南京航空航天大学飞机总体设计报告——150座级客机概念设计011110XXXXXX设计要求一、有效载荷–二级布置，150座–每人加行李总重，225 lbs二、飞行性能指标–巡航速度：M 0.78–飞行高度：35000英尺–航程：2800（nm）–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。
–起飞场长：小于2100（m）–着陆场长：小于1650（m）–进场速度：小于250 （km/h）飞机总体布局一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置（一）平尾前、后位置与数目的三种形式1．正常式（Conventional)优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。
缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard）优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用3．无尾式( Tailless )优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。
2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失2. 起飞着陆性能不容易保证采用情况：少量军机采用综上所述，采用正常式尾翼布局（二）水平尾翼高低位置选择(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾选择平尾高低位置的原则1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
2.避开发动机尾喷流的不利干扰综合考虑后，选择上平尾（三）垂尾的位置和数目位置-机身尾部-机翼上部数目单垂尾：多数飞机采用单垂尾，高速飞机加装背鳍和腹鳍双垂尾：1.压力中心的高度显著降低，可以减小由侧力所造成的机身扭矩。
2.可显著地降低其侧向的“雷达散射截面”无垂尾：飞翼式布局飞机综上所述，选择单垂尾，上平尾二、机翼的平面形状及其在机身上的安装位置直机翼的特点优点：1.升力线斜率大。
2.低速翼剖面的相对厚度比较大，结构布置、强度和刚度以及重量问题易解决。
缺点：1.速度快时，机翼尾部易失速2.临界M数小，机翼容易产生激波导致，过早出现波阻后掠翼的特点优点：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。
缺点：1.气动方面：在大后掠角和大梯形比情况下，大迎角时翼尖容易先失速，从而使飞机的稳定性和操纵性变坏。
2.对机翼结构布置及其强度、刚度和重量特性的影响不利。
三角翼的特点优点：1.具有小展弦比和大后掠角的特点，其跨音速气动特性良好，气动焦点变化较平稳。
2.根弦较长，在翼型相对厚度相同情况下，可得到较大的结构高度。
3.三角翼的气动、强度、刚度和重量特性均较好。
缺点：1.升力线斜率较小，飞行速度较小时需较大的迎角，才能提供足够的升力。
2.对于小展弦比大后掠角的三角翼，当迎角较大时，将产生强烈的下洗气流，尾翼布置困难。
后掠翼、三角翼与小展弦比机翼的比较现代民航客机采用机翼的平面形状及其在机身上的安装位置三、发动机（进气道）数目和安装位置发动机数目-单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差-双发（多发）：生存力强安装位置-单发：机身（前、后）-双发：（a）机身尾段（b）机翼下部（c）机翼或尾翼根部（d）短舱翼吊与尾吊布局比较进气道布局头部进气道：1.布置紧凑，机身截面小，进口气流均匀，机炮对进气影响小；2.机头不能装雷达天线或仅装小的雷达天线。
两侧进气道：进气道短，内管损失小，机头便于装雷达天线，结构较复杂。
短舱式：1.进气道短，不占机身内部空间，对内部布置和结构布置无干扰；2.但要增加额外的阻力。
腹部进气道：大仰角进气的性能好，有利于提稿飞机的机动性能。
背部进气道：可利用机身或机翼遮挡进气道，有利于提高隐身性能。
对比后选择，在机翼上吊装两台涡轮风扇发动机四、起落架的型式和收放位置后三点优点：1.尾轮小而轻，设计简单；2.可以利用气动阻力提供减速力。
缺点：1.着陆时操纵困难；2.起飞和着陆滑跑时不稳定；3.后三点起落架不能用于喷气式飞机。
前三点优点：1.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。
2.具有起飞着陆时滑跑的稳定性。
3.飞行员座舱视界的要求较容易满足。
4.可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
缺点：前轮可能出现前轮“摆振”现象对比后选择：前三点式起落架，安装在机翼上，收起放在机身舱机身外形的初步设计一、客舱布置根据客机的设计参数,要求设计一架座数位150的客机,客舱可设计成二级布置的单通道形式:头等舱12人3排每排2x2人座椅宽度：28in过道宽度：27in座椅排距：36in经济舱138人23排每排3x3人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱布局大概如下：二、客舱剖面形状：圆形——表面面积小，有利于减少摩擦阻力；——对于气密舱，有利于承受内压。
宽度：每排座椅：3+3座椅宽度：20in过道数：1过道宽度：19in高度：客舱高度149in——考虑到结构要求，将直径和横截面形状适当放大10in得到149in地板高度：91in——根据同类客机的设计，地板高度=客舱高度x61%内舱剖面形状见下图三、机身外形尺寸机身设计的基本要求•装载要求：有足够大的内部容积–民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。
•气动要求：气动阻力小•结构要求:有利于结构布置–机翼、尾翼安装–发动机尾吊布局•适航要求抗坠毁性–应急撤离机身中段设计当量直径D中的确定:D中=DWS+2CSW+2Ttp+2HfwDWS:并排座椅最大宽度（139in）CSW: 扶手与侧壁间距Ttp: 客舱装饰层厚度Hfw：机身框结构高度参考同类150客机的设计，可得到：D中=216in中机身长度L中的确定：L中=N1×Lls+N2×Lsf+N3×Lbg+N4×LeeN 1 ×Lls: 每侧座椅数×座椅排距N 2×Lsf: 每侧服务模块数×相应尺寸这里主要指衣帽间、厨房、洗手间N 3×Lbg:每侧登机口数×登机门宽度N 4 ×Lee:每侧应急出口数×应急出口宽度总结计算得到 L中=1010in机身前后段设计：（参照同类飞机可得到）L前=220in L后=340in综上可得到机身外形大致如下：当量直径D中：216in前机身长度L前：220in中机身长度L中：1010in后机身长度L后：340in机身总长L ： 1570in （39.878m）上翘角： 14deg确定主要参数一．重量的预估1．根据设计要求：–航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.78M–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 ＝0.6 lb/hr/lb=0.0612 kg/(h·N)（涵道比为6） –升阻比L/D ＝17.63．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a Range W W final initial )ln(代入数据：Range = 2800 nm ；a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6) L/D = 17.6 M = 0.78 计算得：237.1=finalinitialW W192.0237.111)(11to cruise fuel final to cruise of end to cruise fuel =-=-=-=-=finalinitial W W 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 192.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8 Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：264.0049.0003.0000.0192.0016.0002.0001.0001.0tofuel 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W100,000 lbs 150,000 lbs 200,000 lbs toW26,400 lbs 39,600 lbs 52,800 lbs fuelW33,750 lbs 33,750 lbs 33,750 lbs payloadW39,850 lbs 76,650 lbs 113,450 lbs availempty交点：(170728,91906)6．所以最终求得的重量数据：W91906 lbs 0.538emptyW45072 lbs 0.264fuelW33750 lbs 0.198payloadW170728 lbs 1to二．翼载荷和推重比1．界限线图根据设计要求参数，用MATLAB绘制界限线图如下：2．地毯图选取推重比和翼载荷的基本原则为：•翼载荷的值尽量靠右•推重比的值尽量靠下•留有充足的余量综上，选取推重比T/W=0.31；翼载荷W/S=5000（N/m²）对比同类型其他客机的推重比、翼载荷选取数据如下：可见结果合理。
发动机选择一、发动机种类的选择同类型飞机都采用的涡轮风扇发动机，故选取涡轮风扇发动机为飞机发动机。
二、发动机参数的选择1.涵道比、增压比、涡轮前温发动机参数对直接使用成本的影响参考此图，发动机涵道比选择为6.0左右。
增压比、涡轮前温度上升，热效率提高，发动机复杂性提高，成本及维修费用提高。
W=170728 lbs，T=170728x0.31=52925.68 lbs 由推重比T/W=0.31，to故每台发动机的推力需达到26500 lbs。
查数据可得，选取CFM56-5A3，推力为26500 lbs，涵道比为6.0，推重比5.30，压缩比为31.3，涡轮前温度1263°C（A1），净重4995lb，符合要求。