飞机总体设计作业

给定参数

range
people number

cruise altitude
The mission profile of aircraft is divided as takeoff, climb,cruise and landing
aspect ratio of win
wetted area ration

重量估算

• 第一步：确定有效任务载荷
• 第二步：起飞总重
  考虑到设计的飞机人员数量大于六百，因此该飞机为重型干线客机，查表，选取空机重量系数为0.45，燃油重量系数为0.36，因此猜测起飞重量
  下面计算巡航阶段然后系数
  其中巡航段航程
  巡航高度11000m的声速
  查表得蒙皮摩擦阻力系数为
  零升阻力为
  估计机翼前缘后掠角为
  奥斯瓦尔德效率因子为
  巡航段的升阻比为
  马赫数
  巡航阶段燃油系数满足关系式
  因此巡航段燃油系数
  根据飞机任务需要，求出任务燃油系数为：
• 第三步：任务油重
  任务燃油重量最终为：
• 第四步：确定飞机使用空重试探值：
• 第五步：求空重试探值：
• 第六步：求出空重的许可值。
• 第七步：比较空重许可值和试探值，若其差值小于0.5%，则求出起飞重量，否则取估计起飞重量和当前求出的起飞重量的中间值为下次迭代的估计起飞重量，重复第三到第六步。
  代入程序，得到起飞重量为3768918.6275449987N，迭代次数为34

源码

# create by lippon
# 2019-10-27
def fun(W_TOguess, W_PL, m_ff, m_e, times):
    W_F = 0
    W_OEtent = 0
    W_Etent = 0
    W_E = 0
    time = 0


    while True:
        time += 1
        W_F = (1 - m_ff)*W_TOguess
        W_OEtent = W_TOguess - W_F - W_PL
        W_Etent = W_OEtent - W_TOguess * 0.005
        W_E = W_TOguess * m_e
        W_TO = W_E + W_TOguess * 0.005 + W_F + W_PL

        if abs(W_E - W_Etent)/W_E < 0.005 or time > times:
            break
        else:
            W_TOguess = (W_TOguess + W_TO)/2

        print(time)

    return W_TO

print(fun(2887389, 519204, 0.79, 0.65, 100))