大型客机总体设计报告

大型宽体民用客机设计方案

组长：刘县龙 2007300130 组员：朱杰 2007300145

成李南 2007300124 黄鑫 2007300128 王琨 2007300139

任务分配表：

刘县龙 朱杰 成李南 黄鑫 王琨

负责1、2、3章的内容及资料收集，总体修订 负责4、5章的内容 负责7、8章的内容 负责6、12章的内容 负责9、10、11章的内容 目录

前言 .................................................................................................................................................. 4 1 方案论证 ................................................................................................................................... 5

1.1 确定研制目标 ............................................................................................................... 5 1.2 可行性分析 ................................................................................................................... 6 1.3 选择原准机 ................................................................................................................... 7

1.3.1 原准机简介 ....................................................................................................... 7 1.3.2 空客A340-500的基本数据（安装RR Trent 553发动机） ......................... 8 1.4 使用技术要求 ............................................................................................................... 8

1.4.1 飞机系统和设备 ............................................................................................... 9

2 基本构型和型号方案草图 ....................................................................................................... 9 3 飞机初始设计参数的确定 ..................................................................................................... 11

3.1 飞机起飞总重的估算 ................................................................................................. 11

3.1.1 飞机起飞总重的分类 ..................................................................................... 11 3.1.2 估算起飞总重的方法 ..................................................................................... 13 3.1.3 起飞总重的详细估算过程 ............................................................................. 14 3.2 飞机升阻特性估算 ..................................................................................................... 19

3.2.1 确定最大升力系数 ......................................................................................... 19 3.2.2 确定零升阻力系数 ......................................................................................... 21 3.2.3 确定典型极曲线 ............................................................................................. 23 3.3 飞机推重比和翼载荷的计算 ..................................................................................... 24

3.3.1 推重比的确定 ................................................................................................. 25 3.3.2 翼载的确定 ..................................................................................................... 28

4 动力装置的选择与设计 ......................................................................................................... 31

4.1 发动机的选择 ............................................................................................................. 32 4.2 进气道的设计 ............................................................................................................. 34 5 飞机各部件几何参数的计算与选择 ..................................................................................... 40

5.1 机翼几何参数的计算与选择 ..................................................................................... 40

5.1.1 几何参数计算 ................................................................................................. 40

6 机翼和尾翼翼型的选择 ......................................................................................................... 52

6.1 机翼翼型的选择 ......................................................................................................... 52 6.2 尾翼翼型的选择 ......................................................................................................... 54

6.2.1 平尾选择 ......................................................................................................... 54 6.2.2 垂尾翼型 ......................................................................................................... 55

7 飞机重量校验与飞机重心的计算 ......................................................................................... 55

7.1 飞机重量的校验 ......................................................................................................... 55

7.1.1 起飞重量分类 ................................................................................................. 55 7.1.2 重量校验的方法 ............................................................................................. 55 7.2 重心的估算 ................................................................................................................. 57 8 飞机气动特性的分析计算 ..................................................................................................... 58

8.1 升力特性分析 ............................................................................................................. 58

8.1.1 确定最大升力系数 ......................................................................................... 58 8.1.2 升力线斜率的确定 ......................................................................................... 59

阻力特性分析 ............................................................................................................. 60 8.2.1 确定零升阻力系数 ......................................................................................... 60 8.2.2 飞机的阻力系数 ............................................................................................. 61 确定最大升阻比 ..................................................................................................................... 62 9 飞机总体飞行性能参数计算 ................................................................................................. 62

9.1 速度特性 ..................................................................................................................... 62

9.1.1 最大平飞速度 ................................................................................................. 62 9.1.2 失速速度 ......................................................................................................... 63 9.2 高度特性 ..................................................................................................................... 63 9.3 起降特性 ..................................................................................................................... 63

9.3.1 起飞性能计算 ................................................................................................. 63 9.3.2 着陆性能计算 ................................................................................................. 65

10 飞机操纵系统设计与分析 ............................................................................................. 66

10.1 飞机操纵系统分析 ................................................................................................. 66 10.2 余度技术 ................................................................................................................. 66 10.3 本飞机操纵系统设计 ............................................................................................. 68 11 飞机费用分析 ................................................................................................................. 70

11.1 飞机寿命周期费用的构成 ......................................................................................... 70 11.2 飞机寿命周期费用分析的方法以及计算 ................................................................. 70

11.2.1 兰德DAPCA IV模型中工时、费用的组成以及计算................................. 71 11.2.2 兰德DAPCA IV模型中的综合费率（1986年定值美元） ........................ 73 11.3 使用保障费用 ............................................................................................................. 73

11.3.1 燃油费用 ......................................................................................................... 73 11.3.2 空勤人员费用 ................................................................................................. 74 11.3.3 维护费用 ......................................................................................................... 74 11.3.4 折旧费用和保险费 ......................................................................................... 75

12 飞机三面图和几何参数、性能参数汇总 ..................................................................... 75

12.1 三面图 ..................................................................................................................... 75 12.2 各类参数汇总 ......................................................................................................... 76 12.3 各类参数汇总 ......................................................................................................... 76

12.3.1 几何参数 ......................................................................................................... 76 12.3.2 设计参数 ......................................................................................................... 77 12.3.3 重量数据 ......................................................................................................... 77 12.3.4 发动机CF6-80C2B1参数 ............................................................................. 77 12.3.5 性能参数 ......................................................................................................... 78

8.2

前言

研制和发展大型飞机，是《国家中长期科学和技术发展规划纲要（２００６━２０２０年）》确定的重大科技专项，是建设创新型国家，提高我国自主创新能力和增强国家核心竞争力的重大战略举措。研制和发展大型飞机，是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，也是全国人民多年的愿望，对增强我国的综合实力和国际竞争力，使我国早日实现现代化具有极为重要的意义。

中国实施大型客机项目具有以下六大重要意义：

首先，大型客机项目是一个国家工业、科技水平和综合实力的集中体现，对

增强中国的综合国力、科技实力和国际竞争力，使中国早日实现现代化具有极为重要的意义。

其次，航空工业产业链长、辐射面宽、连带效应强，在国民经济发展和科学技术进步中发挥着重要作 用。大型客机是现代制造业的一颗明珠，是现代高新科技的高度集成。

第三，发展大型客机，能够带动新材料、现代制造、先进动力、电子信息、自动控制、计算机等领域 关键技术的群体突破；能够拉动众多高技术产业发展；还将带动流体力学、固体力学等诸多基础学科的重大进展，将会全面地、大幅度地提高中国科学技术水平。

第四，发展大型客机，将更好地满足我国经济发展和人民出行需要，也必将成为一个潜力无限的新的 经济增长点。

第五，研制具有市场竞争力的大型客机，不仅可以为航空工业的发展提供突破口和新的增长点，还有 利于提高中国航空工业的制造能力和管理水平，最终形成强大的航空工业。

第六，中国拥有13亿人口，改革开放以来综合国力和国际地位日益提高，应该拥有自己的大飞机， 这样才与我国社会主义大国的地位相称。

作为大型战略性高技术装备，大飞机的研制兼有政治、经济、国防、技术四重意义。在政治意义上，大飞机能够反映一个民族、一个国家的能力，在鼓舞民族精神、提高民族自信方面，其价值不逊于“两弹一星”和太空飞船。经济上，大飞机具有巨大的市场盈利空间。到2020年我国大约需要新增干线客机1600架，总价值为1500亿至1800亿美元；而到2050年，我国大约还需要更新和新

增干线客机3000多架，加上各类支线客机和民用运输机，总价值在3500亿至4000亿美元之间。这仅仅是国内市场的统计，如果参与国际竞争，大飞机的市场空间将更加广阔。从国防上看，若大飞机研制成功，将使中国实现大型军用飞机的国产化，进一步增强国防实力。从技术上看，大飞机处于产业链的顶端，堪称拉动工业技术链条的“总龙头”，其研制必将有力地拉动中国的技术进步和产业升级，强化民族工业的力量，提升中国在国际产业分工中的地位。因此，无论从哪个方面看，启动大飞机研制，都是势在必行的重大战略决策。

关于飞机设计的步骤：

1 方案论证

1.1 确定研制目标

我国研制大飞机，应在较高层面上追赶世界先进水平，并努力实现超越。考虑到我国将用2-3个五年计划完成大飞机的研制，并且是先军后民，中国研制出大型民用运输机应在20年以后，技术成熟将在30年以后。结合我国国情、当今

形势、未来环境和战略需求，我们选择设计中远程、双通道宽体、400座级飞机 。 空中客车A340系列飞机通过技术削减飞机维护成本，降低了飞机的重量并减少

? 2—3阶段：起飞——起始重量为W2，终止重量为W3，本段燃油系数取

为W3/W2=0.985

? 3—4阶段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度——起始重量为W3，终止

重量为W4，本段燃油系数为W4/W3

由统计值得：W4/W3=0.987

? 4—5阶段：巡航——起始重量为W4，终止重量为W5，本段燃油系数

W5/W4可根据Breguet航程公式计算如下：

W5?RC?exp=0.658

LW4VD??式中各参数物理意义及确定方法如下： 航程R=11500000m

巡航高度11，000m下,音速a=295.2m/s,巡航马赫数Ma=0.85

巡航速度V=0.85*295.2m/s=250.92m/s

最大升阻比取为20，由飞行动力学的知识可知，巡航升阻比为最大升阻比0.866时，取得最大航程：

巡航段升阻比L/D=0.866*(L/D)max=0.866*20=17.32

巡航段发动机耗油率SFC参考747发动机RB211-524G/H的技术数据，取

C=0.581kg/(daN·h)

=0.0001614kg/(daN·s) =0.0001582 kg/(kg·s)

? 5—6阶段：待机——起始重量为W5，终止重量为W6，本段燃油系数为

W6/W5

W6?EC?exp?LW5D0.9 91 待机时间E=20min=1200s

巡航段升阻比L/D=(L/D)max=20 发动机耗油率C=0.0001582 /s

6—7阶段：下降——起始重量为W6，终止重量为W7，本段燃油系数为W7/W6 由统计值得：W7/W6=0.995

? 7—8阶段：着陆、滑行和关机——起始重量为W4，终止重量为W5，本

段燃油系

数为W8/W7

由统计值得：W8/W7 =0.995 则任务燃油系数mff为：

mff????W1??Wi?1????WTO??Wi??i?1,70.?985?0.98?5 ?0.98?5?0.612所以燃油系数为

0.?987?0.6580.9910.995WF?1.06??1?mff??1.06??1?0.612??0.411 WTO其中系数1.06是考虑到飞机有6%的燃油(包括安全余油和死油)不可用 4.计算空重系数WE/WTO

采用拟合经验公式法，拟合公式为：

CWE/WTO?A?WTO?K

对于常规飞机，各系数用统计回归的方法可得：

A 飞机类型 英制lb 农业飞机 0.74 公制kg 0.72 -0.03 C 双发涡浆飞机 喷气教练机 喷气战斗机 军用货机/轰炸机 喷气运输机 K 0.96 1.59 2.34 0.93 1.02 0.92 1.47 2.11 0.88 0.97 ?1.04,???????????????采用变后掠翼 K???0.95~0.85???????采用复合材料-0.05 -0.10 -0.13 -0.07 -0.06

由上表喷气运输机的数据可得A=0.97, C=-0.06；未来的民航客机应广泛采用复合材料，取k=0.85。所以

?0.06?0.06WE/WTO?0.97?WTO?0.86?0.8342WTO

初次计算起飞总重时，将猜测的起飞总重值代入该式，得到一空重系数，因为空重系数中含有待求的起飞总重，故需采用迭代的方法，直到两次求得的起飞总重基本一致。

5、迭代公式 WTO?Wcrew?WPL

WFWE1??WTOWTO 将上面计算的数据和相应的算式代入上式，迭代至两次求得的起飞总重误差小于0.5%。

6、运算结果

W0初值 310000 312935 312635 We /W0 0.39062 0.39043 0.39045 W0计算值 312935 312635 312670 重量差 2535 300 35 312670 312666 312667 0.39045 0.39045 0.39045 312666 312667 312667 4 1 0

所以本机最终的结果为 起飞总重WTO =310，000kg 有效装载重WPL=62，080kg 空重系数me=0.39 空机重WE=122，081kg 燃油系数mf=0.411 任务油重WF=128，506kg

3.2 飞机升阻特性估算

飞机的升力、阻力特性是性能分析的重要原始数据。在方案论证和方案设计阶段，飞机的布局参数还未最终确定，因此获得初始方案的气动力数据主要靠简捷的工程估算方法。有时，也可以对同类飞机的统计分析方法得到。在方案确定以后，必须进行风洞实验，利用风洞实验获得飞机的升阻特性。

3.2.1 确定最大升力系数

最大升力系数决定于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及其几何形状、Re数、表面粗糙度以及来自飞机其他部件的影响，如机身、发动机短舱、起落架等的干扰。平尾的配平力将增大或减小最大升力。

大多数飞机在起飞和着陆状态时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比加速和爬升时所期望的阻力还要大。因此一般起飞时襟翼使用大约一半的最大偏角，起飞时的升力系数是着陆时的80%。

对于本型号，采用常规布局，尾翼将起到配平力矩、减小升力的作用。 由于飞机起飞重量大，需要选用大升力翼型，将选用先进的襟缝翼，而且考虑加装翼梢小翼。升力系数的精确得出需要实验与经验结合，在初步设计阶段，可以根据下表给出的统计值初步估算。

在初始设计阶段，上表所列值已经足以“选择”满足任务要求和与襟翼参数相对应的CLmax。为了获得CLmax 的较好初始估计值，需要求助于实验结果和经验数据，下图给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线（统计分析），适用于展弦比在4~8的飞机。

原准机的展弦比为7.7，1/4弦线后掠角37°30′，外侧低速副翼、内侧高

6.3 尾翼几何参数的计算与选择

6.3.1尾翼面积的计算

平尾：

SHT?cHTcSWLHT （6.3.1）

垂尾：

SVT?cVTbwSWLVT （6.3.2）

式中，

cHT，cVT，bw，SW，LHT，LVT, c分别为平尾尾容系数，垂尾尾容系

数，机翼翼展，机翼参考面积，平尾力臂，垂尾力臂和机翼平均气动弦长。LHT，LVT一般取机身长度的40%~50%，此处取： LHT=LVT=40%Lf=25.83 m

又：bw= 64.55 m Sw= 564.69 尾容系数根据参考资料-的统计值，取

cHT c=9.15 m

= 0.73

cVT= 0.10

代上述各数据得： SHT= 146.03

6.3.2 平尾参数的选择

SVT= 141.12

根据现代飞机统计数据所得的水平尾翼的展弦比和根梢比数值

?3.5~4.5 (A>4.5)? Ah=?2~3 (A<4.5)

?h=1/2.0~1/3.5 综合考虑，在此取：

A= 4 ?h=1/2.5 展长：bHT=A?SHT= 24.17 m

翼根弦长： croot?2SHT2?146.03??8.63m

bHT(1??h)24.17?1.4翼尖弦长：ctip??croot?0.4?8.63?3.45 平均气动弦长：

2croot(1??h??h2)2?8.63?(1?0.4?0.42)C???6.41m

3(1??h)3?(1?0.4)取croot=8.6 m ，代入上式得：bHT=24.32 m 取bHT=24.2m ，代入上式得：SHT=146.41 将这些数据代入（6.3.1）式解得：

bHT2此时：A=SHT= 4.04

cHT

= 0.732

考虑后掠角度：

?1/4420 =

（*选择后掠尾翼时，要满足Mcrt>Macrw,即尾翼要比机翼后失速，实际上尾翼的后掠角通常比机翼的后掠角大3~5） 综上，平尾主要几何参数如下：

SHT （m） bHT （m） croot （m） 2cHT A 4.04 ?1/4 (?) 146.41

24.2 8.63 0.732 37.5 6.3.3 垂尾几何参数的计算与选择

根据统计数据，展弦比和根梢比分别取为： ?V =1.0 ?V=2.5

考虑到平尾与垂尾要协调安装，故，垂尾的弦长与平尾的弦长要一致。则： SVT= 141.12

1/4弦线后掠角：?1/4 =300

尾容系数代入（6.3.2）中重新计算，结果为： cVT=0.10 综上，垂翼几何参数如下： SVT 141.12

6.3.4 尾翼控制面的几何参数:

方向舵与升降舵均安装在翼面弦长的30%处，至于各方向舵的偏角此初始设计阶段暂不考虑。

6.4 起落架几何参数的计算与选择

1) 起落架形式选择

起落架为飞机的起飞着陆装置，它保证飞机的滑跑、起飞、着陆、着陆后滑跑以及机场动滑行。根据现代飞机的设计习惯，起落架形式选择前三点式，事实上这也是符合适用性的，前三点式起落架可以提高飞机着陆速度，具有起飞滑跑和着陆滑跑稳定性，前支柱可以自由转动，保证飞机的转向能力。

前三点式还有下列优点：

a) 在起飞滑跑、着陆和着陆滑跑时驾驶要求比较简单； b) 机身处于水平位置，驾驶员视野好； c) 着陆时为了实现短距可以强力刹车； d) 可以直接从下滑进入着陆。

bHT (m)

C (m) 6.41 cVT A 1.0 24.2 0.10 该大型民航客机采用前三点式起落架，一般，停放时，前起要承担全机重的6%~12%。下面是起落架的几个重要参数的选择与计算。

6.4.1停机角?：

飞机的水平基准线与跑道平面之间的夹角。其最佳应能是飞机起飞滑跑距离最短。 根据统计值：

? 取：?=2

6.4.2防后倒立角?：

为防止尾部倒立事故，角不能过小，但也不能过大，以防止前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，并防止机尾触地，能以较大迎角起飞。 取：?=15

?6.4.3主轮伸出角?： 防止飞机着陆时向后倾覆。

?取：?=17

6.4.4纵向轮距b:

b=(0.3~0.4)Lf Lf：机身长度 取：b=0.35 Lf =22.60 m

6.4.5前轮伸出量a：

保证停机时前轮上承受的载荷为飞机重量的6%~12%，则： a=(0.94~0.88)b 取：a=0.92b=20.79 m

6.4.6主轮距B：

主起落架轮距应按飞机起飞，着陆及滑行转弯时的稳定性要求来确定。考虑

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