飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：0~10000m<25分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h一、相近飞机资料收集：二、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。

-起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。

安装于机身三、确定主要参数重量的预估1．根据设计要求：–航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M–巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．预估数据（参考统计数据）–耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝143．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a Range W W final initial )ln(代入数据：Range = 1242nm ；a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/lb (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得：115.1=finalinitialW W103.0tocruisefuel finalto cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off 002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 187.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：175.0049.0003.0000.0103.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值to W80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs fuel W14000 lbs 17500lbs 21000lbspayload W14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs avail empty W51400 lbs67900lbs84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6．所以最终求得的重量数据：emptyW18688 kg 0.608 fuelW5376 kg 0.175 payloadW6650 kg 0.216 toW30723 kg 1 推重比和翼载的初步确定界限线图翼载荷(N/m2)推重比地毯图最大起飞重量（kg）选取翼载荷W/S=4500 2N/m; 推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8五、机身外形的初步设计1．客舱布置单级：全经济舱14排每排5人共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱剖面图：2．机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度：4.32m中机身长度：13.97m后机身长度：7.62m机身总长：25.9m上翘角：14degλ7.6（M较低时，选用较小长径比）长径比=六．机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5ρV²S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为4500N/m²），选择型号为NASA SC(2)-04041．展弦比AR=82．梯度比λ=0.4，原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起落架布置。

图如下：3．后掠角：Λ=25°后掠角不能太多太小，变化如下图：4．机翼厚度分布：平均厚度取0.10变化如图：阻力发散M大约是0.81>0.8。

5．机翼参数如下：面积S=66.64m2展长L=23.08m弦长=4.12m=1.65m气动弦长：=3.06m前缘后掠角：=1.54平均气动弦长到翼根距离为4.02m机翼平面图如下：6．机翼安装角：翼型迎角2°时CL=0.4818可取，iw=2°扭转角采用负扭转：可以延缓翼梢气流失速。

7.采用上反角：增加侧向稳定性和荷兰滚稳定性。

并且可以增加外挂和地面距离。

据统计值，中平尾取上反角4°8．翼梢形状：采用翼梢小翼结构，可以减少翼梢外气流漩涡效应，对漩涡进行遮挡，并且翼梢涡在翼梢小翼上产生升力，方向向前，减少阻力。

9．内翼后缘扩展：可以增加根部弦长，便于起落架布置，降低根部弦剖面升力系数，便于气动设计。

10．增升装置选择：=1.2=1.8可以选择三缝襟翼和前缘缝翼结合。

/C=0.35襟翼相对弦长C襟=8m襟翼展长L襟11.副翼选择：根据统计，可取如下数据：S副/S=0.0625c副/c=0.25L副/L=0.25偏角=30°12．扰流片布置在后缘襟翼前面13．燃油容积计算，根据公式：=5833kg>5376kg 符合要求。

14．机翼到机身前头距离:X.25 m.a.c=46%xL Fus=11.6815.机翼外形如图：尾翼1．平尾外形参数：纵向机身容量参数：=1.47其中：由纵向机身容量参数与平尾容量的关系：可以得到：平尾容量V H=4.352*32%=1.39 其中：32%是重心变化范围取尾力臂L H=50%L FUS=12.95m，AR=4.0，λ=0.4，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=66.64M2，机翼平均MAC=3.06M 可得：平尾面积S H=21.88m2,展长l=9.36m，c根=3.3m，c尖=1.32m，平尾MAC=2.34m由统计值：升降舵弦长取c e/c=0.32平尾相对厚度t/c=0.06 其中：c为平尾弦长，t为厚度翼型选择：NACA 0006平尾形状如图：2．垂尾尾外形参数：航向机身容量参数：=0.195其中：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=0.098取尾力臂L V=50%LFUS=12.95m，AR=1.5，λ=0.8，χ=30°由公式：其中：机翼面积S=66.64M2，机翼展长bw=23.08m 可得：S v/S=17.4%,垂尾面积S v=11.64m2,展长l=4.2m，c根=3.07m，c尖=2.46m，垂尾MAC=2.77m由统计值：方向舵弦长取c e/c=0.30垂尾相对厚度t/c=0.09 其中：c为垂尾弦长，t为厚度垂直尾翼翼型：NACA0008垂尾形状如图：七、发动机短舱初步布置已知：DF=49in 涵道比μ=5 总压比28 最大使用马赫数0.8 总空气流量Wa=666.6lb/s进气道唇口直径DIHDIH = 0.037W a +32.2在无风海平面和ISA 下起飞额定推力的总空气流量W a =666.6lb/s DIH = 0.037*666+32.2=56.84 in = 1.44 m主整流罩最大高度M HM H = 1.21D F风扇直径D F =49in=1.22 m M H = 1.21 * 1.22m = 1.48 m主镇流罩长度LCLC = [2.36D F - 0.01(D F M MO )2] 最大使用马赫数M MO =0.8LC = [2.36*1.22 - 0.01*(1.22*0.8)2] m = 2.87 m风扇出口处主整流罩直径DFOm n W DFO a 26.156.49)84.500036.0(2==+=μDMGm in W DMG a 94.037)5.4000475.0(2==+=μ核心发动机气流出口处整流罩直径DJDJ = (18-55*k)0.5 Where 2.211ln ⎭⎬⎫⎩⎨⎧⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=OPR W K a μ取DJ=0.94m燃气发生器后长度LABLAB 取1m短舱轴线的偏角和安装角偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角 -2°安装角：短舱轴线相对于当地翼面弦线的夹角 0°。

八、起落架布置前三点式 停机角 ︒=2ψ着落角︒=16ϕ防后倒立角 ︒=17γ主轮距=B 4.68m前、主轮距 b=0.4L fus =0.4×25.9=10.36m高度=h 3.0m机轮布置轮胎数目与尺寸主起落架 40in * 14in 2个 前起落架 24in * 7.7in2个九、重量估算与指标分配机身重量2)2(5.1(2)84.575.9(f f f f f f FUSH B H B L B p C M +⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-++= f L ——机身长度 (m) m L f 9.25= f B ——机身最大宽度 (m) m B f 4.3= f H ——机身最大高度 (m) m H f 4.3=2C ——增压机身系数，客机取0.79p ——客舱内外压差，单位是巴 (bar), 典型值0.58kg M FUS 3837=机翼重量(1) 理想的基本结构重量M IPS54.0)]/1(2.0[1103.30810sec sec )1(12.11.0/200125.465.15.24.0256.66830723)72.01(2.2)44.034.01(3/sec sec )1(19200655.05.25.175.0075.12025.0225.005.025.15.05.10=-+-=⨯=⨯⎥⎦⎤⎢⎣⎡+====⨯==︒=====⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡+-⎪⎭⎫ ⎝⎛++-=+=+=M M r S M rA N f sm V N CmS A kg M A S A M S m f r N S A m m m M M ZW a D r a c rC IPSϕφλττλϕφλλτλλττϕφλ0049.0033.0==r C m m(2)修正系数0826.00005005.0002.00015.0007.0012.0004.002.030723×105.303.0022.0005.002.001.0003.0004.001.0004.00015.0001.05.05=+-++++++⨯-+-++++++++=-x C (3)机身对机翼影响147.0/1])431(0027.0)51[(13.12===+--=b B C f y βλββ(4)机翼总重=++=0)(M C m m C M x r C y wing 3702kg尾翼重量水平尾翼的重量：kg S V M HD H 431047.024.1==垂直尾翼的重量：kg S V k M VD V 158047.015.112==动力装置重量kg M nC M eng pow 35413==系统和设备重量kg M C M sys 430104==起落架重量kg M C M 13830lg lg ==使用项目重量kg P F n OP c 152085=+有效载荷kg M P M freight payload 665095=+=最大起飞重量kgM M M M M M M M M M 307230=++++++++=燃油系统和固定设备起落架动力尾翼机翼使用项目商载机身重心位置的估算1． 各部件重心位置估算有效载荷 6650 11.98 总和30732由重心计算公式x G =∑∑iimg mgx )()(得到x G=13.14m 则重心在平均气动弦长的位置得x G =06.392.1014.13-×100℅=72.55℅2.飞机重心位置的调整 （1）调整机翼得△x 机翼=1.32 可知机翼需向前移动1.32m 即x 机翼=12.17-1.32=10.85m （2）调整装载、设备得△x 装载=-5.4m得x 装载=11.98-5.4=6.58m则得最终机翼重心为x G =11.976m 即x G =06.392.10975.11-×100℅=34.48℅十、气动特性分析1.全机升力线斜率：ξ为因子：=1.29机翼的升力线斜率：=5.02全机的升力线斜率：=6.48其中：d h =3.4m，b=23.08m，S net = 56m2，S gross=66.6m2，A R=8最大升力系数：=1.682.后缘襟翼产生的升力增量：当起飞时Βflap=20°，当着陆时Βflap=45°，b f/b=0.7，ΛQchd=25°采用三缝襟翼可以计算的：起飞时升力增量为0.6着陆时升力增量为1.33.前缘襟翼产生的升力增量：=0.33其中：b flap=1.04.升致阻力因子：巡航构型的升致阻力因子为：=0.049起飞时升致阻力因子为：=0.05着陆时升致阻力因子为:=0.03775.部件的湿润面积计算：机翼：=56x（1.977+0.52x0.10）=113.6m2平尾：=21.88x（1.977+0.52x0.06）=43.9m2垂尾：= 11.64x（1.977+0.52x0.08）=23.5m2机身：K=3.14=276.8其中：短舱：=13.3m26.巡航下的极曲线：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1对机翼：N R=1.81x10^7C f=2.812x10^-3对平尾：N R=1.38x10^7C f=2.54x10^-3对垂尾：N R=1.64x10^7C f=2.47x10^-3对机身：N R=2.01x10^7C f=2.40x10^-3对短舱：N R=0.83x10^7C f=2.76x10^-3(2).形阻因子：机翼形阻因子：=1.02平尾形阻因子：=1.124垂尾形阻因子：=1.188其中：ξht=0.5机身形阻因子：=1.154其中：l fuse=25.93m，d v=3.4m 短舱形阻因子：=1.37其中：d nac=1.4mL anc=2.87m(3).零升阻力：=1.305/66.64=0.0196其中:(4).巡航下极曲线图：C D =C D0 +C Di=0.0196+0.049C L2图形如下：7.起飞着陆时时的极曲线：一. 起飞时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.167对机翼：N R=0.49x10^7C f=3.11x10^-3对平尾：N R=0.37x10^7C f=3.27x10^-3对垂尾：N R=0.44x10^7C f=3.18x10^-3对机身：N R=0.55x10^7C f=3.06x10^-3对短舱：N R=2.3x10^6C f=3.56x10^-3 （X T/L b=0.2）(2).零升阻力：=0.022(3).起落架放下引起的阻力增量：=0.0176(4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 2.7x10^-5(5).起飞总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.022+0.050C L2+0.0176+0.000027=0.0396+0.050C L2(6).起飞时极曲线图：二. 着陆时：(1).摩擦阻力系数：其中：湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数：其中：X mf=0.74，X T/L b=0.1，M=0.206对机翼：N R=0.53x10^7C f=3.07x10^-3对平尾：N R=0.40x10^7C f=3.22x10^-3对垂尾：N R=0.48x10^7C f=3.13x10^-3对机身：N R=0.59x10^7C f=3.02x10^-3对短舱：N R=0.24x10^7C f=3.53x10^-3 （X T/L b=0.15）(2).零升阻力：=0.022(3).起落架放下引起的阻力增量：=0.0176 (4).襟翼放下引起的阻力增量为：= 1.4x10^-4(5).着陆时总阻力：C D=C D0+C Di+C D-LG+C D0-flop=0.022+0.0377C L2+0.0176+0.00014=0.0396+0.0377C L2(6).着陆时极曲线图：8.第二阶段爬升单发停车时极曲线：(1). C D0=0.022(2).襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量:=2.7x10^-5(3).单发失效引起的阻力增量:风车阻力：=(0.3x1.21)/66.64=0.0054其中：②为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力: 约5%C D0=0.0011③单发失效阻力增量C D0-lose =0.00663(4).第二阶段爬升单发停车时总阻力： C D =C D0+C D+C D0-flop +C D0-lose=0.022+0.050C L 2+2.7x10^-5+0.013 =0.035+0.050C L 2(5).第二阶段爬升单发停车时极曲线图：十一、性能分析商载—航程图最大起飞重量 kg M 307230=最大载客+行李 180*95kg=6650kg使用空重kg M empty 18688=最大燃油 kg M c 5833 所以3点 ( 2762, 6175)最大燃油=5833kg部分载客+行李=6175kg使用空重=18688kg航程2726km2点 (2350, 6650)使用空重=18688kg最大载客+行李=6650kg部分燃油=5385kg航程=2350km4点（3576，0）使用空重=18688kg最大燃油=5833kg航程=3576km起飞距离TOFL=857.4+28.43INDEX+0.0185INDEX ²INDEX=1634m进场速度商载(kg) 航程(km)max 213.1L Lstall lstal a SC M V V V ρ==stall V 为飞机着落时的失速速度 L M 为飞机着落重量=26840kg 3/225.1m kg =ρ为机场空气密度 98.2max =L C 为飞机着落状态时的最大升力系数 s m V a /52.60=着落距离计算进场速度时得到失速速度stall V =46.55m/s=90.49knots 由下图可知：查上图可得：着陆距离d=2500ft=762m。