飛機(jī)總體大作業(yè)——四代機(jī)設(shè)計(jì)方案2

1、超音速巡航飛機(jī)0.0025 取 S浸濕/S參考=3.2 =0.0025×3.2=0.008 其中：CD0 為零升阻力(廢阻力)系數(shù)，CL 為升力系數(shù)；K為誘導(dǎo)阻力 因子，A為機(jī)翼展弦比，e為奧斯瓦爾德效率因子。 其中 =4.61（1-0.045×2.30.68）（cos42°）0.15-3.10.9596 亞音速下 （L/D）max=0.5(Ae/CD0)0.5=14.7 26推重比的確定T/W直接影響飛機(jī)的性能。一架飛機(jī)的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達(dá)到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動機(jī)越大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多，從而使完

2、成設(shè)計(jì)任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。T/W 不是一個常數(shù)。在飛行過程中，隨著燃油消耗，飛機(jī)重量在減小。另外，發(fā)動機(jī)的推力也隨高度和速度變化。當(dāng)提到飛機(jī)的推重比時，通常指的是在海平面靜止?fàn)顟B(tài)（零速度）和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、而且是在設(shè)計(jì)起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。對于戰(zhàn)斗機(jī)，另一個常被提到的推重比是格斗(作戰(zhàn))時的推重比影響起飛推重比的主要性能指標(biāo)有：(1) 起飛性能(2) 最大平飛速度(3) 加速性(4) 巡航性能(5) 爬升性能(6) 盤旋性能(7) 最小平飛速度推重比估算的幾點(diǎn)說明：1 為滿足各個性能指標(biāo)的要求，需根據(jù)各個性能指標(biāo)所確定的推重比的最大值來確定全機(jī)的推重比。2 在起飛翼載荷 確定

3、的情況下，可以由起飛性能要求(起飛滑跑距離)來估算起飛推重比。3 起飛推重比也可以用統(tǒng)計(jì)方法給出。推重比的統(tǒng)計(jì)值飛機(jī)類型典型裝機(jī)推重比噴氣教練機(jī)0.4噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī))0.9噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它)0.6軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)0.25噴氣運(yùn)輸機(jī)0.25(1)在空中格斗時: =0.9 , W27648 kg所以T24883kg(2) 在其他的狀況下 ：0.6 , W27648 kg所以T16589 kg鑒于我們設(shè)計(jì)噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)要求，故我們可以取飛機(jī)的推重比為0.75。我們已經(jīng)估算得飛機(jī)的重量（W）是27648千克0.75 W27648 kg所以T20736 kg4起飛推重比T/W 也可以用相關(guān)性

4、能指標(biāo)統(tǒng)計(jì)給出的經(jīng)驗(yàn)公式來計(jì)算。=AAC噴氣教練機(jī)0.4880.728噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī))0.6480.594噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它)0.5140.141軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī)0.2440.341噴氣運(yùn)輸機(jī)0.2670.363最大平飛速度M=2.3在空中格斗時：A0.648， C0.594， M=2.3， W28720 kg =30522kg同理在其他的狀況下 ： A0.514， C0.141， M=2.3， W28720 kg = =16601kg鑒于我們設(shè)計(jì)戰(zhàn)斗機(jī)的技術(shù)要求：我們根據(jù)黃金分割定律可得，其推力可近似計(jì)算：kg 5 有些性能指標(biāo)既與起飛推重比有關(guān)，也與起飛翼載荷有關(guān)，因此起飛推重比和

5、起飛翼載荷不是兩個相互獨(dú)立的參數(shù)，一般不能獨(dú)立求解，需要一起進(jìn)行優(yōu)化。綜上所述我們可以近似算得推力T21918kg故推重比為=21918/27648=0.79327 翼載荷的確定u 根據(jù)失速速度確定翼載荷:飛機(jī)水平飛行時，升力等于飛機(jī)的重量。在失速速度下水平飛行時，飛機(jī)處于最大升力系數(shù)狀態(tài)。因此，可得到 所以，翼載荷表達(dá)式為 初步估算時,根據(jù)任務(wù)要求及參考樣機(jī),我們?nèi)∈偎俣?140km/h=38.9m/s,最大升力系數(shù)取典型值2.6。代入數(shù)據(jù)計(jì)算得翼載荷W/S=380.u 根據(jù)機(jī)動過載確定翼載荷:在給定過載系數(shù)時所允許的最大翼載計(jì)算公式為:代入各具體參數(shù)，并將格斗時的翼載荷換算為起飛翼載荷，

6、最后計(jì)算得起飛翼載荷為420。u 根據(jù)升限確定翼載荷： 在升限高度上，平飛時升力等于重量W，即 所以翼載荷的表達(dá)式為 在給定的升限高度處，查出各參數(shù)值，代入上式求得滿足升限的翼載荷為413。u 根據(jù)航程確定翼載荷：為了達(dá)到最大的航程，翼載荷的選取必須使巡航條件下有高的升阻比L/D。對于噴氣式飛機(jī)，在零升阻力等于誘導(dǎo)阻力3倍時的飛機(jī)狀態(tài)下達(dá)到最大航程，由此可導(dǎo)出為優(yōu)化噴氣式飛機(jī)航程而選擇翼載荷的公式，即 將具體數(shù)據(jù)代入上式求得航程最大時的翼載荷為459。u 根據(jù)航時確定翼載荷： 為了達(dá)到最大的巡航時間，翼載荷的選取應(yīng)提供一個高的升阻比。對于噴氣式飛機(jī)，最優(yōu)待機(jī)是在最大條件下取得。 471。u 翼

7、載荷的選?。哼x取其中的最小值作為飛機(jī)的翼載荷380。第三章 總體方案設(shè)計(jì)3.1總體布局選擇3.1.1方案一：總體布局為三翼面布局三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)：（1）綜合了常規(guī)和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，有可能得到很好的氣動力特性，特別是操縱性和配平特性。（2）使氣動載荷分配更加合理，從而可以減輕機(jī)翼上的載荷，減輕結(jié)構(gòu)重量。（3）增加一個前翼多了一個安定面和操縱面，可以大大提高飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定特性，特別是在大迎角時增加了最大升力，提供足夠的低頭恢復(fù)力矩。（4）采用三翼面布局一定程度上可以減小水平尾翼的面積與其相應(yīng)的結(jié)構(gòu)重量。三翼面布局的缺點(diǎn)：增加一個翼面及其操縱系統(tǒng)使得結(jié)構(gòu)復(fù)雜性有所增加，零升阻力和重量也稍有增加。

8、需要注意的是，三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)主要來源于旋渦的有利干擾，但在大迎角增大到一定程度，旋渦會發(fā)生破裂，導(dǎo)致穩(wěn)定性和操縱性的突然變化，以及氣動力的非線性的產(chǎn)生。另外，鴨面及其偏度對大迎角的穩(wěn)定性和操縱性也有很大影響。3.1.2方案二：總體布局為正常式布局 配平能力強(qiáng)：平尾升力可上可下。 為保證縱向靜穩(wěn)定性，全機(jī)焦點(diǎn)應(yīng)落在全機(jī)重心之后。 為保證縱向靜操縱性，機(jī)翼安裝角應(yīng)大于平尾安裝角，即機(jī)翼迎角應(yīng)大于平尾迎角，也即要求機(jī)翼先失速，尾翼后失速。 從亞音速到超音速，焦點(diǎn)后移量大，操縱困難。 機(jī)翼的下洗對平尾有不利的影響，布置不當(dāng)配平阻力較大。我們所設(shè)計(jì)的飛機(jī)采用了矢量推力發(fā)動機(jī)，不完全靠氣動外形控制飛機(jī)，

9、且為了突出隱形效果，綜合各種考慮，我們設(shè)計(jì)的飛機(jī)選擇了方案二3.2機(jī)身布局選用機(jī)身布局為寬機(jī)身布局加翼身融合布局。 在隱身要求的前提下，外部副油箱與導(dǎo)彈等武器均需放置于機(jī)身內(nèi)部，在不影響有效載荷的情況下，寬機(jī)身成為必然選擇。 采用翼身融合體具有如下優(yōu)點(diǎn):（1）減少了雷達(dá)散射截面積, 提高了飛機(jī)隱身性能, 這是因?yàn)槿诤舷藱C(jī)身與機(jī)翼角反射區(qū)的強(qiáng)反射。（2）在機(jī)翼、機(jī)身結(jié)合處, 能提供更大的結(jié)構(gòu)高度, 減輕質(zhì)量, 同時還可以增加機(jī)身內(nèi)部的容積, 飛機(jī)將武器與外掛都裝入機(jī)身內(nèi), 提高了隱身效果。（3）部分地改進(jìn)了氣動特性, 由于翼身融合機(jī)體增加了邊條，提高了飛機(jī)大迎角時的升力, 改善了大迎角的氣動

10、特性; 并且, 翼身融合飛機(jī)的焦點(diǎn)前移, 減少了靜穩(wěn)定度, 更便于實(shí)施主動控制, 有利于機(jī)動飛行。 中單翼偏上，機(jī)身上部與機(jī)翼融合在一起。機(jī)身側(cè)面與垂尾平面平行，使反射波避開雷達(dá)威脅的主要方向。機(jī)身下部基本為平面，有武器艙門。在進(jìn)氣口以前的前機(jī)身截面下部是向內(nèi)傾斜的平面與垂尾平面平行，上部略帶弧度，以便與座艙蓋構(gòu)成融合體。機(jī)頭傾斜的平面在兩側(cè)形成棱邊，大迎角時能保持左右旋渦的對稱，進(jìn)一步提高了大迎角時的飛行品質(zhì)。機(jī)身采用超音速面積率進(jìn)行優(yōu)化外形設(shè)計(jì)。3.3發(fā)動機(jī)的類型、數(shù)目和布置：渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)2臺置于機(jī)身后部、二維矢量控制噴口。推力矢量技術(shù)對戰(zhàn)斗機(jī)的作用：（曲東牙：推力矢量控制披術(shù)發(fā)展及關(guān)鍵

11、技術(shù)分析，航空科學(xué)技術(shù)2002.3）（1） 戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可顯著改善其垂直，短距起降性能，以降低戰(zhàn)斗機(jī)對機(jī)場的要求和減少對機(jī)場的依賴程度。（2）戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可增大機(jī)動能力提高空戰(zhàn)效能。如F_22在采用推力矢量控制技術(shù)后，迎角時的最大滾轉(zhuǎn)角速度由提高到，滾轉(zhuǎn)的時間由lO.5s減少到5.7s。（3）戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可提高戰(zhàn)斗機(jī)的隱身性能。（4）戰(zhàn)斗機(jī)采用推力矢量控制技術(shù)后可提高飛機(jī)的操作效率。采用二元噴管推力矢量的飛機(jī)， 由于其噴口距飛機(jī)重心遠(yuǎn)，推力矢量能提供較大的縱向操縱力矩，并且不隨迎角變化。在二元噴管推力矢量用于橫航向操縱時，低速操縱效率可提高一倍，

12、大迎角時尤為顯著，非常有利于飛機(jī)的亞音速和超音速機(jī)動能力的提高。同時，二元噴管推力矢量便于用作反推力裝置和飛行中的減速設(shè)計(jì)。3.2進(jìn)氣道布置 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的隱身性要求是要使入射波不能“直達(dá)”壓氣機(jī)，避免鏡面反射。為此我們選用低可探測型飛機(jī)廣泛采用的S形進(jìn)氣管道。進(jìn)氣道唇口邊緣在俯視平面前掠，其前掠角接近機(jī)翼后緣前掠角，側(cè)視平面的后掠角與垂尾前緣平行。這樣不但減小了唇口反射波的強(qiáng)度，而且將反射波集中在飛機(jī)的少數(shù)幾個反射波束中去，造成垂直于進(jìn)氣口口面的入射波完全被機(jī)身遮擋，從而使雷達(dá)在任何方向上均無法檢測到來自進(jìn)氣口的強(qiáng)法向回波，在雷達(dá)探測的主方向起到減小RCS的作用。而且，當(dāng)飛機(jī)受到雷達(dá)波從前下外

13、入射進(jìn)氣口時，前身的唇邊對于進(jìn)氣道的腔體可提供有效的遮擋，當(dāng)飛機(jī)受到頭向入射式，斜切的進(jìn)氣口只產(chǎn)生很弱的回波，腔體雖得不到機(jī)身及前伸唇邊的遮擋，但其彎度較大的S形進(jìn)氣管道配合使用吸波材料可以有效的吸收進(jìn)入腔體的入射波及從壓氣機(jī)返回的反射波。3.3機(jī)翼布局機(jī)翼采用上單翼。類型參考內(nèi)容上單翼中單翼下單翼翼-身干擾阻力中小大結(jié)構(gòu)布置難易/重量易/輕難/重較易/較輕機(jī)身容積利用率/機(jī)身高度好/低差/適中較好/高中央翼盒能否貫穿機(jī)身可以不可以可以翼吊發(fā)動機(jī)壽命/維修性長/難較長/較易短/易機(jī)翼上安裝起落架難/重較易/較輕易/輕對操穩(wěn)特性影響相當(dāng)于機(jī)翼上反相當(dāng)于機(jī)翼下反本機(jī)對不利因素采取的措施有：發(fā)動機(jī)置

14、于機(jī)身后部，采用寬機(jī)身，將起落架設(shè)置在機(jī)身之內(nèi)。3.4尾翼布局尾翼布局：水平尾翼與垂直尾翼合并為V型翼。3.5起落架型式起落架類型與布置：可收放式前三點(diǎn)起落架。前三點(diǎn)式起落架的特點(diǎn)：（1）具有起飛著陸時滑跑的穩(wěn)定性。（2）適用于著陸速度較大的飛機(jī)，在著陸過程中操縱駕駛比較容易。（3）飛行員座艙視界的要求較容易滿足。（4）可使用較強(qiáng)烈的剎車，縮短滑跑距離。（5）缺點(diǎn)是前輪可能出現(xiàn)前輪“擺振”現(xiàn)象。3.6隱身設(shè)計(jì)隱身布局考慮：(1) 在飛機(jī)布局上, 盡量采用翼身融合體結(jié)構(gòu), 使機(jī)翼、機(jī)身平滑過渡, 以減少容易產(chǎn)生電磁波反射的尖角、平面; 雙垂尾合并為V型傾斜尾翼, 使電磁波發(fā)散;把武器(包括導(dǎo)彈)

15、攜帶在機(jī)內(nèi),不外露。(2)采用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī), 使內(nèi)外涵道的熱、冷氣體混合排出, 并加以處理, 利用機(jī)身遮擋進(jìn)氣口，減少紅外特征。 (3)減小RCS值; 屏蔽進(jìn)氣道和尾噴口。(4) 表面涂覆雷達(dá)波吸收材料。 （5）采用S形進(jìn)氣道，防止發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口直接暴露于對方紅外探測器的監(jiān)測下。 第四章 部件設(shè)計(jì)4.1機(jī)翼設(shè)計(jì)4.1.1機(jī)翼具體參數(shù)的確定：一些戰(zhàn)斗機(jī)的翼型數(shù)據(jù)如下戰(zhàn)斗機(jī)翼型最大速度戰(zhàn)斗機(jī)翼型最大速度F-86A翼根NACA0012(9.4)-64翼尖NACA0011(8.2)-641070km/hF5ANACA65A004.8(修)M1.4F-100ANACA64A-007M1.3F-8E翼根N

16、ACA65A006.0翼尖NACA65A005.0M1.87F-101A翼根NACA65A007(修)翼尖NACA65A006M1.85F-111A轉(zhuǎn)軸NACA65004.8翼尖NACA64A0010M2.5F-102ANACA0004-65(修)彎前緣M1.25F-14A翼根=3.36%,=9.6%翼尖=3.36%(=20°),=9%M2.34F-104G雙圓弧超音速翼型=3.36% rb=0.041cmM2.35F-15翼根NACA64A006.6翼尖NACA64A203(修)M2.5F-105D翼根NACA65A005.5翼尖NACA65A003.7M2.1F-16A基本翼NA

17、CA64A204M2F-106ANACA0004-65(修)彎前緣M2米格-19層流翼型翼根C-12C翼尖C-7CM1.4F-4B翼根NACA0006.4-64翼尖NACA0003-64M2.4米格-21層流翼型C-9CM2參考已知戰(zhàn)斗機(jī)翼型，選取本機(jī)翼型為翼根NACA64A006，翼尖為NACA64A203，翼尖幾何扭轉(zhuǎn)-2度。根梢比1）對氣動誘導(dǎo)阻力的影響根據(jù)Prandtl機(jī)翼理論，當(dāng)升力分布為橢圓形時，誘導(dǎo)阻力最??；當(dāng)=2.5時，升力分布接近橢圓形，故許多低速飛機(jī)為2.5左右。2）對結(jié)構(gòu)重量的影響增加，可減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量3）對內(nèi)部容積的影響增加，有利于布置油箱和起落架4）對于高速飛機(jī)=3

18、5，主要是從結(jié)構(gòu)重量考慮綜合考慮以上因素，本機(jī)選取4。后掠角1）對氣動特性的影響增大，可以提高臨Ma界數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生；增大，波阻降低；增大，升力線斜率降低；增大，最大升力系數(shù)降低；增大，機(jī)翼升阻比k降低；2）對結(jié)構(gòu)重量的影響增大，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量增加。3）對內(nèi)部容積的影響過大，不利于布置起落架。機(jī)翼后掠角經(jīng)驗(yàn)曲線：綜合以上方面，本機(jī)采用后掠角54度。機(jī)翼的幾何形狀機(jī)翼的安裝角、上反角和幾何扭轉(zhuǎn)1）機(jī)翼安裝角統(tǒng)計(jì)得噴氣客機(jī)一般選擇1º5.3º，戰(zhàn)斗機(jī)一般選擇-1º3.6º。本機(jī)選擇安裝角0度。2）機(jī)翼上反角上反角的統(tǒng)計(jì)值飛 機(jī)類 型機(jī)翼位置下單翼中單翼下單

19、翼直機(jī)翼5º7º2º4º0º2º亞音速后掠翼3º7º-2º2º-5º2º超音速后掠翼0º5º-5º0º-5º0º由于上單翼會增加側(cè)向穩(wěn)定性，機(jī)翼后掠翼會增加側(cè)向穩(wěn)定性，所以本機(jī)選擇上反角0度。展弦比 設(shè)計(jì)要求翼展 12.24m，機(jī)翼面積=75，根梢比=4，對應(yīng)尖削比0.25機(jī)翼1/4弦線處的后掠角47.1°機(jī)翼的幾何展弦比：所以機(jī)翼的平均相對厚度 已知參數(shù)4，跟弦0.06，尖弦0.03，所以平均相對厚度0.

20、054。 機(jī)翼的容積 機(jī)翼油箱容積的計(jì)算：翼展85%以外的部分不能載油。機(jī)翼的理論最大容積的近似計(jì)算：，機(jī)翼迎面根梢比， 計(jì)算得0.5，0.718，17.81 m初步估算實(shí)際可用油箱容積 其中=0.03,=0.06, =4, ,則實(shí)際可用油箱容積3.522 m。4.1.2機(jī)翼的氣動力特性翼尖NACA64A203升阻曲線翼跟NACA64A006升阻曲線4.1.3機(jī)翼的增升裝置和副翼后緣襟翼本機(jī)采用后退開縫式襟翼，最大偏轉(zhuǎn)角50°。 前緣襟翼本機(jī)采用克魯格襟翼。前后襟翼效果圖副翼 副翼面積與機(jī)翼面積之比副一般取0.050.07 副翼的相對弦長副一般取0.200.25 副翼的相對展長副一般取0.300.40 副翼的最大偏角副一般取25° 30°本機(jī)選取副翼相對展長0.30，相對弦長0.25，最大偏角30°機(jī)翼參數(shù)匯總翼型翼根NACA64A006翼尖NACA64A203根梢比=4機(jī)翼面