第四代战斗机设计
四代战斗机
关于四代机的几个技术问题四代战斗机（美、俄称五代机）没有国际公认标准。
美国F-22最初提的战技要求，强调要有所谓4S能力——超音速巡航、超机动、隐身、维修性可靠性。
此外还有“先发现、先攻击、先摧毁”和一些性能数据，如什麽高度、过载等要求。
现在前三个S比较公认，但不能认为缺一个S就不是四代机.。
每个国家是根据自己的经济实力、技术实力和军方要求研制新一代飞机。
这些要求有的互相有矛盾，强调了这个，别的就要有点损失。
所以这些要求的排序很重要，比如把隐身排第一，其它就要相对“让位”。
所以讨论此问题每个国家观点不一样，飞机研制是综合平衡的问题。
最早YF-22和YF-23竞标时，YF-23的隐身性能好于YF-22，但美国空军最终还是选择了YF-22。
本文重点讲前三个S的难点和矛盾以及一些有关四代机的话题。
超音速巡航先谈超音速巡航（超巡），即要求发动机不开加力飞超音速。
超巡最重要的是发动机和飞机阻力的问题。
一般要讨论飞机阻力都用阻力系数。
阻力等于4个参数乘在一起——大气密度，速度的平方，机翼面积，阻力系数。
而且为考虑别的方面，还要再乘以二分之一，因为二分之一乘以密度和速度的平方，称为“动压”，加二分之一就方便一点。
发动机推力要克服阻力，所以在设计新飞机有这个矛盾，考虑将难点压在哪一方面。
如果飞机已经尽一切办法将阻力减到最少，想达到超巡那就要看发动机。
相反如果发动机推力无法提高，就只能在气动上下死功夫，所以发动机和飞机设计单位往往有很多争论。
四代机以前的飞机要飞超音速，往往发动机要开加力，短时间推力很大、速度很快，但缺点是很耗油。
后来又想超音速，又想省油，就提出发动机不开加力长时间飞超音速，就是超音速巡航。
原来有的发动机开加力后的推力比不开加力要大50%甚至80%以上。
现在很多人谈发动机推重比要大，比如推重比10，但这是最大加力推力与发动机重量的推重比，要超巡还要重视发动机不开加力时的推重比要大。
计算飞机的阻力用的阻力系数分两部分，一个叫废阻力系数，就是和升力无关的那部分阻力。
F15战斗机
F-15“鹰”式战斗机
• F-15鹰式战斗机是美国麦克唐纳· 道格拉斯公司为美国空 军研制生产的双引擎、全天候、高机动性空中优势重型 战斗机，是世界上第一种成熟的第四代战斗机（根据苏 联传统分类和美国2009年后• F-15的设计思想是替换在越南战场上问题层出的F-4战斗 机，并要求新F-15对1975年之后出现的任何敌方战斗机 保持绝对的空中优势，针对夺取和维持空中优势而诞生 的F-15战斗机，设计之初要求其“没有一磅重量用于对 地”。但1986年诞生的F-15E鹰式战斗机也证明了F-15在 对地作战中也有非常不错的表现，总的来说，F-15是一 款极为优秀的多用途战斗机。
从日本“心神第四代战斗机技术验证机看日本航空工业能力
从日本“心神第四代战斗机技术验证机看日本航空工业能力看气动布局：有明显三代机特征本刊记者（以下简称记）：我们知道世界上目前只有美、俄等少数几个国家已经研发或正在研发第四代战斗机，宣布公开四代机研制计划并制造出样机的国家也为数不多，日本算是这少数国家之一，您在以前本刊的采访中就曾说过，要评价一架飞机，首先要看的就是气动布局，那么日本“心神”战斗机从气动布局上讲有什么特点？您能否评价一下这架飞机的设计思路和水平？王正平教授（以下简称王）：其实，第四代战斗机在设计上，其气动布局都有一些共有的特点，具体到每架飞机上，则有各自一些特有的特点。
具体到“心神”上来讲，它实际上就是一架第四代战斗机的技术验证机，关于四代机所需要的高推重比矢量推力发动机技术、先进综合航电技术、先进气动布局技术以及材料技术，都需要在这样一个平台作为技术集成的对象体现出来，这样一来才能够集中验证和试验日本在先进战斗机领域究竟能做出什么样的东西，因此，它用于技术探索和验证的因素比较大，还是立足于验证四代机的核心技术。
当然，作为一架技术验证机，“心神”身上的确体现出了许多四代机的相关技术，从最初的第一印象来看，它好像的确是参照美国的第四代战斗机F-22来设计的，从日本人的思想定位上，也是这么认为的，就是设计一款第四代的具有隐身性能的空中优势战斗机，这种设计思路就决定了，“心神”在总体外形上一眼看去，跟目前其他三款四代机都很相似。
记：那么从具体的气动设计上来讲，比如“心神”的机头虽然有菱形的隐身设计，但机头总的看却相当修长，与机身整体比例明显比F-22看上去要长不少，有的人甚至认为它很像F-15的机头，您怎么看这个问题？王：仅从机头布局来看，“心神”与F-22相比，应该说还带有一点点三代机的特征，即显得稍微细长一些，可能更像是F/A-18“大黄蜂”，F-15的机头还是要更宽一些的。
从术语上来讲，就是长细比比较大，还是朝向三代机布局上靠，不光机头，机身也是如此。
第四代战斗机设计
项目：第四代战斗机设计组员:班级：日期：目录第1章前言 (4)第2章设计任务书 (5)2.1 设计要求 (5)2.2概念草图 (6)第3章初步设计 (7)3.1初始参数： (7)3.1.1起飞重量W0的估算 (7)3.1.2飞机升阻特性估算 (21)3.1.3推重比的确定 (23)3.1.4翼载荷的确定 (25)第4章：气动布局 (27)4.1 总体气动布局 (27)4.2 翼型的选择 (28)4.3机翼参数 (28)4.4机身参数 (29)4.5垂尾参数 (30)4.6平尾参数 (32)4.7鸭翼参数 (34)4.8操纵面参数 (36)4.9隐身设计考虑 (37)第5章：机舱及装载布置 (39)5.1驾驶舱布置 (39)5.2武器装载布置 (40)5.2.1炮舱 (40)第6章：动力装置 (41)6.1 发动机选择 (41)6.2尾喷管设计 (41)6.3 进气道设计 (42)第7章：起落装置 (44)7.1起落架设计 (44)第8章：重量特性估算 (46)8.1 飞机重量分配 (46)8.2 重量估算 (48)第9章：飞机性能分析 (50)9.1气动数据的估算 (50)9.2飞机的升阻特性 (51)9.2.1 最大升力系数 (51)9.3平飞阻力特性 (52)9.3.1平飞需用推力 (52)9.4 机动性能计算 (53)9.4.1盘旋性能： (53)9.5 起飞着陆性能： (54)9.5.1起飞性能 (54)9.5.2着陆性能 (54)第10章成本分析 (57)第11章结束语 (59)第1章前言在现代战争中，随着航空技术的快速发展，空中力量的作用日益突出，其中战斗机已成为构成空中力量的主要因素之一。
在战争开始阶段，战斗机首先用于压制和摧毁地方航空系统、通信指挥系统、军事政治机构和其他重要目标；在战争过程中，战斗机承担夺取制空权、精确打击地面目标、有效实施对地面战场的火力支援等作战任务。
因此，战斗机在现代战争中肩负着重要作战任务，是赢得现代战争的前提和保障。
四代战机发展历程
四代战机发展历程第一代超音速战斗机喷气式战斗机在50年代就实现了超音速化，因而现代战斗机一般是按超音速断代的。
到目前为止，超音速战斗机共发展了四代。
在设计思想上，第一代超音速战斗机以追求更高的飞行速度为主。
1947年10月14日，美国贝尔公司研制的X-1火箭飞机首次实现了超音速飞行，为实用超音速飞机的研制积累了经验。
40年代后期至50年代初出现的许多亚音速喷气战斗机也为实用超音速飞机的研制成功打下了坚实的技术基础。
在这样的背景下，第一代超音速战斗机应运而生。
最具代表性的是美国的F-100和前苏联的米格-19。
F-100“超级佩刀”战斗机是美国北美航空公司于1948年开始研制的，其原型机YF-100A 于1953年5月25日完成了首次飞行。
米格-19是前苏联第一种实用超音速战斗机，由米高扬设计局研制。
为了研制米格-19，米高扬设计局先制造了一架验证机，它于1952年10月进行了首次试飞。
而经过大量改进的米格-19原型机首飞日期则是在1953年9月18日。
因此，究竟这两种飞机谁先谁后，至今也没有一致的说法。
第一代超音速战斗机，除F-100和米格-19外，还有美国康维尔公司的F-102“三角标枪”、麦克唐纳公司的F-101“巫毒”，英国的“猎人”式、法国达索公司的“超神秘”、瑞典的萨伯-35等。
这一代战斗机的性能特点是低超音速，最大平飞速度为1.3～1.5马赫。
为了实现超音速，采取的主要措施是加大发动机推力，使用后掠翼布局和三角翼等。
第一代超音速战斗机使用的武器主要是机枪、机炮和火箭弹，后期改型加装了导弹，增强了攻击能力。
第二代超音速战斗机第一代超音速战斗机的性能仍然偏低，速度不够，升限、加速性、爬升率不够高，武器系统和机载设备相对简单，因而作战能力仍有很大不足之处。
为此，50年代后期各国开始发展第二代超音速战斗机，强调所谓“高空高速”，升限可达20000米以上，最大速度超过两倍音速。
个别的高空截击机的升限高达30000米，速度超过3倍音速。
无影者计划：中国第四代战机即将首飞
第四 代： 身多用途超音速战斗 隐 机 代 表机型： 美制 、 ２ 粥
此外，欧溯的 “ 台风”、法国的 “ 阵风”战斗机，虽是在第３ 代战机基础上发展 的下一代战斗机，但由于不具备超音速巡航能力，因此被称为 “ ． 第３ 代战斗机”。 ５
、 Leabharlann 臻 鬟 愁 ２ ０ 年ｌ月 ８ ０ ９ 日， 中国空军副司令 员何为荣 中将 在接受央 视采访 的时候 ， １ 出人意料 的表达中国第四代战机即将首飞。毫无疑问这是献给空军６ 年大庆的 ０ 最好的礼物，也是我们听到关于空军和中国航空工业的又一大喜讯 ，这着实反 应了中国经济 技术力乃至综合 国力的迅猛发展。 传说 中的中国第 四代重型歼 击机—— 歼 １ 鹰隼＂是一种全新的高性 能、 ４“ 多用途 、全 天候 的空中优 势的战斗 机。飞机以重型、低成本为主导思想 ，以高 性 能、高生存 力、高作战效 能为设计目标，要求飞机有大推重 比，非加力超音 速巡航 ；具有 中国特 色的隐身性 能 ；具有很高 的敏捷性和失速机动性 。
以色列幼狮战斗机
以色列幼狮战斗机以色列幼狮战斗机：实力超越年龄的空中杀手引言：以色列幼狮战斗机（Lavi）作为以色列自主研制的多功能战斗机，是世界上最先进的第四代战斗机之一。
虽然在1987年因为财政原因停产，但其技术成果对于以色列航空工业的发展产生了重要影响。
本文将介绍以色列幼狮战斗机的设计特点、技术创新以及对于以色列航空工业的影响。
一、设计特点：1. 多用途平台: 以色列幼狮战斗机被设计成一种多功能的飞行平台，可执行战斗、侦察和训练等任务。
其机身结构轻巧，机翼短小，使其具备出色的机动性能。
2. 先进的航电系统：幼狮战斗机配备了先进的航空电子系统，包括机载雷达、电子对抗设备和导航系统等。
这些系统的综合运用，使幼狮战斗机在战斗中具备优秀的目标探测和打击能力。
3. 先进动力系统：幼狮战斗机采用了双发动机设计，使其在飞行性能和重载能力上具备了较高的灵活性和可靠性。
这种设计使幼狮战斗机能够适应不同的战斗环境，并具备长航时的能力。
二、技术创新：1. 全景式显示系统：幼狮战斗机采用全景式显示系统，能够提供全景视角，使飞行员能够全方位观察目标和周围环境，并作出相应的应对措施。
这种技术创新大大提高了飞行员的战斗效率和生存能力。
2. 隐形设计：幼狮战斗机的机身采用了隐形设计，能够减少雷达波的反射，从而降低被敌方探测的机率。
这种隐形设计使幼狮战斗机在战斗中拥有更高的生存能力。
3. 红外干扰系统：幼狮战斗机配备了先进的红外干扰系统，能够干扰和迷惑敌方导弹的红外探测器，从而降低被敌方导弹击中的概率。
这种技术创新提高了幼狮战斗机的生存能力和打击效果。
三、对以色列航空工业的影响：1. 技术积累：幼狮战斗机的研制和生产过程，使以色列航空工业积累了大量的先进技术和经验。
这些技术和经验为以色列航空工业后续的研发项目提供了宝贵的参考和借鉴。
2. 人才培养：幼狮战斗机项目的推进，使得以色列航空工业培养了一批高素质的航空专业人才。
这些人才为以色列航空工业的发展奠定了坚实的基础。
第四代战斗机作战效能评估_孙鹏
情报交流本文2010-03-10收到,作者分别系空军工程大学导弹学院博士生、教授第四代战斗机作战效能评估孙 鹏 杨建军图1 美国空军F -22猛禽战斗机 摘 要 在简要分析典型第四代战斗机技术性能特点的基础上,提出了一种较系统的战斗机作战效能评估体系,重点选取影响战斗机作战效能评估的七个主要指标(生存能力、机动性能、态势感知能力、信息支援能力、攻击能力、抗干扰能力和可靠性)建立了指数模型,最后用该模型方法对F -22、F -35和苏-35B M 三种战斗机的作战效能进行评估,验证了该方法的有效性。
关键词 第四代战斗机 效能评估 模型引 言随着美军F -22猛禽战斗机正式列装,俄军Т50也进入全面试验阶段,似乎在向我们传达这样一个信息———第四代战斗机正快步向我们走来。
面对日趋复杂的国际安全形势,开展第四代战斗机的作战效能评估研究,推动第四代战斗机的研制工作将具有十分重要的现实意义。
1 第四代战斗机的典型技术性能分析按世界通用的标准,战斗机的使用和发展划分为三代:喷气机代替螺旋桨飞机的时代为第一代;喷气机由亚声速到超声速的时代为第二代;装备先进的火控系统和良好的气动性能、具备对地攻击能力的时代为第三代。
而具有超声速巡航能力、超机动能力、隐身能力和超视距导弹攻击能力的战斗机为第四代战斗机。
第四代战斗机与第三代战斗机相比做了很大的改进,主要体现在以下几方面(以F -22为例分析):1)具有隐身性能F -22的雷达反射面积仅为0.1m 2,可以做到DOI :10.16338/j .issn .1009-1319.2010.06.017情报交流图2 第四代战斗机作战效能分析指标体系先敌发现、先敌攻击,大大增强作战的突然性、隐蔽性,提高作战效能[1]。
2)具有超声速巡航能力发动机不开加力时,飞机能以M a=1.58的速度超声速巡航30m i n 。
可大大提高空中发射导弹的初始速度,把敌机拦截在更远的空域,这在双方迎头相遇的超视距空战中尤为重要。
第四代战斗机 简介
第四代战斗机百科名片第四代战斗机第四代战斗机是目前正在研制的最先进的战斗机，它的技术战术指标是根据现代高技术局部战争的实战经验提出的。
现代战争已经由过去的单一兵器的对抗转变为海、陆、空军三位一体全方位的较量，而其中最重要的则是制空权的争夺。
目录概述代表机型和战斗机分代1：亚音速战斗机2：强调超音速性能的战斗机其他相关第一、二、三、四代战斗机的概况区别第一代第二代第三代第四代中国第四代战斗机相关报道节目实录中国四代战斗机-歼20概述代表机型和战斗机分代1：亚音速战斗机2：强调超音速性能的战斗机其他相关第一、二、三、四代战斗机的概况区别第一代第二代第三代第四代中国第四代战斗机相关报道节目实录中国四代战斗机-歼20展开编辑本段概述由于通讯手段和电子雷达、预警设备的发展，使现代战争的战场空前扩大，为了适应这一变化，飞机的作战半径也应该相应增加，为此对第四代战斗机提出了超音速巡航的要求；而为了应对敌方强大的电子雷达系统和防空导弹的威胁，飞机具有隐身能力也是必不可少的；隐身无疑提高了飞机的生存率。
综合起来对第四代战斗机往往要求具有下列战术技术性能：第四代战斗机第四代战斗机的标准通常称为4S标准，因为这四个标准的英文单词都以S开头，即Super ManeuverabilitySuper Sonic CruiseStealthSuperior Avionics for Battle Awareness and Effectiveness翻译成中文就是―超机动性‖、―超音速巡航‖（某些翻译为不开加力都超音速巡航，实际上是多余的，因为战斗机巡航状态一般不用加力，加力一般用于对空格斗冲刺等任务）、―隐身能力‖和―高级战役意识和效能的航空器‖（直译）。
关于Superior Avionics for Battle Awareness and Effectiveness国内有一些译作―高可维护性‖，―超视距打击‖等等。
按照F-22的制造商洛克希德马丁公司的官方文档（http://www.lockheedmartin. com/data/assets/corporate/press-kit/F-22-Brochure.pdf）的解释，更倾向于解释为―高信息优势‖，也就是―网络中心战‖。
兵器知识库-什么是第四代战斗机
兵器知识库-什么是第四代
战斗机
第四代战斗机是指90年代以后装备部队的新一代战斗机，其典
型型号有美国的ATF，前苏联的“米格”f-2000，法国的“阵风”，
欧洲的EFA，瑞典的JAS-s39及以色列的“狮”等。
ATF是先进战术
战斗机的缩写，预计90年代中期达初始作战能力。
该型机将采用几
十种新技术，主要有目标定位和攻击技术、隐身技术、短距起落技术、防核生化袭击等，同时将具有超音速巡航能力和高机动飞行能力，并具有较大的航程，起飞滑跑距离可缩短至425～600米。
由于第四代战斗机大部分已完成设计、投产和试飞，所以2000
年之后服役的第五代战斗机正在进行论证设计之中。
预计将采用X翼、斜翼、前掠翼及结合式机翼等新概念战斗机，并大量采用发展中的高技术，最典型的是隐身技术，可能向全隐身方向发展；高推重比技术，估计将使推重比由第四代的10以下提高到20以上；结构和新材料技术，将采用阶碳、陶瓷、金属粘结剂等复合材料。
此外，还将广泛采用短距起落技术，进一步改进飞机的机动性能，大量改进电子设备，提高自动控制能力。
第四代战斗机性能指标概述
ＳｕｍｍａｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｔｈｅＦｏｕｒｔｈＧｅｎｅｒａｔｉｏｎＦｉｇｈｔｅｒＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ西北工业大学张加圣王海涛万小朋赵美英在设计先进飞机时。
在考虑超音速巡航能力，隐身性能，高机动性和敏捷性，足够的有效载荷，大航程、高可用性，多目标攻击和超视距攻击能力，短距起降性能，高可靠性和维护性的同时，还应着重考虑性能优化问题。
继９０年代美国推出第四代战斗机Ｆ－２２之后，俄罗斯和欧洲各国相继研制出了具有第四代战斗机性能的新一代战斗机。
但是由于第四代战斗机的标准还是不太明确，因此一些据称是第四代的战机，其性能指标其实只能达到第三代半，大多是第三代战斗机的改进型，很多基本性能远没有达到第四代的要求。
本文以当今各国所公认的第四代战斗机１７—２２和Ｆ－３５为参考，对其性能指标加以介绍，以供设计先进战斗机时参考。
超音速巡航能力第四代战斗机配有先进的高推重比发动机，可以使战斗机在发动机不开加力的情况下以马赫数６６航窄制造技术・２００８年第１６期Ｍａ＝１．５～１．６进行长时间的超音速飞行，而第三代战斗机只有在发动机开加力的情况下才能进行短时间的超音速飞行。
用于第四代战斗机的发动机推重比由８增加到１０以后，当保持发动机推力不变时，海平面最大爬升率增加１６％，在高度９０００ｒｎ以Ｍａ＝０．９和Ｍａ＝１．６稳定盘旋的过载值分别增加９％和１１％，同样高度由Ｍａ＝０．８增速到Ｍａ＝１．６的时间缩短１８％。
这种发动机有着良好的高度和速度特性，而且推力随Ｍａ的增大而增大，特别是Ｍａ＞１时迅速增大，如果与良好的飞机气动特性相结合，可保证飞机实现不加力超音速巡航，增大超音速航程，节省油量。
良好的隐身性能第四代战斗机都具备较好的隐身能力。
在第四代战斗机的结构设计中大量使用了复合材料，使飞机的结构重量大为减轻。
同时结合大量的特种吸波材料和在关键部位涂以吸波涂层，加上对外形进行精心的隐身几何设计和热屏蔽技术，使这种飞机具有很好的对雷达、红外探测等手段的隐身特性，可以在敌防区进行长时间的活动而难以被敌方所发现。
第四代战机
第四代歼击机的航空电子系统歼击机是实施空中打击的重要作战平台,其性能水平的高低代表了一个国家的国防实力。
世界主要国家都非常重视歼击机的发展,争相投巨资开发研制新一代歼击机。
预计在未来20年内,各军事强国将相继装备第四代歼击机或具有第四代歼击机部分特征的新型歼击机。
第四代歼击机的主要特征是,具有超声速巡航能力、良好的隐身和短距起降性能、超视距和多目标攻击能力、高机动性和敏捷性,以及多任务、大载荷、远航程、高可靠和可维修性。
歼击机的作战效能与机载航空电子系统(avionics systems)的技术水平密切相关,也可以说,机载航空电子系统的技术水平标志着战斗机的先进程度。
世界主要军事大国在发展先进作战飞行平台的同时,尤其注重发展作战飞行平台上用于夺取信息优势的电子信息装备,第四代歼击机航空电子系统正是紧紧围绕着综合化和信息化这两条主线而不断发展的。
美国的F-22和F-35歼击机是世界上第四代歼击机的典型代表,本文将以它们为例,对第四代歼击机航空电子系统的技术和结构特点及主要技术加以分析。
四代机航空电子系统的技术特点航空电子系统是由各种机载信息采集设备(传感器/数据链)、信息处理设备、信息管理和显示控制设备以及相应软件组成的网络。
随着飞机的发展,机载航空电子系统分系统和设备的数量不断增多,大体经历了分立式航空电子系统、联合式航空电子系统、综合航空电子系统、先进综合航空电子系统等几个发展阶段。
F-22飞机采用的是综合航空电子系统,其主要技术特点是:系统高度综合化信息对抗归根到底是电磁频谱的对抗。
随着电磁对抗频谱的扩展,现代战斗机的航空电子设备不断增加,而飞机的安装空间和布局方式又受到严格限制,因此,对相关电子设备进行综合,以充分利用资源的航空电子系统综合化设计思想就被提了出来。
综合化设计不但可以在简化设备、节省安装空间、减轻战斗机负荷上取得显著效果,还可使不同设备、不同频谱的信息实现最优综合、融合和无缝链接。
飞机总体大作业——四代机设计方案3
＝尾V L 3.6m 035=Λ翼型 NACA64A006 根梢比 η=3.3机翼面积 5.46252m 展弦比 1.00 翼根 3.6m 平均相对厚度 0.06 翼尖 1.08m 1/4弦线后掠角23.3度 展长 2.34m 后缘后掠角-20.6度 前缘后掠角 35度外倾角35度草图如下:●尾翼的功用，组成和设计要求： 尾翼的功用：保证飞机的稳定性和操纵性。
尾翼的组成：平尾（前翼）：水平安定面，方向舵。
垂尾：垂直安定面，升降舵。
尾翼的设计要求：按设计要求。
平尾参数的选择：平尾设计，主要根据平尾尾容量(平尾静面矩系数)确定其主要几何参数。
平尾尾容量为尾容量的统计值：4.4起落架设计HTHT WHTW HT W W HT HT HTL S C L S S C S L S C ⋅=⋅=⋅⋅=4.4.1起落架形式的选择：①．本机为高速飞机，故用可收放式起落架。
②．现代高速飞机一般都采用前三点式起落架，所以我们也采用前三点式。
③．本机采用的上单翼，起落架不易安装在机翼上，故起落架安装在机身上；本机采用的是宽体机身，能保证起落架有足够的收缩空间。
4.4.2起落架主要参数的确定●停机角Ψ安装起飞αα-=ψ通常取：︒→︒=ψ40，其最佳值应使飞机滑跑时迎面阻力最小，以缩短起飞滑跑距离。
本机的停机角Ψ=1°。
●着地角φψααϕ--=安装着陆本机的着地角取︒=15ϕ●防后倒立角γ原则：γ角不能过小，防止发生尾部倒立事故；也不能过大，过大会使前轮伸出量减小，造成前轮载荷过大，起飞时抬前轮困难，致使起飞滑跑距离延长。
()︒︒+=2~1ϕγ （前苏联）︒=15γ（美国）我们采用前苏联的标准，15 1.516.5γ︒︒︒=+=●前、主轮距b原则：前轮所承受的载荷为起飞重量6%～12%；(0.3~0.4)b L =机身；要 与防后倒立角γ相协调。
由机身估算知机身长度为18.9米，故b 应取值5.67～7.56m 之间，考虑到 要与防后倒立角相协调，本机取b=6.5m 。
歼14
歼14中国第四代重型歼击机歼14“鹰隼”是一种全新的高性能、多用途、全天候的空中优势的战斗机。
歼14“鹰隼”是单座双发、双V形垂尾翼、菱形进气道的纵向一体化三翼面的气动布局。
主要技术采用前掠式机翼，翼身融合的隐身设计，武器装载在机身的武器舱和推力矢量控制技术。
机体的36％由碳纤维复合材料制成，钛64约占24%，钛62222占3%，钢占16%，铝合金占16%，热塑性复合材料大于1%，其他材料（包括涂漆、座藏盖、机头雷达整流罩、轮胎、刹车片、密封材料、黏合剂、气体、润滑油和冷却剂等）占15%。
传统的钢和铝合金占的比重很小，而大量使用了钛合金和复合材料，这有利于提高飞机的隐身性和耐热性，减轻机体重量，增大机体强度。
飞机总长22米，翼展16.7米，机高5.05米，机翼面积65.6平方米，最大起飞重量31吨。
整个飞机的气动控制面多达14个。
该机采用安装俄制2台АЛ-41Ф型(AL？41F)推力矢量发动机（推力196千牛），装有推力矢量喷口。
АЛ-41Ф型(AL？41F)推力矢量发动机在超音速时的不开加力推力增大了100%，加力推力增大了50%，零部件减少了40%，可靠性、维修性和后勤保障性比AL-37FU提高了80%。
歼14并不追求极速性能，它的最大飞行速度仅为2.2马赫，而最大的巡航速度已经达到1.6马赫。
АЛ-41Ф型(AL？41F)推力矢量发动机的推力矢量可以为飞机提供俯仰控制，在战斗机进行滚转动作时，矢量喷管可以反向运动，提供反向推力。
该系统与速度及攻角无关，可以单独操作。
在低速和高攻角时，水平尾翼的控制效率会降低，矢量推力仍能大幅度增加飞机的俯仰控制。
АЛ-41Ф型(AL？41F) 推力矢量发动机凭借其强大的不开加力的推力，让歼15在不开加力的情况下以1.6马赫以上的速度进行巡航，这有助于增加作战半径、缩短前往目标空域的时间，也可以减少自身在敌人火力圈暴露的时间，有利于自身的安全。
歼14战斗机满足所谓"4S"标准，即超机动性、超音速巡航、超视距空战和隐身能力。
四代机——晨风
关于四代晨枫原载西西河2010 年底是中国军迷的好日子啊。
不仅四代现身成飞的跑道上，国安似乎也眼开眼闭了。
其实这样的大好事何必遮着掩着？外观上能看出来的密根本就不是密。
最初的模糊照片饱受PS 嫌疑但迷雾逐渐拨开了这是成飞献给中国人民的成人礼关于四代，国内外的传说也有好多年了。
开始的时候，人们都是将信将疑。
这也难怪，歼-10折腾了18 年才终成正果，四代在西方也是顶级技术，中国航空技术已经那么先进了吗？人们的怀疑是可以理解的，中国航空的飞速进步也是可以理解的。
工程技术和科学发明不一样，不是靠灵机一动，而是靠扎实、持续的不断进步。
绵阳的风洞群和中国自己研制的超级计算机提供了客观条件，歼-10 训练了一支精干的队伍，枭龙和一系列项目不仅练手，而且可以渐进地尝试新技术、新材料、新概念。
美国航空在40-50 年代的爆炸性发展也是这样的，在战时建立了完整的科研、试验和生产体系，战后迅速研制了一系列飞机（包括研究性飞机），交替前进，大步快跑。
中国航空已经进入质变，进入跨越式增长期，我在10 年前就壮着胆子说过这话，当时没人相信。
现在看来，没有蒙错。
回到四代。
快两年前，四代已经风传得沸沸扬扬，但四代的基本气动布局都还争不清楚。
确实，F-22采用常规布局，YF-23也是V 形尾翼的先进常规，F-35依然是常规。
俄罗斯的T-50还尤抱琵琶半遮面，后来也知道依然是常规布局。
另一方面，沈飞对三翼面情有独钟，成飞在歼-10 上对鸭式取得了很多经验，珠海航展上又冒出来一个前掠翼的“暗箭”，四代到底会是什么样子的呢？现在知道了，是鸭式。
这既在意料之外，又在情理之中。
我在DIY 设计中国第四代战斗机里对几种气动布局作了比较，按照隐身、超巡、超机动、设计和工艺难度分别打分，然后加权综合，最后得出结论，四代最可能的气动布局依次为：鸭式〉常规〉先进常规〉三翼面〉前掠翼。
在对隐身、超巡、超机动、设计和工艺难度加权调整后，可以作灵敏度分析，避免加权选取不当造成结果的偏差，，最后结论，不管空优为主，防空为主，空地兼优，技术有限，财力有限，或者数量优先，鸭式都是最优选择，常规紧随第二，三翼面只有在技术限制成为瓶颈的时候才跃居第三，否则是先进常规第三，前掠翼总是敬陪末座。
战斗机的代数划分详解
F-111战斗轰炸机
第四代战斗机
为应对战斗机成本的持续增长和F-4所取得的空前成功， 20世纪70年代至90年代初多用途战斗机变得非常流行， 这时发展的战斗机称为第四代战斗机。此时的战斗机 即使是专门为某一任务而设计的飞机也具有了多用途 能力。如米格-23和"狂风"等飞机发展出了各种用途的 专用型机，真正意义的多用途战斗机也纷纷登场，如 美国F/A-18"大黄蜂"和法国"幻影"2000。与前一代的截 击机不同，第四代战斗机的设计是超视距作战和近距 格斗并重。电传控制和放宽静稳定性设计被广泛采用。 第四代战斗机典型机型包括前苏联的米格-29、米格-31、 苏-27，法国"幻影"2000，英国的"狂风"，以及美国的 F-14、F-15、F-16和F/A-18等。
德国的Me 262
Me-262（梅赛施密特-262战斗机）是人类航空史上第一种用于实战的喷气式 战机。它那呼啸着的喷气式发动机和后掠式机翼显示了战斗机发展的新方向， 同时也揭开了空战史上新的一页。虽然Me-262被视作深陷绝境的纳粹德国空 军施展的最后绝招，而且其生产能力远远达不到扭转战局的需求，但不到一 年的实战过程却证明它不愧为一种强大的作战飞机。
英国“闪电”
英 国 “ 闪 电 ”
苏-9战斗机
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(Fishpot)
米格-21战斗机
米格-21战斗机(MIG-21)是前苏联于50年代初期研制的一种轻型 超音速战机，单座单发。该型战斗机的原型机于1955年原型机 首次试飞，1958年开始装备部队，是二次世界大战以后全球生 产最多的一种飞机，目前仍有四大洲的近50个国家空军在使用 米格-21战斗机。
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项目：第四代战斗机设计组员:班级：日期：目录第1章前言 (4)第2章设计任务书 (5)2.1 设计要求 (5)2.2概念草图 (6)第3章初步设计 (7)3.1初始参数： (7)3.1.1起飞重量W0的估算 (7)3.1.2飞机升阻特性估算 (21)3.1.3推重比的确定 (23)3.1.4翼载荷的确定 (25)第4章：气动布局 (27)4.1 总体气动布局 (27)4.2 翼型的选择 (28)4.3机翼参数 (28)4.4机身参数 (29)4.5垂尾参数 (30)4.6平尾参数 (32)4.7鸭翼参数 (34)4.8操纵面参数 (36)4.9隐身设计考虑 (37)第5章：机舱及装载布置 (39)5.1驾驶舱布置 (39)5.2武器装载布置 (40)5.2.1炮舱 (40)第6章：动力装置 (41)6.1 发动机选择 (41)6.2尾喷管设计 (41)6.3 进气道设计 (42)第7章：起落装置 (44)7.1起落架设计 (44)第8章：重量特性估算 (46)8.1 飞机重量分配 (46)8.2 重量估算 (48)第9章：飞机性能分析 (50)9.1气动数据的估算 (50)9.2飞机的升阻特性 (51)9.2.1 最大升力系数 (51)9.3平飞阻力特性 (52)9.3.1平飞需用推力 (52)9.4 机动性能计算 (53)9.4.1盘旋性能： (53)9.5 起飞着陆性能： (54)9.5.1起飞性能 (54)9.5.2着陆性能 (54)第10章成本分析 (57)第11章结束语 (59)第1章前言在现代战争中，随着航空技术的快速发展，空中力量的作用日益突出，其中战斗机已成为构成空中力量的主要因素之一。
在战争开始阶段，战斗机首先用于压制和摧毁地方航空系统、通信指挥系统、军事政治机构和其他重要目标；在战争过程中，战斗机承担夺取制空权、精确打击地面目标、有效实施对地面战场的火力支援等作战任务。
因此，战斗机在现代战争中肩负着重要作战任务，是赢得现代战争的前提和保障。
在20世纪中期的朝鲜战争和越南战争中，争夺局部战场制空权是战斗机的主要作战任务。
限于当时战斗机雷达，武器系统的水平，空战依然沿用二战中近距格斗的传统作战模式。
因此，要求战斗机具有较大飞行速度，飞行高度和作战半径，以及良好的机动性等基本性能。
随着飞机性能的提高和雷达武器系统的发展，特别是20世纪末期到21世纪初所发生的高技术战争中，如海湾战争，科索沃战争，伊拉克战争等，非接触空战，先发制人，防区外进攻等作战模式已经纳入实战，夺取制空权的方式已经演变为超视距空战。
因此，对飞机具有“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力的需求初见端倪，这就要求飞机具有较大的航程，较高的机动性，较强的突防能力，以及超视距空战能力。
这些能力的形成得益于先进的飞机气动布局，先进的结构设计，高推重比发动机和先进的雷达火控技术的发展。
根据对21世纪战争的预测分析，作战模式将向空战一体化，信息化发展。
赋予战斗机的作战使命将进一步提升，要求战斗机取得“据对制空权”，具有远程奔袭和突防能力，“先敌发现，先敌进攻，先敌制胜”的能力将被赋予更加实际的内涵。
具有更高的生存性，低可探测性（即隐身性能），超声速巡航，高机动性，超视距攻击将成为新一代战斗机的主要发展方向。
鉴于以上思想，我们以苏-47“金雕”为原型机，设计了适合新形势下我军作战要求的第四代战斗机。
第2章 设计任务书2.1 设计要求❖ 主要用途▪ 中国的第四代战斗机，原准机取作Su-47金雕▪ 主要任务：空对空战，空对地战▪ 对地攻击：生存性，目标识别能力，目标命中率，装载❖ 基本要求▪ 根据现有的Su-47的性能进行改进，应在发动机不开加力的情况下持续超音速巡航▪ 要求有较短的起飞和着陆距离▪ 具有一定的隐身性能▪ 重量要求：大致在23吨左右▪ 近距作战要求▪ 远视距作战要求❖ 任务剖面▪ 起飞滑跑距离▪ 巡航：1500km 巡航马赫数M=1.5着陆暖机、滑跑起飞▪格斗： 3min 在最大推力状态▪待机： 20min 最佳待机速度❖有效载荷▪正常有效载荷3.6吨，最大有效载荷6.1吨❖性能要求▪起飞和着陆地面滑跑▪最大Ma≥2.5（开加力）;Ma ≥ 1.5 （无加力）▪加速Ma0.4到Ma1.5在11000m▪9000m高度格斗3min，盘旋一周2.2概念草图▪鸭式布局▪翼身融合的前掠翼布局▪倾斜式双立尾▪悬臂式中单翼▪二维矢量喷管▪双发发动机▪机腹进气，S型进气概念草图如下：第3章初步设计3.1初始参数：3.1.1起飞重量W0的估算一.飞机起飞重量的构成以及近似计算过程的框图如下：W0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：e f p W W W W ++=0)(eq en st f p W W W W W ++++= Wp 为有效载荷(含乘员)重量Wf 为燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We 为空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分；因为：e f p W W W W ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W 所以：000//1W W W W W W e f p--=其中：0/w w f 、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或燃油重量f W )，就可求出0W 。
二.空机重量系数0/w w e空机重量系数We /W0 采用统计方法给出，其值大致为0.3 ~ 0.7，战斗机为0.50 ~ 0.65。
对于用常规金属材料制造的飞机，We /W0的拟合公式为：c e W A W W 00/⋅=由于We /W 0随起飞重量的增加而减小，所以C<0。
对于军用喷气战斗机A=2.34 C=-0.1313.0013.00034.2/--==W AW W W e采用变后掠翼，We /W 0会增加；采用先进复合材料结构，We /W 0会减小。
三.燃油重量系数 0/w w f飞机所需要的燃油量，取决于飞行任务(航程/活动半径)、飞机外形(气动特性)、发动机特性(耗油率、推力)及飞行状态(速度、迎角)等。
Wf 或Wf /W0一般不能采用统计方法给出(误差太大)，通常用飞行剖面分析法来确定，不同飞行剖面的耗油量是不同的。
着陆暖机、滑跑起飞着陆暖机、滑跑起飞四.最大升阻比(L/D )max 的估算升阻比是气动效率的量度，亚音速时，升阻比L/D 直接取决于2个设计因素：机翼翼展（或展弦比）和浸湿面积——机翼翼展（或展弦比）决定诱导阻力的大小，而浸湿面积决定摩擦阻力的大小。
2000Km2000Km武器投放 空中优势着陆航程权衡剖面2暖机、滑跑 起飞机翼的展弦比大致选为4.0，同时考虑到主翼和鸭翼的面积，组合展弦比(翼展的平方除以主翼与鸭翼面积之和)大约为3.5,浸湿面积比S浸湿/S参考大致为4.0；浸湿展弦比约为3.5/4.0 即0.875。
比较方案草图与浸湿面积比统计图得：最大升阻比 (L/D)max 可望达到13，由下表可知最大航程最大航时喷气式飞机0.866L/Dmax L/Dmax螺旋桨飞机L/Dmax 0.866L/Dmax故，喷气式飞机巡航时的升阻比为0.866 (L/D)max =11.258。
五.发动机耗油率C 的估算由上表数据取巡航耗油率取0.8(1/h) 待机耗油率取0.7(1/h)六 .任务段油重的确定 (1) 暖机和起飞：1/W W = 0.97(统计值)(2) 水平加速爬升：起始速度=0.40Ma 、终止速度=1.5Ma飞机爬升和加速到巡航高度及巡航马赫数（从Ma=0.1开始）的重量比近似如下亚音速：a i i M W W 0325.00065.1/1-=+超音速：2101.0007.0991.0/a M M W W a i i --=+=-4.01.012)(aM W W 0.993 =-5.11.012)(a M W W 0.958 得： =-5.14.012)(aM W W 0.964 (3) 巡航R = 1,500kmC = 0.8(1/h) = 0.0002222(1/s) v = 1.5*303.85m/s = 510m/s L/D =11.258)/(ex p/23D L v C R W W ⋅⋅-==exp{(-1500000*0.0002222)/(510*11.258)} =0.935 (4) 格斗格斗时间d=3min ，c=1.6/3600格斗W W /0=0.850/t W T =A ·Max c=0.648*2.5594.0=1.1167TT W W W T)/(00格斗格斗格斗⋅⋅=W T=（1.1167/0. 85）*0.5 =0.656dW T C W W ⨯-=)/(1/34=0.9475(5) 返航45/W W = 0.985 (统计值)(6) 待机E = 20min = 1,200sC = 0.7(1/h) = 0.0001944(1/s) L/D =13)}//(ex p{/56D L EC W W -==exp{-(1200×0.0001944/13)} =0.982(7) 着陆=67/W W =0.995故：7/W W =0.97*0.964*0.935*0.9475*0.985*0.982*0.995=0.7977总的飞机燃油包括任务油，5％的备份燃油，1％的死油 所以：0/W W f =1.06*(1-07/W W )= 0.202313.0013.00034.2/--==W AW W W e运用迭代方法计算0W ：假设有效载重6000Kg,飞行员100Kg 时00//1W W W W W W e f p--==(100+6000)/(1-0.2023-13.0034.2-W ) =6100/(0.8077-13.0034.2-W )正常起飞重量（载弹3500Kg 和一名飞行员100Kg ）为22340Kg 航程R =1500km 1500000 W 1/W 0 0.97W 0初值 W e /W 0 W 0计算值 重量差格斗时间(s=3min)180W 2/W 1 0.964 22320 0.6366 22351 31待机时间(s=20min)1200 W 3/W 20.935 22351 0.6365 22335 -16W=3600(kg) 3600 W4/W30.9475 22335 0.6366 22343 8p巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 22343 0.6365 22339 -4 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 22339 0.6366 22341 2 最大L/D 13 W7/W60.995 22341 0.6365 22340 -1巡航L/D 11.258 W7/W00.7977 22340 0.6366 22341 1巡航速度(M=1.5)v(m/s) 442.5 W f/W00.2023 22341 0.6366 22340 0 最大起飞重量（载弹6000Kg和一名飞行员100Kg）为32051Kg航程R=1500km 1500000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 32330 0.6067 31936 -394待机时间(s=20min) 1200 W3/W20.935 31936 0.6077 32099 163有效载荷W p=6100(kg) 6100 W4/W30.9475 32099 0.6073 32031 -68巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 32031 0.6074 32059 28 巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 32059 0.6074 32048 -12 最大L/D 13 W7/W60.995 32048 0.6074 32052 5巡航L/D 11.258 W7/W00.7977 32052 0.6074 32050 -2巡航速度(M=1.5)v(m/s) 442.5 W f/W00.2023 32050 0.6074 32051 1权衡处理：正常起飞重量航程权衡：W=3600(kg)、R=1000Km此时起飞重量20791Kgp航程R=1000km 1000000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 20880 0.6422 20748 -132 待机时间1200 W3/W20.956 20748 0.6427 20811 64有效载荷W p =6100(kg)3600 W 4/W 3 0.9475 20811 0.6424 20780 -31巡航SFC=0.81/h (1/s) 0.000222 W 5/W 4 0.985 20780 0.6426 20795 15巡逻/待机SFC0.71/h (1/s) 0.000194W 6/W 5 0.9822 20795 0.6425 20788 -7 最大L/D 13 W 7/W 6 0.99520788 0.6425 207923 巡航L/D 11.258W 7/W 00.8157 20792 0.6425 20790-2巡航速度(M=1.5)v (m/s)442.5 W f /W 0 0.1843 20790 0.6425 20791 1W p =3600(kg)、R=2000Km ，此时起飞重量24057Kg 航程R =2000km 2000000 W 1/W 0 0.97W 0初值 W e /W 0 W 0计算值 重量差格斗时间(s=3min) 180 W 2/W 1 0.964 24120 0.6302 24022 -98 待机时间(s=20min)1200W 3/W 2 0.915 24022 0.6306 2407654有效载荷W p =6100(kg)3600 W 4/W 3 0.9475 24076 0.6304 24046 -29巡航SFC=0.81/h (1/s) 0.000222 W 5/W 4 0.985 24046 0.6305 24062 16巡逻/待机SFC0.71/h (1/s) 0.000194 W 6/W 5 0.9822 24062 0.6304 24054-9 最大L/D 13W 7/W 6 0.995 24054 0.6305 240585 巡航L/D 11.258 W 7/W 0 0.7801 24058 0.6305 24056-3巡航速度(M=1.5)v (m/s)442.5 W f /W 0 0.2199 24056 0.6305 24057 1可见此时航程增加33.3%（500Km ）,正常起飞状态重量增重为2405722340100%7.7%22340-⨯=，所以正常起飞状态下提高航程还是有效的最大起飞重量航程权衡：W=6100(kg)、R=1000Km，此时重量为30029Kgp航程R=1000km 1000000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 32330 0.6067 29187 -3143待机时间(s=20min) 1200 W3/W20.956 29187 0.6148 30367 1180有效载荷W=6100(kg) 6100 W4/W30.9475 30367 0.6117 29897 -470 p巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 29897 0.6129 30080 183巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 30080 0.6124 30008 -72最大L/D 13 W7/W60.995 30008 0.6126 30036 28巡航L/D 11.258 W7/W00.8157 30036 0.6125 30025 -11巡航速度(M=1.5)v(m/s) 442.5 W f/W00.1843 30025 0.6126 30029 4 W=6100(kg)、R=2000Km，此时重量为30748Kgp航程R=2000km 2000000 W1/W00.97 W0初值W e /W0W0计算值重量差格斗时间(s=3min) 180 W2/W10.964 34160 0.6024 34320 160待机时间(s=20min) 1200 W3/W20.915 34320 0.6020 34249 -70有效载荷W=6100(kg) 6100 W4/W30.9475 34249 0.6022 34280 31p巡航SFC=0.81/h(1/s) 0.000222 W5/W40.985 34280 0.6021 34267 -14巡逻/待机SFC0.71/h(1/s) 0.000194 W6/W50.9822 34267 0.6021 34273 6最大L/D 13 W7/W60.995 34273 0.6021 34270 -3巡航L/D 11.258 W7/W00.7801 34270 0.6021 34271 1巡航速度442.5 W f/W00.2199 34271 0.6021 34271 -1(M=1.5)v (m/s)可见如果航程要求增加33.3%（500Km ），起飞重量要增加量为3427132051100%7.0%32051-⨯=，所以最大起飞状态下提高航程也是有效的综合考虑正常起飞状态和最大载重状态，考虑到战争的需要和飞机起飞重量限制，我们选定作战半径1800KM ，经过迭代此时正常起飞重量为23349Kg ，最大起飞重量为33358Kg 。