；b=15.8m； Snet=25.77m2 ； Sgross =3

31、1.35m2；最大升力系数：= 1.57 其中regs取值0。 2、后缘襟翼产生的升力增量：Clmax为增升装置二维剖面的最大升力增量；Sflapped为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积；HL为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘（前缘）襟翼可以近似使用后缘（前缘）后掠角。增升装置二维剖面最大升力增量的估算由于是双缝襟翼所以取 Clmax=1.6Sflapped/Sw=0.633; HL=17；不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）:飞行状态 | 襟翼类型单缝襟翼双缝/富勒式襟翼一般起飞状态710最大重量起飞1520着陆状态3545一般起飞状态升力增量为：0.242最

32、大重量起飞时升力增量为：0.484着陆状态时升力增量：1.09；3、升致阻力因子:巡航构型的升致阻力因子为：=0.049襟翼打开时的升致阻力因子 flap襟翼偏转角度一般起飞状态升致阻力因子:0.059最大重量起飞升致阻力因子:0.059着陆状态时升致阻力因子:0.066：4、摩擦阻力湍流状态的摩擦阻力系数计算公式为：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：对机翼：NR=1.81x107 Cf=1.852x10-3对平尾：NR=1.38x107 Cf=1.932x10-3对垂尾：NR=0.48x107 Cf=2.292x10-3对机身：NR=0.59x107 Cf=2.215x10-3对短舱：N

33、R=0.24x107 Cf=2.582x10-3取（XT/Lb=0.4）5、压差阻力-机身的压差阻力因子为: =1.197K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比-发动机短舱的压差阻力因子： =1.132lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比-机翼的压差阻力因子（尾翼类似）：=1.473(t/c) 为翼型的相对厚度；(x/c)m为翼型最大厚度处的相对位置; 取40%；m为最大厚度位置连线的后掠角; m=23.5；M 为飞行马赫数。-平尾的压差阻力因子：t/c=0.08；(x/c)m=40%；m=24.9;Fwing=1.37；-垂尾的压差阻力因子：t/c=0.08；(x/c)m=4

34、0%；m=36.1；Fwing=1.331；6、干扰阻力 干扰阻力是通过干扰因子Q来计入的。-机身与机翼常规设计中，Q的取值范围一般在1.0 1.2之间；取Q=1；-平尾和垂尾Q=1.2；-发动机短舱尾吊布局：干扰阻力应再取高出20%，即1.26。7、各部件的零升阻力系数飞机各部件的废阻系数为：表面摩擦系数、压差阻力因子、干扰阻力因子乘以部件湿面积与机翼参考面积之比。第i个部件废阻系数的计算公式为：其中：Swet,c为第i个部件湿面积； Sw为机翼参考面积。机翼废阻系数=1.852*10-3*1.473*1*52.56/31.35=4.56*10-3平尾废阻系数=1.932*10-3*1.37

35、*1.2*11.26/31.35=1.15*10-3垂尾废阻系数=2.292*10-3*1.331*1.2*10.09/31.35=1.18*10-3机身废阻系数=2.215*10-3*1.197*1x*12.16/31.35=9.47*10-3短舱废阻系数=2.582*10-3*1.132*1.26*7.2/31.35=8.61*10-48、次项阻力次项阻力是由于附着物、表面缺陷及系统附件安装引起的。机翼次项阻力：机翼型阻的6%机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7%发动机安装次项阻力：短舱型阻的15%系统次项阻力：总型阻的3%驾驶舱风挡：2% 3%的机身阻力机翼次项阻力=6%*4.56*10-3

36、=0.27*10-3机身次项阻力=7%*9.47*10-3=0.66*10-3尾翼次项阻力=7%*2.33*10-3=0.16*10-3发动机安装次项阻力=15%*8.61*10-4=0.13*10-3系统次项阻力=3%*0.017=0.51*10-3驾驶舱风挡次项阻力：2%*9.47*10-3=0.189*10-3总的次项阻力=1.919*10-39、总零升阻力各部件废阻之和次项阻力=0.017+1.919*10-3=0.018910、配平阻力此处不计入配平阻力11、低速构形的附加形阻低速状态下，起落架放下引起的阻力增量：多轮小车式：= 0.00722 WL为飞机最大起飞重量，单位lb；SW

37、 为机翼参考面积，单位ft2襟翼放下引起的阻力增量为：我们采用双缝襟翼没有面积延伸，故可以忽略该阻力；12、单发失效引起的额外阻力发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力）估算公式： =0.0081Af 风扇横截面积SW 机翼参考面积为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力。近似估算：零升阻力的5。即5%x0.0189=0.945*10-313、部件的湿润面积的计算对于机翼和尾翼：如果 (t/c) 0.05; Swet = S外露1.977 + 0.52(t/c)机翼Swet=52.56；平尾Swet=11.26；垂尾Swet=10.09对于机身、短舱和外挂：Swet = K( A俯 + A侧)/2其

38、中：K = （对于椭圆截面）； K = 4 （对于方形截面）A俯 俯视图面积A侧侧视图面积机身Swet =112.16m2短舱Swet =7.2m2 14、 总阻力计算、巡航构形总阻力零升阻力升致阻力压缩性阻力配平阻力 CD=0.0189+0.049CL2起飞/着陆构形-起飞时：总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CD=0.0261+0.059CL2-着陆时：总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CD=0.0261+0.066CL2、第二阶段爬升构型（单发失效）总阻力零升阻力+升致阻力配平阻襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量单发失效引起的阻力增量CD=0.0198+0.049CL2十一、 性能分析1、商载-航程性能最大起飞重量 M0=9150kg最大载客+行李 9*95kg=855kg使用空重 Mempty=6041kg最大燃油 Mfuel=2254kg参考统计数据，确定最大航程为4450km2点：（2670,855） 部分燃油=1958kg 最大载客+行李=855kg 使用空重=6041kg 航程=2670km4点：（3814,800） 最大燃油=2254kg 部分载客+行李=800kg 使用空重=6041kg 航程=3814km5点